第十八講：總復習

飛機結構分析與設計總復習考試時間：2014年6月26日8:00-10:00考試地點：主M201答疑時間：2014年6月24日8:00-12:002第一章緒論飛機結構設計的定義根據(jù)結構設計的原始條件，結合結構設計的基本要求，在飛機總體設計基礎上，提出先進合理的結構形式，進行：結構打樣設計(或稱結構的初步設計)全機結構強度計算、試驗研究繪制結構圖紙、編制相應的技術文件3一.飛機結構設計的基本要求氣動要求——主要對應于結構的性能

滿足總體設計規(guī)定的外形和表面質量要求，保證飛機的氣動升力和阻力特性；滿足剛度要求，保證飛機具有原定良好的穩(wěn)定性和操縱性。2.重量要求——主要對應于結構的經(jīng)濟性

在各種規(guī)定的載荷下，滿足強度、剛度、壽命和可靠性要求，并使結構的重量最輕——即最小重量要求。3.使用維護要求——主要對應于結構的使用過程

為了確保維護、檢修工作的高質量、高效率，結構需要布置合理的分離面和各種開口。4.工藝要求——主要對應于結構的生產(chǎn)過程

飛機的制造工藝性與飛機的經(jīng)濟性。4二.飛機結構設計的原始條件結構外形和空間協(xié)調結構的外載荷和受力特點結構的使用條件結構的生產(chǎn)條件結構的使用條件環(huán)境條件起飛著陸條件維護、檢修條件結構的生產(chǎn)條件飛機產(chǎn)量：產(chǎn)量-效益和工藝-結構設計工廠加工能力：包括設備、人員和工藝等5三.飛機結構設計的基本內容飛機結構設計的范圍：飛機結構主要指受力結構，主要包括：機翼結構、尾翼結構、機身結構、發(fā)動機艙結構、起落架結構和操縱系統(tǒng)的設計結構設計的成果：完成結構(含各部件)裝配圖零、構件生產(chǎn)圖相應的技術文件6飛機結構設計的基本內容：了解結構的使用條件、生產(chǎn)條件和協(xié)調關系，以及總體設計對結構的設計要求(即結構外形尺寸、重量、結構型式等要求)。根據(jù)強度規(guī)范確定外載荷、載荷分布、安全系數(shù)。進行結構方案比較，初步選定結構方案后進行結構布局和受力構件協(xié)調。進行靜強度初步估算，初步確定各部件結構的基本尺寸，然后進行結構優(yōu)化設計和進一步結構方案比較。最后通過結構優(yōu)化設計確定結構的基本尺寸。畫出結構的詳細打樣圖，進行細節(jié)設計。7對結構進行強度計算(包括靜、動強度，疲勞、耐久性和損傷容限)，在計算過程中如有必要需進行零、構件模擬試驗和強度的基本試驗。如強度不能滿足要求，則修改尺寸或結構形式，使?jié)M足強度要求。繪制全套結構生產(chǎn)圖紙，編制相應的技術文件。對全機進行疲勞壽命和疲勞強度計算。進行耐久性和損傷容限分析、結構可靠性分析、動強度計算，給出結構使用壽命和檢查周期。根據(jù)試造、全機靜力試驗、試飛、全機疲勞試驗、耐久性和損傷容限中發(fā)現(xiàn)的問題，修改結構生產(chǎn)圖紙和技術文件。8有限元素法的基本概念及典型步驟；結構優(yōu)化設計的數(shù)學模型及現(xiàn)有的優(yōu)化方法；并行工程的基本原理；主動控制技術的定義自適應結構的概念智能結構的概念第二章飛機結構設計方法9第三章飛機的外載荷影響飛機結構強度的主要載荷飛行中的空氣動力質量力著陸時的地面沖擊力這章介紹的內容：飛機飛行中的載荷使用過程中，影響飛機結構強度的主要載荷有：10升力Y阻力X動力裝置產(chǎn)生的推力

