3_飞机的静强度设计解析
民用飞机短舱系统静强度设计
民用设计研 究院 冒 颖
１ ． 短 舱 系统 强 度 设 计 概 述
刘长玮
发动机 陀螺载荷指根据 Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ． ３ ７ １ 计算的扭矩 载荷。根据陀 螺 载荷 的计 算公式可 以确定力矩 的方向 ， 目前我们 常见 的民用飞机 的发 动机 的旋 转方向都为逆 时针 方向（ 从机头 向机尾 方向看） ， 左右两侧 发 动机旋转方 向一致 ， 产生的旋转角速度方向向前 ， 飞机俯仰时产生的角 速度 方向沿机翼 的展 向 ， 按 右手法则确定产生 的陀螺力矩的方 向为垂 直 方向 ， 而偏航时产 生的陀螺力矩方 向为沿 飞机展向 。产生 的陀螺 力 ２ ． 短 舱 系统 结 构 简 介 矩 应按结构 的连接特 点用可靠 或保守 的方法传递 到发动机 的支撑 结 短舱系统 ， 包 括进气道 、 风扇 罩 ， 反推力 系统 和排气系统 。发 动机 构 ， 并与规定的全机载荷叠加进行结构的校核。 短舱主要构成 如图 １ 。飞机发动机短舱 主要 为发动机及其 附件 提供保 ３ ． ５ 侧向载荷 护， 同时保 证发动机 的气动外形 。短舱罩体多采用复合材料 。 根据 ２ ５ ． ３ ６ ３ 条款要求 ， 短舱必须 按横 向限制载荷系数（ 作 为作用 于 发 动机支 架上的侧向载荷） 进行设计 ， 此系数至少等 于由偏航情况得 到 的最大载荷系数 ， 但不小于 １ ． ３ ３ 。 ３ ． ６ Ｆ Ｂ Ｏ载荷 （ Ｆ ａ ｎ Ｂ ｌ ａ ｄ ｅ Ｏ ｕ ｔ ｌ ｏ ａ ｄ ） Ｆ Ｂ Ｏ载荷是 指发动机风扇 叶片因鸟撞 、 冰雹 或者是疲劳等原 因发 生 断裂而脱落所引起 的载荷 。该载荷 由发动机公司通过动响应分析得 到， 计算所用 的有 限元模型 由发动机公司 、 短舱公司和飞机制造商联合 建立 。 发 动机载荷最严重 的故 障状态 就是专用条件 中规 定的 Ｆ Ｂ Ｏ状态 ， 叶片的飞 出数量要计 算 ０ ． ５ 、 １ 个或 １ ． ５ 个 ， 根据 发动机制造商提供 的惯 进 量， 按 时间历程 进行全机 的动载荷计算得到发动机 、 吊挂及支撑结构的 极 限载荷 ， 这个 过程一般持续几秒钟 ， 前部分时间 内是发动机强烈振动 的不稳定 状态 ， 产生很 大的载荷 ， 之后经过一段时间发动机到达风车状 图１ 发动机短舱 主要构成示意 图 态， 产生 风车载荷 。 ３ ． 短舱系统 静强度设计载荷 Ｆ Ｂ Ｏ 荷 为设 计使用 的极 限载荷 ， 这个载荷 在加载时根据 条款规定 ３ ． １ 短舱惯性载荷 对不同的部位采用不同 的安全系数 ， 短舱可 以采用安全系数 １ ． ０ 。 短舱惯性载荷来 自于飞机设计载荷输入 ， 主要有飞机动载荷 、 飞行 ３ ． ７ Ｆ Ｂ Ｏ后的风车载荷 （ ｗ ｉ ｎ ｄ ｍｉ ｌ ｌ ｉ ｎ ｇ ｌ ｏ ａ ｄ ） 载荷和地面载荷 ， 是指按照 Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ 部计 算的载荷 ， 包括 ： 在Ｆ Ｂ Ｏ 发生后 ， 进行发动机持续不平衡 载荷计算 ， 分析 中考虑从最 １ ） 动态突风载荷（ 包括 ： 离散垂直突风 、 离散 侧向突风 、 连续垂直突 大到最小的风车速度 ， 所有 非线性 因素 （ 例如转 子和定子的摩擦 ） ， 并在 风、 连 续 侧 向突 风 ） ； 时域 内进行分析 。以上的不平衡振 动载荷叠加上飞机载荷 ， 即为风车 ２ ） 动态着陆载荷 ； 载荷。风车载荷计算模型 同Ｆ Ｂ Ｏ载荷计算模型 。 ３ ） 动态滑行载荷 ； ４ ． 短舱 系统静强度分析 ４ ） 飞行载荷 ； 短舱静 强度 的主要分析 内容有静力 分析 ， 屈 曲分析 ， 局部失 稳分 析， 紧固件分 析 ， 螺栓组 分析 ， 挤 压分析 ， 复合材料层 压板 的失效分析 ５ ） 地 面载荷 。 等。 ３ ． ２ 应急着陆载荷 根据Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ． ５ ６ １ 条款要求 ， 轻度撞损应 急着陆过程 中 ， 在动力装 短舱静强度 分析时应注意短舱工 作温度的影 响， 需要 考虑一定 的 置相对于周 围结构 产生 以下的极 限惯 性载荷系数时 ， 其 应能被安装 系 温度修 正系数来修正分析结果 。另外在强度校核 时 ， 还应考虑接头 系 统固定 ： 数， 铸件系数以及支 承系数等特殊系数。 １ ） 向上 ： ３ ． Ｏ ； ５ ． 短舱 系统相关静强度试验 ２ １ 向前 ： ９ ． ０ ； 静强度试验验证条 款Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ． ３ ０ ５ 、 ２ ５ ． ３ ０ ７ ， 试验载荷为所有静强 度 ３ ） 俱 ０ 向： ３ ． ０ ； 包线载荷 。试验一般在 室温 下进行 ， 需要考虑一定 的温度修正系数来 ４ ） 向下 ： ６ ． ０ ； 修 正试 验载荷 。对于采用 复合材料部件试验 ， 需 注意实验前试验件 的 浸透 ， 并保 证试验过程 中的温度。整个试验过程 中试 验件温度应被记 ５ １ 向后 ： １ ． ５ 。 ３ ． ３ 发 动机扭矩载荷 录下来 。如果短舱系统采用新设计 、 新材料 ， 可能需要在详细设计 阶段 发动机 限制扭 矩载荷是根 据 Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ． ３ ６ １ 计算 的扭 矩载荷 。根 据 增加适量 的研发试验。 条款计算得 到力矩后还需 和飞机 平飞时 的气动 载荷 和惯性载荷叠加 ， 参考 文献 进行短舱系统的强度分析。发动机停车时的扭矩值应作为限制载荷使 ［ １ ］ 《 飞机设计手册》 总编委编． 飞机设计 手册 第 ９ 册“ 载荷 、 强度和 用， 只有极少发生的非常突然的突然停车才会 产生很大的扭 矩 ， 可以作 刚度” ． 北京： 航 空工 业 出版 社 ， ２ ０ ０ ２ ． 为发动机的极 限载荷对待 。 ３ ． ４ 陀螺载荷 飞机发动机短舱 是为发动机及其 附件提供保护 的 ， 同时在飞行 中 保证发动机周身气动外形的平滑。短舱主要由进 气道 、 风扇罩 、 反 推力 罩 以及 排气 系统 组成 。民用飞机 短舱强度设 计需满 足静强 度设计要 求、 疲劳和损伤容 限要求 ， 需 满足中国民用航空规章第 ２ ５ 部一 运输类 飞 机适航标准（ 以下简称 Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ） 相关条款 的要求。 （ 上接第 ４ ０ ５ 页） 状态板上 应设置 有系统 污水 箱液位 指示 以及 系统 工作状态指示 。 当污水箱液位达到 ７ ５ ％时 ， 状态板上需给出警示 ， 提醒机组人员污 水箱将满 ； 当污水箱液位 达到 １ ０ ０ ％时 ， 状态板上需给 出警告 ， 提醒机组 无 法工作 ， 盥 洗室 内马桶无法正常使用 ， 马桶 内污水无法排放入污水箱 中； 地面勤务工作 完成之后 ， 闭合勤务 口盖 ， 勤务 口盖开关闭合 ， 真空发 生器可以工作 ， 盥洗 室内马桶可 以正常使用 ， 马桶 内污水可 以排放人污 水箱中。 污水 箱排 放球 阀 ： 排放球 阀为手动操作设备 ， 勤务 １ ： ３ 盖闭合之后应 人员污水箱 已满 ， 污水系统无法使用 。 状态板 上一般设置有 系统工作状态 指示 ， 即 当系统无法 正常工作 使得排放球 阀开启手柄完全复位 。排放球 阀应设置加热 垫 ， 防止空 中 从而影响地面勤务工作 的进行 。 时， 状态板应给 出警告 信息 ， 提醒机组 人员污水系统故 障 ， 无法正常使 排放球阀发生冻结 ， 污水箱冲洗接头 ： 冲洗接头为手动操作设备 ， 勤务 口盖 闭合之后应 用， 需进行排故 。 使得 冲洗 接头开启手柄完全 复位 ， 如有必要需设 置限位支架 以防止勤 ３ ． ６系统控制器 防 系统控制器一般可 安装于货舱 中 ， 控制器控制整个 污水 系统 的工 务 口盖 闭合之后冲洗接头无法完 全关闭 。冲洗接 头应设 置加热垫 ， 作。控制器一般应 设置系统 自检开关以及重要 部件失效 指示灯 ， 如： 系 止地面勤务过程 中 残 留水发生冻结 ， 影响地面勤务工作 。 ４ ． 总 结 统失效 、 污水箱满 、 传感器故障等 。 随着 民用 飞机污水处理 系统技术的不 断发展 ， 真空式马桶 污水处 ３ ． ７勤务 板 组 件 目前大部分 现役 机型上均采用 真空 式马桶 勤务板一般布置于机身后段下半部 ， 勤务板材料一般 为铝合 金 ， 强 理系统的应用越来越 广泛 ， 对座舱无污染 、 度应满足 飞机气密载荷要求 ， 勤务板上 的设备 与勤务板之 间安装 时需 污水处理 系统 。真空式 马桶污水处理系统冲洗能力强 、 总重量较轻 ， 同时 系统布置方便 ， 可靠性 、 安全性 、 维修性好 ； 要密封 。勤务板上一般安 装有勤务 口盖开关 ， 污水箱排放球 阀以及污 技术先进 、 其缺点是 能耗较高 ， 技术 比较复杂 ， 而且成本较高 。 水箱 冲洗接头等设 备。 本文结合工作实际 ， 对 真空式 马桶污水处理 系统 的工作原理 、 组成 勤务 口盖开关 ： 用 于控 制地面勤务过 程中真空发生器 的工作 。当 希望能够为民机设 计人员提供参考及帮助 。 进行 地面勤务的时候 ， 打开勤务 口盖 ， 勤务 口盖开关 断开 ， 真空发生器 等进行 介绍与分��
民用飞机货舱系留系统静强度设计
ｙ ｍ） ｓ ｍ（ ） （ ＝ ｕ ａ；
ｅ ｎｄ
图４货舱 系留系统试验 台架
ｚ ａ ｓ ｔ ）； ＝ ｂ（ （ ） ｆ ｙ ｓ ｂ ｌｔ ， ， ） ｕ ｐｏ （ ２ １ ２ ｐｏ （ ， ） ｌｔ Ｘ ； ｎ ｓ ｂ ｌｔ ， ， ） ｕ ｐｏ （ ２ ２ ２ ｐｏ（ ｂ ； ｌｔ ， ） ｆ ｓ ｂ ｌｔ ，，） ｕ ｐｏ（ ２３ ２
ｐ ｏ （ ｙ） ｌｔｎ， ；
２
图５试验载荷加载形式
网 ，系 留接 头 能够 承 受表 １ １¨ 中 Ｏ ％的极 限 载 ｏ 荷 ，且拦 阻 网本 身以 及 系留接 头 没有破 坏 。 表 明货舱 系 留系统 满 足静 强度 要求 。 将 试 验 中测得 的拦 阻网与 机 身各连 接 点 的界 面载 荷 与理论 计算 得 出的 界面 载 荷进 行
ｈ＝ｃ ｅ． ｎ Ｎｕｍ ｛ ｆ ｒ ｍ ＝ １： ： ２ ｏ １ ５１ ｆ ｒ ｋ＝１： ４ ｏ １： ９
上 接 第８ 页 ７
通过 试 验可 知 ，货舱 系 留系 统 中拦 阻
ｉｍ＞＝ ） ｆ （ ｋ ａｋ＝ （）ｘｍ＋１ ｋ ； （） ｈｋ半 （ 一）
ｅ ｎｄ
ｅ ｎｄ
计 数 器 的 另一 路 送 给 由Ｑ１ ２ 、Ｑ 、０３ Ｑ 、 ４ 及 Ｕ４ Ａ运 算 放 大 器 及 其 相 关 电阻 等 组 成 的 权 电阻 Ｄ Ａ转换 电路 ，Ｑ１ ２ ／ 、０ 、Ｑ３ ４ 、Ｑ 是 二 进 制 数 各 数 码 位 的开 关 。 当 对 应 位 的 值 是 “ ”是开 关 闭合 ；当对应 位 的值是 … ｌ ０’ 时 ，开 关断 开 。调节 对 应集 电极 的 电阻 阻值 就 能使 通过 的 电流 与该数 码 位 的权值 成 比例 （ 权值 为 ｌ 、４ ）。 、２ 、８ ３ ５求 和运 放与 反相 输 出 电路 ． 求 和运 算 放大 器 的作 用 是将 流 向Ａ点 的 各权 电 阻求 和后再 转 换成 模拟 电压 。电路 由 Ｌ ３ ８ 成 求 和 运 放 和 反 相输 出 电 路 。 四 Ｍ ５组 位 产 生 的 电 流 由运 算 放 大 器 Ｕ４ Ａ的 反 相 输 入端 进行 求和 运算 ，经过 Ｕ４ 反相 器后 ，输 Ｂ 出一 个与 计数 结果 大 小成 正 比的模 拟 电压 ， Ｐｌ ｎ¨ ４∈ｑ 岩 五｛ 从 而 实现 了Ｄ Ａ 换 。 ／ 转
波音飞机结构修理方案及其静强度要求
波音飞机结构修理方案及其静强度要求作者：罗侃来源：《科学与财富》2010年第10期[摘要]当飞机服役时间超过50％设计使用寿命(Dso)时，其耐久性会明显下降，恢复飞机结构完整性逐渐成为保障飞机安全的重要环节。
介绍了波音飞机结构修理中的两类方案，并详细描述了加强修理方案中的静强度要求。
