飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計

一、飛機研制技術(shù)要求（1）戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求軍用飛機（2）使用技術(shù)要求（民用飛機)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(對戰(zhàn)斗機)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、保障性等方面的要求。二、飛機的研制過程四個階段：1．擬訂技術(shù)要求2．飛機設(shè)計過程3．飛機制造過程4．飛機的試飛、定型過程三、飛機的技術(shù)要求是飛機設(shè)計的基本依據(jù)四、飛機設(shè)計一般分為兩大部分：總體設(shè)計結(jié)構(gòu)設(shè)計五、飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計是飛機設(shè)計的主要階段“結(jié)構(gòu)”是指“能承受和傳遞載荷的系統(tǒng)”——即“受力結(jié)構(gòu)”。六、安全系數(shù)：安全系數(shù)定義為設(shè)計載荷與使用載荷之比也就是設(shè)計載荷系數(shù)與使用載荷系數(shù)之比。其物理意義就是實際使用載荷要增大到多少倍結(jié)構(gòu)才破壞，這個倍數(shù)就是安全系數(shù)。七、結(jié)構(gòu)的外載以及對結(jié)構(gòu)受力特性的：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。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)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；有時還須考慮氣動彈性問題。八、飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計的基本要求1．空氣動力要求和設(shè)計一體化的要求2．結(jié)構(gòu)完整性及最小重量要求3．使用維修要求4．工藝要求5．經(jīng)濟性要求九、結(jié)構(gòu)完整性：是指關(guān)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。十、全壽命周期費用(LCC)(也稱全壽命成本)主要是指飛機的概念設(shè)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。十一、現(xiàn)代軍機和旅客機的新機設(shè)計，規(guī)范規(guī)定都必須按損傷容限／耐久性或按損傷容限／疲勞安全壽命設(shè)計。十二、結(jié)構(gòu)完整性及最小重量要求就是指：結(jié)構(gòu)設(shè)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，不產(chǎn)生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，因此也可簡稱為最小重量要求。十三、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(shè)備、燃油系統(tǒng)等各個重要設(shè)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。