飞机结构设计4.5。
飞机构造之结构
机结构1.1.概述固定机翼飞机的机体由机身、机翼、安定面、飞行操纵面和起落架五个主要部件组成。
直升机的机体由机身、旋翼及其相关的减速器、尾桨（单旋翼直升机才有）和起落架组成。
机体各部件由多种材料组成，并通过铆钉、螺栓、螺钉、焊接或胶接而联接起来。
飞机各部件由不同构件构成。
飞机各构件用来传递载荷或承受应力。
单个构件可承受组合应力。
对某些结构，强度是主要的要求；而另一些结构，其要求则完全不同。
例如，整流罩只承受飞机飞行过程中的局部空气动力，而不作为主要结构受力件。
图1-错误！未指定顺序。
平飞时飞机的受载飞机作不稳定的平飞时，推力与阻力是不相等的。
推力大于阻力，飞机就要加速；反之，则减速。
由于在飞机加速或减速的同时，飞行员减小或增大了飞机的迎角，使升力系数减小或增大，因而升力仍然与飞机重力相等。
平飞中，飞机的升力虽然总是与飞机重力相等，但是，飞行速度不同时，飞机上的局部气动载荷（局部空气动力）是不相同的。
飞机以小速度平飞时，迎角较大，机翼上表面受到吸力，下表面受到压力，这时的局部气动载荷并不很大；而当飞机以大速度平飞时，迎角较小，对双凸型翼型机翼来说，除了前缘要受到很大压力外，上下表面都要受到很大的吸力。
翼型越接近对称形，机翼上下表面的局部气动载荷就越大。
所以，如果机翼蒙皮刚度不足，在高速飞行时，就会被显着地吸起或压下，产生明显的鼓胀或下陷现象，影响飞机的空气动力性能。
1.2.2.飞机在垂直平面内作曲线飞行时的受载情况飞机在垂直平面内作曲线飞行的受载情况如图1-2所示。
这时，作用于飞机的外力仍是飞机的重力、升力、阻力和发动机的推力。
但是，这些外力是不平衡的。
曲线飞行虽是一种受力不平衡的运动状θ)就是飞机图1-错误！未指定顺序。
飞机在水平转弯时的受载1.2.4. 飞机过载在曲线飞行中，作用于飞机上的升力经常不等于飞机的重量。
为了衡量飞机在某一飞行状态下受外载荷的严重程度，引出过载(或称载荷因数)这一概念。
民航飞机的基本结构(民用航空器超级详细多图)
Y
1 2
v2Cy S
升力>重力，飞机才能起飞
影响升力的因素
空气密度：ρ （不可控） 飞机空速：v 升力系数：Cy（迎角，上下表面弯曲情况） 机翼面积：S
200公里/小时
3000m
500公里/小时
8000m
升力公式
升力公式
Y
1 2
v2Cy S
升力>重力，飞机才能起飞
影响升力的因素
着陆滑跑时处于小迎角状态，因而不能充分利 用空气阻力进行制动。在不平坦的跑道上滑行 时，超越障碍(沟渠、土堆等)的能力也比较差
前轮会产生摆振现象，因此需要有防止摆震 的设备和措施，这又增加了前轮的复杂程度和 重量。
后三点式起落架
后三点式起落架的结构简单，适合与低 速飞机。 目前这种形式的起落架主要应 用于装有活塞式发动机的轻型、超轻型 低速飞机上。
后三点式起落架优点
一是在飞机上易于装置尾轮。与前轮相比，尾 轮结构简单，尺寸、质量都较小；
二是正常着陆时，三个机轮同时触地，这就意 味着飞机在飘落(着陆过程的第四阶段)时的姿 态与地面滑跑、停机时的姿态相同。也就是说， 地面滑跑时具有较大的迎角，因此，可以利用 较大的飞机阻力来进行减速，从而可以减小着 陆时和滑跑距离。。
后三点式起落架缺点
在大速度滑跑时，遇到前方撞击或强烈制动，容易发 生倒立现象。
如着陆时的实际速度大于规定值，则容易发生“跳跃” 现象。
在起飞、降落滑跑时是不稳定的。 在停机、起、落滑跑时，前机身仰起，因而向下的视
界不佳。
自行车式起落架
自行车式起落架的两个主轮都在机身轴 线上，飞行时直接收入机身内，而只在 左右机翼下各装一个较小的辅助轮。
在保证有足够的强度、刚度和抗疲劳的能力情 况下，应使它的重量最轻。对于具有气密座舱 的机身，抗疲劳的能力尤为重要。
飞机构型设计---总体
上单翼 （运输机）
C-130
安-25
运-8
安-72
为什么大多数军用运输机采用上单翼？
为了满足使用要求！ - 机身地板离地面尽量近
3.发动机数目和安装位置
• 发动机数目
- 单发：操纵简单，附加重量轻，成本低,安全性差 - 双发（多发）：生存力强
• 安装位置
- 单发：机身（前、后） - 双发：机身尾段
实例：无尾式布局
正常式和无尾式飞机的零升阻力
幻影2000
尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置 (续)
• 平尾高、底位置
- 上平尾 - 中平尾 - 下平尾 - “T” 平尾 - 高置平尾
选择平尾高低位置的原则
• 避开机翼尾涡的不利干扰
将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位 置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。
起飞和着陆滑跑时不稳定
前三点
• 适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过 程中操纵驾驶比较容易。
