第二章飞机的外载荷与设计规范习题答案_飞行器结构设计
飞行器结构设计(打印版)
在弹体坐标系下，由受力平衡和力矩方程得
Ra Rb G cos Ral1 Gl2 cos 0 fRa Fa
两坐标轴方向过载为：
nx ( P Fa) / mg 0 ny ( Ra Rb) / mg 0
可得
nx P / mg 0 fGl2 cos / mg 0l1 ny G cos / mg0
M N Yi Ji Fj
——舱段剖面上的正应力；
M ——由弯矩 M 产生的正应力；
N ——由轴向力 N 产生的正应力；
M ——作用在舱段剖面上的弯矩； N ——作用在舱段剖面上的轴向力；
J i ——减缩剖面的惯性矩；
Yi ——第 i 个元件到减缩剖面中性轴的距离；
F j ——减缩剖面的面积。
可知，从 0 至 90 度，随 增大， nx 变大， n y 变小。 4 波动系数 K：反映当舵面偏角发生变化时，导弹的过载系数变化的程度。 第四次课（教材 23 页-35 页） 1 地空导弹典型弹道上所选的特征点有：最大推力点，导弹进入控制飞行的初始点，机动飞行段的速 压点，机动飞行的终点。 2 压心：作用在物体上空气动力合力的作用点。 3 刚心：一个剖面上，所有作用力的合力，只产生纯弯曲的作用点。 4 设计载荷：使用载荷乘以安全系数。 P des
R ——连接框外径；
q ——连接框的支反剪流。
第八次课（教材 52 页—61 页） 1 梁式翼面结构中，翼梁一般沿翼面最大厚度线布置或沿翼弦的等百分比线布置，翼肋按顺气流方向 排列或沿垂直于翼梁弹性轴方向布置。 2 玻璃钢蜂窝夹层结构中，弹翼主体上蜂窝纵向沿展向排列，翼前后缘蜂窝纵向沿翼弦方向排列。 3 展弦比：展向长/弦向长。 4 翼面的相对厚度：翼面最厚位置厚度/弦长长度。 第九次课（教材 62 页—70 页） 1 普通肋开减轻孔是因为腹板剩余强度一般较大，减轻孔边缘翻边是为提高腹板的抗弯能力。 2 铆缝设计与计算主要是确定铆钉的直径，间距，边距与排距。 第十次课（教材 70 页—76 页） 1 第一强度理论是最大拉应力准则； 第二强度理论是最大伸长线应变准则； 第三强度理论是最大剪应力准则； 第四强度理论是最大形变能准则。 2 夹层结构夹芯参数为格子形状，边长，箔厚与变密度格子。 第十一次课（教材 76 页—84 页） 1 在多榫式接头中，齿中部厚度小于齿厚，是为了减少齿的精加工面，齿外端厚度比齿根略小，装配 时外端起导向作用。 （教材 77 页图 3.44）
第03讲—外 载 荷(1)
26
作 业
《飞行器结构学》
P62
2—3
2—4
2—7
27
第三讲结束
退 出
28
在足至头的方向，忍受的过载的能力最弱。（见下图）
人 员 所 能 承 受 的 过 载 值
24
四、最大使用过载的确定
飞机的过载系数是最重要的原始参数之一，是表征飞机机动
性的重要参数。过载的大小应根据飞机的用途确定。
各国规范都根据本国实际情况对飞机进行分类，并规定其过 载的大小。
飞机分类
全特技类／机动飞机 (歼击机、强击机、教练机等) 半特技类／部分机动飞机 (战术轰炸机、多用途飞机等) 非特技类／非机动飞机 (运输机、预警机等)
Cy—升力线斜率；
—迎角增量； H —飞行高度H上的空气密度；
Y0 —飞机原平飞升力； u —垂直突风速度；
p = G/S —翼载荷；
K —垂直突风衰减系数。当垂直突风来得愈突然（扰动气流 影响区L愈小），V0愈大，K值就愈接近于 1。