[关键词]非加强修理加强结构修理静强度飞机结构修理是个广义的概念，包括非加强修理(non-ReinforcingRepair)和加強修理(Reinforcing Repair)。
该界定依据源于结构损伤参数的分析，包括损伤类型、尺寸、站位及其周围结构件的完好程度。
当损伤参数不影响飞机运行所承受的使用限制载荷时，可执行非加强修理，例如飞机外表蒙皮损伤打磨光滑，以满足气动要求。
非加强修理工作一般包括结构修理手册(SRM)中的结构标准施工、无损探伤手册(NDT)中探伤、飞机维护手册(A洲)中的维护标准施工、飞机防腐手册(CPM)中的基本施工等等。
当以上基本工作已无法使损伤恢复其结构完整性时，必须升级为加强修理，即去除损伤，制作修理接头，恢复结构静强度。
非加强修理方案的关键环节波音把非加强修理细分成4个关键环节。
以保证飞机结构能恢复必要的静强度。
它们是可允许损伤限制(Allowable Damage Limit)／飞机运行限制(Operation Limit)评估工作、维护或结构标准施工(standardPractice)、验证工作(verification)、后续工作。
可允许损伤限制表示飞机结构在一定损伤尺寸范围内，无需恢复结构缺失，即可使飞机投入运行。
它表征了飞机结构的容限能力，即飞机结构设计限制载荷和使用限制载荷间的差异。
波音的飞机运行限制主要针对飞机外表蒙皮损伤的运行限制，当损伤分析满足运行图表和相应处理措施时，方可恢复运行，并且应注意其运行限制。
验证工作是对非加强修理后的区域或结构件进行检查和校验，通常为无损探伤方法。
飞机结构强度绪论
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静、动强度设计阶段（刚度，防颤振要求）
刚度 早期对于低性能飞机的结构，人们只提出 简单的强度要求，例如在1903年，莱特兄弟对他们第 一架飞机结构的要求是能够承受5倍于驾驶员重量的载 荷。但即使在莱特兄弟时代，承载能力足够的飞机， 也曾因刚度不足而失事。就在莱特兄弟飞机试飞前几 天，美国人S.P.兰利设计和驾驶的单翼机就在试飞时 因机翼扭转刚度（发散）不足引起过度变形而失事。 从此对结构刚度给予了足够的重视。
vmax ≤ vd
颤振是由于弹性力、惯性力 和空气动力交互作用所引起 的不稳定的自激运动，是动 气动弹性响应问题。
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静强度、动强度、疲劳安全寿命设计阶段
疲劳 飞行器不断向大型、高速、长寿命、全天候使 用等方向发展，使结构所受的载荷增大而作用次数增多； 另一方面，为了提高结构效率，采用了高强度材料和高 的应力水平，这就使疲劳问题变得突出。1954年英国 “彗星”号喷气旅客机连续发生气密座舱爆裂，轰动了 世界，经过对残骸断口的仔细检查，发现爆裂是由疲劳 裂纹扩展引起的。事后世界各航空发达国家都开始重视 疲劳分析和试验，促进了疲劳研究的发展。
2、发展趋势
国际民航研究报告
国际民航研究报告
国际民航研究报告
国际民航研究报告
国际民航研究报告
2、发展趋势 • • • • • 经济性问题 可靠性设计问题 全尺寸结构实验问题 日历寿命问题 全机使用寿命的确定方法
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经济性问题
如何在结构设计中考虑经济性问题，是当前结
构设计中需要解决的问题之一。经济寿命大于或等于设 计使用寿命。经济寿命等于全尺寸结构耐久性试验或分 析寿命除以分散系数。 目前，建立经济寿命准则有两种形式。 （1）裂纹超越数概率准则 （2）修理/更换费用比准则 耐久性设计方法很多，但目前没有成 熟、较经济的耐久性设计方法，有待进一 步研究。
飞机结构强度设计
飞机结构强度设计1.引言1.1 概述飞机结构强度设计是飞机设计中至关重要的一环。
飞机作为一种高速载具，必须能够承受各种外界力和压力的作用，同时确保乘客和机组人员的安全。
为了满足这一要求，飞机的结构必须经过精心设计和计算。
飞机结构强度设计的概念涵盖了多个方面。
首先，它要考虑到飞机在各个飞行阶段所受到的各种载荷，包括静载荷、动载荷、气动载荷、重力载荷等。
这些载荷会对飞机的各个部件和结构产生不同的作用，这就要求飞机结构必须能够在各种载荷下保持稳固和完整。
其次，飞机结构强度设计还要考虑到各个部件和结构之间的相互作用。
飞机的结构是由多个部件和连接件组成的复杂体系，各个部件和连接件的强度必须能够保证整个飞机的强度。
因此，在设计飞机结构时，需要考虑到各个部件的强度、刚度、疲劳寿命等因素，以确保整个飞机的结构能够达到设计要求。
最后，飞机结构强度设计还要考虑到材料的选择和使用。
不同的材料具有不同的强度和特性，因此在飞机结构设计中需要选取合适的材料，并对其进行适当的加工和处理，以达到结构强度设计的要求。
综上所述，飞机结构强度设计是一项复杂而重要的任务，它涉及到载荷分析、结构设计、材料选择等多个方面。
只有通过科学的设计和计算，才能保证飞机在各种极端条件下的安全运行。
在接下来的文章中，我们将进一步探讨飞机结构设计的原则和强度计算的方法，以期能够更好地理解和应用飞机结构强度设计的理论与实践。
文章结构部分的内容如下：1.2 文章结构本文主要包括以下几个部分组成。
首先，引言部分介绍了整篇文章的背景和概述。
文章探讨了飞机结构强度设计的重要性，并介绍了本文的目的和结构。
接下来，正文部分主要分为两个部分：飞机结构设计原则和飞机结构强度计算方法。
在飞机结构设计原则部分，我们将详细探讨飞机结构设计的一般原则和准则。
这些原则包括材料的选择、结构的布局、载荷考虑以及强度和刚度的要求等。
我们还将介绍飞机结构设计中需要考虑的其他重要因素，例如疲劳寿命和可靠性。
基于静强度准则的飞机零部件设计概述
基于静强度准则的飞机零部件设计概述前言飞机结构设计是一项全面复杂的工程，需要全面考虑静强度、疲劳强度、破损-安全要求、损伤容限和经济成本影响等情况，通过选择结构布局形式和材料获得一个最终的设计优化方案。
满足静强度是飞机结构设计最基本的要求，在此主要从静强度（其设计准则为在使用载荷下，结构应力应不大于材料的许用屈服应力或局部失稳临界应力；在设计载荷下，结构应力应不大于材料的许用破坏应力或总体失稳临界应力）方面探讨飞机结构的零部件设计。
