1、123.3 飛機設計規(guī)范簡介一、規(guī)范及各類標準的作用一、規(guī)范及各類標準的作用二、規(guī)范的形成與演變二、規(guī)范的形成與演變 飛機設計規(guī)范和適航條例是在飛機多年的設計、研制和實踐中逐步飛機設計規(guī)范和適航條例是在飛機多年的設計、研制和實踐中逐步形成的，是飛機研制、使用經驗和使用教訓的總結。形成的，是飛機研制、使用經驗和使用教訓的總結。 軍用飛機設計經歷了靜強度設計、剛度設計、疲勞設計、安全壽命軍用飛機設計經歷了靜強度設計、剛度設計、疲勞設計、安全壽命加損傷容限設計、耐久性加損傷容限設計等幾個階段。與這些設計加損傷容限設計、耐久性加損傷容限設計等幾個階段。與這些設計思想對應，美國軍用飛機強度規(guī)范產生了近思

2、想對應，美國軍用飛機強度規(guī)范產生了近1010個版本。個版本。 我國已經擁有用于軍用飛機結構設計的強度剛度規(guī)范等設計標準文我國已經擁有用于軍用飛機結構設計的強度剛度規(guī)范等設計標準文件，目前仍在修訂和完善。件，目前仍在修訂和完善。 19751975年根據我國武器裝備研制的需要，引進了前蘇聯(lián)年根據我國武器裝備研制的需要，引進了前蘇聯(lián)“飛機強度規(guī)飛機強度規(guī)范范”，共七本。我國早期研制的飛機，如殲六、殲七、殲八；殲教，共七本。我國早期研制的飛機，如殲六、殲七、殲八；殲教七、強五、轟六等軍用飛機結構的設計都是以此規(guī)范為主要依據進七、強五、轟六等軍用飛機結構的設計都是以此規(guī)范為主要依據進行設計的。行設計的。

3、 八十年代初期，我國對美國的八十年代初期，我國對美國的“軍用飛機強度剛度規(guī)范軍用飛機強度剛度規(guī)范”進行了大進行了大量的研究并加以引進，于量的研究并加以引進，于8585年發(fā)行了國家軍用標準年發(fā)行了國家軍用標準軍用飛機強度軍用飛機強度和剛度規(guī)范和剛度規(guī)范，代號為，代號為GJB 67.1-85 GJB 67.1-85 GJB 67.12-85 GJB 67.12-85，共分為，共分為1212個個部分。我國的飛豹、梟龍、殲十、山鷹、獵鷹等飛機的結構便是按部分。我國的飛豹、梟龍、殲十、山鷹、獵鷹等飛機的結構便是按此規(guī)范要求設計的。此規(guī)范要求設計的。6767系列規(guī)范各部分名稱如下：系列規(guī)范各部分名稱如下：

4、3 飛機設計規(guī)范簡介飛機設計規(guī)范簡介GJB 67.1-85 GJB 67.1-85 軍用飛機強度和剛度規(guī)范軍用飛機強度和剛度規(guī)范- -總則總則GJB 67.2-85 GJB 67.2-85 軍用飛機強度和剛度規(guī)范軍用飛機強度和剛度規(guī)范- -飛行載荷飛行載荷GJB 67.3-85 GJB 67.3-85 軍用飛機強度和剛度規(guī)范軍用飛機強度和剛度規(guī)范- -其他載荷其他載荷GJB 67.4-85 GJB 67.4-85 軍用飛機強度和剛度規(guī)范軍用飛機強度和剛度規(guī)范- -地面載荷地面載荷GJB 67.5-85 GJB 67.5-85 軍用飛機強度和剛度規(guī)范軍用飛機強度和剛度規(guī)范- -水上飛機的水載荷和

5、操作載荷水上飛機的水載荷和操作載荷GJB 67.6-85 GJB 67.6-85 軍用飛機強度和剛度規(guī)范軍用飛機強度和剛度規(guī)范- -可靠性要求和疲勞載荷可靠性要求和疲勞載荷GJB 67.7-85 GJB 67.7-85 軍用飛機強度和剛度規(guī)范軍用飛機強度和剛度規(guī)范- -氣動彈性不穩(wěn)定性氣動彈性不穩(wěn)定性GJB 67.8-85 GJB 67.8-85 軍用飛機強度和剛度規(guī)范軍用飛機強度和剛度規(guī)范- -振動振動GJB 67.9-85 GJB 67.9-85 軍用飛機強度和剛度規(guī)范軍用飛機強度和剛度規(guī)范- -地面試驗地面試驗GJB 67.10-85 GJB 67.10-85 軍用飛機強度和剛度規(guī)范軍用

