飞机结构设计4.5。
飞机构造之结构
机结构1.1.概述固定机翼飞机的机体由机身、机翼、安定面、飞行操纵面和起落架五个主要部件组成。
直升机的机体由机身、旋翼及其相关的减速器、尾桨（单旋翼直升机才有）和起落架组成。
机体各部件由多种材料组成，并通过铆钉、螺栓、螺钉、焊接或胶接而联接起来。
飞机各部件由不同构件构成。
飞机各构件用来传递载荷或承受应力。
单个构件可承受组合应力。
对某些结构，强度是主要的要求；而另一些结构，其要求则完全不同。
例如，整流罩只承受飞机飞行过程中的局部空气动力，而不作为主要结构受力件。
图1-错误！未指定顺序。
平飞时飞机的受载飞机作不稳定的平飞时，推力与阻力是不相等的。
推力大于阻力，飞机就要加速；反之，则减速。
由于在飞机加速或减速的同时，飞行员减小或增大了飞机的迎角，使升力系数减小或增大，因而升力仍然与飞机重力相等。
平飞中，飞机的升力虽然总是与飞机重力相等，但是，飞行速度不同时，飞机上的局部气动载荷（局部空气动力）是不相同的。
飞机以小速度平飞时，迎角较大，机翼上表面受到吸力，下表面受到压力，这时的局部气动载荷并不很大；而当飞机以大速度平飞时，迎角较小，对双凸型翼型机翼来说，除了前缘要受到很大压力外，上下表面都要受到很大的吸力。
翼型越接近对称形，机翼上下表面的局部气动载荷就越大。
所以，如果机翼蒙皮刚度不足，在高速飞行时，就会被显着地吸起或压下，产生明显的鼓胀或下陷现象，影响飞机的空气动力性能。
1.2.2.飞机在垂直平面内作曲线飞行时的受载情况飞机在垂直平面内作曲线飞行的受载情况如图1-2所示。
这时，作用于飞机的外力仍是飞机的重力、升力、阻力和发动机的推力。
但是，这些外力是不平衡的。
曲线飞行虽是一种受力不平衡的运动状θ)就是飞机图1-错误！未指定顺序。
飞机在水平转弯时的受载1.2.4. 飞机过载在曲线飞行中，作用于飞机上的升力经常不等于飞机的重量。
为了衡量飞机在某一飞行状态下受外载荷的严重程度，引出过载(或称载荷因数)这一概念。
民航飞机的基本结构(民用航空器超级详细多图)
Y
1 2
v2Cy S
升力>重力，飞机才能起飞
影响升力的因素
空气密度：ρ （不可控） 飞机空速：v 升力系数：Cy（迎角，上下表面弯曲情况） 机翼面积：S
200公里/小时
3000m
500公里/小时
8000m
升力公式
升力公式
Y
1 2
v2Cy S
升力>重力，飞机才能起飞
影响升力的因素
着陆滑跑时处于小迎角状态，因而不能充分利 用空气阻力进行制动。在不平坦的跑道上滑行 时，超越障碍(沟渠、土堆等)的能力也比较差
前轮会产生摆振现象，因此需要有防止摆震 的设备和措施，这又增加了前轮的复杂程度和 重量。
后三点式起落架
后三点式起落架的结构简单，适合与低 速飞机。 目前这种形式的起落架主要应 用于装有活塞式发动机的轻型、超轻型 低速飞机上。
后三点式起落架优点
一是在飞机上易于装置尾轮。与前轮相比，尾 轮结构简单，尺寸、质量都较小；
二是正常着陆时，三个机轮同时触地，这就意 味着飞机在飘落(着陆过程的第四阶段)时的姿 态与地面滑跑、停机时的姿态相同。也就是说， 地面滑跑时具有较大的迎角，因此，可以利用 较大的飞机阻力来进行减速，从而可以减小着 陆时和滑跑距离。。
后三点式起落架缺点
在大速度滑跑时，遇到前方撞击或强烈制动，容易发 生倒立现象。
如着陆时的实际速度大于规定值，则容易发生“跳跃” 现象。
在起飞、降落滑跑时是不稳定的。 在停机、起、落滑跑时，前机身仰起，因而向下的视
界不佳。
自行车式起落架
自行车式起落架的两个主轮都在机身轴 线上，飞行时直接收入机身内，而只在 左右机翼下各装一个较小的辅助轮。
在保证有足够的强度、刚度和抗疲劳的能力情 况下，应使它的重量最轻。对于具有气密座舱 的机身，抗疲劳的能力尤为重要。
飞机构型设计---总体
上单翼 （运输机）
C-130
安-25
运-8
安-72
为什么大多数军用运输机采用上单翼？
为了满足使用要求！ - 机身地板离地面尽量近
3.发动机数目和安装位置
• 发动机数目
- 单发：操纵简单，附加重量轻，成本低,安全性差 - 双发（多发）：生存力强
• 安装位置
- 单发：机身（前、后） - 双发：机身尾段
实例：无尾式布局
正常式和无尾式飞机的零升阻力
幻影2000
尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置 (续)
• 平尾高、底位置
- 上平尾 - 中平尾 - 下平尾 - “T” 平尾 - 高置平尾
选择平尾高低位置的原则
• 避开机翼尾涡的不利干扰
将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位 置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。
起飞和着陆滑跑时不稳定
前三点
• 适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过 程中操纵驾驶比较容易。
• 具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 • 飞行员座舱视界的要求较容易满足。 • 可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。 • 缺点是前轮可能出现前轮“摆振” 现象。
自行车式
• 起落架可收入机身里，布置起落架舱比 较容易。
- 噪声小 - 稳定性好 4）起落架：前三点型式，安装在机身上
三面图（草图）
为什么要采用“T” 平尾
• 优点：
✓ 避免机翼下洗气流和螺旋浆 滑流的影响：1）减小尾翼振 动；2）减小尾翼结构疲劳； 3）避免发动机功率突然增加 或减小引起的驾驶杆力变化
✓ 利用端板效应，气动效率增 加，垂尾的面积可适当减小
机翼下部 机翼或尾翼根部 短舱
• 进气道布局
头部进气道：布置紧凑，机身截面小，进口气 流均匀， 机炮对进气影响小；不能装或仅装小雷达天线。
飞机结构的设计和优化
飞机结构的设计和优化一、飞机结构的概述飞机是一种靠空气支撑的飞行器，设计和制造一架安全可靠的飞机的首要任务是确保其结构的安全性和强度。
由于飞机的空间复杂性和多变的运动状态，对其结构设计和优化提出了更高的要求，使得现代飞机结构设计已与传统航空工程设计存在较大差别。
二、飞机结构设计的基本原则1.安全性优先在飞机结构设计中，不管是材料、加工、还是结构设计、构建等环节，都必须始终以安全为前提。
一旦发现设计中存在不符合要求的结构缺陷，必须及时修正，同时采取相应的措施，以保障人员安全。
2.材料选择要符合需要为了使飞机结构能够具备轻量化、高强度等性能，设计者在材料选择上必须考虑多方面的因素。
例如，全金属结构相对钢材结构优势显著，但导热性能强，易在夏季挤出氧化物，因此在材料选择时应选择耐高温、不易腐蚀的合金，以便在未来的飞行中发挥最佳效果。
3.设计合理性在飞机结构设计过程中，设计人员要深入了解飞机的空气动力学和机械结构性能，并尽可能地遵循简洁、清晰的设计原则。
在材料选择、构造设计和优化等环节上采用与极高标准，更加科学和合理的工程思维。
4.节省空间随着现代飞机的改进，越来越多的零件和设备将被设计在飞机结构中，这就要求设计人员采取更加紧凑、合理的设计思路，以便在有限空间内充分利用结构中的每个零件。
三、飞机结构设计的流程1.确定设计要求已知飞机的任务以及其运行和使用的特定环境，在设计过程中，需要对图纸、技术规范、标准和设计大纲等进行细致的分析和研究，以便进一步确定设计要求。
2.制定设计方案在目标要求的基础上，设计人员制定针对设计参数的具体方案，并根据系统优化的原则来选择最佳方案。
同时，对已有的方案进行评估，并对其先进性和可靠性进行检验，以便不断提高方案的完善性。
3.进行分析和检验制定初步方案之后，飞机结构设计人员必须在理论和实践两个方面进行分析和检验。
其中，理论方面的分析包括材料强度、承载能力，不同工况下的应力状态分析等；而实践方面的检验则包括材料强度、机械性能和可靠性等方面的现场测试和实验。
飞机结构设计-
剩余强度变化特征
σ
σ
b
剩
剩余强度下降梯度 过大，结构不能继 续使用。
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a0
acr
a
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3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
