第二章飛機結(jié)構(gòu)受力和抗疲勞設(shè)計思想

1、第二章第二章 飛機結(jié)構(gòu)受力分析和飛機結(jié)構(gòu)受力分析和抗疲勞設(shè)計思想抗疲勞設(shè)計思想2.1 機翼結(jié)構(gòu)的傳力分析機翼結(jié)構(gòu)的傳力分析產(chǎn)生升力。當(dāng)它具有 上反角時，可為飛機提 供一定的橫側(cè)穩(wěn)定性。 2.1.1 機翼的功用有橫向操縱用的副翼、 擾流片等。為了改善機翼的空氣動力效用 在機翼的前、后緣越來越多地裝有各種形式的襟翼、縫翼等增升裝置，以提高飛機的起降或機動性能。 機翼上常安裝有起落架、發(fā)動機等其它部件。機翼的內(nèi)部空間常用來收藏主起落架和貯存燃油 .機翼站位數(shù)是機翼站位數(shù)是指距離機身中心線的指距離機身中心線的英寸數(shù)英寸數(shù) 2.1.2 機翼的外載荷 飛機在飛行中，作用在機翼上的外載荷有：空氣飛機在飛行中

2、，作用在機翼上的外載荷有：空氣動力、機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力、部件及裝載質(zhì)量力，如動力、機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力、部件及裝載質(zhì)量力，如圖所示。其中，空氣動力分布載荷是機翼的主要圖所示。其中，空氣動力分布載荷是機翼的主要外載荷。外載荷。 氣動力分布載荷氣動力分布載荷機翼質(zhì)量力分布載荷機翼質(zhì)量力分布載荷發(fā)動機集中發(fā)動機集中載荷載荷機身反作用力機身反作用力 機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力是機翼結(jié)構(gòu)重量和它在飛機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力是機翼結(jié)構(gòu)重量和它在飛行中產(chǎn)生的慣性力的總稱，即機翼結(jié)構(gòu)重行中產(chǎn)生的慣性力的總稱，即機翼結(jié)構(gòu)重量和變速運動慣性力。量和變速運動慣性力。 機翼在外部載荷作用下，象一根固定在機機翼在外部載荷作用下，象一根固定在機身上的懸

3、臂梁一樣，要產(chǎn)生彎曲和扭轉(zhuǎn)變身上的懸臂梁一樣，要產(chǎn)生彎曲和扭轉(zhuǎn)變形，因此，在這些外載荷作用下，機翼各形，因此，在這些外載荷作用下，機翼各截面要承受剪力、彎矩和扭矩。截面要承受剪力、彎矩和扭矩。垂直剪力水平剪力水平剪力扭矩扭矩水平彎矩水平彎矩垂直彎矩垂直彎矩 機翼上所受的剪力、彎矩、扭矩機翼上所受的剪力、彎矩、扭矩由于機翼結(jié)構(gòu)沿水平方向尺寸較大，因而水平剪力和水平彎矩對飛機結(jié)構(gòu)受由于機翼結(jié)構(gòu)沿水平方向尺寸較大，因而水平剪力和水平彎矩對飛機結(jié)構(gòu)受力影響較小，在受力分析時只分析垂直剪力、扭矩和垂直彎矩。力影響較小，在受力分析時只分析垂直剪力、扭矩和垂直彎矩。2.1.3 機翼的受力圖 機翼主要受兩種類

4、型的外載荷：機翼主要受兩種類型的外載荷： 一種是以空氣動力載荷為主，包括機翼結(jié)一種是以空氣動力載荷為主，包括機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力的分布載荷；構(gòu)質(zhì)量力的分布載荷； 另一種是由各連接點傳來的集中載荷。這另一種是由各連接點傳來的集中載荷。這些外載荷在機身與機翼的連接處，由機身些外載荷在機身與機翼的連接處，由機身提供的支反力取得平衡。提供的支反力取得平衡。如果機翼上只有空氣動力和機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力，則越靠近機翼根部，橫載面上的剪力、彎矩和扭矩越大。當(dāng)機翼上同時作用有部件集中質(zhì)量力時，上述力圖會在集中質(zhì)量力作用處產(chǎn)生突變或轉(zhuǎn)折。剪力圖彎矩圖扭矩圖P部件空氣動力分布載荷機翼重力分布載荷一、平直機翼各截面的一、平直機

5、翼各截面的剪力、彎矩和扭矩圖剪力、彎矩和扭矩圖試說明作用在平直機翼上的集中載荷對機翼剪力、彎矩的影響？使機翼剪力在集中載荷作用截面發(fā)生突變；彎矩發(fā)生轉(zhuǎn)折。集中載荷作用截面以內(nèi)機翼各截面上的剪力和彎矩減少。 試說明作用在平直機翼上的集中載荷對機翼扭矩的影響？試說明作用在平直機翼上的集中載荷對機翼扭矩的影響？ 使機翼扭矩在集中載荷作用使機翼扭矩在集中載荷作用截面上發(fā)生突變。變化值等于截面上發(fā)生突變。變化值等于集中載荷與集中載荷作用點到集中載荷與集中載荷作用點到機翼剛軸距離的乘積。機翼剛軸距離的乘積。 機翼某橫截面承受的扭矩，等于該橫截面外端機翼上所有外力對機翼機翼某橫截面承受的扭矩，等于該橫截面外

