飞机结构设计(第1章 绪论)2014要点
空间飞行器总体设计
第一章—绪论1.各国独立发射首颗卫星时间。
表格 1 各国独立发射首颗卫星时间表2.航天器的分类？答：航天器按是否载人可分为无人航天器和载人航天器两大类。
其中，无人航天人按是否环绕地球运行又分为人造地球卫星和空间探测器两大类；载人航天器可以分为载人飞船、空间站和航天飞机。
3.什么是航天器设计？答：航天器设计就是要解决每一个环节的具体设计，其中主要的几个关键内容为：航天任务分析与轨道设计、航天器构形设计、服务与支持分系统的具体设计。
4.画图说明航天器系统设计的层次关系并简述各组成部分的作用。
答：图 1 航天器系统设计的层次关系图(1).有效载荷分系统：航天器上直接完成特定任务的仪器、设备和核心部分；(2).航天器结构平台：整个航天器的结构体(3).服务和支持系统：有效载荷正常工作的必要条件。
①结构分系统：提供其他系统的安装空间；满足各设备安装方位，精度要求；确保设备安全；满足刚度，强度，热防护要求，确保完整性；提供其他特定功能②电源分系统：向航天器各系统供电③测控与通信系统：对航天器进行跟踪，测轨，定位，遥控，通信；④热控系统：对内外能量管理和控制，实现航天器上废热朝外部空间的排散，满足在飞行各阶段，星船各阶段、仪器设备、舱内壁及结构所要求的温度条件；⑤姿态与轨道控制系统：姿态控制--姿态稳定，姿态机动；轨道控制--用于保持或改变航天器的运行轨道，包括轨道确定（导航）和轨道控制（制导）两方面，使航天器遵循正确的航线飞行。
、⑥推进系统：向地球静轨道转移时的近地点与远地点点火；低轨道转移时，低轨到高轨的提升与离轨再入控制；星际航行向第二宇宙速度的加速过程；在轨运行⑦数据管理系统：将航天器遥控管理等综合在微机系统中⑧环境控制与生命保障：维持密闭舱内大气环境，保证航天员生命安全5.航天器的特点及其设计的特点？答：航天器的特点有5个，(1).系统整体性；(2).系统层次性；(3).航天器经受的环境条件：运载器环境、外层空间环境、返回环境；(4).航天器的高度自动化性质；(5).航天器长寿面高可靠性。
第一章 飞机机身结构知识点
机身结构1 机身的结构类型1)构架式机身隔框立柱图1.225构架式机身2)半硬壳式机身(2)桁条式机身。
ill'亦质慕皮(1)桁梁式机身。
图1.226桁梁式机身2 机身主要构件机身主要部件包括蒙皮、桁条、桁梁和隔框。
1) 蒙皮机身蒙皮的作用与机翼蒙皮的作用一样，用来维持机身外形；同时蒙皮与支撑它的构件一起承受和传递局部气动载荷和弯矩。
2) 桁条和桁梁桁条和桁梁都是机身结构的纵向构件 3) 龙骨梁龙骨梁是机身的一个主要纵向部件，它由上、下两个受压的弦杆和一个带有加强筋的承剪腹板结构件组成。
龙骨梁位于中央翼下方、两主轮舱之间的机身中心线上，如图1.229所示。
3)硬壳式机身桁条式机身结构图1.227 ■罐皮隔梃-图1.228硬壳式机身阻力揑杆连播到孙梁中删严捲头/也机纵轴缄惦流也皮茧捽框一龙骨陀支傑枇一刖图1.229机身龙骨梁4)隔框机身隔框可分为普通隔框和加强隔框两种。
(1)普通隔框。
(a)(b)图1.230普通隔框(2)加强隔框。
图1.231壁板板式加强隔框5)机身上骨架元件与蒙皮的连接机身蒙皮同骨架元件的连接有两种方式：第一种：蒙皮只与桁条相连，如图1.232(a)所示；第二种，蒙皮既与框相连，又与桁条相连，如图1.232(b)所示。
(a)⑹(c)图1.232蒙皮与骨架元件的连接方式1—蒙皮；2—桁条；3—框；4—补偿片(a)(b)图1.233框与桁条的连接1—蒙皮；2—桁条；3—框；4—弯边；5—角片3 增压密封现代飞机大都在空气稀薄的高空中飞行，为了保证空勤人员和旅客在高空飞行时的正常工作条件和生理要求，以及保证仪表、设备可靠地工作，都采用了增压气密座舱。
图1.234所示为波音B737飞机的增压气密座舱区域。