1.恒幅疲劳载荷
ห้องสมุดไป่ตู้
Smax 恒幅疲劳载荷的最大值
S min
五个描 述参数
恒幅疲劳载荷的最小值（谷值）
S min S max 2 S max S min S 恒幅疲劳载荷的幅值 a 2 S min R 恒幅疲劳载荷的载荷比 S max
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均值 Sm 的影响：Sa , N f ; Sm , N f 分散性:(内因：材料微观缺陷, 外因：载荷变程)
f lg N 1 2 lg N lg N lg N 2 exp 2 lg N
宏观裂纹扩展机理 裂尖滑移形变 新生裂纹面 钝化
锐化(形成Δa)
宏观稳定扩展 失速段扩展
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da 10 6 ~ 10 4 dN
da 10 3 ~ 10 2 dN
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3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理
疲劳断口形貌特征
形核区(疲劳源区，呈圆形、亮泽)； 扩展区(明显的疲劳条纹)； 瞬断区(粗糙,剪切唇)。
Sa
K t小 K t大
N
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3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
有效应力集中系数Kf： K f
光滑试件的疲劳强度 缺口试样的疲劳强度
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3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
飞机结构设计课件
曲面造型新方法
• 传统NURBS造型，仅允许调整控制顶点或权因子来局部改变曲面 形状 ，修改不方便
• 设计方法有扫掠法(Sweeping)，蒙皮法(Skinning)，放样(Lofting) 法和旋转法，
• 修改时调整生成曲线形状来改变曲面形状 • 现有造型手段过于简单、不便用户使用，难以实现曲面的有效修
京航空航天大学出版社 • 童秉枢，现代CAD技术，清华大学出版社 • 唐荣锡，CAD/CAM技术，北航出版社 • 蔡青等， CAD/CAM系统的可视化、集成化、智能化、
网络化，西北工业大学出版社 • 范玉青，现代飞机制造技术，北航出版
飞机结构设计
CAD软件系统：几何造型技术
• 几何造型技术是一种研究在计算机中，如何表达物体模型形状的 技术。
• 在几何造型系统中，描述物体的三维模型有三种
• 线框模型 • 表面模型 • 实体模型。
飞机结构设计
数字建模－模型表示方法
• 线框模型 • 表面模型（注重几何描述，曲面） • 实体模型 （注重几何体之间的拓扑关系）
o 边界表示（Brep） o 构造几何表示（CSG）
飞机结构设计
数字建模
• 数字建模，即如何构造、计算几何外形 ； • 形状分析，包括曲面的奇性分析、凸性分析、基于有限元的曲线曲面工
飞机结构设计
NURBS曲面（90个）
飞机结构设计
曲面造型技术: 隐式曲面造型技术
• 具有几何运算下的封闭性； • 定义了一个半空间，将空间分为：
f(Байду номын сангаас,y,z)0
曲面的内侧
f(x,y,z)0
曲面的外侧
f(x,y,z)0
曲面之上
• 用于计算机动画中，如人体的肌肉、水滴、云、烟 等物体的造型和表现飞．机结构设计
航空行业的飞机结构设计资料
航空行业的飞机结构设计资料航空行业一直以来都扮演着重要的角色，飞机的结构设计是航空行业中至关重要的一环。
本文将介绍航空行业中的飞机结构设计资料，包括设计原则、相关参数和常见材料等。
一、设计原则在航空行业中，飞机的结构设计旨在确保安全、可靠并且具有良好的性能。
以下是一些常见的设计原则：1. 强度与刚度：飞机必须具备足够的强度和刚度，以应对各种外部力和飞行过程中的振动、变形等。
