飛機結(jié)構(gòu)綜合設計(課件)

1、 第一章第一章 緒緒 論論 飛機結(jié)構(gòu)設計的一般規(guī)律飛機結(jié)構(gòu)設計的一般規(guī)律及其發(fā)展及其發(fā)展 飛機是高度綜合的現(xiàn)代科學飛機是高度綜合的現(xiàn)代科學技術的體現(xiàn)。技術的體現(xiàn)。 100多年來，飛機隨著科學技術的進步而取得了很大的發(fā)展，而航空技術不斷提出的新要求也同時對科學技術的發(fā)展起了促進、推動的作用。 在現(xiàn)代飛機上，綜合運用了一系列在現(xiàn)代飛機上，綜合運用了一系列基礎科學、應用科學和工程技術的最新基礎科學、應用科學和工程技術的最新成就，包括力學、材料學，電子技術、成就，包括力學、材料學，電子技術、計算機技術、噴氣推進技術、自動控制計算機技術、噴氣推進技術、自動控制理論和技術以及制造工藝等各個方面的理論和技術

2、以及制造工藝等各個方面的成果，實際上現(xiàn)代飛機已成為一個先進成果，實際上現(xiàn)代飛機已成為一個先進而又復雜的工程系統(tǒng)。正因為如此，也而又復雜的工程系統(tǒng)。正因為如此，也促使飛機的設計工作、設計方法隨之不促使飛機的設計工作、設計方法隨之不斷發(fā)生著變化和革新，并逐步向系統(tǒng)工斷發(fā)生著變化和革新，并逐步向系統(tǒng)工程的設計方法發(fā)展。程的設計方法發(fā)展。 1 11 1 飛機分類和飛機研制過程飛機分類和飛機研制過程 軍用飛機的功用主要是完成空中攔擊、偵察、轟軍用飛機的功用主要是完成空中攔擊、偵察、轟炸、攻擊預警、反潛，電子干擾以及軍事運輸、炸、攻擊預警、反潛，電子干擾以及軍事運輸、空降等任務?？战档热蝿?。 民用飛機是指

3、非軍事用途的飛機，包括商業(yè)用的民用飛機是指非軍事用途的飛機，包括商業(yè)用的旅客機、貨機等運輸機，它們已成為一種快速、旅客機、貨機等運輸機，它們已成為一種快速、方便、舒適、安全的交通運輸工具；還有一些通方便、舒適、安全的交通運輸工具；還有一些通用航空中使用的飛機，如用于農(nóng)業(yè)作業(yè)、護林造用航空中使用的飛機，如用于農(nóng)業(yè)作業(yè)、護林造林、救災、醫(yī)療救護、空中勘測和體育運動等。林、救災、醫(yī)療救護、空中勘測和體育運動等。飛機按其功用可分為飛機按其功用可分為軍用飛機軍用飛機民用飛機民用飛機技術要求技術要求使用技術要求（民用飛機使用技術要求（民用飛機) )戰(zhàn)術技術要求戰(zhàn)術技術要求( (軍用飛機軍用飛機) ) 它包

4、括飛機最大速度、升限、航程、它包括飛機最大速度、升限、航程、起飛著陸滑跑距離、載重量、機動性起飛著陸滑跑距離、載重量、機動性( (對對戰(zhàn)斗機戰(zhàn)斗機) )等指標和能否全天候飛行，對機等指標和能否全天候飛行，對機場以及對飛機本身的維修性、保障性等場以及對飛機本身的維修性、保障性等方面的要求。方面的要求。 從發(fā)展看軍用飛機和現(xiàn)代大型旅從發(fā)展看軍用飛機和現(xiàn)代大型旅客機的飛行速度、升限和航程都不斷客機的飛行速度、升限和航程都不斷增加。增加。 現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的最大飛行速度通?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機的最大飛行速度通常為音速的兩倍多，即為音速的兩倍多，即Ma2；飛行升；飛行升限約在限約在20,000 m以上。以上。 蘇蘇-3

5、0MK和陣風式戰(zhàn)斗機均為第和陣風式戰(zhàn)斗機均為第三代三代(也有稱之為三代半的也有稱之為三代半的)高機動性高機動性超音速戰(zhàn)斗機。超音速戰(zhàn)斗機。 蘇蘇-30MK設計中采用翼設計中采用翼-身融合技術，身融合技術，Mamax為為2.49，升限為，升限為18.5 km，轉(zhuǎn)場航程達，轉(zhuǎn)場航程達3,700km，且機動性能很好，使用載荷系數(shù)，且機動性能很好，使用載荷系數(shù)可高達可高達9g，能完成著名的，能完成著名的“眼鏡蛇眼鏡蛇”機動。機動。 隨著航空電子技術的迅猛發(fā)展，未隨著航空電子技術的迅猛發(fā)展，未來的戰(zhàn)場環(huán)境機動更加惡劣而復雜，各來的戰(zhàn)場環(huán)境機動更加惡劣而復雜，各種新型雷達、先進探測器以及精確制導種新型雷達

6、、先進探測器以及精確制導武器的問世，對軍用飛機構(gòu)成了極為嚴武器的問世，對軍用飛機構(gòu)成了極為嚴重的威肋、為了提高軍用飛機的生存力重的威肋、為了提高軍用飛機的生存力和戰(zhàn)斗力，各國正努力發(fā)展低可見度的和戰(zhàn)斗力，各國正努力發(fā)展低可見度的隱身技術隱身技術。 圖圖1-1 F-117A隱身戰(zhàn)斗攻擊機隱身戰(zhàn)斗攻擊機4-左側(cè)左側(cè)武器艙武器艙3-武器艙門武器艙門(打開打開)機頭電子機頭電子設備艙設備艙前前起起落落架架多螺多螺栓翼栓翼根連根連接點接點主主起起落落架架復復合合材材料料前前緣緣三梁抗扭翼盒結(jié)構(gòu)；三梁抗扭翼盒結(jié)構(gòu)；機翼整體油箱機翼整體油箱內(nèi)、外側(cè)內(nèi)、外側(cè)升降副翼升降副翼復合復合材料材料后緣后緣方向方向/升

7、降升降舵舵(采用大采用大量復合材量復合材料料)；V形形尾翼尾翼下部下部固定固定段段扁寬扁寬的發(fā)的發(fā)動機動機排氣排氣口口涂有吸波材涂有吸波材料料(RAM)的的蒙皮蒙皮機背油箱機背油箱上仰的空中上仰的空中加油插孔加油插孔左、右側(cè)進氣道左、右側(cè)進氣道18-采用采用BLU-109穿透彈頭的穿透彈頭的GBU-27炸彈炸彈19-GBU型型2000磅激光制導炸彈磅激光制導炸彈 (機內(nèi)武器艙內(nèi)也可攜帶各種機內(nèi)武器艙內(nèi)也可攜帶各種戰(zhàn)術戰(zhàn)斗機常用的武器，在戰(zhàn)術戰(zhàn)斗機常用的武器，在空戰(zhàn)中有自衛(wèi)能力空戰(zhàn)中有自衛(wèi)能力) 目前正在發(fā)展中的第四代戰(zhàn)斗機(俄羅斯稱之為第五代戰(zhàn)斗機)更著重強調(diào)同時具備隱身技術、超音速巡航、隱身

8、技術、超音速巡航、過失速機動和推力矢量控制、近距起過失速機動和推力矢量控制、近距起落和良好的維修性等落和良好的維修性等性能。 美國的F-22是其第一個代表機種。 采用了連續(xù)曲率造型，結(jié)構(gòu)上使用了很多新材料，飛機的性能全面提高。 現(xiàn)代軍用運輸機和一些大型遠程旅客機的航程和載重量越來越大，有的航程可達10 000km以上。軍用運輸機如C-5A載重量將近100t，可運載350名士兵或一輛坦克加上兩架小型直升機；俄羅斯的安-225載重量則高達225 t。大型旅客機載客可達500名；且有的客機Ma數(shù)可達到2以上(如“協(xié)和”號)。目前有些國家還在研制可載客600800名的超大型旅客機。圖12為旅客機L1O

