1、 大型飛機強度分析大型飛機強度分析 關(guān)志東 北航飛機所 2007.111.1作用在飛機上的外力作用在飛機上的外力飛機在飛行過程中受到各種載荷的作用。影響飛機結(jié)構(gòu)強度的載荷主要有l(wèi)飛行中的空氣動力D、L、Cl發(fā)動機推力Fl質(zhì)量力（重力及慣性力）ml著陸時地面沖擊力l局部載荷（如增壓座艙中增壓載荷）l次要載荷（如在運輸和維護中引起載荷）mF飛機的外載荷飛機的外載荷垂直面內(nèi)曲線飛行中作用于飛機上的力垂直面內(nèi)曲線飛行中作用于飛機上的力力的平衡力的平衡與質(zhì)量無關(guān)力的合力用Rbi表示質(zhì)量力用其合力Rm表示根據(jù)達朗伯原理在這些力的作用下，在飛機質(zhì)心處合力平衡：Rbi=Rm過載的概念過載的概念 作用于飛機或部

2、件上載荷的程度可以用無量綱的過載值n表示過載n可理解為合力Rbi與飛機重力G之比 過載n是矢量，在一般情況下它的方向與速度坐標系各軸不一致。n在坐標軸上的投影用nx.ny,nz表示1.21.2典型飛行情況和機動過載典型飛行情況和機動過載過載沿主軸分量經(jīng)過推倒，可以表示為過載ny決定飛機的結(jié)構(gòu)質(zhì)量和機動性: ny越大，法向加速度就越大，當飛機速度一定時，曲率半徑R越小，則飛機的機動性越好ny越大，作用在飛機上升力L也越大，大多數(shù)情況航空結(jié)構(gòu)強度和剛度由升力值L=nyG確定在水平面內(nèi)的曲面飛行在水平面內(nèi)的曲面飛行 等速水平盤旋是飛機主要機動飛行之一，當飛行速度增大時，如作小半徑盤旋，則需要用大迎角

3、飛行以產(chǎn)生大的并力，從而產(chǎn)生較大的升力的水平分量Lsin 與盤旋所產(chǎn)生的離心慣性力平衡，很明顯需要大的傾斜角，此時將產(chǎn)生相當大的過載；同時，升力增加引起阻力增加，故需要增大推力。平直飛行情況平直飛行情況飛機作水平直線等速飛行情況，飛機上所受載荷處于靜平衡狀態(tài)，飛機無任何方向的加速度，此時外載荷特點是：1.31.3過載系數(shù)過載系數(shù)過載n又稱為過載系數(shù)即飛機所受質(zhì)量力之外的外力總和與飛機重力之比。過截系數(shù)是飛機設(shè)計中的一個重要參數(shù)，n越大，飛機機動性好；但過載系數(shù)增加，空氣動力載荷增加，結(jié)構(gòu)質(zhì)量隨之增加，從而導(dǎo)致機動性降低。飛機設(shè)計時應(yīng)合理選取最大過載值。最大使用過裁的確定最大使用過裁的確定 由過

4、載定義可知，當飛行某一瞬時G不變，最大過載值nymax在理論上可由Lmax值確定：限制最大使用過載的因素限制最大使用過載的因素飛機本身穩(wěn)定性和慣性以及操縱效率的限制。低速飛行時受到氣流分離條件的限制。在超聲速飛行時，受到飛機平衡條件的限制。對于載人飛機，人員生理是限制最大過載n的最主要因素之一。人如果受到較大的過載，會便人的各部分重力發(fā)生變化，從而形成生理病態(tài)。 當n=2-3時，人會感覺不舒服，心率過快、頭暈和惡心等； 當n=5-6時，會產(chǎn)生眼發(fā)黑及昏迷等最大使用過載最大使用過載n nsymaxsymax的確定的確定飛機的過載系數(shù)是最重要的原始參數(shù)之一，是表征飛機機動性的重要參數(shù)。過載值的大小