1 安全系数的选取零部件设计时，首先需要了解结构的受载形式和载荷大小。
除了为其他的目的而被指定为极限载荷的那些载荷之外，所有由载荷部门提供的载荷都是限制载荷（又称使用载荷）（它们是飞机机构上的最大载荷，非极限载荷）。
极限载荷（又称设计载荷）是限制载荷乘以1.5倍的安全系数（《军用飞机强度和刚度规范》规定安全系数f通常取1.5，对于要求增大安全性和刚度或有其他特殊要求时，安全系数可适当放大），是用于应力分析的载荷。
1.5倍的安全系数是为了考虑以下部分或全部因素的影响。
（1）载荷的不确定性；（2）结构分析中的误差；（3）材料强度的变化；（4）服役期内性能的退化；（5）相同构件的制造偏差。
由此可见，安全系数标志着现时的设计水平，包括材料水平、工艺水平以及设计和分析的技术水平。
一个优秀的飞机零部件设计，很重要的一个因素就是其结构重量最轻，这就要求取尽可能小的安全系数，但保证飞机的安全又至关重要，这就必须有足够大的安全系数。
这一对矛盾最终统一在相关的规范中。
另外，对有特殊要求或在特殊化境下工作的结构部位（如重要受力接头等），应乘以附加安全系数。
2 结构等效简化分析通常，飞机结构大都是静不定结构，如典型的机翼盒形梁、蒙皮-桁条壁板、开口等结构，需要使用计算机对其进行分析。
如果要设计有等尺寸等间距长桁的简单结构，采用一些分析方法可以大大简化结构初步尺寸设计问题的求解。
在初步尺寸设计过程中，分析方法或所要分析的结构两者中简化其中任何一个，就会提高设计的成本效益。
飞行器设计中的结构强度与疲劳分析
飞行器设计中的结构强度与疲劳分析在现代航空航天领域，飞行器的设计是一项极其复杂且关键的任务。
其中，结构强度与疲劳分析是确保飞行器安全可靠运行的重要环节。
当我们仰望蓝天，看见飞机翱翔而过，或是目睹火箭冲入太空，可能很难想象在这背后，工程师们为了保证飞行器结构的稳固和耐久性付出了多少努力。
首先，让我们来理解一下什么是飞行器的结构强度。
简单来说，结构强度就是飞行器结构抵抗外力破坏的能力。
在飞行过程中，飞行器会承受各种各样的载荷，比如空气动力载荷、发动机推力、重力等等。
这些载荷会对飞行器的结构产生压力、拉力、弯曲、扭转等作用。
如果飞行器的结构强度不足，就可能发生结构的变形、断裂甚至解体，从而导致灾难性的后果。
为了确保飞行器具有足够的结构强度，工程师们需要进行精确的力学分析。
他们会运用各种理论和方法，比如材料力学、结构力学等，来计算飞行器在不同工况下所承受的应力和应变。
同时，还会借助先进的计算机模拟技术，构建飞行器的虚拟模型，对其在各种复杂环境下的力学性能进行仿真分析。
在材料的选择上，也需要格外谨慎。
高强度、轻质的材料通常是首选，比如铝合金、钛合金、碳纤维复合材料等。
这些材料不仅要具有出色的力学性能，能够承受巨大的载荷，还要具备良好的耐腐蚀性和抗疲劳性能，以适应飞行器在不同环境下的长期使用。
然而，仅仅保证飞行器在初始阶段具有足够的结构强度是远远不够的，还需要考虑疲劳问题。
疲劳是指材料或结构在反复加载和卸载的作用下，逐渐产生裂纹并扩展，最终导致失效的现象。
对于飞行器来说，由于其在服役期间会经历无数次的起降循环、飞行姿态的变化以及气流的冲击，因此疲劳问题尤为突出。
疲劳分析是一个复杂而又具有挑战性的工作。
工程师们需要了解材料的疲劳特性，包括疲劳极限、疲劳寿命曲线等。
通过对飞行器在实际使用中的载荷谱进行采集和分析，结合材料的疲劳性能数据，预测结构可能出现疲劳裂纹的位置和时间。
为了提高飞行器的抗疲劳性能，设计上会采取一系列的措施。
3_飞机的静强度设计
松弛示意图
Wire
一细金属线预先有应 变后保持不变 ， 应力随时 间增加而降低的现象。 间增加而降低的现象。
Stress
σ0
Time
t0
δ 与 ψ 表征材料破坏后的塑性变形程度。 与试件的原始尺寸L/d有关 有关； 试件的原始尺寸无关。 δ 与试件的原始尺寸 有关； ψ 与试件的原始尺寸无关。
在工程中按δ 区分 塑性材料和脆性材料
塑性材料 脆性材料
δ
>5%
δ <5%
(4) “名义屈服应力”σ0.2 名义屈服应力”
有些塑性材料( 有些塑性材料(如:铝合金)没有明显的屈服平台。 铝合金)没有明显的屈服平台。 由于无法确定其屈服点,只能采用人为规定的方法。 由于无法确定其屈服点,只能采用人为规定的方法。 按照国家标准规定， 按照国家标准规定， 取 对 应 于 试 件 产 生 0.2% 的 塑 性 应 变 (εp=0.2%) 的 应力作为屈服点,称为 “ 条件屈服点 ” , 用 σ0.2 表示名义屈服应力。
总趋势: 总趋势: 温度升高, 下降； 温度升高,E、σS 、σb下降；
177 137 700 600 500
δ、ψ 增大
温度下降, 温度下降, σb增大
400 300 200
δ、ψ 减小
δ
40 30 20
10 100 0 100 200 300 400 500
温度对低碳钢力学性能的影响
2000 1750 1500 1250 1000 750 500 250 0 -200 -100 800
d
b b L
L
L/d(b):
1--3
低 碳 钢 压 缩
压缩时由 于横截面 面积不断 增加，试 样横截面 上的应力 很难达到 材料的强 度极限， 因而不会 发生颈缩 和断裂。
飞机起落架静强度试验技术
飞机起落架静强度试验技术介绍了飞机起落架静强度试验的方案。
起落架结构静强度试验载荷工况多，载荷大，要求试验件的支持状态、载荷都尽可能地符合真实情况。
本文从试验安装、加载系统、夹具设计、设备与控制等方面进行了详细的方案论证。
实践表明，该试验方案科学合理，可有效解决起落架静强度试验中存在的问题。
标签：起落架；静强度试验；试验方案1 引言起落架是飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件，承受了来自机体和地面的较大载荷。
在飞机起落架的研制过程中，静强度试验是必不可少的，更是确定起落架能否装机的前提条件之一。
起落架结构静强度试验要求试验件的支持状态、载荷都尽可能地符合真实情况。