• 具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 • 飞行员座舱视界的要求较容易满足。 • 可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。 • 缺点是前轮可能出现前轮“摆振” 现象。
自行车式
• 起落架可收入机身里，布置起落架舱比 较容易。
- 噪声小 - 稳定性好 4）起落架：前三点型式，安装在机身上
三面图（草图）
为什么要采用“T” 平尾
• 优点：
✓ 避免机翼下洗气流和螺旋浆 滑流的影响：1）减小尾翼振 动；2）减小尾翼结构疲劳； 3）避免发动机功率突然增加 或减小引起的驾驶杆力变化
✓ 利用端板效应，气动效率增 加，垂尾的面积可适当减小
机翼下部 机翼或尾翼根部 短舱
• 进气道布局
头部进气道：布置紧凑，机身截面小，进口气 流均匀， 机炮对进气影响小；不能装或仅装小雷达天线。
飞机结构的设计和优化
飞机结构的设计和优化一、飞机结构的概述飞机是一种靠空气支撑的飞行器，设计和制造一架安全可靠的飞机的首要任务是确保其结构的安全性和强度。
由于飞机的空间复杂性和多变的运动状态，对其结构设计和优化提出了更高的要求，使得现代飞机结构设计已与传统航空工程设计存在较大差别。
二、飞机结构设计的基本原则1.安全性优先在飞机结构设计中，不管是材料、加工、还是结构设计、构建等环节，都必须始终以安全为前提。
一旦发现设计中存在不符合要求的结构缺陷，必须及时修正，同时采取相应的措施，以保障人员安全。
2.材料选择要符合需要为了使飞机结构能够具备轻量化、高强度等性能，设计者在材料选择上必须考虑多方面的因素。
例如，全金属结构相对钢材结构优势显著，但导热性能强，易在夏季挤出氧化物，因此在材料选择时应选择耐高温、不易腐蚀的合金，以便在未来的飞行中发挥最佳效果。
3.设计合理性在飞机结构设计过程中，设计人员要深入了解飞机的空气动力学和机械结构性能，并尽可能地遵循简洁、清晰的设计原则。
在材料选择、构造设计和优化等环节上采用与极高标准，更加科学和合理的工程思维。
4.节省空间随着现代飞机的改进，越来越多的零件和设备将被设计在飞机结构中，这就要求设计人员采取更加紧凑、合理的设计思路，以便在有限空间内充分利用结构中的每个零件。
三、飞机结构设计的流程1.确定设计要求已知飞机的任务以及其运行和使用的特定环境，在设计过程中，需要对图纸、技术规范、标准和设计大纲等进行细致的分析和研究，以便进一步确定设计要求。
2.制定设计方案在目标要求的基础上，设计人员制定针对设计参数的具体方案，并根据系统优化的原则来选择最佳方案。
同时，对已有的方案进行评估，并对其先进性和可靠性进行检验，以便不断提高方案的完善性。
3.进行分析和检验制定初步方案之后，飞机结构设计人员必须在理论和实践两个方面进行分析和检验。
其中，理论方面的分析包括材料强度、承载能力，不同工况下的应力状态分析等；而实践方面的检验则包括材料强度、机械性能和可靠性等方面的现场测试和实验。
飞机结构设计-
剩余强度变化特征
σ
σ
b
剩
剩余强度下降梯度 过大，结构不能继 续使用。
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a0
acr
a
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3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
1.恒幅疲劳载荷
ห้องสมุดไป่ตู้
Smax 恒幅疲劳载荷的最大值
S min
五个描 述参数
恒幅疲劳载荷的最小值（谷值）
S min S max 2 S max S min S 恒幅疲劳载荷的幅值 a 2 S min R 恒幅疲劳载荷的载荷比 S max
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均值 Sm 的影响：Sa , N f ; Sm , N f 分散性:(内因：材料微观缺陷, 外因：载荷变程)
f lg N 1 2 lg N lg N lg N 2 exp 2 lg N
宏观裂纹扩展机理 裂尖滑移形变 新生裂纹面 钝化
锐化(形成Δa)
宏观稳定扩展 失速段扩展
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da 10 6 ~ 10 4 dN
da 10 3 ~ 10 2 dN
6
3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理
疲劳断口形貌特征
形核区(疲劳源区，呈圆形、亮泽)； 扩展区(明显的疲劳条纹)； 瞬断区(粗糙,剪切唇)。
Sa
K t小 K t大
N
