飛機結(jié)構(gòu)

中國民用航空學(xué)院

徐建新

機電工程學(xué)院

第一章飛機的外載荷

飛機的外載荷

飛機的外載荷飛機在起飛、飛行、著陸及地面停放等過程中，作用在飛機上的外力稱為飛機的外載荷。這些外載荷包括空氣動力、慣性力以及飛機在著陸、地面滑行和停機時地面的反作用力。

飛機飛行時，作用在飛機上的外載荷升力質(zhì)量力推力阻力飛機做等速直線水平飛行時，作用在飛機上的外載荷

升力Y0、阻力X0、重力G和推(拉)力P0

Y0=GP0

=

X0飛機在垂直平面內(nèi)作機動飛行時的外載荷

作用在飛機上的外載荷重力、升力、阻力和推力兩種加速度切線加速度向心加速度

兩種慣性力

離心慣性力Nn切向慣性力Nt

飛機在垂直平面內(nèi)作機動飛行時的外載荷由于沿飛行曲線的切線方向的切線速度變化很小，即，故Nt可略去不計。根據(jù)達(dá)朗貝爾原理，作用力與慣性力是相平衡的，即

飛機在水平平面內(nèi)作機動飛行時的外載荷

當(dāng)飛機水平盤旋時，它必須有一個傾斜角β水平分量就是它轉(zhuǎn)彎的向心力，該分量與離心慣心力Nn平衡垂直分量與飛機的重量G相平衡

飛機在水平突風(fēng)作用下的外載荷

飛機以平飛速度V0作水平飛行時，遇到風(fēng)速為ΔV的逆航向突風(fēng)升力

飛機在垂直突風(fēng)作用下的外載荷

當(dāng)飛機以平飛速度V0飛行時，如果遇到速度為W的垂直向上突風(fēng)

迎角有了一個增量

飛機在垂直突風(fēng)作用下的外載荷速度大小的變化可以略去不計(VV0)升力的增量Y主要取決于

飛機遇到上升或下降突風(fēng)時的總升力為突風(fēng)的方向向上時，升力增量為正突風(fēng)的方向向下時，升力增量為負(fù)

機體坐標(biāo)軸作用在飛機某方向的除重力之外的外載荷與飛機重量的比值，稱為該方向的飛機重心過載，用n表示。飛機在y軸方向的過載ny等于飛機升力Y與飛機重量G的比值飛機在x軸方向的過載nx等于發(fā)動機推力與飛機阻力之差與飛機重量的比值飛機在z軸方向的過載nz等于飛機側(cè)向力與飛機重量的比值飛機重心的過載

飛機重心的過載飛機機動飛行或飛行中遇到突風(fēng)時，y軸方向的過載ny往往較大，而其它兩個方向的過載nx和nz較小，而且對飛機結(jié)構(gòu)強度的影響也較小，一般只是對某些局部結(jié)構(gòu)強度需要加以考慮。飛機在y軸方向的過載是飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計的主要指標(biāo)之一，飛機的結(jié)構(gòu)強度主要取決于y軸方向的過載ny。

過載的大小飛機做等速直線水平飛行時的過載飛機在垂直平面內(nèi)作機動飛行時的過載飛機在水平平面內(nèi)作機動飛行時的過載飛機在水平突風(fēng)作用下的過載飛機在垂直突風(fēng)作用下的過載過載的大小

飛機的重心過載可能大于1，也可能小于1，或等于零，甚至是負(fù)值，這取決于飛行時升力的大小和方向。過載的正、負(fù)號與升力的正、負(fù)號一致，而升力的正、負(fù)號取決于升力與飛機坐標(biāo)軸y的關(guān)系，即升力與y軸正向一致時取正號，反之則取負(fù)號。飛機升力方向的過載為負(fù)值的情況飛機平飛時遇到較強的垂直向下的突風(fēng)在垂直平面內(nèi)做機動飛行時，駕駛員推桿太猛。

