關(guān)老師講稿最終版本

1、 大型飛機(jī)強(qiáng)度分析大型飛機(jī)強(qiáng)度分析 關(guān)志東 北航飛機(jī)所 2007.111.1作用在飛機(jī)上的外力作用在飛機(jī)上的外力飛機(jī)在飛行過(guò)程中受到各種載荷的作用。影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的載荷主要有l(wèi)飛行中的空氣動(dòng)力D、L、Cl發(fā)動(dòng)機(jī)推力Fl質(zhì)量力（重力及慣性力）ml著陸時(shí)地面沖擊力l局部載荷（如增壓座艙中增壓載荷）l次要載荷（如在運(yùn)輸和維護(hù)中引起載荷）mF飛機(jī)的外載荷飛機(jī)的外載荷垂直面內(nèi)曲線飛行中作用于飛機(jī)上的力垂直面內(nèi)曲線飛行中作用于飛機(jī)上的力力的平衡力的平衡與質(zhì)量無(wú)關(guān)力的合力用Rbi表示質(zhì)量力用其合力Rm表示根據(jù)達(dá)朗伯原理在這些力的作用下，在飛機(jī)質(zhì)心處合力平衡：Rbi=Rm過(guò)載的概念過(guò)載的概念 作用于飛機(jī)或部

2、件上載荷的程度可以用無(wú)量綱的過(guò)載值n表示過(guò)載n可理解為合力Rbi與飛機(jī)重力G之比 過(guò)載n是矢量，在一般情況下它的方向與速度坐標(biāo)系各軸不一致。n在坐標(biāo)軸上的投影用nx.ny,nz表示1.21.2典型飛行情況和機(jī)動(dòng)過(guò)載典型飛行情況和機(jī)動(dòng)過(guò)載過(guò)載沿主軸分量經(jīng)過(guò)推倒，可以表示為過(guò)載ny決定飛機(jī)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量和機(jī)動(dòng)性: ny越大，法向加速度就越大，當(dāng)飛機(jī)速度一定時(shí)，曲率半徑R越小，則飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性越好ny越大，作用在飛機(jī)上升力L也越大，大多數(shù)情況航空結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度由升力值L=nyG確定在水平面內(nèi)的曲面飛行在水平面內(nèi)的曲面飛行 等速水平盤(pán)旋是飛機(jī)主要機(jī)動(dòng)飛行之一，當(dāng)飛行速度增大時(shí)，如作小半徑盤(pán)旋，則需要用大迎角

3、飛行以產(chǎn)生大的并力，從而產(chǎn)生較大的升力的水平分量Lsin 與盤(pán)旋所產(chǎn)生的離心慣性力平衡，很明顯需要大的傾斜角，此時(shí)將產(chǎn)生相當(dāng)大的過(guò)載；同時(shí)，升力增加引起阻力增加，故需要增大推力。平直飛行情況平直飛行情況飛機(jī)作水平直線等速飛行情況，飛機(jī)上所受載荷處于靜平衡狀態(tài)，飛機(jī)無(wú)任何方向的加速度，此時(shí)外載荷特點(diǎn)是：1.31.3過(guò)載系數(shù)過(guò)載系數(shù)過(guò)載n又稱為過(guò)載系數(shù)即飛機(jī)所受質(zhì)量力之外的外力總和與飛機(jī)重力之比。過(guò)截系數(shù)是飛機(jī)設(shè)計(jì)中的一個(gè)重要參數(shù)，n越大，飛機(jī)機(jī)動(dòng)性好；但過(guò)載系數(shù)增加，空氣動(dòng)力載荷增加，結(jié)構(gòu)質(zhì)量隨之增加，從而導(dǎo)致機(jī)動(dòng)性降低。飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)合理選取最大過(guò)載值。最大使用過(guò)裁的確定最大使用過(guò)裁的確定 由過(guò)