T起飛著陸時作用在前、主起落架的地面反力Pn

、

Pm飛機各部分的相互作用力Ri外界作用在飛機上的外力有：表面力質量力與飛機的質量m有關的力，其中包括飛機總重G和慣性力N。11飛機在空中飛行時的受力情況可簡化成圖3-1。此時飛機既有平移運動，又有旋轉運動，總的平衡關系為∑Fx

=0,T-X=max=Nx∑Fy

=0,Yw-Yt=m(g+ay)=G+Ny∑Mz

=0,-YwC+Yt(d+c)=Iz

z式中Iz

—飛機繞Z軸的質量慣性矩；

z—飛機繞Z軸的角加速度；其它符號見圖3-1所示。12飛機所受除重力之外的外力總和與飛機重力之比稱為過載系數(shù)

(所有表面力的合力與飛機重量G之比)，用符號n表示。它沿飛機主軸的三個分量為nx、ny、nz

。二、過載系數(shù)的概念1.過載系數(shù)的定義2.過載系數(shù)的物理意義用來計算實際載荷的大小。如果我們知道了飛機的過載系數(shù)，就能很方便地求得飛機實際載荷的大小和方向，這便于設計飛機的結構，檢驗其強度、剛度。過載系數(shù)與飛機機動性等飛行狀態(tài)密切相關，因此它是飛機設計的一個重要參數(shù)。過載系數(shù)表示了飛機實際的外力與飛機重力的關系。它是用倍數(shù)的概念來表示的，是一個相對值。另一方面，過載系數(shù)又表示飛機實際的質量力的情況。3.過載系數(shù)的實際應用13三、飛機對稱機動飛行包線nynymaxnyminAA’DD’CqmaxmaxqCymaxCymin?B(0.5nymax)onynymaxnyminAA’DD’CCyCymaxCyminB0.5nymax14四、安全系數(shù)和設計載荷一、安全系數(shù)等概念的定義使用載荷Pe：飛機在使用中預計各結構可能遇到的最大載荷，或稱為限制載荷(LimitLoad)。在該載荷作用下，飛機各元件的應力臨近材料的比例極限強度σp，但未出現(xiàn)永久變形。設計載荷Pd

：飛機及各結構在其作用下剛好臨近破壞的載荷，或稱為極限載荷(UltimateLoad)。安全系數(shù)f：強度規(guī)范中定義設計載荷與使用載荷之比，即f=Pd/Pe二、安全系數(shù)的物理意義：

其物理意義為實際使用載荷增大到多少倍結構才破壞，這個倍數(shù)就是安全系數(shù)。Pd=f

Pe=f

nG

15第四章機翼、尾翼結構分析與設計一、機翼的功用與要求機翼的功用機翼的用途產(chǎn)生升力保證飛機的橫向穩(wěn)定性、操縱性以及增升增阻效能安裝起落架、發(fā)動機、武器等裝載燃油、軍械、設備等16飛機結構設計的基本要求飛機結構設計的基本要求氣動要求重量要求使用維護要求工藝要求機翼的功用與要求機翼的設計要求與上述四項基本要求是一致的，然而由于功用不同，側重點有所不同。機翼的主要要求：氣動、強度、剛度、壽命、重量要求是主要要求，這是由機翼的功用、載荷和外形特征因素所決定的。17二、

機翼的載荷與內力機翼的外載荷作用在機翼上的載荷有氣動載荷結構質量載荷接點載荷分布載荷集中載荷作為簡化模型，當機翼分成兩半與機身在其側邊相連時，可把每半個機翼看作固定支持或彈性支持在機身上的懸臂梁。若機身為一整體時，則把它看作是支持在機身上的雙支點外伸梁。二、機翼的邊界條件18三、機翼的結構形式機翼元件縱向元件：翼梁、縱墻、桁條橫向元件：普通翼肋、加強翼肋蒙皮組成內部受力骨架機翼結構組成各元件的承載特點表載荷承力元件應力Q翼梁、縱墻腹板剪應力M翼梁、桁條、蒙皮正應力Mt翼梁、縱墻腹板以及蒙皮組成的閉室剪應力19機翼的結構形式1、梁式：主要結構特點是縱向有很強的翼梁，蒙皮較薄，長桁較弱，梁的緣條剖面與長桁剖面相比要大得多。與機身的連接形式梁式機翼通常作成兩個半機翼，即機翼常在機身兩側有設計分離面，并就在此分離面處借助幾個對接接頭與機身連接。分類按翼梁的數(shù)量，可分為單梁式、雙梁式和多梁式（3-5根梁）。機翼的典型結構形式梁式：單梁、雙梁、多梁式單塊式多腹板式混合式20

