飞行器结构设计第4-6章
空间飞行器总体设计
第一章—绪论1.各国独立发射首颗卫星时间。
表格 1 各国独立发射首颗卫星时间表2.航天器的分类？答：航天器按是否载人可分为无人航天器和载人航天器两大类。
其中，无人航天人按是否环绕地球运行又分为人造地球卫星和空间探测器两大类；载人航天器可以分为载人飞船、空间站和航天飞机。
3.什么是航天器设计？答：航天器设计就是要解决每一个环节的具体设计，其中主要的几个关键内容为：航天任务分析与轨道设计、航天器构形设计、服务与支持分系统的具体设计。
4.画图说明航天器系统设计的层次关系并简述各组成部分的作用。
答：图 1 航天器系统设计的层次关系图(1).有效载荷分系统：航天器上直接完成特定任务的仪器、设备和核心部分；(2).航天器结构平台：整个航天器的结构体(3).服务和支持系统：有效载荷正常工作的必要条件。
①结构分系统：提供其他系统的安装空间；满足各设备安装方位，精度要求；确保设备安全；满足刚度，强度，热防护要求，确保完整性；提供其他特定功能②电源分系统：向航天器各系统供电③测控与通信系统：对航天器进行跟踪，测轨，定位，遥控，通信；④热控系统：对内外能量管理和控制，实现航天器上废热朝外部空间的排散，满足在飞行各阶段，星船各阶段、仪器设备、舱内壁及结构所要求的温度条件；⑤姿态与轨道控制系统：姿态控制--姿态稳定，姿态机动；轨道控制--用于保持或改变航天器的运行轨道，包括轨道确定（导航）和轨道控制（制导）两方面，使航天器遵循正确的航线飞行。
、⑥推进系统：向地球静轨道转移时的近地点与远地点点火；低轨道转移时，低轨到高轨的提升与离轨再入控制；星际航行向第二宇宙速度的加速过程；在轨运行⑦数据管理系统：将航天器遥控管理等综合在微机系统中⑧环境控制与生命保障：维持密闭舱内大气环境，保证航天员生命安全5.航天器的特点及其设计的特点？答：航天器的特点有5个，(1).系统整体性；(2).系统层次性；(3).航天器经受的环境条件：运载器环境、外层空间环境、返回环境；(4).航天器的高度自动化性质；(5).航天器长寿面高可靠性。
飞行器结构设计(打印版)
在弹体坐标系下，由受力平衡和力矩方程得
Ra Rb G cos Ral1 Gl2 cos 0 fRa Fa
两坐标轴方向过载为：
nx ( P Fa) / mg 0 ny ( Ra Rb) / mg 0
可得
nx P / mg 0 fGl2 cos / mg 0l1 ny G cos / mg0
M N Yi Ji Fj
——舱段剖面上的正应力；
M ——由弯矩 M 产生的正应力；
N ——由轴向力 N 产生的正应力；
M ——作用在舱段剖面上的弯矩； N ——作用在舱段剖面上的轴向力；
J i ——减缩剖面的惯性矩；
Yi ——第 i 个元件到减缩剖面中性轴的距离；
F j ——减缩剖面的面积。
可知，从 0 至 90 度，随 增大， nx 变大， n y 变小。 4 波动系数 K：反映当舵面偏角发生变化时，导弹的过载系数变化的程度。 第四次课（教材 23 页-35 页） 1 地空导弹典型弹道上所选的特征点有：最大推力点，导弹进入控制飞行的初始点，机动飞行段的速 压点，机动飞行的终点。 2 压心：作用在物体上空气动力合力的作用点。 3 刚心：一个剖面上，所有作用力的合力，只产生纯弯曲的作用点。 4 设计载荷：使用载荷乘以安全系数。 P des
R ——连接框外径；
q ——连接框的支反剪流。
第八次课（教材 52 页—61 页） 1 梁式翼面结构中，翼梁一般沿翼面最大厚度线布置或沿翼弦的等百分比线布置，翼肋按顺气流方向 排列或沿垂直于翼梁弹性轴方向布置。 2 玻璃钢蜂窝夹层结构中，弹翼主体上蜂窝纵向沿展向排列，翼前后缘蜂窝纵向沿翼弦方向排列。 3 展弦比：展向长/弦向长。 4 翼面的相对厚度：翼面最厚位置厚度/弦长长度。 第九次课（教材 62 页—70 页） 1 普通肋开减轻孔是因为腹板剩余强度一般较大，减轻孔边缘翻边是为提高腹板的抗弯能力。 2 铆缝设计与计算主要是确定铆钉的直径，间距，边距与排距。 第十次课（教材 70 页—76 页） 1 第一强度理论是最大拉应力准则； 第二强度理论是最大伸长线应变准则； 第三强度理论是最大剪应力准则； 第四强度理论是最大形变能准则。 2 夹层结构夹芯参数为格子形状，边长，箔厚与变密度格子。 第十一次课（教材 76 页—84 页） 1 在多榫式接头中，齿中部厚度小于齿厚，是为了减少齿的精加工面，齿外端厚度比齿根略小，装配 时外端起导向作用。 （教材 77 页图 3.44）
西工大飞行器结构力学电子教案
西工大飞行器结构力学电子教案第一章：飞行器结构力学概述1.1 飞行器结构力学的定义介绍飞行器结构力学的概念和基本原理。
解释飞行器结构力学的研究对象和内容。
1.2 飞行器结构的特点与分类讨论飞行器结构的特点，包括轻质、高强度、耐腐蚀等。
介绍飞行器结构的分类，包括飞行器壳体、梁、板、框等。
1.3 飞行器结构力学的基本假设阐述飞行器结构力学分析的基本假设，如材料均匀性、连续性和稳定性。
第二章：飞行器结构受力分析2.1 飞行器结构受力分析的基本方法介绍飞行器结构受力分析的基本方法，包括静态分析和动态分析。
2.2 飞行器结构受力分析的实例通过具体实例，讲解飞行器结构受力分析的过程和方法。
2.3 飞行器结构受力分析的计算方法介绍飞行器结构受力分析的计算方法，包括解析法和数值法。
第三章：飞行器结构强度分析3.1 飞行器结构强度理论介绍飞行器结构强度理论的基本原理，包括最大应力理论和能量原理。
3.2 飞行器结构强度计算方法讲解飞行器结构强度计算的方法，包括静态强度计算和疲劳强度计算。
3.3 飞行器结构强度分析的实例通过具体实例，展示飞行器结构强度分析的过程和方法。
第四章：飞行器结构稳定分析4.1 飞行器结构稳定理论介绍飞行器结构稳定理论的基本原理，包括弹性稳定理论和塑性稳定理论。
4.2 飞行器结构稳定计算方法讲解飞行器结构稳定计算的方法，包括解析法和数值法。
4.3 飞行器结构稳定分析的实例通过具体实例，讲解飞行器结构稳定分析的过程和方法。
第五章：飞行器结构动力学分析5.1 飞行器结构动力学基本原理介绍飞行器结构动力学的基本原理，包括振动理论和冲击理论。
