飞行器结构设计_终版_
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）
飞行器设计
飞行器设计
飞行器设计
飞行器是一种能够在大气层中飞行的交通工具，它可以用于各种目的，例如运输、探索和军事行动。
设计一款高效、安全和可靠的飞行器对于满足不同需求的用户来说是至关重要的。
首先，飞行器的设计必须考虑到其使用的目的。
例如，如果它用于运输人员和货物，那么它的内部空间应该足够大，以容纳乘客和货物，并提供舒适的座椅和储存空间。
另外，飞行器必须能够在空中保持稳定，并具备很高的机动性，以应对不同的航线和飞行条件。
同时，为了保证飞行器的安全性，设计师需要考虑加强飞行器的结构强度和碰撞保护，并配备先进的安全系统，如自动导航和防碰撞技术。
其次，为了使飞行器能够高效地进行飞行，设计师需要考虑减少飞行器的空气阻力，并提高其动力系统的效率。
例如，采用流线型的外形设计和减少突出部位可以降低空气阻力，从而提高飞行速度和飞行效率。
此外，使用先进的发动机技术和轻量化材料可以减少飞行器的重量，提高其携带能力和节能性。
最后，飞行器的设计必须符合相关的法规和标准。
设计师需要考虑国际民航组织和国家航空航天局等机构对于飞行器设计和运营的规定，以确保飞行器的安全性和合法性。
此外，设计师还需要考虑环境保护的因素，减少飞行器对大气层和地面环境的影响。
总之，飞行器设计是一项复杂而综合的任务，需要考虑到用户需求、飞行性能、安全性和法规要求等多个因素。
通过合理的设计和优化，可以开发出适用于不同需求和环境的高效、安全和可靠的飞行器。
飞行器结构设计第4-6章
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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； ❖ 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； ❖ 不能出现颤振临界速度的降低。
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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）； ❖要求结构的易修理性（修补、更换、拆装）； ❖要求维修的经济性。（冰山效应 ， Concord）
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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
① 安全性/可靠性； ② 维修性/经济性。
① 在保障结构安全/功能可 靠的前提下，重量最轻；
② 群体的社会化技术活动，
需要标准与工作规范。
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飞机结构承载的安全性要求 （五不准）
开口:各种功能性/维修性
装载：乘员/货物；机载设备、
起落架、连接各部件
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11 11
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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12 12
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) 蒙皮较薄，剪力则全部由蒙皮承担，少数几根桁梁；
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，
宜采用硬壳式，头锥、机头罩、尾锥部位。
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16 16
99
飞行器结构设计与分析
飞行器结构设计与分析从古至今，人类一直向往飞翔的自由。
在现代科技的发展下，人们终于可以驾驭驾机飞翔。
而飞机的设计和结构是实现这个愿望的重要关键。
一、飞机的基本结构飞机是一个巨大而复杂的系统。
一个飞机通常由机翼、机身、尾部和发动机组成。
机翼是飞机承受飞行重力，并产生升力的部分。
机身是飞机的主体组成部分。
尾部包括尾翼和尾旋翼，它们控制着飞机的方向和平衡。
发动机提供推力，使得飞机向前运动。
二、飞机结构设计中的考虑因素设计师在设计飞机的结构和布局时，必须考虑到许多因素。
一些主要因素包括：机翼升力、阻力、质量、失速和安全等方面。
为了达到飞行的目的，飞机的机翼必须能够产生升力和阻力。
通常情况下，翼展越长，机翼面积越大，所能产生的升力也会越大。
不过，同时也会增加飞机的质量。
而当飞机不能在给定的速度和升力下飞行时，就会发生失速。
因此，在设计机身和机翼时，必须确保足够的升力和控制面积，以避免飞机失速。