6、端機翼上所有外力對機翼剛心軸力矩的代數(shù)和剛心軸力矩的代數(shù)和。扭矩的符號：使迎角增大為正，反之為負扭矩的符號：使迎角增大為正，反之為負 如果外力不通過這一點，機翼如果外力不通過這一點，機翼的橫截面就會繞該點轉(zhuǎn)動，這的橫截面就會繞該點轉(zhuǎn)動，這個特殊的點稱為該橫截面的剛心個特殊的點稱為該橫截面的剛心剛心軸的定義是：剛心軸的定義是：機翼的每個橫截機翼的每個橫截面上，都有一個面上，都有一個特殊的點，當(dāng)外特殊的點，當(dāng)外力通過這一點時，力通過這一點時，不會使橫截面轉(zhuǎn)不會使橫截面轉(zhuǎn)動，動，機翼各橫截面剛心的連線稱 機翼的剛心軸。 壓力中心剛心M 扭 =QCQQ剛心軸的定義剛心軸的定義? ?機翼的每個橫截面上，

7、都有一個機翼的每個橫截面上，都有一個特殊的點，當(dāng)外力通過這一點時，特殊的點，當(dāng)外力通過這一點時，不會使橫截面轉(zhuǎn)動，這個特殊的不會使橫截面轉(zhuǎn)動，這個特殊的點稱為該橫截面的剛心。機翼各點稱為該橫截面的剛心。機翼各橫截面剛心的連線稱為機翼的剛橫截面剛心的連線稱為機翼的剛心軸。心軸。剪力圖彎矩圖扭矩圖二、后掠機翼各截面的剪二、后掠機翼各截面的剪力、彎矩和扭矩圖力、彎矩和扭矩圖機翼的扭矩圖是機翼的扭矩圖是如何做出的？如何做出的？扭矩圖：某橫截面承受的扭矩等于該截面外端機翼所有外載荷對剛心的力矩代數(shù)和。 2.1.4 機翼結(jié)構(gòu)的典型元件蒙皮桁條翼肋翼梁緣條翼梁腹板縱向元件有翼梁、長桁、墻(腹板)橫向元件有翼

8、肋(普通翼肋和加強翼肋)以及包在縱、橫元件組成的骨架外面的蒙皮 當(dāng)蒙皮較厚時，它常與長桁一起當(dāng)蒙皮較厚時，它常與長桁一起組成壁板，承受機翼彎矩引起的軸力。組成壁板，承受機翼彎矩引起的軸力。 蒙皮還參與機翼的總體受力蒙皮還參與機翼的總體受力它和翼梁或翼墻的腹板組合在一起，它和翼梁或翼墻的腹板組合在一起，形成封閉的盒式薄壁梁承受機翼的扭矩形成封閉的盒式薄壁梁承受機翼的扭矩 一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流線型的機翼外表面。一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流線型的機翼外表面。 蒙皮受到垂直于其表面的局部氣動載荷；蒙皮受到垂直于其表面的局部氣動載荷；二、長桁長桁(也稱桁條也稱桁條)?長桁的主要功用是：長

9、桁的主要功用是： 支持蒙皮，防止在空氣動力作支持蒙皮，防止在空氣動力作用下產(chǎn)生過大的局部變形，并用下產(chǎn)生過大的局部變形，并與蒙皮一起把空氣動力傳到翼與蒙皮一起把空氣動力傳到翼肋上去；肋上去； 提高蒙皮的抗剪和抗壓穩(wěn)定性，提高蒙皮的抗剪和抗壓穩(wěn)定性，使蒙皮能更好地參與承受機翼使蒙皮能更好地參與承受機翼的扭矩和彎矩；的扭矩和彎矩； 長桁還能承受由彎矩引起的部長桁還能承受由彎矩引起的部分軸力。分軸力。蒙 皮傳來的力桁 條翼 肋傳來的力翼 肋蒙 皮傳來的力桁 條翼 肋桁 條翼 肋蒙 皮蒙 皮傳來的力三、翼肋三、翼肋 翼肋是機翼結(jié)構(gòu)的橫向受力構(gòu)件翼肋是機翼結(jié)構(gòu)的橫向受力構(gòu)件 翼肋按其功用可分為普通翼肋和

10、加強翼肋兩種。翼肋按其功用可分為普通翼肋和加強翼肋兩種。 普通翼肋的功用是：構(gòu)成并保持規(guī)定的翼型；把普通翼肋的功用是：構(gòu)成并保持規(guī)定的翼型；把蒙皮和桁條傳給它的局部空氣動力傳遞給翼梁腹蒙皮和桁條傳給它的局部空氣動力傳遞給翼梁腹板，而把局部空氣動力形成的扭矩，通過鉚釘以板，而把局部空氣動力形成的扭矩，通過鉚釘以剪流的形式傳給蒙皮；支持蒙皮、桁條、翼梁腹剪流的形式傳給蒙皮；支持蒙皮、桁條、翼梁腹板，提高它們的穩(wěn)定性等。板，提高它們的穩(wěn)定性等。 腹板式普通翼肋通常都用鋁合金板制成，其彎邊用來同蒙皮和翼梁腹板鉚接。周緣彎邊和與它鉚接在一起的蒙皮，作為翼肋的緣條承受彎矩。翼肋的腹板則承受剪力。這種翼肋的