5.2 飞行器结构动力学计算方法讲解飞行器结构动力学计算的方法，包括解析法和数值法。
5.3 飞行器结构动力学分析的实例通过具体实例，展示飞行器结构动力学分析的过程和方法。
第六章：飞行器结构疲劳与断裂分析6.1 飞行器结构疲劳基本理论介绍飞行器结构疲劳现象的基本原理，包括疲劳循环加载、疲劳裂纹扩展等。
西工大飞行器结构力学电子教案
西工大飞行器结构力学电子教案第一章：绪论1.1 课程简介1.2 飞行器结构力学的研究对象和内容1.3 飞行器结构力学的应用领域1.4 学习方法和教学要求第二章：飞行器结构的基本受力分析2.1 概述2.2 飞行器结构的受力分析方法2.3 飞行器结构的受力类型及特点2.4 飞行器结构的基本受力分析实例第三章：飞行器结构的弹性稳定性分析3.1 概述3.2 弹性稳定性的判别准则3.3 飞行器结构弹性稳定性分析方法3.4 飞行器结构弹性稳定性分析实例第四章：飞行器结构的强度分析4.1 概述4.2 飞行器结构强度计算方法4.3 飞行器结构材料的力学性能4.4 飞行器结构强度分析实例第五章：飞行器结构的刚度分析5.1 概述5.2 飞行器结构刚度计算方法5.3 飞行器结构刚度分析实例5.4 飞行器结构刚度优化设计第六章：飞行器结构的疲劳分析6.1 概述6.2 疲劳寿命的计算方法6.3 疲劳裂纹扩展规律6.4 飞行器结构疲劳分析实例第七章：飞行器结构的断裂力学分析7.1 概述7.2 断裂力学的基本概念7.3 断裂判据和裂纹扩展规律7.4 飞行器结构断裂力学分析实例第八章：飞行器结构的动力学分析8.1 概述8.2 飞行器结构动力学的基本方程8.3 飞行器结构的动力响应分析8.4 飞行器结构动力学分析实例第九章：飞行器结构复合材料分析9.1 概述9.2 复合材料的力学性能9.3 复合材料结构分析方法9.4 飞行器结构复合材料分析实例第十章：飞行器结构力学工程应用案例分析10.1 概述10.2 飞行器结构力学在飞机设计中的应用10.3 飞行器结构力学在航天器设计中的应用10.4 飞行器结构力学在其他工程领域的应用重点和难点解析重点环节一：飞行器结构的基本受力分析补充和说明：飞行器结构的基本受力分析是理解飞行器结构力学的基础，需要掌握各种受力类型的特点和分析方法，并通过实例加深理解。
重点环节二：飞行器结构的弹性稳定性分析补充和说明：弹性稳定性是飞行器结构设计中的关键问题，需要理解判别准则，掌握分析方法，并通过实例了解实际应用。
飞行器结构学第二版课程设计
飞行器结构学第二版课程设计一、设计背景飞行器结构学是航空航天工程领域的重要课程之一，它是研究飞行器的构造、强度和刚度等基本力学问题的学科。
通过飞行器结构学的学习可以深入了解飞行器的工作原理、性能及设计并掌握飞行器结构设计、计算和分析等技能。
本课程设计旨在提高学生的飞行器结构设计、计算和分析能力，加深对飞行器结构学的理解和实践应用，培养学生的实践能力以及创新精神，为其未来的工作做好充足准备。
二、设计内容1. 开题报告学生需要根据指导教师提供的教学大纲，选择一个广泛而富有挑战性的飞行器结构设计题目，进行详细的文献调查和初步方案设计。
开题报告需要包括研究背景、设计目的和任务、关键技术和方法、难点与挑战，设想的创新点等详细内容。
2. 中期检查和设计方案学生需要根据开题报告的方向，深入研究飞行器结构设计方案，完成初步的方案设计，并进行中期检查。
中期检查主要包括方案的整体性、可行性、合理性和具体实现方案等的评估和调整。
3. 设计计算和验证在深入研究飞行器结构设计方案后，学生需进行设计计算和验证，确定设计方案的合理性和可行性，包括材料力学计算、刚度、强度、振动和疲劳等方面的分析和计算，并对设计方案进行仿真和验证。
4. 结论汇报与答辩根据设计的成果，学生需要进行结论汇报和答辩，汇报完成的设计成果和研究创新点及其算法和技术特点，评估整个设计工作的质量和实用性以及工程应用的前景和展望等关键科学问题。
三、设计要求1. 设计原则设计方案应当具有实现性、可行性和可验证性，所有数据和结论必须合理可靠。
学生需要遵循工程标准和规范，切实减小设计的安全风险，并确保设计符合相关法律法规要求。
2. 设计流程设计工作应按时进行，并及时沟通指导教师，及时解决存在的问题和困难。
学生需要高效执行设计计划和作业，保证开题、中期检查、设计计算与验证和结论汇报与答辩等环节的顺利推进。
3. 设计文档设计过程中应当保留完整记录和文档，包括开题报告、中期检查、设计计算和验证，结论汇报与答辩的相关文档和记录。
飞行器结构力学基础电子教学教案
飞行器结构力学基础电子教学教案第一章：飞行器结构力学概述1.1 教学目标让学生了解飞行器结构力学的定义和研究对象。
让学生理解飞行器结构力学在航空航天工程中的重要性。
让学生掌握飞行器结构力学的基本概念和原理。
1.2 教学内容飞行器结构力学的定义和研究对象。
飞行器结构力学的重要性。
飞行器结构力学的基本概念和原理。
1.3 教学方法采用讲解和案例分析相结合的方式进行教学。
通过多媒体演示和动画视频帮助学生形象理解飞行器结构力学的基本概念和原理。
1.4 教学评估进行课堂讨论和提问，检查学生对飞行器结构力学的基本概念和原理的理解程度。
布置课后作业，要求学生运用所学的知识分析和解决实际问题。
第二章：飞行器结构元件2.1 教学目标让学生了解飞行器结构元件的分类和特点。
让学生掌握梁、板、壳等基本结构元件的受力分析和设计方法。
2.2 教学内容飞行器结构元件的分类和特点。
梁的受力分析和设计方法。
板的受力分析和设计方法。
壳的受力分析和设计方法。
2.3 教学方法采用讲解和案例分析相结合的方式进行教学。
通过多媒体演示和动画视频帮助学生形象理解飞行器结构元件的受力分析和设计方法。
2.4 教学评估进行课堂讨论和提问，检查学生对飞行器结构元件的受力分析和设计方法的理解程度。
布置课后作业，要求学生运用所学的知识分析和解决实际问题。
第三章：飞行器结构力学分析方法3.1 教学目标让学生了解飞行器结构力学分析方法的分类和特点。
让学生掌握静态分析和动态分析的方法和应用。
3.2 教学内容飞行器结构力学分析方法的分类和特点。
静态分析的方法和应用。
动态分析的方法和应用。
3.3 教学方法采用讲解和案例分析相结合的方式进行教学。