4、載定義可知，當(dāng)飛行某一瞬時(shí)G不變，最大過(guò)載值nymax在理論上可由Lmax值確定：限制最大使用過(guò)載的因素限制最大使用過(guò)載的因素飛機(jī)本身穩(wěn)定性和慣性以及操縱效率的限制。低速飛行時(shí)受到氣流分離條件的限制。在超聲速飛行時(shí)，受到飛機(jī)平衡條件的限制。對(duì)于載人飛機(jī)，人員生理是限制最大過(guò)載n的最主要因素之一。人如果受到較大的過(guò)載，會(huì)便人的各部分重力發(fā)生變化，從而形成生理病態(tài)。 當(dāng)n=2-3時(shí)，人會(huì)感覺(jué)不舒服，心率過(guò)快、頭暈和惡心等； 當(dāng)n=5-6時(shí)，會(huì)產(chǎn)生眼發(fā)黑及昏迷等最大使用過(guò)載最大使用過(guò)載n nsymaxsymax的確定的確定飛機(jī)的過(guò)載系數(shù)是最重要的原始參數(shù)之一，是表征飛機(jī)機(jī)動(dòng)性的重要參數(shù)。過(guò)載值的大小

5、應(yīng)根據(jù)飛機(jī)的用途確定。各國(guó)的強(qiáng)度規(guī)范都是根據(jù)本國(guó)的實(shí)際情況，對(duì)飛機(jī)進(jìn)行分類(lèi)。第一類(lèi)飛機(jī)：可以完成全部特技飛行的飛機(jī)，稱全特技類(lèi)，最大使用過(guò)載大于等于。第二類(lèi)飛機(jī)：可以完成部分特技飛行的飛機(jī)，稱半特技類(lèi)，最大使用過(guò)載大于小于。第三類(lèi)飛機(jī)：不能作特技飛行的飛機(jī)，稱非特技類(lèi)，最大使用過(guò)載大于.小于?？紤]飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的過(guò)載考慮飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的過(guò)載以上分析是將飛機(jī)作為質(zhì)點(diǎn)分析，但實(shí)際上，飛機(jī)是有一定尺寸的物體。飛機(jī)在空中飛行時(shí)通常既有平移運(yùn)動(dòng)，又有繞質(zhì)心的三個(gè)坐標(biāo)軸方向的轉(zhuǎn)動(dòng)。若飛機(jī)在對(duì)稱面內(nèi)作曲線運(yùn)動(dòng)，平尾上載荷使飛機(jī)產(chǎn)生繞z軸轉(zhuǎn)動(dòng)的角速度和角加速度，會(huì)產(chǎn)生在x和y方向上的過(guò)載增量。xxyyangang 大

6、氣紊流引起顛簸過(guò)載（突風(fēng)過(guò)載）大氣紊流引起顛簸過(guò)載（突風(fēng)過(guò)載） 空氣中氣流是不平靜的，氣團(tuán)移動(dòng)會(huì)引起水平突風(fēng)和垂直突風(fēng)，其強(qiáng)度Vw能達(dá)到15 20ms。突風(fēng)可能是單突風(fēng)也可能是大的同一頻率的循環(huán)突風(fēng)。當(dāng)飛機(jī)遇到突風(fēng)時(shí)會(huì)感到顛簸，因而承受很大的過(guò)載，即顛簸過(guò)載（或突風(fēng)過(guò)載）。計(jì)算突風(fēng)載荷的方法計(jì)算突風(fēng)載荷的方法離散陣風(fēng)分析方法離散陣風(fēng)分析方法: : 離散陣風(fēng)分析方法是把大氣擾動(dòng)理想化為具有一定形狀、一定梯度距離以及一定強(qiáng)度的單個(gè)孤立突風(fēng)，其強(qiáng)度一般用當(dāng)量突風(fēng)速度表示。將飛機(jī)視為剛體，求出附加過(guò)載的峰值。此法對(duì)低速小型飛機(jī)較合適。計(jì)算突風(fēng)載荷的方法計(jì)算突風(fēng)載荷的方法連續(xù)紊流分析方法（動(dòng)態(tài)離散陣風(fēng)法