6、飛機強度和剛度規(guī)范- -飛行試驗飛行試驗GJB 67.11-85 GJB 67.11-85 軍用飛機強度和剛度規(guī)范軍用飛機強度和剛度規(guī)范- -核武器效應核武器效應GJB 67.12-85 GJB 67.12-85 軍用飛機強度和剛度規(guī)范軍用飛機強度和剛度規(guī)范- -文件與報告文件與報告4飛機設計規(guī)范簡介飛機設計規(guī)范簡介 除了除了“強度剛度規(guī)范強度剛度規(guī)范”以外，還有一些與結構設計有以外，還有一些與結構設計有關的規(guī)范，如：關的規(guī)范，如： GJB776GJB776軍用飛機損傷容限設計要求軍用飛機損傷容限設計要求 GJB775.1-89 GJB775.1-89軍用飛機結構完整性大綱軍用飛機結構完整性大

7、綱- -飛機要求飛機要求 對于其他產品也有強度和剛度規(guī)范，如：對于其他產品也有強度和剛度規(guī)范，如： GJB540-91GJB540-91飛航導彈強度和剛度規(guī)范飛航導彈強度和剛度規(guī)范 GJB720-89 GJB720-89軍用直升機強度和剛度規(guī)范軍用直升機強度和剛度規(guī)范 GJB5435-2005GJB5435-2005無人機強度和剛度規(guī)范無人機強度和剛度規(guī)范三、規(guī)范三、規(guī)范( (適航條例適航條例) )的基本內容的基本內容設計情況設計情況、安全系數(shù)安全系數(shù)、載荷系數(shù)載荷系數(shù)、重量極限重量極限、重心位置、重量、重心位置、重量分配、飛行載荷、分配、飛行載荷、飛行包線飛行包線、突風載荷突風載荷、強度和變

8、形、強度和變形、結構試結構試驗驗、試飛試驗、使用極限、安全預防措施等等，進行飛機結構、試飛試驗、使用極限、安全預防措施等等，進行飛機結構設計時，必須遵守這些規(guī)定，才能保證飛機設計成功。設計時，必須遵守這些規(guī)定，才能保證飛機設計成功。5 飛機的受載情況多種多樣，不可能也無必要都加以分析，我飛機的受載情況多種多樣，不可能也無必要都加以分析，我們只要考慮那些有代表性的設計情況即可。們只要考慮那些有代表性的設計情況即可。 在分析研究了飛機的全部飛行使用情況后，規(guī)范給出了飛機在分析研究了飛機的全部飛行使用情況后，規(guī)范給出了飛機的的 ny q 包線，即飛機的過載包線，即飛機的過載 ny 和速壓和速壓 q

9、只限于此范圍內，只限于此范圍內，超出則將發(fā)生危險，甚至造成事故。超出則將發(fā)生危險，甚至造成事故。 凡是使飛機結構易遭到損壞、人員易受到損傷的載荷情況，凡是使飛機結構易遭到損壞、人員易受到損傷的載荷情況，就應選為設計情況。一般包括就應選為設計情況。一般包括最大的正向和反向載荷情況最大的正向和反向載荷情況，對主要結構件將產生危險損壞的載荷情況對主要結構件將產生危險損壞的載荷情況，對飛行戰(zhàn)斗性能對飛行戰(zhàn)斗性能將產生嚴重影響及對人員將產生損傷的載荷情況將產生嚴重影響及對人員將產生損傷的載荷情況等。等。3.4 飛機對稱機動飛行包線6主要參數(shù)確定主要參數(shù)確定1. 1. 過載系數(shù)過載系數(shù)n 的確定的確定對于