11、腹板，強度一般都有富裕，為了減輕重量，腹板上往往開有大孔。利用這些大孔還可穿過副翼、襟翼等傳動構(gòu)件。為了提高腹板的穩(wěn)定性，開孔處往往還壓成卷邊，有時腹板上還鉚著加強支柱，或者壓成凹槽。 加強翼肋除具有上述作用外，還要承受和加強翼肋除具有上述作用外，還要承受和傳遞較大的集中載荷。傳遞較大的集中載荷。 在開口端部或翼根部位的加強翼肋，其主在開口端部或翼根部位的加強翼肋，其主要功用是把機翼盒段上由一圈閉合剪流構(gòu)要功用是把機翼盒段上由一圈閉合剪流構(gòu)成的扭矩，轉(zhuǎn)換成一對垂直力構(gòu)成的力偶成的扭矩，轉(zhuǎn)換成一對垂直力構(gòu)成的力偶分別傳給翼梁或機身加強框。分別傳給翼梁或機身加強框。Q 剛 心 q扭 M扭 q1 q

12、2 普通翼肋和普通翼肋和加強翼肋的加強翼肋的功用是什么？功用是什么？ F普通翼肋的功用是：構(gòu)成并保持機翼的形狀普通翼肋的功用是：構(gòu)成并保持機翼的形狀；把蒙皮和長桁傳給它的空氣動力載荷傳遞給；把蒙皮和長桁傳給它的空氣動力載荷傳遞給翼梁腹板，而把空氣動力形成的扭矩，通過鉚翼梁腹板，而把空氣動力形成的扭矩，通過鉚釘以剪流的形式傳遞給蒙皮；支持蒙皮、長桁釘以剪流的形式傳遞給蒙皮；支持蒙皮、長桁和翼梁腹板，提高它們的穩(wěn)定性。和翼梁腹板，提高它們的穩(wěn)定性。F加強翼肋除具有上述作用外，還要承受和傳加強翼肋除具有上述作用外，還要承受和傳遞較大的集中載荷。在開口端部或翼根部位的遞較大的集中載荷。在開口端部或翼根

13、部位的加強翼肋，其主要功用是把機翼盒段上由一圈加強翼肋，其主要功用是把機翼盒段上由一圈閉合剪流構(gòu)成的扭矩，轉(zhuǎn)換成一對垂直力構(gòu)成閉合剪流構(gòu)成的扭矩，轉(zhuǎn)換成一對垂直力構(gòu)成的力偶分別傳給翼梁或機身加強框。的力偶分別傳給翼梁或機身加強框。 四、翼梁 翼梁由腹板和緣條(也稱凸緣)組成。緣條橫剖面形狀多為“T”型材或角型材。腹板上還鉚接上許多支柱，這些支柱支柱起連接翼肋和提高腹板受剪起連接翼肋和提高腹板受剪穩(wěn)定性的作用穩(wěn)定性的作用。緣條和腹板的橫剖面面積，由翼尖向翼根逐漸增大。 翼梁的主要功用是承受機翼翼梁的主要功用是承受機翼的剪力和部分或全部彎矩的剪力和部分或全部彎矩 。腹板式翼梁整體式翼梁桁架式翼梁B

14、B 截面AA 截面CC 截面DD 截面AA 截面BB 截面腹板支柱緣條直支柱斜支柱緣條五、縱墻五、縱墻(包含腹板包含腹板) 縱墻的緣條比梁緣條弱得多，但大多強于一般長桁，縱墻與機身的連接為鉸接。有些腹板沒有緣條，有些腹板的緣條與長桁一樣強。墻和腹板一般都不能承受彎矩，但可以與蒙皮組成封閉的盒段來承受機翼的扭矩。后墻則還有封閉機翼內(nèi)部容積的作用。 機翼的特點是薄壁結(jié)構(gòu)，因此以上各元件之間的連接大機翼的特點是薄壁結(jié)構(gòu)，因此以上各元件之間的連接大多采用分散連接：如鉚釘連接、螺栓連接、點焊、膠接多采用分散連接：如鉚釘連接、螺栓連接、點焊、膠接或它們的混合形式或它們的混合形式如膠鉚等。如膠鉚等。 腹板表

15、示鉚接關(guān)系緣條緣條翼肋桁條蒙皮翼梁2.1.5 機翼結(jié)構(gòu)的典型受力形式 機翼的典型受力形式有：梁式、單塊式、多腹板式或混合式等薄壁結(jié)構(gòu)，此外還有一些厚壁結(jié)構(gòu)(如整體壁板式)的機翼。 梁式機翼通常有單梁式和雙梁式兩種。它們裝有一根或兩根強有力的翼梁，蒙皮很薄，桁條的數(shù)量不多而且較弱，有些機翼的桁條還是分段斷開的。 梁式機翼的桁條承受軸向力的能力極小，其主要作用是與蒙皮一起承受局部空氣動力，并提高蒙皮的抗剪穩(wěn)定性，使之能夠更好地承受扭矩。這種機翼蒙皮的抗壓穩(wěn)定性很差，機翼彎曲時受壓部分的蒙皮幾乎不能參與受力；而受拉部分的蒙皮，由于截面積很小，分擔(dān)的拉伸力也很小。由此可見，彎矩引起的軸向力主要是由翼梁