7、）：連續(xù)紊流分析方法（動(dòng)態(tài)離散陣風(fēng)法）： 連續(xù)紊流分析方法是使用頻譜法把大氣的紊流循環(huán)處理成連續(xù)隨機(jī)過(guò)程。紊流功率譜在頻率域內(nèi)表示為擾動(dòng)函數(shù)，要求用動(dòng)態(tài)分析方法確定柔性結(jié)構(gòu)的響應(yīng)，并建立兩種設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，即任務(wù)分析準(zhǔn)則和設(shè)計(jì)包線準(zhǔn)則。對(duì)飛機(jī)進(jìn)行結(jié)構(gòu)受載分析時(shí)，應(yīng)同時(shí)采用這兩種設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，并取其最大值進(jìn)行結(jié)構(gòu)強(qiáng)度計(jì)算。此方法對(duì)薄翼型、高速或大型飛機(jī)合適。下面以離散陣風(fēng)分析法為例介紹突風(fēng)載荷。垂直突風(fēng)垂直突風(fēng)1.1.垂直突風(fēng)垂直突風(fēng) 垂直突風(fēng)是各種方向突風(fēng)中最嚴(yán)重情況。當(dāng)飛機(jī)處于直線水平無(wú)側(cè)滑飛行時(shí)，遭遇到一個(gè)確定形狀和強(qiáng)度的孤立垂直突風(fēng)vw，飛機(jī)與氣流相對(duì)速度的方向和大小均發(fā)生變化。由于飛行速度v v

8、w，可認(rèn)為飛機(jī)仍以v速度相對(duì)空氣運(yùn)動(dòng)，只增加機(jī)翼迎角 ， 則升力增量L為wv v2hwLLKCS 垂直突風(fēng)垂直突風(fēng) 由上述公式可看出，突風(fēng)引起過(guò)載和平尾上載荷與突風(fēng)速度以及飛行當(dāng)量速度成正比。當(dāng)駕駛員發(fā)現(xiàn)前方有較大突風(fēng)時(shí)，則降低飛行速度，從而降低突風(fēng)載荷。有時(shí)垂直突風(fēng)雖然小于20 m/s，而突風(fēng)會(huì)引起機(jī)翼隨時(shí)間的變形以及加速度和慣性力的變化；此時(shí)，由于彈性力和慣性力相互作用的結(jié)果將出現(xiàn)振動(dòng)。當(dāng)外部載荷的頻率與結(jié)構(gòu)固有振動(dòng)頻率重合時(shí)會(huì)出現(xiàn)非常不利的情況。循環(huán)載荷能引起重型飛機(jī)較大過(guò)載，翼尖的過(guò)載可能超過(guò)7。 水平突風(fēng)水平突風(fēng) 飛機(jī)以速度v水平飛行時(shí),在某一瞬間迎面而來(lái)的水平突風(fēng)u，升力便有一個(gè)增

9、量，其總升力為： 相應(yīng)的過(guò)載： 水平突風(fēng)即使非常強(qiáng)烈,u/v也不會(huì)超過(guò)0.15。因此，水平突風(fēng)的過(guò)載增量不大，總過(guò)載不會(huì)大于1.3-1.5，對(duì)強(qiáng)度的影響很小，可以不考慮。212LhLC Svu221yLv uunGvv 1 14 4飛機(jī)對(duì)稱機(jī)動(dòng)飛行包線和飛機(jī)對(duì)稱機(jī)動(dòng)飛行包線和相應(yīng)參數(shù)確定相應(yīng)參數(shù)確定 由過(guò)載系數(shù)定義可得到n=L/G=qSCL/G,因此過(guò)載系數(shù)n、速壓q和飛機(jī)重力G決定了作用在飛機(jī)上的外載荷。下面討論q和G的確定。 1.1.外載荷計(jì)算中飛機(jī)重力外載荷計(jì)算中飛機(jī)重力G G的確定的確定 在飛機(jī)使用過(guò)程中飛機(jī)的質(zhì)量是變化的。在計(jì)算外載荷時(shí)，如果G取得較大，則偏于安全，但結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加，性

10、能下降；反之，則偏于不安全。因此，強(qiáng)度規(guī)范中根據(jù)各受載情況規(guī)定了下列設(shè)計(jì)質(zhì)量。（1 1）基本飛行設(shè)計(jì)質(zhì)量）基本飛行設(shè)計(jì)質(zhì)量m mifif 基本飛行設(shè)計(jì)質(zhì)量，即前幾節(jié)討論中所指的飛機(jī)質(zhì)量，它和最大使用過(guò)載系數(shù)值是飛機(jī)外載荷計(jì)算、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和強(qiáng)度計(jì)算的重要參數(shù)。它基本上確定了一架飛機(jī)的強(qiáng)度水平。如果基本飛行設(shè)計(jì)質(zhì)量取大了，會(huì)影響飛機(jī)性能；反之，會(huì)影響飛機(jī)的安全。強(qiáng)度規(guī)范中對(duì)mif。進(jìn)行了如下規(guī)定：對(duì)于殲擊機(jī)、強(qiáng)擊機(jī)和殲擊教練機(jī)，應(yīng)根據(jù)空機(jī)質(zhì)量、乘員、滑油、氧氣質(zhì)量、按戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求攜帶的基本武器質(zhì)量以及50的機(jī)內(nèi)燃油質(zhì)量（不含超載燃油）之和確定；或者根據(jù)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求確定。因?yàn)閼?zhàn)斗機(jī)在訓(xùn)練飛行和與敵機(jī)格