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3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
有效应力集中系数Kf： K f
光滑试件的疲劳强度 缺口试样的疲劳强度
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3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
飞机结构设计课件
曲面造型新方法
• 传统NURBS造型，仅允许调整控制顶点或权因子来局部改变曲面 形状 ，修改不方便
• 设计方法有扫掠法(Sweeping)，蒙皮法(Skinning)，放样(Lofting) 法和旋转法，
• 修改时调整生成曲线形状来改变曲面形状 • 现有造型手段过于简单、不便用户使用，难以实现曲面的有效修
京航空航天大学出版社 • 童秉枢，现代CAD技术，清华大学出版社 • 唐荣锡，CAD/CAM技术，北航出版社 • 蔡青等， CAD/CAM系统的可视化、集成化、智能化、
网络化，西北工业大学出版社 • 范玉青，现代飞机制造技术，北航出版
飞机结构设计
CAD软件系统：几何造型技术
• 几何造型技术是一种研究在计算机中，如何表达物体模型形状的 技术。
• 在几何造型系统中，描述物体的三维模型有三种
• 线框模型 • 表面模型 • 实体模型。
飞机结构设计
数字建模－模型表示方法
• 线框模型 • 表面模型（注重几何描述，曲面） • 实体模型 （注重几何体之间的拓扑关系）
o 边界表示（Brep） o 构造几何表示（CSG）
飞机结构设计
数字建模
• 数字建模，即如何构造、计算几何外形 ； • 形状分析，包括曲面的奇性分析、凸性分析、基于有限元的曲线曲面工
飞机结构设计
NURBS曲面（90个）
飞机结构设计
曲面造型技术: 隐式曲面造型技术
• 具有几何运算下的封闭性； • 定义了一个半空间，将空间分为：
f(Байду номын сангаас,y,z)0
曲面的内侧
f(x,y,z)0
曲面的外侧
f(x,y,z)0
曲面之上
• 用于计算机动画中，如人体的肌肉、水滴、云、烟 等物体的造型和表现飞．机结构设计
航空行业的飞机结构设计资料
航空行业的飞机结构设计资料航空行业一直以来都扮演着重要的角色，飞机的结构设计是航空行业中至关重要的一环。
本文将介绍航空行业中的飞机结构设计资料，包括设计原则、相关参数和常见材料等。
一、设计原则在航空行业中，飞机的结构设计旨在确保安全、可靠并且具有良好的性能。
以下是一些常见的设计原则：1. 强度与刚度：飞机必须具备足够的强度和刚度，以应对各种外部力和飞行过程中的振动、变形等。
结构设计师需要考虑受力分布、材料强度以及合理的设计模型，以确保飞机的结构能够承受各种载荷。
2. 轻量化：航空行业对于飞机的重量要求较高，因为较轻的飞机可以减少燃料消耗并提高飞行性能。
因此，结构设计师需要在保证强度和刚度的前提下，尽可能减少飞机的重量。
3. 耐久性：飞机通常需要在恶劣的环境条件下运行，如高温、低温、湿度等。
结构设计师需要选择能够在不同环境下保持性能稳定的材料，并采取相应的设计措施以确保飞机的耐久性。
二、相关参数在飞机结构设计中，有一些关键的参数会对设计产生重要影响，包括但不限于以下几个方面：1. 翼展：翼展是指飞机两侧翼展的长度，它会直接影响飞机的横向稳定性和机动性能。
结构设计师需要根据飞机的类型和用途确定合理的翼展大小。
2. 翼型：翼型是指飞机翼面的形状。
翼型的选择会对飞机的升力、阻力和稳定性产生重要影响。
结构设计师需要根据飞机的要求选择适合的翼型，并优化其设计。
3. 腹部曲率：腹部曲率是指飞机机身底部的曲率形状。
腹部曲率的设计会影响飞机的升力和阻力分布，进而影响飞机的飞行性能。
结构设计师需要考虑腹部曲率的合理性和优化设计。
三、常见材料航空行业中，常用的飞机结构材料包括金属和复合材料两大类。
1. 金属材料：金属材料常用于飞机的结构骨架和连接件，具有良好的强度和刚度。
常见的金属材料包括铝合金、钛合金和高强度钢等。
2. 复合材料：复合材料由纤维增强材料和基础树脂组成，具有优异的强度和重量比。
复合材料在飞机结构设计中的应用越来越广泛，常见的有碳纤维增强复合材料和玻璃纤维增强复合材料等。
《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%。
4 飞机构造概要
机身整流罩
雷达 罩
4.1 复合材料应用
2、船舶工业
潜艇、扫雷艇、游船、渔船、赛艇、深潜器，用量巨大，如 甲板、外壳等
3、兵器工业
坦克内层、防弹背心、弹壳、头盔等
4、化学工业
贮罐、管道等
5、医疗领域
假肢、人造骨骼、关节
6、机械工程
风力发电机叶片，模具
3.合金钢 5.复合材料
比强度=抗拉强度/密度
比刚度=弹性模量/密度
先进复合材料
复合材料概念
复合材料是由两种或多种不同性质的材料用物理或 化学方法制成的具有新性能的材料。Composite