飛機各部位的局部過載

當(dāng)飛機繞重心有一個抬頭的角加速度時，在機身上某一點i處，就會產(chǎn)生一個線加速度這個附加的線加速度將產(chǎn)生一個附加的過載

飛機各部位的局部過載飛機各部位的局部過載沿飛機長度是按直線規(guī)律變化的。i點處距離飛機的重心越遠(yuǎn)，或飛機繞重心轉(zhuǎn)動的角加速度越大，該點處的附加過載也越大。只有當(dāng)飛機繞重心的角加速度時，飛機上沿縱向各點處的過載才相等，都等于飛機重心處的過載。飛機各部位的局部過載飛機著陸時的過載

飛機著陸時，由于飛機的垂直下降速度在很短的時間內(nèi)降為零，出現(xiàn)很大的負(fù)加速度，這將引起著陸過載。

飛機著陸過載的定義是起落架的實際著陸外載荷與飛機停放在地面時起落架的停機載荷之比

飛機著陸時的外載荷

飛機的最大使用過載

飛機在飛行中出現(xiàn)的過載值ny稱為使用過載，用ny,ser表示。飛機設(shè)計時所規(guī)定的最大使用過載值，稱為最大使用過載，用ny,ser,max表示。確定飛機的最大使用過載的因素飛機的機動飛行能力飛行員生理上的限制飛行中因氣流不穩(wěn)定而可能受到的外載荷對于不能做特技飛行的大型運輸機機最大使用正過載大約為34最大使用負(fù)過載為1.52.5。一架飛機的最大使用過載規(guī)定得越大，飛機結(jié)構(gòu)承受外載荷的能力就越強。

飛機的最大允許速壓

速壓

使用限制速壓在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計過程中，通常規(guī)定某一高度為H0上的qH,max作為飛機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計用的最大速壓，用qmax表示。所以，qmax稱為使用限制速壓。

最大允許速壓當(dāng)飛機做下滑時，下滑終了飛機可能獲得的速度顯然要比最大平飛速度大，與此相應(yīng)的速壓也比使用限制速壓大。飛機在下滑終了容許獲得的最大速壓，稱為最大允許速壓。最大允許速度與最大允許速壓相對應(yīng)的速度，稱為最大允許速度飛機飛行中超過規(guī)定的速壓值帶來的后果飛機會由于強度、剛度不足而使蒙皮產(chǎn)生過大的變形或者撕離骨架有時還可能引起副翼反效，機翼、尾翼顫振等現(xiàn)象。

不能超過最大使用過載和最大允許速壓的原因飛機使用過載的大小，標(biāo)志著飛機總體受外載荷的嚴(yán)重程度而速壓的大小，則標(biāo)志著飛機表面所承受的局部氣動載荷的嚴(yán)重程度由最大使用過載和最大允許速壓所確定的飛機強度和剛度，反映了飛機結(jié)構(gòu)的承載能力。如果在飛行中超過飛機的最大使用過載和最大允許速壓，即超過了飛機結(jié)構(gòu)的承載能力，就會使飛機的空氣動力性能惡化，并損傷飛機結(jié)構(gòu)同樣，如果維護不良造成飛機原有的強度和剛度降低，使飛機的承載能力下降，即使飛行中沒有達(dá)到最大使用過載和最大允許速壓，也會造成嚴(yán)重后果。

第二章飛機結(jié)構(gòu)受力分析和抗疲勞設(shè)計思想機翼的功用和機翼站位數(shù)機翼的功用用于產(chǎn)生升力裝載燃油及各種系統(tǒng)附件等支持發(fā)動機、起落架和襟、副翼等。機翼站位數(shù)機翼站位數(shù)是指距離機身中心線的英寸數(shù)。

機翼的外載荷

空氣動力機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力部件及裝載質(zhì)量力

空氣動力分布載荷是機翼的主要外載荷

平直機翼的剪力圖和彎矩圖

平直機翼的扭矩圖

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，不會使橫截面轉(zhuǎn)動，如果外力不通過這一點，機翼的橫截面就會繞該點轉(zhuǎn)動，這個特殊的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心軸。后掠機翼的力圖