10、不同的飛機根據規(guī)范進行確定或根據用戶要求確定。對于不同的飛機根據規(guī)范進行確定或根據用戶要求確定。特技類飛機：特技類飛機： nymax=8、 nymin=-3半特技類飛機（戰(zhàn)術轟炸機、多用途飛機）：半特技類飛機（戰(zhàn)術轟炸機、多用途飛機）：nymax=46非特技類飛機：非特技類飛機：nymax=2.5 42. 飛機重力飛機重力G的確定（即飛機質量的確定（即飛機質量m的確定）的確定） 基本飛行設計質量基本飛行設計質量mi 基本飛行質量與最大使用過載是飛機外載荷計算、結構基本飛行質量與最大使用過載是飛機外載荷計算、結構設計和強度計算的重要參數(shù)。它基本上確定了一架飛機設計和強度計算的重要參數(shù)。它基本上確

11、定了一架飛機的強度水平。用于各種主要載荷的計算。的強度水平。用于各種主要載荷的計算。 最小飛行質量最小飛行質量mmin 主要用于突風（陣風）載荷計算。主要用于突風（陣風）載荷計算。7主要參數(shù)確定主要參數(shù)確定 最大設計質量最大設計質量mmax主要用于地面滑行、起飛及必要的飛行載荷的計算，防止主要用于地面滑行、起飛及必要的飛行載荷的計算，防止顫振和振動計算時也要用到。顫振和振動計算時也要用到。 著陸設計質量著陸設計質量mzl主要用于飛機的著陸設計載荷及相應的強度計算。主要用于飛機的著陸設計載荷及相應的強度計算。3. 3. 最大平飛速度和極限速度最大平飛速度和極限速度最大平飛速度最大平飛速度vmax

12、（對應于使用限制速壓（對應于使用限制速壓qmax）-基本基本飛行重量飛行重量按戰(zhàn)術技術要求確定。按戰(zhàn)術技術要求確定。極限速度極限速度vmaxmax （對應于強度極限速壓（對應于強度極限速壓qmaxmax） 結構設計是要對強度極限速壓結構設計是要對強度極限速壓qmaxmax的數(shù)值進行限制。的數(shù)值進行限制。當量速度（空速）當量速度（空速）vdl概念概念0Hdlvv其中：其中：H H 、0 0分別為飛行高度分別為飛行高度H H處的處的空氣密度和海平面空氣密度?？諝饷芏群秃Ｆ矫婵諝饷芏?。8由上式可得由上式可得OA和和OD限制線。與各種限制線。與各種情況相應的飛行狀態(tài)見圖情況相應的飛行狀態(tài)見圖3-15。

13、GSqCnyymax在在 ny q 包線圖包線圖 中中，極限過載極限過載 nymax、 nymin 受機動性和結構受機動性和結構強度限制；強度限制； qmaxmax 受發(fā)動機功率和結構強度限制受發(fā)動機功率和結構強度限制Cymax、Cymin 受攻角變化范圍限制。受攻角變化范圍限制。飛機重量飛機重量 G、翼載翼載 P 在設計之前也是選在設計之前也是選定的，因此飛機的飛行范圍自應受定的，因此飛機的飛行范圍自應受AA、 AD、 DD 線及線及 Cymax、 Cymin 線的限制。線的限制。nynymaxnyminAADDCqmax maxqCymaxCymin B(0.5nymax)o因為因為對稱機

14、動飛行包線9包線圖與飛行狀態(tài)圖對照包線圖與飛行狀態(tài)圖對照ny Vdl與飛機狀態(tài)ny qnysyq (或或 V)CyAAnymaxnymaxp/CymaxCymaxBAnymaxqmaxmax (Vdljx)nymax p/qjxFB0.5 nymaxqmaxmax (Vdljx)0.5 nymax p/qjxGC0qmaxmax (Vdljx)0DDnyminqmaxmax (Vdljx)nymin p/qmaxEDnyminnymin p/CyminCyminGSqCnyymax10qD、D 情況與此相似，只是過載為負的最大，載荷反向。情況與此相似，只是過載為負的最大，載荷反向。右上圖是右上

