飛機結構設計

第1章

緒論飛機結構設計將飛機構思變為飛機的技術過程；成功的結構設計離不開科學性與創造性；結構設計有其自身的原理和規律，不存在唯一正確答案，需要不斷的探索和完善。1.1

飛機結構設計在飛機設計中的位置飛機功用及技術要求戰術技術要求使用技術要求空-空：軍用

空-地：截擊、強擊、轟炸.運輸：客運民用

貨運運動，……技術要求技術要求：Vmax，升限，航程/作戰半徑，起飛著陸距離，

載重/起飛重量，機動性指標（加速，最小盤旋，爬升），使用壽命；非定量要求：全天候，機場要求，維護要求；趨勢：V，Hmax ，

載重

，航程 ；蘇-30陣風F－117第四代戰斗機(俄羅斯稱之為第五代戰斗機)更著重強調同時具備隱身技術、超音速巡航、過失速機動和推力矢量控制、近距起落和良好的維修性等性能

。由于各種飛機的用途和設計要求不同，會帶來飛機氣動布局和結構設計上的差別；飛機設計的基本概念、設計原理和設計方法是一致的；本課程將對典型結構型式進行分析的基礎上，將主要介紹飛機設計的基本概念、設計原理和方法。1.1.1飛機研制過程技術要求飛機設計過程飛機制造過程試飛定型擬訂技術要求通常可由飛機設計單位和訂貨單位協商后共同擬訂出新飛機的戰術技術要求或使用技術要求。飛機設計過程飛機設計單位根據擬訂好的飛機技術要求進行飛機設計。飛機設計一般分為兩大部分：總體設計和結構設計。飛機制造過程

：飛機制造工廠根據飛機設計單位提供的設計圖紙和技術資料進行試制。試制出來的新飛機即可投入全機強度、疲勞和損傷容限的驗證試驗和試飛。趨勢：無圖化制造飛機的試飛、定型過程在通過全機靜強度試驗、某些必要的疲勞、損傷容限的早期驗證試驗、起落架試驗和全機各系統試驗后進行試飛。1.1.2

飛機結構設計的地位圖1.1

飛機研制的一般過程1.

概念性設計階段根據設計要求，全面構思，形成粗略的斷語飛機設計方案的基本概念，并草擬一個或幾個能滿足設計要求的初步設計方案工作內容：初步選定飛機的形式，進行氣動外形布局初步選擇飛機的基本參數選定發動機和主要的機載設備初步選擇各主要部件的主要幾何參數粗略繪制飛機的三面草圖初步考慮飛機的總體布置方案，初步的性能估算，檢查是否符合飛機設計所要求的性能指標方案要具有足夠的先進性且實際可行花錢和耗時不多，但非常重要2

初步設計階段修改完善飛機的幾何外形設計，給出完整的飛機三面圖、理論外形；全面布置安排各種機載設備、系統和有效載荷；初步布置飛機結構的承力系統和主要的承力構件；進行較為詳細的重量計算和重心定位；進行比較精確的氣動力性能計算和操縱性、穩定性計算；給出詳細的飛機總體布置圖。3

詳細設計階段結構設計（部件設計和零構件設計）給出各個部件和各個系統的總圖、裝配圖、零件圖，詳細的重量計算和強度計算報告靜強度試驗、動強度試驗、壽命試驗和各系統的臺架試驗試制原型機和進行地面試驗，包括全機靜、動力試驗和各系統的地面試驗試飛修改設計定型獲得型號合格證書批量生產飛機研制的特點性能良好的飛機是先進科學技術和創造性勞動的產物飛機研制工作是一個反復迭代、逐步逼近的過程研制成功的飛機是多種專業綜合和協調的最終結果飛機結構設計具體內容飛機部件的結構打樣設計（初步設計）零構件設計部件的結構圖紙飛機部件設計師素質設計師的第一要務是徹底熟悉飛機設計所依據的規則;其次，設計師應熟悉每一代飛機的型號。1.2

飛機結構設計的原始條件1.2.1

結構的形狀協調1.

理論外形——由飛機的性能（特別是氣動性能）、用

途等確定。例如：

氣動性能需要翼身融合；飛行速度決定翼剖面2.內部裝置——由總體設計確定。如：發動機

后機身的框；油箱

梁、肋、框等；操縱桿、導線等

翼肋3.相互連接—各設計室、組、員之間協調如：機翼與機身框；前機身與后機身；翼肋與翼梁；注意：①內部裝置與結構之間應有一定的間隙;②根據具體情況設計出的結構不一定占據整個最大高度和空間;③某些協調關系在設計過程中可作一些調整。1.2.2

結構的外載荷及對結構受力特性的要求飛機結構的強度、剛度、壽命、可靠性等與外載直接有關;外載是設計結構尺寸的主要依據;外載由飛機的機種、總重、外形尺寸、使用要求等條件根據飛機強度規范算出

。結構件的受力特性：動載/剛度——有氣動彈性要求的地方，如：操縱面、翼尖靜載/強度——飛機中最不重要的元件，如：普通長肋靜載/剛度——有變形要求的地方，如：普通肋、機翼后緣壽命——飛機結構中的主要受力構件。如：主梁、下壁板、接頭、氣密艙熱強度——高溫處，如：后機身、尾噴

口、激波產生處破損安全結構——重要部件設計成多路傳力結構，如：中翼受力盒段緩慢裂紋擴展結構——不可檢處按安全壽命設計1.2.3 結構的使用條件氣象條件（溫度和濕度）、介質條件（海水、水汽等）；機場條件（主要是跑道品質）；維修條件（周期、次數、速度、能力）。1.2.4

結構的生產條件生產產量——決定工藝方案，是決定設計方案的重要依據之一加工設備——現有設備，一般不考慮引進貴重設備和專用設備人員素質生產成本1.3

飛機結構設計的基本要求及其分析一、氣動要求二、重量要求三、使用維護要求四、工藝要求1.3.1

飛機結構設計的基本要求一、氣動要求外形準確度—升力表面質量—阻力操縱面、翼尖等的變形量—操縱性、操縱效率、氣動彈性隨著飛機設計向綜合性和一體化發展，對結構設計提出了新的要求

：隱身—結構一體化

（F117）翼—身融合技術

(Su-27)飛機—發動機一體化設計飛控—火控—結構一體化設計二、結構完整性及最小重量要求結構完整性是指關系到飛機安全使用、使用費用和功能的機體結構的強度、剛度、損傷容限及耐久性(或疲勞安全壽命)等飛機所要求的結構特性的總稱。

本要求就是指結構設計應保證結構在承受各種規定的載荷和環境條件下：具有足夠的強度；不產生不能容許的殘余變形；具有足夠的剛度，或采取其他措施以避免出現不能容許的氣動彈性問題與振動問題；具有足夠的壽命和損傷容限，以及高的可靠性；在保證上述條件得到滿足的前提下；使結構的重量盡可能輕。三、使用維修要求維修要求開敞性——便于檢查、維修作業維修性——合理布置和設計各種分離面、開口、鎖等四、工藝要求加工快、成本低結合產品的產量、機種、需要的迫切性與加工條件等綜合考慮復合材料等新材料，還應對材料、結構的制作和結構修理的工藝性予以重視。五、經濟性要求全壽命周期費用(LCC)概念(也稱全壽命成本)