三、飞机结构设计的工程手段飞机结构设计和分析是一项非常复杂的工程。
设计和分析涉及到机械工程、工程力学、材料和制造。
在设计和分析的过程中，工程师需要使用一些高级的软件工具，如有限元分析和计算流体力学。
有限元分析用于评估和优化飞机结构的力学特性，包括重量、强度和刚度等。
而计算流体力学则可以帮助工程师模拟飞机的运动和飞行特性。
四、飞机结构材料强度和刚度是飞机结构设计的重要考虑因素之一。
传统上，飞机的结构使用铝合金制成。
不过，近年来，碳纤维和复合材料也开始被广泛使用。
复合材料由两种或多种不同材料组成，具有超强的弹性、刚度和重量比。
此外，复合材料还有防腐蚀性能好、使用寿命长等优点，因此，在现代飞机制造中正变得越来越流行。
五、结语总之，飞机结构设计是一项非常复杂的工程。
设计师必须考虑各种因素，并使用各种工具和技术来设计合适的飞机结构。
在不断的试验和优化中，设计出一个成功的结构，才能使得飞机能够稳定、安全地飞行。
飞行器结构设计_终版_
飞行器结构设计
注：题号前标★的都是老师最后一节课圈的重点。 第一次课： ★1 航空器举例：飞机，飞航式导弹，热气球等 ★2 飞行器质量为 结构质量 和 有效载荷质量 。 第二次课： 1.4—1.7 节 一、判断： 1. 铍合金即是金属材料又是功能材料。× 2. 玻璃钢之所以适合做隔热材料因线膨胀系数小。× 3. 高合金钢脆，易断裂。× 4. 材料的塑性、切削性、可焊性、热塑性、热流动性均影响材料加工性。√ 5. 结构固有频率计算属于静强度计算。× 6. 单翼是零件。× 7. 要求不失稳的元件应选用比强度大的材料。× 二、填空： ★1. 导弹弹体结构材料希望轻而强，通常用 比强度 和 比刚度 来表征这种材 料的综合性能。 ★2. 镁合金 在盐雾中易腐蚀， 高强度合金钢 易氢脆。 （钛、镁合金、合金钢、 铝） 3. 结构设计中有两种强度计算， 方案设计用 设计计算 ， 技术设计用 校核计算 。 4. 许用应力法指结构在 使用 载荷作用下不产生永久变形，破坏载荷法指结构 在设计载荷作用下P ≤ P 。 三、简答： ★断裂韧性：表征材料阻止裂纹扩展的能力。 结构设计中方案设计主要内容： （1）方案的内容应包括：结构形式，承力方案、 主要受力元件的布置、材料、基本剖面的形状尺寸，元件间的连接形式，内部 装置的布置，固定方法及满足各特殊要求的构造措施等。 （2）对拟定的方案是 否满足要求作相应的估计。 （3）进行方案论证 第三次： 一、判断： 1. 外载荷是指导弹从出厂到击中目标整个过程最大。错 2. 与刚性假设相比， 考虑弹翼弹性时， 由于压心是变化的会产生一种附加攻角。 对 3. 导弹总体方案设计完成了质心定位、气动计算、稳定性操纵性计算、风洞试 验。对 4. 导弹运输环节不能作为弹翼的设计情况。错 5. 导弹机动飞行时攻角大可作为弹翼设计情况。对 6 过载指作用在到导弹上可控力合力与重力之比。× 7. 波动系数反应了舵偏角与过载系数间的关系。√ 8. 过载系数是一无量纲的系数。√
飞行器结构设计
单元
有限元素法是将一个形状复杂的 连续体分解为有限个形状简单的子区 域，即将一个连续体简化为由有限个 单元组成的等效组合体，把求解连续 体的场变量（应力、位移等）问题简 化为求解有限个单元节点上的场变量 值。
全机有限元计算模型 机翼、机身计算模型
网格剖分
过 去 根据原准机、已有的 设计经验和一些简单 的分析方法进行设计
现 在：以现代力学和数学的 数值方法理论基础，以计算机 为工具，因此能够自动寻找满 足设计要求的优化设计方案
传统的飞机设计方法
初步完成设计 建模
人工多次循环
进行分析
人工修改设计 完成设计
基于优化的飞机设计方法
建模
仿真优化
基于网格和仿 真的优化设计
有限元法解题操 作的典型步骤 影响有限元法计 算精度的因素
它是一种近似数值分析方法，因 为其求解的基本方程是一个代数方程 组，而不是描述真实连续体场变量的 微分方程组。
单 元 单元的形式可以区分为
（1）按几何形状：一维、二维或三维； （2）按节点参数： Lagrange族（只包含场函数的节点值） 或Hermite族（还包含场函数导数的节点值）； （3）按插值函数：Lagrange多项式或Hermite多项式； （4）按单元坐标：笛卡儿坐标或自然坐标。 这些区分法在有限元素法的专门课程中会介绍，这里 简单介绍一下第一种分法的元素
数值求解节点位 移: {}=[K]-1{F}
实例
结构内任意点处的 应力、应变分析
单元分析、 单元刚度方程
有限元法解题的步骤和过程图
影响有限元法计算精度的因素
1. 单元模型。如杆单元与梁单元，板单元与体单元。 2. 单元的剖分数量。如 应力集中处单元剖分密度要大。 开 孔 板 网 格 剖 分 图 3. 单元插值函数的选取。
飞行器结构设计的原理及应用
飞行器结构设计的原理及应用随着科技的不断发展，人类对于飞行器的需求也越来越大。
飞行器作为一种人类掌控空中的代表，被广泛应用于军事、民用、商业等众多领域。
飞行器的结构设计是其能否良好运行的关键，本文将介绍飞行器结构设计的原理和应用。