试验方案是静强度试验的基础，也是静强度试验进行的依据。
试验结果的精度和有效性也主要依赖于静强度试验实施方案设计的合理性，同时又要尽可能降低试验成本，提高试验安装、操作的便捷性。
因此，制定详细周密的试验方案亦是非常必要的。
2 起落架的结构及功用为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要，起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。
为了减小机轮对地面的压力，提高飞机的漂浮性，同时为避免机轮过大难于收藏，一般都设计成多轮小车的形式，如图1所示，这种形式的起落架下端通过轮架装有前后纵列2个或4个（甚至更多）机轮组成车轮架，轮架与缓冲支柱为铰接。
为了缩短着陆滑跑距离，机轮上装有刹车或自动刹车装置。
此外还包括承力支柱、减震器（常用承力支柱作为减震器外筒）、收放机构、前轮减摆器和转弯操纵机构等。
承力支柱将机轮和减震器连接在机体上，并将着陆和滑行中的撞击载荷传递给机体。
前轮减摆器用于消除高速滑行中前轮的摆振。
前轮转弯操纵机构可以增加飞机地面转弯的灵活性。
归纳起来，起落架主要有以下四个作用：a.承受飞机在地面停放、滑行、起飞、着陆、滑跑时的重力；b.承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的装机和颠簸能量；c.滑跑和滑行时的制动；d.滑跑与滑行时操纵飞机。
飞机结构静强度计算
飞机结构静强度计算
3.1飞机结构静强度与结构可靠性计算 结构静强度计算方法有多种，但结构静强度计算仍 是结构设计的基础，主要体现在下列三个阶段。 • 飞机总体设计中的结构布局和结构形式的确定
• 对结构连接部位、开口区、复合材料铺层等细节进行设计计算
• 结构静强度校核阶段
• 机翼和机身的强度估算 • 结构有限元分析
f
fS
fR
O
μS
干涉区
μR
S R，
4.3 应力强度干涉模型
应当指出应力强度干涉模型揭示了概率设计的本质。
从干涉模型可以看到，就统计数据观点而言，任何一个设
计通常存在着失效概率，即可靠度小于1，而我们设计能够 做到的仅仅是将失效概率限制在一个可以接受的限度之内， 该观点在常规设计的安全系数法中是不明确的。可靠性设 计的这一重要特征客观地反映了产品设计和运行的真实情
4P 解：安全余量为 M g ( R, P, d ) R 2 d 4 P 4 20000 2 g ( , , ) 360 105.22 N mm 则 M R P d R d2 3.14 102
g 2 4 2 8 P 2 2 2 2 X i R 2 P 3 d 462.51( N mm ) i 1 X i d d
4.2 结构安全余量方程
进行结构元件可靠性分析时，需要建立起元件设计变 量与元件能力表征量间的分析关系，这类似于确定性分析 设计中的工程破坏判据，但可靠性分析是建立在随机变量 的分析基础之上。这个概率型的联系设计变量与结构元件 固有性能表征量间的破坏判据，通常称为元件的安全余量 方程（功能函数）。
民用飞机辅助动力装置安装系统的静强度设计
民用飞机辅助动力装置安装系统的静强度设计作者：王敏来源：《科技资讯》2016年第07期摘要：该文将安装系统的理论应力值与实验应力值相比较，通过实验分析法验证这种设计是符合静强度设计要求的，并且达到相关适航条款的要求。
下文中会以某种民用机的安装系统进行举例说明，讲解了关于民用飞机辅助动力装置的安装以及静强度设计和校核。
关键词：民用飞机辅助动力装置静强度设计中图分类号：V215.24 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2016）03（a）-0048-02辅助动力装置安装系统的结构大部分是被设计成拉杆结构并且被固定在民用机上，因此，飞机的机身就承担了辅助动力装置所产生的载荷。
因此，它的强度设计只有满足了静强度设计、疲劳与损伤容限的要求，才能使其能够承担在飞机的使用期间能够负荷的最大值，并且可以保持住永久性地不变形。
辅助动力装置是当前民用飞机的主要组成系统，简称为辅助动力装置。
它是一个单独的小型涡轮动力装置，在民用机上的安装区域大多为机身后面的尾锥区。
它的作用主要是给飞机照明系统提供电力；为发动机的起动提供引气与辅助电源。
1 辅助动力装置安装系统静强度设计的适航要求民用飞机为了能够得到适航当局的适航证并可以出售，就必须要遵守相关适航条例、标准。
其中，民用飞机的辅助动力装置安装系统设计就需要符合FAR（《美国联邦适航规章》）25部[1]、CS（《欧洲适航规章》）25部[2]以及CCAR（《中国民用航空规章》）25部《运输类飞机适航标准》[3]中的相关条款中的安全系数达标、结构是否符合相关条款的标准、发动机和辅助动力装置支架的侧向载荷等条款，才能够进行出售以及合法的航行。
2 辅助动力装置安装系统静强度设计载荷辅助动力装置安装系统静强度设计所需要的载荷主要包括飞行载荷、地面载荷和动载荷（统称为飞机设计载荷）陀螺载荷、侧向载荷等等。
2.1 飞机设计载荷当前，我国民用飞机在制造以及设计方面都有飞速的发展，同时，载荷包线也随之有更多的改变和更新。
飞机复合材料舵面结构静强度分析
飞机复合材料舵面结构静强度分析【摘要】舵面是操纵飞机的一个重要部件，主要用来确保飞机的纵向、横向飞行平衡及操纵。
飞机结构设计者在设计的时候首先需要考虑结构静强度问题。
目前民用飞机多应用符合材料，因此对飞机舵面复合材料静强度进行校核是及其重要的一项工作内容。
【关键词】飞机；符合材料；舵面；结构静强度一、静强度设计原则一般情况下，静强度设计要求原则大致无异于金属结构，但在使用基体材料的过程中，复合材料的基体材料会吸收一定的水分量，造成使用过程中如遇到高温联合作用会降低复合材料的性能，通常对结构进行检验是在室温大气环境下实现，所以复合材料飞机结构强度新规范着重强调【1】：如果全尺寸复合材料机构在室温环境下进行试验，如小于或等于设计的极限载荷，结构不能出现总体破坏，而且还应保证结构内部应力需与相应部位结构许用值/最严重吸湿量联合试飞最高工作温度的环境补偿系数相等或比之小。
二、复合材料结构静强度符合性检验要求（1）验证静强度需对潜在失效模式、临界载荷工况等进行充分考虑。