：指飛機的概念設計、方案論證、全面研制、生產、使用與保障五個階段直到退役或報廢期間所付出的一切費用之和。1.3.2

對基本要求分析上述基本要求是相互關系、相互制約的，有的是相互矛盾的。氣動要求是一種前提性的要求，即設計出的結構必須滿足。圖1.2

翼面前緣變形使用要求也是一種前提性要求，即根據飛機的機種、使用特點規定了使用、維護要求。因此，要求結構有與之相應的“開敞性”，即在結構上必須有相應的設計分離面和開口，以保證維護人員有接近內部的裝載或內部結構的通道，并使相應結構的拆裝迅速可靠。工藝要求是一種“條件性和發展性”要求，“條件性”是說結構的工藝性好壞要結合飛機生產的條件，如產品數量、產品工期、加工條件等，“發展性”是指對產品數量和加工條件。重量要求是飛機結構設計的主要要求。例：一架民用飛機總重100噸，結構重約30噸，如果減輕結構重量100kg(只占結構重量的0.33%），則可獲收益：60,000×900×0.1×0.5=2,700,000(元）其中：60,000

—

20年壽命60000飛行小時900

—

巡航速度900km/hour0.1

—

減重100kg0.5

—

費用/噸公里1.4

飛機結構設計思想1.4.1

飛機結構設計思想的演變飛機結構設計思想的演變跟隨科學技術的發展飛機結構設計思想的演變來源于飛機使用的實踐隨著航空科技的發展，才形成完整的飛機結構設計準則一、靜強度設計

sj

f

sy

[

]30年代初以前：設計準則的表達式Pu≥PdPd=f

Pe安全系數f

由強度規范給出，飛機結構設計必須通過整機靜強度試驗。二、靜強度和剛度設計氣動彈性問題：速度和戰術技術性能要求的提高，采用阻力系數較小的薄翼型設計準則

：

≤[

]

；fVmax≤Vcr。式中：

—結構在設計載荷下的變形量；[

]—結構容許的變形量；Vcr=max(ffVf，fsVs，

faVa)Vf

,

Vs,

Va—

顫振速度、機翼發散速度與副翼失效速度。1932年，英國空海軍飛機設計要求《AP-970》中已有防喘振要求1975年出現了ACT技術，從原理上講可以放寬這一要求三、靜強度、剛度和安全壽命設計設計準則

Ne≤Ns≤Nex/nfNe—

飛機的使用壽命；Ns—

飛機結構的安全壽命；Nex—結構的疲勞試驗壽命；nf

—疲勞分散系數。50年代中期起重視安全壽命設計安全壽命設計準則美國使用到70年代初，其它國家至今仍不同程度地沿用。4、靜強度、剛度、損傷容限和耐久性年份飛機破壞情況使用到破壞時間疲勞驗證試驗壽命196919701973F-111F-5AF-4機翼樞軸接頭板斷裂機翼中部切面斷裂機翼機身接合處機翼下耳片斷裂~100小時~1000小時1200小時>40000小時~16000小時>11800小時原因分析：因為它沒有考慮到實際上結構在使用之前，由于材料、生產制造和裝配過程中已存在有不可避免的漏檢的初始缺陷和損傷當時使用的高強度或超高強度合金的斷裂韌性降低等原因這些缺陷、損傷于使用過程中在重復載荷作用下將不斷擴展，直至擴展失控造成結構破壞和災難性事故。解決措施美國空軍于1971年提出了安全壽命／破損安全設計思想作為過渡性措施，曾得到廣泛應用。1974～1975年美國頒布了第一部損傷容限設計規范。損傷容限設計概念承認結構在使用前就帶有初始缺陷；但必須把這些缺陷或損傷在規定的未修使用期內的增長控制在一定的范圍內；在此期間，受損結構應滿足規定的剩余強度要求，以保證飛機結構的安全性和可靠性，同時不致使飛機結構過重；在規定的未修理使用周期內，抵抗由缺陷、裂紋、其他損傷而導致破壞的能力。根據結構是否可以檢查分為：＊可檢查結構—

破損安全結構；＊不可檢查—

緩慢裂紋擴展結構破損安全結構4

HNex,fa

fa

e

d f＊式中

fa為含損傷結構的剩余強度系數；

e為使用強度系數；

d為設計強度系數；f為強度安全系數；Nex,fa為疲勞試驗壽命，H為檢查周期。緩慢裂紋擴展結構

Ne

Nex nNa0

acr0 cr為裂紋從a

擴展到a

的疲勞壽命，其中a0為初始裂紋長度，acr為臨界裂紋長度；Nex為疲勞損傷容限試驗壽命；n為損傷容限疲勞分散系數，一般取2。a0—為初始裂紋長度，與檢測手段有關，通常在0.01~0.05之間；acr—為臨界裂紋長度，與材料、結構、外載等有關，由K1c求出。0 crNa

a經濟壽命到80年代末美國逐步放棄了安全壽命概念，而用按耐久性考慮的經濟壽命取代安全壽命。所謂經濟壽命是指出現某種損傷使進行修復反而是不經濟的時限。exsyjjN

N

Nnj/

n目前耐久性設計概念仍是一種較新的方法，還有待于在今后的實踐中進一步發展和完善。根據我國具體情況，新機設計可有兩種典型配套方案：安全壽命(疲勞)／損傷容限設計；損傷容限／經濟壽命(耐久性)設計。從而形成了包括結構強度(靜、動強度)、剛度、損傷容限、安全壽命(疲勞)或經濟壽命(耐久性)的結構完整性設計要求。5.結構可靠性設計準則：*s sR