在暴风雨中飞行时，u可达40m/s，将产生较大的过载。 除此之外，周期性突风还将引起振动而产生疲劳，同时产
11
7g
三、过载系数的概念
1. 过载系数的定义
飞机所受除重力之外 的外力总和与飞机重力之 比 称为过载系数 (所有表 面力的合力与飞机重量 G 之比)，用符号n表示。它 沿飞机主轴的三个分量为 nx、ny、nz (图3-7)。
除重力之外的总外力的 y向 分量（即升力Y ）与飞机重 力 G 之比，就是 y 向过载系 数ny，它可能为正，也可能 为负，这取决于该方向的外 力情况。
ny (俄罗斯) nymax
ny (美国) ny=-3~8
6 6 4
飞机结构设计答案
飞机结构设计答案一、填空题（15分）1．目前通常将战斗机分成四代，米格-21是典型的二代机，F-22是四代机的第一个代表机种，我公司正在研制的L15高级教练机为三代机。
2. 飞机结构设计要满足空气动力要求和设计一体化要求，结构完整性要求和最小重量要求，使用维修性要求，工艺性要求，经济性要求。
3. 飞机在飞行过程中，外界作用于飞机的载荷主要有：升力、阻力、发动机推力、重力。
4. Y向载荷系数表示了飞机升力与重力的比值。
L15高级教练机正向设计过载为8，负向设计过载为3。
二、简答题（70分）1．飞机结构的设计思想就其发展过程看，大致可划分为哪5个阶段？答：静强度设计阶段，静强度和刚度设计阶段，强度、刚度、疲劳安全寿命设计阶段，强度、刚度、损伤容限和耐久性设计阶段、结构可靠性设计试用阶段。
2. 使用载荷的定义答：飞机使用中实际可能遇到的最大载荷称为使用载荷。
3. 设计载荷的定义答：为了保证一定的安全裕度，飞机结构通常按能承受高与使用载荷的载荷设计，设计的结构所能承受而不破坏的最大载荷称为设计载荷。
4. 安全系数的定义答：安全系数定义为设计载荷与使用载荷之比。
5. 机身的主要功用？答：主要功用：1 安置空勤组人员、旅客、装载燃油、武器、设备和货物等。
2 把机翼、尾翼、起落架及发动机等连接在一起，形成一架完整的飞机。
6. 机身主要外载荷？答：1 装载加给机身的力 2 其他部件传来的力 3 增压载荷7. 机身结构的典型受力形式有哪三种?答：桁梁式、桁条式、硬壳式三、计算题（15分）已知飞机机翼全翼展长L=9.7m，其最大使用升力Y W=643KN，半机翼的结构重量G W/2=7.7KN，半机翼的升力合力与重心假设展向作用于Z=0.5(L/2)处。
此外机翼上Z=0.6(L/2)处，挂有G B=1KN 的炸弹。
安全系数f=1.5，求：机翼根部Z=0.1(L/2)处的设计弯矩解：M= （0.5Y W- G W/2）×[0.5(L/2)- 0.1(L/2)]- G B×[0.6(L/2)- 0.1(L/2)] =（0.5×643-7.7）×0.4×9.7/2-1×0.5×9.7/2=608.78-2.43=606.35 KN·MMd=f×M=1.5×606.35=909.53 KN·M。
飞机的外载荷
ny
Y0 Y H uv0 1 KC y G 2p
p
G S
3 其他飞行姿态的过载
飞机转动(升降)时的过载(刚体运动分析) ① 运动分析: 旋转+平移 ② 载荷分析:当平尾产生机动载荷时,飞机产生平移与旋转； 该载荷克服了飞机原有的平飞状态,使飞机在上述两个运 动中产生加速度。从动平衡角度,平尾机动载荷与它克服 的惯性力及力矩相平衡。
1 飞机设计规范简介
①
指定设计规范的意义：对飞机设计和研制给出全面要
求的指令性技术文件，是飞机设计员的工作依据.