5、應(yīng)根據(jù)飛機的用途確定。各國的強度規(guī)范都是根據(jù)本國的實際情況，對飛機進行分類。第一類飛機：可以完成全部特技飛行的飛機，稱全特技類，最大使用過載大于等于。第二類飛機：可以完成部分特技飛行的飛機，稱半特技類，最大使用過載大于小于。第三類飛機：不能作特技飛行的飛機，稱非特技類，最大使用過載大于.小于。考慮飛機轉(zhuǎn)動時的過載考慮飛機轉(zhuǎn)動時的過載以上分析是將飛機作為質(zhì)點分析，但實際上，飛機是有一定尺寸的物體。飛機在空中飛行時通常既有平移運動，又有繞質(zhì)心的三個坐標軸方向的轉(zhuǎn)動。若飛機在對稱面內(nèi)作曲線運動，平尾上載荷使飛機產(chǎn)生繞z軸轉(zhuǎn)動的角速度和角加速度，會產(chǎn)生在x和y方向上的過載增量。xxyyangang 大

6、氣紊流引起顛簸過載（突風(fēng)過載）大氣紊流引起顛簸過載（突風(fēng)過載） 空氣中氣流是不平靜的，氣團移動會引起水平突風(fēng)和垂直突風(fēng)，其強度Vw能達到15 20ms。突風(fēng)可能是單突風(fēng)也可能是大的同一頻率的循環(huán)突風(fēng)。當飛機遇到突風(fēng)時會感到顛簸，因而承受很大的過載，即顛簸過載（或突風(fēng)過載）。計算突風(fēng)載荷的方法計算突風(fēng)載荷的方法離散陣風(fēng)分析方法離散陣風(fēng)分析方法: : 離散陣風(fēng)分析方法是把大氣擾動理想化為具有一定形狀、一定梯度距離以及一定強度的單個孤立突風(fēng)，其強度一般用當量突風(fēng)速度表示。將飛機視為剛體，求出附加過載的峰值。此法對低速小型飛機較合適。計算突風(fēng)載荷的方法計算突風(fēng)載荷的方法連續(xù)紊流分析方法（動態(tài)離散陣風(fēng)法

7、）：連續(xù)紊流分析方法（動態(tài)離散陣風(fēng)法）： 連續(xù)紊流分析方法是使用頻譜法把大氣的紊流循環(huán)處理成連續(xù)隨機過程。紊流功率譜在頻率域內(nèi)表示為擾動函數(shù)，要求用動態(tài)分析方法確定柔性結(jié)構(gòu)的響應(yīng)，并建立兩種設(shè)計準則，即任務(wù)分析準則和設(shè)計包線準則。對飛機進行結(jié)構(gòu)受載分析時，應(yīng)同時采用這兩種設(shè)計準則，并取其最大值進行結(jié)構(gòu)強度計算。此方法對薄翼型、高速或大型飛機合適。下面以離散陣風(fēng)分析法為例介紹突風(fēng)載荷。垂直突風(fēng)垂直突風(fēng)1.1.垂直突風(fēng)垂直突風(fēng) 垂直突風(fēng)是各種方向突風(fēng)中最嚴重情況。當飛機處于直線水平無側(cè)滑飛行時，遭遇到一個確定形狀和強度的孤立垂直突風(fēng)vw，飛機與氣流相對速度的方向和大小均發(fā)生變化。由于飛行速度v v

8、w，可認為飛機仍以v速度相對空氣運動，只增加機翼迎角 ， 則升力增量L為wv v2hwLLKCS 垂直突風(fēng)垂直突風(fēng) 由上述公式可看出，突風(fēng)引起過載和平尾上載荷與突風(fēng)速度以及飛行當量速度成正比。當駕駛員發(fā)現(xiàn)前方有較大突風(fēng)時，則降低飛行速度，從而降低突風(fēng)載荷。有時垂直突風(fēng)雖然小于20 m/s，而突風(fēng)會引起機翼隨時間的變形以及加速度和慣性力的變化；此時，由于彈性力和慣性力相互作用的結(jié)果將出現(xiàn)振動。當外部載荷的頻率與結(jié)構(gòu)固有振動頻率重合時會出現(xiàn)非常不利的情況。循環(huán)載荷能引起重型飛機較大過載，翼尖的過載可能超過7。 水平突風(fēng)水平突風(fēng) 飛機以速度v水平飛行時,在某一瞬間迎面而來的水平突風(fēng)u，升力便有一個增

