【精品】飞机结构受力分析和抗疲劳设计思想
航空设计中的结构强度与安全性分析
航空设计中的结构强度与安全性分析航空器是人类历史上最伟大的科技创造之一。
从莱特兄弟制造出第一架飞机，到如今各种类型的航空器在大气中飞行，航空技术的进步使得人类的生活质量得到了极大的提高，并促进了全球经济的发展。
在航空器的设计中，结构强度和安全性分析是非常重要的环节，它们保证了航空器在高空飞行中的稳定性和安全性。
1. 结构强度分析结构强度分析是指在设计和制造航空器时，考虑各个零部件和构件所需的强度及承受能力，避免任何强度不足的设计或制造错误。
因此，在航空器的设计中，结构强度分析是必不可少的。
首先，在结构强度分析中，需要考虑航空器外部所受的载荷。
载荷包括静载荷和动载荷两种。
静载荷是由于重力和悬挂负荷所产生的力，动载荷则是由于由风，加速度和其他运动因素产生的动态力。
对于静载荷，可以采用求和的方法来计算载荷总和从而得出最终的载荷。
而对于动载荷，则需要采用动态分析来计算。
其次，在结构强度分析中，应当考虑每个部件所承受的负荷。
这可以通过有限元分析方法来实现，从而确定每个部件的最大应力值和变形程度，以保证其能够承受设计所需的载荷和力。
如果任何一个部件在强度分析中出现了不足的情况，则需要重新设计或更换。
另外，结构强度分析还应考虑到材料的特性，例如弹性模量，疲劳寿命和裂纹扩展率。
这些因素被用来确定航空器部件的强度设计和使用寿命。
为了保证高度的结构强度和可靠性，航空器的每个部件都应该符合设计要求，并经过认真的测试和验证。
2. 安全性设计安全性设计是指在设计航空器时，应该将各个零部件的失效模式和失效可能性进行分析，以预防事故的发生。
在航空器设计过程中，安全性设计是同样重要的环节。
首先，需要识别和分析可能导致事故的因素。
例如，航空器过度重量或压力机械故障等。
下一步，需要评估这些因素所带来的风险。
如果这些风险超过设计标准，则必须采取必要的措施，如改变设计方法、提高组件质量等。
其次，安全性设计还应考虑到应对事故的应急措施。
基于复合材料的飞机结构设计与优化
基于复合材料的飞机结构设计与优化近年来，随着航空技术的不断发展和人们对飞行安全性和燃油经济性的要求不断提高，基于复合材料的飞机结构设计与优化成为了航空工程领域的热门话题。
本文将从复合材料的优势、飞机结构设计与优化的方法等方面展开论述，以期为相关研究提供一些参考和启示。
一、复合材料的优势复合材料由两种或两种以上的不同材料组成，在组合后具有更好的性能和性质。
相较于传统的金属材料，在航空工程领域中广泛应用的复合材料具有以下几个优势：1. 强度高：与金属相比，复合材料的强度更高，能够承受更大的受力。
2. 轻量化：复合材料的密度相对较低，所以用复合材料制造的结构件相对轻巧，可以大幅度减轻整个飞机的重量。
3. 优异的抗腐蚀性能：复合材料不易受到氧化、腐蚀等化学反应的影响，能够更好地保护飞机的结构。
4. 良好的瞬态响应特性：复合材料的瞬态响应特性优于传统金属材料，能够提供更好的飞行控制性能。
综上所述，复合材料在飞机结构设计与优化中具有明显的优势，可以提高飞机的性能和安全性。
二、飞机结构设计与优化的方法1. 结构设计理论在飞机结构设计与优化过程中，需要运用一些基本的结构设计理论。
(1)受力分析：通过受力分析，可以确定结构的受力状态，找到潜在的应力集中点，为后续的结构设计提供依据。
(2)材料力学分析：了解复合材料的性能和力学特性，选取合适的材料。
(3)结构优化：通过数值模拟和计算，对飞机结构进行优化，使得结构更加合理且满足性能要求。
2. 优化方法优化是飞机结构设计与优化的关键环节之一，目的是为了实现最佳设计。
(1)拓扑优化：拓扑优化是一种基于材料分布和结构形态的优化方法，通过调整材料的分布，实现结构受力的优化。
(2)参数化设计：通过定义一些参数，对各种结构进行建模，然后通过改变参数实现结构的优化设计。
(3)多目标优化：多目标优化考虑了各种结构设计要素的多个目标或指标，既追求轻量化，又考虑到结构强度、疲劳寿命等多个方面。
【课件】飞机结构与强度_第10章
飞机 结构与强度
板式加强框的受力分析
通过布置在腹板上的型材受轴力、腹板受剪而把集 中载荷扩散到机身壳体蒙皮上
框缘中的应力相对环形加强框低得多，所以这种加 强框缘条不需要很强
飞机 结构与强度
飞机 结构与强度
第10章 机身结构的受力分析
10.1 机身的外载荷和力图
机身的主要功用是：装载人员（机组人员、乘 客）、货物、燃油及各种设备，固定机翼、尾 翼、起落架等部件，使之成为一个整体。
机身属于薄壁结构，由纵向骨架（桁条、桁 梁）、横向骨架（普通隔框、加强隔框）、蒙 皮等组成。
作用在机身上的外载荷，通常可以分为 对称载荷和不对称载荷两种。与机身对 称面对称的外载荷，称为对称载荷，反 之称为不对称载荷。
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飞机 结构与强度
