上册飞机结构

（上册）第1章飞机结构

1、飞机在匀速直线飞行，这些外载荷必须满足下列平衡方程：（图1.1-1）

ΣX=0 P0=D0（发动机推力等于气动阻力）

ΣY=0 L0=W（气动升力等于飞机重力）

ΣM=0 M A=M B（抬头力矩等于低头力矩）

2、飞机过载分为机动过载和突风过载。

飞机过载n y的定义是：作用在飞机上的升力L和飞机飞行重量W之比。即n y=L/W

飞机过载是代数值，不但有大小而且有正负。

3、机动过载：滚转角越大，过载值越大。n y=1/cosγ（图1.1-2）

4、对飞机结构受力影响比较大的是垂直突风。垂直突风主要是改变气流对飞机运动速度的方向，从而产生较大的突风过载n y。

5、当飞机进行水平飞行或垂直上升、下滑时，飞机各部位运动的加速度与飞机重心处运动的加速度相同，此时附加过载等于零Δn y=0，部件过载等于全机过载。

6、当飞机以角加速度绕机体纵轴向右转动时，左侧机翼过载大于右侧机翼过载。

7、当以大速度、小迎角飞行时，机翼上、下表面的吸力都很大。

8、最大使用过载和最小使用过载是对飞机结构进行总体强度设计的主要依据。

9、所谓速度－过载飞行包线就是分别以空速和过载系数为横坐标和纵坐标，根据飞行使用限制条件（最大过载、最小过载、最大速度、最小速度等）画出一条封闭的曲线，形成飞机飞行的限制包线。

10、设计载荷与使用载荷之比叫做安全系数f, f=P设计/P使用

使用载荷（限制载荷）是飞机在使用过程中预期的最大载荷；

设计载荷又叫极限载荷。

11、结构强度：飞机结构必须能够承受极限载荷至少3秒而不破坏。

12、机构的刚度：结构受力时抵抗变形的能力叫做结构的刚度。

在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得妨害安全飞行。

13、结构在载荷作用下保持原平衡状态的能力叫做结构的稳定性。

杆件受压有两种破坏形式：一种是杆件轴线变弯，杆件不能保持直杆形状与载荷平衡，这种失稳被称为总体失稳。另一种是杆件轴线保持直线，组成杆件的薄壁产生了皱折，这种失稳被称为局部失稳。

14、结构在疲劳载荷的作用下抵抗破坏能力叫做结构疲劳性能。

15、结构件截面单位面积上的内力叫做应力。

正应力是拉应力和压应力的统称。用符号σ表示。

剪应力是平行于所取截面应力，即应力的矢量沿截面的切向方向。用符号τ表示。

16、使结构件两个相距很近的截面发生相对移动错动的变形叫做剪切变形，反抗剪切变形的内力叫剪应力。

使结构件轴线曲率发生变化的变形叫弯曲变形，反抗弯曲变形的内力叫弯矩。

在弯矩作用下，梁的截面上要产生拉、压正应力。在被拉伸和被压缩的材料之间，必定有一层既不缩短也不拉长的材料，这一层叫做中性层。中性层与梁横截面的交线叫中轴。

承受弯矩作用时，结构件中离中性层越远的材料起作用越大，中性层的材料不起作用。

17、使结构件两个相距很近的截面发生相对转动错开的变形叫扭转变形。

扭转剪应力在截面边缘处达到最大。

在结构受力和变形中，刚轴的特点是：通过刚轴的外载荷只能使机翼（机身）产生弯曲变形，而不发生扭曲。

18、起落架受力构架中的撑杆、阻力杆属于杆件。

19、起落架减震支柱就是梁元件。

梁缘条承受弯曲产生的拉压正应力的作用，腹板则承受剪切产生的剪应力的作用。

20、厚度远小于平面内另外两个尺寸的元件称为板件。

在飞机结构中，蒙皮、翼梁和翼肋的腹板等都属于板件。

厚度比较小的薄板承受拉压的能力比较弱，可以忽略不计，但承受剪切的能力比较强，在载荷作用下只承受剪应力；厚度比较大的板件，承受拉压和剪切的能力都比较强，在载荷作用下，承受正应力和剪应力。