15、圖是 nyCy 線。很明顯，線。很明顯， A、A、D、D均應是飛機的設均應是飛機的設計情況計情況。qA、A雖然均屬雖然均屬 nymax 情況，情況，總載荷最大，數(shù)值相同，但因為總載荷最大，數(shù)值相同，但因為 q 不同，后者速度高，不同，后者速度高， Cy小，所小，所以兩者的氣動力分布不同，各結以兩者的氣動力分布不同，各結構元件具體的承載情況也就不同，構元件具體的承載情況也就不同，因而都要考慮。因而都要考慮。nynymaxnyminAADDCCyCymaxCyminB0.5nymaxnynymaxnyminAADDCqmax maxqCymaxCymin B(0.5nymax)o飛行包線飛行包線飛

16、行包線 maxGSqCnyy 11 ny Vdl 對稱機動飛行包線圖對稱機動飛行包線圖“ny Vdl 對稱機動飛對稱機動飛行包線行包線”以過載系以過載系數(shù)數(shù) ny 為縱坐標，以為縱坐標，以當量速度當量速度 Vdl 為橫坐為橫坐標，按標，按ny、V、Cy 的的限制范圍繪制而成。限制范圍繪制而成。根據飛行包線上每一點的兩個參數(shù)，就可確定另一個參數(shù)。根據飛行包線上每一點的兩個參數(shù)，就可確定另一個參數(shù)。飛行包線上各特殊點對應的飛行姿態(tài)及其特定受載情況為飛行包線上各特殊點對應的飛行姿態(tài)及其特定受載情況為對稱機動飛行包線對稱機動飛行包線對稱機動飛行包線對稱機動飛行包線對稱機動飛行包線對稱機動飛行包線12根

17、據飛行包線上每一點的根據飛行包線上每一點的兩個參數(shù)，就可確定另一兩個參數(shù)，就可確定另一個參數(shù)。飛行包線上各特個參數(shù)。飛行包線上各特殊點對應的飛行姿態(tài)及其殊點對應的飛行姿態(tài)及其特定受載情況為特定受載情況為對稱機動飛行包線對稱機動飛行包線對稱機動飛行包線對稱機動飛行包線對稱機動飛行包線對稱機動飛行包線SGpGSqCnyy ;maxny Vdlny qnysyq (或或 Vdl)Cy對應機動飛行狀態(tài)對應機動飛行狀態(tài)AAnymaxnymaxp/CymaxCymax小速度，大迎角的曲線飛行，（急上升）載荷系數(shù)最小速度，大迎角的曲線飛行，（急上升）載荷系數(shù)最大。大。BAnymaxqmaxmax (Vdlj

18、x)nymax p/qjx飛機以最大允許空速飛行時改出俯沖或下滑，載荷系飛機以最大允許空速飛行時改出俯沖或下滑，載荷系數(shù)最大。數(shù)最大。0.5BG點點B0.5 nymaxqmaxmax (Vdljx)0.5 nymax p/qjx在最大允許空速飛行時，副翼偏轉作特技和滾轉機動，在最大允許空速飛行時，副翼偏轉作特技和滾轉機動，載荷系數(shù)為最大值的一半。載荷系數(shù)為最大值的一半。GC0qmaxmax (Vdljx)0垂直俯沖，在最大允許空速時偏轉副翼。垂直俯沖，在最大允許空速時偏轉副翼。DDnyminqmaxmax (Vdljx)nymin p/qmax在最大允許空速飛行時，以最小負載荷系數(shù)作機動。在最

19、大允許空速飛行時，以最小負載荷系數(shù)作機動。EDnyminnymin p/CyminCymin小速度、負迎角進入俯沖，載荷系數(shù)最小。小速度、負迎角進入俯沖，載荷系數(shù)最小。13幾點說明幾點說明n對于現(xiàn)代飛機的載荷計算，必須考慮結構彈性變形對載荷的影響。通常結構彈性會造成結構的卸載，但有些情況相反。n民用飛機的要求在飛行包線范圍內不僅在邊界點上選點計算，而且要求在其中進行大量的選點計算，找出各種可能的嚴重情況。n在有限元計算中，通常要求輸入多種載荷情況，以確定各個部位的應力是否超過許用值。n現(xiàn)代飛機常采用主動減載技術。如380飛機就利用載油進行機翼減載。143.5 安全系數(shù)和設計載荷一、安全系數(shù)等概