11、斗時(shí)才作最大使用過(guò)載的機(jī)動(dòng)飛行，此時(shí)應(yīng)已爬到一定的作戰(zhàn)高度并進(jìn)到作戰(zhàn)區(qū)域，且機(jī)內(nèi)燃油已消耗約50。對(duì)于其他類(lèi)飛機(jī)，應(yīng)根據(jù)帶有基本有效載重質(zhì)量，減去暖機(jī)、滑跑以及爬升所消耗燃油質(zhì)量確定，或根據(jù)戰(zhàn)術(shù)（使用）技術(shù)要求確定。（2 2）最小飛行質(zhì)量）最小飛行質(zhì)量m mminmin 不能作機(jī)動(dòng)飛行的飛機(jī)，應(yīng)規(guī)定最小飛行質(zhì)量。因?yàn)轱w機(jī)的質(zhì)量輕，陣風(fēng)會(huì)使飛機(jī)產(chǎn)生較大的過(guò)載，這時(shí)氣動(dòng)力和慣性載荷綜合結(jié)果可能是飛機(jī)的嚴(yán)重設(shè)計(jì)狀態(tài)。故規(guī)范中對(duì)最小飛行質(zhì)量作如下規(guī)定，即最小飛行質(zhì)量mmin為飛機(jī)空機(jī)質(zhì)量、機(jī)內(nèi)有用及無(wú)用燃油質(zhì)量的5（或按有關(guān)規(guī)定的燃油儲(chǔ)備）、與燃油相應(yīng)的滑油和最少乘員質(zhì)量之和。（3 3）最大設(shè)計(jì)質(zhì)量）

12、最大設(shè)計(jì)質(zhì)量m mmaxmax 最大設(shè)計(jì)質(zhì)量是飛機(jī)攜帶最大機(jī)內(nèi)、外裝載，而不扣除暖機(jī)、滑跑和爬升時(shí)燃油的質(zhì)量。該項(xiàng)質(zhì)量主要用于計(jì)算地面滑行、起飛和飛行載荷，以及防止顫振和振動(dòng)計(jì)算時(shí)采用。（4 4）著陸設(shè)計(jì)質(zhì)量）著陸設(shè)計(jì)質(zhì)量m mzlzl不同類(lèi)型飛機(jī)的著陸設(shè)計(jì)質(zhì)量有所差別，即不同類(lèi)型飛機(jī)扣除25%-60%的機(jī)內(nèi)燃油。著陸設(shè)計(jì)質(zhì)量為不計(jì)外掛裝載和機(jī)外燃油以及扣除一定百分比機(jī)內(nèi)燃油后質(zhì)量。計(jì)算著陸載荷時(shí)應(yīng)采用著陸設(shè)計(jì)質(zhì)量。 2.2.最大平飛速度和極限速度的確定最大平飛速度和極限速度的確定影響載荷大小的主要參數(shù)之一是速壓q，速壓相同時(shí)，各個(gè)高度的速度V將不同。故在強(qiáng)度計(jì)算中，將各個(gè)高度上飛行速度Vh以

13、速壓相同的條件折算到海平面速度 Vdl(Vdl稱為當(dāng)量空速），即 、 分別為高度H的空氣密度和海平面空氣密度在強(qiáng)度計(jì)算中采用當(dāng)量空速Vdl比較方便。因此，機(jī)動(dòng)飛行包線和陣風(fēng)載荷計(jì)算均采用當(dāng)量空速。0hdlhhhvvvh0（1 1）最大平飛速度）最大平飛速度v vmaxmax飛機(jī)在基本飛行設(shè)計(jì)質(zhì)量和飛機(jī)正常飛行的外形（起落架和襟翼收上，炸彈艙門(mén)關(guān)閉的基本外形）情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)處于最大推力（額定推力或最大加力）狀態(tài)下飛機(jī)能作定常直線平飛的最大速度。該最大平飛速度Vmax由戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求（或使用要求）確定。在H高度，飛機(jī)保持飾vh水平飛行所需推力被稱為需用推力；發(fā)動(dòng)機(jī)在這一高度下可能發(fā)出的推力被稱為可用