②
政府与权威研究机构组织制定，也可与设计主管部门
共同制定。
③
设计规范不是统一的，而是针对不同的飞机类型制定
不同的设计规范，因为飞机的任务与技战术要求不同。
④
设计规范与设计手册是飞机设计人员的基本工具。
4 安全系数 i. 安全系数是静强度安全设计的主要解决方法。 使用载荷：飞机在使用中预计各构件可能遇到的最大载荷 设计载荷：使用载荷乘以安全系数安全系数取法 ① 凡在规范中未作特殊说明之处，安全系数均为1.5； ② 当载荷的性质、大小和分布不能准确确定时，安全系数增大 到1.65、2或更大； ③ 对于主要的接头和耳片，由于特殊重要性，在上述安全系数 基础上，尚应乘以附加安全系数1.25 ii. 静强度设计准则：
p
t
1 疲劳载荷 疲劳载荷破坏的一般特点 •多次反复载荷作用下产生的破坏； •低应力脆断； •疲劳破坏对材料特性、构件的形状、尺寸、表面状态、使 用条件、外载环境等都十分敏感； •疲劳破坏具有局部性，而不涉及到整个结构的所有构件。
2 疲劳载荷谱 疲劳载荷是飞机设计中最重要的考虑因素，是定寿的基本 依据。 载荷谱的谱型 1）等幅谱 2）程序块谱 3）飞－续－飞谱（典型任务剖面谱、任务段－任务段谱、 基本机动飞行谱） 载荷的时间历程分类 1）单机载荷时间历程，主要用于单机寿命监控。 2）机群载荷谱（设计使用载荷谱用于新设计飞机的研制 阶段基准使用载荷谱用于该飞机的服役使用寿命）
西工大飞行器结构力学课后答案
西工大飞行器结构力学课后答案第一题根据飞机结构力学的基本原理，飞机的结构力学可以被分解为静力学和动力学两个部分。
静力学是研究在静止或恒定速度下的力学行为，包括计算飞机各个部件的受力和应变情况。
而动力学则是研究在变化速度和加速度下的力学行为，包括计算飞机受到的各种动力荷载和振动情况。
第二题飞机的结构力学分析中，常用的方法包括有限元分析、静力学分析和动力学分析。
有限元分析是一种基于数值计算的方法，可以建立飞机结构的数学模型，并以此模型进行力学分析。
静力学分析是通过平衡方程来计算飞机结构的受力和应变情况，包括应力分析和变形分析。
动力学分析是通过力学方程来计算飞机在动态载荷下的振动响应和疲劳寿命。
第三题飞机的结构力学分析对于设计和制造过程中的决策具有重要意义。
在设计阶段，结构力学分析可以帮助工程师评估不同设计方案的有效性和可行性。
通过分析飞机的受力和应变情况，可以优化设计，并确保飞机在正常工作范围内具有足够的强度和刚度。
在制造阶段，结构力学分析可以帮助工程师确定合适的材料和加工工艺，以确保飞机结构的可靠性和安全性。
通过分析飞机的受力和应变情况，可以预测飞机在使用寿命内的疲劳寿命，并采取相应的措施延长飞机的使用寿命。
此外，结构力学分析还可以应用于飞机维修和事故调查过程中。
通过分析事故飞机的受力和应变情况，可以确定事故原因，并提出相应的维修和改进建议，以减少事故的发生对飞机结构的影响。
第四题对于飞行器结构力学的研究，需要掌握一些基本理论和方法。
首先是静力学的基本原理，包括力的平衡方程、应力和应变的定义和计算方法。
其次是动力学的基本原理，包括力的运动方程、振动的模型和计算方法。
此外，还需要了解一些基本的力学性能指标，如强度和刚度。
在进行结构力学分析时，需要掌握一些基本的计算方法。
常见的方法包括有限元法、解析法和试验法。
有限元法是一种基于数值计算的方法，可以建立飞机结构的数学模型，并以此模型进行力学分析。
解析法则是通过解析计算的方法进行力学分析，主要针对简单和规则的结构。
第2章 飞机载荷
二、飞机过载和过载系数
飞机到达飞行轨迹的最低位置时， 此时，飞机的过载为
2
v ny 1 gr
飞机俯冲拉起时，升力可能大大的超过飞机的重力。飞 机机动动作越剧烈，升力大于重力越多，飞机受力越严 重，机翼翼根部位承受载荷越大。
二、飞机过载和过载系数
水平平面内机动飞行情况下飞机的过载
作水平转弯。 水平方向：升力水平分量=惯性离心力 垂直方向：升力垂直分量=重力
习
题
