飞机结构强度绪论

= Pd fPa , Pu ≥ Pd
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静、动强度设计阶段（刚度，防颤振要求）
刚度 早期对于低性能飞机的结构，人们只提出 简单的强度要求，例如在1903年，莱特兄弟对他们第 一架飞机结构的要求是能够承受5倍于驾驶员重量的载 荷。但即使在莱特兄弟时代，承载能力足够的飞机， 也曾因刚度不足而失事。就在莱特兄弟飞机试飞前几 天，美国人S.P.兰利设计和驾驶的单翼机就在试飞时 因机翼扭转刚度（发散）不足引起过度变形而失事。 从此对结构刚度给予了足够的重视。
vmax ≤ vd
颤振是由于弹性力、惯性力 和空气动力交互作用所引起 的不稳定的自激运动，是动 气动弹性响应问题。
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静强度、动强度、疲劳安全寿命设计阶段
疲劳 飞行器不断向大型、高速、长寿命、全天候使 用等方向发展，使结构所受的载荷增大而作用次数增多； 另一方面，为了提高结构效率，采用了高强度材料和高 的应力水平，这就使疲劳问题变得突出。1954年英国 “彗星”号喷气旅客机连续发生气密座舱爆裂，轰动了 世界，经过对残骸断口的仔细检查，发现爆裂是由疲劳 裂纹扩展引起的。事后世界各航空发达国家都开始重视 疲劳分析和试验，促进了疲劳研究的发展。
2、发展趋势
国际民航研究报告
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2、发展趋势 • • • • • 经济性问题 可靠性设计问题 全尺寸结构实验问题 日历寿命问题 全机使用寿命的确定方法
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经济性问题
如何在结构设计中考虑经济性问题，是当前结
构设计中需要解决的问题之一。经济寿命大于或等于设 计使用寿命。经济寿命等于全尺寸结构耐久性试验或分 析寿命除以分散系数。 目前，建立经济寿命准则有两种形式。 （1）裂纹超越数概率准则 （2）修理/更换费用比准则 耐久性设计方法很多，但目前没有成 熟、较经济的耐久性设计方法，有待进一 步研究。
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日历寿命问题
环境腐蚀是当前结构使用寿命主要因素之一，尤其对 军用飞机在非战争时期来说，由于日常飞行次数较少，飞 机的使用寿命不完全由疲劳寿命决定，而是必须同时考虑 日历寿命，即在疲劳寿命基础上，考虑环境腐蚀条件下飞 机的使用寿命。 例如，1981年台湾一架波音737飞机因机身结构严重腐蚀导致 飞机在空中解体，造成机毁人亡的事故。另外飞机在使用寿 命期内，用于维修结构腐蚀损伤的费用是相当高的。根据国 际航空运输协会的近期统计，由于飞机结构腐蚀给航空公司 带来巨大的经济损失----平均一架飞机每一个飞行小时需要 30-40美元的维修费用。
当速压达到一定 值时翼面变形会 无限增大，称为 发散。是静气动 弹性响应问题。
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静、动强度设计阶段（刚度，防颤振要求） 颤振 在第一次世界大战期间，为了提高飞机的 飞行速度，采用阻力小的单翼机。当时虽然注意 了刚度要求，仍屡次发生尾翼颤振和机翼颤振现 象。尤其是30～40年代英国“蛾”号飞机和“鸽” 号飞机的颤振失事，促使人们研究结构变形与空 气动力的交互作用，并创立了一门新的学科── 气动弹性力学。
1、飞机结构设计思想的演变 • 静强度设计阶段 • • • • 静、动强度设计阶段（刚度，防颤振要求） 静强度、动强度、疲劳安全寿命设计阶段 静动强度、疲劳安全寿命和损伤容限设计阶段 基本设计方法
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静强度设计阶段 20世纪早期的飞机结构是按静强度的要求 进行设计的。所谓“静强度”是指“不存在初 始缺陷，没有意外损伤，腐蚀损伤和疲劳损伤 情况下的结构强度”。为了寻求安全可靠、重 量最轻的结构，飞机结构采用按破坏载荷设计 的原则，即把使用中出现的最大载荷（使用载 荷）乘以某个倍数（此倍数即为安全系数）得 设计载荷，按此设计载荷求得的结构中最大应 力不应大于材料所允许的最大应力。