通过多媒体演示和动画视频帮助学生形象理解飞行器结构力学分析方法的特点和应用。
3.4 教学评估进行课堂讨论和提问，检查学生对飞行器结构力学分析方法的特点和应用的理解程度。
布置课后作业，要求学生运用所学的知识分析和解决实际问题。
第四章：飞行器结构强度和稳定性分析4.1 教学目标让学生了解飞行器结构强度和稳定性分析的定义和目的。
固定翼倾转旋翼飞行器机体结构设计
固定翼倾转旋翼飞行器机体结构设计下载提示：该文档是本店铺精心编制而成的，希望大家下载后，能够帮助大家解决实际问题。
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飞行器结构优化与减重设计研究
飞行器结构优化与减重设计研究第一章：引言飞行器作为现代航空领域的重要组成部分，在军事、民用、科研等领域广泛应用。
为了满足飞行器的性能要求和减小结构重量，优化与减重设计成为研究的重点。
本文旨在探讨飞行器结构优化与减重设计的研究进展及相关方法。
第二章：飞行器结构优化方法2.1 传统优化方法传统的飞行器结构优化方法主要包括拓扑优化、尺寸优化和形状优化等。
拓扑优化通过调整零件的连接方式和位置，实现结构的降重；尺寸优化通过调整零件的尺寸，实现结构的轻量化；形状优化通过改变零件的外形，实现结构的优化。
这些传统方法在一定程度上能够降低结构重量，但其效果受到设计者经验和主观因素的影响。
2.2 参数化优化方法参数化优化方法是在传统的结构优化方法基础上引入参数化设计的思想，通过建立参数与结构性能之间的关系，实现结构形状的优化。
参数化优化方法能够充分发挥计算机的优势，实现结构优化的自动化和高效率。
同时，参数化优化方法还能够考虑多种约束条件，如受力要求、结构刚度、固有频率等，进一步提高结构的性能。
第三章：飞行器结构减重设计方法3.1 材料选择与替代材料选择与替代是飞行器结构减重设计的重要方法之一。
通过选择性能更好的材料或替代部分结构材料，可以实现结构重量的减轻。
具体而言，可以使用高强度、低密度的材料来替代重量较大的材料，如使用碳纤维复合材料替代传统金属材料。
3.2 结构拓扑优化结构拓扑优化是一种基于材料分布的结构减重设计方法。
通过改变结构的材料分布，优化结构的拓扑形态，达到减轻结构重量的目的。
结构拓扑优化方法能够充分利用材料的性能，将材料只放置在需要的位置，减少浪费和冗余，从而实现结构的最优设计。
3.3 结构形状优化结构形状优化是一种基于形状变量的结构减重设计方法。
通过改变零件的外形，优化结构的受力分布和应力分布，从而实现对结构重量的减轻。
结构形状优化方法能够充分发挥材料的性能，改善结构的应力状态，提高结构的承载能力，实现结构重量的减轻。
第四章飞行器构造
增升装置(3)
增升装置主要种类 目前所使用的增升装置的种类主要有：
襟翼 前缘缝翼 前缘襟翼和克鲁格襟翼 附面层控制
襟翼(1)
一般的襟翼位于机翼后缘，靠近机身，在副翼的内侧。 襟翼放下时，既增大机翼的升力，同时也增大飞机的阻力， 因此通常在起飞阶段，襟翼只放下较小的角度，而在着陆阶 段才放下到最大角度。
扰流片(1)
目前大型飞机的扰流片大多是安装在机 翼上表面襟翼之前的可偏转小片。
扰流片(2)
扰流片的工作： 扰流片闭合时， 紧贴于机翼上表面； 当打开使用时，扰流 片向上张开而与上翼 面形成一定夹角。 由于扰流片的阻 挡，一方面使机翼的 升力减小，同时使阻 力增加。
扰流片(3)
扰流片的种类 扰流片根据其用途分为：
开缝襟翼
开缝襟翼是在简单襟翼的基础上改进而成的，当开缝襟 翼放下时，其前缘与机翼之间形成一条缝隙。 开缝襟翼的增升效果较好，一般可使Cymax增大约85 ％～95％。
后退襟翼
后退襟翼工作时，既向下偏转同时又沿滑轨向 后移动，也即既增大翼型弯度又增加机翼面积。 后退襟翼一般可使翼型的Cymax增大约110 ％～140％。
翼肋
形成并维持剖面之形状；并将纵向骨架与蒙皮连成一体； 把由蒙皮和桁条传来的空气动力载荷给翼梁。 如果是加强翼肋，则还要承受和传递集中载荷。
蒙皮
蒙皮通常用硬铝板材制成，用铆钉或粘 接剂固定于纵横向骨架上，形成光滑的表 面。空气动力直接作用在蒙皮上。
接头
接头的功用是将载荷从一个构件传递到另一个构件。
固定调整片
平衡调整片(1)
平衡调整片也称气动补偿片或补偿片。 其作用是通过减小铰链力矩的方式来减小 驾驶员偏转操纵面所需的操纵杆力，从而 使操纵省力。
无人机飞行原理-第06章 单旋翼无人机构造
□贝尔稳定系统是通过安装阻尼器减小外力的影响，后来发展为采用小桨代替阻尼器 和配重，称之为希勒稳定系统。目前，将考虑前两种稳定系统的优点设计为贝尔希勒稳定系统。
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6.2 直升机的组成
□（1）贝尔稳定系统（Bell control system） 这是最简单的飞杆形式，飞杆两端各有配重，垂直于旋翼桨叶安装，并通过机械摇杆 连接到斜盘和桨叶连杆上。由于飞杆的控制作用限制了周期变距的控制权限，所以将 飞杆称为平衡杆
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6.3 涉及的基本概念
√旋翼工作状态参数
□旋翼直径D和半径R □桨盘面积（Disc area） □桨盘载荷（Disc loading） □旋翼实度（Solidity Ratio） □旋翼转速和角速度 □旋翼迎角（Rotor AoA） □翼锥角（Coning angle） □前进比（Advanced Ratio）
➢无人直升机（unmanned helicopter）：具有一个或两个旋翼，能 垂直起降、自由悬停的无人驾驶航空器。（出自GA/T 1411.1— 2017）
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第6章单旋翼无人机构造
√无人直升机（Unmanned Helicopter，UMH）是一种由动力驱动，机上无 人驾驶的航空器，是无人机中的重要一类。这种带旋翼无人机在构造形 式上属于旋翼飞行器，在功能上属于垂直起降飞行器，可以由无线电地 面遥控飞行或/和自主控制飞行的可垂直起降的飞行器。按照旋翼数量可 以将无人直升机分为单旋翼无人机和多旋翼无人机。