一、飞行器结构设计的原理1.材料选择在飞行器的结构设计中，材料是非常重要的一个因素。
因为飞行器要承受的负荷非常大，所以对于其结构材料的要求也非常高。
一般来说，常用的材料有铝合金、钛合金、复合材料等。
在进行材料选择时，需要考虑许多因素，如抗腐蚀性、强度、刚度、重量等等。
2.结构强度计算结构强度计算是飞行器结构设计中非常重要的一环。
在进行计算时，需要考虑到受力部位的各种负荷，并根据构件的强度、刚度等参数来进行力学分析。
同时，还需考虑材料的疲劳寿命、可靠性等因素，以保证结构的稳定性和安全性。
3.重心调整重心调整也是飞行器结构设计很重要的一环。
在设计过程中，需要通过对各个场景的实测、实验来调整机身的重心位置。
同时，还需要考虑到重心位置与机身其他参数的关系，以保证飞行器能够稳定地在空中飞行。
二、飞行器结构设计的应用1.航空器的结构设计在航空器的结构设计中，需要考虑到其强度、刚度等因素。
同时，还需要在满足这些要求的前提下，尽可能地降低机身的重量。
航空器结构设计中，应用广泛的材料包括高强度铝合金、钢、钛合金、碳纤维等。
2.宇宙飞船的结构设计宇宙飞船的结构设计也是一项非常关键的工作。
在宇宙环境中，航天器需要承受更加严酷的负荷和环境，因此其结构设计需要更加复杂。
常见的宇宙飞船材料包括钛合金、铝合金、碳纤维等。
3.无人机的结构设计随着无人机技术的快速发展，无人机也成为了一种非常重要的飞行器。
在无人机的结构设计中，需要考虑到机身重量、抗风性能、稳定性等因素。
同时，还需要进行各种负荷的计算和力学分析，以确保机身稳定，不会在空中失控。
三、结语飞行器作为人类掌控空中空间的重要代表，其结构设计对于其能否在空中良好运作至关重要。
飞行器结构设计课件
705 ~ 80， 0n y 4~ 6
2024/6/8
18
2.2典型飞行姿态和载荷系数
4、垂直突风 (在航迹运动坐标系中分析)
2024/6/8
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2.2典型飞行姿态和载荷系数
（1）计算突风引起的升力变化:
YKC2
Y c os v2
G
gr
升力等于G乘上一个系数，该系数称为载荷系数。
2024/6/8
ny
Y cos v2
G
gr
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2.2典型飞行姿态和载荷系数
分析该曲线运动中， 的特性：
① nym a x 1vg2r
0o
② n y ma与x 曲线航迹半径成反比，与切线运动速度
若
n
的平方成正比，这表明： y一max 定，v 一定，则运动半径就规定了；太
或客机则没有太大必要。 Ⅱ. 载荷系数又反映了对结构的载荷作用, 载荷系数越大,表明
飞机 结构的承载越大,要有足够的刚、强度，则结构重量大。
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2.2典型飞行姿态和载荷系数
Ⅲ. 载荷系数的载荷作用，不仅对结构有作用，而且 对机载设备及乘员有载荷作用。载荷系数越大，对 他们的作用越强，要视他们的承受能力而定。
飞机的外载图像演示
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2.2典型飞行姿态和载荷系数
1.俯冲拉起:对称面内作曲线机动飞行情况（纵向飞行）
飞机的升力使飞机保持向心曲线运动。
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2.2典型飞行姿态和载荷系数
动平衡关系：（机体坐标系y向）
,表现了运动的变速特征（曲线运动）
即：
Y
Gc os Ny
飞行器总体设计最终版
图示如下：
短舱翼吊安装
展向位置 位于34%的半展长处 两间距12.73m 短舱轴线的偏角和安装角
偏角：短舱轴线相对于顺气流方向的夹角 -2° 安装角：短舱轴线相对发动机于当地翼面弦线的夹角 0°。
起落架布置
采用前三点式
主要参数如下：
飞机的设计要求
1．客舱 150座 两级座舱（头等舱 12座 排距36in；经济舱 128座 排距32in） 单级 32in排距 没有出口限制 典型载荷
225英镑/乘客 3．最大航程
2800nm(5185.6km) 双级满载 典型任务 225英镑/乘客 4．巡航速度
1．0.78M 2．最好：0.8M 4．最大使用高度 43000’(13115m) 1英尺=0.305m 6．最大着陆速度（最大着陆重量） 70m/s 1节＝1海里/小时＝1.852公里/小时=0.5144m/s 7．起飞跑道长度（TOFL），最大起飞重量 7000’ (2135m)海平面 86华氏度参考：A320等同类型的飞机
翼展（米） 巡航速度（马赫） 机长（米） 载客量（人）
波音727 波音787 空客320
28.45 0.78 37.81 110-215
32.92 0.8 46.69 145
50.3~51.8 0.85 55.5 289
34.09 0.82 37.57 186