14、推力。需用推力和可用推力隨飛行高度和飛行速度變化。當(dāng)需用推力等于可用推力時(shí)，得到該高度上最大平飛速度Vmax，則可得qmax。qmax被稱為使用限制速壓。（2 2）極限速度）極限速度v vjxjxqmax是由平飛時(shí)根據(jù)需用推力等于可用推力求得的，但qmax不能直接用來(lái)保證結(jié)構(gòu)的安全。飛機(jī)可能獲得比最大平飛速度還大的速度，用vmax,max表示，與vmax,max對(duì)應(yīng)的qmax,max稱強(qiáng)度極限速壓.qmax,max太大將使結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加,所以在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，對(duì)qmax,max要進(jìn)行限制。飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)，根據(jù)不同類(lèi)型飛機(jī)選定，取 qmax,max=Kqmax 式中，系數(shù)K根據(jù)不同類(lèi)型飛機(jī)確定，K=11-

15、1.5。飛行時(shí),駕駛員將采取限制飛機(jī)俯沖高度及打開(kāi)減速板等措施來(lái)限制qmax,max。（2 2）極限速度）極限速度v vjxjx我國(guó)軍機(jī)強(qiáng)度規(guī)范規(guī)定極限速度Vjx為下列各種情況下可能達(dá)到的最大速度，即飛機(jī)在基本外形或高阻外形下使用發(fā)動(dòng)機(jī)推力，或戰(zhàn)斗機(jī)以小角度或大角度俯沖，或轟炸機(jī)和運(yùn)輸機(jī)以小角度下滑而減速板工作或不工作，或飛機(jī)經(jīng)受陣風(fēng)作用時(shí)。極限速度vjx是結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的限制速度，考慮了駕駛錯(cuò)誤或遇到相當(dāng)大的陣風(fēng)的情況。極限速度vjx對(duì)應(yīng)的極限馬赫數(shù)Majx比最大平飛速度vmax對(duì)應(yīng)的最大馬赫數(shù)Mamax大0.1。目前，有些型號(hào)的vjx與vmax很接近，甚至相等。對(duì)稱機(jī)動(dòng)飛行包線對(duì)稱機(jī)動(dòng)飛行包線飛

16、機(jī)在飛行中作用在飛機(jī)上的載荷隨飛行高度、速度、飛行姿態(tài)、過(guò)載系數(shù)和飛機(jī)質(zhì)量等變化。為此，根據(jù)理論分析和飛行試驗(yàn)，針對(duì)使飛機(jī)結(jié)構(gòu)易遭到損壞、人員易遭到損傷的載荷情況以及飛機(jī)可能的飛行狀態(tài)，選出有代表性的設(shè)計(jì)情況來(lái)考慮。由對(duì)n,v參數(shù)的分析，可定出飛機(jī)的飛行速度和過(guò)載系數(shù)的范圍，稱為飛行包線。飛行包線用來(lái)限制各項(xiàng)要求的允許飛行區(qū)域。根據(jù)飛機(jī)的飛行性能、操縱性、穩(wěn)定性、戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求，飛機(jī)有許多種飛行包線。在此包線內(nèi)，飛機(jī)是可操縱的，而且強(qiáng)度要求得到保證。1.51.5飛機(jī)在起降過(guò)程中的載荷飛機(jī)在起降過(guò)程中的載荷 飛機(jī)起飛和降落過(guò)程中的載荷主要是地面的反作用力。反作用力通過(guò)起落裝置作用在飛