9、11的示意圖。前機身前機身L-1011L-1011旅客機結(jié)構(gòu)分解圖旅客機結(jié)構(gòu)分解圖 中機身中機身后機身后機身尾段尾段整流罩整流罩整流罩整流罩雷達天雷達天線罩線罩機翼機翼、乘員艙下乘員艙下部組件部組件乘員艙上部組件乘員艙上部組件機身壁板機身壁板斷面斷面客艙艙門客艙艙門(2)客客艙艙艙艙門門(3)中中貨貨艙艙艙艙門門(2)機翼中央翼盒機翼中央翼盒應應急急出出口口艙艙門門(5)發(fā)動機進氣口發(fā)動機進氣口s型進氣道型進氣道氣密框氣密框機身尾段結(jié)構(gòu)機身尾段結(jié)構(gòu)垂直安定面前緣垂直安定面前緣垂直安定面翼盒垂直安定面翼盒垂直安定面翼尖垂直安定面翼尖方向舵方向舵中發(fā)動機中發(fā)動機(即即2號發(fā)動機號發(fā)動機)支持結(jié)構(gòu)支

10、持結(jié)構(gòu)2號發(fā)動機號發(fā)動機2號發(fā)動機整流罩號發(fā)動機整流罩升降舵升降舵水平安定面翼尖水平安定面翼尖水平安定面翼盒水平安定面翼盒水水平平安安定定面面前前緣緣輔輔助助動動力力裝裝置置艙艙門門起落架艙門起落架艙門客艙艙門客艙艙門(4)機身龍骨梁組件機身龍骨梁組件主起落架艙門主起落架艙門機翼擾流板機翼擾流板(6塊塊)雙縫襟翼雙縫襟翼外副翼外副翼雙縫襟翼雙縫襟翼機翼翼尖機翼翼尖機翼受力翼盒機翼受力翼盒內(nèi)副翼；內(nèi)副翼；機翼前緣機翼前緣前緣縫翼前緣縫翼(7塊塊)1號發(fā)動機吊架號發(fā)動機吊架1號發(fā)動機號發(fā)動機1號發(fā)動機整流罩號發(fā)動機整流罩 前面幾種飛機可見，由于各種飛機的用途和設計要求不同，會帶來飛機氣動布局和結(jié)構(gòu)

11、設計上的差別。 但是飛機設計的基本概念、設計原理和設計方法是一致的，因此下面將在對典型結(jié)構(gòu)型式進行分析的基礎上將主要介紹飛機設計的基本概念、設計原理和方法。一、飛機的研制過程一、飛機的研制過程 一種新飛機的投入使用，須經(jīng)過下述四個階段1擬訂技術要求 2飛機設計過程3飛機制造過程4飛機的試飛、定型過程 1擬訂技術要求擬訂技術要求 通常司由飛機設計單位和訂貨單位協(xié)商后共同擬訂出新飛機的戰(zhàn)術技術要求或使用技術要求，技術要求確定了飛機的主要性能指標、主要使用條件和機載設備等。設計單位必須保證新飛機能達到這些技術要求，訂貨單位則根據(jù)這些要求來驗收新飛機。 飛機的技術要求是飛機設計的基飛機的技術要求是飛機

12、設計的基本依據(jù)本依據(jù)2飛機設計過程 飛機設計單位根據(jù)擬訂好的飛機技術要求進行飛機設計。飛機設計一般分為兩大部分：總體設計結(jié)構(gòu)設計總體設計：總體設計： 主要工作是確定全機主要參數(shù)，即全主要工作是確定全機主要參數(shù)，即全機重量機重量G，發(fā)動機推力，發(fā)動機推力P和翼載和翼載GS(S為為機翼面積機翼面積)；確定飛機的基本外形，如機；確定飛機的基本外形，如機翼、尾翼平面形狀、大致尺寸和氣動布局；翼、尾翼平面形狀、大致尺寸和氣動布局；選擇發(fā)動機；然后進行飛行性能的初步估選擇發(fā)動機；然后進行飛行性能的初步估算。如滿足要求，則畫出飛機的三面圖；算。如滿足要求，則畫出飛機的三面圖；進行飛機的部位安排；確定結(jié)構(gòu)型式

13、和主進行飛機的部位安排；確定結(jié)構(gòu)型式和主要受力構(gòu)件布置，并給出飛機各部件的重要受力構(gòu)件布置，并給出飛機各部件的重量控制指標。量控制指標。結(jié)構(gòu)設計：結(jié)構(gòu)設計： 在總體設計基礎上，進行飛機在總體設計基礎上，進行飛機各部件結(jié)構(gòu)的初步設計各部件結(jié)構(gòu)的初步設計(或稱結(jié)構(gòu)打或稱結(jié)構(gòu)打樣設計樣設計)；對全機結(jié)構(gòu)進行強度計算；對全機結(jié)構(gòu)進行強度計算；完成零構(gòu)件的詳細設計和細節(jié)設計，完成零構(gòu)件的詳細設計和細節(jié)設計，完成結(jié)構(gòu)的全部零構(gòu)件圖紙和部件、完成結(jié)構(gòu)的全部零構(gòu)件圖紙和部件、組件安裝圖。組件安裝圖。3.3.飛機制造過程飛機制造過程 飛機制造工廠根據(jù)飛機設計單飛機制造工廠根據(jù)飛機設計單位提供的設計圖紙和技術資料

14、進行位提供的設計圖紙和技術資料進行試制。完成后裝上全部設備系統(tǒng)和試制。完成后裝上全部設備系統(tǒng)和發(fā)動機。由飛機工廠首批發(fā)動機。由飛機工廠首批(一般稱一般稱“O”批，生產(chǎn)批，生產(chǎn)24架架)試制出來的試制出來的新飛機即可投入全機強度、疲勞和新飛機即可投入全機強度、疲勞和損傷容限的驗證試驗和試飛。損傷容限的驗證試驗和試飛。 隨著計算機技術的迅猛發(fā)展，目前設計隨著計算機技術的迅猛發(fā)展，目前設計單位中大部分設計工作借助計算機輔助設計單位中大部分設計工作借助計算機輔助設計系統(tǒng)系統(tǒng)(CAD)來完成，包括分析、計算、構(gòu)形來完成，包括分析、計算、構(gòu)形設計，并可直接用計算機繪圖、發(fā)圖。有的設計，并可直接用計算機繪圖

15、、發(fā)圖。有的已發(fā)展到已發(fā)展到CAI/CAM一體化，可采用無圖設一體化，可采用無圖設計，只需在制造時把已儲存在計算機里的全計，只需在制造時把已儲存在計算機里的全部數(shù)據(jù)傳遞給計算機輔助制造系統(tǒng)部數(shù)據(jù)傳遞給計算機輔助制造系統(tǒng)(CAM)，使整個飛機的設計和制造過程達到高度的集使整個飛機的設計和制造過程達到高度的集成化。計算機輔助制造系統(tǒng)成化。計算機輔助制造系統(tǒng)(CAM)，使整個，使整個飛機的設計和制造過程達到高度的集成化。飛機的設計和制造過程達到高度的集成化。 4 4飛機的試飛、定型過程飛機的試飛、定型過程 在通過全機靜強度試驗、某些必要在通過全機靜強度試驗、某些必要的疲勞、損傷容艱的早期驗證試驗、起

