飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計總復(fù)習(xí)

fPfd靜強度設(shè)計：安全系數(shù) Pe

pd設(shè)計載荷

pe使用載荷

pu極限載荷u 靜強度設(shè)計準則：構(gòu)造材料的極限載荷大于或等于設(shè)計載荷，即認為構(gòu)造安全p ≥u 載荷系數(shù)定義：除重力外，作用在飛機某方向上的全部外力的合力與當時飛機重量的比值，稱為該方向上的載荷系數(shù)。載荷系數(shù)的物理意義：12、表示了飛機質(zhì)量力與重力的比率。載荷系數(shù)有用意義：1、載荷系數(shù)確定了，則飛機上的載荷大小也就確定了；2、載荷系數(shù)還說明飛機機動性的好壞。著陸載荷系數(shù)的定義：起落架的實際著陸載荷Plg

與飛機停放地面時起落架的停機載荷P 之olg41.桿只能承受〔或傳遞〕沿桿軸向的分布力或集中力。薄平板適宜承受在板平面內(nèi)的分布載荷，包括剪流和拉壓應(yīng)力，不能傳彎。沒有加強件加強時，承壓的力量比承拉的力量小得多，不適宜受集中力。厚板能承受肯定集中力等。三角形薄板不能受剪。剛度安排原則：在肯定條件下〔如機翼變形符合平剖面假設(shè)，構(gòu)造間各個原件可直接依據(jù)本身剛度的大小比例來安排它們共同擔當?shù)妮d荷，這種正比關(guān)系稱為“剛度安排原則”P1l1/E1F1=P2l2/e2f2 K=EF/l p1/p2=k1/k2 p1=k1p/(k1+k2)〔翼面構(gòu)造的典型受力形式及其構(gòu)造特點：薄蒙皮梁式：蒙皮很薄，縱向翼梁很強，縱向長桁較少且弱，梁緣條的剖面與長桁相比要大得多，當布置有一根縱梁時同時還要布置有一根以上的樅墻。常分左右機用幾個集中接頭相連。多梁單塊式：蒙皮較厚，與長桁、翼梁緣條組成可受軸向力的壁板承受總體彎矩；縱向長貫穿過機身，但機翼本身可能分成幾段。多墻厚蒙皮式：布置了較多的樅墻，厚蒙皮，無長桁，有少肋、多肋兩種，但結(jié)合受集中力的需要，至少每側(cè)機翼上要布置3~5個加強翼肋。可以沒有一般肋〕大型高亞音速運輸機或有些超音速戰(zhàn)斗機承受多梁單塊式翼面構(gòu)造，Ma較大的的超音速飛機多承受多墻〔或多梁〕或機翼構(gòu)造。支持，因此一般不會產(chǎn)生總體失穩(wěn)，但需考慮其局部失穩(wěn)問題。翼梁的主要功用承受或傳遞機翼的剪力Q和彎矩M?！哺鞯湫托问健擦菏?、單塊式、多墻式〕受力特點的比較：機翼構(gòu)造受力形式的進展主要與飛行速度的進展有關(guān)了對構(gòu)造強度、剛度、外形的要求。比較三者的受力特點可以覺察，單純的梁式、薄蒙皮和弱長桁均不參與機翼總體彎矩的傳遞，只有梁的緣條承受彎矩引起的軸力。對于高速飛機，增多、增加。因此，在單塊式、多墻式機翼中，蒙皮、長桁，乃至主要是蒙皮進展成主要的承彎構(gòu)件。由于蒙皮、長桁等受軸向力的面積較之梁緣條更為分散、更靠近外外表，故承彎〕后掠機翼特性：后掠機翼比相應(yīng)的直機翼將更為細、長、薄，致使它的彎曲剛度、扭轉(zhuǎn)剛度都比直機翼差。后掠效應(yīng)：應(yīng)力向后緣集中的現(xiàn)象。后掠角越大，后掠效應(yīng)越嚴峻。三角機翼特點：很長的翼肋在載荷作用下簡潔產(chǎn)生橫向彎曲，機翼垂直于翼弦的剛度較差。以致翼尖比較薄，前后緣也比較薄。以集中，然后以剪流的形式傳給蒙皮。〔機身構(gòu)造典型受力形式：1蒙皮和長桁只承受很小局部軸力。剪力全部由蒙皮承受。2、桁條式：長桁較密，較強，蒙皮較厚。彎曲引起軸向力由很多桁條和較厚蒙皮組成的壁板來承受，剪力全部由蒙皮承受。蒙皮上不適宜大開口?，F(xiàn)代飛機多數(shù)承受桁條式構(gòu)造〔桁條式和桁梁式統(tǒng)稱為半硬殼式機身。3由厚蒙皮承受機身引起全部軸力和剪力，隔框承受機身、蒙皮等的集中力〕口蓋按受力特性分為：不受力口蓋、受剪口蓋與受軸向力口蓋。不受力口蓋不參與整體受力，只受口蓋上的局部氣動載荷。受剪口蓋能傳遞原開口處所需傳遞的剪流。受軸向力口蓋除了能傳遞原開口處所需傳遞的剪流外，還能傳遞原開口處軸向力。3．某飛機的戰(zhàn)術(shù)、技術(shù)要求中規(guī)定：該機應(yīng)能在高度H＝1000m處，以速度V=520Km/hV’＝625km／h(加力狀態(tài))R＝690m和R’＝680m(加力狀態(tài))的正規(guī)盤旋(2.4)。求該機的最大盤旋角和盤旋過載系數(shù)ny；此時機身下方全機重心處掛有炸彈，重Gb＝300kg，求此時作用在炸彈鉤上的載荷大小及方向(1kgf＝9.8N)。解答：n

