上册-第1章飞机结构

（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％。

32、铆钉、螺栓和焊点可以有效地阻止胶层损伤的扩展，为胶接提供了破损――安装的特性。

33、飞机表面的清洁：排泄孔、瓣状活门等要保持打开的状态，使冲洗的水和清洁剂可以畅通地排出，防止水或清洁剂存留在机体内。

对于透明塑料件应该用清水冲洗，用软布浸沾肥皂水擦拭掉污渍，再用软布擦干。

对于机轮轮胎等橡胶制品只能用肥皂水。

34、表面氧化膜的保护：阳极化处理的铝合金表面生成氧化模。

这种氧化模比较坚硬，防水并且气密，是很好的防腐保护膜。

35、涂阿洛丁的表面保护：在阿洛丁固化期间一定要保持阿洛丁薄膜的湿润，才能得到均匀的带有光泽的具有保护作用的合格氧化膜。

36、合金钢的表面保护：镀镉层均匀致密、不透水、不透气，能起到很好的保护作用。

另外，镉的电位比钢的低，生成的镀层是阳极镀层。

37、漆层的保护：（1）通过阳极化和涂阿洛丁处理生成的氧化膜和漆层有很好的粘着能力，可以在氧化膜上面直接涂底层涂料；必须用浓度为5％的铬酸溶液进行蚀洗，使其表面粗糙。

（2）铬酸锌底层涂料：涂料中的铬离子可以释放出来积聚到金属表面，使表面涂层有很好的防电化学腐蚀的作用。

38、机体区域划分的基本原则是将机体由粗到细逐渐划分。

机体区域划分编号用三位数表示。

100－机身下部、200－机身上部、300－机尾和尾翼、400－动力装置和吊舱、500－左机翼、600－右机翼、700－起落架和舱门、800－门（一下二上三尾四发，五左六右七腿八门）39、飞机的水平姿态可以用放置在机体上规定的固定座上的气泡水准仪来检查。

40、机翼安装角检查：使用制造厂提供的带有水准仪的检查板进行。

这是检查板应沿弦向靠在制造厂规定的部位的机翼外表面。

41、飞机对称性检查：（1）从前、后机身下部中心的规定点吊铅锤，作为前后机身中心的地面的参考点；（2）在左右机翼上靠近翼梢两个对称点吊铅锤，作为机翼翼梢在地面的参考点；（3）用尺分别测量前、后机身中心参考点到两机翼翼梢参考点的距离。

42、机翼的功用：主要功用是产生升力，并使飞机获得横向稳定性和操纵性，还可用于安装起落架、发动机和储存燃油等。

翼梁、纵墙和桁条为机翼的纵向构件，翼肋为机翼的横向构件。

机翼结构是由翼梁、纵墙、桁条、翼肋和蒙皮等典型构件组成。

43、腹板式翼梁由缘条和腹板铆接而成。

翼肋是组成机翼骨架横向构件，沿弦向布置。

加强翼肋除具有普通翼肋的功能外，还要承受和传递较大的集中载荷。

在飞行时，机翼蒙皮承受并传递局部气动载荷。

当蒙皮和翼梁或纵墙的腹板组合在一起形成封闭的盒式薄壁梁时，蒙皮还能够承受机翼的扭矩。

44、梁式机翼中，桁条较弱，蒙皮较薄。

剪力由翼梁腹板承受，扭矩由蒙皮与前、后梁或纵墙腹板形成的盒形结构承受。

作用在机翼剖面上的剪力和扭矩在机翼根部传给机身加强框。

45、整体式机翼又可分为单块式机翼和多腹板式机翼。

在单块式机翼中，可以用纵墙代替翼梁，它只承受剪力。

优点：蒙皮厚，局部刚度和扭转刚度较大，受力构件分散，生存力较强，适用于高速飞机。

46、机翼传力分析：47、副翼的功用是使机翼产生滚转力矩，以保证飞机具有横侧操纵性。

为了避免副翼在飞行中产生过大的弯曲变形，并提高它的生存力，通常采用两个以上的副翼接头与机翼相连。

连接的副翼接头中，至少有一个接头是沿展向固定的，其余的接头沿展向应是可移动的。

在操纵摇臂部位，扭矩最大。

48、后缘襟翼是位于机翼后缘的可活动小翼面，它通过向下偏转来提高机翼的升力，但同时也会使飞机的阻力增大。

现代民航飞机多采用开缝式和三缝式襟翼。

49、机身主要是用来装在机组人员、乘客、货物和设备等。

机身还作为整个机体的中枢部件，将机翼、尾翼、起落架和动力装置组装在一起组成完整的飞机。

现代飞机机身结构形式主要是半硬壳式。

50、由于硬壳式机身结构没有纵向加强件，因而蒙皮必须足够强，以维持机身的刚性。

51、半硬壳式机身又分桁梁式和桁条式：（1）桁梁式机身：桁梁式机身由几根较强的大梁、弱的桁条、较薄的蒙皮和隔框等组成。

桁条比纵梁轻、强度也低得多，它主要用来保持机体的形状和固定蒙皮；（2）桁条式机身得结构特点：纵向没有桁梁，桁条较密、较强；蒙皮较厚、较强；受压稳定性较好；弯矩引起的轴向力全部由桁条和蒙皮承受；剪力仍全部由蒙皮承受。

52、普通隔框的功用是形成和保持机身的外形、提高蒙皮的稳定性以及承受局部空气动力。