2、單塊式：主要結構特點是

長桁較多、較強，蒙皮較厚，翼肋較密，一般梁緣條的剖面面積與長桁的剖面面積接近或略大一些，有時只布置縱墻而不采用緣條面積特別大的翼梁。與機身的連接形式為了充分發(fā)揮單塊式機翼的傳力特點，機翼一般作成整體貫穿機身。整個機翼通過幾個接頭與機身相連。優(yōu)點蒙皮在氣動載荷作用下變形較小，氣流質量高。材料向外緣分散，抗彎、抗扭強度及剛度均有所提高。安全可靠性好。缺點結構復雜，對開口敏感。與中翼或機身接合點多，連接復雜。優(yōu)點結構簡單，蒙皮上打開口方便，開口對結構承彎能力影響很??；連接簡單，對接點少。缺點蒙皮未能發(fā)揮承彎作用，蒙皮材料利用不充分；蒙皮易失穩(wěn)，影響氣流質量，增大阻力，并易導致早期疲勞損壞；生存性低。21

3、多腹板式（也叫多墻式）：4、混合式：介于梁式、單塊式、多腹板式之間的機翼結構形式。如多腹板式機翼中墻的緣條也比較強，結構介于多腹板式和多梁式之間。有些機翼為了綜合發(fā)揮各種形式的優(yōu)點，在不同部位采用不同的結構形式。

主要結構特點是

這類機翼布置了較多的縱墻（一般多于5個，有的多達10余個），蒙皮較厚，無長桁，翼肋很少。厚蒙皮單獨承受全部彎矩。與機身的連接形式一般在根部過渡成多梁式結構，然后與機身相連。優(yōu)點抗彎材料分散在剖面上下緣，結構效率高；局部剛度及總體剛度大；受力高度分散（多腹板抗剪、蒙皮分散受彎、多閉室承扭），破損安全特性好，生存性高。缺點不宜大開口；與機身連接點多。22四、平直機翼的傳力分析傳力分析的一般原理1、傳力分析的概念、目的“傳力分析”的一般含義：當支承在某基礎上的一個結構受有某種外載，分析這些外載如何通過結構的各個元件逐步地向支承它的基礎傳遞，則稱此過程為結構的傳力分析。傳力分析的目的：了解結構受力的物理本質，并弄清楚每個主要受力元件在結構中的作用和地位。23從受力的角度看，機翼結構有弄清楚結構所受的載荷最后應傳向何處。分清結構的主要和次要受力部分，主要和次要受力元件。對主要元件的連接關系、連接方式進行詳細了解，以便正確確定支持形式和傳力方式。依次選取元件為分離體，按靜力平衡條件逐步分析，這樣才能反映出正確的傳力路線。2、實際結構傳力分析的基本方法主要部分：如主要受力翼盒次要部分：如機翼后緣主要構件元件：如翼梁、翼肋、長桁、蒙皮、接頭等次要元件：如連接角片、墊片等傳力分析中，著重研究參加承受機翼總體力的主要結構元件、主要部分的傳力情況。對實際結構進行傳力分析的基本方法：243、基本結構元件的傳力特性飛機機體結構大多是薄壁結構，基本上由板、桿組成。各構件在結構中應根據(jù)它們的傳力特性進行最佳組合，使它們分別承擔最符合各自受力特點的載荷，這樣才能使設計出來的結構重量輕。分析傳力時，還須具備剛度概念。對靜不定系統(tǒng)，