5.飞机水平转弯时的过载：_____。 A:与转弯半径有关。 B:与转弯速度有关。 C:随转弯坡度增大而减小。 D:随转弯坡度增大而增大。
6.n设计和n使用的实际意义分别是：_____。 A:表明飞机结构承载能力与飞机飞行中的受载限制。 B:表明飞机结构受载能力与飞机飞行中的实际受载大小。 C:表明飞机结构承载余量与飞机飞行中的实际受载大小。 D:表明飞机飞行中的受载能力与飞机结构的实际受载大小。
空间盒式结构
周缘封闭的薄壁梁
三、载荷分类及构件变形
习
题
1.飞机载荷是指：_____。 A:升力。 B:重力和气动力。 C:地面支持力。D:飞机运营时受到的所有外力。
2.飞机在水平面内作等速圆周运动，所受外力为：_____。 A:升力、重力、推力、阻力、向心力。 B:升力、重力、推力、阻力不平衡，合力提供向心力。 C:所受升力随坡度增大而增大。 D:B和C都对。
习
题
8.哪个方向的突风对机体影响最大：_____。 A:水平突风。 B:垂直突风。 C:侧向突风。 9.飞机结构中的空间薄壁结构可以承受何种载荷：_____。 A:集中力。 B:分布力。 C:剪力。 D:空间任意方向力。 10.飞机结构中薄板类构件可以承受的载荷为：_____。 A:集中力。 B:分布力。 C:板平面内的分布力。
飞机结构设计 第2章 飞机的外载荷
n
y
=
P lg P o lg
=
G + N G
y
− Yl
④ 这个过载不允许过大,一般ny=3-4 (因为与飞行 时对结构与人的作用不同) 着陆运动的情况多样,还可能发生nx(前方撞击、 刹车),或nz（侧滑）.
两种定义的比较
∑Fy=0 Y + PLd = G + N y
Ny ay Y + PLd ny = = 1+ = 1+ G G g
nyg = ny0 ±Δny = ny0 ± = ny0 ±
a cy (U / V )ρV 2 a cy ΔαρV 2S / 2
G
2G / S
图2.8 垂直突风速度为W时飞机飞行攻角的改变
突风还可能引起振动，特别是在重型飞 机上引起周期性的载荷（甚至共振）。
突风作用时间
h
考虑突风作用时间，引入突风衰减因子K， K<1：
2.1.1 过载的概念 定义：飞机所受除重力之外的表面力总和与 飞机重量之比称为过载系数n，简称 过载。
n = Rf / G
n = nx i + n y j + nz k
n=
2 2 n x + n y + n z2
过载系数可正，可负；与坐标轴方向一致 为正，反之为负 习惯上将过载系数称为过载；平时所说的 过载是指ny，∵一般地nx和nz均很小，且x方 向的强度、刚度一般较好
盘旋倾斜角越大，ny 越大。 当γ=75º~80º时， ny=4~6。 当飞行速度增大时，如仍 需作小半径盘旋，则需要采用 大迎角飞行以产生大的升力， 同时，需要克服升力增加所引 起的阻力增大，还需要大的倾 斜角，以产生作此盘旋所需的 升力的水平分量（向心力）。 很明显，此时将产生相当大的 载荷系数。
第2章 飞机的外载荷
2. 飞机的外载荷飞机结构与强度第二章 飞机的外载荷1/602. 飞机的外载荷飞机结构与强度2.1 飞机结构上的主要载荷 2.2 不同飞行状态下的过载 2.3 其他载荷情况 2.4 疲劳载荷 2.5 飞机设计规范简介2/602. 飞机的外载荷飞机结构与强度2.1 飞机结构上的主要载荷飞机在飞行、起飞、着陆、地面维护等使用过程 中，作用在飞机上的外力称为飞机的外载荷。
(1)飞行时的外载荷。
(2)起飞、着陆时的外载荷。
3/602. 飞机的外载荷 机体坐标系飞机结构与强度yzx4/602. 飞机的外载荷 速度坐标系飞机结构与强度5/602. 飞机的外载荷 载荷分类飞机结构与强度1. 质量力Rm ——飞机的质量和加速度相关的力。
惯性 力：如重力，离心力等。
2. 表面力Rf——物体之间直接接触而产生的力。
例： 升力，空气阻力，发动机推力T，地面支反力。
6/602. 飞机的外载荷飞机结构与强度2.1.1 过载的概念定义：飞机所受除重力之外的表面力总和与飞 机重量之比称为过载系数n，简称过载。