STA｛站位)^TA17K1016ISTAS'fASTASTASiA227.S294.5540663727匚二|增压区墜非增压区图1.234B737飞机增压区增压气密舱内需要密封的地方有：各骨架构件与蒙皮的对接处(铆接和螺栓连接);蒙皮与壁板之间；飞机和发动机操纵系统的拉杆和钢索在座舱内增压区和非增压区交界面的进出口处；飞机液压系统、引气系统、空调系统的导管、电缆束进出口；座舱盖口和应急出口；舱口和窗口等。
第一章 飞机结构
第一章- 飞机结构摘要：飞机结构是第一章，主要讲述了飞机的机身，机翼，尾翼，起落架，和发动机这几个主要结构部分。
根据美国联邦法规全书(CFR)第14篇第一部分的定义和缩写，飞行器(Aircraft)是一种用于或者可用于飞行的设备。
飞行员执照的飞行器分类包括飞机(Airplane)，直升机，气球类(lighter-than-air)，动力升力类(powered-lift)，以及滑翔机。
还定义了飞机(Airplane)是由引擎驱动的，比空气重的固定翼飞行器，在飞行中由作用于机翼上的空气动态反作用力支持。
本章简单介绍飞机和它的主要组成部分。
主要组成部分尽管飞机可以设计用于很多不同的目的，大多数还是有相同的主要结构。
它的总体特性大部分由最初的设计目标确定。
大部分飞机结构包含机身，机翼，尾翼，起落架和发动机。
机身机身包含驾驶舱和/或客舱，其中有供乘客使用的坐位和飞机的控制装置。
另外，机身可能也提供货舱和其他主要飞机部件的挂载点。
一些飞行器使用开放的桁架结构。
桁架型机身用钢或者铝质管子构造。
通过把这些管子焊接成一系列三角形来获得强度和刚性，成为桁架结构。
图1-2就是华伦桁架。
华伦桁架结构中有纵梁，斜管子和竖直的管子单元。
为降低重量，小飞机一般使用铝合金管子，可能是用螺钉或者铆钉通过连接件铆成一个整体。
随着技术进步，飞行器设计人员开始把桁架单元弄成流线型的飞机以改进性能。
在最初使用布料织物来实现的，最终让位于轻金属比如铝。
在某些情况下，外壳可以支持所有或者一主要部分的飞行载荷。
大多数现代飞机使用称为单体横造或者半单体构造的加强型外壳结构。
单体横造设计使用加强的外壳来支持几乎全部的载荷。
这种结构非常结识，但是表面不能有凹痕或者变形。
这种特性可以很容易的通过一个铝的饮料罐来演示。
你可以对饮料罐的两头施加相当的力量管子不受什么损坏。
然而，如果罐壁上只有一点凹痕，那么这个罐子就很容易的被扭曲变形。
实际的单体造型结构主要由外壳，隔框，防水壁组成。
第一章飞机结构
单块式机翼：梁弱，多长 桁、厚蒙皮
• 由蒙皮、桁条和缘条组 成一整块构件。现代飞 机多采用单块式机翼。
桁条
蒙皮
纵向元件有翼梁、长桁、墙(腹板) 横向元件有翼肋(普通翼肋和加强翼肋) 以及包在纵、横元件组成的骨架外面的蒙皮
一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流线型的机翼外表面。 蒙皮受到垂直于其表面的局部气动载荷；
蒙皮还参与机翼的总体受力—— 它和翼梁或翼墙的腹板组合在一起， 形成封闭的盒式薄壁梁承受机翼的扭矩
飞
机
结
构航 空
工 程 学
孟 令
院兵
第0章 授课计划
授课内容 第一章 飞机结构 第二章 重量与平衡 第三章 液压系统 第四章 起落架系统 第五章 飞机飞行操纵系统 第六章 座舱环境控制系统 第七章 防水排雨系统 第八章 飞机燃油系统 第九章 飞机防火系统 第十章 飞机电子系统
课时 12 8 8 8 6 6 4 4 4 4
• 加强翼肋：除具有普通翼肋的功用 外，还作为机翼结构的局部加强件， 承受较大的集中载荷或悬挂部件。
翼肋RIB
形成并维持翼剖面之形状；并将纵向骨架与蒙皮连成一体； 把由蒙皮和桁条传来的空气动力载荷传递给翼梁。
68
蒙皮
• 承受空气动力，形成和维持机翼外形，并承受扭矩，有 些机翼蒙皮还承受弯矩。
接头
• 特点：蒙皮较厚；桁条 较多而且较强；弯曲引 起的轴向力由蒙皮、桁 条和缘条组成的整体壁 板承受。
• 优点：能较好的保持翼 形；抗弯、扭刚度较大； 受力构件分散；
飞机结构设计.