Y 11

Ysinmv2 〔1〕y

G

X 011000

r① Y

0YcosG②tgv2

(520

)23600 3.085由①與②得： (6251000)2

9.8690

72.04〔非加力〕1tg

3600 4.523 n 4.6680

77.5〔加力〕

y cos〔2〕

N mv2X1 r2＃肋剖面處的總體內(nèi)力分別力剪力Q＝100kN(作用在剛心上)，M=5×l03Kn·mMt=30kN·m。前、后粱的平均剖面抗彎剛度為EI前＝1010kN·mm2、EI后＝2×1010kN·mm2Kt前＝5×108kN·mm2，Kt后＝109kN·mm2。求：(1)L前＝L后＝1500mm時，Q、M、Mt2#肋剖面如何安排(3．2(a))?(2)L前＝3000mm、L后＝1500mm時，Q、M、Mt在此剖面又如何安排(題圖3．2(b))?(計算扭矩安排時，假設(shè)不考慮前、后閉室之間和1#肋對前閉室的影響)。后1. 后

2EJ〔1〕Q的安排K=L2后1∴只與2EJ有關(guān)后11KQ 2EJ L2 11

EJQ 1KK

1 EJEJ EJEJ QQ1=

1 2=

L2 [2〔

1

1 2=

12

=0.333QQ2=6670kg=66.7KNKJ(2)M的安排K=L ∴關(guān)系式仍同上

=3330kg=33.3KNM1=0.3335105=1666.7KNmM=0.6675105=3335KNm2〔3〕Mt的安排5MtM= 510=0.3333103=0.999103kg.m=10KNmt1Mt2=0.667

3103=2.001

103kg.m=20KNm3.4)。去前、后緣的氣動載荷和構(gòu)造。M和內(nèi)力圖：(a)剖面筒化為矩形；(b)剖面上、下為曲線。薄蒙皮雙梁式機翼，Ⅲ肋后緣受有Y向集中力P。機翼外段為雙梁式，內(nèi)側(cè)為三梁式，Ⅳ肋位于構(gòu)造布置變化處，畫出傳總體力時，該肋的力平衡圖和內(nèi)力圖。M t22BH Mt兩閉室對稱，此時qt1

= 2 = 2BH= qt2δ不變，只是兩閉室面積不同，則q仍一樣，扭矩引起的剪力與彎矩同上；但剛心位置可能變動，所以多一個扭矩假設(shè)δ不同，也會引起兩閉室扭剛不同，則在分析Mt時，就會消滅Q，M內(nèi)力。薄蒙皮雙梁式機翼v肋后梁上作用有集中力P，求該肋受P力時的平衡圖y y和內(nèi)力圖(假設(shè)前、后粱彎曲剛度相等)。假設(shè)前后梁對稱1

MH t

PBy2H 1 1 3yyyyyyyyyy

+ 2BH=

+2BH = 2P

+4P

= 4P假設(shè)前后梁不對稱，例如前梁剛度為后梁的22/3B處，則Mt=Py*2/3*B2BPy