a)載荷分配與元件剛度有關。剛度大，分配到的載荷大；b)載荷分配與支持剛度有關。剛性支持分配到的載荷大，彈性支持分配到的載荷?。籧)傳力多少與傳力路線的長度有關，傳力路線短的元件傳走的力多。25單塊式機翼的傳力分析單塊式機翼的結構特點：長桁較多、較強，蒙皮較厚，翼肋較密，一般梁緣條的剖面面積與長桁的剖面面積接近或略大一些，有時只布置縱墻而不采用緣條面積特別大的翼梁。桁條翼肋氣動載荷蒙皮梁（墻）腹板緣條、桁條和蒙皮組成的壁板梁緣條傳給蒙皮的剪流相臨的蒙皮鉚釘最近的桁條桁條26中外翼對接處的傳力對接接頭集中式連接分散式連接外翼根部的連接形式如梁式機翼如單塊式機翼、多腹板式機翼梁式機翼垂直耳片接頭傳力

垂直剪力垂直彎矩水平彎矩

螺栓剪力

水平剪力

耳片擠壓力機翼扭矩根部加強肋翼梁腹板螺栓剪力垂直力偶27梁式機翼垂直耳片接頭傳力

水平剪力垂直彎矩水平彎矩

螺栓剪力

垂直剪力

耳片擠壓力機翼扭矩根部加強肋翼梁緣條螺栓剪力水平力偶單塊式機翼對接處的傳力分散對接接頭對孔式墊板式彎矩——螺栓軸力剪力、扭矩—螺栓剪力彎矩、剪力、扭矩——螺栓剪力多腹板式機翼多采用對孔連接給中翼傳力28五、后掠機翼的結構特點和受力分析后掠機翼與平直機翼的主要區(qū)別后掠機翼與平直機翼的主要區(qū)別：后掠機翼可以看成由平直機翼向后轉一個角度所形成。它的外段實質就是一個平直機翼，構造和受力與直機翼沒有太大區(qū)別。主要區(qū)別：1）在根部三角區(qū)內結構比較特殊，這一點后面將作重點討論；2）翼肋有兩種布置方式：順流布置和正交布置。（正交機翼比較普遍，有工藝性好、節(jié)省材料，蒙皮不易失穩(wěn)等優(yōu)點。）機翼由于后掠帶來的問題有：1）直觀地看，在相同的展弦比和梯形比下，后掠翼的真實長度比平直翼長，垂直于機翼剛度軸的弦較短，后掠翼顯得細長而薄，彎矩剛度都有所降低。292）后掠翼的氣動合力作用點向翼尖靠近，使彎矩和扭矩增大。所以總的來說，后掠翼的強度、剛度特性都差，后掠角越大，這一問題越突出。為了保證足夠的強度剛度，必然要付出重量代價。3）后掠翼根部由于縱向元件長度不同，因而前緣縱向元件受力減小，后緣縱向元件受力增大。這種載荷向后緣集中的現(xiàn)象叫做“后掠效應”。后掠角越大，后掠效應越嚴重。梁架式后掠翼的受力分析30六、三角機翼的結構特點和受力分析三角機翼的外形特征和優(yōu)點：三角機翼可以看成在后掠機翼的后緣填補一塊三角面積演變而來；大后掠角（χ前=55o~75o），小展弦比（λ=1.5~2.5），大梯形比（可達無限），小相對厚度（C=3%~5%）；三角機翼相對厚度雖小，但是由于根弦很長，所以根部結構的絕對高度仍然較大，承彎的結構效率高；閉室面積大，承扭能力強；三角翼翼展小，根部面積大，氣動載荷壓力中心靠近翼根，產(chǎn)生的彎矩?。粔盒牡礁縿傂牡木嚯x近，扭矩也小。31（1）顫振的概念顫振是氣動力、彈性力、慣性力三者相互作用的結果。機翼顫振有多種形態(tài)，例如彎扭顫振、彎曲-副翼顫振、扭轉-副翼顫振、彎扭-副翼顫振