20、念的定義 使用載荷使用載荷Pe：飛機在使用中預計各結構可能遇到的最大載荷，或稱為限制載荷 ( Limit Load )。在該載荷作用下，飛機各元件的應力臨近材料的比例極限強度s，但未出現(xiàn)永久變形。 設計載荷設計載荷Pd ：飛機及各結構在其作用下剛好臨近破壞的載荷，或稱為極限載荷 (Ultimate Load ) 。 安全系數(shù)安全系數(shù) f ：強度規(guī)范中定義 設計載荷與使用載荷之比，即f = Pd / Pe二、安全系數(shù)的物理意義： 其物理意義為實際使用載荷增大到多少倍結構才破壞，這個倍數(shù)就是安全系數(shù)。Pd = f Pe = f nG 15三、安全系數(shù)的主要影響因素四、安全系數(shù)通常取1.5的原因：

21、由于載荷計算、結構應力分析比較精確，材料和制造的工藝過由于載荷計算、結構應力分析比較精確，材料和制造的工藝過程逐步完善，在將使用中的重復載荷和溫度影響作單獨計算和分析程逐步完善，在將使用中的重復載荷和溫度影響作單獨計算和分析的情況下，安全系數(shù)通常取為的情況下，安全系數(shù)通常取為1.5。這是因為一般的航空材料機械性這是因為一般的航空材料機械性能中，破壞極限與比例極限之比約為能中，破壞極限與比例極限之比約為 1.5，為了保證在使用載荷下無為了保證在使用載荷下無殘余變形故殘余變形故。1) 在使用載荷在使用載荷Pe 作用下，飛機結構沒有永久變形或屈服；作用下，飛機結構沒有永久變形或屈服；2) 在使用時，

22、可能超過規(guī)定的機動動作或未估計到的突風，從而出現(xiàn)在使用時，可能超過規(guī)定的機動動作或未估計到的突風，從而出現(xiàn)大于規(guī)定的使用載荷；大于規(guī)定的使用載荷；3) 結構所使用的材料及其加工過程中存在有缺陷，以及工藝誤差等；結構所使用的材料及其加工過程中存在有缺陷，以及工藝誤差等；4) 設計的不準確和不可靠性，如載荷、結構分析等誤差；設計的不準確和不可靠性，如載荷、結構分析等誤差；5) 重復載荷作用下和剛度要求等。重復載荷作用下和剛度要求等。16五、全機強度校核試驗使用載荷使用載荷P Pe e 對應的是飛機結構臨近出現(xiàn)永久變形或屈服；對應的是飛機結構臨近出現(xiàn)永久變形或屈服；設計載荷設計載荷P Pd d 對應

23、的是飛機結構臨近發(fā)生破壞。對應的是飛機結構臨近發(fā)生破壞。然而，在試驗中結然而，在試驗中結構是否出現(xiàn)永久變形構是否出現(xiàn)永久變形很難測準，結構是否很難測準，結構是否破壞則較容易準確測破壞則較容易準確測得，所以采用設計載得，所以采用設計載荷進行最后的破壞試荷進行最后的破壞試驗驗證驗驗證。17六、安全系數(shù)的使用原則六、安全系數(shù)的使用原則 在確定結構安全系數(shù)時，應從結構的重要程度、受力在確定結構安全系數(shù)時，應從結構的重要程度、受力特點、工作環(huán)境、失效模式、可檢查程度等多方面去考特點、工作環(huán)境、失效模式、可檢查程度等多方面去考慮，同時還要考慮到許用應力、強度準則的選取以及影慮，同時還要考慮到許用應力、強度

24、準則的選取以及影響安全系數(shù)的各種因素。響安全系數(shù)的各種因素。 因此，對于飛機結構的不同部位和不同的零部件，因此，對于飛機結構的不同部位和不同的零部件，根據需要，可考慮選取不同的安全系數(shù)。通常可遵循以根據需要，可考慮選取不同的安全系數(shù)。通常可遵循以下原則：下原則： 1. 1. 對于以屈服極限為基準的安全系數(shù)可以取值較小，對于以屈服極限為基準的安全系數(shù)可以取值較小，對于以強度極限為基準的安全系數(shù)可以取值較大。對于對于以強度極限為基準的安全系數(shù)可以取值較大。對于塑性材料根據需要可以選擇以屈服極限為基準，也可以塑性材料根據需要可以選擇以屈服極限為基準，也可以選擇以強度極限為基準。對于脆性材料則應以強度

