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第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4.1靜強度、穩(wěn)定性設計

靜強度、穩(wěn)定性設計同屬結構的靜力學設計問題，即主要關心工程上結構元件材料本身的最大承載能力(或稱抗力、強度)及結構元件內(nèi)力平衡形態(tài)發(fā)生變化時引起的結構承載能力下降，即出現(xiàn)屈曲變形形態(tài)問題。前者考慮結構元件上局部點的工作應力是否有大于其強度極限的危險，問題的分析相對簡單一些；而后者那么需要關心結構的材質(zhì)、構型、約束以及載荷形式等第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4.1靜強度、穩(wěn)定性設計

一、靜強度設計

通常飛機結構靜強度設計采用設計載荷法，即取平安系數(shù)，乘上使用載荷即為設計載荷．一般平安系數(shù)取1.5，有時視情況還需乘上附加平安系數(shù)。設計載荷使用載荷〔同種工況取最大值〕極限載荷極限應力設計載荷下應力第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4.1靜強度、穩(wěn)定性設計二、穩(wěn)定性設計

1.桁條、緣條類型材失穩(wěn)總體失穩(wěn)——歐拉桿第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4.1靜強度、穩(wěn)定性設計二、穩(wěn)定性設計

1.桁條、緣條類型材失穩(wěn)薄壁型材局部失穩(wěn)第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4.1靜強度、穩(wěn)定性設計

二、穩(wěn)定性設計

2．蒙皮、腹板類構件的失穩(wěn)

B52在地面時的蒙皮褶皺利用失穩(wěn)吸能第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4．2氣動彈性及剛度設計1．機翼的扭轉擴大2.副翼反效

大展弦比后掠機翼較嚴重翼尖扭轉剛度小第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4．2氣動彈性及剛度設計前、后掠翼區(qū)別后掠機翼對防止扭轉擴大有利，前掠機翼那么相反．故后掠機翼一般主要考慮防止副翼反效亞音速飛機的大展弦比直機翼那么兩方面都需要考慮。亞音速前掠機翼一般不需考慮副翼反效，而著重考慮防止扭轉擴大．第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4．2氣動彈性及剛度設計剛心前移，提高機翼抗扭剛度第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4．2氣動彈性及剛度設計3.顫振(1)機翼彎扭顫振措施：盡量使翼剖面重心前移，可加適當?shù)呐渲馗纳扑轿惨須鈩訌椥缘呐渲亍卜乐诡澱襁^早出現(xiàn)〕第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4．2氣動彈性及剛度設計顫振(1)副翼彎曲顫振全機顫振氣動彈性設計涉及學科：結構分析流固耦合結構動力學第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4．3平安壽命設計方法?疲勞與斷裂?，以金屬為主，復雜應力下的復合材料也需要考慮疲勞問題疲勞性能的假設干影響因素(1)疲勞載荷特征的影響(2)應力集中的影響(3)尺寸效應(4)外表加工的影響(5)其他影響因素溫度、噪聲環(huán)境、腐蝕三、平安壽命估算方法設計使用載荷譜，應力譜1)由工程方法或數(shù)值分析方法計算構件危險部位的應力應變范圍：2)由應力應變范圍根據(jù)材料疲勞性能數(shù)據(jù)、曲線獲得對應的疲勞壽命：3)應用累積損傷理論，計算整個載荷諧的疲勞損傷，進而獲得構件的平安壽命．第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4．4損傷容限設計方法損傷容限是指結構在規(guī)定的未修使用周期內(nèi)，抵抗由缺陷、裂紋或其他損傷而導致破壞的能力。簡言之，就是指飛機結構中初始缺陷及其飛機在使用中缺陷開展的允許程度。平安壽命設計只考慮裂紋形成壽命，不考慮裂紋擴展壽命1.根本要素(1)臨界裂紋尺寸或剩余強度(2)裂紋擴展(3)損傷檢查基

第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4．4損傷容限設計方法2.損傷容限結構對危及飛機機體平安的主要結構，應采用損傷容限設計。損傷容限設計的結構應該是破損平安結構或緩慢裂紋擴展結構，或者這兩種類型的組合。按可檢測性分類飛行明顯可檢結構，地面明顯可檢結構，目視可檢結構，特殊目視可檢結構，翻修級或基地級可檢結構，使用中不可檢結構。