16、的疲勞、損傷容艱的早期驗證試驗、起落架試驗和全機各系統(tǒng)試驗后進行試飛。落架試驗和全機各系統(tǒng)試驗后進行試飛。通過試飛全面檢驗飛機能否確保安全，通過試飛全面檢驗飛機能否確保安全，性能是否滿足技術要求。把設計、制造性能是否滿足技術要求。把設計、制造中和試飛中出現(xiàn)的各種問題，通過更改中和試飛中出現(xiàn)的各種問題，通過更改設計或改進制造方法等全部排除。最后設計或改進制造方法等全部排除。最后將飛機定型投入小批量生產(chǎn)。將飛機定型投入小批量生產(chǎn)。 在新飛機的研制過程中，往往須進行相當數(shù)量的科學研究和試驗科學研究和試驗。比如為選擇滿意的外形須做大量的風洞試驗；對用新材料(如復合材料)制作的結(jié)構(gòu)性能進行某些專題研究和

17、試驗(詳見6.7節(jié))；對某些關鍵的結(jié)構(gòu)件或結(jié)構(gòu)設計方案進行必要的疲勞或損傷容限的設計研制試驗，為詳細設計提供數(shù)據(jù)或進行早期驗證等。新飛機的研制工作還要與使用密切結(jié)合。這包括在設計過程中要充分利用以往的使用經(jīng)驗；還有在新飛機的使用過程中收集各方面的反饋信息，不斷改進設計。1 12 2 飛機結(jié)構(gòu)設計的原始條飛機結(jié)構(gòu)設計的原始條件和設計過程簡介件和設計過程簡介一、一、“結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)”與與“結(jié)構(gòu)設計結(jié)構(gòu)設計”的的含義含義 飛機結(jié)構(gòu)設計是飛機設計的主要階段。飛機結(jié)構(gòu)設計是飛機設計的主要階段。 “ “結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)” ” 是指是指“能承受和傳遞載荷能承受和傳遞載荷的系統(tǒng)的系統(tǒng)”即即“受力結(jié)構(gòu)受力結(jié)構(gòu)”。 它通常可由

18、幾個到幾千個零件結(jié)合在它通?？捎蓭讉€到幾千個零件結(jié)合在一起構(gòu)成，相互之間沒有相對運動，同時一起構(gòu)成，相互之間沒有相對運動，同時能承受指定的外載，滿足一定的強度、剛能承受指定的外載，滿足一定的強度、剛度、壽命、可靠性等要求。度、壽命、可靠性等要求。 只用以維持外形或僅供裝飾用的元件不包括在結(jié)構(gòu)內(nèi)，譬如低速飛機上的機翼蒙布，只受少量局部氣動力而不參與機翼的整體受力，故不作為結(jié)構(gòu)元件；旅客艙內(nèi)的裝飾板、飛機表面上(如機翼根部)的整流包皮等也不作為結(jié)構(gòu)元件。 一架飛機的整個結(jié)構(gòu)，包含機翼、尾翼、機身、發(fā)動機短艙、起落架、操縱系統(tǒng)(指機械操縱系統(tǒng)部分)及其他系統(tǒng)的受力結(jié)構(gòu)等部件結(jié)構(gòu)部件結(jié)構(gòu)或組組件結(jié)構(gòu)件

19、結(jié)構(gòu)。 機翼、機身這樣的大結(jié)構(gòu)。通常稱為部件結(jié)構(gòu)部件結(jié)構(gòu) 機翼、機身又可沿翼展方向或機身縱向分成幾個大段，這樣的一大段結(jié)構(gòu)常稱為組件結(jié)構(gòu)組件結(jié)構(gòu)。 組件結(jié)構(gòu)還可以分為小組件、構(gòu)件等結(jié)構(gòu)。 零件零件為不需做裝配的基本單位。 構(gòu)件構(gòu)件由很少幾個零件裝配而成。 當零件與構(gòu)件(常統(tǒng)稱為零構(gòu)件)飛機結(jié)構(gòu)中作為有一定功用的基本單元時常稱為元件元件，如翼肋、梁、框等，它可以是一個構(gòu)件。也可以是零件。 圖1.2為L-1011旅客機的結(jié)構(gòu)分解圖 “結(jié)構(gòu)設計結(jié)構(gòu)設計”是指根據(jù)結(jié)構(gòu)設計是指根據(jù)結(jié)構(gòu)設計的原始條件，按照結(jié)構(gòu)設計的基本的原始條件，按照結(jié)構(gòu)設計的基本要求，提出合理的設計方案以及進要求，提出合理的設計方案以

20、及進行具體的部件和零構(gòu)件設計，進行行具體的部件和零構(gòu)件設計，進行強度計算和必要的試驗，最后繪制強度計算和必要的試驗，最后繪制出結(jié)構(gòu)圖紙，完成相應的技術文件，出結(jié)構(gòu)圖紙，完成相應的技術文件，以使生產(chǎn)單位能根據(jù)這些圖紙和技以使生產(chǎn)單位能根據(jù)這些圖紙和技術文件進行生產(chǎn)。術文件進行生產(chǎn)。二、結(jié)構(gòu)設計的原始條件二、結(jié)構(gòu)設計的原始條件結(jié)構(gòu)設計的結(jié)構(gòu)設計的原始條件原始條件1外載及對外載及對結(jié)構(gòu)受力特性結(jié)構(gòu)受力特性的要求的要求3結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)的使用條件使用條件4.結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)的生產(chǎn)條件生產(chǎn)條件2.飛機結(jié)構(gòu)飛機結(jié)構(gòu)的協(xié)調(diào)關系的協(xié)調(diào)關系 在進行結(jié)結(jié)構(gòu)設計之前，必須先把結(jié)構(gòu)設計的在進行結(jié)結(jié)構(gòu)設計之前，必須先把結(jié)構(gòu)設計的原

21、始條件分析清楚，它主要包括以上原始條件分析清楚，它主要包括以上4點。點。1結(jié)構(gòu)的外載以及對結(jié)構(gòu)受力特性的要求結(jié)構(gòu)的外載以及對結(jié)構(gòu)受力特性的要求 飛機結(jié)構(gòu)必須保證在所受外載下有足夠的飛機結(jié)構(gòu)必須保證在所受外載下有足夠的強度、剛度、壽命和高可靠性，因此首先必須強度、剛度、壽命和高可靠性，因此首先必須確定結(jié)構(gòu)的外載。飛機各部件所受的外載由飛確定結(jié)構(gòu)的外載。飛機各部件所受的外載由飛機的機種、總重、外形尺寸、使用要求等條件機的機種、總重、外形尺寸、使用要求等條件根據(jù)飛機強度規(guī)范算出。根據(jù)飛機強度規(guī)范算出。 根據(jù)外載就能對結(jié)構(gòu)提出受力特性的要求。根據(jù)外載就能對結(jié)構(gòu)提出受力特性的要求。例如是靜載還是動載，是

22、否需要考慮疲勞壽命例如是靜載還是動載，是否需要考慮疲勞壽命或經(jīng)濟壽命以及熱應力、熱剛度和振動等。結(jié)或經(jīng)濟壽命以及熱應力、熱剛度和振動等。結(jié)構(gòu)特性還包括對某些結(jié)構(gòu)，如機翼、尾翼等，構(gòu)特性還包括對某些結(jié)構(gòu)，如機翼、尾翼等，要求有足夠的總體剛度和局部剛度；有時還須要求有足夠的總體剛度和局部剛度；有時還須考慮氣動彈性問題?？紤]氣動彈性問題。 2. 飛機結(jié)構(gòu)的協(xié)調(diào)關系飛機結(jié)構(gòu)的協(xié)調(diào)關系 飛機結(jié)構(gòu)的形狀通常并不可以任意選定。飛機結(jié)構(gòu)的形狀通常并不可以任意選定。在總體設計階段，一般已確定了各部件的外在總體設計階段，一般已確定了各部件的外形、相對位置以及相互間連接交點的位置。形、相對位置以及相互間連接交點的位