宽度（米） 载货量（立方米） 最大起飞重量（吨） 客舱布局 最大载油量（升）
确定主要参数
一．重量的预估
1.根据设计要求：
–航程: Range＝2800nm=5185.6km
–巡航速度:
0.8M
–巡航高度:
现代飞行器的结构设计与分析
现代飞行器的结构设计与分析在人类追求飞行梦想的道路上，现代飞行器的出现无疑是一个巨大的突破。
从早期的简单航空器到如今高度复杂和先进的飞行器，其结构设计经历了漫长的演变和不断的创新。
飞行器的结构设计不仅关乎其飞行性能和安全性，还直接影响着其运营成本和使用寿命。
因此，深入了解现代飞行器的结构设计与分析具有重要的意义。
现代飞行器的结构主要包括机身、机翼、尾翼、起落架等部分。
机身是飞行器的主体结构，它承载着乘客、货物以及各种设备。
为了保证机身的强度和刚度，通常采用铝合金、钛合金等高强度材料，并采用先进的制造工艺，如整体加工和复合材料成型。
机翼是飞行器产生升力的关键部件，其形状和结构直接影响着飞行器的飞行性能。
现代机翼通常采用流线型设计，以减少空气阻力。
同时，机翼内部还会布置加强肋和桁条等结构，以增强其承载能力。
尾翼则主要用于控制飞行器的姿态和稳定性，包括垂直尾翼和水平尾翼。
起落架是飞行器在地面停放和起降时使用的部件，它需要承受巨大的冲击力，因此其结构设计必须十分坚固可靠。
在现代飞行器的结构设计中，力学原理起着至关重要的作用。
首先是静力学原理，用于分析飞行器在静止状态下各部件所承受的载荷，包括重力、惯性力等。
通过静力学分析，可以确定结构的尺寸和材料，以保证其能够承受这些载荷而不发生破坏。
其次是动力学原理，用于研究飞行器在运动过程中的振动、冲击等问题。
例如，在飞机起降过程中，起落架会受到强烈的冲击载荷，通过动力学分析可以优化起落架的减震结构，减少冲击对机身的影响。
此外，空气动力学原理也是飞行器结构设计中不可或缺的一部分。
飞行器在飞行过程中会受到空气的阻力和升力，通过合理的外形设计和结构布局，可以减小阻力、增大升力，提高飞行效率。
除了力学原理，现代飞行器的结构设计还需要考虑多种因素。
例如，为了提高飞行器的经济性，需要减轻结构重量。
这就要求在设计过程中采用轻量化的材料和结构形式，同时又要保证结构的强度和刚度。
另外，飞行器的结构还需要具备良好的可维护性和可靠性。
飞行器结构设计与模拟研究
飞行器结构设计与模拟研究飞行器的结构设计以及模拟研究是航空工程领域中一个至关重要的方面。
随着技术的发展和需求的提高，传统的飞行器设计已经不能满足日益增长的性能要求。
因此，通过设计新的结构以及进行模拟研究，可以不仅提高飞行器的性能，还可以减少能源消耗和环境污染。
一、飞行器结构设计飞行器的结构设计包括机身、机翼、尾翼等多个部分的设计。
这些部分的设计需要综合考虑飞行器的气动性能、结构强度、重量以及制造成本等因素。
在飞行器气动性能的设计中，研究人员需要考虑气动力的分布以及气动阻力和升力的平衡。
通过合理设计机翼、翼尖以及尾翼等部件，可以减小气动阻力，提高飞行速度和机动性能。
与此同时，飞行器的结构强度也是一个重要的设计指标。
为了保证飞行器在飞行过程中的结构稳定性，需要合理设计机身的结构，并且使用适当的材料。
结构强度的设计还需要考虑到飞行器在模拟飞行任务中的载荷分布和承受能力。
另外，飞行器的重量也是一个非常重要的设计指标。
为了减小飞行器的自重，可以采用轻量化的设计，使用高强度材料以及优化设计结构。
这样不仅可以减小飞行器的能源消耗，还可以增加飞行器的有效载荷。
最后，设计飞行器的成本也是一个需要考虑的重要因素。
通过合理设计结构，并且使用成本较低的材料和制造工艺，可以降低飞行器的制造成本，并且提高生产效率。
同时，模拟研究的应用也可以减少在实际制造中的试错次数，从而减小整体的制造成本。
二、飞行器模拟研究飞行器模拟研究是指使用计算机模拟技术对飞行器进行性能预测和优化设计的过程。
通过模拟研究，可以提前预测和评估设计方案的效果，并且在细节设计和制造之前进行优化。
在飞行器模拟研究中，研究人员可以利用现有的计算流体力学（CFD）软件对飞行器的气动性能进行模拟计算。
通过模拟计算，可以得到飞行器在不同飞行条件下的气动力分布和阻力系数，并且进行参数优化，以便提高飞行器的性能。
此外，飞行器模拟研究还可以用于优化飞行器的结构强度和重量。
飞行器结构设计 第二章
1. 思维要点：
主要载荷形式；② 主要载荷分类； ③ 作用于结构如何分析。
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2.1 飞机的外载荷
2. 载荷的参照坐标系：机体坐标系
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2.1 飞机的外载荷
3. 基本载荷形态及分析
从飞行原理上可以知道：
加力飞行； 匀速平直飞行； 停机、滑跑状态。
气动力、发动机推力
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2.3 复杂载荷情况
一、疲劳载荷