第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4．4損傷容限設計方法2.損傷容限結構(2)結構設計類型1)緩慢裂紋擴展結構。多重傳力路徑結構實例多重元件構件實例第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4．4損傷容限設計方法2.損傷容限結構(2)結構設計類型2)破損平安止裂結構采用止裂措施破損平安止裂結構實例第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4．4損傷容限設計方法2.損傷容限結構(2)結構設計類型損傷容限設計實例第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4.5耐久性設計方法耐久性設計概念是針對飛機研制本錢、生產(chǎn)本錢以及使用維護費用的急劇增加而提出的。綜合現(xiàn)代分析理論及設計方法，以要求更細致的細節(jié)量化控制設計、生產(chǎn)以及維修的全過程，特別以經(jīng)濟性為重要依據(jù)來控制飛機使用的最經(jīng)濟壽命。以經(jīng)濟性維修為最終結構使用壽命的控制目標，企圖在超過1倍設計壽命后，尋找一個時間點，作為飛機結構的最終壽命以結構細節(jié)處微裂紋群的疲勞演化為控制設計的起始點，可以取代平安壽命設計第四章現(xiàn)代飛機結構設計根底4．6可靠性設計的根本概念與方法一個產(chǎn)品在規(guī)定條件下和規(guī)定時間內(nèi)規(guī)定功能的概率就稱為該產(chǎn)品的可靠度。作為飛機結構的可靠性問題，可以理解為：“結構在規(guī)定的使用載荷／環(huán)境作用下及規(guī)定的時間內(nèi)，為防止各種失效或有礙正常工作功能的損傷，應保持其必要的強剛度、抗疲勞斷裂以及耐久性能力〞?？煽慷饶敲磻沁@種能力的概率度量。例如：結構元件或結構系統(tǒng)的靜強度可靠性是指結構元件或結構系統(tǒng)的強度大于工作應力的概率；結構平安壽命的可靠性是指結構的裂紋形成壽命小于使用壽命的概率；結構的損傷容限可靠性那么一方面指結構剩余強度大于工作應力的概率，另一方面指結構在規(guī)定的未修使用期間內(nèi)，裂紋擴展小于裂紋容限的概率．其它可靠度度量方法：結構的失效概率F(t)，指結構在t時刻之前破壞的概率；失效率λ(t)，指在t時刻以前未發(fā)生破壞的條件下，在t時刻的條件破壞概率密度；平均無故障時間MTTF(MeanTimeToFailure)，指從開始使用到發(fā)生故障的工作時間的期望值。

現(xiàn)代飛機結構綜合設計——機翼、尾翼設計5.1結構設計方法一、結構綜合設計的根本概念二、結構設計的原始依據(jù)和設計內(nèi)容5.1結構設計方法

一、結構綜合設計的根本概念 目前飛機性能和壽命要求越來越高，高科技飛速開展，飛機越來越復雜，機載設備不斷更新，新材料、新工藝、新結構不斷出現(xiàn)，交叉學科、邊緣學科的開展以及新技術的大量涌現(xiàn)，都使飛機設計的綜合設計思想愈顯重要，這種綜合性已滲透到現(xiàn)代飛機設計和飛機結構設計的各個層次和頂層設計、平臺設計、具體技術設計等各個設計階段中電子計算機的出現(xiàn)極大地提高了計算能力，成功地開展了適用于復雜結構的應力分析有限元素法和結構優(yōu)化設計方法，使飛機結構設計從定性和初定量設計向比較精確的定量設計和優(yōu)化設計跨進了一大步。并且出現(xiàn)了設計與總體、氣動、工藝等設計緊密配合、互相協(xié)調(diào)的計算機輔助一體化設計方法。二、飛機結構設計的原始依據(jù)和設計內(nèi)容原始依據(jù)飛機的類型、性能和全機主要參數(shù)，如翼載p=G/S總體外形參數(shù)機翼展長、展弦比、后掠角、翼型相對厚度、機身的長度與高度等機翼與機身的相對位置機翼、機身的內(nèi)部裝載，與發(fā)動機、起落架和武器外掛的連接協(xié)調(diào)關系；通過計算給出的所設計結構的載荷數(shù)據(jù)．設計內(nèi)容1.打樣設計協(xié)調(diào)；元件的構型、尺寸、布局；結構布局主要以強度和損傷容限準那么為根底，之后進行耐久性打樣設計；理論圖2.詳細設計〔工作設計〕構件的構造形式、材料、尺寸、連接；對損傷容限、耐久性打樣設計結果進一步深化和細化；工藝；結構分析〔結構強度、剛度和顫振〕；必要的結構試驗；發(fā)出全部生產(chǎn)圖紙5.2機翼結構型式選擇一、機翼內(nèi)部布置油箱起落架艙〔機炮〕防冰，燃油，液壓系統(tǒng)前、后緣裝置外掛二、機翼結構型式的選擇1.不同結構型式的受力特性及其與機翼幾何參數(shù)的關系