Rs的可靠度R

—

結構體系sR

＊—

結構體系的可靠性要求美國軍用規范更新一覽表年代代號名稱說明1938X-1803-A應力分析規范規定了各類飛機的過載，規定了安全系數為1.51957MIL-S-5700有人駕駛飛機的結構規范1960MIL-A-8860A飛機強度與剛度除強度剛度外還規定了《可靠性要求，重復載荷和疲勞》1971.3MIL-A-008866A飛機強度與剛度/重復載荷和疲勞增加了破損安全和安全裂紋擴展的原則性要求表（續）、1971.3MIL-A-008867A地面試驗增加了損傷容限試驗和安全裂紋擴展的原則性要求1972.9MIL-STD-1530飛機結構完整性大綱增加了裂紋分析和損傷容限分析，相應的疲勞試驗和損傷容限試驗等要求1974.7MIL-A-83444飛機損傷容限要求同MIL-A-008866BMIL-A-008867BMIL-STD-1530結合使用1975.8MIL-A-008866B飛機結構強度與剛度可靠性要求，重復載荷和疲勞經濟壽命取代安全壽命表（續2）1975.8MIL-A-008867B飛機結構強度與剛度、地面試驗耐久性試驗和損傷容限試驗取代疲勞試驗分散系數由4降為21975.12MIL-STD-1530B飛機結構完整性大綱去掉疲勞分析和疲勞試驗突出損傷容限分析和耐久性分析，明確規定損傷容限試驗和耐久性試驗1.4.2飛機結構設計的現代理論與先進技術現代設計理論包括結構優化設計、結構抗疲勞設計、結構防斷裂設計和結構可靠性設計先進設計技術主要包括計算機結構輔助分析(CAE)和計算機輔助設計(CAD)結構有限元分析以及在飛機結構設計中的應用結構設計中應力和變形分析十分重要它是分析和評估結構承載能力、使用壽命、可靠性和進行優化設計的基礎又是修改設計和制定試驗方案的依據。特別對按疲勞、損傷容限設計的關鍵件，其應力和變形的分析精度要求更高，需要有合適的模型和計算方法才能滿足要求。計算模型關系到分析結果的準確性，而計算方法則影響到分析結果的精確度有限元法的基本概念有限元法是求解復雜工程問題的一種近似數值分析方法，其基本概念是將一個形狀復雜的連續體(如整個結構)的求解區域離散化，分解為有限個形狀簡單的子區域(單元),即將一個連續體簡化為由若干個單元組成的等效組合體。然后求得位移、應力、應變的近似數值解。解的近似程度取決于所采用的單元模型、數量以及對單元的插值函數。建立模型主要有三個方面：①抓住結構的力學特征給以模型化，選取合適的單元；②載荷模擬；③支承模擬，它在計算中反映為邊界條件，是求解的重要基礎。飛機有限元模型結構優化設計方法有限元法雖然大大提高了應力、應變分析的精度，但面對得到的大量計算結果，在需要對結構參數進行調整、修改時，往往由設計人員憑直觀判斷、調整，“人為”的因素很大，與設計人員本人的設計經驗和設計水平關系很大，很難取得滿意的結果，而且由于設計過程周期長，效率低。結構優化設計方法通常從任意一組設計變量的初始值開始，按一定的規律，逐步趨向優化解。將要調整確定的結構參數，如桿元截面積、板的厚度等尺寸，作為設計變量，它可以有i個。將結構在外力作用下必須滿足的一系列條件：如變形協調方程以及對強度、剛度、壽命的限制作為約束條件。(3)

將反映結構最重要性能的指標，如重量最小或成本最低，作為目標函數。優化設計即是在所要求的約束條件下，確定出能滿足目標函數的設計變量值。例如最常見的結構優化問題，即在應力、位移和最小尺寸限約束下的結構最小重量設計，就可用以下數學公式表達：目標函數：minW=求解有約束的優化問題(1)

數學規劃法。第一種方法可用解析法直接求解。但由于結構設計問題的復雜性，一般不可能用解析方法處理。第二種是用數值解，或稱迭代解，即根據當前設計方案提供的信息，按照某些規定的步驟進行搜索，一步一步逼近優化點。(2)

優化準則法。其要點是對規定的某類設計條件建立起相應的準則和使這些準則能夠得到滿足的一組迭代式，按這組迭代式修改設計，直到收斂。目前已導出了應力、位移、失穩、屈曲等約束條件下的結構優化準則。滿應力設計準則是解應力約束優化問題用得較多的一種最直觀的優化準則。即認為所有元件的設計變量若滿足強度約束條件時，則重量為最輕。上述優化方法應用于確定構件的截面尺寸等比較成熟，但對于布局方案優化尚不很成熟。正在發展的優化方法還有遺傳算法和神經網絡法多目標優化設計結構模糊優化設計多學科優化計算機輔助設計1.5

飛機結構設計的內容與方法結構——指受力結構。由幾個或幾千個零件結合在一起所構成，能承受規定的載荷，滿足規定的強度、剛度、壽命、可靠性要求。飛機結構設計——主要指機體結構設計。機體結構包含機翼結構、尾翼結構、機身結構、發動機艙結構、起落架結構等。1.5.1

飛機結構設計的基本內容1.主要是機體結構設計，主要內容有：部件結構打樣設計（畫出部件打樣圖）；組件打樣設計（畫出組件打樣圖）；零構件設計（畫出零構件圖紙）；組件結構設計（畫出組件裝配圖）；部件結構設計（畫出部件裝配圖）。2.飛機結構設計過程了解飛機結構設計的原始條件確定載荷選定結構設計方案細節設計畫打樣圖強度校核生產圖紙和技術文件試驗、計算各部件的安全系數1.經驗

2.原準機

3.理論分析1.粗略計算

2.經驗

3.原準機4.先進設計方法：疲勞、優化可靠性、CAD1.試驗

2.分析（FEM）CAD技術1.5.2

飛機結構設計的方法定性設計定性分析＋粗略估算＋強度校核定量設計定性選取結構方案，精確計算元

件尺寸智能設計采用CAD和CAM技術進行結構設計定性設計根據所設計對象的具體要求、條件，結合已有經驗與設計原理、知識進行定性分析，選出合理的設計方案；粗略估算強度校核結構強度的粗略估算方法主要是工程梁理論，元件的估算方法主要是材料力學。定量設計工程梁理論，就不能再應用于三角機翼、小展弦比的結構結構有限元素法2.1

飛機結構上的主要載荷2.2

不同飛行條件下的過載2.3

其它載荷情況2.4疲勞載荷2.5

飛機設計規范簡介2.1

飛機結構上的主要載荷飛機在飛行、起飛、著陸、地面維護等使用過程中，作用在飛機上的外力稱為飛機的外載荷(1)飛行時的外載荷。(2)起飛、著陸時的外載荷。機體坐標系速度坐標系載荷分類質量力Rf

—與飛機的質量和加速度有關的力，如：重力G；慣性力Nx等表面力Rm

—由物體之間直接接觸作用而產生的作用在飛機表面上的力，如：氣動力Y、Yt；發動機推力T；地面支反力等2.1.1

過載的概念定義：飛機所受除重力之外的表面力總和與飛機重量之比稱為過載系數n，簡稱過載。n

Rf /

Gn

nxi

ny j

nz

kxn

2

n

2

n

2y zn

過載系數可正，可負；與坐標軸方向一致為正，反之為負習慣上將過載系數稱為過載；平時所說的過載是指ny，∵一般地nx和nz均很小，且x方向的強度、剛度一般較好Gx1V

2ny

cos

g RG g

dtY

P

sin(

)n

Pcos(

)

X

sin

1

dVa

dV/

dtan

V /

R2P

cos(

)

X

G

sin

ma

;Y

P

sin(

)