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6.2 直升机的组成
√桨叶
□旋翼桨叶一般会采用新材料、改进桨叶形状和新翼型来提高其性能，一般采用矩形 桨叶、梯形桨叶、混合梯形桨叶和桨尖后掠桨叶等。
飞行器设计与工程毕业设计
摘要微小型飞行器是于上世纪90年代发展起来的一种新型的飞行器，也是目前国内外航空领域飞行器研究的重要发展方向。
它有体积小、重量轻、携带方便、成本低等众多优点，因此它有广泛的应用前景。
本文围绕团队项目“坐地起降式微型器”的设计需要，开展柔性机翼微型飞行器的抗风设计研究。
文章首先从简化的柔性机翼模型入手，将突风来流分为三个方向，研究了柔性机翼抗突风的根本原因。
然后将柔性机翼的结构分为典型的四大类，通过建立有限元模型，采用对比的方法研究飞行器四种典型结构的受力与变形。
针对实际方案的需要，文章进一步采用轻质复合材料，进行了典型构型复合材料柔性翼的对比，并确定最终的设计方案，并提出利用柔性复合材料机翼的预变形来解决巡航升力问题。
最后针对选定柔性翼方案，分析了柔性机翼飞行器的实际抗风能力及其振动特性和起降安全特性。
相关研究验证了柔性材料的机翼可以增加微小型飞行器的突风适应性，使微小型飞行器能更加适应变化的外部条件，减小外部因素对飞行器的限制，提高飞行器的生存能力。
关键字：微型飞行器，柔性翼，复合材料，抗风能力ABSTRACTMicro air vehicle was a new class of aircraft which developed in the last century, 90 years. Now is also an important aircraft research direction in both Domestic and international aviation. It has many benefits, such as small size, lightweight, portable, low cost. So it has broad application prospects.Flexible wing micro air vehicle is expected to increase MAV’s wind resistance by the deformation of the structure. This paper starts from a simplified model of the flexible wing. The gust stream is divided into three directions, and the root causes of flexible wing anti-gust are studied.Then the structural layout of the flexible wing is divided into four typical categories, and finite element models of those typical flexible wings were established, and the bending and torsion deformations of these typical flexible wings under a uniform distributing force were calculated subsequently. Comparisons of finite element results show that the longitudinal structural layout is best. In order to eliminate the effect of deformation of composite flexible wing on cruise properties of micro air vehicle, the pre-deformation is proposed to solve the cruise lift problems. Finally, a finite element analysis was performed to validate the wind resistance of proposed flexible wing micro air vehicle, and its vibration properties and landing safety also were analyzed. Research results show that the flexible wing can increase the aircraft's wind resistance, and it makes micro air vehicle aircraft more responsive to changing external conditions, and reduce the constraints of external factors on the aircraft, and more important for the improvement of aircraft survivability.KEY WORDS：MAV，Flexible wing，Composite materials，Wind resistance目录第一章绪论 (5)1.1微型飞行器简介 (5)1.2柔性微型飞行器 (6)1.3本文内容介绍 (7)第二章柔性微型飞行器性能 (9)2.1柔性翼微型飞行器受力模型简化 (9)2.2柔性翼微型飞行器预想效果 (10)第三章柔性翼微型飞行器的突风特性 (12)3.1柔性翼微型飞行器受下突风时的稳定性 (12)3.2柔性翼微型飞行器受侧突风时稳定性 (15)3.3 柔性翼微型飞行器受正面突风时稳定性 (17)3.4柔性翼微型飞行器抗风能力综合 (19)第四章柔性翼微型飞行器的结构选型 (20)4.1柔性翼微型飞行器的种类 (20)4.2柔性翼四种典型机翼的受力分析 (22)4.3综合柔性翼受力优缺点 (29)第五章柔性翼微型飞行器机翼材料 (30)5.1复合材料选择 (30)5.2复合材料对应柔性翼受力特点 (32)5.3布局的最终选择和机翼预变形的设计 (37)第六章柔性翼微型飞行器其它特性 (43)6.1柔性翼的模态 (43)6.2起落装置对机翼的影响 (43)第七章总结与展望 (47)7.1 本文总结 (47)7.2工作展望 (47)参考文献 (49)毕业设计小结 (52)第一章绪论1.1微型飞行器简介微型无人飞行器是一种新概念飞行器，因为有体积小、重量轻、成本低、携带方便、飞行高度低、适应性强、灵活多变、隐蔽性好，具有起飞降落不需要跑道或者发射装置、回收装置和其他基础设施等众多优点，对未来军事作战产生深远影响。