结构设计师需要考虑受力分布、材料强度以及合理的设计模型，以确保飞机的结构能够承受各种载荷。
2. 轻量化：航空行业对于飞机的重量要求较高，因为较轻的飞机可以减少燃料消耗并提高飞行性能。
因此，结构设计师需要在保证强度和刚度的前提下，尽可能减少飞机的重量。
3. 耐久性：飞机通常需要在恶劣的环境条件下运行，如高温、低温、湿度等。
结构设计师需要选择能够在不同环境下保持性能稳定的材料，并采取相应的设计措施以确保飞机的耐久性。
二、相关参数在飞机结构设计中，有一些关键的参数会对设计产生重要影响，包括但不限于以下几个方面：1. 翼展：翼展是指飞机两侧翼展的长度，它会直接影响飞机的横向稳定性和机动性能。
结构设计师需要根据飞机的类型和用途确定合理的翼展大小。
2. 翼型：翼型是指飞机翼面的形状。
翼型的选择会对飞机的升力、阻力和稳定性产生重要影响。
结构设计师需要根据飞机的要求选择适合的翼型，并优化其设计。
3. 腹部曲率：腹部曲率是指飞机机身底部的曲率形状。
腹部曲率的设计会影响飞机的升力和阻力分布，进而影响飞机的飞行性能。
结构设计师需要考虑腹部曲率的合理性和优化设计。
三、常见材料航空行业中，常用的飞机结构材料包括金属和复合材料两大类。
1. 金属材料：金属材料常用于飞机的结构骨架和连接件，具有良好的强度和刚度。
常见的金属材料包括铝合金、钛合金和高强度钢等。
2. 复合材料：复合材料由纤维增强材料和基础树脂组成，具有优异的强度和重量比。
复合材料在飞机结构设计中的应用越来越广泛，常见的有碳纤维增强复合材料和玻璃纤维增强复合材料等。
《航空概论》第4章 飞机的基本构造
第4章 飞机的基本构造
(4) 动力装置。动力装置包括产生推力的发动机，以及 保证发动机正常工作所需要的附属系统和附件传动装置，其 中包括发动机的启动、操纵、固定、燃油、滑油、散热、防 火、灭火、进气和排气等装置和系统。
(5) 操纵系统。操纵系统包括驾驶杆(盘)、脚蹬、拉杆、 摇臂或钢索、滑轮等。驾驶杆(盘)控制升降舵(或全动水平尾 翼)和副翼，脚蹬控制方向舵。为了改善操纵性能和稳定性 能，现代飞机操纵系统中还配备有各种助力系统(包括液压 式和电动式)、增稳装置和自动驾驶仪。
第4章 飞机的基本构造
3．结构完整性要求 所谓的结构完整性，是指关系到飞机安全使用、使用费 用和功能的机体结构的强度、刚度、损伤容限及耐久性(或 疲劳安全寿命)等飞机所要求的结构特性，是飞机结构特性 的总体要求。
第4章 飞机的基本构造
4．最小重量要求 在满足飞机的空气动力要求和结构完整性的前提下，应 使结构的重量尽可能减轻，即达到最小重量要求。因为结构 重量的增加，在总重量不变的情况下，就意味着有效载荷的 减小，或飞行性能的降低。减轻结构重量是飞机设计和制造 人员的重要使命，也是飞机型号研制成功的关键。世界各国 所有的飞机设计和制造部门，都有一个共同的口号：“为减 轻飞机的每一克重量而奋斗”。
第4章 飞机的基本构造
图4-4 机翼上所受的剪力、弯矩和扭矩
第4章 飞机的基本构造
4.2.2 机翼受力构件的基本构造 机翼结构的受力构件主要分蒙皮和骨架结构，如图4-5
所示。骨架结构中，纵向构件有翼梁、长桁(桁条)、纵墙(腹 板)，横向构件有翼肋(普通翼肋和加强翼肋)。
第4章 飞机的基本构造
合理的结构布局是减轻结构重量最主要的环节，飞机通 常用结构重量系数来表示结构设计水平。结构重量系数是用 飞机结构重量与飞机正常起飞重量的百分比来表示的。统计 结果表明，第一代歼击机的结构重量系数平均在35%左右， 第二代歼击机的结构重量系数平均在33%左右，第三代歼击 机的结构重量系数平均在30.5%左右。目前发展的第四代歼 击机，如美国的F-22飞机，据悉结构重量系数为28%。
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航向（X向）集中力
肋
梁
Y向集中力
肋
加强肋在集中力P作用下两种运动趋势
向上 绕刚心转动
向上运动由梁腹板提供支反力限制转动 由梁腹板蒙皮 提供支反剪流限制
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4.5.2 梁式机翼
加强肋内力图见下图
受力特点: 弯矩剪力往往较大 结构特点: 肋腹板缘条比较强;与翼梁蒙皮的连接也比较强。