G

cos

man

;R為飛機運動軌跡的曲率半徑

平衡方程2.1.2

過載與加速度的關系ggagmGyxRfn

m

a

n

cos

ann

sin

過載的物理意義：1.過載系數表示了作用于飛機重心處(坐標原點)飛機所受的實際外力與飛機重力的關系。2.飛機的過載來源于加速度n

y

。如果飛行加速度為0，則ny =1。就Y方向而言，過載系數又表示了飛機實際的質量力情況：ny=質量力/G質量力與飛機所受的外力大小相等，但方向相反（它們是平衡力系）；因此，如以質量力來決定過載的方向，就應該是與飛機坐標軸正方向相反為正，反之為負。過載系數的實用意義知道了過載系數ny→P=ny﹒G（CG處）→各點Psj，Psj=ny﹒Gj它是飛機設計中很重要的一個原始參數，與飛行狀態機動性密切相關ny可由過載表測量獲得2.2

不同飛行條件下的過載2.2.1

水平面內的定常直線飛行2.2.2

垂直平面內的曲線飛行2.2.3

水平面內的曲線飛行(正常布局)2.2.4

最大過載ny

max2.2.5

非質心處質量的過載2.2.6

突風過載2.2.7

著陸過載2.2.1

水平面內的勻速直線飛行圖2.2

勻速水平飛行∑Fx=0 T=

X∑Fy=0 Y

=G

0

T

XGnx

1YGn

y等速平直倒飛：ny=

-12.2.2

垂直平面內的曲線飛行gRg

dtx2y

max1V

2

1

V

0

nny

cos

g R

n

sin

1

dV進入俯沖∑Fx=0:T

X

Gsin

N

x∑Fy=0:Y

Ny

Gcos

0g RG Vy2

N

m

a

y

g R gRV

2V

2Y 1

ny

G

cos

cos

sin

1

V

sin

g

tn

T

X

N

xG Gx俯沖后拉起y∑F

=0gRyG

G

cos

2Y

N

G

cos

VV

2n

y

cos

gRV

2n

max

1

gR當

=0時,ny→max,2.2.3

水平面內的曲線飛行(正常布局)如知道

∑Fn=0yg RG V2

Y

sin

N

∑Fv=0Ycos

G1G cos

n

Y

yyn如果用過載儀測出n

，也就知道

，cos

1如知道V和R：22

1V2

2Y

G

N

G

1

gR

122

gRVn

1

y2.2.4

最大過載ny

max1YG 2 G/

S

f

(cy

max

,

H

,Vmax

,

p)式中：p=G/Sny

max

max

cy

max

H max

V

2Cymax1.20.4MHVmaxV最大過載nmax的選取與飛機性能、設備性能和人的生理機能等均有關nmax愈大，機動性愈好；但nmax增大使結構受力增大，結構重量也增加，反過來又影響整個飛機的性能nmax↑，各種設備的慣性力↑，而很多設備對慣性力的承受也有限度，∴nmax↑對設備的要求也相應提高人對nmax的承受能力也有限圖2.4飛行員承受過載的能力與過載方向和時間的關系圖2.5

抗過載服系統1-發動機引來的壓縮空氣；2-氣濾；3-調壓器；4-通信號燈；膠囊圖2.6高過載座艙內的座椅1-可傾斜座椅；2-后撐彈簧筒綜合考慮這些因素，飛機設計中一般選取：一類飛機：如殲擊機、強擊機，ny=-3~8二類飛機：可部分完成機動飛行：如戰術轟炸機、多用途飛機，ny=-2~4三類飛機：不作機動飛行的飛機：如戰略轟炸機、運輸機，ny=-1~32.2.5

非質心處質量的過載zx2x0x0nx

nx0

nx

n

a/g

n

xny

ny0

ny

ny0

ay/g

ny0

zx圖2.7與飛機質心不重合的各點上的過載注意：較長的裝載物（發動機、油箱、魚雷、導彈等）

z引起一個附加的慣性力矩：z

G

zz

G0 i0 i

M

I

例：已知：飛機俯沖攻擊并沿圓弧線拉起，已知V=1000km/h，R=1000m求：θ=45°，0°時ny各為多少？如限制ny≤8，則R應為多大？gRV2

3.6

1000

2

0.707

8.573gR 9.81

1000V

2yn

cos45

V

2n

y

1

gR

8.86521

gRV7

gV

2

1123

.64

m

8

R

n

y

cos

當：θ=45°θ=0：如限制ny≤8，則例：飛機以過載ny=-3作曲線飛行，同時使飛機重心以角加速度αz=3.92rad/s2轉動，轉動方向如圖所示。若發動機重量GE=1000kg，其重心到全機重心距離L=3m，發動機繞本身重心的質量慣性矩Izo=120kg·s2·m，求：發動機重心處過載系數nyE若發動機懸掛在兩個接頭上，主接頭位于發動機重心處，后接頭距發動機重心為0.8m，求此時發動機作用于機身結構接頭上的質量載荷。解：nyE=ny+αL/g=-3+(-3.92)*(-3)/9.8=-3+3.92*3/9.8=-1.8前接頭：F前=nyEGE=-1.8*1000=-1800kg

（向下）后接頭：F后=M/0.8=IZ0αZ/0.8=120*3.92/0.8=627.2kg（向上）2.2.6

突風過載水平突風W<<V(<0.15)，引起的水平方向過載可以忽略不計(不大于1.3~1.5)；垂直突風引起攻角變化；VGyay2G/

Sa 2y02c(W

/V)

a

VS/

2

n

c

nyg

ny0

ny

ny0

圖2.8

垂直突風速度為W時飛機飛行攻角的改變突風還可能引起振動，特別是在重型飛機上引起周期性的載荷（甚至共振）。突風作用時間h考慮突風作用時間，引入突風衰減因子K，K<1：c

WVayK2G/

S

nyg

ny0

2.2.7

著陸過載∑Fy=0對起落架的過載定義：Pld/Pst

G

NyY

PLdGny

Y

PLd

1

N

y

1

ayG gGPnstLg

G

N

y

Yld

PLd一般情況下，起落架著陸時的最大過載ny可達3

4。飛機在地面的運動情況是多種多樣的，因而，不但有ny，也還會出現nx(如前方撞擊、剎車)以及nz(如側滑著陸等)。2.3

其它載荷情況2.3.1熱載荷2.3.2

噪音(聲振)載荷2.3.3

瞬時響應載荷2.3.4

特殊情況的載荷2.3.1熱載荷１）動力裝置

；

２）氣動加熱飛機表面的駐點溫度：T=

TH(1+0.2M2)T(K)MH(km)0111200600３）太陽的直接輻射和反射輻射1.高溫使結構材料的強度和剛度降低不同結構材料在不同的高度飛行時，考慮溫度影響，長時間飛行的極限速度不同＜

不銹鋼LY12<鈦合金2.