9、量，其總升力為： 相應(yīng)的過載： 水平突風(fēng)即使非常強烈,u/v也不會超過0.15。因此，水平突風(fēng)的過載增量不大，總過載不會大于1.3-1.5，對強度的影響很小，可以不考慮。212LhLC Svu221yLv uunGvv 1 14 4飛機對稱機動飛行包線和飛機對稱機動飛行包線和相應(yīng)參數(shù)確定相應(yīng)參數(shù)確定 由過載系數(shù)定義可得到n=L/G=qSCL/G,因此過載系數(shù)n、速壓q和飛機重力G決定了作用在飛機上的外載荷。下面討論q和G的確定。 1.1.外載荷計算中飛機重力外載荷計算中飛機重力G G的確定的確定 在飛機使用過程中飛機的質(zhì)量是變化的。在計算外載荷時，如果G取得較大，則偏于安全，但結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加，性

10、能下降；反之，則偏于不安全。因此，強度規(guī)范中根據(jù)各受載情況規(guī)定了下列設(shè)計質(zhì)量。（1 1）基本飛行設(shè)計質(zhì)量）基本飛行設(shè)計質(zhì)量m mifif 基本飛行設(shè)計質(zhì)量，即前幾節(jié)討論中所指的飛機質(zhì)量，它和最大使用過載系數(shù)值是飛機外載荷計算、結(jié)構(gòu)設(shè)計和強度計算的重要參數(shù)。它基本上確定了一架飛機的強度水平。如果基本飛行設(shè)計質(zhì)量取大了，會影響飛機性能；反之，會影響飛機的安全。強度規(guī)范中對mif。進行了如下規(guī)定：對于殲擊機、強擊機和殲擊教練機，應(yīng)根據(jù)空機質(zhì)量、乘員、滑油、氧氣質(zhì)量、按戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求攜帶的基本武器質(zhì)量以及50的機內(nèi)燃油質(zhì)量（不含超載燃油）之和確定；或者根據(jù)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求確定。因為戰(zhàn)斗機在訓(xùn)練飛行和與敵機格

11、斗時才作最大使用過載的機動飛行，此時應(yīng)已爬到一定的作戰(zhàn)高度并進到作戰(zhàn)區(qū)域，且機內(nèi)燃油已消耗約50。對于其他類飛機，應(yīng)根據(jù)帶有基本有效載重質(zhì)量，減去暖機、滑跑以及爬升所消耗燃油質(zhì)量確定，或根據(jù)戰(zhàn)術(shù)（使用）技術(shù)要求確定。（2 2）最小飛行質(zhì)量）最小飛行質(zhì)量m mminmin 不能作機動飛行的飛機，應(yīng)規(guī)定最小飛行質(zhì)量。因為飛機的質(zhì)量輕，陣風(fēng)會使飛機產(chǎn)生較大的過載，這時氣動力和慣性載荷綜合結(jié)果可能是飛機的嚴重設(shè)計狀態(tài)。故規(guī)范中對最小飛行質(zhì)量作如下規(guī)定，即最小飛行質(zhì)量mmin為飛機空機質(zhì)量、機內(nèi)有用及無用燃油質(zhì)量的5（或按有關(guān)規(guī)定的燃油儲備）、與燃油相應(yīng)的滑油和最少乘員質(zhì)量之和。（3 3）最大設(shè)計質(zhì)量）