10.4 机身隔框的受力分析
普通框：维持机身外形，支持机身桁条和蒙皮。 加强框：除具有普通框的作用外，还要承受飞
机其他部件、组件、荷载和设备等传来的集中 载荷。
飞机 结构与强度
10.4.1 普通框的受力分析
对于小型飞机，在蒙皮没有受剪而失去 稳定性的情况下，普通框基本上只承受 空气动力，应力水平低，一般不做应力 计算。
但在大飞机上，需要考虑由机身总体弯 曲产生的影响。
在气密机身中还需要考虑由于增压载荷 产生于普通框中的应力。
飞机 结构与强度
机身弯曲时普通框的受力分析
飞机 结构与强度
机身增压时普通框受力分析
飞机 结构与强度
10.4.2 机身加强框受力分析
环形加强框受力分析
飞机 结构与强度
【内部教材】飞机结构与修理_第三章_副翼及尾翼结构和受力分析解读
图3-2所示为副翼与机翼的典型的连接型式。 在机翼加强肋的后部与机翼后梁（或墙）的连 接处，安装有若干个支臂，每个支臂上装有一个 过渡接头。 在副翼的大梁上装有相应个数的双耳片接头。 副翼通过这些耳片接头将其悬挂到机翼的支臂上。 注意:每个操纵面除一个接头完全固定外，其余 接头都有设计补偿，以便于安装和保证运动协调。 操纵副翼偏转的作动筒，其作动杆与副翼耳片接 头的下耳片连接固定。当副翼操纵作动筒动作时 就使副翼绕轴心N偏转。
四、副翼结构中力的传递 空气动力在副翼结构中的传递情况与在机翼结构 中的传递情况相似： 空气动力→蒙皮→翼肋→翼梁腹板 机翼 剪力由梁腹板承受； 弯矩由梁缘条和有效宽度的蒙皮承受； 扭矩由闭周缘蒙皮承受。
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五、副翼的剪力、弯矩和扭矩图 图3－6给出了三支点情况下副翼结构的剪力、弯 矩和扭矩图。 副翼在装有支点的横截面上承受的剪力、弯矩最 大；在操纵摇臂部位扭矩最大。
图3-8(a)
前缘缝翼的结构由大梁、桁条、肋和隔板、 蒙皮、导轨和带滑轮的滑板、固定螺杆收放装置、 支臂等组成，如图3－8（b）。 当收放装置工作时，螺旋收放装置使前缘缝翼 沿滑板的导轨移动。在收起和放下状态时，用传 动机构的制动装置使前缘缝翼固定。
图3-8(b)
在某些飞机上，前缘缝翼可以是整体结构或由蒙 皮、桁条和翼肋、导轨—滑板系统、作动筒拉杆 等组成的结构，如图3－8（c）所示。
式中
§3－2 襟翼、缝翼和减速板的结构
襟翼和缝翼是附于机翼的增升装置； 减速板和扰流板为附于机翼的阻力装置。 它们主要用于改善飞机的起飞和着陆性能。
一、襟翼 普通襟翼 开缝襟翼 克鲁格襟翼
襟翼
下面介绍典型的开缝襟翼的构造。 如图3－7所示为带有导流板的开缝式襟翼的 结构。其主要构件包括襟翼、导流板、滑板和收 放机构。导流板是固定在襟翼前面，并在此形成 特形缝隙。 当襟翼偏转时，在机翼后部、导流板和襟翼之 间可形成特形双缝隙，从而能获得较大的升力。
飞机机翼-机身连接结构受力特性分析研究
飞机机翼-机身连接结构受力特性分析研究叶聪杰;杜艳梅;于振波【摘要】机翼-机身连接结构作为飞机设计中最重要的一环,应当准确分析其受力特性,合理设计其连接结构.基于有限元计算结果对A、B两种机翼-机身连接结构形式进行受力特性研究,分析表明B结构的机翼后梁后梯形板(或A结构前三角板)分担了部分载荷,减轻了后梁站位加强框承受的载荷.B结构连接刚度相对柔性,减小了后梁处协调变形的影响.A结构设计了后三角板,通过后三角板将起落架部分机构与机身的连接,后三角板分担了部分起落架载荷,对于机身的内力均匀分布是有利的.【期刊名称】《民用飞机设计与研究》【年(卷),期】2017(000)002【总页数】8页(P59-66)【关键词】受力特性;梯形板;有限元分析【作者】叶聪杰;杜艳梅;于振波【作者单位】上海飞机设计研究院,上海201210;上海飞机设计研究院,上海201210;上海飞机设计研究院,上海201210【正文语种】中文【中图分类】V214.1+1机翼-机身连接结构作为飞机设计中最重要的一环，应当准确分析其受力特性，合理设计其连接结构。
基于有限元计算结果对A、B两种机翼-机身连接结构形式进行受力特性研究，分析表明B结构的机翼后梁后梯形板(或A结构前三角板)分担了部分载荷，减轻了后梁站位加强框承受的载荷。
B结构连接刚度相对柔性，减小了后梁处协调变形的影响。
A结构设计了后三角板，通过后三角板将起落架部分机构与机身的连接，后三角板分担了部分起落架载荷，对于机身的内力均匀分布是有利的。
飞机根据机翼相对于机身的位置可分为上单翼布局、中单翼布局和下单翼布局[1-2]。
现代民用飞机中多采用下单翼布局，其机翼-机身连接的典型设计，是把机身的主隔框螺接在中央翼盒的前、后翼梁上，多年来这种连接方法已广泛地为飞机设计人员采用[1]。
典型的机翼-机身连接结构如图1所示。
MD-82飞机在机翼-机身的连接上没有采用以上设计[3-4]，机身在中央翼后梁位置并没有机身框，左右各设计一个向后延伸的梯形板，通过梯形板将机翼后梁与机身的框连接。