25、極限選擇以強度極限為基準。對于脆性材料則應以強度極限為基準。對于復合材料選擇以強度極限為基準。為基準。對于復合材料選擇以強度極限為基準。182. 2. 對于有明確剛度設計要求的結構件，則應結合剛度設計要對于有明確剛度設計要求的結構件，則應結合剛度設計要求來確定安全系數(shù)。求來確定安全系數(shù)。3. 3. 所確定的安全系數(shù)應是考慮各種因素及要求后的綜合的安所確定的安全系數(shù)應是考慮各種因素及要求后的綜合的安全系數(shù)。全系數(shù)。4. 4. 要充分考慮安全系數(shù)的選取和許用應力的選取以及強度判要充分考慮安全系數(shù)的選取和許用應力的選取以及強度判別標準的選取三者之間的協(xié)調關系別標準的選取三者之間的協(xié)調關系5. 5.

26、通常需加大安全系數(shù)的情況有：通常需加大安全系數(shù)的情況有：結構中的關鍵件、重要件；結構中的關鍵件、重要件；受力形式或結構形式復雜，難以較為準確地進行計算分受力形式或結構形式復雜，難以較為準確地進行計算分析的結構件；析的結構件；只進行分析計算，而不打算進行有效的試驗驗證的結構只進行分析計算，而不打算進行有效的試驗驗證的結構件；件；在飛機的使用壽命期間內的不可檢結構件及不可更換的在飛機的使用壽命期間內的不可檢結構件及不可更換的結構件；結構件；處在較為惡劣的工作環(huán)境（如：高溫、高濕、振動、沖處在較為惡劣的工作環(huán)境（如：高溫、高濕、振動、沖擊、腐蝕、摩擦等）下的結構件；擊、腐蝕、摩擦等）下的結構件；可靠

27、性要求較高的結構件或有其他特殊要求的結構件。可靠性要求較高的結構件或有其他特殊要求的結構件。19補充：節(jié)點載荷的計算q 目前結構強度、剛度的計算，多采用直剛法或有限元素法，目前結構強度、剛度的計算，多采用直剛法或有限元素法，這些方法，均需將結構上的分布載荷合理地分配到擬定的結這些方法，均需將結構上的分布載荷合理地分配到擬定的結構節(jié)點上，形成節(jié)點載荷，才便于計算。構節(jié)點上，形成節(jié)點載荷，才便于計算。q 載荷分配的原則是常用的力的平衡和等效原則。載荷分配的原則是常用的力的平衡和等效原則。q機翼節(jié)點載荷分配的計算方法機翼節(jié)點載荷分配的計算方法 機翼上作用的主要載荷有分布的升力、質量，可能還有通機翼上

28、作用的主要載荷有分布的升力、質量，可能還有通過裝載節(jié)點傳來的集中質量載荷。過裝載節(jié)點傳來的集中質量載荷。根據載荷的分配原則，可先算出沿翼展方向任意兩分點間的根據載荷的分配原則，可先算出沿翼展方向任意兩分點間的合力及其作用點。如果分點數(shù)較多，兩分點間距離較小，則合力及其作用點。如果分點數(shù)較多，兩分點間距離較小，則其間的載荷分布規(guī)律可近似認為是線性變化。這樣，求兩分其間的載荷分布規(guī)律可近似認為是線性變化。這樣，求兩分點間載荷的合力及其作用點時就可以按梯形來處理。點間載荷的合力及其作用點時就可以按梯形來處理。20見圖見圖3-33，設任意兩分點為，設任意兩分點為 i-1、i，分點間距離為分點間距離為

29、li ，相應的分布載相應的分布載荷為荷為qi-1，qi，則其間的合力則其間的合力 Qi 為為iiiilqqQ )(211iiiiiilqqqqa )( 3211分配到展向分點上的載荷，根據分配到展向分點上的載荷，根據平衡、等效原則，得平衡、等效原則，得)(211iiiiialqqR( iiiiaqqR)(2111作用點為作用點為補充：節(jié)點載荷的計算補充：節(jié)點載荷的計算補充：節(jié)點載荷的計算21弦向節(jié)點載荷的計算弦向節(jié)點載荷的計算： 由于載荷由于載荷的分布是一個面，因而所算得的的分布是一個面，因而所算得的展向分點載荷展向分點載荷 Ri 實際上是點實際上是點 i 弦弦面分布載荷的合力。根據弦面載面分