17、機(jī)上,由平衡條件：1.61.6安全系數(shù)和設(shè)計(jì)載荷安全系數(shù)和設(shè)計(jì)載荷使用載荷使用載荷是指飛機(jī)在正常使用中所允許達(dá)到的最大載荷，或稱為限制載荷(limit load)。在使用載荷作用下，各元件的應(yīng)力臨近材料的比例極限強(qiáng)度，但未出現(xiàn)永久變形。如果超過(guò)該載荷時(shí)，結(jié)構(gòu)可能發(fā)生有害的永久變形。在整個(gè)使用過(guò)程中，使用載荷可能不止一次地遇到，所以飛機(jī)遇到使用載荷后不能有殘余變形，否則就會(huì)影響下次的使用。 安全系數(shù)及設(shè)計(jì)載荷安全系數(shù)及設(shè)計(jì)載荷在飛機(jī)結(jié)構(gòu)實(shí)際設(shè)計(jì)時(shí)，對(duì)靜強(qiáng)度問(wèn)題是采用“設(shè)計(jì)載荷”來(lái)設(shè)計(jì)。設(shè)計(jì)載荷為使用載荷乘以安全系數(shù)。飛機(jī)及各構(gòu)件在該載荷作用下不應(yīng)破壞，故又稱極限載荷(ultimate load)

18、。 安全系數(shù)及設(shè)計(jì)載荷安全系數(shù)及設(shè)計(jì)載荷飛機(jī)結(jié)構(gòu)是個(gè)復(fù)雜的、超靜定的、多傳力通道的受力結(jié)構(gòu)，并大量采用彈塑性材料；當(dāng)某一結(jié)構(gòu)元件在使用載荷下達(dá)到比例極限或在設(shè)計(jì)載荷下某元件達(dá)到破壞強(qiáng)度時(shí)，該元件不能承受更大載荷，但其他元件仍能承受更大的載荷，各結(jié)構(gòu)元件間所承擔(dān)的載荷將重新分配；直到最主要的或較多的受力構(gòu)件破壞時(shí)，整個(gè)結(jié)構(gòu)才破壞。因此，按設(shè)計(jì)載荷來(lái)進(jìn)行設(shè)計(jì)，可充分發(fā)揮超靜定結(jié)構(gòu)的承載能力。飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)時(shí)，結(jié)構(gòu)是否出現(xiàn)了永久變形很難測(cè)準(zhǔn)，而結(jié)構(gòu)是否破壞則較容易準(zhǔn)確測(cè)得，因而采用設(shè)計(jì)載荷進(jìn)行最后的破壞試驗(yàn)驗(yàn)證，不僅便于測(cè)試，而且更符合實(shí)際使用要求。 安全系數(shù)及設(shè)計(jì)載荷安全系數(shù)及設(shè)計(jì)載荷 安全系數(shù)

19、為設(shè)計(jì)載荷與使用載荷之比。其物理意義為實(shí)際使用載荷增大到多少倍結(jié)構(gòu)才會(huì)被破壞，該倍數(shù)就是安全系數(shù)。引入安全系數(shù)主要出于下列幾方面的考慮： 在使用載荷作用下，飛機(jī)結(jié)構(gòu)沒(méi)有永久變形或屈服。 在使用時(shí)可能出現(xiàn)超過(guò)規(guī)定的機(jī)動(dòng)動(dòng)作或未估計(jì)到的突風(fēng)，從而出現(xiàn)大于規(guī)定的使用載荷。 結(jié)構(gòu)中可能存在初始缺陷（如材料和工藝引起的缺陷而未被檢測(cè)出）。 設(shè)計(jì)和試驗(yàn)精度引起誤差。 重復(fù)載荷作用和剛度要求。安全系數(shù)及設(shè)計(jì)載荷安全系數(shù)及設(shè)計(jì)載荷安全系數(shù)f取得太小，則不安全；f取得太大，則結(jié)構(gòu)質(zhì)量太大，造成飛機(jī)性能下降。目前，外載荷計(jì)算和結(jié)構(gòu)分析逐步精確，材料和制造工藝過(guò)程逐步完善，材料的屈服強(qiáng)度水平不斷提高（材料的破壞強(qiáng)度

20、和屈服強(qiáng)度之比小于1.5)，并且使用中重復(fù)載荷和溫度影響、結(jié)構(gòu)中初始缺陷等已做單獨(dú)計(jì)算和分析，故目前情況一般安全系數(shù)取1.5。對(duì)強(qiáng)度、剛度和使用壽命有特殊要求的結(jié)構(gòu)則另行考慮。第三章第三章 飛機(jī)強(qiáng)度計(jì)算方法飛機(jī)強(qiáng)度計(jì)算方法3.1 概論3.1.1 3.1.1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)簡(jiǎn)介飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)簡(jiǎn)介1.飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)基本要求 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的任務(wù)是，根據(jù)飛機(jī)總體設(shè)計(jì)的要求，在設(shè)計(jì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)時(shí)，應(yīng)滿足下列基本要求。 （1）氣動(dòng)外形要求 （2）質(zhì)量輕要求 （3）使用維護(hù)要求 （4）工藝要求 （5）經(jīng)濟(jì)性要求 以上基本要求往往是互相矛盾和制約的，在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)綜合考慮上述要求，達(dá)到最佳設(shè)計(jì)點(diǎn)。3.1 概論2. 飛機(jī)結(jié)構(gòu)