7_飞机结构疲劳设计(二)
（3） 疲劳寿命估算方法分类 估算疲劳寿命的方法可分为名义应力法和局部应力应变法。名义应力法是最早形成的抗疲劳设计方法，它 以材料或构件的S-N曲线为基础，对照试件或结构疲劳 危险部位的应力集中系数和名义应力，结合疲劳损伤累 积理论，校核疲劳强度或计算疲劳寿命。局部应力-应 变法是一种较新的疲劳寿命估算方法，它以材料或构件 的循环应力-应变曲线和应变-寿命曲线为基础，将构件 上的名义应力谱转换成危险部位的局部应力应变谱，结 合疲劳损伤累积理论，进行疲劳寿命估算，主要应用于 高应力、低循环疲劳(低周疲劳)寿命的估算。对于一些 具有良好设计传统的设计、制造单位，也可采用类比法， 即利用已知寿命的部件，通过类比原理来确定未知部件 的寿命，但这需要原有经验和资料数据的积累。疲劳寿 命估算方法的分类如下：
2）计算应变谱
得到载荷变程Δ P(或名义应力变程Δ S)之后，就可 以从载荷谱(或名义应力谱)计算局部应变谱。其具体 步骤有： (1) 确定加载过程中的局部应力—应变过程 (2) 确定卸载过程的局部应力—应变过程 (3) 计算记忆效应的加载局部应力—应变过程
3) 计算载荷谱造成的损伤
按照 Miner 线性累积损伤理论，载荷对疲劳危险部位造成的损伤为每一个 疲劳应变循环所造成的损伤的和。 计算各疲劳应变循环造成的损伤的步骤如下。 式中 m —材料常数。 1. 计算每一个疲劳应变循环造成的疲劳损伤 从 -N 曲线上查找对应疲劳应变循环幅值的疲劳寿命 N fi ，则对于完全疲 劳应变循环，造成的损伤为
(2) 无裂纹寿命的地位 在全寿命中，无裂纹寿命和裂纹扩展寿命所占 的比重各是多大，谁是主要的，还是平分秋色， 这同结构形式、载荷条件、环境、材料等因素 有关。例如，对于疲劳试验中的标准小试件(一 般直径为6mm~10mm)，试验中一旦出现裂纹， 则很快就会断裂。这说明该试件裂纹形成寿命 是主要的，而裂纹扩展寿命所占的比例则很小， 甚至可以忽略不计。可是，对带有缺陷的板材 的试验则不同，裂纹扩展寿命所占的比例比较 大，约占1/2，甚至更大。但是，随着冶金技术、 加工工艺水平、无损探伤技术的不断提高，在 结构的关键部位、危险的方向上确保无明显初 始裂纹(缺陷)的存在，既是必要的，也是可能 的。这样，结构的无裂纹寿命所占的比例必然 会提高。因此，对于飞机结构，考虑其无裂纹 寿命是必要的。
飞机结构受力分析和抗疲劳设计思想共93页文档
51、没有哪个社会可以制订一部永远 适用的 宪法， 甚至一 条永远 适用的 法律。 ——杰 斐逊 52、法律源于人的自卫本能。——英 格索尔
53、人们通常会发现，法律就是这样 一种的 网，触 犯法律 的人， 小的可 以穿网 而过， 大的可 以破网 而出， 只有中 等的才 会坠入 网中。 ——申 斯通 54、法律就是法律它是一座雄伟的大 夏，庇 护着我 们大家 ；它的 每一块 砖石都 垒在另 一块砖 石上。 ——高 尔斯华 绥 55、今天的法律未必明天仍是法律。 ——罗·伯顿
53、 伟 大 的 事 业，需 要决心 ，能力 ，组织 和责任 感。 ——易 卜 生 54、 唯 书 籍 不 朽。——乔 特
55、 为 中 华 之 崛起而 读书成 于困约 ，而败 于奢靡 。——陆 游 52、 生 命 不 等 于是呼 吸，生 命是活 动。——卢 梭
《飞机结构力学》课件
飞机结构力学的基本原理
材料力学
研究飞机材料的力学性能，包括 材料的弹性、塑性、强度和疲劳
等特性。
结构分析
对飞机结构进行静力学和动力学分 析，确定结构的承载能力和稳定性 。
有限元分析
利用有限元方法对飞机结构进行离 散化分析，通过数值计算得到结构 的应力、应变和位移等结果。
《飞机结构力学》PPT课件
目录
• 飞机结构力学概述 • 飞机结构分析 • 飞机结构材料力学性能 • 飞机结构设计方法 • 飞机结构力学的未来发展
01
飞机结构力学概述
飞机结构力学的定义与重要性
01
飞机结构力学是研究飞机结构的 强度、刚度和稳定性的一门学科 ，是航空航天领域的重要基础学 科之一。
02
飞机结构力学的应用领域
飞机设计
在飞机设计阶段，结构力学需要 考虑飞机的气动外形、载荷分布 、材料选择等因素，以确保飞机 的安全性和性能。
飞机制造
在飞机制造阶段，结构力学可用 于指导制造工艺、确定制造过程 中的关键技术参数和质量控制标 准。
飞机维护
在飞机维护阶段，结构力学可用 于评估飞机的损伤和老化情况， 制定维修计划和方案，确保飞机 的安全运行。
尺寸优化
多学科优化
通过调整结构中各个部件的尺寸参数，以 达到优化结构性能和减轻重量的目的。
综合考虑飞机结构设计的多个学科因素， 如结构、气动、热、控制等，进行多学科 协同优化设计。
飞机结构设计的验证与评估
试验验证
通过物理试验和仿真试验对飞机结构进行验 证，以评估其性能和安全性。
损伤容限评估
评估飞机结构的损伤容限，研究其在损伤情 况下的剩余强度和稳定性。