图1.1 飞机研制的一般过程
1. 概念性设计阶段
根据设计要求，全面构思，形成粗略的断 语飞机设计的基本概念，并草拟一个 或几个能满足设计要求的初步设计方案
工作内容：
初步选定飞机的形式，进行气动外形布局 初步选择飞机的基本参数 选定发动机和主要的机载设备 初步选择各主要部件的主要几何参数 粗略绘制飞机的三面草图 初步考虑飞机的总体布置方案，初步的性能估算， 检查是否符合飞机设计所要求的性能指标 方案要具有足够的先进性且实际可行 花钱和耗时不多，但非常重要
寿命――飞机结构中的主要受力构件。如： 主梁、下壁板、接头、气密舱 热强度――高温处，如：后机身、尾喷 口、 激波产生处 破损安全结构――重要部件设计成多路传力 结构，如：中翼受力盒段 缓慢裂纹扩展结构――不可检处按安全寿命 设计
1.2.3 结构的使用条件
气象条件（温度和湿度）、介质条件（海 水、水汽等）； 机场条件（主要是跑道品质）； 维修条件（周期、次数、速度、能力）。
技术要求
技术要求：Vmax，升限，航程/作战半径， 起飞着陆距离， 载重/起飞重量，机动性 指标（加速，最小盘旋，爬升），使用 寿命； 非定量要求：全天候，机场要求，维护 要求； 趋势：V ，Hmax ， 载重 ，航程 ；
苏-30
阵风
F－117
第四代战斗机(俄罗斯称之为第五代战斗 机)更着重强调同时具备隐身技术、超音 速巡航、过失速机动和推力矢量控制、近 距起落和良好的维修性等性能 。
飞机结构设计具体内容
飞机部件的结构打样设计（初步设计） 零构件设计 部件的结构图纸
飞机部件
设计师素质
设计师的第一要务是彻底熟悉飞机设计所 依据的规则; 其次，设计师应熟悉每一代飞机的型号。
飞行器结构动力学_第1章_2014版 [兼容模式]
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– 第四章：连续系统
• 杆的振动 轴的振动 • 梁的振动 薄板振动
– 第五章：结构动力学建模
• 有限元模型建立（第6章） • 结构模态分析（第7章）
第1章 概 论
第1章 概 论
现代有限元分析——结果
第1章 概 论
实验手段
地面静力实验
第1章 概 论
地面振动实验（Ground Vibration Test，GVT）
• 确保边界条件 • 激励方式
第1章 概 论
• 传感器布置 • 信号处理
F-16 GVT悬吊
第1章 概 论
风洞实验——颤振
第1章 概 论
NASA兰利
第1章 概 论
结构动力学建模（2）
• 原则 – 保持原有系统的动力学特性（或近似） – 必须和观察到的实际模型尽可能相似
• 初步设计阶段可采用一定简化，详细设计阶段 尽可能细化
• 方法 – 1.集中参数描述的离散系统 – 2.分布参数描述 – 3.两种方法的混合
• 例子： – 导弹在空中飞行；飞机在空中飞行
• 量子场理论（quantum field theory，QFT）：具有很多自由度的量子一级
的问题 第1章 概 论
背景知识（续）
牛顿
• 牛顿三定律
– 奠定了经典力学基础 • 《自然哲学的数学原理》
– 对第2、3定律给出了合理的科学和数学描述 – 阐述了动量守恒和角动量守恒原理 • 万有引力定律 – 最先给出引力的科学、准确的表达式 • 牛顿运动定律和万有引力定律 – 对经典力学进行了最完整和最准确的描述 – 适用于日常物体和天体 • 发明了微积分 – 莱布尼茨发明了现在常用的求导和积分符号
第一章 飞机结构概论【飞机结构】
3、机动飞行包线 根据空气动力学原理，在一定的飞行速度下，
各种飞机的最大使用过载ny,ser,max ，主要是 由飞机的机动飞行能力，飞行员生理上的限制，以 及 素在确大型飞 定运行 的输中 。机因：气+3流～4不稳定而可能受到的外载荷等因
－1.5～2.5
２、飞机的最大允许速压
速压：q
V2
2
飞机平飞时，可以根
据飞机在不同高度时的需 用推力和发动机的可用推 力之间的关系，确定出各 个高度上的最大平飞速度 vH,max。
飞机结构设计的主要指标之一；
飞机在y轴方向的过载ny等于飞飞机机结升构强力度Y的与主要飞取机决因重素量G 飞的机本比身值的轴，，并非空间绝对轴
飞机在x轴方向的过载nx等于发动机推力与飞机阻力
３、过载的大小
飞机的重心过载大小取决于飞行时升力的大小 和方平向飞。过载的正负号与升力的正负号一致。
Y
ny 垂直机
突风的方向向上时，升力增量为正；突风的方向向下时，升力增量为负。
二、飞机的过载 （一）飞机重心的过载 １、过载的基本概念
飞机在某一飞行状态下所受的除重力以外的外 载荷同飞机重量做比较，称为过载（载荷因数）。
２、过载的定义 作用在飞机的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。
（二）飞机各部位的局部过载
飞机的局部过载沿飞机长度是按直线规律变化