12、最大設(shè)計質(zhì)量m mmaxmax 最大設(shè)計質(zhì)量是飛機攜帶最大機內(nèi)、外裝載，而不扣除暖機、滑跑和爬升時燃油的質(zhì)量。該項質(zhì)量主要用于計算地面滑行、起飛和飛行載荷，以及防止顫振和振動計算時采用。（4 4）著陸設(shè)計質(zhì)量）著陸設(shè)計質(zhì)量m mzlzl不同類型飛機的著陸設(shè)計質(zhì)量有所差別，即不同類型飛機扣除25%-60%的機內(nèi)燃油。著陸設(shè)計質(zhì)量為不計外掛裝載和機外燃油以及扣除一定百分比機內(nèi)燃油后質(zhì)量。計算著陸載荷時應(yīng)采用著陸設(shè)計質(zhì)量。 2.2.最大平飛速度和極限速度的確定最大平飛速度和極限速度的確定影響載荷大小的主要參數(shù)之一是速壓q，速壓相同時，各個高度的速度V將不同。故在強度計算中，將各個高度上飛行速度Vh以

13、速壓相同的條件折算到海平面速度 Vdl(Vdl稱為當量空速），即 、 分別為高度H的空氣密度和海平面空氣密度在強度計算中采用當量空速Vdl比較方便。因此，機動飛行包線和陣風(fēng)載荷計算均采用當量空速。0hdlhhhvvvh0（1 1）最大平飛速度）最大平飛速度v vmaxmax飛機在基本飛行設(shè)計質(zhì)量和飛機正常飛行的外形（起落架和襟翼收上，炸彈艙門關(guān)閉的基本外形）情況下，發(fā)動機處于最大推力（額定推力或最大加力）狀態(tài)下飛機能作定常直線平飛的最大速度。該最大平飛速度Vmax由戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求（或使用要求）確定。在H高度，飛機保持飾vh水平飛行所需推力被稱為需用推力；發(fā)動機在這一高度下可能發(fā)出的推力被稱為可用

14、推力。需用推力和可用推力隨飛行高度和飛行速度變化。當需用推力等于可用推力時，得到該高度上最大平飛速度Vmax，則可得qmax。qmax被稱為使用限制速壓。（2 2）極限速度）極限速度v vjxjxqmax是由平飛時根據(jù)需用推力等于可用推力求得的，但qmax不能直接用來保證結(jié)構(gòu)的安全。飛機可能獲得比最大平飛速度還大的速度，用vmax,max表示，與vmax,max對應(yīng)的qmax,max稱強度極限速壓.qmax,max太大將使結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加,所以在結(jié)構(gòu)設(shè)計時，對qmax,max要進行限制。飛機設(shè)計時，根據(jù)不同類型飛機選定，取 qmax,max=Kqmax 式中，系數(shù)K根據(jù)不同類型飛機確定，K=11-

15、1.5。飛行時,駕駛員將采取限制飛機俯沖高度及打開減速板等措施來限制qmax,max。（2 2）極限速度）極限速度v vjxjx我國軍機強度規(guī)范規(guī)定極限速度Vjx為下列各種情況下可能達到的最大速度，即飛機在基本外形或高阻外形下使用發(fā)動機推力，或戰(zhàn)斗機以小角度或大角度俯沖，或轟炸機和運輸機以小角度下滑而減速板工作或不工作，或飛機經(jīng)受陣風(fēng)作用時。極限速度vjx是結(jié)構(gòu)強度的限制速度，考慮了駕駛錯誤或遇到相當大的陣風(fēng)的情況。極限速度vjx對應(yīng)的極限馬赫數(shù)Majx比最大平飛速度vmax對應(yīng)的最大馬赫數(shù)Mamax大0.1。目前，有些型號的vjx與vmax很接近，甚至相等。對稱機動飛行包線對稱機動飛行包線飛

16、機在飛行中作用在飛機上的載荷隨飛行高度、速度、飛行姿態(tài)、過載系數(shù)和飛機質(zhì)量等變化。為此，根據(jù)理論分析和飛行試驗，針對使飛機結(jié)構(gòu)易遭到損壞、人員易遭到損傷的載荷情況以及飛機可能的飛行狀態(tài)，選出有代表性的設(shè)計情況來考慮。由對n,v參數(shù)的分析，可定出飛機的飛行速度和過載系數(shù)的范圍，稱為飛行包線。飛行包線用來限制各項要求的允許飛行區(qū)域。根據(jù)飛機的飛行性能、操縱性、穩(wěn)定性、戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求和結(jié)構(gòu)強度要求，飛機有許多種飛行包線。在此包線內(nèi)，飛機是可操縱的，而且強度要求得到保證。1.51.5飛機在起降過程中的載荷飛機在起降過程中的載荷 飛機起飛和降落過程中的載荷主要是地面的反作用力。反作用力通過起落裝置作用在飛