23、置。在進行部件結(jié)構(gòu)打樣設計時應盡量保持它們在進行部件結(jié)構(gòu)打樣設計時應盡量保持它們的協(xié)調(diào)關系，對于飛機零、構(gòu)件，則須明確的協(xié)調(diào)關系，對于飛機零、構(gòu)件，則須明確本零件或構(gòu)件與其他構(gòu)件在連接尺寸上的協(xié)本零件或構(gòu)件與其他構(gòu)件在連接尺寸上的協(xié)調(diào)關系，以及各構(gòu)件間、或各構(gòu)件與內(nèi)部裝調(diào)關系，以及各構(gòu)件間、或各構(gòu)件與內(nèi)部裝載之間的形狀協(xié)調(diào)。載之間的形狀協(xié)調(diào)。 如加強框結(jié)構(gòu)的外側(cè)邊界應與飛機的理論外形相協(xié)調(diào)；其內(nèi)側(cè)邊界則有時可能須與某個內(nèi)部裝載，如發(fā)動機進行空間協(xié)調(diào)(見圖14)。 (b)幾種可能的加強框 結(jié)構(gòu)高度布置(a)內(nèi)外側(cè)尺寸限制； 1 - 蒙皮內(nèi)形即加強框外形； 2 - 發(fā)動機； 3 - 最小間隙； 4

24、 - 加強框內(nèi)側(cè)尺寸限；圖1-4 機身加強框的內(nèi)外側(cè)尺寸協(xié)調(diào) 3結(jié)構(gòu)的使用條件結(jié)構(gòu)的使用條件結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)的使用條件使用條件環(huán)境條件環(huán)境條件起飛著陸起飛著陸場所條件場所條件維修條件維修條件 和使用條件和使用條件環(huán)境條件 是指飛機在飛行或停機時的氣氣象象條件條件或周圍介質(zhì)條件周圍介質(zhì)條件。 氣象條件是指大氣溫度和濕度變化范圍，飛機若能在夜間或惡劣氣象(雷雨、冰雹等)條件下飛行，則為全天候飛機。 周圍介質(zhì)條件是指結(jié)構(gòu)所處環(huán)境周圍介質(zhì)狀態(tài)，如海水腐蝕等。起飛著陸場所條件 飛機可以分為只在地面機場起飛著陸的陸上飛機和在水面上起飛降落的水上飛機兩大類。 機場又可分為水泥跑道、土跑道，水泥跑道又可分為一級跑道

25、或二級跑道。 著陸場所、條件的不同會使結(jié)構(gòu)受載和對起落裝置的要求不同。維修條件和使用條件 飛機結(jié)構(gòu)在使用時的維修條件，包括維修周期與次數(shù)、維修能力、維修速度要求，以及對維修場所如在外場維修，還是到場站或基地維修等。 不同類型的飛機、同一類型但性能不同的飛機，其使用條件和維修條件均會有所不同，在結(jié)構(gòu)設計前應明確。4.結(jié)構(gòu)的生產(chǎn)條件結(jié)構(gòu)的生產(chǎn)條件 結(jié)構(gòu)的生產(chǎn)條件主要指飛機的產(chǎn)量和工廠的加工能力與裝配能力。 產(chǎn)量不同在選擇結(jié)構(gòu)的設計和工藝方案時會有所不同。例如只生產(chǎn)幾件零、構(gòu)件時，一般不宜采用模鍛件和精密鑄造件；當大量生產(chǎn)時，就可以考慮采用模鍛、精密鑄造等適合于大量生產(chǎn)的工藝方案 加工能力是指飛機制

26、造工廠所具有的設備，工藝員和工人的技術水平與加工經(jīng)驗，以及采用新材料新工藝的可能性。飛機結(jié)構(gòu)的設計人員應對生產(chǎn)廠的情況很熟悉，這樣才能設計出具有良好工藝性的結(jié)構(gòu)。三、結(jié)構(gòu)設計過程簡介三、結(jié)構(gòu)設計過程簡介 飛機結(jié)構(gòu)設計主要指機翼、飛機結(jié)構(gòu)設計主要指機翼、尾翼、機身、發(fā)動機艙和起落尾翼、機身、發(fā)動機艙和起落架等機體結(jié)構(gòu)設計和操縱系統(tǒng)架等機體結(jié)構(gòu)設計和操縱系統(tǒng)設計飛機結(jié)構(gòu)設計過程大致有設計飛機結(jié)構(gòu)設計過程大致有以下各個典型階段：以下各個典型階段： (1) 了解結(jié)構(gòu)的使用條件、生產(chǎn)條件，以及了解結(jié)構(gòu)的使用條件、生產(chǎn)條件，以及總體設計已基本確定的結(jié)構(gòu)外形尺寸、主要部件總體設計已基本確定的結(jié)構(gòu)外形尺寸、主

27、要部件初步確定的結(jié)構(gòu)型式和各種協(xié)調(diào)關系。初步確定的結(jié)構(gòu)型式和各種協(xié)調(diào)關系。 (2) 通過計算和試驗。確定外載荷的大小、通過計算和試驗。確定外載荷的大小、分布、性質(zhì)。分布、性質(zhì)。 (3) 進行部件的打樣設計。確定結(jié)構(gòu)布局的進行部件的打樣設計。確定結(jié)構(gòu)布局的可能方案可能方案(包括結(jié)構(gòu)型式和受力構(gòu)件布置包括結(jié)構(gòu)型式和受力構(gòu)件布置)進行比進行比較，選定后初步確定內(nèi)部協(xié)調(diào)與裝配關系。較，選定后初步確定內(nèi)部協(xié)調(diào)與裝配關系。 (4) 進行初步估算，或結(jié)合經(jīng)驗，或參考原進行初步估算，或結(jié)合經(jīng)驗，或參考原準機，或根據(jù)以上的綜合，初步定出各結(jié)構(gòu)的基準機，或根據(jù)以上的綜合，初步定出各結(jié)構(gòu)的基本尺寸；然后進行結(jié)構(gòu)優(yōu)化

28、設計和結(jié)構(gòu)方案的進本尺寸；然后進行結(jié)構(gòu)優(yōu)化設計和結(jié)構(gòu)方案的進一步比較，最后確定結(jié)構(gòu)的基本尺寸。一步比較，最后確定結(jié)構(gòu)的基本尺寸。 (5) 畫出結(jié)構(gòu)詳細打樣圖，并進行細節(jié)設計。畫出結(jié)構(gòu)詳細打樣圖，并進行細節(jié)設計。 (6) 對結(jié)構(gòu)進行強度計算，對關鍵件進行初對結(jié)構(gòu)進行強度計算，對關鍵件進行初步的疲勞、耐久性和損傷容限分析。在計算分析步的疲勞、耐久性和損傷容限分析。在計算分析過程中，若有必要須進行有關的設計研制試驗過程中，若有必要須進行有關的設計研制試驗(詳詳見見6.7節(jié)節(jié))。若分析結(jié)果不能滿足設計要求，則修改。若分析結(jié)果不能滿足設計要求，則修改設計。設計。 (7) 進行零構(gòu)件的詳細設計，繪制全套生

29、產(chǎn)進行零構(gòu)件的詳細設計，繪制全套生產(chǎn)圖紙和編制相應的技術文件。圖紙和編制相應的技術文件。 (8) 根據(jù)設計之初所選定的結(jié)構(gòu)設計準則，根據(jù)設計之初所選定的結(jié)構(gòu)設計準則，進行全機疲勞壽命和損傷容限分析；或者進行損進行全機疲勞壽命和損傷容限分析；或者進行損傷容限、耐久性分析，并確定全機的經(jīng)濟壽命。傷容限、耐久性分析，并確定全機的經(jīng)濟壽命。進行可靠性分析，給出結(jié)構(gòu)使用壽命和檢查周期。進行可靠性分析，給出結(jié)構(gòu)使用壽命和檢查周期。 (9) 根據(jù)全機靜力、疲勞根據(jù)全機靜力、疲勞(或耐久性或耐久性)和損傷容和損傷容限試驗及試制、試飛中發(fā)現(xiàn)的問題對設計作必要限試驗及試制、試飛中發(fā)現(xiàn)的問題對設計作必要的修改。的修

