第四讲飞行包线和安全系数

600) 600)
m
Q
(q
q )Δ
l2
(600 300)
kg
a
(q (q
q q
) )
Δ
l2
(2 600 300) 3 (600 300)
m
24
补充：节点载荷的计算
（3）求出各分点上的载荷 Ri
R
(q
q )
a1
(
) 8 15
kg
R1’ = Q1 – R0 = 750 – 400 = 350 kg
载荷分配的原则是常用的力的平衡和等效原则。
机翼节点载荷分配的计算方法
机翼上作用的主要载荷有分布的升力、质量，可能还有通过 装载节点传来的集中质量载荷。
根据载荷的分配原则，可先算出沿翼展方向任意两分点间的 合力及其作用点。如果分点数较多，两分点间距离较小，则 其间的载荷分布规律可近似认为是线性变化。这样，求两分 点间载荷的合力及其作用点时就可以按梯形来处理。
0 nymin p/qmax
Cymin7
ny
A
飞行包线
A’
ny nymax
A’ A
nymax
Cymax
• B(0.5nymax)
0.5nymax B
o
nymin
Cymin
C
q
ຫໍສະໝຸດ Baidu
Cymin C
Cymax Cy
D
qmax max
D’
A、A右′、上D图、是Dn′均y–C应y 是线飞。机很的明设显， 计情况。
3. 采用边条翼或鸭式布局设计、推力矢量技术，实现高机动性和敏 捷性，在550-600攻角可控；
4. 采用边缘平行的布局和控制三大散射源技术，实现隐身特性；
5. 民机采用超临界翼型、局部层流技术，可变弯度机翼和翼尖小翼
技术，实现高升阻比设计。
13
几点说明
对于现代飞机的载荷计算，必须考虑结构弹性变形对载荷 的影响。通常结构弹性会造成结构的卸载，但有些情况相 反。
4
飞行包线
ny A
nymax
o
nymin
Cymax
Cymin D
A’ • B(0.5nymax) C(qmax maxq)
D’
图3-14 与飞行包线相应的飞行状态图
5
飞行包线
在 ny– q 包线图 中，
极限过载 nymax、 nymin 受机动性和结
构强度限制；
qmaxmax 受发动机功率和结构强度限
对应机动飞行状态
小速度，大迎角的曲线飞行，（急上升）载荷系 数最大。
飞机以最大允许空速飞行时改出俯冲或下滑，载 荷系数最大。 在最大允许空速飞行时，副翼偏转作特技和滚转 机动，载荷系数为最大值的一半。
0
垂直俯冲，在最大允许空速时偏转副翼。
nymin p/qmax
在最大允许空速飞行时，以最小负载荷系数作机 动。
21
补充：节点载荷的计算
见图3-33，设任意两分点为 i-1、i，
分点间距离为li ，相应的分布载 荷为qi-1，qi，则其间的合力 Qi 为
Qi
1 2
(qi
1
qi ) li
作用点为
ai
2qi1 qi 3(qi1 qi )
li
分配到展向分点上的载荷，根据
平衡、等效原则，得
Ri
1 2
(qi
1
qi ) (li
ai )
Ri 1
1 2
(qi 1
qi )ai
22
补充：节点载荷的计算
弦向节点载荷的计算： 由于载荷
的分布是一个面，因而所算得的 展向分点载荷 Ri 实际上是点 i 弦 面分布载荷的合力。根据弦面载 荷的分布情况，又可算得弦向各 节点间总载荷值Pj-1、Pj 等，这样， 即可按上述的方法求得最后所需 要的节点载荷Pj-1、Pj来。
使用载荷Pe 对应的是飞机结构临近出现永久变形或屈服； 设计载荷Pd 对应的是飞机结构临近发生破坏。
然而，在试验中结 构是否出现永久变形 很难测准，结构是否 破坏则较容易准确测 得，所以采用设计载 荷进行最后的破坏试 验验证。
20
补充：节点载荷的计算
目前结构强度、刚度的计算，多采用直刚法或有限元素法， 这些方法，均需将结构上的分布载荷合理地分配到拟定的结 构节点上，形成节点载荷，才便于计算。
“ny– Vdl 对称机动飞行包线”以过载系数 ny 为纵坐标，以当量速度 Vdl 为横坐标，按ny、V、Cy 的限制范围绘制而成。
LA
LA
10
ny– Vdl 对称机动飞行包线图
A 情况：是飞机机翼前压心的载荷情况； B 情况：是飞机机翼后压心的载荷情况；
LA