复合材料特点： 1、两种以上材料 2、宏观尺度上的组合 3、具有各组分最好的性能 可能改善的性能：刚度、强度、耐腐蚀、耐磨、 疲劳、隔热、隔音等
4.1 复合材料应用
7、建筑工业 大型采光屋顶、落水管、 下水道、水箱、木结构房屋、 公路桥梁。
FRP补强、FRP筋混凝土
4.1 复合材料应用
8、车辆制造 火车：车身、门窗、座椅 汽车：车身、车顶、保险 杠、引擎盖、方向盘、板簧 驱动轴、刹车片 自行车：车架、轮圈
4.2 飞机构造
飞机构造组成
4.4.1 机身的构造形式 4.4.2 大型民用客机机身舱位
4.4.1 机身的构造形式
机身的构造形式也是随着飞机速度的增 加而改变的，也是维形构件逐渐与受力构件 合并。
机身的主要构造形式有：
构架式机身 桁梁式机身 桁条式机身 大型民用客机的机身结构
构架式机身
构架式机身由受力空间桁架系统 和不参与总体受力的蒙皮构成。
桁梁式机身
主要由桁梁、桁条、隔框（普通框、加强框）、 蒙皮构成。桁梁是承受弯矩的主要构件。 特点：有剖面较大的桁 梁、桁条较少且较弱、 蒙皮较薄，便于开口。
飞机结构综合设计(课件)
3．结构的使用条件
结构的 使用条件
环境条件
起飞着陆 场所条件
维修条件 和使用条件
(1) 环境条件 是指飞机在飞行或停机时的气 象条件或周围介质条件。 气象条件是指大气温度和湿度 变化范围，飞机若能在夜间或恶劣 气象(雷雨、冰雹等)条件下飞行， 则为全天候飞机。 周围介质条件是指结构所处环 境周围介质状态，如海水腐蚀等。
机翼、机身这样的大结构。通常称为部件结构 机翼、机身又可沿翼展方向或机身纵向分成几 个大段，这样的一大段结构常称为组件结构。 组件结构还可以分为小组件、构件等结构。 零件为不需做装配的基本单位。 构件由很少几个零件装配而成。 当零件与构件(常统称为零构件)飞机结构中作 为有一定功用的基本单元时常称为元件，如翼肋、 梁、框等，它可以是一个构件。也可以是零件。 图1.2为L-1011旅客机的结构分解图
结构设计：
在总体设计基础上，进行飞机 各部件结构的初步设计(或称结构打 样设计)；对全机结构进行强度计算； 完成零构件的详细设计和细节设计， 完成结构的全部零构件图纸和部件、 组件安装图。
3.飞机制造过程
飞机制造工厂根据飞机设计单 位提供的设计图纸和技术资料进行 试制。完成后装上全部设备系统和 发动机。由飞机工厂首批(一般称 “O”批，生产2～4架)试制出来的 新飞机即可投入全机强度、疲劳和 损伤容限的验证试验和试飞。
美国的F-22是其第一个代表机种。 采用了连续曲率造型，结构上使用了很多 新材料，飞机的性能全面提高。
现代军用运输机和一些大型远程旅 客机的航程和载重量越来越大，有的航 程可达10 000km以上。军用运输机如C5A载重量将近100t，可运载350名士兵 或一辆坦克加上两架小型直升机；俄罗 斯的安-225载重量则高达225 t。大型旅 客机载客可达500名；且有的客机Ma数 可达到2以上(如“协和”号)。目前有些 国家还在研制可载客600～800名的超大 型旅客机。图1．2为旅客机L—1O11的 示意图。
飞机构造概要要点
五、成批生产阶段
a340_600h 生产过程
在试飞结束 获得设计定型或 型号合格证后才 能进入成批生产 阶段。
六、使用和改进改型阶段
对已投入使用的飞机进行改进改型， 扩大它的功能和延长使用寿命，世界各 国都很重视这一途径。
飞机构造特点
在满足强度和刚度要 求的前提下，使重量 尽可能地小
部件尺寸大而刚度小
二、飞机设计阶段
飞机设计单位根据拟订好的飞机技 术要求进行飞机设计。飞机设计一般分 为两大部分：总体设计和结构设计。
总体设计
总体设计主要工作是确定全机主要参数， 即全机重量 G，发动机推力P和翼载 G／S(S 为机翼面积)；确定飞机的基本外形，如机翼、 尾翼平面形状、大致尺寸和气动布局；选择 发动机；然后进行飞行性能的初步估算。如 满足要求，则画出飞机的三面图；进行飞机 的部位安排；确定结构型式和主要受力构件 布置，并给出飞机各部件的重量控制指标。
零件数量多，装配以 铆接为主
§4.2 机翼
4.2.1 机翼的基本结构元件 4.2.2 机翼的构造形式
4.1.1(1)
4.2.1 机翼的基本结构元件
机翼是飞机最主要的部件之一， 其主要功用是产生升力。同时机翼内 部可以用来装置油箱和设备等；在机 翼上还安装有改善起降性能的增升装 置和用于飞机倾侧操纵的副翼；很多 飞机的起落架和动力装置也固定在机 翼上。
结构设计
结构设计是在总体设计基础上，进行 飞机各部件结构的初步设计(或称结构打 样设计)；对全机结构进行强度计算；完 成零构件的详细设计和细节设计，完成结 构的全部零构件图纸和部件、组件安装图。
针对具体飞机设计，又可分为以下设 计过程： 1、概念设计过程：通过概念设计来使设计 要求制定得更为合理和具体化。 2、初步设计过程 ：包括方案设计和打样 设计。 3、详细设计过程。其主要任务是：
飞机结构设计
层流
紊流