30、改。關于上述(3)(7)中打樣設計和詳細設計的具體內(nèi)容將在第五章中詳述。1.3 1.3 飛機結(jié)構(gòu)設計的基本要求飛機結(jié)構(gòu)設計的基本要求和綜合設計思想和綜合設計思想一、飛機結(jié)構(gòu)設計的基本要求一、飛機結(jié)構(gòu)設計的基本要求 1空氣動力要求和設計一體化的要求空氣動力要求和設計一體化的要求 2結(jié)構(gòu)完整性及最小重量要求結(jié)構(gòu)完整性及最小重量要求 3使用維修要求使用維修要求 4工藝要求工藝要求 5經(jīng)濟性要求經(jīng)濟性要求 結(jié)構(gòu)完整性結(jié)構(gòu)完整性是指關系到飛機安全使用、使用費用和功能的機體結(jié)構(gòu)的強度、剛度、損傷容限及耐久性(或疲勞安全壽命)等飛機所要求的結(jié)構(gòu)特性的總稱。 全壽命周期費用全壽命周期費用(LCC) (也稱全壽

31、命成本) 主要是指飛機的概念設計、方案論證、全面研制、生產(chǎn)、使用與保障五個階段直到退役或報廢期間所付出的一切費用之和?？諝鈩恿σ蠛驮O計一體化的要求空氣動力要求和設計一體化的要求： 當結(jié)構(gòu)與氣動外形有關時，結(jié)構(gòu)設當結(jié)構(gòu)與氣動外形有關時，結(jié)構(gòu)設計應保證構(gòu)造外形滿足總體設計規(guī)定的計應保證構(gòu)造外形滿足總體設計規(guī)定的外形準確度；不容許機翼、尾翼與機身外形準確度；不容許機翼、尾翼與機身結(jié)構(gòu)有過大變形，以保證飛機具有良好結(jié)構(gòu)有過大變形，以保證飛機具有良好的氣動升力和阻力特性，以及具有良好的氣動升力和阻力特性，以及具有良好的穩(wěn)定性和操縱性。隨著飛機設計向綜的穩(wěn)定性和操縱性。隨著飛機設計向綜合性和一體化發(fā)展，

32、對結(jié)構(gòu)設計提出了合性和一體化發(fā)展，對結(jié)構(gòu)設計提出了新的要求。新的要求。如F-117A因隱形要求，其機翼下表面與機身上表面均為許多小平面構(gòu)成的三棱錐面。并采用了不設任何外掛架的埋入式布局，提出了隱身-結(jié)構(gòu)一體化的要求。蘇30MK所采取的翼-身融合技術，要求機翼、機身圓滑過渡融合為一體，并要求機身沿軸向的形狀符合面積律規(guī)律，大大改善了飛機的氣動性能，但增加了結(jié)構(gòu)的復雜性。飛機-發(fā)動機一體化設計，對既是機體結(jié)構(gòu)一部分，又是推進系統(tǒng)組成部分的進氣道、噴管，強調(diào)其形狀、結(jié)構(gòu)與發(fā)動機的匹配設計，用以優(yōu)化控制飛機與發(fā)動機之間氣動性能的相互影響。還有飛控-火控-結(jié)構(gòu)一體化設計等發(fā)展趨勢使飛機結(jié)構(gòu)設計在滿足氣動

33、和飛機性能等要求方面增加了新的內(nèi)容和難度。 對于不要求按損傷容限、對于不要求按損傷容限、耐久性設計的飛機可簡化為強耐久性設計的飛機可簡化為強度度(與剛度與剛度)及重量要求。及重量要求。 現(xiàn)代軍機和旅客機的新機現(xiàn)代軍機和旅客機的新機設計，規(guī)范規(guī)定都必須按設計，規(guī)范規(guī)定都必須按損傷損傷容限耐久性容限耐久性或按或按損傷容限損傷容限疲勞安全壽命疲勞安全壽命設計。設計。 結(jié)構(gòu)完整性及最小重量要求就是指結(jié)構(gòu)完整性及最小重量要求就是指結(jié)構(gòu)設計應保證結(jié)構(gòu)在承受各種規(guī)定的結(jié)構(gòu)設計應保證結(jié)構(gòu)在承受各種規(guī)定的載荷和環(huán)境條件下，具有足夠的強度，載荷和環(huán)境條件下，具有足夠的強度，不產(chǎn)生不能容許的殘余變形；具有足夠不產(chǎn)生

34、不能容許的殘余變形；具有足夠的剛度，或采取其他措施以避免出現(xiàn)不的剛度，或采取其他措施以避免出現(xiàn)不能容許的氣動彈性問題與振動問題；具能容許的氣動彈性問題與振動問題；具有足夠的壽命和損傷容限，以及高的可有足夠的壽命和損傷容限，以及高的可靠性。在保證上述條件得到滿足的前提靠性。在保證上述條件得到滿足的前提下，使結(jié)構(gòu)的重量盡可能輕，因此也可下，使結(jié)構(gòu)的重量盡可能輕，因此也可簡稱為簡稱為最小重量要求最小重量要求。3使用維修要求 飛機的各部分(包括主要結(jié)構(gòu)和裝在飛機內(nèi)的電子設備、燃油系統(tǒng)等各個重要設備、系統(tǒng))，須分別按規(guī)定的周期進行檢查、維護和修理。良好的維修性可以提高飛機在使用中的安全可靠性和保障性，并

35、可以有效地降低保障、使用成本。對軍用飛機，盡量縮短飛機每飛行小時的維修時間和再次出動的準備時間，還可保證飛機及時處于臨戰(zhàn)狀態(tài)，提高戰(zhàn)備完好性。 為了使飛機有良好的維修性，在結(jié)構(gòu)上需要布置合理的分離面與各種艙口，在結(jié)構(gòu)內(nèi)部安排必要的檢查、維修通道，增加結(jié)構(gòu)的開敞性和可達性。4 4工藝要求工藝要求 要求飛機結(jié)構(gòu)有良好的要求飛機結(jié)構(gòu)有良好的工藝性，便于加工、裝配。工藝性，便于加工、裝配。這些須結(jié)合產(chǎn)品的產(chǎn)量、機這些須結(jié)合產(chǎn)品的產(chǎn)量、機種、需要的迫切性與加工條種、需要的迫切性與加工條件等綜合考慮。對于復合材件等綜合考慮。對于復合材料等新材料，還應對材料、料等新材料，還應對材料、結(jié)構(gòu)的制作和結(jié)構(gòu)修理的工

36、結(jié)構(gòu)的制作和結(jié)構(gòu)修理的工藝性予以重視。藝性予以重視。 5 5經(jīng)濟性要求經(jīng)濟性要求 近年來提出了全壽命周期費用近年來提出了全壽命周期費用(LCC)(LCC)概念概念( (也稱全壽命成本也稱全壽命成本) )。全壽。全壽命周期費用包括飛機的概念設計、命周期費用包括飛機的概念設計、方案論證、全面研制、生產(chǎn)、使用方案論證、全面研制、生產(chǎn)、使用與保障五個階段直到退役或報廢期與保障五個階段直到退役或報廢期間所付出的一切費用。其中生產(chǎn)費間所付出的一切費用。其中生產(chǎn)費用與使用、保障費用約占全壽命周用與使用、保障費用約占全壽命周期費用的期費用的8585左右左右( (見圖見圖1.11)1.11)。而。而減少生產(chǎn)費用