n = Rf / G飞行中：n = ( Ra + P ) / G= ( Ra + P + Pk ) / G着陆（起飞）时： n过载，过载系数，载荷系数7/602. 飞机的外载荷 过载在机体坐标系中的分解飞机结构与强度n = nx i + n y j + nz kn=2 2 n x + n y + n z2zyx8/602. 飞机的外载荷飞机结构与强度过载的符号：正过载，负过载。
与机体坐标 系坐标轴方向一致为正，反之为负；通常过载 系数简称为过载。
通常提到过载是指ny。
nx和nz相对较小；飞机 结构x，z方向的强度、刚度较好；主要校核y方 向的过载。
9/602. 飞机的外载荷飞机结构与强度铅垂平面内飞机曲线运动力学方程（速度坐标系） 平衡方程：P cos(α + ϕ ) − X = G sin θ + maτaτ = dV / dt an = V 2 / RR为飞机运动轨迹的曲率半径Y + P sin(α + ϕ ) = G cos θ + man过载值：1 dV P cos(α + ϕ ) − X = sin θ + ⋅ nx = G g dt Y + P sin(α + ϕ ) 1 V2 ny = = cos θ + ⋅ G g R10/60ga n ga n ga m G mR n n y x f +=+===θθτcos sin //G G G2.2 不同飞行条件下的过载∑F x =0 T =X∑F y =0 Y =G0=−=GX T n x 1==GY n y 0=z n z 匀速水平飞行z等速水平倒飞n=1−yR V g n dtdV g n y x 21cos 1sin ⋅+=⋅+=θθ0=θR V g n y 211max ⋅+=时RV g G N Y 2sin ⋅==γGY =γcos γcos 1==G Y n y 测量n y ，可计算γyn 1cos =γ122−=y cir n g V R 盘旋半径：),,,(/12max max 2maxmax max max p V H c f S G V c GY n y H y y ===ρS G p =z机翼静力加载试验z人体承受过载的能力与过载方向和时间的关系服Military fightersPrimary trainersAdvanced trainersLight planesCargo & passenger transportsHeavy bombersz Different kinds of aircraftsg xn n z y y ε±=0g x n n zx x 20ω±=z Aircraft is Rotating after take offS G V V W c n GS V a c n n n n a y y a y y y y yg /2)/(2/20200ρρ±=Δ±=Δ±=z Gust caused by mountainsKS G WV c n n a y y yg /20ρ±= 水平突风远小于垂直突风，引起的水平方向过载可以忽略不计(不大于1.3-1.5)突风还可能引起振动，特别是在重型飞机上引起周期性的载荷，严重时导致共振。
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第二章习题答案
2．飞机由垂直俯冲状态退出，沿半径为r的圆弧进入水平飞行。
若开始退出俯
冲的高度H
1＝2000 m，开始转入水干飞行的高度H
2
＝1000 m，此时飞行速度v＝
720 km/h，(题图2.3)，求
（1）飞机在2点转入水平飞行时的过载系数n
y
；
（2）如果最大允许过载系数为n
ymax
＝8，则为保证攻击的突然性，可采用何种量级的大速度或大机动飞行状态?(即若
r不变，V
max 可达多少? 如果V不变，r
min
可为多大
? 解答
（1）
08
.5
)
(
8.9
)
3600
1000
720
(
1
1
2
1
2
2
=
-
⨯
⨯
+
=
+
=
=
H
H
gr
v
G
Y
n
y
（2）
h
km
r
g
n
v
y
/
2.