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4.5.2 梁式机翼
4.结论:
1. 前梁上有载荷，也即一般不能抵消，而是会使盒段扭! P力不是全部由后梁传往根部，而是会在盒段上整个 加载。
2. 双梁式不是双支点简支梁! 加强肋是由后盒段周缘连 接的。
3. 传集中力时，要通过某些加强构件把它转化为适宜于
机翼主要受力构件(盒式梁)所宜承受的各种分散力
梁承受并扩散。
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4.5.2 梁式机翼
1. 结构特点:
梁强；蒙皮薄（t=1mm)；长桁弱且较少
（单块式>3mm，多腹板式可达十几毫米）
与机身只有几个集中接头，但至少要有一固支，一铰支。
(静定支承)
2. 受力特点:
梁: 承受绝大部分Mx (90%以上) 蒙皮: 受Mt引起的q，(同时初始受载,气动力) 长桁: 不受总体力,受局部气动载荷
置约在38－40％ｂ。
刚心
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
焦点：也称为空气动力中心，焦点可看为在迎角变化
时，升力增量的作用点。约在28％ｂ处。
焦心
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
压心：空气动力R与机翼弦线的交点，即空气动力合力 作用点。它的位置随着α角（Cy ）而变化。α →Cy →压心前移，接近焦点。
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4.5.2 梁式机翼
下图所示两种受力模型的传力路线相同吗? P
解: 将P移到刚心得 P`=P Mt=P*3 R前`= 3/4P R后 =1/4P
3P
qt= 214 =3/8P
Rt前“= 3/8P1 R前= 3/4P-3/8P=3/8P
Rt后“= 3/8P1 R后= 1/4P+3/8P=5/8P
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4.5.2 梁式机翼
作用在机翼上的气动载荷的传递
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4.5.2 梁式机翼
翼肋上的气动载荷是如何传递的？
梁式翼肋
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4.5.2 梁式机翼
梁式机翼的气动载荷是如何传递的？
梁式翼盒
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4.5.2 梁式机翼
蒙皮初始受载
但在传总体力时作为蒙皮的支持提高蒙皮临界剪应力。
普通肋: 不受总体力,受局部气动载荷 提供蒙皮支持。
3. 用处: 常用在大 (>6)直机翼,低速飞机上
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4.5.2 梁式机翼
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4.5.2 梁式机翼
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4.5.2 梁式机翼
作用在机翼上的气动载荷的传递
总体位置
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
分布气动力作用在蒙皮上 谁支持蒙皮？
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
蒙皮 ：由翼肋和长桁支持。
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
分布气动力作用在翼肋和长桁 谁支持翼肋和长桁？
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4.5.2 梁式机翼
有关力等效的两个问题 问题1. 是否可用等效力系画内力图? 问题2. 是否可用等效力系求支反力?