（2）评估静强度需将环境暴露、重复加载等造成材料性能退化的影响因素反映出来。
（3）验证静强度包括内容：材料、工艺变化、环境、制造验收准则、质量控制不可检测或允许的缺陷、维护产品的文件允许服役损伤影响等【2】。
还需要依靠适合环境条件验证下一系列部件的载荷试验程序。
（4）复合材料结构静强度验证中最高一层试验为全尺寸复合材料结构静力试验。
若要对环境因素进行考虑，需补充相关的试验内容，变与将环境引起的破坏模式诊断出来。
当试验证明湿热环境并不会造成新的危险破坏模式时，才能在室温大气环境下对全尺寸结构静力（极限载荷状况）进行试验；若无法满足破坏模式准则，则需要采取一些措施确保条件满足或在湿热条件下进行静力试验。
（5）依据试验分析将与其可见冲击损伤（BVID）结构【3】可承受极限载荷进行说明。
三、舵面结构有限元建模1、结构模型某型飞机的方向舵为复合材料单梁式结构，舵面约高3m，宽1.2m，主要元件为肋、端肋、调整片、后樯、前梁、操纵杆、蒙皮等。
飞机结构强度分析优化研究
飞机结构强度分析优化研究一、引言近年来，航空业发展迅速，飞机研制的科技含量越来越高。
航空器的结构强度是航空工程中至关重要的一环。
强度优化能降低材料损耗，减轻机身重量，提升航空器性能。
本文将对飞机结构强度分析优化研究进行讨论。
二、飞机结构强度分析飞机结构的强度分析是指在载荷作用下机身部件是否能够承受扭曲、拉伸、剪切等各种应力，以及在正常使用过程中零件的寿命是否符合要求。
同时，结构分析还需要考虑航空器的可靠性、安全性和经济性等方面的因素。
以商用飞机为例，飞机机身的负载来源主要包括地面静态负载和空气动力负载两大类。
地面静态负载主要来自于飞机自身重量、燃油重量、乘客重量等。
空气动力负载则是飞行速度和高度变化所产生的风压力和重力加速度对机身的挤压、拉伸、弯曲等应力。
在结构强度分析中，一般采用数学模型对零部件和整机进行计算。
分析过程中需要考虑零部件的材料性质、几何形状及应力状态等因素。
通过数值计算和仿真模拟等方法，对零件和整机的安全性能进行评估和测试。
三、飞机结构强度优化飞机结构的强度优化是指通过改变零部件几何形状或材料等方式，来降低零部件重量，减少应力集中，提高飞机整体性能。
强度优化需要考虑航行速度、气流等因素对结构的影响，同时也需要考虑制造成本、工艺性、可靠性等因素。
目前，结构优化的方法主要有以下三类：1. 材料优化：通过更换材料，达到减轻重量，提高整机飞行性能的效果。
2. 零部件几何优化：通过改变零部件几何形状，达到降低零部件重量，减少应力集中的效果。
3. 材料和几何联合优化：通过改变材料性质和零部件几何结构，以期达到更佳的优化效果。
四、结论航空业的飞速发展，对飞机结构强度提出了更高的要求。
强度优化能够提高飞机性能，减少材料消耗和实现成本效益，因此成为航空工程研究重要的一部分。
在未来，随着航空工艺技术的不断更新，结构强度分析和优化方法也将更加精细和高效。
飞机结构强度设计研究
飞机结构强度设计研究飞机结构强度设计研究摘要:飞机结构是一个复杂的系统工程,如何将机械产品在使用周期内安全服役,满足设计使用要求，一定时间范围内发挥其功能,引入强度设计技术显得更为重要。
本文研究了强度设计技术在飞机结构件产品设计中的应用。
关键词：飞机结构，强度，设计0前言飞机结构强度是指在规定的力学环境下飞机结构不会发生破坏和保持安全工作的能力。
在飞机设计过程中,为了提高飞机的整体机构强度,设计人员需要针对不同的载荷环境以及不同的结构动态响应分类解决结构强度问题。
目前,飞机结构强度研究领域主要包括静强度、动强度与气动弹性不稳定性、疲劳/断裂和损伤容限等。
就我国现有情况,强度设计技术在使用深度和应用效果方面远达到应有的程度。
强度优化设计技术是一种具有可以人为控制、无破坏性、允许多次重复修改、不受外界条件限制等优点的综合性试验技术,能够较大提升产品研发效率和质量,节约科研经费,节约试验费用,同时缩短产品研制周期。
本文就飞机结构强度涉及的强度问题分别做详细探讨。
1静强度在飞机设计领域,静强度是指飞机结构在一定条件下承受最大静载荷的而不发生破坏且能安全使用的能力。
其中,最大静载荷是指飞机在允许的地面和飞行使用中能产生的最大和最严酷的叠加载荷:极限载荷是指限制载荷乘以不确定系数,以极限载荷作为设计依据,在使用过程中即使结构发生破坏,破坏风险也可降低到可接受的水平;破坏载荷是指在给定的载荷工况下,飞机结构发生总体破坏时的载荷。
1.1静强度分析静强度分析主要包括应力分析、应变分析、变形分析及静力稳定性分析,并进而对强度、刚度和稳定性要求进行校核。
一般认为载荷是以极其缓慢的速率作用到受力体上,且不考虑载荷的往复循环作用,不考虑材料的动态性能,结构没有动态响应,对结构的惯性力同样进行静载荷处。
1.2静力稳定性静力稳定性是指结构在小于临界静载荷的载荷作用下处于平衡状态,当受到微小载荷扰动时,在扰动载荷消失后仍可恢复原有的变形而不继续扩大,保持原有的稳定平衡状态。
飞机结构强度规范课件
有限元分析方法
有限元分析是一种数值分析方法，通过将飞机结构离散化 为有限个小的单元，利用数学近似方法对每个单元进行分 析，从而得到整个结构的应力、应变等力学性能。
有限元分析可以处理复杂的几何形状和边界条件，能够模 拟飞机在不同飞行状态下的结构响应，为飞机结构优化设 计提供依据。
有限元分析需要建立准确的数学模型，包括飞机结构的几 何模型、材料属性、边界条件和载荷条件等，同时还需要 进行模型的验证和校核。
飞机结构强度是飞机设计中的一项复杂任务，需要考虑各种 因素，如气动载荷、惯性载荷、疲劳载荷等，以及材料特性、 制造工艺、维修保养等方面的要求。
飞机结构强度的要求
飞机结构强度必须满足适航标准的要 求，适航标准是保证飞行安全的基本 要求，包括国际民用航空组织（ICAO） 和各国政府制定的各种标准和规定。
优化设计的方法和步骤
算法选择
选择适合的优化算法，如遗传 算法、粒子群算法等，以实现 高效、可靠的优化求解。
约束处理
考虑各种约束条件，如强度、 刚度、稳定性等，确保优化的 可行性和有效性。
建立数学模型
根据飞机结构的特点和要求， 建立数学模型，描述结构的性 能和约束条件。
参数化建模
