飞机构造基础第1章飞机结构

一样。过载可能大于1、小于1、等于1、等于零甚至是负
值，这决定于曲线飞行时升力的大小和方向。
• 飞机平飞时，升力等于飞机的重量， ny 等于1；
• 曲线飞行时，升力经常不等于1。
• 飞行员柔和推杆使飞机由平飞进入下滑的过程中，升力
比飞机重量稍小一些，ny 就小于1；
• 当飞机平飞时遇到强大的垂直向下的突风或在垂直平面 内做机动飞行时，驾驶员推杆过猛，升力就会变成负值，
着陆或滑时的情况多样,还可能发生nx,或nz.
五、飞机设计时最大载荷系数的选取
① 影响选择最大载荷系数的因素:
I. 载荷系数实际反映了飞机的机动性能,因此越大越 好,但对运输机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。
着陆时，作用在飞机上的外载荷 有哪些？
着陆时，作用在飞机上的外载荷 包括重力，升力，及地面的反 作用力。
飞机的过载
• 1.2.1 飞机重心的过载 一、过载的基本概念
在曲线飞行中，作用于飞机上的升力 经常不等于飞机的重量。为了衡量飞机 在某一飞行状态下受外载荷的严重程度， 引出过载(或称载荷因数)这一概念。
Gcos Ny
G
ny
➢ 一般情况下，x 和 z 方向的过载系数均较小，常略去不计，主
要考虑 y 方向的过载。
3. 过载系数的实际应用
用来计算实际载荷的大小。如果我们知道了飞机的过载系数， 就能很方便地求得飞机实际载荷的大小和方向，这便于设计飞 机的结构，检验其强度、刚度。
过载系数与飞机机动性等飞行状态密切相关，因此它是飞机设 计的一个重要参数。设计时如能正确选取过载系数的极限，则既能使飞
V2 ay r
离心惯性力为
Ny
may
mV2 r
俯冲拉起情况
飞机的动平衡方程为
YGcosmV2
r
用ny表示Y/G，则
ny
Y G
cos
V2 gr
图3-3 俯冲攻击后拉起时的受载情况
Y nyG
由此可见，曲线飞行 时，Y是G的ny倍。
该升力与重力之比值称为过载系数，简称过载。
当飞机在弧形航线的最低点，即 = 0 ( cos = 1 ) 时，其过载系
• 1951年6月20日，美国贝尔公司研制的世界第一架可变 后掠翼试验机X-5进行了首次飞行。试飞表明，采用可变 后掠翼可增加航程35%，起飞着陆速度可降低20%，起降 性能大为改善。20世纪60年代美国通用动力公司借鉴了可 变后掠翼试验机的技术成果，研制出世界上第一种实用可 变后掠翼战斗/攻击机F-111，于1964年12月21日首次试飞。 由于可变后掠翼兼有良好的低速和高速性能，所以许多战 斗机、轰炸机都采用了可变后掠翼。
Y K yV C u 0S •1 2H V 0 2 K yC H 2 u0V S
则飞机平飞时遇突风过载ny 为 nyY0 GY1K yCH 2u p0 V
式中
Cy—升力系数增量； —迎角增量；
Y0 —飞机原平飞升力； u —垂直突风速度；
Cy—升力线斜率；
H —飞行高度H上的空气密度；
p = G/S —翼载荷；
固定翼飞机或定翼机常简称为飞机，是指由动力 装置产生前进的推力或拉力，由机身的固定机翼 产生升力，在大气层内飞行的重于空气的航空器。 当今世界的飞机，主是固定翼飞机。
另有一种 变后掠翼飞机，即机翼后掠角在飞行中 可以改变的飞机，也属于固定翼飞机。米格-23战 斗机、图-160战略轰炸机，以及欧洲的“狂风” 和美国的F-14战斗机、B-1战略轰炸机都是变后掠 翼飞机。
K —垂直突风衰减系数。当垂直突风来得愈突然（扰动气流 影响区L愈小），V0愈大，K值就愈接近于 1。
在暴风雨中飞行时，u可达40m/s，将产生较大的过载。 除此之外，周期性突风还将引起振动而产生疲劳，同时产 生附加的振动过载。
七、考虑飞机转动时的过载
飞机在空中飞行时，通常既有平移运动，又有旋转运动。若飞
• 后掠翼使作战飞机的最大速度提高很快，但低速时气动效 率低，升力较小。事实上，人们既希望飞机有很高的速度， 又希望起降速度低，减少起降距离。解决这一问题的办法 之一是使机翼的面积和形状可变，这就是可变后掠翼。可 变后掠翼的一部分或全部可前后偏转，在向前偏转时，后 掠角减小，展弦比增大，因而升力增加；向后偏转并收起 时，后掠角增大，升力和阻力都减小。这样飞机通过改变 机翼后掠角，使机翼面积和展弦比发生变化，适应了起飞 和着陆阶段以及高速飞行阶段对升阻比的不同要求。变后 掠翼飞机在起飞和着陆时，机翼是展开的，而在高空巡航 飞机时，机翼是收拢的。
注意: i.这两种情况下的ny=1,但飞机结构的承载方式却完全不同, 匀速平飞是一种分布载荷作用,而着陆主要是以集中力形 式作用于起落架上,通过起落架作用于机身。