航空器结构设计中的抗疲劳分析
航空器结构设计中的抗疲劳分析在航空领域，航空器的安全和可靠性始终是至关重要的考量因素。
而在航空器结构设计中，抗疲劳分析是一个关键环节，直接关系到航空器的使用寿命和飞行安全。
首先，我们需要明白什么是疲劳。
简单来说，疲劳就是材料或结构在反复承受载荷作用下，性能逐渐劣化，最终导致失效的现象。
对于航空器而言，由于其在飞行过程中会经历无数次的起降、飞行中的气流颠簸、机动动作等，结构所承受的载荷是不断变化且反复的。
这就使得疲劳成为了航空器结构可能面临的一个严重问题。
航空器的结构部件众多，从机翼、机身到发动机支架等，每个部分都可能受到疲劳的影响。
以机翼为例，在飞行时，机翼不仅要承受自身的重量，还要承受空气动力产生的升力和阻力。
这些力的大小和方向不断变化，使得机翼内部的结构材料反复受到拉伸、压缩和弯曲。
长期下来，就可能出现微小的裂纹。
这些裂纹如果不及时发现和处理，会逐渐扩展，最终导致机翼结构的失效，引发严重的飞行事故。
那么，在航空器结构设计中，如何进行抗疲劳分析呢？材料的选择是第一步。
不同的材料具有不同的抗疲劳性能。
高强度的金属材料，如钛合金、铝合金等，通常被广泛应用于航空器结构中。
这些材料具有较好的强度和韧性，能够在一定程度上抵抗疲劳损伤。
同时，新型的复合材料，如碳纤维增强复合材料，由于其优异的力学性能和抗疲劳特性，也在现代航空器设计中得到了越来越多的应用。
在设计阶段，合理的结构布局和几何形状设计至关重要。
避免尖锐的转角和突变的截面可以减少应力集中，从而降低疲劳裂纹产生的可能性。
例如，在机翼与机身的连接处，采用平滑的过渡设计，可以使载荷分布更加均匀，减少局部应力过高的情况。
载荷的准确评估是抗疲劳分析的基础。
通过风洞试验、飞行测试以及数值模拟等手段，获取航空器在各种飞行状态下所承受的载荷数据。
这些数据包括气动载荷、惯性载荷、温度载荷等。
然后，利用这些数据结合材料的疲劳性能曲线，采用合适的疲劳分析方法，如应力寿命法、应变寿命法等，对结构的疲劳寿命进行预测。
飞机结构力学分析与设计的要点
飞机结构力学分析与设计的要点飞机作为现代交通运输的重要工具，其结构的安全性、可靠性和性能优化至关重要。
飞机结构力学分析与设计是确保飞机能够在各种复杂的工况下安全飞行的关键环节。
下面我们将详细探讨飞机结构力学分析与设计的一些要点。
首先，材料的选择是飞机结构设计的基础。
飞机结构所使用的材料需要具备高强度、高韧性、耐疲劳、耐腐蚀等特性。
常见的飞机结构材料包括铝合金、钛合金、复合材料等。
铝合金具有良好的加工性能和较高的比强度，但在高温环境下性能会有所下降。
钛合金则具有更高的强度和耐高温性能，但成本相对较高。
复合材料如碳纤维增强复合材料具有优异的比强度和比刚度，能够显著减轻结构重量，但在制造和维修方面存在一定的难度。
在力学分析方面，静力学分析是必不可少的。
这包括对飞机在各种载荷条件下（如自身重力、燃油重量、乘客和货物重量、飞行中的气动力等）的结构强度和刚度进行评估。
通过建立飞机结构的有限元模型，可以精确计算各个部件所承受的应力和变形。
如果应力超过材料的许用应力或者变形过大，就需要对结构进行重新设计或加强。
动力学分析也是关键的一环。
飞机在飞行过程中会受到各种动态载荷，如发动机振动、气流颠簸等。
通过模态分析可以确定飞机结构的固有频率和振型，避免与外界激励频率发生共振，从而防止结构的破坏。
此外，还需要进行颤振分析，以确保飞机在高速飞行时不会发生颤振现象，保证飞行的稳定性和安全性。
疲劳分析是飞机结构设计中需要特别关注的问题。
由于飞机在其使用寿命内要经历无数次的起降循环和飞行中的各种载荷变化，结构容易出现疲劳裂纹。
通过对材料的疲劳性能进行研究，并结合实际的飞行载荷谱，采用合适的疲劳分析方法，可以预测结构的疲劳寿命，从而在设计阶段采取相应的措施，如优化结构细节、采用抗疲劳设计方法等，来延长结构的使用寿命。
在结构设计方面，要充分考虑结构的整体性和传力路径的合理性。
飞机结构通常由多个部件组成，这些部件之间的连接方式和传力路径直接影响结构的性能。
飞行器结构的疲劳寿命分析及其加固设计
飞行器结构的疲劳寿命分析及其加固设计飞行器结构的疲劳寿命分析和加固设计是飞行器设计和制造中的重要环节。
在长期使用过程中，飞行器受到各种外力的作用，如重力，气动荷载，以及机械震动等，这些力的作用会使飞行器结构材料产生疲劳损伤，从而导致结构的寿命减少和安全性能下降。
因此，结构疲劳寿命分析和加固设计是确保飞行器安全飞行的重要保证，本文将探讨飞行器结构的疲劳寿命分析及其加固设计的相关内容。
一、疲劳损伤疲劳是指材料受到周期性应力作用下，发生的一种渐进性损伤，会导致结构的疲劳裂纹和损伤，严重时可能导致结构的故障甚至坍塌。
各种不同的材料在受到疲劳损伤时表现出不同的特征。
例如，金属材料在受到疲劳损伤时会出现疲劳裂纹，塑料材料则会发生剥落和断裂。