37、最根本的是結(jié)構(gòu)設計減少生產(chǎn)費用最根本的是結(jié)構(gòu)設計的合理性；影響使用和保障費用的的合理性；影響使用和保障費用的關鍵則是可靠性和可維護性，也與關鍵則是可靠性和可維護性，也與結(jié)構(gòu)設計直接有關。結(jié)構(gòu)設計直接有關。二、飛機結(jié)構(gòu)設計思想的演變 為了更好地理解上述的結(jié)構(gòu)完整性為了更好地理解上述的結(jié)構(gòu)完整性-重量要重量要求，對飛機結(jié)構(gòu)設計為保證飛機安全性而遵循求，對飛機結(jié)構(gòu)設計為保證飛機安全性而遵循的設計思想的發(fā)展變化作一些介紹。的設計思想的發(fā)展變化作一些介紹。 飛機的設計思想來源于飛機的使用實踐，飛機的設計思想來源于飛機的使用實踐，對飛機設計不斷提出的更高、更新的要求促使對飛機設計不斷提出的更高、更新的要求

38、促使飛機設計思想不斷地發(fā)展和演變，這是飛機發(fā)飛機設計思想不斷地發(fā)展和演變，這是飛機發(fā)展史展史 上的一大特點。上的一大特點。 這種演變，對軍用機而言，主要取決于飛這種演變，對軍用機而言，主要取決于飛機的作戰(zhàn)性能、生存力、生產(chǎn)成本和使用消耗機的作戰(zhàn)性能、生存力、生產(chǎn)成本和使用消耗等全壽命成本的要求；對民機而言，特別重要等全壽命成本的要求；對民機而言，特別重要的是安全性和經(jīng)濟性。的是安全性和經(jīng)濟性。飛機設計思想的發(fā)展過程大致可劃分為五個階段duedPPfPP d第二章第二章 飛機的外載荷飛機的外載荷 與設計規(guī)范與設計規(guī)范 飛機的外載荷飛機的外載荷是指飛機在起飛、是指飛機在起飛、飛行、著陸和地面滑行等

39、使用過程飛行、著陸和地面滑行等使用過程中，作用在機體各部分上的氣動力、中，作用在機體各部分上的氣動力、重力和地面反力等外力的總稱。重力和地面反力等外力的總稱。 外載荷的大小取決于飛機的重外載荷的大小取決于飛機的重量、飛行性能、外形的氣動力特性、量、飛行性能、外形的氣動力特性、起落架的減振特性以及使用情況等起落架的減振特性以及使用情況等許多因素。許多因素。 在飛機結(jié)構(gòu)設計中，選定各結(jié)構(gòu)件的剖面尺寸時，必須先確定它所承受的載荷，而結(jié)構(gòu)件載荷要由設計情況的飛機外載荷來決定，因此，飛機的外載荷及強度規(guī)范是結(jié)構(gòu)設計、強度計算的重要依據(jù)。 飛機的外載荷按使用情況飛機的外載荷按使用情況不同，分為不同，分為兩

40、類兩類：(1)(1)飛行時的外載荷。飛行時的外載荷。(2)(2)起飛、著陸時的外載荷。起飛、著陸時的外載荷。 飛機的設計規(guī)范包括飛機強飛機的設計規(guī)范包括飛機強度、剛度和適航性規(guī)范等，它們度、剛度和適航性規(guī)范等，它們是飛機結(jié)構(gòu)設計、制造、試驗、是飛機結(jié)構(gòu)設計、制造、試驗、驗收、使用和維修的通用性指令驗收、使用和維修的通用性指令性文件。性文件。2 21 1 飛機結(jié)構(gòu)的主要載荷飛機結(jié)構(gòu)的主要載荷 飛機在飛行過程中，外界作用飛機在飛行過程中，外界作用于飛機的載荷主要有：升力于飛機的載荷主要有：升力Y、阻、阻力力X、發(fā)動機推力、發(fā)動機推力T及飛機重力及飛機重力G。 圖圖2.1 飛機的基本載荷飛機的基本載

41、荷 (a)空中飛行情況空中飛行情況飛機在起飛著陸及在地面運動時，除飛飛機在起飛著陸及在地面運動時，除飛機重力機重力G外，還有地面作用在前、主起外，還有地面作用在前、主起落架上的地面支反力落架上的地面支反力Pn,Pm和摩擦力和摩擦力Pf 圖圖2.1 飛機的基本載荷飛機的基本載荷 (b)地面運動情況地面運動情況 通常，將質(zhì)量乘以加速度的通常，將質(zhì)量乘以加速度的負值稱為慣性力。即慣性力在數(shù)負值稱為慣性力。即慣性力在數(shù)值上等于質(zhì)量乘以加速度，方向值上等于質(zhì)量乘以加速度，方向與加速度方向相反。在圖與加速度方向相反。在圖21中中加上慣性力加上慣性力Nx，Ny是具有加速度是具有加速度飛機的動平衡表達形式，飛

42、機的動平衡表達形式， 飛機重力飛機重力G(mg)和慣性力和慣性力N(-ma)均與飛機本身質(zhì)量均與飛機本身質(zhì)量m有關，故統(tǒng)稱之為有關，故統(tǒng)稱之為質(zhì)量力質(zhì)量力zztwytwxIdcYcYmaGYYmaXT飛機在空中飛行時的受載情況可簡化成上圖。此時飛機既有平移運動，還可能有旋轉(zhuǎn)運動，由牛頓第二定理： 機體坐標系機體坐標系：即原點O在飛機重心；縱軸Ox平行于機身軸線，指向前；豎軸Oy在飛機對稱平面內(nèi)，垂直于Ox軸，指向上(當飛機處于正常平飛姿態(tài)時)：橫軸Oz垂直于飛機對稱平面，由右手系規(guī)定。幾種典型情況幾種典型情況一、等速直線平飛時的受載情況一、等速直線平飛時的受載情況飛機作水平等速直線飛行時，它所

43、受的力有：升力Y、重力G、阻力X和發(fā)動機推力T。GYXT飛機在這種飛行情況下，所受載荷處于靜平衡狀態(tài)，因此飛機無任何方向的加速度人坐在飛機里，如不看窗外景物的相對運動，就感覺不出在飛行。這種情況的外載特點外載特點是：作用在飛機上的升力等于飛機的重力(YG=1)，推力等于阻力(T=X)。飛機上飛機上的各種裝載、設備作用在它們連接接頭的各種裝載、設備作用在它們連接接頭處的力與飛機靜止時的情況相同處的力與飛機靜止時的情況相同。二、俯沖后拉起時的受載情況二、俯沖后拉起時的受載情況 這是一種常見的在垂直平面內(nèi)作曲線機動飛行的情況(見圖)。此時，作用在飛機上的外載荷有Y，T，X，G，此外由于有曲線運動的向

44、心加速度作用，產(chǎn)生了離心慣性力。grvGYgrvGYrvgGGY2221coscos(2.6)(2.7) 由此可見，在俯沖拉起過程中，飛機所需的升力不等于重力，而是等于重力乘以一個系數(shù)，這個系數(shù)就是該升力與重力之比(它與飛機的飛行狀態(tài)參數(shù)有關)，稱之為載荷系數(shù)(即過載系數(shù)，或簡稱過載)。 飛行中，升力經(jīng)常在變化著，在俯沖拉起時，升力可能大大超過飛機的重量。飛機的機動動作越劇烈，升力大于重力必定越多，飛機受力越嚴重。2 22 2 典型飛行姿態(tài)和載荷系數(shù)典型飛行姿態(tài)和載荷系數(shù)一、載荷系數(shù)一、載荷系數(shù)(過載系數(shù)過載系數(shù))的概念的概念1 1、載荷系數(shù)載荷系數(shù)的定義的定義除重力外，作用在飛機上的某方向上