第六章机身结构分析ppt课件
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6.2 机身上的载荷及其平衡
前后机身上的质量力、尾翼、起落架等部 件传给机身的 集中力，在机身中段上与机 翼传给机身的集中力平衡。
机身看作支撑在机翼上的多支点梁。
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6.2.1机身上的主要载荷
机身受到的主要载荷由强度规范规定。
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6.3 机身的结构受力型式及其受载情况
■ 构架式 ■ 闭合的空间薄壁梁（广泛采用的受力型式） • 纵向受力构件(桁条和加强桁条—桁梁) • 横向受力构件(普通框和加强框) • 外部壳体
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图6.4 机身的结构受力型式
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6.3.1构架式结构的机身
空间桁架
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长而细的前机身能减小阻力。 机翼后掠使后机身延长，同时也使前机身 缩短。 此时后机身上的弯矩增大，因此机 身质量也随之增 加。 延长前机身时要考虑前起落架的布置条件，以保 证起落架具有必要的轮距，还要考虑把发动机移到 后机身。
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三、机身参数
■ 机身可以看作是多支点外伸 梁，支点是机翼与机身的连 接接头。
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6.1.1飞机机身的功用
■机身作为飞机结构的基础，通过受力关系，把飞机的所有 部件联成一个整体； ■装载乘员、设备和有效载荷，装载燃油； ■布置起落架； ■放置发动机； ■机身的结构质量占飞机质量的8%-15%； ■机身的结构质量占飞机结构质量的 40%-50%。
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3. 当质量沿X轴分散 较大时或机身较长 时， 也会使 Mz 增 大；
飞行器设计中的力学仿真分析
飞行器设计中的力学仿真分析第一章：引言随着现代工业技术的不断发展，飞行器的设计也越来越成为科技领域的研究热点。
力学仿真分析是飞行器设计过程中不可或缺的一环。
力学仿真分析可以帮助设计师更充分地了解飞行器结构、运动和力学特性，从而确定其优化方案，提高飞行器性能和可靠性，减少设计时间和成本。
本文将针对飞行器设计中的力学仿真分析进行详细介绍和分析。
第二章：力学基础知识在进行飞行器的力学仿真分析前，需要掌握一定的力学基础知识。
这些知识包括质点运动学、牛顿运动定律、动量和力的概念等。
质点运动学主要研究质点的运动轨迹、速度和加速度等问题。
牛顿运动定律可以用来描述物体的运动规律，即万有引力定律、牛顿第一定律、牛顿第二定律和牛顿第三定律。
动量是描述物体运动状态的重要物理量，以质量、速度为基本量。
力是描述物体相互作用的物理量，也是动量的变化率。
通过对这些力学基础知识的学习和掌握，可以更好地理解和分析飞行器的力学特性。
第三章：飞行器的力学特性飞行器是一种高超音速物体，其力学特性具有复杂性和多样性。
在进行力学仿真分析时，需要对飞行器的特性进行详细分析和综合评估。
飞行器的结构和运动特性是力学仿真分析的基础。
在结构设计方面，需要考虑材料的力学性能、制造过程和加工精度等因素，以确保飞行器的结构强度、刚度和稳定性。
在运动特性方面，需要考虑飞行器的速度、姿态和运动状态等因素，以评估其飞行性能和操作风险。
另外，飞行器的机载系统和飞行环境也是力学仿真分析的重点。
机载系统包括动力装置、控制系统、数据传输系统等，需要进行力学仿真以验证其稳定性和工作性能。
飞行环境包括大气、重力等因素，对飞行器的性能和飞行安全具有重要影响，需要进行综合仿真分析。
第四章：力学仿真分析的方法力学仿真分析的方法主要包括有限元分析、计算流体力学分析和多体动力学分析。
这些方法可根据仿真对象和分析目的的不同进行选择。
有限元分析是一种广泛应用于机械工程领域的力学仿真方法。
第六章机身结构分析
4. 增加垂尾高度会使 Mt 增大。
图6.3 机身的受载，Qv、Qh、Mz、My、Mt内力图
与机翼比较
■ 载荷： ■ 基本种类相同； ■ 集中载荷、质量力是主要载荷； ■ 水平和垂直方向载荷是同一数量级。
■ 几何（刚度）： ■ 机身水平、垂直方向尺寸接近，刚度接近。
结构特点： 1）有几根桁梁（如4根），桁梁的
截面积很大，承弯能力较强。桁 梁没有腹板，是用模压和锻造方 法制造的横截面相当大的桁条。 桁梁多半是T型截面。 2）长桁的数量较少而且较弱，甚至 可以不连续。 3）蒙皮较薄。
受力特点
弯矩Mz和My引起的轴向力主要由桁梁承担，蒙皮与桁条 几乎不承受 正应力。
前机身和后机身是均匀收敛的，轴对称形式的机 身符合最小阻力的要求。
长而细的前机身能减小阻力。 机翼后掠使后机身延长，同时也使前机身 缩短。