ii.工程上,常称平飞时 ny=1 为平飞1g (g以重力为单位)； 停机时 ny=1 为停机的1g
四、着陆时的载荷系数
② 着陆时载荷分析: 从着陆前到完全着陆瞬间,飞机y向速度从-Vy减至零, 故此时的 减速度为:
过载系数
• 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。由上面定义可以看出，载荷系数是一个矢量， 用符号n表示．它在机体坐标轴系三个主轴方向的分量如图
过载的定义
• 作用在飞机某方向的除重力之外的外载 荷与飞机重量的比值，称为该方向的飞机 重心过载，用n表示。
一、平直飞行情况
此时
Y=G,
P=X
这种情况的外载荷特点是： 作用在飞机上的升力等于 飞机的重量，即 ( Y / G = 1 )。
二、俯冲拉起情况
这是一种常用的在垂直平面内作曲线机动飞行的情况。
图3-3 俯冲攻击后拉起时的受载情况
作用在飞机上的外载荷 有：Y、P、X、G 以及质 量惯性力Ny。
设飞机的速度为V，航线 的曲率半径为r，则法向 （y向）加速度为
• 飞机在Y轴方向的过载，等于飞机升力 （Y）与飞机重量的比值，即
Y ny
G
过载系数的物理意义
➢ 过载系数表示了飞机实际的外力与飞机重力的 关系。它是用倍数的概念来表示的，是一个相对值。
Y G
ny
➢ 另一方面，过载系数又表示飞机实际的质量力的 情况。以俯冲拉起机动飞行为例，实际y向质量力 (Gcos + Ny) 是G的多少倍，这个倍数就是ny，即
过载（ nx nz ）较小，它们对飞机结构强度
的影响也较小。
什么是飞机的重心过载？什么是飞机升力方 向的过载？
作用在飞机某方向的除重力之外的外载 荷与飞机重量的比值，称为该方向的飞 机重心过载。飞机在升力方向的过载等 于飞机升力与飞机重量的比值.
三、过载的大小
•
在不同的飞行状态下，飞机重心过载的大小往往不
机在对称面内作曲线运动，平尾上会产生使飞机作机动的载荷Ytm， 使飞机产生绕z轴的角速度z 。
在距重心 xi 处 i 点的线加速度为
azxi
在 i 点 y 方向总加速度 ai 为
a i a n a a n zx i
飞机转动时的过载
如果 i 点处物体的重力为Gi ，则质量力为 Gi cos +mi ai （见图3-
固定翼飞机的历史
• 固定翼飞机是人类在20世纪所取得的最重大的 科学技术成就之一，有人将它与电视和电脑并 列为20世纪对人类影响最大的三大发明。关于 世界上最早的固定翼机到底是由谁发明各国尚 存在争议，但较为普遍的观点是由美国人莱特 兄弟发明。他们在1903年12月17日进行的飞行Байду номын сангаас作为“第一次重于空气的航空器进行的受控的 持续动力飞行”被国际航空联合会（FAI）所 认可
也就变ny为负值；
• 当飞机以无升力迎角垂直俯冲时，载荷因数就等于零。
• ny 的正、负号与升力的正、负号一致，
而升力的正、负号取决于升力与飞机Y轴 （立轴）的关系。如果升力的方向与Y轴 相同，则取正号；反之则取负号。
四、着陆时的载荷系数
① 这里的过载定义与空中飞行情况不同。 当空中匀速飞行时, ny=1 表示 Y/G=1 地面滑行或停止态时,再以升力来定义已毫无意义, 应以用地面的支撑载荷与重量之比来定义, 即 ny=1=Plg/G
五、飞机设计时最大载荷系数的选取
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。
固定翼飞机的机体组成
机身、机翼、安定面、飞行操纵面和起落架
其中安定面和飞行操纵面在这里主要指的是尾翼 尾翼是用来平衡、稳定和操纵飞机飞行姿态的部件， 通常包括垂直尾翼（垂尾）和水平尾翼（平尾）两 部分。垂直尾翼由固定的垂直安定面和安装在其后 部的方向舵组成，水平尾翼由固定的水平安定面和 安装在其后部的升降舵组成，一些型号的飞机升降 舵由全动式水平尾翼代替。方向舵用于控制飞机的 航向运动，升降舵用于控制飞机的俯仰运动。
a0(vy)vy t t
所以，减速度a指向机体坐标系 y的正向，故此时的惯性力 (作用于地面)的方向是向下的。
由动平衡分析:
P lgGNyYl
四、着陆时的载荷系数
③ 由着陆时的载荷(地面给予的外载荷)与重量之比的过载 定义,即设:
ny
Plg Polg
GNy Yl G
④ 这个过载不允许过大,一般ny=3-4 (因为与飞行时对结构 与人的作用不同)
数达到最大值
nymax
Y G
1V2 gr
三、进入俯冲情况
图3-4 进入俯冲情况
飞机在此情况下
YGcos-mV2
r
ny
Y G
c os
- V2 gr
视 V 与 r 的不同情况，ny可以为正， 也可以为负，还可以为零。