薄蒙皮梁式機翼

蒙皮薄、受正應力面積集中、長桁少而集中面積小〔承受正應力能力可以忽略〕。

氣動載荷引起的剪力由梁腹板傳遞；

彎矩引起的軸向內(nèi)力主要由梁緣條傳遞；

扭矩由蒙皮的一圈剪流傳遞。

適應于低速，翼型高度大的輕型飛機。

早期飛機使用較多。本頁來自西北工業(yè)大學精品課程網(wǎng)

雙梁單塊式機翼

長桁(包括梁緣條)與蒙皮組成壁板或整體加勁壁板；蒙皮較薄可簡化僅受剪板。與梁式相比，假設受正應力的截面積〔長桁與緣條〕近似，布置較分散。

氣動載荷引起的剪力由梁腹板傳遞；

彎矩引起的軸向內(nèi)力由桁條與緣條傳遞；

扭矩由蒙皮的一圈剪流傳遞。

適應于高亞音速飛行的較大型飛機。

民用客機或運輸機應用較多。本頁來自西北工業(yè)大學精品課程網(wǎng)

多腹板式(多梁/墻式)

一般由3～10多塊腹板〔或墻〕和厚蒙皮(大多是整體厚蒙皮)組成(肋少甚至沒有)；受正應力面積更加分散。結構力學上形成多閉室靜不定薄壁盒式結構。

氣動載荷引起的剪力由多腹板按剛度分配；

彎矩引起的軸向內(nèi)力由蒙皮桁條與緣條組成的壁板傳遞；

扭矩仍由蒙皮形成一圈剪流傳遞。

適應于超音速飛行的薄機翼飛機。

戰(zhàn)斗機、攻擊機。本頁來自西北工業(yè)大學精品課程網(wǎng)二、機翼結構型式的選擇2．不同結構型式損傷容限特性比較傳力路線不宜過于集中．長桁—蒙皮加筋板單塊式結構和厚蒙皮多墻式結構都可看成是分散傳力結構布局。此時假設壁板上長桁強一些，對提高壁板的止裂能力，并從而捉高壁板的剩余強度，延長裂紋擴展壽命均更為有利．3．機翼—機身對接形式的影響

4．機翼內(nèi)部布置及大開口的影響梁式機翼單塊式機翼戰(zhàn)斗機二、機翼結構型式的選擇5．變后掠機翼的布局特點變后掠翼從結構強度和損傷容限觀點看有其缺乏之處，特別是單傳力途徑的機翼轉動樞軸，必須采取一系列措施保證飛機平安性5.3機翼主要受力構件布置構件布置的原那么(1)確保氣動載荷荷引起的彎、剪、扭能順利傳到機身．為此要特別注意結構不連續(xù)處的構件布置，如開口處、結構型式變化處，梁和長桁的軸線轉折處等．(2)在集中力、集中力矩作用處布置相應構件，必要時加輔助短梁或加強肋，其作用是將集中載荷擴散；并將擴散后的分布力傳給機翼受力盒段的相應元件，傳往機身．5.3機翼主要受力構件布置一、機翼翼盒受力構件布置1.壁板結構壁板有長桁—蒙皮鉚接組合式和整體壁板兩種〔在整體油箱區(qū)大多采用機械加工的整體蒙皮或整體壁板〕

按等百比線布置：此時桁條本身無扭曲，制造方便(等強度設計)平行于前梁或后梁布置會使長桁扭曲，影響裝配機翼截面的扭轉5.3機翼主要受力構件布置一、機翼翼盒受力構件布置2.梁與墻的布置梁和壁板(有時還有墻)構成單閉室或多閉室抗扭翼盒

梁應盡可能布置在剖面高度較大的部位，同時軸線盡量不要轉折，以使傳力直接、連續(xù)梁的布置很大程度上受機翼的平面布局和內(nèi)部裝載的影響

5.3機翼主要受力構件布置一、機翼翼盒受力構件布置3.翼肋的布置順氣流布置：順氣流翼肋對維持機翼剖面形狀較好，制造本錢低；為傳遞根部扭矩只需一個加強肋；翼肋長度增加、蒙皮受剪穩(wěn)定性變差正交布置特點相反

5.4機翼結構元件設計一、二、三、四、五：機翼各部件及連接的設計六、結構受集中載荷處的局部設計(1)集中力作用于板桿結構上時，必須有適當?shù)臈U來擴散、傳遞此力。(2)集中力矩作用于板桿結構上，例如集中力與支撐構件有力臂而引起力矩時，可把此力矩用接頭等構件轉換成一組大小相等、方向相反的力，再用適當?shù)臉嫾髯摺?3)盡量防止、減小附加的偏心力矩