飞机遇到载荷长期反复变化地作用，这种作用会导致结构 的“疲劳” 破坏，因此这种载荷历程一般称为“疲劳”载荷。
类 型：
1.突风载荷：大气紊流的作用，是民机、运输机的重要疲劳
载荷，大气紊流的强度以及作用的次数统计；
2.机动载荷：飞机机动（变速）飞行中升力变化载荷，是军机的
质量力（惯性力）
支持力
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2.1 飞机的外载荷
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2.1 飞机的外载荷
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2.1 飞机的外载荷
飞机的外载： 重力（G)、升力（Y)、 阻力（X）、推力（P）、起落架载荷。
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惯性力：质量乘以加速度的负值 质量力：飞机重力G（mg）和惯
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。
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2.2典型飞行姿态和载荷系数
ii. 工程上,常称平飞时 ny=1 为平飞的 1g (g是以重力为单位)；
停机时 ny=1 为停机的1g
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2.2典型飞行姿态和载荷系数
飞行器结构设计第4-6章
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（密）组成，其特点是没有纵向元件；
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。 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， 要求蒙皮刚度大的部位、头部、机头罩、尾锥等处
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；
（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。
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； 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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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； 结构主要受力构件布置设计；
理论打样设计
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。
详细设 计
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（重量特性、寿命指标、几何装载） （静强度、疲劳性能、裂纹扩展） （形变刚度特性、静动气弹） （抗腐蚀性能、机体保护） （结构材料的吸波、散射特性） （气动伺服弹性性能） （工艺性、制造成本） （可检性、维修性、经济性）
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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
飞行器结构设计与优化
飞行器结构设计与优化作为现代航空领域的核心技术之一，飞行器结构设计和优化已成为影响飞行器性能和质量的重要因素。
在飞行器的设计和制造过程中，结构设计和优化涉及到重要的材料、制造工艺和设计参数等方面，其重要性显而易见。
一、飞行器结构设计的原则在飞行器结构设计中，设计原则主要包括受力性、可靠性、轻量化、可制造性和可维护性等多个方面。
在结构设计中，要根据不同部位和不同功能的要求设置不同的设计原则。
例如，机翼和机身整体结构的设计应当考虑到提高飞行器的刚度和强度，而发动机舱的设计则需重点考虑飞行器的耐高温、防火和减重等问题。
在受力性方面，飞行器的结构设计应考虑到各种可能出现的荷载情况，并对不同部位和不同功能的部件进行合理的强度和刚度分配。
在可靠性方面，飞行器的结构设计应考虑到各种可能出现的故障和损耗情况，尽可能避免单点故障和故障的扩展与蔓延。
在轻量化方面，飞行器的结构设计应尽可能减少飞行器的重量，从而提高飞行器的载荷能力和燃油经济性。
在制造方面，飞行器的结构设计应考虑到各种可能出现的制造工艺问题，尽可能降低制造成本。
在维护方面，飞行器的结构设计应考虑到各种不同维护环境，尽可能提高维护效率和疲劳寿命。