21、設(shè)計(jì)的基本內(nèi)容 明確結(jié)構(gòu)使用條件、生產(chǎn)條件和協(xié)調(diào)關(guān)系。根據(jù)強(qiáng)度規(guī)范，確定外載荷、載荷分布和安全系數(shù)。 在飛機(jī)總體設(shè)計(jì)階段進(jìn)行部位安排及結(jié)構(gòu)布局。初珍確定各部件和結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)方案、主要受力構(gòu)件安排與協(xié)調(diào)，進(jìn)行初步設(shè)計(jì)和質(zhì)量估算。 在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)階段需對(duì)結(jié)構(gòu)方案做進(jìn)一步的詳細(xì)比較，并進(jìn)行靜強(qiáng)度初步估算；通過(guò)設(shè)計(jì)計(jì)算初步確定各部件結(jié)構(gòu)的初步尺寸；然后進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)和進(jìn)一步結(jié)構(gòu)方案比較最后通過(guò)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)詳細(xì)打樣設(shè)計(jì)確定結(jié)構(gòu)詳細(xì)打樣圖。 3.1 概論2. 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的基本內(nèi)容（續(xù)） 對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算（包括靜、動(dòng)強(qiáng)度，初步的疲勞和損傷容限分析）和剛度計(jì)算在計(jì)算過(guò)程中如有必要時(shí)需進(jìn)行零、構(gòu)件的模擬試

22、驗(yàn)和強(qiáng)度、振動(dòng)以及氣動(dòng)彈性的基本試驗(yàn)。如強(qiáng)度和剛度不能滿足要求，則需要修改結(jié)構(gòu)形式和尺寸。 繪制全套生產(chǎn)圖紙和編制相應(yīng)的技術(shù)文件。 對(duì)全機(jī)進(jìn)行疲勞壽命和疲勞強(qiáng)度計(jì)算，并且進(jìn)行耐久性和損傷容限分析。給出結(jié)構(gòu)使用壽命和檢查周期。 根據(jù)制造、全機(jī)靜力試驗(yàn)、試飛、全機(jī)疲勞試驗(yàn)、耐久性和損傷容限試驗(yàn)中問(wèn)題，修改結(jié)構(gòu)生產(chǎn)圖紙和技術(shù)文件3.1 概論3.1.2 3.1.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想的演變飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想的演變 為了保證飛機(jī)飛行的安全可靠性，在結(jié)構(gòu)強(qiáng)度方面的設(shè)計(jì)思想隨著生產(chǎn)實(shí)踐不斷發(fā)展。其發(fā)展過(guò)程大致可分為下列五個(gè)階段： 1.靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)階段 在20世紀(jì)30年代之前，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)首先考慮結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度要求。在設(shè)

23、計(jì)中采用設(shè)計(jì)載荷法，即設(shè)計(jì)載荷為使用載荷乘以安全系數(shù)。靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則為結(jié)構(gòu)的破壞載荷（或稱極限載荷）大于等于結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)載荷?？捎霉奖磉_(dá)為：3.1 概論 2.靜、動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)階段 約自1932年開(kāi)始，在“英國(guó)?？哲婏w機(jī)設(shè)計(jì)要求AP-970”中已有防顫振要求，在飛機(jī)使用過(guò)程中還發(fā)現(xiàn)過(guò)其他氣動(dòng)彈性問(wèn)題，如機(jī)翼發(fā)散與副翼反逆（或稱副翼失效）。與以上防顫振要求合在一起，可以概括為：3.1 概論 3.靜強(qiáng)度、動(dòng)強(qiáng)度、疲勞安全壽命設(shè)計(jì)階段 一在第二次世界大戰(zhàn)以后的10年中、世界各國(guó)的軍用機(jī)和民用機(jī)中出現(xiàn)了多起疲勞破壞事故，尤以1954年英國(guó)“彗星”噴氣式旅客機(jī)的災(zāi)難性事故給人印象特深。此后，飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)除靜