5.4機翼結構元件設計六、結構受集中載荷處的局部設計(4)受軸力桿當軸線不連續(xù)時要附加其他桿，必要時要局部加強參與區(qū)內(nèi)的受剪板。

5.4機翼結構元件設計六、結構受集中載荷處的局部設計(5)一般說應不讓板受垂直于板平面內(nèi)的力，以防止出現(xiàn)平板受彎的不合理設計

飛艇吊艙的集中載荷由懸掛屏轉換為分部載荷5.5機翼整體油箱的結構設計一.對整體油箱結構設計的要求1．密封性2．強度要求3．剛度要求4．便于檢查、維修、拆裝和清洗二、結構特點1.應用機翼原有的主要受力結構件作為油箱的隔板，變形過大時另設隔板，結構剛性好，開口的布置2.減少油箱外表的連接縫長度和結合孔數(shù)量3.箱角互成90°4.其它措施防火墻平安銷

5.5機翼整體油箱的結構設計三、整體油箱的密封形式

5.6機翼前、后緣可動局部和尾翼、操縱面結構設計一、機翼前、后緣活動面簡介增升裝置自適應機翼

5.6機翼前、后緣可動局部和尾翼、操縱面結構設計一、機翼前、后緣活動面簡介二、尾翼和副翼結構設計1．安定面的結構布局2．操縱面的構造3．操縱面懸掛點確實定數(shù)量自由度

5.6機翼前、后緣可動局部和尾翼、操縱面結構設計二、尾翼和副翼結構設計

4．操縱面前緣缺口的補強

5.6機翼前、后緣可動局部和尾翼、操縱面結構設計二、尾翼和副翼結構設計5．操縱面的氣動補償和氣動平衡鉸鏈力矩6．尾翼的防顫振設計

5.6機翼前、后緣可動局部和尾翼、操縱面結構設計二、尾翼和副翼結構設計7．全動平尾的設計特點亞音速焦點：(28～30)％

超音速焦點約在50％轉軸位置約40％弦長轉軸式定軸式

現(xiàn)代飛機結構綜合設計——機身及開口區(qū)結構設計6.1機身的內(nèi)部布置與結構型式選擇

一、機身的內(nèi)部布置1.機身與機翼、尾翼、起落架等部件布置的協(xié)調(diào)2.全機重心的控制3.有效載重的布置的適合本身技術和使用要求4.開口的布置裝載〔緊急疏散〕，檢修

尾炮手正副駕駛領航員雷達操作員B-52飛機的乘員布置6.1機身的內(nèi)部布置與結構型式選擇二、機身結構型式的選擇半硬殼式機身通過適當?shù)牟贾媚艹惺芨鞣N載荷，而且結構效率高。而硬殼式機身反而會因機身上的開口多，而大大影響厚蒙皮的利用率，開口補強的增重也將增大，進而影響機身的結構效率。因此硬殼式往往只在某些局部部位采用，如頭部、尾錐部等。

6.2機身結構元件的設計與布置一、機身蒙皮設計二、機身縱向構件的設計和布置三、機身加強框和普通框的設計與布置四、框、長桁、蒙皮之間的連接五．地板結構承受9g的縱向過載

6．3增壓座艙的結構設計一、座艙的增壓載荷

二、旅客機增壓艙的結構設計

6.4機身與其他部件以及發(fā)動機的連接設計一、機翼－－機身的對接設計二、尾翼與機身的對接三、起落架與機身的連接前三點式起落架布置，前起落架都在機身上，主起落架一般布置在機翼上四、機身設計別離面處的對接五、發(fā)動機在機身上的安裝

6.5開口區(qū)的結構設計一、小開口結構補強設計口框補強6.5開口區(qū)的結構設計二、中開口加強設計

6.5開口區(qū)的結構設計三、大開口區(qū)的設計

6.5開口區(qū)的結構設計艙門與窗口開口的特點〔P259〕旅客機的艙門一般設計成介于“受力口蓋〞和“非受力口蓋〞之間。由增壓載荷引起的周向張應力可由艙門承受；但由于要求艙門能迅速翻開，機身結構上的其他載荷、內(nèi)力由艙門周圍的加強結構，包括門框來承受．窗口那么多為不受力“口蓋〞(即窗玻璃)式小開口

6.6結構的細節(jié)設計一架飛機結構壽命的長短主要取決于重要結構細節(jié)的抗疲勞開裂能力．這種能力依賴于結構細節(jié)的幾何形狀、連接方法、材料和加工工藝。1.合理地、有區(qū)別地選擇有關結構材料2.結構布局和傳力路線的恰當設計3.消除因偏心傳載和強迫裝配引起的附加應力對稱結構墊片4.降低應力集中5.連接接頭和連接結構的抗疲勞設計