对于复合材料而言，由于其具有复杂的结构和不同的材料组成，其疲劳损伤的形式也比较复杂，通常表现为层间剪切、纵向剪切和挤压等形式。
因此，对于不同材料的飞行器结构进行疲劳寿命分析时需要进行不同的分析方法和加固设计。
二、疲劳寿命分析疲劳寿命分析是指在预测某个部件在疲劳试验条件下的寿命时所进行的一种数学分析方法，在飞机结构设计中具有重要的应用价值。
疲劳寿命分析主要涉及到以下几个方面：1. 部件的工作环境和负载特征。
疲劳寿命分析需考虑飞机的运行环境和其所受飞行负载的特征。
工作环境因飞机的使用目的不同，其包括温度、湿度、湍流、撞击、振动和压力等各种因素。
而负载特征则是指支撑飞行和飞行中所受的各种负载，例如重心移动和引擎推力。
2. 疲劳裂纹的扩展分析。
疲劳寿命分析不仅需要预测部件的寿命，还需预测并分析疲劳裂纹的扩展形态和进展速度，为加固设计提供依据。
等效应力极差法、线性累积损伤法和疲劳裂纹扩展速度-应力幅值曲线等方法都可以用来预测疲劳裂纹的扩展行为。
3. 判定裂纹大小。
在确立裂纹的大小之后，需根据有限元分析和疲劳裂纹的扩展规律分析飞行器结构在疲劳载荷下的寿命。
疲劳裂纹影响因素有很多，如裂纹长度、深度、形状、方向、位置、应力分布等等。
模型飞机受力情况和结构原理
模型飞机受力情况和结构原理第五章模型飞机受力情况和结构原理前面我们学习了模型飞机的空气动力学原理，以及模型飞机的控制等方面的知识。
但是，要制作一架模型飞机，仅凭这些，是远远不够的。
飞机在飞行时要受到各种各样的外力，有些力还很大，有可能会对飞机结构造成破坏。
因此，飞机结构必须要有一定强度。
但是强度又不能太大，否则飞机又会太重，不利于飞行。
这就要求模型飞机的结构设计必须在重量与强度之间找“最佳平衡点”。
为此，需要研究飞机飞行时各部分的受力情况，并根据各部分受力的情况设计具有合适强度、刚度、稳定性、重量足够轻的构件。
为此，我们必须从静力学、材料力学、结构力学的基本概念开始学习。
第一节力载荷：施加在结构上的力称为载荷。
载荷可按以下三种情况来划分：1 按加载时速度变化情况来划分（1）静载荷——加载时速度变化比较小，即没有加速度，或者加速度极小。
如模型飞机以稳定的姿态滑翔时作用在模型上的质量力和空气动力。
（2）动载荷——加载时的速度变化大，如用榔头敲击物体。
2 按载荷的分布范围来划分（1）集中载荷——力作用在一个点上。
比如飞机降落时由起落架传递给飞机结构的冲击力。
（2）分布载荷——以一定规律或形式分布在构件上的力。
如飞机滑翔时分布在机翼上的空气动力。
3 按载荷的作用方式来划分可分为力、力矩、力偶。
内力：构件或物体承受载荷后产生变形，构件内部产生抵抗变形、平衡载荷的力称为内力。
内力可分解为沿构件轴线方向的轴向力和于构件垂直的切向力。
应力：单位面积上的内力称为应力。
任何复杂的受力情况都是可以把应力分为垂直于承力平面的正应力和平行于承力平面的剪应力。
应力是衡量物体受力程度的标准。
力对物体的作用不仅决定于它的强度，同时决定于它的方向，因此力向量，向量的图像表示是具有一定长度和一定方向的线段。
第二节力的合成当几个力同时作用于某点所产生的效果与另一个单力对该点的作用效果相同，则此单力成为几个力的合力。
合力的求法如下：1作用在一点上的多个力如果是两个力作用在一点，则可用平行四边形法则，三角函数进行计算求出。
第二讲：飞机结构设计思想和方法
☆ 结构变形设计准则：
f max f d
☆ 气动弹性设计准则：
vd vcr min( v f
vd--- 设计速度 Vcr --- 气动弹性临界速度
f f , vs
f s , va
fa )
vf , vs ,va --- 分别为颤振速度、翼面发散速度与副翼失效速度 ff , fs , fa --- 分别为其对应的安全系数
安全系数 f 在强度规范中规定 飞机结构必须通过地面静强度试验
5
静强度设计
外载荷 结构参数 结构有限元分析 工作应力σ 结构强度设计准则 工作应力可以达到很 高的计算精度
1
稳定性许用应力 计算误差很大
许用应力 受拉许用应力 疲劳/损伤容限设计
受压许用应力 结构稳定性设计
6
静强度和刚度
全机有限元计算模型 机翼、机身计算模型
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）
H
ηfa 破损安全系数； ηe 使用剩余强度系数； ηd 设计剩 余强度系数；Nex,fa 破损安全试验寿命；H 检查间隔期限 20
强度、刚度、损伤容限和耐久性设计
③耐久性（经济寿命）设计（20世纪80年代末开始）
设计准则：
Nec Ne N ex,en n
其中：Nex,en 为耐久性试验寿命；Nec为经济寿命；Ne 为使用寿命；n 为分散系数，一般取2
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。
【内部教材】飞机结构与修理-第二章-机翼结构和受力分析
机翼的少数部位的蒙皮也有采用复合材料蜂窝夹 芯结构。