30、布載荷的合力。根據弦面載荷的分布情況，又可算得弦向各荷的分布情況，又可算得弦向各節(jié)點間總載荷值節(jié)點間總載荷值Pj-1、Pj 等，這樣，等，這樣，即可按上述的方法求得最后所需即可按上述的方法求得最后所需要的節(jié)點載荷要的節(jié)點載荷Pj-1、Pj來。來。 例例 題題 ：已知某機翼展向、：已知某機翼展向、弦向載荷的分布規(guī)律及節(jié)點情況如弦向載荷的分布規(guī)律及節(jié)點情況如圖圖3-35所示，總載荷所示，總載荷Q=1200 kg，q0 = 3q2 ，試求出試求出“1”號弦上號弦上各節(jié)點的載荷。各節(jié)點的載荷。補充：節(jié)點載荷的計算補充：節(jié)點載荷的計算補充：節(jié)點載荷的計算22解解 （1）先求沿展向各）先求沿展向各分點的分

31、布載荷分點的分布載荷qiq2 = 1200/4 =300 kg/m, q0 = 3q2 = 3300 = 900 kg/mkg 3 2 )(22qqqqQkg/m )( 2 )(qqq（2）求出）求出0-1，1-2 各分段的總載荷各分段的總載荷Qi 及及作用點作用點 ai kg )600(900 )(1lqqQm )600(9003)600900(2 )()(1 lqqqqakg )300(600 )(2lqqQm )300(6003)300600(2 )()(2 lqqqqa補充：節(jié)點載荷的計算補充：節(jié)點載荷的計算補充：節(jié)點載荷的計算23（3）求出各分點上的載荷）求出各分點上的載荷 RiR1

32、 = Q1 R0 = 750 400 = 350 kgkg 158 )( )(1aqqR（4）求出）求出“1”號弦上各節(jié)點的分布載荷號弦上各節(jié)點的分布載荷 rikg .1RrPkg/m.600 rkg 0.4)0(1500 )(1brrPR1 = R1 +R1 = 350 + 250 = 600 kgkg 95 )( )(2 aqqRR2 = Q2 - R1 = 450 - 250 = 200 kg r11 = r1 / 2= 1500 / 2 = 750 kg/m（5）求出）求出1-11、11-12各分段的總載荷各分段的總載荷 Pi 及及作用點作用點 bi補充：節(jié)點載荷的計算補充：節(jié)點載荷的

33、計算補充：節(jié)點載荷的計算24kg 0.4)0(750 )(2brrP（6）求出各弦向節(jié)點上的節(jié)點載荷）求出各弦向節(jié)點上的節(jié)點載荷 Pi m.)0(7503070012 )(1 brrrrbm.)0(75030072 )(2brrrrbp11 = P1 p1 = 450 247.5 = 202.5 kgp11 = p11 + p11 = 247.5 + 100 = 347.5 kgkg .0 )( )(2 brrpp12 = P2 - p11 = 150 - 100 = 50 kgkg .0 )( )(1brrpp12p12補充：節(jié)點載荷的計算補充：節(jié)點載荷的計算補充：節(jié)點載荷的計算25總總 結結 對稱機動飛行時飛機的對稱機動飛行時飛機的 n ny y q q 包線中每條線的意義包線中每條線的意義n ny y q q 包線中的包線中的A、A、D、D點所對應飛機的設計情況點所對應飛機的設計情況 安全系數(shù)的定義和物理意義安全系數(shù)的定義和物理意義安全系數(shù)通常取安全系數(shù)通常取1.51.5的原因的原因26第三章的重點內容1)表面力與質量力的概念表面力與質量力的概念2)飛機平移運動時的平衡方程飛機平移運動時的平衡方程3)過載系數(shù)的概念（包括定義、物理意義、確定和實際應過載系數(shù)的概念（包括定義、物理意義、確定和實際應用），