二、飞行器结构优化的方法和手段为了在飞行器结构设计中达到最佳的技术和经济效果，飞行器结构优化是必不可少的步骤。
当前飞行器结构优化主要通过有限元分析、优化算法和虚拟样机试验等手段来实现。
有限元分析是一种常用的飞行器结构优化方法，主要用于分析不同荷载条件下飞行器各部位和部件的受力状态和变形情况，进一步优化飞行器的结构，提高飞行器的机械性能和耐久性。
有限元分析是一种非常精准的工具，但需要丰富的理论知识和良好的模型建立能力。
优化算法是另一种常用的飞行器结构优化方法，主要用于寻找最优解，通过数值优化、元启发式算法、人工智能等各种优化手段，提高飞行器的机械性能、重量和生产效率等多个方面。
优化算法具有高效性和可靠性的特点，但需要高超的数学处理能力。
飞行器结构设计第二章新
三、动力载荷综合设计
叠 加 抑 制
四、静动载荷综合设计
卫星、弹头载荷的综合设计
2.6 使用载荷和设计载荷、安全系数
一、什么是“使用载荷” 使用载荷——正常使用状态下，在飞行器或其部件上可能承 受的最大载荷，又称限制载荷（Limit Load）。
注：由设计情况导出的最严重情况下的使用载荷。
N尾 0
M尾 0
五、导弹、火箭的动载荷
自学2.4节。
2.5 飞行器载荷综合设计
一、什么是“载荷综合设计”
原因：飞行器在各种工作环境中某一时刻可能同时会受到静力、动 力和热载荷源的联合作用。各种载荷之间有时有抑制作用，有时某 种载荷对其他载荷又会有激励作用。
载荷综合
内力综合
二、静力载荷综合设计
稳态载荷 热载荷 瞬态载荷 电载荷 磁载荷 物理载荷
2.2 过载系数
一、过载系数的三种定义
过载系数（Overload Coefficient），简称过载。
——为什么引入过载？
定义一：
飞行器所承受的全部表面力的合力与飞行器的瞬时质量在地面上的 称重之比。
F F n
i
i
mg0
G0
要点： 1. 过载是矢量，根据坐标轴的方向决、定正负。 2. 若将飞行器简化为质点，上式给出质心处过载。
三、 “破坏载荷法”——设计方法 设计载荷法或破坏（极限）载荷法——核心思想：飞行器的强 度按设计载荷计算，在设计载荷作用下结构不能破坏。 目的：保证结构在任何情况下可靠承载，具有足够的强度。
Pu Pdes [ ]b d ,max
对比——许用应力法： 在使用载荷下飞行器及其部件不允许产生妨碍正 常工作的永久变形，即
飞行器结构设计的原理与技术
飞行器结构设计的原理与技术随着科技的不断发展，飞行器已经成为了现代人类飞行的主要交通工具之一。
在这种背景下，飞行器结构设计变得越来越重要，不仅关乎着飞行器的安全性、稳定性，还影响着飞行器的性能、经济性等方面。
本文旨在探讨飞行器结构设计的原理与技术，并关注当前飞行器结构设计领域的热点问题。
一、飞行器结构设计的基本原理首先，我们需要了解飞行器结构设计的基本原理。
飞行器的结构设计主要受到以下几个方面的影响：1. 功能要求：飞行器在设计时需要根据实际需求进行功能划分，从而确定飞行器的布局和构型。
例如，载人飞行器需要设计合适的座舱、控制系统和燃料系统，而侦查型无人机需要考虑载荷和传感器的配置。
在确定飞行器功能要求的基础上，结构设计才能进行进一步的分析。
2. 结构要求：根据飞行器在使用过程中的受力情况和环境要求，结构要求会涉及到材料、构件强度和稳定性、重量、空间、机动性等方面。
结构设计师需要根据这些因素，综合考虑设计方案，选择合适的材料、构造和工艺，以及优化结构形状和尺寸等。
3. 操作性能：飞行器的操作性能是指其在飞行中所表现出的运动性质。
例如，飞行器的航向、高度和速度等都需要考虑操作性能因素。
同时，为了确保飞行器的安全性，结构设计师还需要考虑非正常情况下的操作性能，如在紧急情况下飞行器的避障能力、紧急马上落地等。
以上三个方面是飞行器结构设计的基本原则，飞行器结构设计师在设计过程中需要根据实际情况进行权衡决策。
二、飞行器结构设计的技术措施了解完飞行器结构设计的原理后，我们需要了解一些关键技术措施，这些技术措施可以帮助结构设计师更加全面概括飞行器的材料和构造。
1. 材料：飞行器结构设计中要考虑的材料包括金属、非金属和复合材料等。
这些材料各有优缺点，需要根据实际需求进行选择。
金属材料通常用于承载重量；非金属材料通常用于缩减重量、防止腐蚀；复合材料既具有金属材料的强度，又具有非金属材料的抗腐蚀性能和重量优势。
2. 构造：飞行器的结构构造包括轮廓形状、组件尺寸设计、焊接方式、连接方式等。