943
1000
8.9
)1
8(
.
).1
(
max
=
⨯
⨯
-
=
-
=
m
n
g
v
r
y
1.
583
)1
8(
8.9
)
3600
1000
720
(
)1
(
2
2
min-
⨯
⨯
=
-
=
3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H ＝1000m 处，以速度V=520 Km/h 和V ’＝625km ／h(加力状态)作盘旋半径不小于R ＝690m 和R ’＝680m(加力 状态)的正规盘旋(题图2.4)。
求
(1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数n y ；
(2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重G b ＝300kg ，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf ＝9.8N)。
解答：
（1）
βcos 1
=
=
G Y n y
∑=01X
r v m Y 2
sin =β ①
∑=01Y
G Y =βcos
②
由
①与②得
085
.3690
8.9)
36001000520(2
2
=⨯⨯
==
gr
v
tg βο04.72=β （非加力）
523
.46808.9)
36001000625(2
=⨯⨯
=βtg ο
5.77=β （加力）
6.4cos 1
==
βy n
（2） r v m
N X 21
=
6．飞机处于俯冲状态，当它降到H ＝2000m 时(H ρ=0.103kg ／m 3。
)遇到上升气
流的作用(题图2.7)，求此时飞机的n y 。
已知飞机重量G=5000kg ，机翼面积S=20
m 2
，5.4=α
y C 。
此时的飞行速度V=540 km ／h ，航迹半径r=8.00m ，y 轴与铅垂线
夹角=ϕ600，上升气流速度u ＝10 m ／s ,突风缓和因子K=0.88。
解答：
① 0333.03600100054021
1060cos =⨯⨯
=
=⋅v
u tg s ο
<α ο
<91.1=α
② q s KC Y y ⋅⋅=αα
<<=221v s KC y ραα
⋅⋅<
=
2
)36001000540(1035.021203.5791.15.488.0⨯⨯⨯⨯⨯⨯
⨯
=3 0.125 KN
③
gr v G
ma G Y 260cos ==+ο
ο
60cos 2G gr v G Y -==ο
60cos 2G gr v G -
=37
.21050)218008.9)
36001000540(
(32
=⨯⨯-⨯⨯G v
u 。
G
Y
④
77
.1 50
125
.
30
37
.2
-
=
-
-
=
-
-
=
G
G
G
Y
Y
n
y
<
7．飞机以过载n
y
＝-3作曲线飞行，同时绕飞机重心以角加速度=
Z
α 3.92rad／
s2转动,转动方向如(题图2.8)所示。
若发动机重量G
E
＝1000kg，发动机重心到
全机重心距离l＝3m，发动机绕本身重心的质量惯性矩I
Z0
＝1200 N·m·s2，求
(1) 发动机重心处过载系数n
yE
(2) 若发动机悬挂在两个接头上，前(主)接头位于发动机重心处，后接头距发动机重心0.8m，求此时发动机作用于机身结构接头上的质量载荷(大小、方向)。
解答：
（1）①
3-
=
=
G
Y
n
yE
②
2.1
8.9
3
92
.3
=
⨯
=
=
=
=
i
i
z
i
i
i
i
i
iy
yY G
x
m
G
a
m
G
N
n
α
③8.1
2.1
3-
=
+
-
=
+
=
yr
ye
yE
n
n
n
（2）M
N
I
M
z
G
Z
G
Z i
v
i
v
⋅
-
=
-
⨯
=
=4704
)
92
.3
(
1200
α
<
N
l
M
N i v G Z5880
8.0
4704
=
=
=
<
重心处（前接头）
L
A
C
N前1
n y E
KN
KN G n N i yE 18108.11-=⨯-=⋅=前
接头作用于发动机的力为y 轴负向 发动机受到的外力向下
后接头 KN N 8.5+=后 （y 轴正向） KN N 88.52-=前
KN N N N 88.2388.51821-=--=+=前前前
以上为发动机接头受的力
发动机作用于机身结构接头上的质量载荷应反向，
即
KN N 88.23=前 向上
KN N 8.5=后 向下
N 前
2
N 后。