机翼的功用：产生升力
伯努利定理: 流体流动速度增加会导致流体压力降低。
机翼的功用：产生升力
速度越快，气压越小，上下表面的压力差 就提供了升力
v2 0 飞机在飞行中的升力
Y
CY
1 2
2S
25
如何提高升力？
Y
CY
1 2
2S
• 提高升力系数（翼型、迎角） • 提高发动机功率 • 增大机翼有效面积
• 飞行者一号”的机翼是由云杉木和帆布构成，飞行 员通过线缆和铰链来控制机翼的弯曲和扭转。
2.2.2 梁 式 机 翼 ： 梁 强 ， 少长桁，薄蒙皮
• 机翼梁承受主要 弯矩和剪力
• 优点：便于开口、 与机身连接简便。
• 缺点：高速时蒙 皮易变形，抗扭 刚度较差。
翼梁
• 最强有力的纵向构件，承受全部或大部分的弯矩 和剪力。翼梁由缘条、腹板和支柱等组成，剖面 多为工字型。翼梁固定在机身上。
增压舱五问
（2）问：飞机的增压区域有哪些？ • 答：飞机的主要增压区域包括驾驶舱、客舱和货舱。
• （2）不对称载荷，如 水平尾翼不对称载荷， 垂尾侧向水平载荷，单 主轮着地的撞击力，飞 机转弯或侧换时机身部 件的侧向惯性力。
3.1.1桁架式机身
• 弯矩：四根缘条承受 • 剪力：支柱和斜支柱承受 • 扭矩：四个平面构件组成
的立体结构承受
• 特点：抗扭能力差，空气 动力性能差，只适合低速 飞机
65
纵墙(腹板):相当于翼梁，
但缘条很弱，甚至没有缘条。 墙一般不能承受弯矩，所以与 机身的连接为铰接，但纵墙能 承受剪力，可和蒙皮组成封闭 盒段承受扭矩。
飞机的基本结构(改)
上单翼飞机具有一定的下反角
下单翼飞机具有一定的上反角
1.3 三类飞机的性能
下反角
上单翼飞机: 干扰阻力小 向下视野好 机身离地高，装货方便 发动机离地高，免受沙石损 ×起落架安装困难 （大部分军事运输机和螺旋桨 动力装置的运输机）
4.3 起落架减震器
油气减震器: 组成: 汽缸活塞、连杆。 行程: 其中活塞杆连在机轮上，而外筒连在 飞机骨架上，它的作用是飞机着陆时使活塞 杆向上，使液体上升压缩空气，同时液体经 小孔流入活塞，当活塞杆停止向上时，气体 膨胀，液体回流，使活塞杆向下，这样反复 运动。 原理: 冲击能量消耗在液体流动的摩擦和气 飞体机的着陆膨胀压活塞缩杆上向上，从而液体达上升到减压震缩的空气效果。最高点
组成: 起落架舱，制动装置， 减震装置，收放装置
可收放式起落架: 飞行时收入
4.1 起落架的配置分类
1. 前三点式: 2. 稳定性较好； 3. 着陆时，只用后两个主轮接地，
比 4. 较容易操纵； 5. 发动机轴线基本与地面平行，
可以 62.. 后避三免点喷式气: 发动机喷出的燃气损 3. 坏 构跑 造道 简。 单，发动机安装方便； 74.. （ 下大 降型 时高 可速 以飞 缩机 短采跑用道前距三离点；式 5. 布 ×稳局定）性不好，刹车时飞机易向
中单翼飞机: 干扰阻力小，气动外形最好 ×翼梁穿过机身，影响客舱容 积（因而民航机不采用）
1.3 三类飞机的性能
上反角
下单翼飞机: 降落稳定性好 起落架易收放 机翼维修方便 机舱空间不受影响 ×飞机受的干扰阻力大 ×机身离地高，装货不方便
飞机结构设计
第一章 绪 论
• 抖振是一种由不稳定气流引起的结构动载荷。低速 抖振发生在接近失速时的大迎角，此时局部气流与 结构表面发生分离然后又附着，这会引起结构内的 一些振动。高速抖振与大马赫数速度时产生的冲击 波有关；此时局部气流在冲击波之后发生分离。在 正常飞行中，不允许出现严重的抖振，以免干扰飞 机的操纵，引起机组人员过度疲劳，或造成结构损 坏。
② 零、构件之间在连接尺寸上的协调关系；
③ 各构件间或构件与内部装载间的位置、形状协调；
④ 部件或组件结构的外边界一般与飞机的理论外形相 协调；
⑤ 其内部边界可能需与某个内部装载协调，也可能不
需协调。
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第一章 绪 论
3、结构的使用条件 （1）环境条件：
指气象条件或周围介质条件（温度、湿度、腐 蚀、 有害介质等）。 （2）起降场所条件： 水、陆两栖；陆地：水泥、土跑道。 （3）维修条件： 外场维修；场站或基地维修。
④ 新机研制中结构设计的一般过程（见下页）
2020/4/24
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第一章 绪 论
结构设计的一般过程
① 总体研制方案论证
② 初步设计
③ 详细设计
④ 试制与试验
⑤ 试飞与设计定型
⑥ 小批生产与生产定型
⑦ 批生产
2020/4/24
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第一章 绪 论
1.2 飞机结构设计的原始条件
一、结构设计的主要依据：
① 使用方提出的战技要求或使用—技术要求
三、结构设计必须遵循的设计准则
① 静强度设计准则 ② 刚度设计准则 ③ 热强度设计准则 ④ 疲劳、耐久性设计准则 ⑤ 损伤容限设计准则 ⑥ 气动弹性设计准则 ⑦ 动强度设计准则