溫度不均勻溫度應力

－>

構件失穩、疲勞材料性能變壞３.受熱材料處于長期受力狀態，還將發生蠕變，產生永久變形４.熱疲勞問題高度/(km)t(oC)0

15

30 4560LY-12不銹鋼760鈦合金3701001 2 3 4 5 6 7 89 1011 12M2.3.2

噪音(聲振)載荷來源：動力裝置空氣動力武器發射問題：聲疲勞圖2.10 某發動機噴口附近的聲壓情況2.3.3瞬時響應載荷來源：核武器爆炸、空中機輪制動、起飛助推、外掛物投放、彈射等2.3.4

特殊情況的載荷非正常狀態的載荷：發動機停機、尾旋、單輪著陸、打地轉、機頭碰地、飛機翻倒、因故障強迫著陸等；要求繼續飛行并返回，在地面盡量減少對人員的傷害，盡量減少對飛機通道出口的阻塞；鳥撞載荷：2000m以下以最大飛行速度飛行時，1.8kg的鳥不穿透；冰雹載荷：結冰破壞氣動外形，影響性能；對結構和發動機產生破壞。2.4

疲勞載荷疲勞破壞在遠小于材料的原有靜強度情況下就可能發生，因而更具有危險性。疲勞載荷還將引起設備工作不正常，并導致破壞，使機上人員感到難受載荷的作用順序對材料的損傷有影響因此，在疲勞強度分析中需確定結構中所承受的載荷隨時間變化的歷程—載荷譜（spectrum）疲勞載荷來源突風重復載荷（gust）突風W產生一個攻角增量Δα→Δny突風來源于大氣環境，現已有規范給出了大氣環境的統計值。突風載荷是運輸機類飛機的主要疲勞載荷機動重復載荷：是戰斗機類飛機的主要疲勞載荷，由飛機的機動飛行產生（盤旋、俯沖退出等）著陸撞擊重復載荷飛機著陸時有一接地速度，使起落架減振受到一撞擊而產生振動，導致重復載荷的產生著陸撞擊載荷對機體的疲勞損傷影響極小，但對起落架有較大影響地面滑行重復載荷與跑道的粗糙度有關，對不同類型的跑道已有統計結果對飛機機體影響極小，主要用于構成地—空—地循環地－空－地循環載荷氣密艙的地—空—地由壓差引起圖2.11

一次飛行所受到的載荷—時間歷程示意圖圖2.12

常幅載荷譜圖2.13

程序塊譜隨機譜：將實測核分析得到的載荷按結構服役過程中的受載特點進行隨機編排2.5

飛機設計規范簡介飛機設計所有基本依據:強度規范剛度規范飛機試驗規范適航性規范……強度規范：規定了飛機總的強度水平，各主要部件、構件上的外載荷以及對他們進行強度試驗時的加載條件具體內容：極限使用載荷nemax，nemin，qmax

，

qmin主要部件的最大使用載荷安全系數ff

的選取原則：保證結構在使用載荷作用下不產生永久性變形合理分配f

值，使結構盡可能地輕對不同的載荷、材料、工藝，選取不同的f

值對一般鋁合金，σb/σn=1.5，∴f

=1.5；對復合材料，∵不可避免地帶有缺陷，∴附加系數1.25，f

=1.5×1.25；對經常重復作用且時間長的載荷，f=1.5×1.3≈2.0；對經常重復作用但時間短的載荷，f

=1.5×（1.1～1.2）=1.65～1.80；對重要件接頭（應力分布復雜），附加系數1.25；對機翼，可參見下表。設計情況neqCyfAnemax1.5A’nemaxq

maxmax1.5B0.5nemaxq

maxmax2C0q

maxmax2Dnemin1.5D’neminq

maxmax1.5設計情況的選取飛機在飛行過程中所受的載荷是多種多樣的，在飛機設計過程中如果對每種情況都加予分析的話，那就太復雜了從原則上講，凡是使結構易遭破壞、人員易受到損傷的載荷情況，都應選作設計情況設計規范對全機和各主要部件的設計情況作了規定，對全機而言，將這些設計情況反映在飛機包線上圖2.14對稱機動飛行包線“情況A”—小速度，大攻角，大過載（平飛拉起）“情況A′”—大速度，小攻角，大過載（急劇退出俯沖）“情況B”—高速，小攻角，曲線飛行（下滑轉彎）“情況C”—q=qmax，副翼偏轉（垂直俯沖“情況D”—小速度，大負攻角，ny=nmin“情況D′”—大速度，小負攻角，ny=nmin圖2.15各種受載情況下氣動載荷的弦向分布圖2.16機翼的設計情況及其對應的飛行軌跡A

DEFV30-1MD-82－機動包線V0-121B＇C＇D＇E＇F＇G＇MD-82－突風包線剛度規范：規定了飛機部件允許的彎曲和扭轉變形，氣動彈性的臨界速度在使用載荷下引起的彈性變形、永久變形及熱應變的總和以及實際存在的機械間隙等不得妨礙飛機操縱系統的運動或降低飛機操縱的靈敏度，不能影響飛機飛行性能品質要求，不得引起顫振等氣動彈性及空氣熱彈性的不穩定，不應發生抖振或共振等飛機適航性的指標：大氣條件、機場條件；對出現故障、差錯及其后果影響的限制，故障飛行的性能要求，應由的飛行包線規定，飛行品質、操縱品質規定，防火、防腐指標，駕駛艙及視界的規定，警告裝置要求，儀表、電氣、特種設備的適航指標，迫降時的安全指標，救生要求以及動力裝置的適航指標3.1基本元件的承力特性盡管一架飛機的機體是由成千上萬個零件組成，其構造相當復雜，但仍然可以認為它是由一些最基本的元構件組成的。3.1.1基本元構件及其受力特性一、緊固件常用的緊固件有鉚釘、螺栓和螺釘。(1)鉚釘：通常把它設計成傳剪的受力狀態(2)

螺栓：螺栓既可受剪也能受拉，視具體情況而定.(3)

螺釘主要用于壓緊被連接的零構件，螺釘本身主要處于受拉狀態二、受力元件(1)桿——只能承受(或傳遞)沿桿軸向的分散力或集中力。如：長行、翼梁緣條等(2)

薄板——適合承受在板平面內的分布載荷如：機翼的墻、翼梁和翼肋的腹板(a)薄板受剪(剪切、穩定性）(b)

薄板受拉；(c)

薄(c板)

薄受板集受中集力中力（附加（構附件加擴構散件為擴分散布力）為分布力）(3)

厚板各種力（分布、集中，剪力、拉壓力）三、受力構件(1)

平面板桿結構它由位于同一平面內的板、桿組成，適合受作用在該平面內的載荷。因桿宜于受軸向力，因此可沿板桿結構上的任何桿件加以沿桿軸線方向的力。四邊形薄板受剪。圖3.3板、桿間只傳遞剪流由薄板與桿組成的板桿結構中，三角形板不受載。圖3.4

板桿結構中的三角形板不受載厚板是可以承受正應力的。此時，雖然板能直接受拉，但并不把此力以橫向載荷形式傳給桿(圖3.5)。為了計算方便，往往把板的抗拉能力折算到桿上去，結構仍然簡化成受剪板和受軸力桿。圖3.5

