飞机结构设计 第2章 飞机的外载荷

2.2.5 非质心处质量的过载
n y = n y 0 ± Δn y = n y 0 ± Δa y / g = n y 0 ± ε z x g nx = nx 0 ± Δnx = nx 0 ± Δax / g = nx 0 ± ϖ x g
2 z
图2.7与飞机质心不重合的各点上的过载
图2.7与飞机质心不重合的各点上的过载
垂直俯冲
T − X − (G − N x ) N x − G = = nx = G G G
特例：自由坠落情况
2.2.3 水平面内的曲线飞行(正常布局)
如知道γ
∑Fn=0
G V 2 ⋅ Y sin γ = N = g R
∑Fv=0
Y cos γ = G
Y 1 ny = = G cos γ
1 如果用过载仪测出ny，也就知道γ，cos γ = ny
盘旋倾斜角越大，ny 越大。 当γ=75º~80º时， ny=4~6。 当飞行速度增大时，如仍 需作小半径盘旋，则需要采用 大迎角飞行以产生大的升力， 同时，需要克服升力增加所引 起的阻力增大，还需要大的倾 斜角，以产生作此盘旋所需的 升力的水平分量（向心力）。 很明显，此时将产生相当大的 载荷系数。
Ⅱ.绕中心转动的载荷系数(质量力分析法)
xi 处的切向速度(y向) 绕飞机重心的转动角加速度
n yr =
N iy Gi
=
miai mα x 1 Y tm L α = i z i = − xi Gi Gi g Iz
i 表示转动轴线上的任意位置
n
Note:
y
= n
yt
+ n
yr
① 表示单位长度上的重力 ② 集中装载物(发动机,机载设备) ③ 要注意装载物较长的情况,当作集中点误差太大,则其 绕飞机重心轴的质量惯性矩为
2.1.2 过载与加速度的关系
Rf
m=a n= G g m aτ nx = sin θ + g an n y = cosθ + g
过载的物理意义： 1.过载系数表示了作用于飞机重心处(坐标 原点)飞机所受的实际外力与飞机重力的关 系。 2.飞机的过载来源于加速度。如果飞行加速 度为0，则 n y =1。
n
y
=
P lg P o lg
=
G + N G
y
− Yl
④ 这个过载不允许过大,一般ny=3-4 (因为与飞行 时对结构与人的作用不同) 着陆运动的情况多样,还可能发生nx(前方撞击、 刹车),或nz（侧滑）.
两种定义的比较
∑Fy=0 Y + PLd = G + N y
Ny ay Y + PLd ny = = 1+ = 1+ G G g
飞行员承受过载的能力与过载方向和时间的关系
图2.5 抗过载服系统 1-发动机引来的压缩空气； 2-气滤；3-调压器； 4-通信号灯；胶囊 图2.6高过载座舱内的座椅 1-可倾斜座椅； 2-后撑弹簧筒
综合考虑这些因素，飞机设计中一般选取： 一类飞机：如歼击机、强击机，ny=3~8 二类飞机：可部分完成机动飞行：如战 术轰炸机、多用途飞机，ny=-2~4 三类飞机：不作机动飞行的飞机：如战 略轰炸机、运输机，ny=-1~3
n
y
V 2 = cos θ + gR
2
当：θ=45°
⎛ 1000 ⎞ ⎟ ⎜ 2 V ⎝ 3.6 ⎠ = 8.573 ο n y = cos 45 + = 0.707 + 9.81×1000 gR
?