四、与机翼相连附件的连接结构 1．主起落架连接结构 主起落架通常安装在机翼且靠近翼根的部位。
位于机翼的主起落架是通过其减震支柱上的前、 后轴颈、侧撑杆和阻力撑杆与机翼和机身相连接 的，如图2－15所示。
2．机翼上发动机安装吊架结构
目前大多数大型民航客机的涡轮发动机通过安 装吊架安装在机翼的前下方。
吊架又称为吊挂，实质上是由框架和蒙皮构成 的扭力盒结构。
框架是由梁、加强筋、肋等构件通过铆接或焊 接而形成的构架，如图2－16所示。
框和梁都是钢制的。吊架蒙皮的材料是铝合金。 在吊架的前后安装隔框上分别安装着发动机的安 装座。吊架上还装有风扇整流罩铰接接头和反推 装置铰接接头。
(二)夹层蒙皮结构机翼
(一) 单层蒙皮结构机翼 1．梁式机翼 梁式机翼由翼梁、辅助翼梁（纵墙）、桁条、
翼肋和蒙皮等组成。 单梁式机翼装有一根强有力的翼梁(图2－1)；
双梁式机翼装有两根强有力的翼梁(图2－2)
构造特点： （1）装有一根或两根强有力的翼梁； （2）蒙皮很薄； （3）桁条的数量不多而且较弱，有的桁条还是
吊架的上连杆和斜支撑杆与机翼连接的接头处 采用结构保险销连接；
中梁与机翼连接的接头处采用结构保险螺栓连 接。
这些接头处的结构保险销或保险螺栓的作用是： 当发动机遭到严重损坏而导致剧烈振动或巨大阻 力时，该保险销或保险螺栓被剪断使发动机及其 吊架脱离机翼，防止损坏机翼而避免出现更大的 灾难性的破坏。
第二章 机翼结构和受力分析 2023最新整理收集
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§2－1 机翼结构
一、机翼的功用 1．产生升力； 2．当机翼具有上反角时，可为飞机提供一定的
飞机副翼及尾翼结构和受力分析
图3-2 副翼连接形式
三、作用在副翼上的外载荷
在飞行中，副翼象一根固定在机翼上的多支点梁 一样承受外部载荷。
作用在副翼上的外载荷有（图3－3）： （1）空气动力q （2）操纵力T （3）支点反作用力R （本例为：R1、R2、R3） 注：由于副翼的质量力很小，在受力分析中可以忽 略不计。
3 3
副翼空气动力载荷的大小与副翼面积、副翼偏 转角度和飞行速度有关（成正比）。
四、副翼结构中力的传递 空气动力在副翼结构中的传递情况与在机翼结构 中的传递情况相似： 空气动力→蒙皮→翼肋→翼梁腹板 机翼 剪力由梁腹板承受； 弯矩由梁缘条和有效宽度的蒙皮承受； 扭矩由闭周缘蒙皮承受。
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五、副翼的剪力、弯矩和扭矩图
图3－6给出了三支点情况下副翼结构的剪力、弯 矩和扭矩图。
副翼在装有支点的横截面上承受的剪力、弯矩最 大；在操纵摇臂部位扭矩最大。
在机翼加强肋的后部与机翼后梁（或墙）的连 接处，安装有若干个支臂，每个支臂上装有一个 过渡接头。
在副翼的大梁上装有相应个数的双耳片接头。 副翼通过这些耳片接头将其悬挂到机翼的支臂上。
注意:每个操纵面除一个接头完全固定外，其余 接头都有设计补偿，以便于安装和保证运动协调。 操纵副翼偏转的作动筒，其作动杆与副翼耳片接 头的下耳片连接固定。当副翼操纵作动筒动作时 就使副翼绕轴心N偏转。
二、前缘缝翼
前缘缝翼是位于机翼前部且有特殊形状的机 翼活动部分。
当飞行中放下时，在前缘缝翼和机翼前部之 间形成特殊形状的缝隙，它使得在大迎角下有稳 定的绕流。前缘缝翼的偏转角为200～300。
每个机翼上的前缘缝翼均由与机翼骨架相连 的几段组成。
连接方式或是利用与传动装置相连的导轨和 螺杆机构，或是利用前缘缝翼上的支臂和机翼前 部的摇臂机构，如图3－8（a）所示。
民用航空器部件修理人员执照基础培训大纲
附件八民用航空器部件修理人员执照基础培训大纲中国民用航空总局飞标司2002年11月编写说明1、航空器部件修理人员执照培训（基础部分）大纲是依据“中国民用航空总局民用航空器维修人员合格审定的规定”（即CCAR-66AA部）而编写的。
2、按照CCAR-66AA部第二十条的规定，航空器部件修理人员执照（基础部分）培训的对象应具备以下条件：具有中专（含）以上航空技术专业学历，并从事所申请专业的修理工作在二年以上：或者取得上岗资格后，并从事所申请专业的修理工作在三年以上。
该大纲的相关理论培训深度与上述培训对象相适应，侧重于便于掌握和理解的定性分析方法。
3、CCAR-66AA部第十九条规定：航空器部件修理人员执照共有六个，它们分别是：•航空器结构（STR）•航空器动力装置（PWT）•航空器起落装置（LGRO）•航空器机械附件（MEC）•航空器电子附件（AVC）•航空器电气附件（EC）4、航空器部件修理人员执照（基础部分）培训大纲以模块形式组成：+5、在航空器部件修理人员执照培训大纲中，采用三种知识等级标识（1，2，3）表示航空器部件修理人员应掌握的知识深度和广度。
各知识等级标识应达到的要求如下：1级：•学员应熟悉本科目的基本内容；•学员应能概述本科目的有关基本概念。