16、緣條承受的。所以，這種機翼叫做梁式機翼。 梁式機翼的受力特點是：彎曲引起的軸向力主要由翼梁的緣條承受。剪力由翼梁的腹板承受。 對雙梁式機翼的扭矩可由前后梁腹板與上下蒙皮組成的盒段（合圍框）、前梁腹板與前緣蒙皮組成的盒段承受。 梁式機翼的主要受力構(gòu)件是翼梁，因此，它具有便于開口、與機身 (或機翼中段) 連接較簡便等優(yōu)點。 翼 肋桁 條翼 梁蒙 皮副 翼襟 翼單塊式機翼 現(xiàn)代飛機多采用單塊式機翼。 單塊式機翼的構(gòu)造特點是：蒙皮較厚；桁條較多而且較強；翼梁的緣條較弱，有時緣條的橫截面積和桁條差不多。 這種機翼的蒙皮，不僅具有良好的抗剪穩(wěn)這種機翼的蒙皮，不僅具有良好的抗剪穩(wěn)定性，而且有較好的抗壓穩(wěn)定性

17、，因此，定性，而且有較好的抗壓穩(wěn)定性，因此，它不僅能更好地承受機翼的扭矩，而且能它不僅能更好地承受機翼的扭矩，而且能同桁條一起承受機翼的大部分彎矩。由于同桁條一起承受機翼的大部分彎矩。由于這種機翼結(jié)構(gòu)，是由蒙皮、桁條和緣條組這種機翼結(jié)構(gòu)，是由蒙皮、桁條和緣條組成一個整塊構(gòu)件來承受彎矩所引起的軸向成一個整塊構(gòu)件來承受彎矩所引起的軸向力，所以叫做單塊式機翼。力，所以叫做單塊式機翼。 單塊式機翼的受力特點是：彎曲引起的軸向力由蒙皮、桁條和緣條組成的整體壁板承受。剪力由翼梁腹板承受。扭矩由蒙皮與翼梁腹板形成的閉室承受。 單塊式機翼的優(yōu)點是： 通較好地保持翼型。 抗彎、扭剛度較大。 受力構(gòu)件分散。 缺點

18、是：不便于開大艙口。不便于承受集中載荷。接頭聯(lián)接復(fù)雜。說明單塊式機翼蒙皮在機翼受力、傳力中的作用？12 1 1、形成機翼的氣動外形，承受機翼表面的、形成機翼的氣動外形，承受機翼表面的氣動載荷；氣動載荷； 2 2、與翼梁腹板或墻腹板組成閉室，受剪傳、與翼梁腹板或墻腹板組成閉室，受剪傳遞扭矩；遞扭矩； 3 3、與長桁、梁緣條組成壁板，受拉壓傳遞、與長桁、梁緣條組成壁板，受拉壓傳遞彎矩。彎矩。 機翼型式蒙皮桁 條翼 梁梁式機翼薄弱，少，有時斷開強，承受剪力和彎矩單 塊 式厚多，強較弱，承受剪力，小部分彎矩梁式、單塊式機翼的結(jié)構(gòu)特點機翼型式剪 力彎 矩扭 矩梁式機翼翼梁腹板翼梁緣條蒙皮與翼梁腹板的盒段

19、單 塊 式翼梁腹板翼梁緣條、桁條、蒙皮組成壁板蒙皮與翼梁腹板的合段梁式、單塊式機翼的受力特點 答案要點：梁式機翼的蒙皮較薄，桁條較弱且較少。答案要點：梁式機翼的蒙皮較薄，桁條較弱且較少。桁條主要作用是支持蒙皮，承受局部氣動力和提桁條主要作用是支持蒙皮，承受局部氣動力和提高蒙皮的抗剪能力。由彎矩引起的拉力和壓力主高蒙皮的抗剪能力。由彎矩引起的拉力和壓力主要由翼梁緣條承受。要由翼梁緣條承受。 單塊式機翼的蒙皮較厚，桁單塊式機翼的蒙皮較厚，桁條較多且較強。它的橫截面面積與梁緣條的橫截條較多且較強。它的橫截面面積與梁緣條的橫截面面積相近。上、下翼面的桁條和蒙皮通過受壓、面面積相近。上、下翼面的桁條和蒙

20、皮通過受壓、拉承受絕大部分彎矩。拉承受絕大部分彎矩。 梁式機翼和單塊式機翼在構(gòu)造和受力上有什么不同？ 多腹板式(或為多梁式)： 這類機翼布置了較多的縱墻(一般多余5個)；蒙皮較厚(可從幾mm到十幾mm)；無長桁；有少肋、多肋兩種。但由于受集中力的需要，每側(cè)機翼上至少要布置35個加強翼肋.機翼的平面形狀 分為：直機翼、后掠翼、三角翼、 小展弦比直機翼四種 直機翼主要用于低速飛機上。后掠翼主要用于高亞音速和超音速飛機上。國外還有變后掠機翼的飛機，后掠角可在2070之間變化，以適應(yīng)飛機低空低速、高空高速、低空高速的性能變化要求。三角翼和小展弦比直機翼用于超音速飛機上不同類型的平面形狀的機翼。 補充材