V θ=0： n y = 1 + gR = 8 . 865 如限制ny≤8，则 2 V V2 1+ ≤ 8 ∴R ≥ = 1123 .64 m 7g gR
n yg = n y 0 ±
a c yUV ρ
2G / S
K
2.2.7 着陆过载
① 这里的过载定义与空中飞行情况不同。 当空中匀速飞行时, ny=1 表示 Y/G=1 地面滑行或停止态时,再以升力来定义已毫无意义, 应以用地面的支撑载荷与重量之比来定义, 即
ny=1=Plg/G
Note:i.这两种情况下的ny=1,但飞机结构的承载方式却完全不 同,匀速平飞是一种分布载荷作用,而着陆主要是以集中力 形式作用于起落架上,通过起落架作用于机身。 ii.工程上,常称平飞时 ny=1 为平飞1g (g 以重力为单 位)；停机时 ny=1 为停机的1g
就Y方向而言，过载系数又表示了飞机实 际的质量力情况： ny=质量力/G 质量力与飞机所受的外力大小相等，但方 向相反（它们是平衡力系）； 因此，如以质量力来决定过载的方向，就 应该是与飞机坐标轴正方向相反为正，反 之为负。
过载系数的实用意义 知道了过载系数ny→P=ny﹒G（CG处）→ 各点Psj，Psj=ny﹒Gj 它是飞机设计中很重要的一个原始参 数，与飞行状态机动性密切相关 ny可由过载表测量获得
对起落架的过载定义：Pld/Pst
2
角加速度ωz=3.92rad/s2转动，转动方向如图所示。若发动机 的重量GE=1000kg，发动机重心到全机重心的距离L=3m，发 动机绕其本身重心的转动惯量Iz0=120 kgs2m，求：⑴ 发动机 重心处的过载系数nyE，⑵ 如发动机悬挂在间距为1m的前后 两接头上，发动机重心位于前接头后0.2m处，求此时前接头 受到的支反力。
如知道V和R：
⎡ V2⎤ Y = G + N = G ⋅ ⎢1 + ⎥ ⎣ gR ⎦
2 2 1 2
n
y
⎡ V 2 ⎤ = ⎢1 + ⎥ gR ⎦ ⎣
1 2
1 Y ny = = G cos γ
⎡ V ⎤ n y = ⎢1 + ⎥ gR ⎦ ⎣
2
1 2
G V2 Y sin γ = N = ⋅ g R
⎡ V 2 ⎤2 n y = ⎢1 + ⎥ ⎣ gR ⎦
1
2.2.4 最大过载ny max
n y max
Ymax ρ HV = = c y max 2 G
2 max
1 G/S
1 = f (c y max , H , Vmax , ) p
式中：p=G/S
Cymax 1.2
0.4
M
H
Vmax
V
最大过载nmax的选取与飞机性能、设备 性能和人的生理机能等均有关 nmax愈大，机动性愈好；但nmax增大使 结构受力增大，结构重量也增加，反过来又 影响整个飞机的性能 nmax↑，各种设备的惯性力↑，而很多 设备对惯性力的承受也有限度，∴nmax↑对 设备的要求也相应提高 人对nmax的承受能力也有限
② 着陆时载荷分析: 从着陆前到完全着陆瞬间,飞机y向速度从-Vy减至零, 故此时 的加速度为:
a = 0 − (− v Δ t
y
)
=
v
y
Δ t
所以，加速度a指向机体坐标系y的正向，故此时的惯性力 (作用于地面)的方向是向下的。 Yl 由动平衡分析:
Pl g = G + N
y
− Yl
③
由着陆时的载荷(地面给予的外载荷)与重量之比 的过载定义,即设:
Θ 平衡方程 P cos(α + ϕ ) − X = G sin θ + maτ ; aτ = dV / dt Y + P sin(α + ϕ ) = G cosθ + man ; an = V 2 / R R为飞机运动轨迹的曲率半径 P cos(α + ϕ ) − X 1 dV = sin θ + ∴ nx = G g dt Y + P sin(α + ϕ ) 1 V2 ny = = cosθ + G g R
第2章
飞机的外载荷
南京航空航天大学 飞机设计技术研究所
飞机作为运载工具要求反复使用，可能经历各 样的复杂载荷历程。最主要、最基本的有哪些？ 对结构的影响作用是什么？这是设计师们关心的基 本问题；其次是不同载荷形态与主要载荷的差异以 及这些载荷的变化规律（包括大气气象规律的统 计）。 学习要点： ① 主要载荷形式； ② 主要载荷分类； ③ 作用于结构如何分析。
速度坐标系
载荷分类 1.质量力Rm—与飞机的质量和加速度有关的 力，如：重力G；惯性力Nx等 2.表面力Rf —由物 体之间直接接触 作用而产生的作 用在飞机表面上 的力，如：气动 力Y、Yt ；发动机 推力T；地面支反 力等
升力 Y（L） 阻力 X （D） 表 动力装置产生的推力 面 T （ F） 起飞着陆时作用在前、 力 主起落架的地面反力 Pn 、 Pm
例：飞机以过载系数ny=-3作曲线飞行，同时绕全机重心以
L=3m
后接
Z
头
重心 前接 头
重心