結(jié)論機翼結(jié)構(gòu)橫剖面的內(nèi)力有剪力彎矩扭矩越靠近機翼的根部，機翼結(jié)構(gòu)橫截面上的剪力、彎矩和扭矩越大

當(dāng)機翼上作用有部件集中質(zhì)量力時，內(nèi)力圖將在部件集中質(zhì)量力作用處產(chǎn)生突變或發(fā)生轉(zhuǎn)折飛機在飛行中機翼上的燃油質(zhì)量力，將減小機翼根部橫截面上的剪力和彎矩

飛機在正過載下機翼的下壁板受拉機翼的上壁板受壓

機翼結(jié)構(gòu)的典型元件

縱向元件：翼梁、長桁、墻(腹板)橫向元件：翼肋(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

3-后縱墻

4-普通翼肋

5-加強翼肋

6-對接接頭

7-蒙皮

8-長桁

1-翼梁

2-前縱墻

蒙皮的功用形成流線型的機翼外表面為了盡量減小機翼的阻力，蒙皮應(yīng)力求光滑，為此應(yīng)提高蒙皮的橫向彎曲剛度，以減小它在飛行中的凹、凸變形。從受力來看，氣動載荷直接作用在蒙皮上，因此蒙皮受到垂直于其表面的局部氣動載荷。此外，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，形成封閉的盒式薄壁梁承受機翼的扭矩；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。

長桁的主要功用長桁是縱向骨架中的重要受力元件之一，其主要功用是：支持蒙皮，防止在空氣動力作用下產(chǎn)生過大的局部變形，并與蒙皮一起把空氣動力傳到翼肋上去；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的扭矩和彎矩；長桁還能承受由彎矩引起的部分軸力。

普通翼肋和加強翼肋的功用普通翼肋的功用是：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、長桁和翼梁腹板，提高它們的穩(wěn)定性。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)成的力偶分別傳給翼梁或機身加強框。

普通翼肋和加強翼肋鉚接式翼梁的組成構(gòu)件及其功用鉚接式翼梁由腹板、上、下緣條和支柱組成。各構(gòu)件的功用是：腹板承受剪力上、下緣條承受拉、壓力，從而使翼梁承受機翼的一小部分或絕大部分彎矩支柱起支持腹板的作用，提高它的臨界剪切載荷。

1-上緣條

2-腹板

3-下緣條

4-支柱

梁式機翼的構(gòu)造和受力特點梁式機翼的梁緣條較強，蒙皮較薄，桁條較弱且較少。甚至有的機翼的桁條還是分段斷開的。梁式機翼的桁條，其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要由翼梁緣條承受。梁在受力和傳力中起主要作用，所以叫梁式機翼。單塊式機翼的構(gòu)造和受力特點單塊式機翼的梁緣條較弱，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面面積相近。上、下翼面的桁條和蒙皮通過受壓、拉承受絕大部分彎矩。

單塊式機翼

1-長桁；2-翼肋；3-墻(或梁的腹板)

多腹板式機翼

1-縱墻；2-蒙皮；3-襟翼；4-副翼；5-縱墻的細(xì)緣條

機身的功用

把機翼和尾翼連接成為一個整體裝載人員、貨物以及各種系統(tǒng)附件和設(shè)備等機身結(jié)構(gòu)的外載荷由機翼、尾翼、起落架等部件的固定接頭傳來的集中載荷——主要外載荷各部件及裝載的質(zhì)量力機身結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)量力氣密座艙的增壓載荷作用在機身上的外載荷，通常可以分為對稱載荷和不對稱載荷兩種。與機身對稱面對稱的外載荷，稱為對稱載荷，反之稱為不對稱載荷。

對稱載荷作用下，機身的內(nèi)力圖飛機兩點接地時機身的載荷

作用在機身上的不對稱載荷水平尾翼受到不對稱載荷作用

垂直尾翼承受側(cè)向水平載荷作用不對稱載荷作用下，機身的扭矩圖作用在機身上的其它載荷

局部空氣動力載荷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(rèn)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。氣密座艙的增壓載荷機身蒙皮在充壓載荷作用下，沿周向承受拉力對稱垂直載荷的傳遞

當(dāng)加強隔框受到對稱集中載荷作用時，它把集中載荷以剪流的形式分散地傳給蒙皮(兩側(cè)蒙皮承受的剪流較大)，蒙皮產(chǎn)生反作用剪流，來平衡加強隔框上的外載荷。