十四、飛機設(shè)計思想的發(fā)展過程大致可劃分為五個階段（1）靜強度設(shè)計階段（2）靜強度和剛度設(shè)計階段（3）強度、剛度、疲勞安全壽命設(shè)計階段（4）強度、剛度、損傷容限和耐久性（經(jīng)濟壽命）設(shè)計階段（5）結(jié)構(gòu)可靠性設(shè)計試用階段十五、損傷容限其是指結(jié)構(gòu)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結(jié)構(gòu)分類1：破損安全（多路傳力結(jié)構(gòu)；止裂結(jié)構(gòu)）2：緩慢裂紋擴展十六、飛機的外載荷是指：飛機在起飛、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、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許多因素。十七、飛機的外載荷按使用情況不同，分為兩類：飛行時的外載荷。(2)起飛、著陸時的外載荷。十八、損傷容限設(shè)計：組成損傷容限結(jié)構(gòu)的特性具有以下三個要素：臨界裂紋尺寸或剩余強度、裂紋擴展、損傷檢查。損傷容限結(jié)構(gòu)按可檢查度分類：（1）飛機中明顯可檢結(jié)構(gòu)（2）地面明顯可檢結(jié)構(gòu)（3）目視可檢結(jié)構(gòu)（4）特殊目視可檢結(jié)構(gòu)（5）翻修級或基地級可檢結(jié)構(gòu)（6）使用中不可檢結(jié)構(gòu)十九、飛機重力G(mg)和慣性力N(-ma)均與飛機本身質(zhì)量m有關(guān)，故統(tǒng)稱之為質(zhì)量力二十、載荷系數(shù)的定義：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，叫載荷系數(shù)。載荷系數(shù)的物理意義載荷系數(shù)表示了實際作用于飛機重心處(坐標原點)除重力外的外力與飛機重力的關(guān)系。載荷系數(shù)又表示了飛機質(zhì)量力與重力的比率。二十一、載荷系數(shù)的實用意義(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)還表明飛機機動性的好壞二十二、著陸時的載荷系數(shù)：著陸載荷系數(shù)的定義是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Pdg之比二十三、疲勞載荷飛機是一種長期使用的結(jié)構(gòu)體系，根據(jù)飛機的類型不同，使用期從幾千小時到幾萬小時。因此，飛機受到的載荷是多次重復的，這樣就形成了疲勞載荷。前面所講述到的各種載荷系數(shù)僅用來確定飛機結(jié)構(gòu)的靜態(tài)極限強度和剛度。在滿足靜強度、剛度條件下，飛機要反復承受各種機動載荷和著陸時的撞擊載荷，這些反復載荷會引起飛機結(jié)構(gòu)的疲勞破壞，而且疲勞破壞在遠小于材料的原有靜強度情況下就可能發(fā)生，因而更具有危險性。二十四、飛機使用環(huán)境譜的編制步驟為：(1)確定飛機使用環(huán)境種類(2)根據(jù)飛機的戰(zhàn)術(shù)、技術(shù)要求或使用要求，確定飛機在不同地域內(nèi)服役的時間。(3)根據(jù)使用任務剖面或其他資料，確定各種類型任務不同任務段的時間比例及地面停放時間比例。(4)獲取環(huán)境數(shù)據(jù)(5)編制各類環(huán)境譜二十五、蒙皮與長桁、翼梁緣條連接在一起，構(gòu)成了加勁式薄壁結(jié)構(gòu)，通常稱為加勁壁板，同時在機翼上翼肋向加勁壁板提供了橫向支持。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。二十六、副翼反效在大展弦比后掠機翼上較嚴重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翼剖面的附加扭角，也產(chǎn)生不利于操縱的附加氣動力。二十七、顫振是氣動翼面的一種自激振動。由有關(guān)部件的氣動力、慣性力和彈性特性的綜合作用所引起。顫振基本上分兩種類型：一為機翼的彎扭顫振二為副翼的彎曲顫振二十八、提高機翼(或全動尾翼)彎扭顫振臨界速度的有效措施：（1）盡量使重心前移，可加適當?shù)呐渲?。