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。

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。

十二、结构完整性及最小重量要求就是指：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，不产生不能容许的残余变形；具有足够的刚度，或采取其他措施以避免出现不能容许的气动弹性问题与振动问题；具有足够的寿命和损伤容限，以及高的可靠性。在保证上述条件得到满足的前提下，使结构的重量尽可能轻，因此也可简称为最小重量要求。

十三、使用维修要求飞机的各部分(包括主要结构和装在飞机内的电子设备、燃油

系统等各个重要设备、系统)，须分别按规定的周期进行检查、维护和修理。良好的维修性可以提高飞机在使用中的安全可靠性和保障性，并可以有效地降低保障、使用成本。对军用飞机，尽量缩短飞机每飞行小时的维修时间和再次出动的准备时间，还可保证飞机及时处于临战状态，提高战备完好性。为了使飞机有良好的维修性，在结构上需要布置合理的分离面与各种舱口，在结构内部安排必要的检查、维修通道，增加结构的开敞性和可达性。

十四、飞机设计思想的发展过程大致可划分为五个阶段（1）静强度设计阶段

（2）静强度和刚度设计阶段（3）强度、刚度、疲劳安全寿命设计阶段（4）强度、刚度、损伤容限和耐久性（经济寿命）设计阶段（5）结构可靠性设计试用阶段

十五、损伤容限其是指结构在规定的未修使用周期内，抵抗由缺陷、裂纹或其他损伤

而导致破坏的能力结构分类1：破损安全（多路传力结构；止裂结构）2：缓慢裂纹扩展

十六、飞机的外载荷是指：飞机在起飞、飞行、着陆和地面滑行等使用过程中，作用

在机体各部分上的气动力、重力和地面反力等外力的总称。外载荷的大小取决于飞机的重量、飞行性能、外形的气动力特性、起落架的减振特性以及使用情况等许多因素。

十七、飞机的外载荷按使用情况不同，分为两类：

(1)飞行时的外载荷。(2)起飞、着陆时的外载荷。

十八、损伤容限设计：组成损伤容限结构的特性具有以下三个要素：临界裂纹尺寸或剩

余强度、裂纹扩展、损伤检查。

损伤容限结构按可检查度分类：（1）飞机中明显可检结构（2）地面明显可检结构（3）目视可检结构（4）特殊目视可检结构（5）翻修级或基地级可检结构（6）使用中不可检结构

十九、飞机重力G(mg)和惯性力N(-ma)均与飞机本身质量m有关，故统称之

为质量力

二十、载荷系数的定义：除重力外，作用在飞机上的某方向上所有外力之合力与当时

飞机重量之比值，叫载荷系数。载荷系数的物理意义载荷系数表示了实际作用于飞机重心处(坐标原点)除重力外的外力与飞机重力的关系。载荷系数又表示了飞机质量力与重力的比率。

二十一、载荷系数的实用意义(1) 载荷系数确定了，则飞机上的载荷大小也就确定了。

(2) 载荷系数还表明飞机机动性的好坏

二十二、着陆时的载荷系数：着陆载荷系数的定义是起落架的实际着陆载荷Plg与飞

机停放地面时起落架的停机载荷Pdg之比

二十三、疲劳载荷飞机是一种长期使用的结构体系，根据飞机的类型不同，

使用期从几千小时到几万小时。因此，飞机受到的载荷是多次重复的，这样就形成了疲劳载荷。前面所讲述到的各种载荷系数仅用来确定飞机结构的静态极限强度和刚度。在满足静强度、刚度条件下，飞机要反复承受各种机动载荷和着陆时的撞击载荷，这些反复载荷会引起飞机结构的疲劳破坏，而且疲劳破坏在远小于材料的原有静强度情况下就可能发生，因而更具有危险性。

二十四、飞机使用环境谱的编制步骤为：(1)确定飞机使用环境种类(2)根据飞机的战

术、技术要求或使用要求，确定飞机在不同地域内服役的时间。(3)根据使用任务剖面或其他资料，确定各种类型任务不同任务段的时间比例及地面停放时间比例。(4)获取环境数据(5)

编制各类环境谱

二十五、蒙皮与长桁、翼梁缘条连接在一起，构成了加劲式薄壁结构，通常称为加劲壁

板，同时在机翼上翼肋向加劲壁板提供了横向支持。当蒙皮较薄、桁条断面尺寸较大时，失稳现象较易确定，这类壁板通常称为经典型加劲壁板。

二十六、副翼反效在大展弦比后掠机翼上较严重这是因为展弦比愈大，对刚度愈不利；而后掠翼弯曲引起顺气流翼剖面的附加扭角，也产生不利于操纵的附加气动力。

二十七、颤振是气动翼面的一种自激振动。由有关部件的气动力、惯性力和弹性特性的综合作用所引起。颤振基本上分两种类型：一为机翼的弯扭颤振二为副翼的弯曲颤振

二十八、提高机翼(或全动尾翼)弯扭颤振临界速度的有效措施：

（1）尽量使重心前移，可加适当的配重。配重宜放前端或翼尖，且必须有很好的连接刚度。将配重放于翼尖处，是由于翼尖处弯曲挠度最大，因此其加速度最大，故配重的效率高。（2）提高扭转刚度能减少不利的扭转变形，也是有好处的。

（3）现代飞机上则经常采用人工阻尼器；

（4）更为先进的，则采用颤振主动控制技术

二十九、副翼弯曲颤振：提高副翼弯曲颤振临界速度的措施是使副翼结构本身的重心尽量前移，并加以适当的配重。

三十、疲劳破坏的一般特征结构构件在循环或交变载荷作用下，即使载荷的应力水平低于

材料的极限强度，经过若干次载荷循环后，也会发生断裂，此即疲劳破坏现象。疲劳破坏与传统的静力破坏有着本质的区别，其典型的一般特征表现为以下几个方面: (1)疲劳破坏不像静力破坏那样在一次最大载荷作用下发生断裂，而一般要经历一定的甚至是很长的时间。破坏过程实际是裂纹形成、扩展以至最后断裂的过程。

(2)构件中的循环或交变应力在远小于材料的静强度极限情况下，破坏仍可能发生。

(3)不管是脆性材料还是塑性材料，疲劳破坏在宏观上均表现为无明显塑性变形的突然断裂，故疲劳断裂表现为低应力脆性断裂，这一特征使疲劳破坏具有更大的危险性(不易觉察)。

(4)静力破坏的抗力，主要取决于材料自身的强度；疲劳破坏则对于材料特性、构件的形状尺寸、表面状态、使用条件及外界环境等都十分敏感。(5)疲劳破坏常具有局部性，而并不牵涉到整个结构的所有构件，因而改变局部细节设计或工艺措施，即可明显地增加疲劳寿命；如在发现裂纹后，更换损伤构件或制止裂纹扩展，结构还可继续使用。(6)疲劳破坏是一个损伤的长期积累过程，其断口在宏观上和微观上均有其特征，与静强度破坏断口明显不同。

三十一、疲劳断裂的过程大致分为：裂纹成核阶段；裂纹微观扩展阶段；裂纹宏观扩展阶段；最终破坏阶段

三十二、疲劳断口及特征(1)疲劳裂纹源区(2)疲劳裂纹扩展区(3)快速断裂区

三十三、尺寸效应：零件的尺寸对疲劳性能也有较大影响。一般地说，零件的疲劳性

能随其尺寸的增大而降低。这种现象称为尺寸效应。

产生尺寸效应的因素：尺寸不同，在相同的承力形式下，零件的应力梯度不同(如果最大应