的
εz
当飞机绕重心有一个抬头的角加速度 时，
第二讲飞机结构设计思想和方法
第二讲飞机结构设计思想和方法飞机结构设计是指在航空工程领域中，按照一定的设计思想和方法，设计出满足飞机设计要求的结构。
飞机结构设计的过程包括结构布局设计、载荷分析、结构材料选用、结构参数设计、结构优化等阶段。
本文将介绍飞机结构设计的基本思想和常用方法。
飞机结构设计的基本思想是在满足强度、刚度、稳定性等安全性要求的基础上，尽可能减少结构重量，提高飞机的性能和经济性。
为了实现这一目标，飞机结构设计需要综合考虑以下几个方面的因素：1.载荷特性：对于不同类型的飞机，其载荷特性会有所不同，例如商用飞机主要受到飞行载荷和地面载荷的作用，军用飞机还会承受额外的战斗载荷。
在设计中需要根据实际情况合理选择载荷、确定载荷分布和载荷时程。
2.结构材料：飞机结构设计需要选择合适的材料来满足强度、刚度和轻量化的要求。
常用的材料包括金属材料（如铝合金、钛合金）、复合材料（如复合纤维增强塑料、复合层板）等。
选择合理的材料能够提高结构的强度，降低结构重量。
3.结构参数设计：飞机结构设计需要确定结构的几何形状和尺寸。
对于主要受力构件，需要合理选择断面形状和尺寸来满足设计要求；对于非受力构件，需要考虑其功能和集成性，设计合理的连接方式和安装方式。
4.结构优化：飞机结构设计中常采用结构优化方法，通过数值模拟和分析的手段，优化设计参数以达到最优的结构性能。
常用的结构优化方法有拓扑优化、尺寸优化、材料优化等。
结构优化可以提高结构的强度、刚度和轻量化水平。
常用的飞机结构设计方法包括经验设计法、传统设计法和计算机辅助设计法。
1.经验设计法：通过以往的经验和实际应用中的成功案例，总结出一些经验法则和设计准则，作为设计的基础。
这种方法具有简单、快捷的特点，但在设计创新性和设计效果上有一定局限性。
2.传统设计法：传统设计法采用一些经典的设计方法和理论，在满足结构强度、刚度和稳定性要求的前提下，通过手工计算和分析，给出结构的几何形状和尺寸。
这种方法需要设计师具备较强的数学和力学知识，设计过程相对繁琐，但能够提供较为可靠的设计结果。
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。
飞机载荷和机体结构
1.平飞 飞机对称等速水平直线飞行
∑Fx=0 ∑Fy=0 P=X Y=G
Z＝0 ∑M=0
§1-1 飞机飞行载荷与过载
航空器系统与动力装置
1.1.1 几种典型飞行状态载荷
2.垂直平面内曲线飞行
G v2 man = = Y − G cos θ g R
Gv Y = G cos θ + g R
2
§1-1 飞机飞行载荷与过载
Cy－升力系数 Cx－阻力系数
阻力 侧向力
1 2 X = Cx × ρ v × S 2 1 2 Z = Cz × ρ v × S 2
Cz－侧力系数
航空器系统与动力装置
§1-1 飞机飞行载荷与过载
1.1 飞机载荷与载荷系数 升力系数曲线
§1-1 飞机飞行载荷与过载
航空器系统与动力装置
1.1.1 几种典型飞行状态载荷
§1-1 飞机飞行载荷与过载 航空器系统与动力装置
1.1.3 载荷、变形、应力、强度和刚度
4.强度和刚度
强度（structure strength）：结构抵抗破坏的能力。 刚度（structure rigidity）：结构抵抗变形的能力。 结构强度和结构刚度是衡量飞机结构承载能力大 小的基本标志。
1.1.2 飞机载荷系数
3.限制载荷系数、极限载荷系数 极限载荷系数n极限:
设计、审定飞机时规定的最大载荷系数，又称设 计载荷系数n设计。
限制载荷系数n限制:
正常飞行中允许使用的最大载荷系数。又称使用 载荷系数n使用
使用限制：n ≤ n使用 < n设计
§1-1 飞机飞行载荷与过载
航空器系统与动力装置
§1-1 飞机飞行载荷与过载
航空器系统与动力装置
【课件】飞机结构与强度_第1章
重点
基本概念；
基本原则和基本假设
第1章 绪 论
❖ 1.1飞机结构设计思想的演变 ❖ 1.2飞机结构与强度的任务 ❖ 1.3飞机结构力学的研究对象 ❖ 1.4飞机结构力学的基本原则和基本假设
1.1飞机结构设计思想的演变
❖ 飞机结构是体现飞机总体布局、气动外形的技术 载体，是飞机各系统实现预定功能的物理平台， 是制约飞机使用可靠❖飞机结构力学
▪ 飞机结构力学研究飞机受力结构的组成规律及其 在载荷作用下所表现的力学性能——强度、刚度 和稳定性。
❖飞机结构力学有着不同于一般结构力学的两个 显著特点：
▪ 飞机结构力学所采用的计算原理和计算方法应该 是有效的、先进的。
▪ 薄壁结构的组成分析、内力变形计算及稳定性计 算是飞机结构力学的重要内容之一。
❖ 连续性假设
▪ 认为变形固体在其整个体积内都毫无空隙地充满了物 质。
❖ 均匀性假设