2级：•学员应能理解本科目的基本理论知识；•学员应能概述与本科目有关的基本概念、工作原理、故障诊断以及维修技术等方面的问题；•学员应能阅读、理解和描述本科目的原理图、线路图等；•学员应能较灵活地将学得的基本理论知识应用到修理实践中。
3级：•学员应能掌握本科目的基本理论以及与其它科目的关系；•学员应熟练地掌握航空器部件修理理论和技术；•学员应能灵活地将学得的基本理论知识应用修理实践中。
6、学时分配。
（1）各模块的学时分配模块名称学时模块名称学时航空器起落装置修理模块 40 通用模块 18航空器机械附件修理模块 70 机械类公共模块 92航空器结构修理模块 70航空器电子附件修理模块 222 航空器动力装置修理模块 70 航空器电气附件修理模块 132 （2）各个航空器部件修理人员执照培训大纲需用学时执照培训大纲名称学时执照培训大纲名称学时航空器结构培训大纲 180航空器机械附件培训大纲 180 航空器动力装置培训大纲 180 航空器电子附件培训大纲 240 航空器起落装置培训大纲 150 航空器电气附件培训大纲 150通用模块培训大纲通用模块培训大纲为航空器结构、航空器动力装置、航空器机械附件、航空器起落装置、航空器电子附件、航空器电气附件等六个基础执照培训大纲的公共部分。
【精品】飞机结构受力分析和抗疲劳设计思想
• 作用在机身上的外载荷， 通常可以分为对称载荷和 不对称载荷两种。与机身 对称面对称的外载荷，称 为对称载荷，反之称为不 对称载荷。
一、对称载荷
• 与机身对称面对称的载荷称为对称载荷。 飞机平飞和在垂直平面内作曲线飞行时， 由机翼和水平尾翼的固定接头传给机身的 载荷，以及当飞机以三点或两点（两主轮） 接地时，传到机身上的地面撞击力等，都 属于对称载荷。 • 在对称载荷作用下，机身要受到对称面内 的剪切和弯曲作用。一般在机身与机翼联 接点处，机身承受的剪力和弯矩最大。
2.1.3 机翼的受力图
• 机翼主要受两种类型的外载荷： • 一种是以空气动力载荷为主，包括机翼结 构质量力的分布载荷； • 另一种是由各连接点传来的集中载荷。这 些外载荷在机身与机翼的连接处，由机身 提供的支反力取得平衡。
空气动力分布载荷
机翼重力 分布载荷
P部件
一、平直机翼各截面的 剪力、弯矩和扭矩图
• 机翼在外部载荷作用下，象一根固定在机 身上的悬臂梁一样，要产生弯曲和扭转变 形，因此，在这些外载荷作用下，机翼各 截面要承受剪力、弯矩和扭矩。
机翼上所受的剪力、弯矩、扭矩
垂直剪力
垂直弯矩
水平弯矩
水平剪力
扭矩
•由于机翼结构沿水平方向尺寸较大，因而水平剪力和水平弯矩对飞机结构受 力影响较小，在受力分析时只分析垂直剪力、扭矩和垂直弯矩。
弱，少，有时断开 多，强
梁式、单块式机翼的结构特点
剪 机翼型式
力
弯
矩
扭
矩
翼梁腹板 梁式机翼
翼梁缘条 蒙皮与翼梁腹板的盒段 翼梁缘条、桁条、蒙皮 组成壁板
单 块 式
翼梁腹板
蒙皮与翼梁腹板的合段
梁式、单块式机翼的受力特点
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一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流线型的机翼外表面。 蒙皮受到垂直于其表面的局部气动载荷；
蒙皮还参与机翼的总体受力—— 它和翼梁或翼墙的腹板组合在一起， 形成封闭的盒式薄壁梁承受机翼的扭矩
当蒙皮较厚时，它常与长桁一起 组成壁板，承受机翼弯矩引起的轴力。
二、长桁(也称桁条)
长桁的主要功用是：
☺支持蒙皮，防止在空气动力作
• 机翼在外部载荷作用下，象一根固定在机 身上的悬臂梁一样，要产生弯曲和扭转变 形，因此，在这些外载荷作用下，机翼各 截面要承受剪力、弯矩和扭矩。
机翼上所受的剪力、弯矩、扭矩水平剪力
扭矩
•由于机翼结构沿水平方向尺寸较大，因而水平剪力和水平弯矩对飞机结构受 力影响较小，在受力分析时只分析垂直剪力、扭矩和垂直弯矩。
用下产生过大的局部变形，并
与蒙皮一起把空气动力传到翼 肋上去；
?
☺提高蒙皮的抗剪和抗压稳定性，
使蒙皮能更好地参与承受机翼
的扭矩和弯矩；
☺长桁还能承受由弯矩引起的部
分轴力。
蒙皮 传来的力
蒙皮 传来的力
桁条
翼肋
蒙皮 传来的力
翼肋 传来的力
桁条
翼肋 桁条
蒙皮
翼肋
三、翼肋
• 翼肋是机翼结构的横向受力构件 • 翼肋按其功用可分为普通翼肋和加强翼肋两种。 • 普通翼肋的功用是：构成并保持规定的翼型；把
【精品】飞机结构受力分析和 抗疲劳设计思想
2.1.1 机翼的功用
产生升力。当它具有
上反角时，可为飞机提
供一定的横侧稳定性。有横向操纵用的副翼、
扰流片等。为了改善机翼 的空气动力效用
在机翼的前、后缘越来
越多地装有各种形式的襟翼、 缝翼等增升装置，以提高 飞机的起降或机动性能。 机翼上常安装有起落架、 发动机等其它部件。机翼 的内部空间常用来收藏主 起落架和贮存燃油 .