LA 情况：是飞机机翼扭转情况的最大载 荷情况，是在副翼实现6º/s2转 动下的机翼受载情况；
最大的正向和反向载荷情况 对主要结构件将产生危险损坏的载荷情况 对飞行战斗性能将产生严重影响的载荷情况 对人员将产生损伤的载荷情况等。
3
2.3 飞机对称机动飞行包线
飞机的受载情况多种多样，不可能也无必要都加 以分析，我们只要考虑那些对结构强度起决定性 影响的设计情况。
在分析研究了飞机的全部飞行使用情况后，规范 给出了飞机的 ny– q 包线，即飞机的过载 ny 和速 压 q （动压）只限于此范围内，超出则将发生危 险，甚至造成事故。
Pd = f Pe = f nG
18
三、安全系数的主要影响因素
1) 在使用载荷Pe 作用下，飞机结构没有永久变形或屈服； 2) 在使用时，可能超过规定的机动动作或未估计到的突风，从而出
现大于规定的使用载荷； 3) 结构所使用的材料及其加工过程中存在有缺陷，以及工艺误差等； 4) 设计的不准确和不可靠性，如载荷、结构分析等误差； 5) 重复载荷作用下和刚度要求等。
自应受AA′、 A′D′、 DD′ 线及 Cymax、 Cymin 线的限制。
因为
ny
SqC y max G
由上式可得OA和OD限制线。
6
包线图与飞行状态图对照
ny
SqC y max G
图3-14 与飞行包线 相应的飞行状态图
ny– Vdl与 飞机状态
A B 0.5BG点 G D
E
ny– q
A A' B C D' D
q0 = 3q2 = 3×300 = 900
kqg1 /m
1 2
(
q0
q2
)
2
（2）求出0-1，1-2 各分段的总载荷Qi 及 作用点 ai
1 ( 900 300) 600 kg/m 2
Q
(q
q ) Δ
l1
(900
600)
kg
a
(q (q
q) Δ q)
l1
(2 900 3 (900
例 题 ：已知某机翼展向、弦向载荷的分布规律及节点情况如
图3-35所示，总载荷 Q=1200 kg，q0 = 3q2 ， 试求出“1”号弦上 各节点的载荷。
23
补充：节点载荷的计算
解 （1）先求沿展向各
分点的分布载荷qi
Q
(
q
q )
2
3q2 q2 kg
q2 = 1200/4 =300 kg/m,
设计载荷Pd ：飞机及各结构在其作用下刚好临近破坏的 载荷，或称为极限载荷 (Ultimate Load ) 。
安全系数 f ：强度规范中定义 设计载荷与使用载荷之比，即
f = Pd / Pe
17
§2.4 安全系数和设计载荷
二、安全系数的物理意义
其物理意义为实际使用载荷增大到多少倍结构才破坏， 这个倍数就是安全系数。
15
CFD计算气动力转换成结构点上的载荷
空气动力 网格载荷
有限元结构 网格载荷
16
§2.4 安全系数和设计载荷
一、安全系数等概念的定义
使用载荷Pe：飞机在使用中预计各结构可能遇到的最大载荷， 或称为限制载荷 ( Limit Load )。在该载荷作用下，飞机各元件 的应力临近材料的比例极限强度σp，但未出现永久变形。
E
D
nymin
nymin p/Cymin
Cymin
小速度、负迎角进入俯冲，载荷系数最小。 12
小结
为了扩大飞行包线，第三大、第四代飞机的设计突出了高机动性 和敏捷性，低空大表速高滚转速率特点，采取了以下技术措施：
1. 采用高升力布局，放宽静安定度等技术，改善起降性能，使Cymax 可达到2.0；
2. 前、后缘机动襟翼，机翼扭转设计和采用翼身融合体设计，实现 飞机高升阻比和低超音速零升阻力；
nysy
q (或 V)
nymax nymax 0.5 nymax
0 nymin nymin
nymaxp/Cymax qmaxmax (Vdljx) qmaxmax (Vdljx) qmaxmax (Vdljx) qmaxmax (Vdljx) nymin p/Cymin
Cy
Cymax nymax p/qjx 0.5 nymax p/qjx
R''
(q
q )
a2
(
)
5 9
kg
R1 = R1’ +R1" = 350 + 250 = 600 kg
R2 = Q2 - R1" = 450 - 250 = 200 kg
（4）求出“1”号弦上各节点的分布载荷
riP
r1
.