▪ 认为在变形固体的体积内，各点处的力学性质完全相 同。
❖ 各向同性假设
▪ 认为构件在各个方向上的力学性质完全相同。
飞机结构力学基本假设
（1）小变形假设
结构在外载荷作用下的变形与几何尺寸 相比很小。建立力的平衡方程时，可以 不考虑变形对结构几何关系的影响根据 变形前的几何形状建立平衡方程。
❖ 结构
▪ 由结构元件或构件（如杆、梁、板等）通过某些连接 方式（如螺接、铆接、焊接、胶接等）组合起来的可 以承受载荷和传递载荷的受力系统。
▪ 基本要求：
• 能承受任意形式的外力； • 各元件之间不会发生相对的机械运动。
1.2.1 飞机结构力学
❖结构力学： 研究工程结构在外界因素作用下的力学行为及 其组成规律。
基本关系
（1）平衡关系
民航概论第一章 绪论
国际民航组织各成员国代表和该组织的官员在每个成员国领域内，享有为达到该组织的宗旨和 履行职务所必需的特权和豁免。
第四，参与国际航空法的制订。
在国际民航组织的主持下，制订了很多涉及民航各方面活动的国际公约，从《芝加哥公约》及 其附件的各项修正到制止非法干扰民用航空安全的非法行为，以及国际航空私法方面的一系列 国际文件。
民航概论
第一章 绪论
第一节 民用航空的定义与分类 第二节 民用航空的管理机构 第三节 民航运输业的发展历史
第一章 绪论
本章学习目标
了解什么是民用航空； 了解民用航空的不同类别及其应用； 熟悉民用航空运输的国际性组织管理机构及 其职能； 了解飞机是如何诞生的； 了解民航运输的发展历程；
熟悉在民航发展过程中做出巨大贡献的 几位航空先驱人物； 掌握几种常见的民航运输飞机型号特征；
从此以后，飞机的制造技术得到了迅速而大力的发展，飞机的职能与种类也不断地增多。 1915年，法国将一种L型飞机装上一挺机枪和一种叫作偏转片的装置，使它真正具有了空战能力， 世界上第一架真正意义上的战斗机正式宣告诞生；1939年9月14日美国工程师西科斯基研制成功 的VS 300直升机标志着世界上第一架实用型直升机诞生；20世纪50年代，德·哈维兰公司制造的彗 星客机成为历史上第一种喷气式民航客机。
了解中国民航运输业发展的几个阶段。
第一节 民用航空的定义与分类
一、 什么是民用航空
民用航空
搜索
民用航空，是指使用航空器从事除了国防、警察 和海关等国家航空活动以外的航空活动。民用航空活 动是航空活动的一部分，同时以“使用”航空器界定 了它和航空制造业的界限，用“非军事等性质”表明 了它和军事航空等国家航空活动不同。
飞机结构力学分析与设计的要点
飞机结构力学分析与设计的要点飞机作为现代交通运输的重要工具，其结构的安全性、可靠性和性能优化至关重要。
飞机结构力学分析与设计是确保飞机能够在各种复杂的工况下安全飞行的关键环节。
下面我们将详细探讨飞机结构力学分析与设计的一些要点。
首先，材料的选择是飞机结构设计的基础。
飞机结构所使用的材料需要具备高强度、高韧性、耐疲劳、耐腐蚀等特性。
常见的飞机结构材料包括铝合金、钛合金、复合材料等。
铝合金具有良好的加工性能和较高的比强度，但在高温环境下性能会有所下降。
钛合金则具有更高的强度和耐高温性能，但成本相对较高。
复合材料如碳纤维增强复合材料具有优异的比强度和比刚度，能够显著减轻结构重量，但在制造和维修方面存在一定的难度。
在力学分析方面，静力学分析是必不可少的。
这包括对飞机在各种载荷条件下（如自身重力、燃油重量、乘客和货物重量、飞行中的气动力等）的结构强度和刚度进行评估。
通过建立飞机结构的有限元模型，可以精确计算各个部件所承受的应力和变形。
如果应力超过材料的许用应力或者变形过大，就需要对结构进行重新设计或加强。
动力学分析也是关键的一环。
飞机在飞行过程中会受到各种动态载荷，如发动机振动、气流颠簸等。
通过模态分析可以确定飞机结构的固有频率和振型，避免与外界激励频率发生共振，从而防止结构的破坏。
此外，还需要进行颤振分析，以确保飞机在高速飞行时不会发生颤振现象，保证飞行的稳定性和安全性。
疲劳分析是飞机结构设计中需要特别关注的问题。
由于飞机在其使用寿命内要经历无数次的起降循环和飞行中的各种载荷变化，结构容易出现疲劳裂纹。
通过对材料的疲劳性能进行研究，并结合实际的飞行载荷谱，采用合适的疲劳分析方法，可以预测结构的疲劳寿命，从而在设计阶段采取相应的措施，如优化结构细节、采用抗疲劳设计方法等，来延长结构的使用寿命。
在结构设计方面，要充分考虑结构的整体性和传力路径的合理性。
飞机结构通常由多个部件组成，这些部件之间的连接方式和传力路径直接影响结构的性能。
第1章 飞机结构及其特点
第1章 飞机结构及其特点郭 宇南京航空航天大学 航空宇航制造工程系飞行器制造技术基础2本章内容§1.1飞机结构及组成 §1.2 机翼结构形式 §1.3 机身结构形式 §1.4 尾翼结构形式 §1.5 起落架结构形式 §1.6飞机制造工艺的特点3 §1.1 飞机结构及组成主要由机体、飞机操纵系统、飞机动力装置和机载设备等部分组成，其中机体包括机翼、机身及尾翼等部件，构成飞机的主体结构。