配重宜放前端或翼尖，且必須有很好的連接剛度。將配重放于翼尖處，是由于翼尖處彎曲撓度最大，因此其加速度最大，故配重的效率高。（2）提高扭轉(zhuǎn)剛度能減少不利的扭轉(zhuǎn)變形，也是有好處的。（3）現(xiàn)代飛機上則經(jīng)常采用人工阻尼器；（4）更為先進的，則采用顫振主動控制技術(shù)二十九、副翼彎曲顫振：提高副翼彎曲顫振臨界速度的措施是使副翼結(jié)構(gòu)本身的重心盡量前移，并加以適當?shù)呐渲?。三十、疲勞破壞的一般特征結(jié)構(gòu)構(gòu)件在循環(huán)或交變載荷作用下，即使載荷的應力水平低于材料的極限強度，經(jīng)過若干次載荷循環(huán)后，也會發(fā)生斷裂，此即疲勞破壞現(xiàn)象。疲勞破壞與傳統(tǒng)的靜力破壞有著本質(zhì)的區(qū)別，其典型的一般特征表現(xiàn)為以下幾個方面:(1)疲勞破壞不像靜力破壞那樣在一次最大載荷作用下發(fā)生斷裂，而一般要經(jīng)歷一定的甚至是很長的時間。破壞過程實際是裂紋形成、擴展以至最后斷裂的過程。(2)構(gòu)件中的循環(huán)或交變應力在遠小于材料的靜強度極限情況下，破壞仍可能發(fā)生。(3)不管是脆性材料還是塑性材料，疲勞破壞在宏觀上均表現(xiàn)為無明顯塑性變形的突然斷裂，故疲勞斷裂表現(xiàn)為低應力脆性斷裂，這一特征使疲勞破壞具有更大的危險性(不易覺察)。(4)靜力破壞的抗力，主要取決于材料自身的強度；疲勞破壞則對于材料特性、構(gòu)件的形狀尺寸、表面狀態(tài)、使用條件及外界環(huán)境等都十分敏感。(5)疲勞破壞常具有局部性，而并不牽涉到整個結(jié)構(gòu)的所有構(gòu)件，因而改變局部細節(jié)設(shè)計或工藝措施，即可明顯地增加疲勞壽命；如在發(fā)現(xiàn)裂紋后，更換損傷構(gòu)件或制止裂紋擴展，結(jié)構(gòu)還可繼續(xù)使用。(6)疲勞破壞是一個損傷的長期積累過程，其斷口在宏觀上和微觀上均有其特征，與靜強度破壞斷口明顯不同。三十一、疲勞斷裂的過程大致分為：裂紋成核階段；裂紋微觀擴展階段；裂紋宏觀擴展階段；最終破壞階段三十二、疲勞斷口及特征(1)疲勞裂紋源區(qū)(2)疲勞裂紋擴展區(qū)(3)快速斷裂區(qū)三十三、尺寸效應：零件的尺寸對疲勞性能也有較大影響。一般地說，零件的疲勞性能隨其尺寸的增大而降低。這種現(xiàn)象稱為尺寸效應。產(chǎn)生尺寸效應的因素：尺寸不同，在相同的承力形式下，零件的應力梯度不同(如果最大應力值相同)。大尺寸零件的高應力區(qū)域大，從統(tǒng)計概率看，產(chǎn)生疲勞裂紋的概率就大。大尺寸零件中包含了更多可能產(chǎn)生疲勞裂紋的不利因素，例如材料不均勻性、內(nèi)部缺陷、各向異性等。加工零件時，表面會有一些硬化。大多數(shù)情況下，硬化可提高疲勞極限，對小試件這種影響更為顯著。表面加工的影響其他三十四、應力強度因子、斷裂韌度和能量釋放率應力強度因子表征裂紋尖端應力奇異性強度的力學量試驗表明，對一定材料，當應力強度因子K達到某一臨界值KC時，裂紋失穩(wěn)擴展，斷裂隨即發(fā)生。試驗證明KⅠC是材料的固有性能，它是衡量材料抵抗裂紋失穩(wěn)擴展能力的度量，故稱之為斷裂韌性KⅠC。裂紋擴展過程中要消耗能量。三十五、含裂紋結(jié)構(gòu)的剩余強度與裂紋擴展壽命帶損傷(含缺陷或裂紋)結(jié)構(gòu)同無損結(jié)構(gòu)比較，承載能力顯然要降低。帶損傷結(jié)構(gòu)的實際承載能力稱之為剩余強度。三十六、尾翼上的氣動力外載以它的作用分，有以下三類：(1)平衡載荷(2)機動載荷(3)不對稱載荷三十七、翼面結(jié)構(gòu)的典型構(gòu)件從構(gòu)造上看，機翼、尾翼結(jié)構(gòu)及其構(gòu)件的組成是完全一致的，故通稱為翼面結(jié)構(gòu)。