不對稱垂直載荷的傳遞

不對稱載荷對稱載荷反對稱載荷水平載荷的傳遞

作用在加強隔框上的水平載荷(例如，來自垂直尾翼的載荷P)通常是不對稱的，它對隔框的作用，相當(dāng)于一個作用在隔框中心處的力P(即對機身的剪力)和一個對隔框中心的力矩Mk(即對機身的扭矩)加強隔框傳遞作用在中心處的力P的情況與傳遞垂直載荷是相似的。但由于力P的方向是水平的，所以，機身上、下蒙皮承受的剪流最大

對于作用在隔框上的扭矩，蒙皮將產(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，周緣各處總剪流的大小也等于qs和qk這兩個剪流的代數(shù)和水平載荷的傳遞應(yīng)力集中

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。

受拉板件的力流線

應(yīng)力集中對構(gòu)件強度的影響應(yīng)力集中對靜強度的影響程度與材料有關(guān)對脆性材料的影響較大對塑性較好的材料影響較小應(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。應(yīng)力集中是影響疲勞強度的一個主要素疲勞源總是出現(xiàn)在應(yīng)力集中較大的地方受交變應(yīng)力的零件應(yīng)避免打鋼印必須充分注意受力構(gòu)件的細(xì)節(jié)設(shè)計和施工。飛機結(jié)構(gòu)中，常常會遇到受剪板。若板上有小孔，則沿45斜線方向上，孔的邊緣點處就有嚴(yán)重的應(yīng)力集中，很可能產(chǎn)生疲勞裂紋。

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。在彎曲和扭轉(zhuǎn)載荷作用下，表面層的應(yīng)力最高，在表面層的缺陷也往往最多。

試件的表面光潔度對疲勞強度有一定的影響。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。表面加工越粗糙，疲勞強度的降低也就越嚴(yán)重。

表面敏感系數(shù)

不同加工方法下表面敏感系數(shù)隨強度極限的變化情況

1—拋光，▽11以上

2—磨削，▽9～▽10

3—精車，▽6～▽84—粗車，▽3～▽55—軋制，未加工表面溫度對疲勞強度的影響

高溫對壽命疲勞的影響降低其疲勞強度低溫對壽命疲勞的影響飛機上遇到的低溫只有攝氏負(fù)幾十度左右，一般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。飛機結(jié)構(gòu)在低溫下的疲勞強度不是一個嚴(yán)重問題。影響疲勞強度的其它因素

殘余應(yīng)力零構(gòu)件表面的均勻殘余壓應(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。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，同樣對材料的疲勞強度也會有明顯影響。但究竟怎樣的熱處理方法對具體材料、具體形狀和尺寸的構(gòu)件更適合些，需要通過實踐不斷總結(jié)摸索生產(chǎn)裝配過程中的工藝因素過度的強迫裝配會影響疲勞強度

噪聲環(huán)境聲疲勞飛機結(jié)構(gòu)的抗疲勞設(shè)計思想安全壽命設(shè)計思想破損安全設(shè)計思想損傷容限設(shè)計思想耐久性設(shè)計思想安全壽命設(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

目前在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中，已普遍采用損傷容限設(shè)計方法，但是起落架仍然采用安全壽命設(shè)計

破損安全設(shè)計思想

破損安全是指一個構(gòu)件發(fā)生破壞之后，它所承擔(dān)的載荷可以由其它殘存結(jié)構(gòu)件繼續(xù)承擔(dān)，以防止飛機的破壞，或造成飛機剛度的降低過多而影響飛機的正常使用。這種設(shè)計思想允許飛機結(jié)構(gòu)有破損，但必須保證飛機的安全。

損傷容限設(shè)計思想

損傷容限設(shè)計思想的基本含義

承認(rèn)結(jié)構(gòu)在使用前就帶有初始缺陷，但必須把這些缺陷或損傷在規(guī)定的未修使用期內(nèi)的增長控制在一定的范圍內(nèi)，在此期間，結(jié)構(gòu)應(yīng)滿足規(guī)定的剩余強度要求，以保證飛機結(jié)構(gòu)的安全性和可