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4.5.2 梁式机翼
举例：加强肋传力分析
前梁
P
后梁
B
设: H=1, B=4,前梁刚度为3,后梁刚度为1 问题:
1.是否仅后梁腹板提供支反剪力? 2.加强肋是否可简化为双支点梁?
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
总结：分布气动力作用在蒙皮上（谁支持蒙皮？） 分布气动力作用在翼肋和长桁 （谁支持翼肋和长桁？）
蒙皮 ：由翼肋和长桁支持。 长桁 : 由翼肋支持。 翼肋 : 由翼肋后方的机翼盒段支持。 集中力（X向、Y向、Z向） 例副翼接头载荷 ：由翼肋和加强翼
长桁翼肋 翼肋 梁腹板蒙皮
机翼机身接头(弯矩剪力)
扭矩(根肋)
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4.5.2 梁式机翼
机翼上集中力的传递 集中力来源: 副翼 襟翼 机翼挂架等连接接头来。 机翼结构: 薄壁结构,受集中力的能力极差。 解决办法: 集中力作用处布置构件扩散。 例
好
2019/11/12ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
差
20
4.5.2 梁式机翼
4.5 机翼典型受力型式的传力分析
空气动力向翼肋 上的传递分析
梁式机翼
单块式机翼的传 力分析
多腹板式机翼的 传力分析
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
机翼剖面的“三心”和一点
重心：机翼剖面上，重力与弦线 交点。
刚心：当剪力作用于该点时，机
翼只弯不扭，或机翼受扭
时，将绕其旋转。刚心位
传力分析:
Q
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Q
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4.5.3 单块式机翼的传力分析
单块式机翼的载荷是如何传递的？
单块式翼盒
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4.5.3 单块式机翼的传力分析
剪力传递：因长桁、蒙皮较强，承轴向正应力能力大， 梁腹板受剪时，产生的轴向剪流（将形成弯矩） 由梁橼条，长绗、蒙皮组成的壁板承受。
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
长桁 : 由翼肋支持。
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
翼肋 : 由翼肋后方的机翼盒段支持。
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4.5.1 空气动力向翼肋上的传递分析
集中力（X向、Y向、Z向） 例副翼接头载荷 ：由翼肋和加强翼梁承受并 扩散。
局部刚度要求
2. 翼形变薄 承弯能力要求
两者矛盾
办法: 提高有效高度，可采用后面介绍的多腹板式
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4.5.3 单块式机翼的传力分析
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4.5.3 单块式机翼的传力分析
单块式机翼的气动载荷是如何在翼肋上传递的？
单块式翼肋
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4.5.3 单块式机翼的传力分析
先扩散 传给主盒段
机身
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4.5.3 单块式机翼的传力分析
结构特点:梁较弱或只有墙；蒙皮较厚（t>3）；长桁多且强。
受力特点: 由梁缘条、长桁和蒙皮组成的壁板承弯 其它传力路线同梁式
气动载荷传给蒙皮，蒙皮传给桁条和翼肋，翼肋传给蒙皮和 腹板
用处: 从高速飞机要求看:
1. V
气动载荷