此时后机身上的弯矩增大，因此机 身质量也随之 增加。 延长前机身时要考虑前起落架的布置条件，以保 证起落架具有必要的轮距，还要考虑把发动机移 到后机身。
受力特点：
蒙皮与桁条一起承受弯矩Mz和My引起的轴向力(拉-压)； 承受剪力Qv、Qh以及扭矩Mt时，蒙皮受剪切。
优点： 机身大
1)弯、扭刚度比桁梁式
2）蒙皮较厚，其局部变形小，有利 于改善气动性能
缺点： 蒙皮上桁不条宜式大和开桁口梁。式机身统称为半硬壳式机身
桁条式机身加强框，与水平尾翼的某接头 相连接，受到接头 传来的集中载荷。
机身参数： lf, df, lff, laf, Sfmax, 细长比：
f=lf/df, ff=lff/df, af=laf/df,
《航空概论》第4章 飞机的基本构造
第4章 飞机的基本构造
(4) 动力装置。动力装置包括产生推力的发动机，以及 保证发动机正常工作所需要的附属系统和附件传动装置，其 中包括发动机的启动、操纵、固定、燃油、滑油、散热、防 火、灭火、进气和排气等装置和系统。
(5) 操纵系统。操纵系统包括驾驶杆(盘)、脚蹬、拉杆、 摇臂或钢索、滑轮等。驾驶杆(盘)控制升降舵(或全动水平尾 翼)和副翼，脚蹬控制方向舵。为了改善操纵性能和稳定性 能，现代飞机操纵系统中还配备有各种助力系统(包括液压 式和电动式)、增稳装置和自动驾驶仪。
第4章 飞机的基本构造
3．结构完整性要求 所谓的结构完整性，是指关系到飞机安全使用、使用费 用和功能的机体结构的强度、刚度、损伤容限及耐久性(或 疲劳安全寿命)等飞机所要求的结构特性，是飞机结构特性 的总体要求。
第4章 飞机的基本构造
4．最小重量要求 在满足飞机的空气动力要求和结构完整性的前提下，应 使结构的重量尽可能减轻，即达到最小重量要求。因为结构 重量的增加，在总重量不变的情况下，就意味着有效载荷的 减小，或飞行性能的降低。减轻结构重量是飞机设计和制造 人员的重要使命，也是飞机型号研制成功的关键。世界各国 所有的飞机设计和制造部门，都有一个共同的口号：“为减 轻飞机的每一克重量而奋斗”。
第4章 飞机的基本构造
图4-4 机翼上所受的剪力、弯矩和扭矩
第4章 飞机的基本构造
4.2.2 机翼受力构件的基本构造 机翼结构的受力构件主要分蒙皮和骨架结构，如图4-5
所示。骨架结构中，纵向构件有翼梁、长桁(桁条)、纵墙(腹 板)，横向构件有翼肋(普通翼肋和加强翼肋)。
第4章 飞机的基本构造
合理的结构布局是减轻结构重量最主要的环节，飞机通 常用结构重量系数来表示结构设计水平。结构重量系数是用 飞机结构重量与飞机正常起飞重量的百分比来表示的。统计 结果表明，第一代歼击机的结构重量系数平均在35%左右， 第二代歼击机的结构重量系数平均在33%左右，第三代歼击 机的结构重量系数平均在30.5%左右。目前发展的第四代歼 击机，如美国的F-22飞机，据悉结构重量系数为28%。
结构总体设计课后习题及答案
第一章—绪论1.简述飞行器结构、结构的含义与功能。
答：飞行器结构是能承受和传递载荷并且保持一定强度、刚度和尺寸稳定性的机械系统的总称；机构是使飞行器及其部件完成规定的动作或运动等特殊功能的机械组件。
结构的功能：(1).将弹上设备和部件牢牢结合在一起构成整体，并提供气动外形；(2).为装载、设备和人员（运载火箭等）提供良好的环境条件；(3).承载全寿命周期的各种载荷，并保证飞行器始终正常工作。
机构的功能：(1).连接、固定与释放功能：如分离机构；(2).运动功能：如折叠展开机构；(3).锁定功能：到位后锁紧，完成结构功能。
2.飞行器结构设计的内容与原始条件有哪些？答：飞行器结构设计是根据设计的原始条件，构思和拟定满足各项基本要求的结构方案，进行全部零、部件的设计、分析、实验，最终提供全套可供生产的图纸和相应技术文件的过程。
飞行器结构设计的内容：(1).飞行器结构布局设计：部位安排、分离面、结构形式选择、受力构件布置；(2).选择结构元件参数：在结构布局的基础上，选择并优化结构元件尺寸和材料；(3).结构细节设计：细节精心设计、开孔、连接、圆角、机械和电气接口、口盖等。
飞行器结构设计的原始条件：(1).结构设计任务的总体设计参数：外形、尺寸、质量特性、内部装载物的相关数据与安装要求等；(2).结构的工作环境及其对结构特性的要求：自然环境、力学环境（载荷大小、性质和在结构上的分布等，以及对结构特性的要求）；(3).结构的协调关系以及由此产生的限制要求：外挂、发射装置；(4).飞行器结构的生产条件：产量和生产厂的加工能力、装配能力、工艺水平等。
3.飞行器结构设计的技术要求有哪些？为满足质量特性要求，可采取哪些措施？答：飞行器结构设计的技术要求有6个，如下(1).空气动力学要求—前提性要求：外形准确度要求（同轴度、垂直度、曲线误差、安装角等）、外形的表面质量要求（表面粗糙度、局部凹陷、突出物等）。
(2).结构完整性要求—强度、刚度、可靠性，本质性要求（▲▲）：结构设计应保证结构在承受各种规定的载荷和环境条件下，具有足够的强度、不能产生不能容许的残余变形；具有足够的刚度、满足各项结构动力学性能要求，并达到总体规定的可靠度。
民用航空器基本知识
一战中飞行速度的提高带动了其它性能 的发展。特别一提的是战后空闲飞机的 利用，促进了航空运输事业的兴起。
三、一次大战中的飞机 1914-18
四、二次大战中的飞机 1939-45
四、二次大战中的飞机 1939-45
五、现代民航机的出现
早期的飞机解决了稳定、操纵和动力三个 方面的问题。经过第一次、第二次世界大 战的催化，已经形成了现代飞机的雏形。 比如可以收放的起落架，封闭的驾驶舱、 活塞式发动机的运用等。第一次世界大战 后，闲置的军用飞机投入民航运输中，开 始了民用航空的发展
1民用航空器基本知识主要内容第1章飞行器发展史第2章飞行器航空器的分类第3章飞行原理飞行环境第4章飞行原理流体二个基本定理第5章飞行原理升力的产生主要内容第6章飞机基本知识飞机结构第7章飞机基本知识动力装置第8章飞机基本知识飞机系统第9章机型介绍第10章厦航机型基本数据第1章飞行器发展史一世界上的第一架飞机1903年12月17日美国威尔伯和奥维尔
三、一次大战中的飞机 1914-18
第一次世界大战时所有的著 名作战飞机都是双翼机。
结构材料主要是优质木材。 外面再蒙以细密而结实的亚