将飞机结构参数化，以便于调 整和优化。
推广数字化技术应用
随着数字化技术的不断进步和应用，未来飞机结构强度规范的发展前景是推广数字化技术 应用，提高结构分析和设计的效率和准确性。
加强国际合作与交流
为了促进飞机结构强度规范的发展和应用，未来飞机结构强度规范的发展前景是加强国际 合作与交流，推动国际标准的制定和应用。
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飞机结构强度还必须满足使用要求， 即飞机在各种飞行条件下能够保持结 构的完整性和功能性，包括起飞、巡 航、降落、突风等不同情况下的要求。
泛谈飞机机体机构的强度设计
设计方案的评估与优化
评估标准：安全性、可靠性、经济性 评估方法：数值模拟、实验验证 优化目标：提高强度、减轻重量、降低成本 优化策略：材料选择、结构优化、制造工艺改进
设计方案的试验验证
试验目的：验证设计方案的可行性和安全性 试验方法：采用有限元分析、风洞试验等方法 试验结果：分析试验数据，评估设计方案的强度和刚度 改进措施：根据试验结果，对设计方案进行优化和改进
智能化与数字化技术的应用
利用AI技术进行强度预 测和优化设计
利用数字化技术进行虚 拟试验和仿真分析
利用大数据技术进行强 度数据的采集和分析
利用云计算技术进行强 度计算的并行化和分布
式计算
人机协同设计的发展
人工智能技术的应用：提高设计效率，降低设计成本 虚拟现实技术的应用：提高设计逼真度，增强设计体验 增材制造技术的应用：实现复杂结构的快速制造，提高设计自由度 云计算技术的应用：实现设计数据的共享和协同，提高设计协同效率
05
飞机机体机构强度设计的 未来发展
新材料的应用
复合材料：强 度高、重量轻、
耐腐蚀
纳米材料：高 强度、高韧性、
耐高温
生物材料：可 降解、可再生、
环保
智能材料：自 适应、自修复、
智能化
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先进设计方法的探索
计算机辅助设计（CAD）技术的应用 数值模拟技术的发展 复合材料结构的强度设计 优化设计方法的研究与应用
结构分析
飞机机体机构的组成和结构特点 强度设计的基本原理和方法 材料选择和性能要求 结构优化和改进措施
载荷计算与分配
载荷类型：包括气动载荷、结 构载荷、热载荷等
载荷计算方法：有限元法、边 界元法、能量法等
航空器结构静态强度与耐久度设计研究
航空器结构静态强度与耐久度设计研究一、引言航空器的结构静态强度与耐久度是设计中最基础也是最重要的两个方面，它们决定了飞机的安全性、可靠性以及使用寿命，是航空器设计的核心问题之一。
航空器的设计必须满足极其严格的规范，需遵循受力平衡、安全、轻量、结构简洁、制造成本低、易于维修等原则。
同时，随着新材料、新工艺的出现，航空器结构静态强度与耐久度设计也在不停地变革，成为飞机设计和制造领域的热点问题。
本文将对航空器结构静态强度与耐久度设计进行研究，并讨论相关技术。
二、航空器结构静态强度设计1. 结构静态强度的基本原理航空器在使用期间受到多种力的作用，如重力、气动力、机身疲劳、温度、湿度等。
结构静态强度设计是为了保证飞机在飞行中不发生失效、事故和飞机地面测试时经受得住各种应力作用。
结构静态强度设计基于材料的强度和应力的分布，以设计的方式来确保在飞机使用期间需要经受的力时，结构不会产生变形、破坏或其它损伤。
航空器结构强度设计的基本原理有以下几个：（1）受力平衡原理。
飞机强度设计的首要原则是要满足受力平衡原理。
这个原则可以被描述为，被设计的结构的总受力必须相等于零。
这个原则充分考虑弯曲、压缩等力的平衡，以确保飞机在飞行中的结构稳定。
（2）疲劳和塑性损伤原则。
在飞机使用期间，沿着主要应力方向发生的疲劳和塑性损伤对结构的影响很大，因此，这两个因素在强度设计中都要考虑到。
（3）轻量化原则。
轻量化是航空器设计的重要目标之一，是指在保证结构强度的情况下，减轻飞机的重量。
轻量化可以使飞机得到更好的经济性能和操作能力。
2. 结构静态强度的设计方法在航空器结构静态强度的设计中，应注意以下几点：（1）在确定飞机结构强度时，首先要确定飞机所需的载荷。
飞机所需的载荷包括飞行时的主要受力，地面试验时的受力以及飞机整个运营生命周期中的各种受力。
设计师必须考虑如何使用正确的载荷，确保飞机能够经受各种不同情况的应力。
（2）结构静态强度的设计要根据材料的强度和应力的分布情况进行。
某复合材料机身静强度计算
某复合材料机身静强度计算随着航空业的发展，飞机的材料也日益完善。
目前使用最多的是复合材料机身，具有较高的强度和轻质化的优势。
在设计飞机机身时，需要进行静强度计算，以保证飞机的安全性和稳定性。
下面就介绍一下复合材料机身静强度计算的一般方法。
首先，需要对材料的性质进行分析。
复合材料由多种基材和复合制备而成，所以需要对各种基材的物理和力学性质进行清晰的分析。
然后，按照设计要求选择合适的材料进行制造。
其次，需要建立受力模型。
这需要根据机身结构进行具体分析。
主要是针对飞机的机身和支架系统，建立具体的受力模型。
在建立受力模型的过程中，还需要考虑复合材料的复合结构和各种连接点的情况。
接下来，进行静强度分析。
在分析过程中需要考虑受力模型中的各种因素，如重力、支撑力、拉力、剪力、压力等。
需要充分考虑各种可能的受力情况，包括静态和动态受力等。
在静强度分析中，需要进行应力分析，即对每个受力点计算应力。
应力是指物体在受力时产生的内部力。
一般来说，应力分为正应力和剪应力两种。
正应力是指与受载方向垂直方向的应力，剪应力则是指与受载方向平行方向的应力。
了解和分析应力分布情况，能够帮助我们预测材料的失效情况，以便更好地加以控制。
之后，进行强度分析。
强度是指材料在受力下能够承受的最大应力。
在强度分析中，需要考虑复合材料的各种性质，如弹性模量、裂纹扩展速度等等。
最后，进行校核。
在校核过程中需要对上述分析结果进行验证，以确保设计的合理性和安全性。
对于非理性的部分应予以优化，并进行多次计算直到满意为止。
以上就是复合材料机身静强度计算的一般方法。
静强度计算是飞机设计过程中至关重要的环节，设计人员需要对各种材料和结构进行充分研究和认识。