4§1.1 飞机结构及组成5 本章内容§1.1飞机结构及组成 §1.2 机翼结构形式 §1.3 机身结构形式 §1.4 尾翼结构形式 §1.5 起落架结构形式 §1.6飞机制造工艺的特点6机翼是飞机产生升力和滚转操纵力矩的主要部件，同时也是现代飞机存储燃油的地方。
机翼作为飞机的主要气动面，是主要的承受气动载荷部件，其结构高度低，承载大。
§1.2 机翼结构形式7 §1.2 机翼结构形式机翼通常有以下气动布局形式：平直翼、梯形翼、三角翼、后掠翼、边条翼、前掠翼、变后掠翼和菱形翼等。
8§1.2.1机翼的基本组成☐机翼重量一般占全机重量的8%－15%，机翼结构重量占机翼重量的30%－50%。
☐机翼一般由机翼主盒、襟翼、扰流片、副翼、前缘襟翼、发动机吊挂等部分组成。
9机翼的基本元件机翼结构属薄壁型结构形式，构造上主要由蒙皮和骨架结构组成。
机翼的基本结构元件是由纵向骨架、横向骨架以及蒙皮和接头等组成。
⏹纵向骨架——沿翼展方向安置的构件。
⏹横向骨架——沿翼弦方向安置的构件。
10（1）机翼蒙皮☐蒙皮的直接功用是保持机翼外形和承载，蒙皮将作用在上面的局部气动力传给结构骨架。
在总体承载时，蒙皮和翼梁或翼墙的腹板组合在一起，形成封闭的盒式薄壁结构承受翼面扭矩，与长桁一起形成壁板承受翼面弯矩引起的轴力。
飞机构造概要要点
五、成批生产阶段
a340_600h 生产过程
在试飞结束 获得设计定型或 型号合格证后才 能进入成批生产 阶段。
六、使用和改进改型阶段
对已投入使用的飞机进行改进改型， 扩大它的功能和延长使用寿命，世界各 国都很重视这一途径。
飞机构造特点
在满足强度和刚度要 求的前提下，使重量 尽可能地小
部件尺寸大而刚度小
二、飞机设计阶段
飞机设计单位根据拟订好的飞机技 术要求进行飞机设计。飞机设计一般分 为两大部分：总体设计和结构设计。
总体设计
总体设计主要工作是确定全机主要参数， 即全机重量 G，发动机推力P和翼载 G／S(S 为机翼面积)；确定飞机的基本外形，如机翼、 尾翼平面形状、大致尺寸和气动布局；选择 发动机；然后进行飞行性能的初步估算。如 满足要求，则画出飞机的三面图；进行飞机 的部位安排；确定结构型式和主要受力构件 布置，并给出飞机各部件的重量控制指标。
零件数量多，装配以 铆接为主
§4.2 机翼
4.2.1 机翼的基本结构元件 4.2.2 机翼的构造形式
4.1.1(1)
4.2.1 机翼的基本结构元件
机翼是飞机最主要的部件之一， 其主要功用是产生升力。同时机翼内 部可以用来装置油箱和设备等；在机 翼上还安装有改善起降性能的增升装 置和用于飞机倾侧操纵的副翼；很多 飞机的起落架和动力装置也固定在机 翼上。
结构设计
结构设计是在总体设计基础上，进行 飞机各部件结构的初步设计(或称结构打 样设计)；对全机结构进行强度计算；完 成零构件的详细设计和细节设计，完成结 构的全部零构件图纸和部件、组件安装图。
针对具体飞机设计，又可分为以下设 计过程： 1、概念设计过程：通过概念设计来使设计 要求制定得更为合理和具体化。 2、初步设计过程 ：包括方案设计和打样 设计。 3、详细设计过程。其主要任务是：
飞行器总体设计课件一
第1章 绪 论
1.1 飞机研制的一般过程 1.2 飞机设计要求 1.3 喷气式战斗机的发展
1.4 喷气干线运输机的发展
1.5 支线飞机、通用航空
1.6 无人飞行器
1.7 飞机总体设计的特点 1.8 飞机总体设计框架
1.1 飞机研制的一般过程
1995年，总参谋部、国防科工委（现总装备部）
术方案及研制经费、保障条件和对研制周期的预测，
在这一阶段为了验证技术方案的可行性，必要时 还要对所用的关键新技术进行试验验证（如气动布 局方案的风洞实验），以使方案的可行性论证有坚 实的技术基础。
1.1.2 方案阶段
任务： 根据批准的《某型飞机战术技术要求》设计出可 行的飞机总体技术方案。 主要工作内容：
在放飞前还应进行充分的地面滑行试验，以进一 步验证在动态过程中机上各系统的工作情况，同时 进一步对试飞测试系统作一定的检验。 工程研制阶段的最终成果是试制出供地面和飞行 试验用的原型机4~10架，并制定试飞大纲和准备好 空、地勤人员使用原型机所需的技术文件，具有进 行试飞所必需的外场保障设备。
1.1.4 设计定型阶段
大部分空战仍是双方在目视的近距离范围进行的， 而且航炮在空战中也发挥了重要的作用； 大多数战斗机还是编队空战。
根据越战等的经验，研制了第3代战斗机： 强调格斗空战能力和全天候作战能力； 十分重视飞机在亚跨音速范围内的机动； 机载电子设备和武器系统的性能水平有突破性的 提高。 实践证明，第3代战斗机的设计是比较成功的。
新飞机首飞成功后即应按试飞大纲要求，进行 定型试飞。 在开始定型试飞前应由研制单位负责，进行调整