17、機上,由平衡條件：1.61.6安全系數(shù)和設(shè)計載荷安全系數(shù)和設(shè)計載荷使用載荷使用載荷是指飛機在正常使用中所允許達到的最大載荷，或稱為限制載荷(limit load)。在使用載荷作用下，各元件的應(yīng)力臨近材料的比例極限強度，但未出現(xiàn)永久變形。如果超過該載荷時，結(jié)構(gòu)可能發(fā)生有害的永久變形。在整個使用過程中，使用載荷可能不止一次地遇到，所以飛機遇到使用載荷后不能有殘余變形，否則就會影響下次的使用。 安全系數(shù)及設(shè)計載荷安全系數(shù)及設(shè)計載荷在飛機結(jié)構(gòu)實際設(shè)計時，對靜強度問題是采用“設(shè)計載荷”來設(shè)計。設(shè)計載荷為使用載荷乘以安全系數(shù)。飛機及各構(gòu)件在該載荷作用下不應(yīng)破壞，故又稱極限載荷(ultimate load)

18、。 安全系數(shù)及設(shè)計載荷安全系數(shù)及設(shè)計載荷飛機結(jié)構(gòu)是個復(fù)雜的、超靜定的、多傳力通道的受力結(jié)構(gòu)，并大量采用彈塑性材料；當某一結(jié)構(gòu)元件在使用載荷下達到比例極限或在設(shè)計載荷下某元件達到破壞強度時，該元件不能承受更大載荷，但其他元件仍能承受更大的載荷，各結(jié)構(gòu)元件間所承擔(dān)的載荷將重新分配；直到最主要的或較多的受力構(gòu)件破壞時，整個結(jié)構(gòu)才破壞。因此，按設(shè)計載荷來進行設(shè)計，可充分發(fā)揮超靜定結(jié)構(gòu)的承載能力。飛機結(jié)構(gòu)強度試驗時，結(jié)構(gòu)是否出現(xiàn)了永久變形很難測準，而結(jié)構(gòu)是否破壞則較容易準確測得，因而采用設(shè)計載荷進行最后的破壞試驗驗證，不僅便于測試，而且更符合實際使用要求。 安全系數(shù)及設(shè)計載荷安全系數(shù)及設(shè)計載荷 安全系數(shù)

19、為設(shè)計載荷與使用載荷之比。其物理意義為實際使用載荷增大到多少倍結(jié)構(gòu)才會被破壞，該倍數(shù)就是安全系數(shù)。引入安全系數(shù)主要出于下列幾方面的考慮： 在使用載荷作用下，飛機結(jié)構(gòu)沒有永久變形或屈服。 在使用時可能出現(xiàn)超過規(guī)定的機動動作或未估計到的突風(fēng)，從而出現(xiàn)大于規(guī)定的使用載荷。 結(jié)構(gòu)中可能存在初始缺陷（如材料和工藝引起的缺陷而未被檢測出）。 設(shè)計和試驗精度引起誤差。 重復(fù)載荷作用和剛度要求。安全系數(shù)及設(shè)計載荷安全系數(shù)及設(shè)計載荷安全系數(shù)f取得太小，則不安全；f取得太大，則結(jié)構(gòu)質(zhì)量太大，造成飛機性能下降。目前，外載荷計算和結(jié)構(gòu)分析逐步精確，材料和制造工藝過程逐步完善，材料的屈服強度水平不斷提高（材料的破壞強度