麻布或棉布。
三、一次大战中的飞机 1914-18
三、一次大战中的飞机 1914-18
三、一次大战中的飞机 1914-18
三、一次大战中的飞机 1914-18
一、大气层概述
对流层是最接近地球表面的一层大 气，在不同的地区对流层顶界的高 度也不同。在赤道附近，对流层的 高度可达到17公里，而在两极附近， 对流层的高度仅有7到8公里。
飞行器固有特性分析课件
第六章 飞行器结构固有特性分析
1
第6章 飞行器结构固有特性分析
1. 前言 2. 结构动态有限元理论与模型 3. 结构动态特性分析 4. 子结构模态综合法简介 5. 计算实例
2
第6章 飞行器结构固有特性分析
6.1 前言
3
6.1 前言
飞行器结构固有特性分析作用
结构固有振动特性分析为总体设计和控制系 统设计提供模态参数。
(3) Rayleigh商和特征值的极大极小性质 定义：
（6-27）
由式（6-25）和（6-26）可以看出，当｛x｝为系统 的某阶特征向量时，则有
（6-28）
对于任意{x}有
（6-29）
得到第i阶特征值
（6-30）
31
6.3 结构动态特性分析
(4) 特征值的移轴性质
式（6-21）两边分别减去
，则有另一等价形式：
(1) 结构几何形状的拐点、结构开口处、厚度突变处 (2) 载荷作用点 (3) 应力集中点 (4) 结构的约束点或支撑处 (5) 结构部件或零构件之间连接点 (6) 结构中主要受力元件之间的相交点（连接点） (7) 要求输出位移或应力的点
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6.2 结构动力有限元法理论与模型
动态分析模型的确定
3. 合理地进行结点布置与单元划分
外激励下结构动态响应分析； 气动弹性稳定性分析； 飞行器动载荷条件的确定； 控制回路分析和结构与控制系统耦合干扰分析； 飞行器内部装载与设备的减振设计； 飞行器敏感元件合理位置的确定； 旋转稳定飞行器临界旋转速度的确定。
飞行器弹性模态1
飞行器弹性模态2
飞行器弹性模态3
4
6.1 前言
飞行器结构固有特性分析特点 分析模型复杂，自由度多 结构动力学参数具有时变性 存在非结构影响因素 模态实验具有重要意义
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力学的实质 基本设计方法
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4.0 绪 言
飞机结构设计的总体技术要求 ■飞机结构设计的基本特征 飞机结构设计的基本特征 ① 安全性 可靠性； 安全性/可靠性 可靠性； ② 维修性/经济性。 维修性 经济性。 经济性 在保障结构安全/功能可 ① 在保障结构安全 功能可 靠的前提下，重量最轻； 靠的前提下，重量最轻； 群体的社会化技术活动， ② 群体的社会化技术活动， 需要标准与工作规范。 需要标准与工作规范。
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桁条式： 与单块式机翼结构形式相当 与单块式机翼结构形式相当) 桁条式： (与单块式机翼结构形式相当
长桁较密、较强（没有明显的桁梁），蒙皮较厚。 ），蒙皮较厚 长桁较密、较强（没有明显的桁梁），蒙皮较厚。 弯曲引起的轴向力将由桁条与蒙皮组成的壁板承受； 弯曲引起的轴向力将由桁条与蒙皮组成的壁板承受； 剪力全部由蒙皮承受。从受力特点上看，不宜大开口。 剪力全部由蒙皮承受。从受力特点上看，不宜大开口。 与桁梁式比，其弯扭刚度（尤其是扭转刚度）比桁梁式大； 与桁梁式比，其弯扭刚度（尤其是扭转刚度）比桁梁式大； 蒙皮较厚，气动力作用下，蒙皮局部变形小，利于气动性能。 蒙皮较厚，气动力作用下，蒙皮局部变形小，利于气动性能。
前两者一般称为半硬壳式机身结构。 前两者一般称为半硬壳式机身结构。
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硬壳式 ：(与机翼结构的多腹板式结构特征相近)
厚蒙皮与隔框（ 组成，其特点是没有纵向元件； 厚蒙皮与隔框（密）组成，其特点是没有纵向元件； 由厚蒙承受机身总体的弯、 全部轴力和剪力）； 由厚蒙承受机身总体的弯、剪、扭（全部轴力和剪力）； 隔框用于维持机身截面形状，支持蒙皮和承受框平面的集中力。 隔框用于维持机身截面形状，支持蒙皮和承受框平面的集中力。 不宜开口，材料利用率不高（载荷较小，相对高度大）， 不宜开口，材料利用率不高（载荷较小，相对高度大）， 一般仅用于直径较小的机身上，或气动载荷相对较大， 一般仅用于直径较小的机身上，或气动载荷相对较大， 要求蒙皮刚度大的部位、头部、机头罩、 要求蒙皮刚度大的部位、头部、机头罩、尾锥等处
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飞机结构的维修性与经济性要求
要求结构维修的易检性（可达性）（通道、口盖）； 要求结构维修的易检性（可达性）（通道、口盖）； ）（通道 要求结构的易修理性（修补、更换、拆装）； 要求结构的易修理性（修补、更换、拆装）； 要求维修的经济性。（冰山效应 要求维修的经济性。（冰山效应 ， Concord） 。（ ）
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飞机结构的可靠性要求
满足强度、刚度、安全寿命、损伤容限的可靠性要求； 满足强度、刚度、安全寿命、损伤容限的可靠性要求； 结构的变形不能影响操纵、影响相对位置的要求； 结构的变形不能影响操纵、影响相对位置的要求； 不能出现操纵效能降低、反效甚至失效； 不能出现操纵效能降低、反效甚至失效； 不能出现颤振临界速度的降低。 不能出现颤振临界速度的降低。
理论打样设计
详细设 计
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飞机机翼结构设计的原始基本依据 机翼主要载荷参数
翼载 翼面积
Gc p= S
S
ny
反映了机翼 受载的大小
最大过载系数
机翼布局参数
展弦比 展长 根梢比
λ
l
翼型相对厚度 C 后掠角