因翼面結(jié)構(gòu)屬薄壁型結(jié)構(gòu)形式，構(gòu)造上主要分蒙皮和骨架結(jié)構(gòu)。骨架結(jié)構(gòu)中，縱向構(gòu)件有翼梁、長桁、墻(腹板)；橫向構(gòu)件有翼肋(普通肋和加強肋)。1．蒙皮的直接功用是形成流線形的機翼外表面。為了使機翼的阻力盡量小，蒙皮應力求光滑，減小它在飛行中的凹、凸變形。從受力看，氣動載荷直接作用在蒙皮上，因此蒙皮受有垂直于其表面的局部氣動載荷。2．長桁(也稱桁條)是與蒙皮和翼肋相連的構(gòu)件。3.普通翼肋，構(gòu)造上的功用是維持機翼剖面所需的形狀。一般它與蒙皮、長桁相連加強翼肋雖也有上述作用，但其主要是用于承受并傳遞自身平面內(nèi)的較大的集中載荷或由于結(jié)構(gòu)不連續(xù)(如大開口處)引起的附加載荷4、翼梁由梁的腹板和緣條(或稱凸緣)組成。翼梁是單純的受力件，主要承受剪力Q和彎矩M。5.縱墻(包括腹板)的緣條比梁緣條弱得多，一般與長桁相近，縱墻與機身的連接為鉸接，腹板即沒有緣條。墻和腹板一般都不能承受彎矩三十八、機翼的特點：是薄壁結(jié)構(gòu)，因此以上各構(gòu)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、膠接或它們的混合型式---如膠鉚等。連接縫間的作用力可視為分布剪流形式。除以上構(gòu)成機翼結(jié)構(gòu)的基本構(gòu)件外，還有機翼---機身連接接頭，它是重要受力件。接頭的形式視機翼結(jié)構(gòu)的受力型式而定。連接接頭至少要保證機翼靜定地固定于機身上，即能提供六個自由度的約束。實際上一般該連接是靜不定的。三十九、翼面結(jié)構(gòu)的典型受力型式有：薄蒙皮梁式主要的構(gòu)造特點是蒙皮很薄，常用輕質(zhì)鋁合金制作，縱向翼梁很強(有單梁、雙梁或多梁等布置)．多梁單塊式從構(gòu)造上看，蒙皮較厚，與長桁、翼梁緣條組成可受軸力的壁板承受總體彎矩；縱向長桁布置較密，長桁截面積與梁的橫截面比較接近或略??；梁或墻與壁板形成封閉的盒段，增強了翼面結(jié)構(gòu)的抗扭剛度，為充分發(fā)揮多梁單塊式機翼的受力特性，左、右機翼最好連成整體貫穿機身。多墻(多梁)式和混合式等，其中有一些為厚壁結(jié)構(gòu)(如整體壁板式)這類機翼布置了較多的縱墻(一般多于5個)；蒙皮厚(可從幾毫米到十幾毫米)；無長桁；有少肋、多肋兩種四十、后掠機翼的受力特點：后掠效應其主要特點是反映在根部三角區(qū)內(nèi)在滿足變形(△l)一致條件下，各縱向元件所承擔的軸力將按它們的剛度分配。前梁附近的縱向構(gòu)件剛度小，分配到的載荷小，應力較低；后梁附近的縱向構(gòu)件剛度大，分配到的載荷較大，應力就較高。這種應力向后緣集中的現(xiàn)象，通常稱之為后掠效應。后掠角愈大，后掠效應愈嚴重。四十一、四十二、桁條式和桁梁式亦統(tǒng)稱為半硬殼式機身。現(xiàn)代飛機絕大部分采用半硬殼式結(jié)構(gòu)，而且由于桁條式的優(yōu)點，只要沒有很大的開口，多數(shù)采用桁條式結(jié)構(gòu)四十三、硬殼式機身結(jié)構(gòu)是由蒙皮與少數(shù)隔框組成。其特點是沒有縱向構(gòu)件，蒙皮厚。由厚蒙皮承受機身總體彎、剪、扭引起的全部軸力和剪力。隔框用于維持機身截面形狀，支持蒙皮和承受、擴散框平面內(nèi)的集中力。這種型式的機身實際上用得很少，其根本原因是因為機身的相對載荷較小．而且機身不可避免要大開口，會使蒙皮材料的利用率不高，開口補強增重較大。四十四、飛機結(jié)構(gòu)開口區(qū)受力分析一個機翼或機身結(jié)構(gòu)，若整個結(jié)構(gòu)連續(xù)而且無開口，則其重量將比有開口者要輕。因此單純從結(jié)構(gòu)的重量要求來看，應以無開口的整體連續(xù)結(jié)構(gòu)最好。但實際上在機翼或機身部件部位安排時，為了滿足使用和維護的要求，在這些部件上通常布置有各種開口。