在局部的气动载荷作用下，飞机蒙皮也要承受垂直板平面的分布气动载荷。

分布的气动载荷并不是蒙皮承受的主要载荷，但如果由于飞行速度过快，蒙皮上的分布气动载荷过大，也会造成蒙皮与桁条连接的铆钉被拉坏、蒙皮被撕裂等局部破坏现象的发生。

21、由杆件和梁元件组成的结构称为杆系结构。

杆件承受沿着杆件轴线的载荷的作用，产生正应力；梁元件承受剪切、弯曲和扭转载荷的作用，产生剪应力、弯曲正应力和扭转剪应力。

22、平面薄壁结构：载荷在杆件内产生正应力，在板件中产生剪应力。

机翼大梁承受平面内剪应力和弯矩的作用，弯矩在杆件――梁缘条内产生拉压正应力；剪力在板件――大梁腹板内产生剪应力。

23、机翼、机身和尾翼等都属于空间薄壁结构。

板件承受板平面内的正应力和剪应力的作用，杆件只承受正应力的作用（轴向力的作用）。

24、安全寿命设计是建立在无裂纹的基础上，当结构在疲劳载荷作用下出现宏观的可检裂纹时，就到了结构安全寿命终结点了。

安全寿命设计的不足之处：（1）不能确保飞机结构的使用安全；（2）不能充分发挥飞机结构的使用价值。

尽管有以上的不足，但安全寿命设计已使用了几十年。特别是其中有关改善结构疲劳品质的设计方法、生产中强化质量控制的方法都被实践证明是成功和有效的，也都被后来的结构疲劳设计方法所借鉴和使用。

25、损伤容限设计概念是承认结构在使用前就带有初始缺陷，并认为由初始缺陷到形成临界裂纹的裂纹扩展寿命既是结构的总寿命。所以它不考虑无裂纹寿命，只考虑裂纹寿命。

损伤容限设计方法是：承认结构在使用前就带有初始缺陷，并通过结构设计和试验研究控制裂纹的扩展，对可检结构给出检查周期，对不可检结构提出严格的剩余强度要求和裂纹增长限制，以保证结构在给定的使用寿命内，不致因未发现的初始缺陷扩展失控而造成飞机灾难性事故。

损伤容限设计方法是对传统设计方法的补充和发展。

26、耐久性设计的基本要求是：（图1.1-36）

(1)飞机结构经济寿命必须超过一个设计使用寿命；

(2)在低于一个设计使用寿命期内不允许出现功能性损伤（如刚度降低、操纵性下降、座舱减压和油箱漏油）；

(3)飞机经济寿命必须通过分析和试验验证。

27、进行钛合金结构蒙皮铆接应选用蒙乃尔合金铆钉。

2117铝合金铆钉也称为外场铆钉（铆接前无须再进行热处理）。

28、铆钉是以承受剪切为主来传递载荷的紧固件，孔中填充量达不到要求会减小钉杆和钉孔之间的挤压面积，大大减小铆钉承受剪切时的挤压强度。

29、现代民用飞机上大多数铆钉连接都采用干涉配合（既一种过盈配合）。

干涉量适当的干涉配合可以提高疲劳强度；干涉配合铆接的密封效果最好。

铆钉采用湿安装可以达到密封的目的，也可以防腐。

30、螺栓与结构的连接采用间隙配合的形式。如果间隙中有腐蚀介质，会产生应力腐蚀。

31、采用预载指示垫圈时，用工具拨动外环，外环不再转动，说明螺帽已拧紧到要求的程度，螺栓定力结束。

通常在螺栓上的预载为螺栓屈服强度的72％。