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二、填空： ★1. 按载荷性质分，发动机推力属于 表面力 ，重力属于 质量力 ，管道内压 属于 局部力 ，这三个力 发动机推力 有可能成为动载荷。 2. 导弹的结构数据包括： 导弹三面图 、 部位安排图 、 重心 、 重量 、 转 动惯量 。 3. 导弹静载荷的计算步骤：选择 设计情况 ，计算 作用在导弹上外载荷及其在 各部件上分布 ，确定 剖面载荷 。 4. 导弹静载荷计算所需原始数据： 气动数据 、 弹道数据 、 结构数据 。 5. 地面使用时， 和 可作为实际情况。？？？ 6. 导弹机动飞行时，由于旋转角速度大，必须考虑 附加过载系数 。 ★7. 剖面的内力包括哪四个： 轴向力 N 、 剪力 Q 、 弯矩 M 、 扭矩 。 第四次课 2.3—2.6 节 一、判断： 1. 导弹设计情况指结构设计中选取的载荷计算情况。√ P23 2. 最大射高中的最小斜距可选为地空导弹典型弹道。√ P23 ★3. 地空导弹典型弹道特征点：最大推力点、进入控制飞行的初始点、机动飞 行的速压点、机动飞行的中点。√ 4. 对于机动飞行器，设计载荷常由横向载荷与温度状态确定。√ P23 5. 压心是一个结构剖面的固有属性。× ★6. 钢心是一个机构剖面的固有属性。√ 7. 导弹在实际使用过程中作用在导弹上的最大载荷为使用载荷。√ 8. 导弹在各个使用环节中使用载荷是同一个。× 二、填空： 1. 选择典型弹道后，确定设计情况的方法： 分析 、 计算 。P23 2. 分析部件内力时，常用方法有 初等梁理论 、 有限元法 ，设计计算中常用 的方法 平切面法 。 ★3. 载荷作用下，悬臂梁将发生 弯曲、 剪切 、 扭转 。 4. 作用在弹身上外载荷有 气动分布力 、 分布质量力 、 集中质量力 、 集中 力 、 局部力 。 5. 结构设计设计中大分散度的随机因素有 载荷 、材料性能 、结构尺寸 、 加 工质量。P30 ★6. 安全系数的最初由来： 所选材料强度极限与比例极限之比 。 三、名词解释： ★ 1. 安全系数：所选材料的强度极限与比例极限之比 ( b / p ) ★ 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称为设计载荷。 Pdes P lim f ★ 5. 静不定结构：指具有多余约束的结构，又称超静定结构。 （静力平衡方程 无法获得全部未知力的结构。 ） 第五次： 2.8—2.9 节前半部分
5. 横向集中力作用在加强框上，蒙皮为刚框提供支反力是 按正弦函数规律 分 布，弯矩作用在连接框上，弹性框传给蒙皮的力 不均匀 分布。P52 三、 1. 硬壳式舱段 组成： 蒙皮，两个连接框 横向载荷作用下，连接框蒙皮受力图： P47 图 2.35（d） 图 2.36 解释支反剪流为什么只由两侧壁提供： 上下蒙皮的弯曲刚度比两侧的小得 多，I = 2. 梁式舱段梁、蒙皮受力图 P48 图 2.37 bh
翼梁垂直于弹身轴线； 前缘肋垂直于辅助梁； 中肋垂直于翼梁； 尾肋垂直于翼梁。 三、双梁式翼面传力分析及计算。 标明刚心、压心位置，说明为何有 Q 大，属于什么原则。 （参考 P37 图 2.17） 第六次 2.9 节后半部分 一、判断： ★1. 作用在普通肋上的气动力载荷，被认为仅由两梁腹板提供支反力，忽略桁 条与蒙皮的参与，这是刚度比原则。 对 P39 2. 加强肋的支承是翼梁、辅助梁与蒙皮。 对 P40 3. 在薄壁结构中，凡有集中载荷处都应采用中间元件。 对 4. 结构设计中应使梁凸缘面积适应力的变化。 对 5. 翼梁腹板的剪力图阶梯变化，根部最大。 对 6. 根肋将分布力转化为集中力。 对 P41 7. 在蒙皮计算模型中，屏挌蒙皮看做受弯硬板，整个蒙皮看做承剪薄板。 对 8. 单梁翼面整体受力计算模型中，支座由翼梁的固定支座与辅助梁铰支座组成。 对 P44 二、填空： ★1. 当弹翼受扭时，认为扭矩主要由 翼剖面封闭蒙皮 来承受。 2. 作用在加强肋上的主要载荷为 副翼舵机作用力 、气动载荷合力 。 3. 作用在辅助梁上的弯矩变化规律 中间 大， 两边 小。 4. 辐射加强筋整体结构翼面由 上壁板 、下壁板 、 铆钉 组成。 5. 整体弹翼受剪受扭时，蒙皮发生剪切变形时，由 局部弯曲 、扭矩 、 弹翼 弯曲 、 剪力 引起。 6. 加强肋将 集中载荷 转化为 分布载荷 。 ★7. 作用在蒙皮上的内扭矩，由根部到尖部是 阶梯变化 的， 逐渐减小 。
★8. 列举两条设计经验： 1)在薄壁结构中， 凡有集中载荷作用之处， 都应采用能分散集中载荷的中间元件。 2)结构设计中，应使梁凸缘面积适应内力变化规律。 三、作图 1. 加强肋受力平衡图 P40 图 2.24 注意要在原图上加上支反剪流（用于平衡 N1） ★2. 说明辅助梁弯矩 M2 的由来 一定要注意前缘肋垂直于辅助梁， 但中肋与辅助梁不垂直， 中肋与翼梁垂直。
第八次 第三章 翼面的结构分析与设计 3.1 概述 一、判断 1. 弹翼的功用：产生升力、产生法向力、改变压心位置。 对 2. 单梁式翼面，翼梁沿翼面最大厚度线布置，翼肋顺气流方向布置。 对 P58 3. 小展弦比弹翼是指较小的翼面。肋顺气流方向布置。 对 P59 5. 梁式翼面中，弯矩靠梁凸缘、剪力靠腹板、扭矩靠蒙皮与梁及纵墙组成闭室 来传递。 对 6. 实心壁板弹翼中，弹翼与弹身连接长度占弦长 20% ~ 30%。 对 7. 蜂窝夹层板件组合弹翼使用于弹翼较大弹翼。 ？？？ 8. 夹层弹翼抗弯能力大，耐热、绝缘好。 对 二、填空 ★1. 正常展弦比弹翼指 展向长 与 弦向长 之比等于 2 。 ★2. 弹翼相对厚度指 最大厚度 与 最大长度 之比。 