21、料機翼結(jié)構(gòu)橫剖面的內(nèi)力有哪些？飛機在負過載機翼結(jié)構(gòu)橫剖面的內(nèi)力有哪些？飛機在負過載下，機翼的哪些部位受拉，哪些部位受壓？下，機翼的哪些部位受拉，哪些部位受壓？ 作用在機翼的上翼面的空氣動力載荷是如何作用在機翼的上翼面的空氣動力載荷是如何傳到機翼翼梁上去的？傳到機翼翼梁上去的？（1 1）氣動載荷通過鉚釘受拉傳）氣動載荷通過鉚釘受拉傳到桁條和翼肋上去；到桁條和翼肋上去； （2）傳到桁條上的載荷再通過）傳到桁條上的載荷再通過角片和鉚釘傳到翼肋上去；角片和鉚釘傳到翼肋上去；（3）作用在翼肋上的載荷再通過角材）作用在翼肋上的載荷再通過角材和鉚釘傳到翼梁腹板和蒙皮上去。和鉚釘傳到翼梁腹板和蒙皮上去。2.2

22、 機身結(jié)構(gòu)的傳力分析 (1)安置空勤組成員、旅客，裝載燃油、各種系統(tǒng)、設(shè)備以及貨物等； (2)把機翼、尾翼、起落架及發(fā)動機連接在一起，形成一架完整的飛機。 . 機翼、尾翼、機翼、尾翼、起落架等部件起落架等部件的固定接頭傳的固定接頭傳來的集中載荷來的集中載荷機身上各機身上各部件及裝載部件及裝載的質(zhì)量力的質(zhì)量力.機身結(jié)構(gòu)機身結(jié)構(gòu)本身的本身的質(zhì)量力質(zhì)量力 氣密座艙氣密座艙的的增壓載荷增壓載荷機身結(jié)構(gòu)的機身結(jié)構(gòu)的主要外載荷主要外載荷 飛機在飛行和著陸過程中，機身結(jié)構(gòu)承飛機在飛行和著陸過程中，機身結(jié)構(gòu)承受的外載荷有哪些？受的外載荷有哪些？ 飛機在飛行和著陸過程中，飛機在飛行和著陸過程中，機身結(jié)構(gòu)承受由機

23、翼、尾翼、起機身結(jié)構(gòu)承受由機翼、尾翼、起落架等部件的固定接頭傳來的集落架等部件的固定接頭傳來的集中載荷，承受機身上各部件及裝中載荷，承受機身上各部件及裝載的質(zhì)量力、機身結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)載的質(zhì)量力、機身結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)量力以及氣密座艙的增壓載荷。量力以及氣密座艙的增壓載荷。 作用在機身上的外載荷，作用在機身上的外載荷，通?？梢苑譃閷ΨQ載荷和通?？梢苑譃閷ΨQ載荷和不對稱載荷兩種。與機身不對稱載荷兩種。與機身對稱面對稱的外載荷，稱對稱面對稱的外載荷，稱為對稱載荷，反之稱為不為對稱載荷，反之稱為不對稱載荷。對稱載荷。 一、對稱載荷 與機身對稱面對稱的載荷稱為對稱載荷。飛機平飛和在垂直平面內(nèi)作曲線飛行時，由機翼

24、和水平尾翼的固定接頭傳給機身的載荷，以及當(dāng)飛機以三點或兩點（兩主輪）接地時，傳到機身上的地面撞擊力等，都屬于對稱載荷。 在對稱載荷作用下，機身要受到對稱面內(nèi)的剪切和彎曲作用。一般在機身與機翼聯(lián)接點處，機身承受的剪力和彎矩最大。1飛機在垂直平面內(nèi)做機動飛行時，機身承受的對稱載荷 飛機在垂直平面內(nèi)做機動飛行時，機身除了要承受由機翼、尾翼固定接頭傳來的對稱載荷外，還要承受作用于對稱面的裝載(人員、燃油、設(shè)備)以及結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)量力。當(dāng)飛機具有對重心的角加速度時，在沿機身縱向離開飛機重心的某處，其過載應(yīng)等于飛機重心的過載n加上由角加速度引起的附加過載n。 RARBRCRDDq剪力圖彎矩圖ABCD如圖所示

25、，機身由A、B兩個連接接頭與機翼相連，機翼接頭對機身的支點的反作用力分別為RA和RB；水平尾翼的外載荷通過垂直尾翼機身相連的接頭C和D傳給機身，它們分別是RC和RD；機身的質(zhì)量力為q。由此可做出飛機在垂直平面內(nèi)做機動飛行時的剪力圖和彎矩圖。 2飛機接地時，機身承受的對稱載荷 當(dāng)前三點式飛機以兩點接地時，主輪的載當(dāng)前三點式飛機以兩點接地時，主輪的載荷和此時機翼上的升力由機翼的固定接頭荷和此時機翼上的升力由機翼的固定接頭傳給機身；此外，機身還要承受質(zhì)量力。傳給機身；此外，機身還要承受質(zhì)量力。以上這些外載荷都是對稱載荷以上這些外載荷都是對稱載荷。 前三點式飛機以兩點接地時，飛機有繞重前三點式飛機以兩

26、點接地時，飛機有繞重心旋轉(zhuǎn)的角加速度。因此，機身上沿縱向心旋轉(zhuǎn)的角加速度。因此，機身上沿縱向各點處的過載應(yīng)等于飛機重心的過載與旋各點處的過載應(yīng)等于飛機重心的過載與旋轉(zhuǎn)角加速度所引起的附加過載之和。轉(zhuǎn)角加速度所引起的附加過載之和。二、不對稱載荷二、不對稱載荷 與機身對稱面不對稱的載荷稱為不對稱載荷。與機身對稱面不對稱的載荷稱為不對稱載荷。 機身的不對稱載荷主要有如下形式：機身的不對稱載荷主要有如下形式： 水平尾翼不對稱載荷水平尾翼不對稱載荷 當(dāng)水平尾翼的升力不對稱時，水平尾翼形成不對當(dāng)水平尾翼的升力不對稱時，水平尾翼形成不對稱載荷。稱載荷。 垂直尾翼側(cè)向水平載荷垂直尾翼側(cè)向水平載荷 一個主輪接地