试飞（工厂试飞），以排除新飞机的一些初始性的
重大故障，大致要飞到原设计飞行范围的80%左右，
第1章模线与样板
6. 协调原理
任何产品或零件的制造，其几 何形状和尺寸的形成，一般都是根 据图纸所确定的理论形状和尺寸， 在生产过程中通过一定的量具、工 装或机床而获得的。在这一过程中， 首先需要根据标准的尺度量具制造 出生产中使用的各种测量工具或仪 器，然后用这些量具制造各种工夹 模具，最后通过工装模具或机床加 工出所需的形状或尺寸，这一过程 中包含尺寸传递的过程。
平面类零件典型成形工艺
蒙皮类零件典型成形工艺
形状复杂的蒙皮类零件典型成形工艺
单曲度标准挤压型材零件 典型成形工艺
样板的制造过程
• 毛坯准备 • 移形 • 外形的加工 • 刻线、钻孔、打标记符号 • 检验与喷漆
基本样板——红色 生产样板——黑色
夹具样板——深绿色
六、标准样件和局部模型
卡 板 型架
整 体 量 规 定 位 器 交 点
光
壁
机
学
板
加
仪
零
器
件
部件
外形样板
理论模线 外检样板 切面样板
量规 （或标准平板）
夹具样板
内形样板
成形模 零件
外形标准样件 过渡模 反标准样件
安装标准样件
局部样件 组合件装配夹具
组合件
部件装配型架
模线样板－局部标准样件协调系统原理图
部件
5. 典型的协调路线图
4. 飞机钣金零件协调的一般概念
飞机钣金零件的协调，包括零 件之间的相互协调，零件与装配工 艺装备的相互协调。前者取决于零 件工艺装备之间的协调性，而后者 取决于工艺装备与装配工艺装备之 间的协调性，其实质是工艺装备之 间的协调。
－－协调路线
在飞机部、组件的钣金零件 制造过程中，保证钣金零件与工 艺装备尺寸和形状相互协调的传 递路线，称为协调路线。在传递 过程中，每个环节误差的积累， 构成了零件的制造误差与协调误 差。
第1章 绪论(哈工大飞行器控制课件)
6 DOF
1.1 飞行器简介
• a) b) • a) b) c) 飞行器的特点： 人造的； 离开地面运动，而且具有6个运动自由度。 飞行器的分类(何庆芝)： 航空器：大气层内飞行； 航天器：大气层外飞行； 导弹和火箭：能够自主或半自主地飞向目 标。
1.1.1 航空器
航空器----飞机，特点： a) 气动流形，有较大的翼面和舵面(结构上) b) 飞行速度较低 (1Mach) c) 飞行高度较低 (10km)
1.4 参考书目-1
• [1] 钱杏芳，导弹飞行力学，北京理工大学 出版社，2000 • [2] 邓正隆，惯性技术，哈尔滨工业大学出 版社，2006 • [3] 孟秀云，导弹制导与控制系统原理，北 京理工大学出版社，2003 • [4] 秦永元，惯性导航，科学出版社，2006
1.4 参考书目-2
1.2 飞行器的基本结构
导弹为例： • 整流罩 • 导引头 • 战斗部 • 仪器舱 • 发动机 • 机翼 • 舵面
1.3 课程主要内容-1
制导控制系统基本组成原理：
1.3 课程主要内容-2
惯性器件(陀螺仪、加速度计) 惯性导航原理(平台式、捷联式) 飞行器运动方程组(16个方程式、线性化) 舵系统(电动、液压、气动、直接力) 飞行稳定控制系统(侧向回路、滚转回路) 制导方式(遥控、雷达、红外、电视、激光、 复合) 导引规律(追踪、平行接近、比例)
飞行器制导与控制
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第一章 绪 论
④ 新机研制中结构设计的一般过程
1）总体研制方案论证 2）初步设计 3）详细设计 4）试制与试验 5）试飞与设计定型 6）小批生产与生产定型 7）批量生产
第一章 绪 论
1.2 飞机结构设计的原始条件和设计简介
一、“结构” 与机构设计的含义：
“结构” —能承受和传递载荷的系统—即：受力结构
第一章 绪 论
1）军用飞机的技、战术要求：
飞机的最大速度；升限；航程/最大作战半径；起、 降滑跑距离；载重；机动性指标（加力性能，盘 旋半径，爬升性能，最大允许过载系数）；隐身； 维护与保障性能；使用寿命；可靠性与安全性能。
第一章 绪 论
军机的技、战术要求（例）
J10 战机
最大起飞重量：19277 Kg 最大载弹量：7000 Kg 最大飞行速度：2.0Ma 最大使用过载：7G（持续）/
飞机结构设计
主讲教师：赵刚要
飞机结构设计
一、授课课时安排
授课内容
第一章、绪 论 第二章、飞机的外载荷 第三章、现代飞机设计基础 第四章、机翼、尾翼设计 第五章、机身结构设计
课时
4 6 10 12 8
2
第一章 绪 论 1.1 飞机的研制过程 1.2 飞机结构设计的原始条件 1.3 飞机结构设计的基本要求
效能分析、 费效分析
第一章 绪 论
2.飞机设计过程 (1) 总体设计：
气动外形布局设计；飞行力学性能设计； 机载设备（包括燃油）布置等重量分布设计； 发动机选型设计；结构总体尺寸设计。