20、和屈服強度之比小于1.5)，并且使用中重復(fù)載荷和溫度影響、結(jié)構(gòu)中初始缺陷等已做單獨計算和分析，故目前情況一般安全系數(shù)取1.5。對強度、剛度和使用壽命有特殊要求的結(jié)構(gòu)則另行考慮。第三章第三章 飛機強度計算方法飛機強度計算方法3.1 概論3.1.1 3.1.1 飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計簡介飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計簡介1.飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計基本要求 結(jié)構(gòu)設(shè)計的任務(wù)是，根據(jù)飛機總體設(shè)計的要求，在設(shè)計飛機結(jié)構(gòu)時，應(yīng)滿足下列基本要求。 （1）氣動外形要求 （2）質(zhì)量輕要求 （3）使用維護要求 （4）工藝要求 （5）經(jīng)濟性要求 以上基本要求往往是互相矛盾和制約的，在結(jié)構(gòu)設(shè)計時應(yīng)綜合考慮上述要求，達到最佳設(shè)計點。3.1 概論2. 飛機結(jié)構(gòu)

21、設(shè)計的基本內(nèi)容 明確結(jié)構(gòu)使用條件、生產(chǎn)條件和協(xié)調(diào)關(guān)系。根據(jù)強度規(guī)范，確定外載荷、載荷分布和安全系數(shù)。 在飛機總體設(shè)計階段進行部位安排及結(jié)構(gòu)布局。初珍確定各部件和結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)方案、主要受力構(gòu)件安排與協(xié)調(diào)，進行初步設(shè)計和質(zhì)量估算。 在結(jié)構(gòu)設(shè)計階段需對結(jié)構(gòu)方案做進一步的詳細比較，并進行靜強度初步估算；通過設(shè)計計算初步確定各部件結(jié)構(gòu)的初步尺寸；然后進行結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計和進一步結(jié)構(gòu)方案比較最后通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計和結(jié)構(gòu)詳細打樣設(shè)計確定結(jié)構(gòu)詳細打樣圖。 3.1 概論2. 飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計的基本內(nèi)容（續(xù)） 對結(jié)構(gòu)進行強度計算（包括靜、動強度，初步的疲勞和損傷容限分析）和剛度計算在計算過程中如有必要時需進行零、構(gòu)件的模擬試

22、驗和強度、振動以及氣動彈性的基本試驗。如強度和剛度不能滿足要求，則需要修改結(jié)構(gòu)形式和尺寸。 繪制全套生產(chǎn)圖紙和編制相應(yīng)的技術(shù)文件。 對全機進行疲勞壽命和疲勞強度計算，并且進行耐久性和損傷容限分析。給出結(jié)構(gòu)使用壽命和檢查周期。 根據(jù)制造、全機靜力試驗、試飛、全機疲勞試驗、耐久性和損傷容限試驗中問題，修改結(jié)構(gòu)生產(chǎn)圖紙和技術(shù)文件3.1 概論3.1.2 3.1.2 飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計思想的演變飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計思想的演變 為了保證飛機飛行的安全可靠性，在結(jié)構(gòu)強度方面的設(shè)計思想隨著生產(chǎn)實踐不斷發(fā)展。其發(fā)展過程大致可分為下列五個階段： 1.靜強度設(shè)計階段 在20世紀30年代之前，結(jié)構(gòu)設(shè)計首先考慮結(jié)構(gòu)的靜強度要求。在設(shè)

23、計中采用設(shè)計載荷法，即設(shè)計載荷為使用載荷乘以安全系數(shù)。靜強度設(shè)計準則為結(jié)構(gòu)的破壞載荷（或稱極限載荷）大于等于結(jié)構(gòu)的設(shè)計載荷。可用公式表達為：3.1 概論 2.靜、動強度設(shè)計階段 約自1932年開始，在“英國海空軍飛機設(shè)計要求AP-970”中已有防顫振要求，在飛機使用過程中還發(fā)現(xiàn)過其他氣動彈性問題，如機翼發(fā)散與副翼反逆（或稱副翼失效）。與以上防顫振要求合在一起，可以概括為：3.1 概論 3.靜強度、動強度、疲勞安全壽命設(shè)計階段 一在第二次世界大戰(zhàn)以后的10年中、世界各國的軍用機和民用機中出現(xiàn)了多起疲勞破壞事故，尤以1954年英國“彗星”噴氣式旅客機的災(zāi)難性事故給人印象特深。此后，飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計除靜