27、時的撞擊力一個主輪接地時的撞擊力 飛機作急轉(zhuǎn)彎或側(cè)滑等飛行動作時，機身上的飛機作急轉(zhuǎn)彎或側(cè)滑等飛行動作時，機身上的部件產(chǎn)生的側(cè)向慣性力。部件產(chǎn)生的側(cè)向慣性力。 在不對稱載荷作用下，機身要承受剪切、彎曲、在不對稱載荷作用下，機身要承受剪切、彎曲、和扭轉(zhuǎn)和扭轉(zhuǎn) 。側(cè)滑時水平尾翼上的不對稱載荷橫滾時水平尾翼上的不對稱載荷 當(dāng)水平尾翼受到不對稱載荷時，一方面機身要受到對稱面內(nèi)的剪切和彎曲作用，另一方面由于兩側(cè)水平尾翼升力的合力Y不通過機身軸線，機身各橫截面還要受到扭矩作用 在不對稱載荷作用下機身的扭矩在不對稱載荷作用下機身的扭矩 上圖表示當(dāng)尾翼載荷產(chǎn)生的力矩與機翼前、后接上圖表示當(dāng)尾翼載荷產(chǎn)生的力矩與

28、機翼前、后接頭傳來的力矩平衡時，機身的扭矩圖。頭傳來的力矩平衡時，機身的扭矩圖。 后機身的扭矩是由什么載荷引起的？后機身的扭矩是由什么載荷引起的？ （1）水平尾翼的不對稱載荷；）水平尾翼的不對稱載荷； （2）垂直尾翼的側(cè)向水平載荷；）垂直尾翼的側(cè)向水平載荷； （3）一個主輪先接地時的撞擊載荷。）一個主輪先接地時的撞擊載荷。 水平尾翼的水平尾翼的 不對稱載荷在后機身內(nèi)不對稱載荷在后機身內(nèi) 引起什么內(nèi)力？引起什么內(nèi)力？對稱面內(nèi)的剪力、對稱面內(nèi)的剪力、彎矩，還有扭矩。彎矩，還有扭矩。 三、其它載荷三、其它載荷 飛行中，機身除承受機翼、尾翼傳來的集中載荷和質(zhì)量力外，還要承受局部空氣動力載荷和氣密座艙的

29、增壓載荷。 飛行中，機身表面還要承受局部空氣動力。但是，由于大部分表面承受的局部空氣動力較小，并且局部空氣動力沿橫截面周緣大致是對稱分布的，基本上能自相平衡而不再傳給機身的其它部分。因此，可以認為局部空氣動力不會影響到整個機身結(jié)構(gòu)的受力，只對機身結(jié)構(gòu)的局部受力有一定的影響。 2.2.3 機身結(jié)構(gòu)的傳力分析機身結(jié)構(gòu)的傳力分析 機翼、尾翼和起落架等部件傳來的集中載機翼、尾翼和起落架等部件傳來的集中載荷，都直接作用在加強隔框上。加強隔框荷，都直接作用在加強隔框上。加強隔框周緣是與蒙皮鉚接在一起的。加強隔框沿周緣是與蒙皮鉚接在一起的。加強隔框沿鉚縫把載荷以剪流的形式傳給蒙皮。蒙皮鉚縫把載荷以剪流的形式

30、傳給蒙皮。蒙皮本身承受和傳遞全部剪力和扭矩，并將彎本身承受和傳遞全部剪力和扭矩，并將彎矩傳遞給大梁和桁條。矩傳遞給大梁和桁條。 隔 框 框 架蒙 皮蒙 皮框 架桁 條隔 框蒙 皮隔 框桁 條 一垂直載荷的傳遞加強隔框在承受垂直方向的對稱載荷時，要沿垂直方向移動。大梁抵抗垂直方向變形的能力很小，不能有效地阻止隔框垂直移動；而蒙皮（尤其是兩側(cè)蒙皮）抵抗垂直方向變形的能力較大，它能有效地阻止隔框垂直移動。因此，蒙皮是支持加強隔框的主要構(gòu)件。這時，加強隔框沿兩邊與蒙皮連接的鉚縫，把集中載荷以剪流的形式分散地傳給蒙皮；蒙皮則產(chǎn)生反作用剪流，來平衡加強隔框上的載荷。剪 流反作用剪流由于沿隔框周緣各部分蒙皮

31、抵抗垂直方向變形的能力不同，周緣剪流的分布是不均由于沿隔框周緣各部分蒙皮抵抗垂直方向變形的能力不同，周緣剪流的分布是不均勻的。機身兩側(cè)的蒙皮，抵抗垂直方向變形的能力比上下蒙皮強，因此，這個部位勻的。機身兩側(cè)的蒙皮，抵抗垂直方向變形的能力比上下蒙皮強，因此，這個部位剪流較大。為了研究方便，可以認為作用在隔框平面內(nèi)的垂直載荷完全傳給了兩側(cè)剪流較大。為了研究方便，可以認為作用在隔框平面內(nèi)的垂直載荷完全傳給了兩側(cè)蒙皮，并由它產(chǎn)生的反作用剪流來平衡。即傳遞垂直載荷時，機身兩側(cè)蒙皮的作用蒙皮，并由它產(chǎn)生的反作用剪流來平衡。即傳遞垂直載荷時，機身兩側(cè)蒙皮的作用相當(dāng)于翼梁的腹板。相當(dāng)于翼梁的腹板。 在連接機翼