现代飞机结构设计基础
[ ] d
[ ] 极限应力 d 设计载荷下应力
第四章 现代飞机结构设计基础
4.1 静强度、稳定性设计
二、稳定性设计 1.桁条、缘条类型材失稳
总体失稳——欧拉杆
Pcr
C 2EI
l2
第四章 现代Leabharlann 机结构设计基础4.1 静强度、稳定性设计 二、稳定性设计
1.桁条、缘条类型材失稳
薄壁型材局部失稳
3．机翼—机身对接形式的影响
梁式机翼 单块式机翼 战斗机
4．机翼内部布置及大开口的影响
二、机翼结构型式的选择
5．变后掠机翼的布局特点 变后掠翼从结构强度和损伤容限观点看有其不足
之处，特别是单传力途径的机翼转动枢轴，必须采 取一系列措施保证飞机安全性
5.3 机翼主要受力构件布置
构件布置的原则
(1)确保气动载荷荷引起的弯、剪、扭能顺利传到机身．为此 要特别注意结构不连续处的构件布置，如开口处、结构型式变 化处，梁和长桁的轴线转折处等．
电子计算机的出现极大地提高了计算能力，成功地发展了适用于复杂 结构的应力分析有限元素法和结构优化设计方法，使飞机结构设计从定性 和初定量设计向比较精确的定量设计和优化设计跨进了一大步。并且出现 了设计与总体、气动、工艺等设计紧密配合、互相协调的计算机辅助一体 化设计方法。
二、飞机结构设计的原始依据和设计内容
一、二、三、四、五：机翼各部件及连接的设计 六、结构受集中载荷处的局部设计
(1)集中力作用于板杆结构上时，必须有适当的杆来扩散、传递 此力。
(2)集中力矩作用于板杆结构上，例如集中力与支撑构件有力臂 而引起力矩时，可把此力矩用接头等构件转换成一组大小相等、 方向相反的力，再用适当的构件传走。
按等百比线布置：此时桁条本身无 扭曲，制造方便 (等强度设计)
飞机结构设计
一、飞机研制技术要求（1）战术技术要求军用飞机（2）使用技术要求（民用飞机)它包括飞机最大速度、升限、航程、起飞着陆滑跑距离、载重量、机动性(对战斗机)等指标和能否全天候飞行，对机场以及对飞机本身的维修性、保障性等方面的要求。
二、飞机的研制过程四个阶段：1．拟订技术要求2．飞机设计过程3．飞机制造过程4．飞机的试飞、定型过程三、飞机的技术要求是飞机设计的基本依据四、飞机设计一般分为两大部分：总体设计结构设计五、飞机结构设计是飞机设计的主要阶段“结构”是指“能承受和传递载荷的系统”——即“受力结构”。
六、安全系数：安全系数定义为设计载荷与使用载荷之比也就是设计载荷系数与使用载荷系数之比。
其物理意义就是实际使用载荷要增大到多少倍结构才破坏，这个倍数就是安全系数。
七、结构的外载以及对结构受力特性的：飞机结构必须保证在所受外载下有足够的强度、刚度、寿命和高可靠性，因此首先必须确定结构的外载。
飞机各部件所受的外载由飞机的机种、总重、外形尺寸、使用要求等条件根据飞机强度规范算出。
根据外载就能对结构提出受力特性的要求。
例如是静载还是动载，是否需要考虑疲劳寿命或经济寿命以及热应力、热刚度和振动等。
结构特性还包括对某些结构，如机翼、尾翼等，要求有足够的总体刚度和局部刚度；有时还须考虑气动弹性问题。
八、飞机结构设计的基本要求1．空气动力要求和设计一体化的要求2．结构完整性及最小重量要求3．使用维修要求4．工艺要求5．经济性要求九、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的总称。
十、全寿命周期费用(LCC) (也称全寿命成本) 主要是指飞机的概念设计、方案论证、全面研制、生产、使用与保障五个阶段直到退役或报废期间所付出的一切费用之和。
十一、现代军机和旅客机的新机设计，规范规定都必须按损伤容限／耐久性或按损伤容限／疲劳安全寿命设计。
飞机结构设计准则结合案例
飞机结构设计准则结合案例上次说到机身结构设计过程中的材料选择、基础结构形式、紧固件的排布要点，这次要分享设计过程中需要考虑的通路、通风和排水以及腐蚀防护方面的知识。
首先是通路设计。
结构设计过程中，要考虑为主要结构提供尽可能开畅的检查通路，避免封闭式结构。
作为主要结构部位，对整的一个机身来讲，承受着最主要的力，所以日常维护中需要着重关注，因为其出现问题后，所带来的损失往往是巨大的。
其次对机身结构内的系统支架、驱动件、电缆等部件也要有足够的检查和维修通路。
我们日常在坐飞机过程中的体会是航班一降落，乘务员清理干净座舱内的环境以后，紧接着就又起飞了，好像并没有检查什么！其实这一部分的工作往往是机务在做，机务不和乘客直接打交道，而对各个系统的检查，是每次起飞之间都要开展的科目，试问如果没有良好的通路，那这一项检查岂不是在短时间内实现不了？有些时候可以靠机器动物去做这项工作，而检查的地方往往就是人所不能触及的地方，然后数据传回，人再通过软件进行分析，以此往复的工作量是巨大的，所以良好的通路的重要性不言而喻。
第三方面就是重要部位的紧固件应是可检的，而且具有更换的通路。
