飛行器結構設計總復習

1、靜強度設計：安全系數(shù)f I Pd設計載荷Pe使用載荷Pu極限載荷靜強度設計準則：結構材料的極限載荷大于或等于設計載荷，即認為結構安全Pu Pd載荷系數(shù)定義：除重力外，作用在飛機某方向上的所有外力的合力與當時飛機重量的比值，1、表示了作用于飛機重心處除重力外的外力與飛機重力的比值關系;2、表示了飛機質(zhì)量力與重力的比率。1、載荷系數(shù)確定了，則飛機上的載荷大小也就確定了；2、載荷系數(shù)還表明飛機機動性的好壞。稱為該方向上的載荷系數(shù)。載荷系數(shù)實用意義:著陸載荷系數(shù)的定義:載荷系數(shù)的物理意義：起落架的實際著陸載荷Pg與飛機停放地面時起落架的停機載荷POig之 41.桿只能承受（或傳遞）沿桿軸向的分布力或集

2、中力。2. 薄平板適宜承受在板平面內(nèi)的分布載荷，包括剪流和拉壓應力，不能傳彎。沒有加強件加 強時，承壓的能力比承拉的能力小得多，不適宜受集中力。厚板能承受一定集中力等。3. 三角形薄板不能受剪。剛度分配原則：在一定條件下（如機翼變形符合平剖面假設），結構間各個原件可直接按照本身剛度的大小比例來分配它們共同承擔的載荷，這種正比關系稱為“剛度分配原則”P1I1E1F仁 P2l2e2f2 K=EF/Ip 1/p2=k1/k2p 仁k1 p/（k1+k2）（翼面結構的典型受力形式及其構造特點：1. 薄蒙皮梁式：蒙皮很薄，縱向翼梁很強，縱向長桁較少且弱，梁緣條的剖面與長桁相比要大得多，當布置有一根縱梁時

3、同時還要布置有一根以上的樅墻。常分左右機翼-用幾個集中接頭相連。2. 多梁單塊式：蒙皮較厚，與長桁、翼梁緣條組成可受軸向力的壁板承受總體彎矩；縱向長桁布置較密，長桁截面積與梁的截面積比較接近或略?。涣夯驂εc壁板形成封閉的盒段，增強了翼面結構的抗扭剛度。為充分發(fā)揮多梁單塊式機翼的受力特征，左右機翼一般連成整體貫穿過機身，但機翼本身可能分成幾段。但結合受集中）Ma較大的的超音速飛3. 多墻厚蒙皮式：布置了較多的樅墻，厚蒙皮，無長桁，有少肋、多肋兩種，力的需要，至少每側機翼上要布置35個加強翼肋?？梢詻]有普通肋。大型高亞音速運輸機或有些超音速戰(zhàn)斗機采用多梁單塊式翼面結構， 機多采用多墻（或多梁）或機

4、翼結構。在翼梁平面有腹板局部失穩(wěn)問題：翼梁緣條受軸向壓力時，由于在蒙皮平面內(nèi)有蒙皮支持，支持，因此一般不會產(chǎn)生總體失穩(wěn)，但需考慮其局部失穩(wěn)問題。 翼梁的主要功用承受或傳遞機翼的剪力Q和彎矩M。（各典型形式（梁式、單塊式、多墻式）受力特點的比較： 機翼結構受力形式的發(fā)展主要與飛行速度的發(fā)展有關。速度的增加促使機翼外形改變并提高了對結構強度、剛度、外形的要求。比較三者的受力特點可以發(fā)現(xiàn)，單純的梁式、薄蒙皮和 弱長桁均不參加機翼總體彎矩的傳遞，只有梁的緣條承受彎矩引起的軸力。對于高速飛機， 由于氣動載荷增大，而相對厚度減小又導致了機翼結構高度變小，只靠梁來承彎將使承彎構件的有效高度減?。患又畬γ善ぞ?/p>

5、部剛度和機翼扭轉(zhuǎn)剛度要求的提高，促使蒙皮增厚，長桁增多、增強。因此，在單塊式、多墻式機翼中，蒙皮、長桁，乃至主要是蒙皮發(fā)展成主要的 承彎構件。由于蒙皮、長桁等受軸向力的面積較之梁緣條更為分散、更靠近外表面，故承彎 構件有效高度較大，因此厚蒙皮翼盒不僅承扭能力較高，抗彎特性也較好，因此，此種機翼桁梁截面積大， 長桁少且弱，蒙皮較薄。 由彎曲引起的軸向力主要由桁梁承受， 蒙皮和長桁只承受很小部分軸力。剪力全部由蒙皮承受。長桁較密，較強，蒙皮較厚。彎曲引起軸向力由許多桁條和較厚蒙皮組成的壁板來承受，剪力全部由蒙皮承受。蒙皮上不適宜大開口?，F(xiàn)代飛機多數(shù)采用 桁條式結構（桁條式和桁梁式統(tǒng)稱為半硬殼式機身

6、）。硬殼式機身結構是由蒙皮和少量隔框組成的。其特點是沒有縱向構件， 蒙皮厚。由厚蒙皮承受機身引起全部軸力和剪力，隔框承受機身、蒙皮等的集中力。）口蓋按受力特性分為：不受力口蓋、受剪口蓋與受軸向力口蓋。不受力口蓋不參與整體受力，只受口蓋上的局部氣動載荷。受剪口蓋能傳遞原開口處所需傳遞的剪流。受軸向力口蓋除了能傳遞原開口處所需傳遞的剪流外，還能傳遞原開口處軸向力。2、桁條式:3、硬殼式:結果一般來說材料利用率較高。 在承受總體力中的剪力和扭矩時，幾種形式中各元件的作用基本相同。）后掠機翼特性：后掠機翼比相應的直機翼將更為細、長、薄，致使它的彎曲剛度、扭轉(zhuǎn)剛度都比直機翼差。后掠效應：應力向后緣集中的