32、的主要接在連接機翼的主要接頭處，機身橫截面上頭處，機身橫截面上承受的剪力最大，因承受的剪力最大，因而這個部位的蒙皮較而這個部位的蒙皮較厚厚 當(dāng)加強隔框受到不對稱垂直集中載荷作用時，可以把不對稱集中載荷分解為對稱部分和反對稱部分。 反對稱集中載荷部分相當(dāng)于作用在加強隔框上一個扭矩。加強隔框沿周緣的鉚釘把扭矩以剪流的形式均勻地傳給蒙皮，蒙皮則產(chǎn)生反作用剪流，形成對隔框中心的反力矩，使隔框平衡。 當(dāng)加強隔框受到相對機身軸線不對稱垂直集中載荷作用時，隔框周緣同時產(chǎn)生兩個剪流，周緣各處總剪流的大小就等于這兩個剪流的代數(shù)和。 二水平載荷的傳遞 作用于加強隔框的水平載荷（例如來自垂直尾翼的載荷）通常是不對稱

33、的，它對隔框的作用，相當(dāng)于一個作用于隔框中心處的力（即對機身的剪力），和一個對隔框中心的力矩（即對機身的扭矩）。 接近垂直尾翼部分機身上蒙皮具有最大接近垂直尾翼部分機身上蒙皮具有最大剪流。它等于水平剪力和扭矩產(chǎn)生的剪流之和。剪流。它等于水平剪力和扭矩產(chǎn)生的剪流之和。 加強隔框傳遞作用于中心處的力的情況，與傳遞垂直載荷相似，它同樣是沿鉚縫以剪流的形式將載荷分散地傳給蒙皮的。但由于力的方向是水平的，所以，機身上下蒙皮截面上產(chǎn)生的剪流最大。 加強隔框承受扭矩時，要在自己的平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)。蒙皮組成的合圍框具有較大的抗扭剛度，它能通過鉚釘來阻止隔框旋轉(zhuǎn)。這樣，加強隔框便沿周緣鉚縫把扭矩以剪流的形式均勻地傳給

34、蒙皮，蒙皮則產(chǎn)生反作用剪流，形成對隔框中心的反力矩，使隔框平衡。 加強隔框承受水平載荷時，隔框周緣要同時產(chǎn)生兩個剪流，即平衡力P的剪流和平衡力矩M的剪流。周緣各處的總剪流的大小，就是這兩個剪流的代數(shù)和。在承受垂直尾翼傳來的載荷時，隔框上部兩個剪流的方向相同，而下部方向相反。因此，固定垂直尾翼的加強隔框，上部受力較大，這些隔框的上部往往做得較強，而且機身尾段上部的蒙皮一般也比較厚。對于固定前起落架的加強隔框來說，在承受由前起落架傳來的側(cè)向水平載荷時，隔框下部的受力比上部大，所以，這種隔框的下部通常做得較強。在前機身引起扭矩、在前機身引起扭矩、水平面內(nèi)的剪力、彎水平面內(nèi)的剪力、彎矩。矩。 作用在前

35、起落架上的側(cè)向載荷會在前作用在前起落架上的側(cè)向載荷會在前機身結(jié)構(gòu)中引起什么內(nèi)力？機身結(jié)構(gòu)中引起什么內(nèi)力？試用前起落架側(cè)向載荷的作用，解釋為什么試用前起落架側(cè)向載荷的作用，解釋為什么前起落架安裝部位的機身下蒙皮較厚？前起落架安裝部位的機身下蒙皮較厚？ 側(cè)向載荷的剪力側(cè)向載荷的剪力主要由上、下蒙皮承主要由上、下蒙皮承受，扭矩由一圈蒙皮受，扭矩由一圈蒙皮承受，疊加結(jié)果下蒙承受，疊加結(jié)果下蒙皮剪力最大。皮剪力最大。 2.3 影響疲勞強度的因素 2.3.1 應(yīng)力集中的影響 當(dāng)構(gòu)件受力時，在截面突變處應(yīng)力會局部增大。這種應(yīng)力局部增大的現(xiàn)象，稱為應(yīng)力集中。 應(yīng)力集中對靜強度的影響程度與材料的性質(zhì)有關(guān)，對脆性

36、材料的影響較大，對塑性較好的材料影響較小。這是因為對于塑性較好的材料，在靜載荷作用下，破壞前構(gòu)件內(nèi)的應(yīng)力已趨于均勻化。 應(yīng)力集中對疲勞強度有著重大的影響，它會使疲勞強度大大降低。 當(dāng)構(gòu)件受到外力作用而變形時，材料分子之間的距離發(fā)生變化，這時分子之間會產(chǎn)生一種反抗變形，力圖使分子間的距離恢復(fù)原狀的力，這種力叫內(nèi)力。 要判斷構(gòu)件受力的嚴重程度，僅知道內(nèi)力的大小是不夠的。構(gòu)件在外力作用下，單位橫截面面積上的內(nèi)力叫做應(yīng)力。如果內(nèi)力是均勻分布的，則構(gòu)件任意截面上的應(yīng)力等于截面上的總內(nèi)力除以橫截面積。 應(yīng)力可分成垂直于所取截面和平行于所取截面的兩個分量。垂直于橫截面的應(yīng)力稱為正應(yīng)力，平行于橫截面的應(yīng)力稱為