因为零部件之间的力的传递都是通过紧固件来实现的，那么其收到交变载荷的频率就很高，一些关键部位尤甚。
其次是通风和排水设计。
虽然说机身的整体结构结构是密封的，为了考虑机舱内的压力不给人类造成不舒适感，但其实这样的密封结构并不能做到百分之一百，人们在坐飞机的过程中感觉适中的原因是飞机的环控系统在起作用。
而且为了保证座舱内的氧气的供应，通风肯定是必须的，而风力的来源就来自于机身外，通过环控系统的冷却或增温来实现环境温度达到舒适状态的目标，由此大气环境中的水汽就免不了会进入到机舱内，且在日常停机过程中机舱门的开合也会引起机身内外之间的空气交流。
故因此通风和排水这两方面的考虑在机身结构设计中必不可少。
在机身结构内潮湿水汽易于集聚的区域，应尽可能多地提供通风措施，使机内的湿气尽快排出机外。
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航向（X向）集中力
肋
梁
Y向集中力
肋
加强肋在集中力P作用下两种运动趋势
向上 绕刚心转动
向上运动由梁腹板提供支反力限制转动 由梁腹板蒙皮 提供支反剪流限制
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4.5.2 梁式机翼
加强肋内力图见下图
受力特点: 弯矩剪力往往较大 结构特点: 肋腹板缘条比较强;与翼梁蒙皮的连接也比较强。
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4.5.2 梁式机翼
4.结论:
1. 前梁上有载荷，也即一般不能抵消，而是会使盒段扭! P力不是全部由后梁传往根部，而是会在盒段上整个 加载。
2. 双梁式不是双支点简支梁! 加强肋是由后盒段周缘连 接的。
3. 传集中力时，要通过某些加强构件把它转化为适宜于
机翼主要受力构件(盒式梁)所宜承受的各种分散力
梁承受并扩散。
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4.5.2 梁式机翼
1. 结构特点:
梁强；蒙皮薄（t=1mm)；长桁弱且较少
（单块式>3mm，多腹板式可达十几毫米）
与机身只有几个集中接头，但至少要有一固支，一铰支。
(静定支承)
2. 受力特点:
梁: 承受绝大部分Mx (90%以上) 蒙皮: 受Mt引起的q，(同时初始受载,气动力) 长桁: 不受总体力,受局部气动载荷
置约在38－40％ｂ。
刚心
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
焦点：也称为空气动力中心，焦点可看为在迎角变化
时，升力增量的作用点。约在28％ｂ处。
焦心
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
压心：空气动力R与机翼弦线的交点，即空气动力合力 作用点。它的位置随着α角（Cy ）而变化。α →Cy →压心前移，接近焦点。
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4.5.2 梁式机翼
下图所示两种受力模型的传力路线相同吗? P
解: 将P移到刚心得 P`=P Mt=P*3 R前`= 3/4P R后 =1/4P
3P
qt= 214 =3/8P
Rt前“= 3/8P1 R前= 3/4P-3/8P=3/8P
Rt后“= 3/8P1 R后= 1/4P+3/8P=5/8P
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4.5.2 梁式机翼
作用在机翼上的气动载荷的传递
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4.5.2 梁式机翼
翼肋上的气动载荷是如何传递的？
梁式翼肋
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4.5.2 梁式机翼
梁式机翼的气动载荷是如何传递的？
梁式翼盒
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4.5.2 梁式机翼
蒙皮初始受载
但在传总体力时作为蒙皮的支持提高蒙皮临界剪应力。
普通肋: 不受总体力,受局部气动载荷 提供蒙皮支持。
3. 用处: 常用在大 (>6)直机翼,低速飞机上
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4.5.2 梁式机翼
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4.5.2 梁式机翼
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4.5.2 梁式机翼
作用在机翼上的气动载荷的传递
总体位置
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