思路：显然支反力是由两方面的原因引起的： （1）由发动机重心过载引起的支反力； （2）因发动机较长，其重心处形成一个集中惯性力 据，由此引起的支反力。 ΔM z G = I z G α z
0 i 0 i
？
正值
2.1.1 过载的概念 定义：飞机所受除重力之外的表面力总和与 飞机重量之比称为过载系数n，简称 过载。
n = Rf / G
n = nx i + n y j + nz k
n=
2 2 n x + n y + n z2
过载系数可正，可负；与坐标轴方向一致 为正，反之为负 习惯上将过载系数称为过载；平时所说的 过载是指ny，∵一般地nx和nz均很小，且x方 向的强度、刚度一般较好
2.2 不同飞行条件下的过载
2.2.1 水平面内的定常直线飞行 2.2.2 垂直平面内的曲线飞行 2.2.3 水平面内的曲线飞行(正常布局) 2.2.4 最大过载ny max 2.2.5 非质心处质量的过载 2.2.6 突风过载 2.2.7 着陆过载
2.2.1 水平面内的匀速直线飞行
图2.2 匀速水平飞行nyg = ny0 ±源自ny = ny0 ± = ny0 ±
a cy (U / V )ρV 2 a cy ΔαρV 2S / 2
G
2G / S
图2.8 垂直突风速度为W时飞机飞行攻角的改变
突风还可能引起振动，特别是在重型飞 机上引起周期性的载荷（甚至共振）。
突风作用时间
h
考虑突风作用时间，引入突风衰减因子K， K<1：
？
绕飞机重心转动在发动机重心产生的附加过载系数
发动机重心处的过载系数
①
表面力
Note: 表面力与质量力的概念 质量力
负值
？
支反力(表面力)合成
②
支反力 平衡关系
③
2.2.6 突风过载
为什么研究突风过载？ 民机与军机的区别？ 水平突风W<<V(<0.15)，引起的水平方向 过载可以忽略不计(不大于1.3~1.5)； 垂直突风引起攻角变化；
设计情况emax15maxmax1505nemaxemin15maxmax15情况a小速度大攻角大过载平飞拉起情况a大速度小攻角大过载急剧退出俯冲情况b高速小攻角曲线飞行下滑转弯情况cqqmax副翼偏转垂直俯冲情况d小速度大负攻角nmin情况d大速度小负攻角n设计情况的选取飞机在飞行过程中所受的载荷是多种多样的在飞机设计过程中如果对每种情况都加予分析的话那就太复杂了从原则上讲凡是使结构易遭破坏人员易受到损伤的载荷情况都应选作设计情况设计规范对全机和各主要部件的设计情况作了规定对全机而言将这些设计情况反映在飞机包线上图214对称机动飞行包线图215各种受载情况下气动载荷的弦向分布图216机翼的设计情况及其对应的飞行轨迹md82机动包线md82突风包线刚度规范
2.1 飞机结构上的主要载荷 2.2 不同飞行条件下的过载 2.3 其它载荷情况 2.4 疲劳载荷 2.5 飞机设计规范简介
2.1 飞机结构上的主要载荷
飞机在飞行、起飞、着陆、地面维护等使 用过程中，作用在飞机上的外力称为飞机 的外载荷 (1)飞行时的外载荷。 (2)起飞、着陆时的外载荷。
机体坐标系
=
其中： I z
0G
i
∫
L
x
2
ρ d x , (绕 自 身 重 心 轴 的 质 量 惯 性 矩 )
因此将会在装载物本身重心处产生一个集 中惯性力据，即αz引起一个附加的惯性力 矩：
ΔM z0Gi = I z0Gi α z
绕自身重心轴的质量惯性矩
例：已知：飞机俯冲攻击并沿圆弧线拉起， 已知V=1000km/h，R=1000m 求：θ=45°，0°时ny各为多少？如限制 ny≤8，则R应为多大？
① 运动分析: 旋转+平移 ② 载荷分析:当平尾产生机动载荷时,飞机产生平移与 旋转；该载荷克服了飞机原有的平飞状态,使飞机在 上述两个运动中产生加速度。从动平衡角度,平尾机 动载荷与它克服的惯性力及力矩相平衡。
Ⅰ.平移速度载荷系数(质点)(外载分析法)
n yt = Y Y Y Y = w ± te ± tm G G G G
∑Fx=0 ∑Fy=0
nx
T=X Y=G
Z nz = = 0 G
T − X = = 0 G
n
y
Y = = 1 G
等速平直倒飞：ny= -1
2.2.2 垂直平面内的曲线飞行
进入俯冲 ∑Fx=0: ∑Fy=0:
Y + N y − G cos θ = 0
Θ N
y
T − X + G sin θ = N x
= m ⋅a
y
1 V2 Y V2 ∴ ny = = − ⋅ + cos θ = cos θ − G g R gR
Nx T−X 1 ∂V nx = = − sin θ = ⋅ − sin θ G G g ∂t
G V 2 = ⋅ g R
俯冲后拉起
V2 ∑Fy=0 Y = N y + G ⋅ cosθ = G + G cosθ V 2 gR n y = cos θ + gR V2 当θ=0时,ny→max, n max = 1 + gR