37、剪應(yīng)力。內(nèi)力和應(yīng)力的概念所有飛機都承受有五種主要應(yīng)力拉伸應(yīng)力壓縮應(yīng)力扭轉(zhuǎn)應(yīng)力（扭矩）剪切應(yīng)力彎曲應(yīng)力（彎矩）拉伸應(yīng)力是抵抗試圖拉斷物體的應(yīng)力。壓縮應(yīng)力是抵抗壓力的應(yīng)力。扭矩是產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形的應(yīng)力。剪切應(yīng)力是抵抗力圖引起材料某一層與相鄰一層產(chǎn)生相對錯動之力的應(yīng)力。彎曲應(yīng)力是壓縮應(yīng)力和拉伸應(yīng)力的組合。當(dāng)桿件受到彎曲作用時，彎曲的內(nèi)側(cè)面縮短（壓縮），而彎曲的外側(cè)面拉長（拉伸）拉 伸壓 縮扭 轉(zhuǎn)剪 切彎 曲中性層拉 伸壓 縮2.3.2 表面加工的影響表面加工的影響 在交變載荷作用下，疲勞裂紋常發(fā)生在零構(gòu)件的表面。這是因為在彎曲和扭轉(zhuǎn)載荷作用下，表面層的應(yīng)力最高，另外，在表面層的缺陷也往往最多。因此，表面

38、的加工質(zhì)量對疲勞強度有很大的影響。 表面光潔度對疲勞強度的影響是隨表面光潔度的提高，疲勞強度也提高。反之，表面加工越粗糙，疲勞強度的降低也就越嚴重。2.3.3 溫度對疲勞強度的影響溫度對疲勞強度的影響 溫度是影響疲勞強度的另一個重要因素。當(dāng)材料在低于蠕變溫度(例如，對于鋁合金，蠕變溫度為205C)的高溫下工作時，高溫對長壽命疲勞的影響是降低其疲勞強度。 碳鋼的疲勞強度大約在100C時最低，以后隨溫度升高疲勞強度也升高，到350C左右時，疲勞強度達到最大，然后隨溫度繼續(xù)升高，疲勞強度迅速下降。 同一種材料，熱處理不同，高溫下的疲勞性能也會有較大差別。 在交變溫度作用下，就會引起交變的熱應(yīng)力，從而

39、使構(gòu)件產(chǎn)生疲勞破壞。這種由交變熱應(yīng)力引起的疲勞破壞稱為“熱疲勞”。 在高溫時發(fā)生的疲勞破壞有相當(dāng)大的部分是由這種熱疲勞引起的。發(fā)動機不斷起動和停車，使渦輪葉片、尾噴管等經(jīng)常發(fā)生由熱疲勞引起的裂紋。 金屬材料在這種溫度下的疲勞強度較室溫下的疲勞強度高 2.3.4 2.3.4 其它影響的因素其它影響的因素 冷作硬化和殘余應(yīng)力對疲勞強度有相當(dāng)大的影響。一般來說，零構(gòu)件表面有一層均勻的殘余壓應(yīng)力對疲勞強度是有利的，但若這種殘余應(yīng)力分布很不均勻，情況就不一樣了。反之，如果零構(gòu)件表面的殘余應(yīng)力是拉應(yīng)力，則會降低疲勞強度。 金屬材料的熱處理方法及工藝過程對材料的靜強度及其它機械性能有明顯影響，同樣對材料的疲

40、勞強度也會有明顯影響。 飛機結(jié)構(gòu)在生產(chǎn)裝配過程中，很多工藝因素會影響結(jié)構(gòu)的疲勞強度。例如，過度的強迫裝配會影響疲勞強度。 噪聲環(huán)境對結(jié)構(gòu)的疲勞強度也有影響。由于大功率噴氣發(fā)動機的作用，使靠近噴口附近部位的飛機結(jié)構(gòu)因受到高聲強噪音的激勵而產(chǎn)生振動，產(chǎn)生所謂的“聲疲勞”。2.4 抗疲勞設(shè)計思想簡介 2.4.1 安全壽命設(shè)計思想 安全壽命設(shè)計概念要求飛機結(jié)構(gòu)在使用壽命期內(nèi)不出現(xiàn)宏觀可檢裂紋，這也就是說安全壽命設(shè)計僅考慮裂紋的形成壽命，不考慮裂紋的擴展壽命。由于檢測裂紋手段的限制，裂紋形成壽命實際上是指結(jié)構(gòu)從開始使用到形成一定尺寸裂紋(通常稱為工程可檢裂紋)的使用時間。這段使用時間也稱為安全使用壽命。 安全壽命設(shè)計思想是以結(jié)構(gòu)無初始缺陷假設(shè)為基礎(chǔ)的。 安全壽命設(shè)計方法及相應(yīng)的規(guī)范不能夠確保飛機結(jié)構(gòu)的安全性。另外，靠用大的安全壽命系數(shù)來保證安全性和可靠性，又往往使構(gòu)件設(shè)計得太保守，所以，這種設(shè)計方法需要改進。 目前在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中，已普遍