(2) 结构设计：
理论设计（打样设计）； 强度、刚度设计； 细节设计； 工程绘图。
第一章 绪 论
结构设计的任务：
10G瞬时 作战半径：1600Km
最大航程：3000Km
最大升限：18000m
第一章 绪 论
军机的技、战术要求（例）
最大起飞重量：27216 Kg
最大载弹量：7000 Kg
最大飞行速度：1.8Ma
超音速巡航：1.5Ma
F22 战机
最大使用过载：9G（眼镜蛇 机动）
作战半径：2170Km
实用升限：18000m
① 创造性的思维过程； ② 全面综合的辨证过程(矛盾分析、抓主要矛 盾) ③ 设计的不唯一性； ④ 设计的反复性； ⑤ 设计的继承性； ⑥ 设计与科学实验的关系。
第一章 绪 论
2、飞机设计的主要阶段：
① 总体设计阶段； ② 飞机结构的打样设计：
结构受力形式选择、受力构件布置、开口布置、 分离面及其连接形式设计。 ③ 飞机结构的详细设计 结构件连接设计、细节设计、工程制图。
第一章 绪 论
2）民用飞机使用技术要求：
有效载重；航程；安全性、可靠性、维修性、 经济性。
最大起飞重量：560000 Kg
最大载量：90800 Kg
巡航速度：0.89Ma
升限：13100m
A380
最大航程：15100Km
大型、超音速、大航程
第一章 绪 论
3、飞机工作的最大特性：
反复、长期使用。
第一章 绪 论
代 表： F-4和Mig21
F4
Mig15 Mig21
第一章 绪 论
飞机的发展历程：
第三代：高亚音速或低
超音速范围，
武器和电子设
备较简单
F-16
代 表： F-16和Mig29ol
Mig29
J-10
J-11
第一章 绪 论
第四代： ① 发动机在不开加
力时具有超音速 巡航的能力； ② 良好的隐身性能； ③ 高敏捷性和机动 性特别是过失速 机动能力； ④ 短距起落性能； ⑤ 目视格斗、超视 距攻击和对地攻 击的能力； ⑥ 高可靠性和维护 性；
型号设计技术要求
飞机三面图
总体布置图 外形图
＋ 结构设计基本要求
规定的
环境情况 使用方法
载荷情况
第一章 绪 论
合乎使用要求
强度、刚度、疲劳、 损伤容限品质合格 工艺性好 满足重量
机体结构
为试制和批生产提供全套的图样和技术文件
应当注意设计阶段的规律：
反复、循环、迭代、反馈；综合性、权衡性
第一章 绪 论
由几个到几十个零件结合在一起构成 相互之间没有相对运动 能承受指定的外载荷 一定的强度、刚度、寿命、可靠性等
第一章 绪 论
二、飞机结构设计的原始条件
（1）结构设计的主要依据：
① 使用方提出的战技要求或使用—技术要求 ② 飞机三面图及理论外形图 ③ 飞机总体布置图 ④ 重量指标分配及总重量 ⑤ 使用寿命要求 ⑥ 载荷和使用环境条件 ⑦ 维修性要求 ⑧ 生产条件和工艺性要求 ⑨ 其它有关设计准则、规范和标准
隐身技术、超音速巡航、过失速机动、推 力矢量控制、近距离起落和良好的维修性
第一章 绪 论
军用运输机的技、战术要求（例）
C-17 空中霸王
最大起飞重量：265352 Kg 最大载量：77292 Kg 巡航速度：0.77Ma（8535m） 低空巡航速度：648Km/h 最大航程：4630Km
大型、隐身技术、超音速
3. 飞机制造过程
设计图纸 技术资料
工艺设计
机械加工
部件/全机装配
0批次
2~4架
全机强度、疲劳和损伤容限的验证和试飞
第一章 绪 论
4. 飞机的试飞、定型过程
地面滑跑试验；起、降性能试验； 飞行包线中各飞行科目试飞试验；
定型： 有待结构的静力及疲劳试验完成后， 没问题才定型
第一章 绪 论
三、飞机研制过程概述 1、设计的内涵：
3
第一章 绪 论
1909年冯如
第一章 绪 论
第一章 绪 论
飞机的发展历程： 1903莱特兄弟 制造的飞机
二战以前：活塞发动机 特性：高度、速度、机
动、火力
第一章 绪 论
飞机的发展历程：
第一代：高亚音速或低 超音速范围， 武器和电子设 备较简单
代 表： F-86和Mig15
F-86
第二代：飞机的武器和 电子设备有所 加强
二、飞机的研制过程
4个阶段
① 技术性能论证与制定过程
总体设计
② 飞机设计过程
初步设计
结构设计
③ 飞机制造过程
详细设计
④ 飞机的试飞、定型过程
第一章 绪 论
1. 技术性能论证与制定（顶层设计）过程
依据：
军事战略方针及战术（战略防御）要求； 商务策略，工、农业生产，赈灾救护等要求；
制定：
主要性能指标； 主要使用条件； 机载设备等。
代 表： F-22
F22 J20 T50
F35 J31
F119
第一章 绪 论
1.1 飞机的研制过程
一、飞机的功用与对飞机的要求
1.功用：有效的战斗武器（空战、拦截、攻击、侦察、 预警、运输） 空中运输设备（载荷、运货、农林、赈灾、救 护、勘察、运动）
2.要求：技、战术性能指标能满足所需完成的任务。