AB、CD、EF桿不受板內的法向載荷（2)

平面梁平面梁可以是薄壁結構組合梁，也可以是整體梁，它適合于承受梁平面內的載荷。(a)－平面薄壁梁；(b)－框；(c)－整體翼梁:(3)

空間薄壁結構與厚壁筒圖3.7

空間薄壁結構和厚壁筒厚壁筒與空間薄壁結構(如帶腹板的封閉周緣的薄壁梁、盒式結構等)經過合理的安排，可承受空間任意方向的力。空間盒式結構；(b)－周緣封閉的薄壁梁受力特性都是相對于結構所能夠受力的大小和變形要求而言的。即在通常所需承受的載荷數值下，構件不破壞或變形不超過允許值時就認為它能傳遞此力，反之就認為不能傳遞。圖3.8

雙支點圓桿的受載在P力作用下，可求得

=P/F=400kN，

b，強度足夠。若在桿中點C處單獨作用一橫向集中力Q，并取

max＝

b，則可求出此桿所能承受的最大橫向力僅為750N。已

知

桿

的

剖

面

面

積

F=40mm2，

長

度l=80mm，拉力P=16000kN，材料的彈性模量E=72000MPa，破壞強度

b

=420MPa結構設計:盡量使構件按各自的受力特性來受載，“揚長避短”，才能充分發揮材料的潛力。傳力分析:按各自的傳力特性合理簡化各構件、元件(如對梁的緣條可簡化為桿元處理，忽略其承彎能力)，這樣既可使分析工作大大簡化，又不致引起太大的誤差。3.1.2基本元構件傳力的充分條件I

邊界條件一、桿元件的傳力條件桿元傳力的充分條件是桿端頭或者桿邊有支持。桿元不能承力，也不能傳力、(c)、(d)的桿元能受力和傳力。二、板元的傳力條件板元要能傳遞剪力，必須四邊支持。圖3.10

板元的傳力條件三、平面薄壁梁的傳力條件平面薄壁梁受力的邊界條件是至少應有不在一條直線上的三個約束。而且三個約束(點)的相互位置要合理。基本元構件傳力的充分條件II力的作用點力的作用位置應該是傳力元構件能接受的地方。對于構架，力必須作用在節點上；圖3.12

桁架結構中力的作用點對于板元，只能承受分散的剪流和正應力。前面講到桿元不能承受垂直桿軸線的垂直力；板元不能承受垂直板平面的力等，都是相對概念，不能絕對化。比如，由桁條(桿元)、肋(桿元)和蒙皮組成的構件，受到局部氣動載荷時，它們是能傳遞這部分垂直力的(后面課程內容還要具體分析)。但是，局部氣動載荷均較小，引起的變形不超過允許值，并且不影響主要受力情況。3.2 結構傳力分析的基本方法3.2.1傳力分析的目的“傳力分析”的一般含義如下：當支承在某基礎上的一個結構受有某種外載荷，分析這些外載荷如何通過結構的各個元件逐步向支承它的基礎傳遞，此過程稱為結構的傳力分析。3.2.2對實際結構進行傳力分析的基本方法（1）對實際結構進行合理簡化，略去次要元件和次要部分；（2）對簡化了的具體結構和各元件之間的連接關系進行分析簡化；（3）依次選取結構的各個部分為分離體進行受力平衡分析。3.2.3結構的傳力特性一、靜定結構的傳力特性靜定結構中力的分配是確定的，只與結構的幾何尺寸和力的作用位置有關，與元件本身的剛度(幾何剖面大小、物理性能)無關。圖3.14

靜定結構中的載荷分配二、靜定結構中，支持條件對傳力的影響規律1：其他條件相同時，力向限制變形多(支持剛度大)的支點傳得多。16AR

11P

0.69P16BR

5P

0.31P規律2：力的傳遞與支持點的剛度有關，向剛度大的支持點傳遞得多。16C)3EJ5PL3B

5

P16(1

R

(b)

：(c)

：當A、B兩點支持剛度一樣時，RA=RB；MA =

MB；當A點剛度比B點剛度大時，因為D點要求位移同樣多，才能使DA與DB在D點保持連續。因此，向A邊傳遞的力較多。三、靜不定結構中力的剛度分配法靜不定結構

中，力在各元件中的分配除了與各元件(或支座)的幾何尺寸及作用力的相對幾何位置有關外，還與各元件本身的剛度和支持剛度有關

。圖3.16

靜不定結構中力按剛度分配受剪受彎受扭圖3.16(a)

，拉伸變形協調條件為：

l1

l2P1l1

P2l2 P1

P2E1F1 E2

F2 K1 K2P1

K1P2 K2K=EF/L在各種形式載荷作用下，靜不定結構中各元件分擔的載荷均可按下式計算：KKii

P

i

P

注意：剛度分配法要滿足“平剖面

”假設3.16(b)，廣義力為彎矩，廣義位移為轉角:K

EJl3.16(c)，廣義力為剪力，廣義位移為撓度:K

3EJl

33.16(d)，廣義力為扭矩，廣義位移為扭角:K

GJ

tl結構傳力的合理性評價結構傳力的合理性有三條標準：結構傳力路線短；結構材料利用率高；結構綜合利用性好。以上三條標準往往是互相影響的，應該綜合考慮。飛機結構材料現代航空結構中最廣泛采用的結構材料是:鋁合金鎂合金鈦合金高強度合金鋼不銹鋼復合材料影響選材的因素：材料成本加工方法均質性機械性能在使用溫度范圍內的穩定性、耐久性等最主要要考慮的是材料要在最輕的重量下提供必需的強度和剛度。比強度就是比較各種材料的強度和重量特性的判據。1.拉伸桿比強度AP P→如何選擇材料？bb Cr bA

P

P

A，A

P

桿中應力：重量：W=LAρ

b

b

LPCrW

L

PCr

∵對于同一零件，在給定的外載下:LP =const

∴材料的決定了元件的重量特Cr性，稱為比強度.

b2、壓桿的比強度●若不出現失穩狀態，則比強度與拉

桿相同

b

A

PP重量：W=ρLA失穩載荷：PEC

2

EJL2

C—與支持條件有關如二端鉸支C=1二端固支C=42、壓桿的比強度（續）∵J的量綱為長度的4次方∴J=K·A2 K—與刻面形狀有關EP

L2

E C

2

EKC

2

EKA2

AL2P

A

為使壓桿不失穩，外載

P

PEPL2 1CK

2 E壓桿的重量為：

W

PL

PL2

1 C'CK

2 E

E

)PL2CK

2(C'

L

為壓桿的比強度

E

∴

表征了壓桿的重量綜合特征，稱∵C’只與元件的幾何形狀和邊界條件有關

E

3、剪切的比強度一長度為l的梁在剪力P作用下Pl

b/

m

稱比值

b/

為材料的剪切比強度。不同變形情況下比強度的表達式是不一樣的:拉伸

b/

；壓縮總體失穩

E1/2/

；受剪切

b/

；剪切總體失穩

b b彎曲和扭轉

分別為

2/3/

和

2/3/

；重復受載

max/

3E/

拉壓桿的比剛度AP P重量：W=LAρ變形量（位移）：

L

PLEAP

LE[

]EA

L

[

]