7、現(xiàn)象。后掠角越大，后掠效應越嚴重。三角機翼特點：很長的翼肋在載荷作用下容易產(chǎn)生橫向彎曲，機翼垂直于翼弦的剛度較差。當機翼為中單翼時，不易做到使整個機翼貫穿機身。三角機翼由于根梢比大,以致翼尖比較薄，前后緣也比較薄。加強框：主要功用是將裝載的質(zhì)量力和其他部件上的載荷經(jīng)接頭傳到機身結構上的集中力加 以擴散，然后以剪流的形式傳給蒙皮。（機身結構典型受力形式：一H1 B1i4la：11k（） AmZOA附-q： 63- 50（a）扭矩的傳遞/誌1、桁梁式：BA圖 3.50(b)Qi a1111ifl g圖Q：iBq：tJ剪力的分布3. 50d）彎矩的傳遞1=前梁：2-三角上5扳：$-申央St 6-長桁

8、I,B O；11r1o111 +扳）IIi5/彳AHhq嘰_ ai14 11、J-Aq：剪力的傳遞CdC6A、3-根肋：4-邊加強肋;7-申央盒牧；S-外我b3M,；,* I I IAGM.V=520H= 1000m處，以速度R= 690m 和 R= 680m(加力3 .某飛機的戰(zhàn)術、技術要求中規(guī)定：該機應能在高度Km/h和V= 625km/ h（加力狀態(tài)）作盤旋半徑不小于 狀態(tài)）的正規(guī)盤旋（題圖2.4）。求（1）該機的最大盤旋角和盤旋過載系數(shù)ny;（2）此時機身下方全機重心處掛有炸彈，重Gb= 300kg，求此時作用在炸彈鉤上的載荷大小及方向（1kgf = 9.8N）。解答:(1) nyco

9、s2V cYsin mX10r 丫1OYcos G 由與得:tggr1000 2 (520 ) 36003.085 9.8 69072.04 (非加力)tg(625 型0)236006809.84.52377.5 (加力)ny4.6cos(2)Xi2vm r一、一雙粱機翼，外翼傳到2#肋剖面處的總體內(nèi)力分別力剪力彎矩M=5 X 103 Kn - m、扭矩Mt= 30 kN m。已知前、后粱的平均剖面抗彎剛度為1010kN mm2、El后=2 X 1010kN mm2 ;前、后閉室平均剖面抗扭剛度為 kN mm2 , Kt 后=109 kN mm2。求：(1)當L前=L后=1500 mm時，Q、

10、M、Mt在2#肋剖面如何分配(題圖3. 2(a)?Q= 100 kN(作用在剛心上),EI前=Kt 前=5X 108(2) 當 L 前=3000 mm、L 后=1500 mm 時，Q、3. 2(b)?(計算扭矩分配時，假設不考慮前、后閉室之間和M、Mt在此剖面又如何分配(題圖1#肋對前閉室的影響)。3. t2EJ2(1) Q的分配K= LL前=L后只與2EJ有關KQ2EJ1Q1=K1 K2=卞EJ1Q(EJ1 EJ2 ) Q = EJ1 EJ2 =丄Q12= 0.333Q=3330kg = 33.3KNQ2 = 6670kg = 66.7KNKJM的分配K= L關系式仍同上2M 1= 0.33

11、35 105 = 1666.7 KN mM2= 0.6675 105 = 3335 KN m(3) Mt的分配5MtMti= 5 10 = 0.333 3 103 = 0.999103 kg.m = 10 KN mMt2 = 0.667 3 103 = 2.001103 kg.m = 20 KNm三.請畫出以下各指定翼肋的力平衡圖和內(nèi)力圖(題圖3.4)。(1)薄蒙皮雙粱式機翼，I肋在氣動載荷作用下：(a)前、后緣未略去，(b)若略 去前、后緣的氣動載荷和結構。LK(2)該機翼前粱轉(zhuǎn)折處的n助在傳遞總體彎矩M時所受的裁荷，畫出其力平衡圖和內(nèi)力圖:(a)剖面筒化為矩形；(b)剖面上、下為曲線。CD

12、I1匚匸二I(a)(3)薄蒙皮雙梁式機翼，川肋后緣受有Y向集中力P。(3)(4)機翼外段為雙梁式，內(nèi)側為三梁式，W肋位于結構布置變化處，畫出傳總體力時，該 肋的力平衡圖和內(nèi)力圖。MlMt22BH = qt22旦H兩閉室對稱，此時 qt1 =2傳fflJIVXI(1 )若5不變，只是兩閉室面積不同，則q仍相同，扭矩引起的剪力與彎矩同上；但剛心位置可能變動，所以多一個扭矩(2 )若5不同，也會引起兩閉室扭剛不同，則在分析Mt時，就會出現(xiàn) Q , M內(nèi)力。(5)薄蒙皮雙梁式機翼V肋后梁上作用有集中力py，求該肋受py力時的平衡圖和內(nèi)力圖(假設前、后粱彎曲剛度相等)。V若前后梁對稱右支點:12 Py +1哇H2BH = 2 Py+ 2BHMtH丄 132 Py+ 4 Py = 4 PyU若前后梁不對稱，例如前梁剛度為后梁的2倍,剛心在 2/3B 處，貝U