24、強度、動強度要求外，又特別強調(diào)了安全壽命問卿。其設(shè)計準則：3.1 概論 4.靜動強度、疲勞安全壽命和損傷容限設(shè)計階段 當前，使用單位對飛機使用壽命的要求不斷提高、使得保證飛機壽命期內(nèi)的安全問題更為重要。但在20世紀60年代后，原按疲勞安全壽命設(shè)計的多種飛機出現(xiàn)斷裂破壞事故，如下表所列。3.1 概論 5.發(fā)展趨勢 當前結(jié)構(gòu)強度設(shè)計中存在下列問題： （1）經(jīng)濟性問題 （2）結(jié)構(gòu)可靠性設(shè)計問題 （3）全尺寸結(jié)構(gòu)實驗問題 （4）日歷壽命問題 （5）全機使用壽命的確定方法 由上述問題可知，必須對現(xiàn)行設(shè)計規(guī)范進行研究，以制定新的飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計規(guī)范。3.2 飛機結(jié)構(gòu)靜強度計算 飛機結(jié)構(gòu)靜強度計算是確定結(jié)構(gòu)受力

25、元件的剖面尺寸和形式，使結(jié)構(gòu)能承受強度規(guī)范中所規(guī)定的載荷，而沒有剩余強度。 結(jié)構(gòu)靜強度計算是飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計、評定結(jié)構(gòu)承載能力的基礎(chǔ)。 結(jié)構(gòu)靜強度計算步驟：首先求作用于結(jié)構(gòu)整體或部件上的外力，然后再求內(nèi)力，最后驗證其強度是否滿足要求。3.2 飛機結(jié)構(gòu)靜強度計算3.2.1 3.2.1 機翼和機身的強度估算機翼和機身的強度估算 1.1.初等彎曲理論和減縮系數(shù)初等彎曲理論和減縮系數(shù) （1 1）假設(shè)）假設(shè) 根據(jù)機翼和機身結(jié)構(gòu)特點，需做如下假設(shè)才可以利用材料力學(xué)和薄壁結(jié)構(gòu)力學(xué)理論計算。 線彈性假設(shè)。（見下一頁圖）3.2 飛機結(jié)構(gòu)靜強度計算線彈性假設(shè)圖3.2 飛機結(jié)構(gòu)靜強度計算 緣條和析條的橫剖面尺寸遠小于整

26、個機冀和機身的剖面尺寸，因此在計算時，可看成集中面積，并略去它們對自身慣性主軸的矩，如下圖所示。3.2 飛機結(jié)構(gòu)靜強度計算 薄壁結(jié)構(gòu)的蒙皮承彎能力較弱，尤其在承壓面蒙皮將屈曲失稼。故在計算時，將緣條（或析條）之間蒙皮按其承受正應(yīng)力的能力減縮加到緣條（或析條）上，根據(jù)蒙皮受拉或受壓來確定蒙皮的有效寬度；對于受壓蒙皮有效面積 為：shf3.2 飛機結(jié)構(gòu)靜強度計算 （2 2）初等彎曲理論）初等彎曲理論 由曲率方程得到：令則3.2 飛機結(jié)構(gòu)靜強度計算對主軸的慣性矩為：正應(yīng)力為：通常在計算時, 因較小可以忽略不計。減縮系數(shù) 取決于最終的正應(yīng)力 ，而 為未知的，所以采用逐步近似的方法（迭代法）來計算減縮系數(shù) 和正應(yīng)力 。3.2 飛機結(jié)構(gòu)靜強度計算 例如，對于機身剖面假設(shè)離中性軸最遠的長桁K正好達到臨界狀態(tài)，則 此時機身的彎曲半徑 為： 于是，其他長桁處的應(yīng)變?yōu)椋?根據(jù) 得各點的減縮系數(shù) ，然后進行反復(fù)迭代而得到最后的 值