P

L

[

]

A

由

ECW

L

P

LE[

][

]P

L2C

桿重量為：拉壓桿的比剛度（續）∵C只與元件的幾何形狀和邊界條件有關∴E/ρ表征了壓桿重量的綜合特征，稱E/ρ為拉壓桿的比剛度彎曲元件的比剛度M0重量：W=LAρ位移：2

0 2EKA

2M

L2

0 2EJM

L

0 2

EK

[

]M L2M L2

[

]

0

[

]

A

E

CM2

EKA2W

L

2EK[

]L2002K[

]M

L2C

L由梁的重量為：將比剛度定義為

將比強度定義為

不同情況下的比強度、比剛度不同表征材料重量和強度綜合性能的指標叫比強度表征材料重量和剛度綜合性能的指標叫比剛度穩定性問題是一個剛度問題工程實際中不區別不同情況

b

E

表3.1

航空金屬結構材料的特性比較材

料

bE

b/

10－3

(m/s)2E/

10－kg/m3MPaGPa6/(m/s)2變形鋁合金鑄造鋁合金27002700400～550200～5007272148～20474～18526.526.5變形鎂合金鑄造鎂合340200～2704545110～187110～1502525變形鈦合金鑄造鈦合金45004500500～1300630～860120120110～290140～19026.826.8碳素鋼合金鋼高強度鋼780078007800420～650800～16001600～240021021021054～8354～206206～306272727圖3.17幾種材料的比強度隨溫度的變化關系1

LY12；2

30CrMnSiA；3

30CrMnSiNi2A；4

TC4；5

1Cr18Ni9Ti在選擇材在選擇材料時，必須要考慮結構工作的溫度條件。在結構中采用復合材料后可以大大地減輕結構重量。表3.2幾種典型復合材料的基本力學性能材料

kg/m3

bMPaEGPa

b/

10－3(m/s)2E/

10－6

/(m/s)2玻璃/環氧1850～21201200～170045～70755～80028～35碳/環氧1280～15001000～1200160～180780～800107～123硼/環氧20001400～1800200～270700～900100～135圖3.18材料的破壞應力與載荷重復作用次數的關1

LY12；2

30CrMnSiA,

b=1200MPa；3

LC4；4

30CrMnSi2A，

b=1800Mpa；5

30CrMnSi2A，

b=1800MPa，有應力集中所有材料的強度在重復載荷作用下會急劇下降，但各種材料強度的下降程度是不一樣的

。3.4

結構設計的基本理論飛機結構設計的理論內容十分廣泛，涉及到結構優化設計、結構抗疲勞設計、結構可靠性設計、結構防斷裂設計、計算機輔助設計技術等內容。本教材只對與結構初始設計相關的基本內容作一介紹。3.4.1

結構材料選取的基本方法材料有很多屬性，與結構設計直接相關的屬性主要有：(1)

強度屬性：強度極限σb，彈性極限σ0.2，疲勞強度σ-1，斷裂韌性KIC，疲勞裂紋擴展門檻值ΔKth，等等；(2)

變形屬性：拉伸彈性模量E和剪切彈性模量G；(3)

質量屬性：材料密度ρ。除此之外，材料還有經濟屬性、加工屬性等等。靜強度設計問題可以用如圖3.19所示的材料強度－重量特性圖進行選材。圖3.19

材料的強度－重量特性圖對于剛度問題(包括穩定性問題)，可采用圖3.20進行選材。圖3.19

材料的剛度－重量特性圖3.4.2

結構型式選擇的基本參數和理論結構型式決定了結構中載荷的傳遞方式。結構型式大體可分為集中面積、分散面積和集中分散面積型式，其平面結構的典型代表是梁、桁架和板桿結構。結構型式的選擇取決于作用在結構上的載荷和結構的幾何尺寸，同時也與結構的材料特性有關。從結構內力的分配看，結構型式可分為靜定結構和靜不定結構，靜定結構的內力只與結構元件的幾何位置有關，而靜不定結構的內力分配不僅與元件的幾何位置有關，還與元件的剛度有關。一、相對載荷和有效高度相對載荷定圖3.21

相對載荷的定義義為：M

M

H

eff相對有效高度定義為：HHeff

H

eff相對載荷實際上表征了梁中正應力的大小。相對有效高度越接近于1，材料的利用率就越高。結構受載嚴重時，一般采用梁式結構型式比較適合；結構受載很輕時，一般采用桁架式結構比較適此定性地分析，可以按照參數相對載荷。表3.3

結構型式選擇相對載荷

M有效高度Heff結構型式大小梁大大板桿小大桁架二、靜定和靜不定結構重量特性三定理定理一

靜定結構在只有強度約束時，滿應力解為最輕解。定理二

一個靜不定結構，在受到一組外載荷作用且只有強度約束(或位移約束)時，必定可以在此靜不定結構中找到一個最合適的靜定子結構為結構的最輕解(不考慮最小尺寸約束)。在罕見的情況下，也可能存在靜不定子結構與靜定子結構同為最輕解。定理三

一個靜不定結構在一組以上外載荷非同時作用，且在強度(或位移)約束時，一般情況下最輕解為靜不定結構；在一組外載荷作用，且在強度和位移約束同時存在時，一般情況下最輕解也為靜不定結構。三、結構布局設計的細分析、粗定理方法結構布局—結構方案選擇主、次元件及元件數量的選擇元件的幾何位置目前這一問題主要依賴于經驗和思維，人們也試圖從理性的角度解決這一問題：人工智能、神經網絡、布局優化等。三、結構布局設計的細分析、粗定理方法結構型式和布局設計目前尚不能象結構元件設計那樣進行定量設計，在很大程度上取決于設計者的分析和綜合能力。結構布局設計的細分析粗定量方法是進行結構布局的一種有效方法。在介紹細分析粗定量方法之前，先回顧一下已學過的定量設計理論：1)結構設計三準則；2)

結構型式選擇二參數；3)

結構重量特性三定量；4)

結構材料選用二參數(比強度和比剛度)；5)

結構內力分配二要點。回顧一下已學的定理、設計原則、準則等：三準則：結構傳力路線越短越好構件綜合利用越高越好材料的利用率越高越好二參數：相對載荷相對厚度三定理：見前面三定理回顧一下已學的定理、設計原則、準則等：載荷分配二要點：結構中載荷按剛度分配（靜不定結構中）靜不定支撐中載荷向支持剛度大的地方傳遞材料選擇“二比”強度比σb/ρ剛度比E/ρ細分析粗定量方法是指：運用已有的結論、原則、定量、經驗等知識對設計對象作細致全面的分析，對每一種設計方案的性能指標進行粗略的定量估算，然后確定一、二個設計方案作精細分析。例3-1