四十五、結(jié)構(gòu)設(shè)計基本上分：打樣設(shè)計和詳細設(shè)計(也稱工作設(shè)計)兩個階段。四十六、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(zhuǎn)折，以使傳力直接、連續(xù)，這樣對結(jié)構(gòu)的強度、剛度有利，可減輕結(jié)構(gòu)重量。一旦有轉(zhuǎn)折，必須布置另一構(gòu)件(如另一梁或加強肋)來承受由此出現(xiàn)的彎矩分量。其次梁沿展向最好按弦長的等百分比線布置，否則緣條表面可能為雙曲面，給工藝帶來困難。但實際情況，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。四十七、加強翼肋的布置十分重要，這些翼肋所受載荷比普通肋要大得多。它一般布置在集中力作用處和結(jié)構(gòu)不連續(xù)區(qū)，還應注意加強件綜合利用。四十八、機翼—機身連接形式的確定機翼－機身連接設(shè)計是飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中最重要的環(huán)節(jié)之一，連接接頭是損傷容限和耐久性設(shè)計最重要的關(guān)鍵件之一。機翼機身連接大多為固定連接；變后掠機翼則通過樞軸與中央翼相連，為可動連接。四十九、梁的構(gòu)造形式(a)腹板(組合)式翼梁(b)構(gòu)架式翼梁(c)整體翼梁五十、翼肋設(shè)計構(gòu)造形式可分為：腹板式、構(gòu)架式、圍框式和整體肋五十一、機翼連接一是機翼與機身的連接二是機翼設(shè)計分離面處兩部分機翼的連接。五十二、其壁板的連接主要有三類分散的受拉螺栓接頭2.對接板式接頭3.對接板和抗拉螺栓的組合五十三、機翼整體油箱的結(jié)構(gòu)設(shè)計采用機翼整體油箱不僅可以充分利用機翼內(nèi)的容積多裝燃油，增加飛機的航程和續(xù)航時間；還可使機翼卸載，有利于減輕其結(jié)構(gòu)重量；油箱遠離客艙還可使旅客更為安全。1．首先必須保證整體油箱的密封性2．強度要求3．剛度要求4．便于檢查、維修、拆裝和清洗五十四、全動平尾轉(zhuǎn)軸式和定軸式。轉(zhuǎn)軸式平尾的軸與尾翼連接在一起，用固定在轉(zhuǎn)軸上的搖臂操縱轉(zhuǎn)軸，平尾與轉(zhuǎn)軸一起偏轉(zhuǎn)。定軸式的軸不動，固定在機體上；尾翼套在軸上繞軸轉(zhuǎn)動；操縱接頭則布置在尾翼根部的加強肋上。與轉(zhuǎn)軸式相比，由于定軸式的操縱點和軸之間的力臂有時可設(shè)計得比轉(zhuǎn)軸式長，可使操縱力相對較小，尾翼受力較好。缺點是在尾翼結(jié)構(gòu)高度內(nèi)要安放軸和軸承，限制了軸徑，對軸受力不利；此外須在機體上開弧形槽，對機體有所削弱。轉(zhuǎn)軸式的優(yōu)、缺點與之相反五十五、發(fā)動機在機身上的安裝現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的發(fā)動機一般都裝在機身內(nèi)的機身后段。發(fā)動機的連接設(shè)計應要求安裝方便，必須避免由于機身受力變形而把載荷傳到發(fā)動機上的不良后果，并且要允許發(fā)動機有軸向和徑向的熱膨脹。五十六、由于使用維護的要求，機體上必須設(shè)置各種大小不一的開口，如起落架艙門、各類檢查維修用艙口；旅客機則有很多瞭望窗，各種供旅客、空勤人員出入的艙門；貨機必須有很大的貨艙門，還有轟炸機上的炸彈艙門等；在一些構(gòu)件上，如梁、肋、框的腹板上可能需要開有操縱系統(tǒng)或其他系統(tǒng)的管道、電纜的通過孔。上述這些開口處大多裝有需要隨時打開的艙門或不受力口蓋，或者不裝口蓋(內(nèi)部構(gòu)件上)，因此開口部位的結(jié)構(gòu)必須補強。五十七、構(gòu)件的受力特性是指它在各方向上的承載及變形能力，最佳受力特性則指它在剛度最大的方向上的承載特性。五十八