加强翼肋除具有上述作用外，还要承受和传 递较大的集中载荷。在开口端部或翼根部位的 加强翼肋，其主要功用是把机翼盒段上由一圈 闭合剪流构成的扭矩，转换成一对垂直力构成 的力偶分别传给翼梁或机身加强框。
A—A 截面 B—B 截面
四、翼梁 D—D 截面
缘条
支柱
C—C 截面
腹板 腹板式翼梁
A—A 截面
B—B 截面
机翼站位数是 指距离机身中心线的
英寸数
气动力分布载荷
2.1.2 机翼的外载荷
• 飞机在飞行中，作用在机翼上的外载荷有：空气 动力、机翼结构质量力、部件及装载质量力，如 图所示。其中，空气动力分布载荷是机翼的主要 外载荷。
机身反作用力
机翼质量力分布载荷
发动机集中 载荷
• 机翼结构质量力是机翼结构重量和它在飞 行中产生的惯性力的总称，即机翼结构重 量和变速运动惯性力。
2.1.3 机翼的受力图
• 机翼主要受两种类型的外载荷： • 一种是以空气动力载荷为主，包括机翼结
构质量力的分布载荷； • 另一种是由各连接点传来的集中载荷。这
些外载荷在机身与机翼的连接处，由机身 提供的支反力取得平衡。
机翼重力 分布载荷
剪力图
弯矩图
扭矩图
空气动力分布载荷
P部件
一、平直机翼各截面的
二、后掠机翼各截面的剪 力、弯矩和扭矩图
剪力图
弯矩图
扭矩图
机翼的扭矩图是如 何做出的？
扭矩图：某横截面承受的 扭矩等于该截面外端机翼 所有外载荷对刚心的力矩 代数和。
2.1.4 机翼结构的典型元件
翼肋 翼梁缘条
桁条
蒙皮
翼梁腹板
纵向元件有翼梁、长桁、墙(腹板) 横向元件有翼肋(普通翼肋和加强翼肋) 以及包在纵、横元件组成的骨架外面的蒙皮
试说明作用在平直机翼上的集中载荷对机翼扭矩的影响？
使机翼扭矩在集中载荷作用 截面上发生突变。变化值等于 集中载荷与集中载荷作用点到 机翼刚轴距离的乘积。
机翼某横截面承受的扭矩，等于该横截面外端机翼上所有外力对机翼
刚心轴力矩的代数和。扭矩的符号：使迎角增大为正，反之为负
刚心轴的定义是：
机翼的每个横截
• 加强翼肋除具有上述作用外，还要承受和 传递较大的集中载荷。
ΔQ
Δq1
ΔM扭
Δq扭 Δq2
刚心
• 在开口端部或翼根部位的加强翼肋，其主 要功用是把机翼盒段上由一圈闭合剪流构 成的扭矩，转换成一对垂直力构成的力偶 分别传给翼梁或机身加强框。
普通翼肋和 加强翼肋的 功用是什么？
普通翼肋的功用是：构成并保持机翼的形状； 把蒙皮和长桁传给它的空气动力载荷传递给翼 梁腹板，而把空气动力形成的扭矩，通过铆钉 以剪流的形式传递给蒙皮；支持蒙皮、长桁和 翼梁腹板，提高它们的稳定性。
蒙皮和桁条传给它的局部空气动力传递给翼梁腹 板，而把局部空气动力形成的扭矩，通过铆钉以 剪流的形式传给蒙皮；支持蒙皮、桁条、翼梁腹 板，提高它们的稳定性等。
• 腹板式普通翼肋通常都用铝合金板制成，其弯边用来同蒙 皮和翼梁腹板铆接。周缘弯边和与它铆接在一起的蒙皮， 作为翼肋的缘条承受弯矩。翼肋的腹板则承受剪力。这种 翼肋的腹板，强度一般都有富裕，为了减轻重量，腹板上 往往开有大孔。利用这些大孔还可穿过副翼、襟翼等传动 构件。为了提高腹板的稳定性，开孔处往往还压成卷边， 有时腹板上还铆着加强支柱，或者压成凹槽。
整体式翼梁
• 翼梁由腹板和缘条(也称凸缘) 组成。缘条横剖面形状多为 “T”型材或角型材。腹板上还 铆接上许多支柱，这些支柱 起连接翼肋和提高腹板受剪 稳定性的作用。缘条和腹板 的横剖面面积，由翼尖向翼 根逐渐增大。
面上，都有一个 特殊的点，当外
ΔQ 刚心
ΔQ
力通过这一点时，
不会使横截面转
动，
压力中心
机翼各横截面 刚心的连线称 机翼的刚心轴。
ΔM 扭 =ΔQ·C
如果外力不通过这一点，机翼 的横截面就会绕该点转动，这 个特殊的点称为该横截面的刚心
刚心轴的定义?
机翼的每个横截面上，都有一个 特殊的点，当外力通过这一点时， 不会使横截面转动，这个特殊的 点称为该横截面的刚心。机翼各 横截面刚心的连线称为机翼的刚 心轴。
剪力、弯矩和扭矩图
①如果机翼上只有空气动 力和机翼结构质量力，则 越靠近机翼根部，横载面 上的剪力、弯矩和扭矩越 大。
②当机翼上同时作用有部 件集中质量力时，上述力 图会在集中质量力作用处 产生突变或转折。
试说明作用在平直机翼上的集中载荷对 机翼剪力、弯矩的影响？
使机翼剪力在集中载荷作用截面发生突变； 弯矩发生转折。集中载荷作用截面以内机翼 各截面上的剪力和弯矩减少。