Michell桁架框架結構設計問題

設計一個結構使載荷P傳到兩個活動支座上(圖3.22)。已知P=1，L=2，θ=30°，材料密度ρ=1，許用應力[σ]=1。圖3.22

Michell桁架至少有三種結構型式可以選用：桁架結構、厚板結構和框架結構(圖3.23)。桁架結構 厚板結構 框架結構圖3.23

結構型式桁架結構：桿①和②傳力直接，受力符合元件的特性，但桿③的受力方向與外載的方向垂直，與“結構傳力路線越短越好”的準則不符；厚板結構：傳力不太直接，存在參與區；框架結構：是一個靜不定結構，存在局部彎矩，與結構重量特性定理不符。三種型式相比之下，桁架結構較合適。因為只有強度約束，最輕結構應該是靜定結構。仔細分析一下，此桁架結構還可以設計成如圖3.24的布局。圖3.24

Michell桁架結構布局作為一名結構設計人員應該很容易看到，實際結構中不會設計成活動支座，應該設計成固定支座(圖3.25)，那么其結構最小重量為2.309。圖3.25

固定支座Michell桁架例3-2

懸臂梁設計問題

設計一個懸臂梁結構(圖3.26)，將載荷P傳到基礎上。已知P=1，且可以在垂直方向移動，材料密度ρ=1，許用應力[σ]=1。圖3.26

懸臂梁變剖面梁桁架結構板桿結構混合結構圖3.27

懸臂梁可能的結構型式載荷P產生的彎矩由梁的上下邊處的材料傳遞，P產生的剪流由梁腹板傳遞。此布局型式懸臂梁的材料利用率不高，因為懸臂梁中間部位的材料沒有充分利用。材料利用率很低的中間部分去掉，在各剖面傳剪力的截面積基本相等。使傳遞彎矩的面積集中于最大高度處，提高材料的利用率。圖3.28

梁式懸臂梁兩桿布局十分簡單，但是由于載荷P的作用方向和桿的軸線方向角度較大，傳力并不有利。還存在壓桿穩定性問題，這一布局型式不可取。但是當懸臂梁的跨度與高度相當時，這種型式就可取了。這是一個15桿靜不定結構，經過尺寸優化后重量較輕。但是按照結構重量特性定理二，這一布局肯定不是最輕解。從15桿靜不定結構布局中取出一個12桿靜定結構，由于這一布局中的元件并不在最短的傳力路線上，所以結構重量較大。去掉某些遠離載荷傳遞路線上的元件，得到10桿靜定結構，結構重量有所下降。按照最短傳力路線在15桿靜不定結構中找出一個8桿靜定結構，其結構重量比靜不定結構略輕。考慮結構的對稱性，從15桿靜不定結構中演化出此10桿靜定結構。考慮結構的對稱性，從15桿靜不定結構中演化出此12桿靜不定結構。優化此結構的縱向節點坐標值，得到此結構。同時優化此結構的縱向節點坐標值和橫向節點坐標，得到此結構。通過拓撲優化獲得的最佳結構布局。3.4.3

結構元件強度與剛度的設計要點一、強度設計強度設計準則:

b強度設計過程：獲取結構元件上的設計載荷，這一載荷可能由飛機結構總體有限元分析給出；設計結構元件的截面形式；計算元件在設計載荷作用下的應力；查取材料的破壞強度，按照式(3.10)確定元件的截面尺寸。二、剛度設計為了保持飛機的氣動特性/對翼面、舵面變形要求對某些支持點，剛度不夠將影響其運動的精確性剛度不夠將引起氣動彈性變形太大，會導致破壞在某些情況下，剛度不能太大，如突風緩和要求二、剛度設計飛機結構元件的剛度設計是指設計載荷作用下，結構元件的變形δ小于元件允許變形[δ]，即

δi—結構元件的允許變形[δ]是按照設計要求、有關設計規范、經驗等確定的。結構元件的變形δ可以采用材料力學、結構力學或有限元分析獲得。[δi]不是一個結構特性參數，它是人們對結構的一個要求目前[δi]的確定在理論和實踐上均未很好地解決獲得[δi]的途徑查閱指定性文件“飛機設計指南”，“飛機設計規范”，“飛機強度規范”，“軍用飛機強度規范”，CCAR23，CCAR25參照初始設計的位移分布，再依此提出一個剛度指標參照原準機、同類飛機，用動相似法給出[δi]←不一定最優風洞吹風和飛機試驗三、剛度設計與強度設計的區別1、選擇材料的準則不同強度設計：σb/ρ剛度設計：E/ρ2、元件尺寸的分布不同強度：滿應力設計剛度：具體？具體分析等等三、剛度設計與強度設計的區別L x M0板桿結構梁重量：xh

A

x

M

const強度設計：

M

0h

A

x

l l

E

I

x

M dxdx0 00剛度設計：

h2

l lA

x

0

0

Eh

22M

0dxdxlW

W

A

x

dx00這是一個問題為：在

W→

min

時求A(x)泛函問題問題的解為：A(x)∝x1/2L xA(x)剛強 度度Px3、元件尺寸幾何布局不同對同一個設計問題，強度要求和剛度要求給出的結構方案是不同的如Lbh(x)

問題是：b不變/

強度和剛度約束設計h(x)使懸臂梁最輕M(x)=(L-x)P強度設計：剛度設計：h2

x

6P

L

x

b

即

h與x1

/

2有關，

即按

拋物線變化

x

L

E

I

x

LLM

x

dxdx30

0 0

06Eh

x

LL12P

L

x

L

重量： W

b

h

x

dx

min0

b

h

x

I

xM

x

h

x

x

26P

L

x

2泛函問題，其解h(x)按x1/3變化xx1

/

2x1

/

3剪切強度機翼的功用、設計要求和受載特點機翼的功用和設計要求一、機翼的用途氣動作用：保證飛機的飛行性能和機動性能，橫向穩定性和操縱性安裝起落架、發動機、貯放燃油、武器等。圖4.1

現代旅客機的機翼機翼的結構重量占全機結構重量的30%~50%，占全機重量的8%~15%。由它產生的阻力是全機阻力的30%~50%。二、設計要求總體要求（4點）氣動要求：保證一定的升阻比K＝cy/cx；由機翼增升裝置產生的升力系數增量△cymax值要盡可能地大；從亞音速飛行轉到超音速飛行時飛機的穩定性、操縱性和氣動性能的變化要盡可能地小，熱量要盡可能少地傳入結構放置各種裝載物的容積要盡量大。4.1.2

機翼的受載分布氣動力：以吸力和壓力形式直接作用在蒙皮上；機翼結構的質量力：分布在機翼整個體積上；集中力：與機翼連接的其它部件(如起落架發動機)、裝載物(油箱、炸彈)以及各類增升翼面從它們的連接接頭上傳給機翼。各種受載情況下氣動載荷的弦向分布亞音速氣