3. 翼面按构造特点分为 蒙皮骨架式 、 整体结构式 与 夹层结构式 三种翼面。 4. 玻璃钢蜂窝夹层弹翼由 上面板 、 下面板 、 蜂窝夹层 组成，弹翼主体蜂 窝纵向沿 展向 排列，翼根前后缘方向，蜂窝纵向沿 弦向 排列。P61 第九次课 3.2 铆接翼面结构设计 P62 一、判断 1. 整体结构翼面在气动外形方面优于其他翼面。 对 P62 2. 薄翼型指相对厚度比小于 0.05 的翼面。 对 P62 3. 在设计翼面与助推器连接接头时，需考虑翼面与助推器受力协调及助推器加 热膨胀。 对 P62 4. 翼面按垂直于弹身轴线布置时，处在最大厚度线上。 错 P62（应是按翼弦等 百分线布置时） 5. 翼肋与翼梁垂直式，翼型准确。 错 P63（应是顺气流方向布置时） 6. 蒙皮厚度可按长度条件或刚度条件来确定。 错 P65（按剪应力强度条件） 7. 铆接翼面以骨架为安装基准时，翼型准确。 错 P69（应是以蒙皮为基准时） 8. 双梁翼面助推器辅助接头上，小轴上开长圆孔，是为了补偿助推器热膨胀。 对 P70 二、填空 1.翼面结构的设计技术指标包括 强度指标 、 刚度指标 、 结构重量指标 。 P62
一、判断： 1. 传力分析指研究外载荷在结构中的传递规律与大小。× P36 传递规律与方式 2. 传力分析是种定量分析。× 定性分析 3. 力的转化是指力由一部分传给另一部分时力大小的真实变化。错 力形式的真 实变化 4. 飞行器结构大多是静定结构。 错 5. 刚度比原则可简单说成能者多劳。 对 6. 传力路线可由许多分支组成。 对 7. 力的传递路线越直接，传递路线越短，结构重量越轻。 对 8. 静定结构需增变形一致条件。 错 二、填空： 1. 气动载荷作用在蒙皮上最终通过主副接头提供支反力与弯矩平衡，这在力的 转化中属于 分布力 和 集中力 ， 弯矩 和 剪力 间转化。 ★2. 传力分析基本方法： 合理的简化、 分离元件 ，就蒙皮而言，传力分析的 基本步骤:(按作用载荷，支承，平衡原理的顺序答)。作用在蒙皮上的气动吸力 或压力是垂直于蒙皮中面的横向载荷。蒙皮铆接在桁条、翼肋和翼梁等组成的 骨架上，骨架就是蒙皮的支座。蒙皮受吸力作用时，屏格蒙皮产生的局部挠曲 为鼓起，使连接蒙皮和骨架的铆钉受拉，骨架提供向下的支反力，使屏格蒙皮 处于平衡状态；当蒙皮受气动压力时，屏格蒙皮发生凹陷变形，铆钉不受力， 骨架提供向上的支反力，使屏格蒙皮受力平衡。把骨架的支反力反一个方向， 就是蒙皮传给骨架的力，这样蒙皮就把作用载荷传给了骨架。 3. 翼肋根据受力大小分为 普通肋 、 根肋 、 加强肋 ，按所在部位可分为 前 缘肋 、 中肋 、尾肋 。 4. 铆钉不受力是由于蒙皮受 气动压力 时屏挌蒙皮发生 凹陷 变形。 5. 桁条的简化模型可看做 多支点的连续梁 。 ★6. 单梁式翼面中 辅助梁 只能传递剪力。 7. ES： 抗拉刚度 ； GS： 抗剪刚度 ； GIp： 抗扭刚度 ； GIz： 抗弯刚度 。 ★8. 在单梁和翼面结构中举例 4 对相互垂直关系。P38 图 2.18
飞行器结构设计
注：题号前标★的都是老师最后一节课圈的重点。 第一次课： ★1 航空器举例：飞机，飞航式导弹，热气球等 ★2 飞行器质量为 结构质量 和 有效载荷质量 。 第二次课： 1.4—1.7 节 一、判断： 1. 铍合金即是金属材料又是功能材料。× 2. 玻璃钢之所以适合做隔热材料因线膨胀系数小。× 3. 高合金钢脆，易断裂。× 4. 材料的塑性、切削性、可焊性、热塑性、热流动性均影响材料加工性。√ 5. 结构固有频率计算属于静强度计算。× 6. 单翼是零件。× 7. 要求不失稳的元件应选用比强度大的材料。× 二、填空： ★1. 导弹弹体结构材料希望轻而强，通常用 比强度 和 比刚度 来表征这种材 料的综合性能。 ★2. 镁合金 在盐雾中易腐蚀， 高强度合金钢 易氢脆。 （钛、镁合金、合金钢、 铝） 3. 结构设计中有两种强度计算， 方案设计用 设计计算 ， 技术设计用 校核计算 。 4. 许用应力法指结构在 使用 载荷作用下不产生永久变形，破坏载荷法指结构 在设计载荷作用下P ≤ P 。 三、简答： ★断裂韧性：表征材料阻止裂纹扩展的能力。 结构设计中方案设计主要内容： （1）方案的内容应包括：结构形式，承力方案、 主要受力元件的布置、材料、基本剖面的形状尺寸，元件间的连接形式，内部 装置的布置，固定方法及满足各特殊要求的构造措施等。 （2）对拟定的方案是 否满足要求作相应的估计。 （3）进行方案论证 第三次： 一、判断： 1. 外载荷是指导弹从出厂到击中目标整个过程最大。错 2. 与刚性假设相比， 考虑弹翼弹性时， 由于压心是变化的会产生一种附加攻角。 对 3. 导弹总体方案设计完成了质心定位、气动计算、稳定性操纵性计算、风洞试 验。对 4. 导弹运输环节不能作为弹翼的设计情况。错 5. 导弹机动飞行时攻角大可作为弹翼设计情况。对 6 过载指作用在到导弹上可控力合力与重力之比。× 7. 波动系数反应了舵偏角与过载系数间的关系。√ 8. 过载系数是一无量纲的系数。√