R
kg
r
600 .
kg/m
r11 = r1 / 2= 1500 / 2 = 750 kg/m
四、安全系数通常取1.5的原因：
由于载荷计算、结构应力分析比较精确，材料和制造的工艺过 程逐步完善，在将使用中的重复载荷和温度影响作单独计算和分析
的情况下，安全系数通常取为1.5。这是因为一般的航空材料机械性 能中，破坏极限与比例极限之比约为 1.5，为了保证在使用载荷下无 残余变形故。
19
五、全机强度校核试验
飞机结构分析与设计
第四讲
1
补充：飞机设计规范简介
1. 规范的形成与演变
飞机设计规范和适航条例是在飞机设计实践中逐步形成的。 军用飞机设计经历了静强度设计、刚度设计、疲劳设计、
安全寿命加损伤容限设计、耐久性加损伤容限设计等几个 阶段。与这些设计思想对应，美国军用飞机强度规范产生 了近10个版本。 我国已经拥有《军用飞机强度规范》等文件，但不够完善。
2.规范(适航条例)的基本内容
设计情况、安全系数、载荷系数、重量极限、重心位置、重 量分配、飞行载荷、飞行包线、突风载荷、强度和变形、结 构试验、试飞试验、使用极限、安全预防措施等等，进行飞 机设计时，必须遵守这些规定，才能保证飞机设计成功。
2
2.3 飞机对称机动飞行包线
凡是使飞机结构易遭到损坏、人员易受到损伤的 载荷情况，就应选为设计情况。一般包括：
（5）求出1-11、11-12各分段的总载荷 Pi 及
作用点 bi
P
(r
r) Δ
b1
(1500
0)
0.4
kg
25
补充：节点载荷的计算
P
(r
r ) Δ
b2
(750
0) 0.4
kg
b
r (r
r Δ r)
b1
2 100 70 3 (750 0)
G 情况：是最大速压情况，是飞机机翼气动弹性最严重情况； D 情况：是负过载最严重情况，是飞机机翼后压心的另一载荷情况； E 情况：是负过载最严重情况，是飞机机翼前压心的另一载荷情况。
11
对称机动飞行包线
LA
ny
SqC ymax G
;
pG S
图3-14 与飞行包线 相应的飞行状态图
ny– Vdl A
民用飞机的要求在飞行包线范围内不仅在边界点上选点计 算，而且要求在其中进行大量的选点计算，找出各种可能 的严重情况。
在有限元计算中，通常要求输入多种载荷情况，以确定各 个部位的应力是否超过许用值。
现代飞机常采用主动减载技术。如Ａ380飞机就利用载油 进行机翼减载。
14
380飞机利用载油进行机翼减载
ny– Vdl 对称机动飞行包线图 “ny– Vdl 对称机动飞行 包线”以过载系数 ny 为纵坐标，以当量速 度 Vdl 为横坐标，按ny、 V、Cy 的限制范围绘 制而成。
根据飞行包线上每一点的两个参数，就可确定另一个参数。 飞行包线上各特殊点对应的飞行姿态及其特定受载情况为
9
ny– Vdl 对称机动飞行包线图
制。
Cymax、Cymin 受飞机的升力特性和
攻角变化范围限制。第３代战斗机
ny
nymax
o
nymin
A
Cymax
Cymin
D
qmax max
A’
• B(0.5nymax)
C
q
D’
采用了边条翼，鸭式布局大大提高了Cymax，提高飞机的机动性。
飞机重量 G、翼载 P 在设计之前是选定的，因此飞机的飞行范围
D D’
nymin
A、A′虽然均属 nymax 情况， 总载荷最大，数值相同，但因为
q 不同，后者速度高， Cy小，所 以两者的气动力分布不同，各结
构元件具体的承载情况也就不同， 因而都要考虑。
ny
Sq C y m a x G
D、D′ 情况与此相似，只是过载为负的最大，载荷反向。 8
对称机动飞行包线
ny– q A
B
A'
0.5BG点 B
G
C
D
D'
nysy
q (或 Vdl)
nymax
nymaxp/Cymax
nymax qmaxmax (Vdljx)
0.5 nymax qmaxmax (Vdljx)
0
qmaxmax (Vdljx)
nymin qmaxmax (Vdljx)
Cy Cymax nymax p/qjx 0.5 nymax p/qjx