24、強(qiáng)度、動(dòng)強(qiáng)度要求外，又特別強(qiáng)調(diào)了安全壽命問(wèn)卿。其設(shè)計(jì)準(zhǔn)則：3.1 概論 4.靜動(dòng)強(qiáng)度、疲勞安全壽命和損傷容限設(shè)計(jì)階段 當(dāng)前，使用單位對(duì)飛機(jī)使用壽命的要求不斷提高、使得保證飛機(jī)壽命期內(nèi)的安全問(wèn)題更為重要。但在20世紀(jì)60年代后，原按疲勞安全壽命設(shè)計(jì)的多種飛機(jī)出現(xiàn)斷裂破壞事故，如下表所列。3.1 概論 5.發(fā)展趨勢(shì) 當(dāng)前結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)中存在下列問(wèn)題： （1）經(jīng)濟(jì)性問(wèn)題 （2）結(jié)構(gòu)可靠性設(shè)計(jì)問(wèn)題 （3）全尺寸結(jié)構(gòu)實(shí)驗(yàn)問(wèn)題 （4）日歷壽命問(wèn)題 （5）全機(jī)使用壽命的確定方法 由上述問(wèn)題可知，必須對(duì)現(xiàn)行設(shè)計(jì)規(guī)范進(jìn)行研究，以制定新的飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)規(guī)范。3.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算 飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算是確定結(jié)構(gòu)受力

25、元件的剖面尺寸和形式，使結(jié)構(gòu)能承受強(qiáng)度規(guī)范中所規(guī)定的載荷，而沒(méi)有剩余強(qiáng)度。 結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、評(píng)定結(jié)構(gòu)承載能力的基礎(chǔ)。 結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算步驟：首先求作用于結(jié)構(gòu)整體或部件上的外力，然后再求內(nèi)力，最后驗(yàn)證其強(qiáng)度是否滿足要求。3.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算3.2.1 3.2.1 機(jī)翼和機(jī)身的強(qiáng)度估算機(jī)翼和機(jī)身的強(qiáng)度估算 1.1.初等彎曲理論和減縮系數(shù)初等彎曲理論和減縮系數(shù) （1 1）假設(shè)）假設(shè) 根據(jù)機(jī)翼和機(jī)身結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，需做如下假設(shè)才可以利用材料力學(xué)和薄壁結(jié)構(gòu)力學(xué)理論計(jì)算。 線彈性假設(shè)。（見(jiàn)下一頁(yè)圖）3.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算線彈性假設(shè)圖3.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算 緣條和析條的橫剖面尺寸遠(yuǎn)小于整

26、個(gè)機(jī)冀和機(jī)身的剖面尺寸，因此在計(jì)算時(shí)，可看成集中面積，并略去它們對(duì)自身慣性主軸的矩，如下圖所示。3.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算 薄壁結(jié)構(gòu)的蒙皮承彎能力較弱，尤其在承壓面蒙皮將屈曲失稼。故在計(jì)算時(shí)，將緣條（或析條）之間蒙皮按其承受正應(yīng)力的能力減縮加到緣條（或析條）上，根據(jù)蒙皮受拉或受壓來(lái)確定蒙皮的有效寬度；對(duì)于受壓蒙皮有效面積 為：shf3.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算 （2 2）初等彎曲理論）初等彎曲理論 由曲率方程得到：令則3.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算對(duì)主軸的慣性矩為：正應(yīng)力為：通常在計(jì)算時(shí), 因較小可以忽略不計(jì)。減縮系數(shù) 取決于最終的正應(yīng)力 ，而 為未知的，所以采用逐步近似的方法（迭代法）來(lái)計(jì)算減縮系數(shù) 和正應(yīng)力 。3.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算 例如，對(duì)于機(jī)身剖面假設(shè)離中性軸最遠(yuǎn)的長(zhǎng)桁K正好達(dá)到臨界狀態(tài)，則 此時(shí)機(jī)身的彎曲半徑 為： 于是，其他長(zhǎng)桁處的應(yīng)變?yōu)椋?根據(jù) 得各點(diǎn)的減縮系數(shù) ，然后進(jìn)行反復(fù)迭代而得到最后的 值