分布气动力作用在蒙皮上 谁支持蒙皮？
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
蒙皮 ：由翼肋和长桁支持。
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
分布气动力作用在翼肋和长桁 谁支持翼肋和长桁？
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4.5.2 梁式机翼
有关力等效的两个问题 问题1. 是否可用等效力系画内力图? 问题2. 是否可用等效力系求支反力?
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4.5.2 梁式机翼
举例：加强肋传力分析
前梁
P
后梁
B
设: H=1, B=4,前梁刚度为3,后梁刚度为1 问题:
1.是否仅后梁腹板提供支反剪力? 2.加强肋是否可简化为双支点梁?
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
总结：分布气动力作用在蒙皮上（谁支持蒙皮？） 分布气动力作用在翼肋和长桁 （谁支持翼肋和长桁？）
蒙皮 ：由翼肋和长桁支持。 长桁 : 由翼肋支持。 翼肋 : 由翼肋后方的机翼盒段支持。 集中力（X向、Y向、Z向） 例副翼接头载荷 ：由翼肋和加强翼
长桁翼肋 翼肋 梁腹板蒙皮
机翼机身接头(弯矩剪力)
扭矩(根肋)
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4.5.2 梁式机翼
机翼上集中力的传递 集中力来源: 副翼 襟翼 机翼挂架等连接接头来。 机翼结构: 薄壁结构,受集中力的能力极差。 解决办法: 集中力作用处布置构件扩散。 例
好
2019/11/12ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
差
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4.5.2 梁式机翼
4.5 机翼典型受力型式的传力分析
空气动力向翼肋 上的传递分析
梁式机翼
单块式机翼的传 力分析
多腹板式机翼的 传力分析
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
机翼剖面的“三心”和一点
重心：机翼剖面上，重力与弦线 交点。
刚心：当剪力作用于该点时，机
翼只弯不扭，或机翼受扭
时，将绕其旋转。刚心位
传力分析:
Q
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Q
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4.5.3 单块式机翼的传力分析
单块式机翼的载荷是如何传递的？
单块式翼盒
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4.5.3 单块式机翼的传力分析
剪力传递：因长桁、蒙皮较强，承轴向正应力能力大， 梁腹板受剪时，产生的轴向剪流（将形成弯矩） 由梁橼条，长绗、蒙皮组成的壁板承受。
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
长桁 : 由翼肋支持。
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
翼肋 : 由翼肋后方的机翼盒段支持。
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
集中力（X向、Y向、Z向） 例副翼接头载荷 ：由翼肋和加强翼梁承受并 扩散。
局部刚度要求
2. 翼形变薄 承弯能力要求
两者矛盾
办法: 提高有效高度，可采用后面介绍的多腹板式
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4.5.3 单块式机翼的传力分析
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4.5.3 单块式机翼的传力分析
单块式机翼的气动载荷是如何在翼肋上传递的？
单块式翼肋
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4.5.3 单块式机翼的传力分析
先扩散 传给主盒段
机身
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4.5.3 单块式机翼的传力分析
结构特点:梁较弱或只有墙；蒙皮较厚（t>3）；长桁多且强。
受力特点: 由梁缘条、长桁和蒙皮组成的壁板承弯 其它传力路线同梁式
气动载荷传给蒙皮，蒙皮传给桁条和翼肋，翼肋传给蒙皮和 腹板
用处: 从高速飞机要求看:
1. V
气动载荷