45、所除重力外，作用在飛機上的某方向上所有外力之合力與當時飛機重量之比值，有外力之合力與當時飛機重量之比值，叫載荷系數(shù)。叫載荷系數(shù)。 在平直飛行情況下，飛機的升力只要求與重力相等。即Y=G，此時ny=Y/G=1 若飛機作等速平直倒飛，則ny = -1(因此升力方向與y軸的正方向相反)。 在曲線飛行時，如俯沖拉起情況下。升力大于飛機重力的徑向分力G cos，這兩個力之差使飛機產(chǎn)生向心加速度，飛行軌跡便向上彎曲。此時， 當以大速度小半徑猛烈拉起時，將會產(chǎn)生很大的正ny。ny越大，表示升力比飛機重量大得越多，飛機受力越嚴重。grvGYny2cos當然，在飛機的x方向上，也會出現(xiàn)與切線加速度相關的慣性力N

46、x，即dxdvgGmaNdxdvaxxx,按照定義，在俯沖、拉起等各種飛行情況下，x方向的載荷系數(shù)應為：除去重力外的x方向的所有外力(沿x方向分量)與重力之比，即GXTnxxmaXGTsinsin1xxagn(2.8)(2.9)(2.10) 由于由于ax一般較小一般較小(式式(28)對應對應俯沖拉起飛行中又有加力的情況俯沖拉起飛行中又有加力的情況)，而飛機結(jié)構(gòu)在而飛機結(jié)構(gòu)在x方向的強度、剛度方向的強度、剛度較好，故除特殊情況較好，故除特殊情況(如著陸剎車、如著陸剎車、前方撞擊等前方撞擊等)外，外，nx常不予考慮。常不予考慮。平直等速飛行時，平直等速飛行時，T=X，nx=0：另：另外，外，z向的

47、過載一般也較小，因而向的過載一般也較小，因而我們重點討論我們重點討論y向過載。向過載。 例2.1 如圖2.3所示，飛機俯沖后沿圓弧線拉起。求：(1)當已知v =1 000 kmh，r =1000m，=45，30，0時的ny各為多少?(2)若限制nymax2)，應考慮氣動加熱影響。此時由于氣流與飛機表面劇烈摩擦，產(chǎn)生高溫并傳給飛機各部分，因而產(chǎn)生了熱載荷。 設飛機表面上駐點的絕對溫度為T(K)，則 T = TH (1 + 0.2 Ma2) (228)式中 TH 飛行高度H上的大氣絕對溫度(K)； Ma 飛機的飛行馬赫數(shù)。 由圖可看出，隨著Ma數(shù)的增大，T將急劇增高。圖2.22 駐點溫度TMa曲線

48、(4)(4)獲取環(huán)境數(shù)據(jù)。獲取環(huán)境數(shù)據(jù)。 獲取環(huán)境數(shù)據(jù)是編制飛行使用環(huán)境譜最重要的環(huán)節(jié)之一。可通過三種方法得到： (a)規(guī)范、標準和其他有關資料； (b)調(diào)研和統(tǒng)計分析； (c)飛行實測和其他試驗。(5)(5)編制各類環(huán)境譜編制各類環(huán)境譜 當確定了環(huán)境種類、飛機典型任務剖面和環(huán)境區(qū)、以及各種環(huán)境的使用數(shù)據(jù)后，就可以根據(jù)實際的需要編制各種不同的環(huán)境譜。2.4 飛機的設計規(guī)范和民用航空條例的適航標準 第一章1.3所講的飛機設計要求，是開展飛機設計工作的前提和最根本的依據(jù)。除此之外，飛機設計工作還必須嚴格遵守有關的飛機設計規(guī)范和適航性條例的各種規(guī)定。一、規(guī)范的形成與演變 飛機設計規(guī)范和適航性條例是在

49、飛機設計實踐過程中逐步形成的，最初并沒有什么規(guī)范和條例，飛機設計工作具有一定的盲目性，設計出來的飛機時有毀壞，不得不在飛機強度方面做出某些限制和規(guī)定，于是首先出現(xiàn)了強度計算手冊、強度設計指南和強度規(guī)范等指令性文件，使飛機結(jié)構(gòu)不致毀壞。但是，僅有強度規(guī)范還不能保證不發(fā)生飛行事故，于是需要更全面地考慮如何保證所設計飛機的飛行使用過程中的安全性。經(jīng)多年努力，規(guī)范隨著飛機設計思想的不斷發(fā)展而演變成目前對飛機設計和研制給出全面要求的指令性技術文件，這種技術文件通常是由國家最權威的部門制定和頒發(fā)的。由于目前設計機種的用途和設計要求的多樣化，一些規(guī)范較多地屬于指導性文件。 軍用飛機設計經(jīng)歷了靜強度設計、剛度

50、設計、疲勞設計、安全壽命加損傷容限設計以及耐久性加損傷容限設計這樣幾個發(fā)展階段。與這些設計思想相對應，美國軍用飛機強度規(guī)范產(chǎn)生了近10個版本。這些規(guī)范版本的發(fā)布時間、制訂部門以及相應的設計思想等如表2.3所示。 規(guī)范版本 制訂部門發(fā)布時間是否批準相應的設計思想R一1803系列空 軍194781是靜強度MIL-S-5700系列 有人駕駛飛機的結(jié)構(gòu)準則空 軍1954.12.14是靜強度MIL-A-8860系列 飛機強度和剛度 海 軍1960518是靜強度、動強度、疲勞強度MIL-A-008860A系列飛機強度和剛度加損傷容限 空 軍1971331否靜強度、動強度、安全壽命 MIL-A-83444

51、飛機損傷容限要求空 軍197472是損傷容限 MIL-A-008866B飛機強度和剛度、可靠性要求、重復載荷和疲勞空 軍1975822否耐久性MILSTD一1530A 飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱飛機要求空 軍1975.12是(靜)強度、剛度、耐久性、損傷容限 MIL-A-87221 飛機結(jié)構(gòu)通用規(guī)范空 軍1985228是強調(diào)耐久性和損傷容限的結(jié)構(gòu)完整性 MIL-A-8860B系列 飛機強度和剛度海 軍1987520是靜強度、動強度、疲勞加損傷容限 表23 美國軍用飛機強度規(guī)范的演變 我國在積累了多年飛機設計和飛行使用的經(jīng)驗和許多科學試驗的基礎上，已經(jīng)由有關部門陸續(xù)擬定出了一些這方面的技術文件，可供飛機

52、設計使用。例如，由原航空工業(yè)部頒發(fā)出版的軍用飛機強度規(guī)范、軍用飛機疲勞、損傷容限、耐久性設計手冊、飛機設計員手冊、航空氣動力手冊以及民航總局頒發(fā)的民用飛機適航性條例等等。當然，我國在這方面的工作還不夠完善，隨著航空技術的不斷發(fā)展，以及飛機設計和飛行使用實踐經(jīng)驗的不斷豐富，飛機的設計規(guī)范和適航性條例也在隨之變化和發(fā)展。2蒙皮、腹板類構(gòu)件 的穩(wěn)定性設計 蒙皮或腹板同屬薄板構(gòu)件，在壓載荷或剪切載荷作用下常發(fā)生皺折型失穩(wěn)現(xiàn)象。由于它們在飛機結(jié)構(gòu)中的不同部位使用，設計上對它們的使用要求也不相同。針對這兩類薄板常見的穩(wěn)定性設計方法，以下分別作一簡單介紹。(1) 蒙皮與長桁、翼梁緣條連接在一起，構(gòu)成了加勁式

53、薄壁結(jié)構(gòu)，通常稱為加勁壁板加勁壁板，同時在機翼上翼肋向加勁壁板提供了橫向支持。這類加勁壁板在穩(wěn)定性設計中是復雜的，不僅要考慮蒙皮的失穩(wěn)，而且同時又要考慮加勁桁條的失穩(wěn)臨界載荷；更重要的是這兩類構(gòu)件組合在一起，特別當元件的設計尺寸不同時，失穩(wěn)現(xiàn)象是多種多樣的，相互間有著復雜的耦合作用。 當蒙皮較薄、桁條斷面尺寸較大時，失穩(wěn)現(xiàn)象較易確定，這類壁板通常稱為經(jīng)典型加勁壁板經(jīng)典型加勁壁板。當壓載荷逐漸增大時，兩桁條間中間位置的蒙皮先發(fā)生失穩(wěn)，并逐步向桁條位置延續(xù)，最后使得桁條與蒙皮全部發(fā)生失穩(wěn)，因此會發(fā)生如圖4.2所示的內(nèi)應力曲線。圖4.2 經(jīng)典加勁壁板(a) 桁條間蒙皮上的應力分布；stcrstcrs