只有这样才能更好地实现飞机的安全性和性能要求。
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材料试验机
材料的力学性能 在材料试验机上 进行测试。材料 试验机的式样有 很多，但大多为 机械传动或液压 传动。
P
L0
P
拉伸图：P ~ ΔL 曲线 s P /A0
σ
e ΔL / L0 应力－应变曲线： s ~ e 曲线
P
ΔL
ε
(1) 塑性材料拉伸时的力学性能
σ
强度极限σb
弹性极
限σe
屈服应力σs
2 设计准则
➢ 对飞机结构的静强度问题，实际是指飞 机结构在使用当中承受各种载荷工况下 最大使用载荷的能力。不同的载荷工况 将导致结构元件的受力状态不同，因此， 必须全面考察飞机飞行中所遇到的各种 载荷状态(工况)，而同一载荷工况下， 静强度仅考虑最大载荷值即可。
➢ 通常飞机结构静强度设计采用设计载荷 法，即取安全系数，乘上使用载荷即为 设计载荷。一般安全系数取1.5，有时 视情况还需乘上附加安全系数。
国家标准规定《金属拉伸试验方法》
对圆截面试样：
L=10d
L
L=5d
对矩形截面试样：
l0 11.3 A0
l0 5.65 A0
标准试件
国家标准不仅规定了试验方法，对试件的形 式也作了详细规定
当 l=10d 时的试件称为长试件，为推荐尺寸
当 l=5d 时的试件称为短试件，为材料尺寸不 足时使用
与 表征材料破坏后的塑性变形程度。
与试件的原始尺寸L/d有关； 与试件的原始尺寸无关。
在工程中按 区分
塑性材料和脆性材料
塑性材料 脆性材料
>5% <5%
(4) “名义屈服应力”σ0.2
有些塑性材料(如:铝合金)没有明显的屈服平台。 由于无法确定其屈服点,只能采用人为规定的方法。
➢ 在早先的结构内力分析计算上，由于缺少大型的计 算机硬件系统和分析软件，强度计算仅针对结构的 局部部件甚至分成构件，采用材料力学或结构力学 的模型简化方法，逐个进行分析计算。
➢ 由于现代计算机技术的蓬勃发展，特别是结合现代 计算技术研究发展起来的结构数值分析理论和软件 系统，为大规模结构计算提供了强有力的工具，不 仅结构元件的细节可细致模型化，而且像一个整体 机翼、机身甚至全机那样多的结构元件也可纳入到 一个大规模的结构模型中进行分析。这样，可大大 提高分析精度，特别对元件或构件间的连接关系予 以了充分考虑，使得一些关键部位的分析更加准确。
(5) 脆性材料的拉伸性能
特点： 无屈服过程 无塑性变形 无塑性指标
σb是衡量脆性材料强度的唯一指标。
4.2 材料压缩的机械性能
试件： 金属材料－短圆柱 混凝土、石料－立方体
国家标准规定《金属压缩试验方法》（GB7314—87)
d L
b b
L
➢ 静强度设计准则为结构的极限载荷(或 极限应力)大于、等于结构的设计载荷 (或设计应力)，其工作步骤为: 获取结构上作用的载荷数 据；进行细致的结构内力分析计算；做出强度判断。
➢ 作用于飞机结构上的载荷主要有气动力载荷、质量 力以及连接节点上的集中力。这些载荷主要由气动 和强度组专业技术人员提供。
（s
s
）时成立
P
E tg 弹性摸量
s e — 弹性极限 s
②屈服阶段
s s — 屈服极限
③强化阶段
s b — 强度极限
④局部变形阶段
d
sb
sS se sP
O
bc a
e
e%
合金钢20Cr 高碳钢T10A 螺纹钢16Mn
低碳钢A3 黄铜H62
(2) 塑性材料的卸载(unloading)过程
σ
C AB
比例极限σP
名义应力 (Nominal stress)
真应力(True stress)
F D
E 断裂
O
弹性阶段 屈 服 阶 段 Elastic stage Yielding stage
强化阶段 Hardening stage
ε
局部化阶段 Localization stage
①弹性阶段
s p — 比例极限 s Ee 虎克定律
冷作硬化。
e p
ee
e e pe
e
sb
e' le
ee
(3) 韧性指标:
延伸率 (Percent elongation)
L1 L 100%
L
截面收缩率(Percent reduction in area)
A A1 100%
A
L1
A1
注意：材料拉断后经过卸载得到残余应变εp 应变实质就是延伸率δ
飞机的静强度设计
王晓军 航空科学与工程学院固体力学研究所
1 前言
• 静强度属于结构的静力学设计问题，即 主要关心工程上结构元件材料本身的最 大承载能力(或称抗力、强度)。主要考 虑结构元件上局部点的工作应力是否有 大于其强度极限的危险，问题的分析相 对简单。
• 静强度设计方法及准则是飞机结构设计 中最基本的设计原则，也是最早发展成 熟的设计规范之一。它是飞机结构设计 活动中首先考虑的基本要求，即结构必 须能够承受飞机使用过程中所遇到的各 种载荷，而不破坏，也不至于产生影响 到飞机功能的永久变形。
加载
卸载
重新加载
(reloading)
加载 卸载
α
α
O
ε
残余(塑性)应变 弹性回复
卸载定律 冷作硬化
材料在卸载过程中应力与应变成线形关系。
称为：卸载定律 。
s P s' f d
在常温下把材料冷 拉到强化阶段，然后卸
b ac
载，当再次加载时，材 料的比例极限提高而塑
se sp
ss
性降低。这种现象称为
按照国家标准规定，
σ
取 对 应 于 试 件 产 生 0.2%
的 塑 性 应 变 (εp=0.2%) 的
应 力 作 为 屈 服 点 , 称 为 s 0.2
“ 条 件 屈 服 点 ” , 用 σ0.2
表示名义屈服应力。
ε
确定的方法是: σ
b
s0.2
o
ε
0.2%
在ε轴上按刻度取0.2％（即：0.002）的点, 对此点作平行于σ－ε曲线的直线段的直线(斜率亦 为E), 与σ－ε曲线相交点对应的应力即为σ0.2 .
4 材料的试验及其屈服
• 4.1 材料拉伸的力学性能
力学性能———指材料受力时在强度和变形方面 表现出来的性能。
塑性变形 变形
弹性变形
塑性变形又称永久变形或残余变形
塑性材料：断裂前产生较大塑性变形的材料,如低碳钢
脆性材料：断裂前塑性变形很小的材料，如铸铁、石料
•材料的机械性质通过试验测定，通常为常温 静载试验。试验方法应按照国家标准进行。