外形布局参 数
χ
η
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第六章 机身结构综合设计
几何: 非气动力外形（近圆） 非气动力外形（近圆）
开口:各种功能性/维修性 开口:各种功能性/
装载：乘员/货物；机载设备、 乘员/货物；机载设备、
起落架、 起落架、连接各部件
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本章要点
机身结构受力型式的布局设计 机身加强框结构设计 机身与各部件的连接设计 结构开口补强设计
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6.1 机身结构的受力布局形式
桁梁式: 与梁式薄蒙皮机翼结构形式相当 与梁式薄蒙皮机翼结构形式相当) 桁梁式 (与梁式薄蒙皮机翼结构形式相当
蒙皮较薄，剪力则全部由蒙皮承担，少数几根桁梁； 蒙皮较薄，剪力则全部由蒙皮承担，少数几根桁梁； （截面积大，四个象限的中间位置）弯矩主要由桁梁轴力承受， 截面积大，四个象限的中间位置）弯矩主要由桁梁轴力承受， 长桁少而弱，可不连续，长桁与蒙皮基本不传轴力。 长桁少而弱，可不连续，长桁与蒙皮基本不传轴力。 桁梁间布置大开口，不会显著降低机身的抗弯刚度， 桁梁间布置大开口，不会显著降低机身的抗弯刚度， 虽因大开口会减小结构的抗扭能力，而需补强； 虽因大开口会减小结构的抗扭能力，而需补强； 相对其它结构型式，同样开口，桁梁式补强重量增加较少。 相对其它结构型式，同样开口，桁梁式补强重量增加较少。
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飞机制造工艺对结构的设计要求
（可检性、维修性、经济性） 可检性、维修性、经济性 可检性
飞机使用维修对结构的设计要求
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本章要点
飞机结构设计概念 机翼结构受力型式的布局设计 机翼结构主要受力构件布置 机翼典型构件详细设计 尾翼及操纵面结构设计
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受力型式的选择原则
无论是亚音速或超音速飞机的机身结构型式基本相同， 无论是亚音速或超音速飞机的机身结构型式基本相同，各种 型式趋于混合使用，（不象机翼设计） 型式趋于混合使用，（不象机翼设计）主要原因是机身剖面尺 ，（不象机翼设计 寸大，且多为接近对称的剖面形状，弯曲及扭转刚度都较大， 寸大，且多为接近对称的剖面形状，弯曲及扭转刚度都较大， 通过适当的元件布置，就能承受各种载荷，而且结构效率高； 通过适当的元件布置，就能承受各种载荷，而且结构效率高； 一般开口较多的机身结构处采用桁梁式（机身中段）； 一般开口较多的机身结构处采用桁梁式（机身中段）； 开口较少处宜采用桁条式（机身尾段）。 开口较少处宜采用桁条式（机身尾段）。 无开口或气动载荷较大，要求蒙皮刚度大的结构段， 无开口或气动载荷较大，要求蒙皮刚度大的结构段， 宜采用硬壳式，头锥、机头罩、尾锥部位。 宜采用硬壳式，头锥、机头罩、尾锥部位。
第四章 现代飞机结构设计基础
设计是主导 先进轻质结构技术 先进气动力技术 材料是基础 先进发动机技术 先进制造加工技术 制造是关键
检测是保障
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本章要点
静强度与稳定性设计
问题的现象
气动弹性设计 安全寿命设计 损伤容限/耐久性设计 损伤容限 耐久性设计 结构可靠性设计
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5.0 结构设计概念
结构设计的基本工作内容
结构承载布局型式设计； 结构承载布局型式设计； 结构主要受力构件布置设计； 结构主要受力构件布置设计； 飞机结构的刚、强度计算分析； 飞机结构的刚、强度计算分析； 飞机结构构件及其具体连接设计； 飞机结构构件及其具体连接设计； 飞机结构关键细节部位的安全寿命及损伤容限设计； 飞机结构关键细节部位的安全寿命及损伤容限设计； 飞机结构的实验验证。 飞机结构的实验验证。
飞机气动力对结构刚度设计要求
（抗腐蚀性能、机体保护） 抗腐蚀性能、机体保护 抗腐蚀性能
飞机使用环境对结构的设计要求
（结构材料的吸波、散射特性） 结构材料的吸波、散射特性 结构材料的吸波
飞机结构隐身对结构设计的要求
（气动伺服弹性性能 气动伺服弹性性能） 气动伺服弹性性能
飞机操纵控制对结构的设计要求
（工艺性、制造成本） 工艺性、制造成本 工艺性
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ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
飞机结构承载的安全性要求 （五不准）
典型飞行工况的最大载荷条件下，不发生强度破坏； 典型飞行工况的最大载荷条件下，不发生强度破坏； 强度破坏 各种载荷工况的最大载荷条件下，不发生过大变形， 各种载荷工况的最大载荷条件下，不发生过大变形， 变形 特别是大的永久变形； 特别是大的永久变形； 结构的刚度特性要保障在飞行临界状态不发生结构颤振； 结构的刚度特性要保障在飞行临界状态不发生结构颤振； 颤振 结构要有满足长期随机载荷（小于最大载荷） 结构要有满足长期随机载荷（小于最大载荷）反复作用 下不发生疲劳破坏； 疲劳破坏 下不发生疲劳破坏； 结构在缺陷状态，满足一定飞行周期的承载（损伤容限） 结构在缺陷状态，满足一定飞行周期的承载（损伤容限）。
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第五章 机、尾翼结构综合设计
（重量特性、寿命指标、几何装载） 重量特性、寿命指标、几何装载 重量特性
飞机总体设计对结构的设计要求
（静强度、疲劳性能、裂纹扩展） 静强度、疲劳性能、裂纹扩展 静强度
飞机载荷对结构的强度设计要求
（形变刚度特性、静动气弹） 形变刚度特性、静动气弹 形变刚度特性