54、kcrcstcrcskcrkEbcbbkE,., 22(4.5)式中 k 板的支持系數(shù)； 蒙皮厚度； b 長桁間距；下標sk表示蒙皮，st表示長桁。 當蒙皮較厚。即蒙皮占總壁板面積的比例較大時，蒙皮和長桁的失穩(wěn)臨界應力接近，其典型形式如圖43所示，這類壁板有多種破壞形式：(1)兩個長桁之間的蒙皮失穩(wěn)，同時引起長桁變形，使結(jié)構(gòu)扭曲并產(chǎn)生嚴重的局部變形(圖43(a)。 (2)個別長桁在兩個翼肋之間出現(xiàn)局部失穩(wěn)。 (3)個別長桁在兩個翼肋之間出現(xiàn)總體失穩(wěn)。但對帶Z形剖面長桁的壁板，一般說長桁不會產(chǎn)生單純的彎曲不穩(wěn)定，而可能帶有一定程度的扭轉(zhuǎn)屈曲(圖43(b)。 (4)長桁和蒙皮一起出現(xiàn)總體失穩(wěn)，也稱

55、寬柱失穩(wěn)(圖43(c)。 (5)兩個鉚釘間的長桁或蒙皮失穩(wěn)(圖43(d)，(c)。 圖43(d)圖43(e)這類壁板因要考慮許多方面的參數(shù)和各種不同的失穩(wěn)形式，故確定壁板的極限應力和最有效地確定其結(jié)構(gòu)尺寸比較困難。設計時實際上不能只依靠理論來解決，經(jīng)常使用的還是試驗數(shù)據(jù)和由此定出的設計圖表。對這類壁板只有當整個結(jié)構(gòu)破壞時才認為是臨界設計狀態(tài)，故若在達到設計載荷之前出現(xiàn)蒙皮失穩(wěn)現(xiàn)象是正常的。若長桁出現(xiàn)失穩(wěn)，則一般作為臨界設計狀態(tài)處理。寬柱失穩(wěn)的臨界應力一般與長桁失穩(wěn)應力相等或略高，通?？刹槐亓碜饔嬎?。圖 42經(jīng)典加勁壁板(b) K6a關系曲線 b圖46 機翼扭轉(zhuǎn)擴大示意圖圖4.7 前、后掠機翼，

56、彎曲引起順氣流剖面向不同方面偏轉(zhuǎn) (a)由于后掠引起的附加負迎角b； (b)由于前掠引起的附加正迎角f(a)(b)圖4.8 剛心前移的TY2機翼2副翼反效 副翼和舵面都有操縱反效的問題現(xiàn)舉副翼為例加以闡明。 當為了使某側(cè)機翼產(chǎn)生附加升力而使副翼下偏 角時，若機翼為絕對剛硬絕對剛硬，則由于副翼下偏所影響的單位寬度機翼翼段將增加升力Ya。但實際上機翼僅有有限的剛度有限的剛度，機翼剛心又遠在Ya合力作用點之前，故由Ya引起的的力矩Ma=Yada，將使該翼段產(chǎn)生前緣向下的扭轉(zhuǎn)變形。這相當于減少翼段迎角，將使升力減少Yk，若若Yk Ya，則操縱副翼下偏時，反而引，則操縱副翼下偏時，反而引起向下的負升力，

57、即操縱反效了起向下的負升力，即操縱反效了(圖圖)。實際。實際飛機當然不但不應操縱反效，而應保持有飛機當然不但不應操縱反效，而應保持有一定效率的正常操縱。由于我們可近似認一定效率的正常操縱。由于我們可近似認為所需的操縱力不隨飛行速度而變。而為所需的操縱力不隨飛行速度而變。而Yk卻大致與飛行速度的二次方成正比，因此卻大致與飛行速度的二次方成正比，因此有一副翼反效的臨界飛行速度有一副翼反效的臨界飛行速度va。 副翼反效在大展弦比后掠機翼副翼反效在大展弦比后掠機翼上較嚴重上較嚴重 這是因為展弦比愈大，對剛度這是因為展弦比愈大，對剛度愈不利；而后掠翼彎曲引起順氣流愈不利；而后掠翼彎曲引起順氣流翼剖面的附

58、加扭角，也產(chǎn)生不利于翼剖面的附加扭角，也產(chǎn)生不利于操縱的附加氣動力。操縱的附加氣動力。 此時可在高速時改用內(nèi)副翼或此時可在高速時改用內(nèi)副翼或擾流片；也可增加機翼的扭轉(zhuǎn)剛度擾流片；也可增加機翼的扭轉(zhuǎn)剛度和彎曲剛度，當然主要還是扭轉(zhuǎn)剛和彎曲剛度，當然主要還是扭轉(zhuǎn)剛度。度。三角機翼由于翼尖部分機翼剖面尺寸特別小，故需特別注意翼尖部分的扭轉(zhuǎn)剛度。因此三角機翼在翼尖處都是截頭的，即翼尖并非真正尖的，而是截去一塊；副翼也不一直伸到翼尖，而是往內(nèi)移一些(圖410)。圖410 三角機翼的副翼布置(a) 不利的布置(b) 有利的布置3顫振 顫振是氣動翼面的一種自激振動。由有關顫振是氣動翼面的一種自激振動。由有關

59、部件的部件的氣動力、慣性力和彈性特性氣動力、慣性力和彈性特性的綜合作用的綜合作用所引起。所引起。 當飛機速度當飛機速度v vcr時，大多數(shù)情況下，振動將發(fā)散，并導致時，大多數(shù)情況下，振動將發(fā)散，并導致結(jié)構(gòu)快速出現(xiàn)損傷或破壞。結(jié)構(gòu)快速出現(xiàn)損傷或破壞。 由于顫振須考慮振動變形引起的加速度及由于顫振須考慮振動變形引起的加速度及結(jié)構(gòu)相應的慣性力結(jié)構(gòu)相應的慣性力(作用在結(jié)構(gòu)重心上作用在結(jié)構(gòu)重心上)，因此，因此結(jié)構(gòu)各剖面的重心位置在顫振中有很大影響。結(jié)構(gòu)各剖面的重心位置在顫振中有很大影響。顫振基本上分兩種類型： 一為機翼的彎扭顫振，即由機翼的彎曲變形與扭轉(zhuǎn)變形交感而產(chǎn)生振動發(fā)散； 二為副翼的彎曲顫振，即由

60、副翼的偏轉(zhuǎn)與機翼的彎曲變形交感而產(chǎn)生振動發(fā)散。由此可見，舵面等也可發(fā)生顫振。(1) 機翼彎扭顫振說明彎扭顫振的物理概念 翼剖面沒有受到擾動前的位置為2(但剖面應沒有扭轉(zhuǎn))。假設該剖面受到一擾動，使其位置從2位移至0位。 現(xiàn)分析此一擾動去掉后，翼剖面在彈性力、慣性力、氣動力作用下的運動情況。 (a) (b)機翼彎扭顫振示意圖(a)向上運動；(b)向下運動； 當瞬間擾動一取消，由于機翼彎曲引起的彈性力當瞬間擾動一取消，由于機翼彎曲引起的彈性力將使該剖面向上運動。將使該剖面向上運動。彈性力彈性力是始終向著原始平衡位是始終向著原始平衡位置方向的；且偏離距離愈大，彈性力愈大。置方向的；且偏離距離愈大，彈