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基本设计方法
低应力水平，疲劳极限。
静强度 刚度 疲劳 断裂
保证结构安全为目的 以结构一个或几个最 危险细节的疲劳破坏 代表整个结构的破坏
无限寿命设计 安全寿命设计
材料不能充分发挥。 有限寿命内，不发生破坏。 S-N曲线，累积损伤理论。 有裂纹，在定期检查时能发
损伤容限设计
发展
现之前，裂纹不会扩展到能 够引起破坏。剩余强度、损 伤增长、检测周期。 可能发生疲劳破坏的细节全体
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全尺寸结构实验问题
飞机结构静强度、疲劳寿命和损伤容限分析均需要做 全机的全尺寸试验。目前，强度规范已确定新机需要做全 机静强度试验和全机疲劳寿命试验。假如在增加全机损伤 容限试验、全机耐久性试验和全机可靠性试验，将耗费更 大的人力和物力。因此，如何综合完成上述试验是有待解 决的问题之一。
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耐久性设计
既考虑结构使用安全又追求更 好的使用维修经济性。
耐久性分析与损伤容限设计的比较 损伤容限
研究对象 研究方法 研究内容 研究目的
最危险部位的一个或几 个大尺寸裂纹 确定性裂纹扩展分析 裂纹尺寸随时间的增长 在可检期内发现裂纹， 保证安全
耐久性
各细节处存在的小尺寸裂纹群 概率断裂力学 裂纹尺寸分布随时间的变化 控制损伤程度，确定经济寿命
飞机结构强度
绪论
1、飞机结构设计思想的演变 2、发展趋势
1、飞机结构设计思想的演变 广义结构强度包括强度、刚度、稳定性、耐久性、 损伤容限、完整性、可靠性和耐环境能力等。飞行器 结构强度分析所指的就是这种广义的结构强度。足够 的强度是保证飞行器结构安全可靠的必要条件。飞行 器结构应该在保证强度足够的前提下，设计得最轻、 最经济、最简单，以提高飞行性能、有效载荷并使制 造、使用和维护方便。尽量减少重量又会引起各种新 的强度问题。所以飞行器结构强度的研究是一项极其 精确、复杂的工作，已形成一门应用学科。
在交变应力作用下，材料抵抗裂纹扩展和断 裂能力减弱的现象，称为疲劳。（课本） 在某点或某些点承受扰动应力，且在足够多 的循环扰动作用之后形成裂纹或完全断裂的 材料中所发生的局部的、永久结构变化的发 展过程，称为疲劳。（美国试验与材料协会）
N1 ≤ N sd
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静动强度、疲劳安全寿命和损伤容限设计阶段返回•来自全机使用寿命的确定方法
在疲劳和耐久性试验时，当出现裂纹或损伤后，经过 适当修复再继续试验，往往将修复后寿命也计及使用寿命 （此时需要修改设计和维修大纲）。因此，对于新机设计 时应如何确定结构的使用寿命是有待研究的问题之一。
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飞机 F－111 F－5A F－4 破坏情况 机翼枢轴接头断裂 机翼中部切面断裂 机翼与机身对接处 下耳片断裂 疲劳试验验证时间 >40 000 ≈16 000 >11 800 破坏时间 ≈100 ≈1 000 1 200
年份 1969 1970 1973
断裂 1969年美国 F-111战斗机发生机翼脱落而坠毁 的严重事故，经检查发现是机翼变后掠枢轴中存在的 初始缺陷经裂纹扩展而造成的。这是一种未能预计到 的意外初始缺陷，在传统的疲劳设计中没有考虑。于 是突破了原来基于不使结构中存在裂纹或尽量延迟裂 纹形成的设计思想，假定结构中不可避免地存在意外 初始损伤，重点转向带裂纹结构的分析，提出了以断 裂力学学科为基础的飞行器损伤容限设计思想。 返回
耐久性设计考虑了结构中可能出现裂纹的所有细节 群，可以定量的评价结构的初始制造质量；比较真实合理 地预测结构在使用过程中的损伤；给出经济寿命，进而能 综合控制结构的设计、制造、使用和维修，寻求更好的经 济效益。经济寿命等于全尺寸结构耐久性试验或分析寿命 除以分散系数。可以说耐久性设计是结构抗疲劳断裂设计 思想的一次飞跃。 返回
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可靠性设计问题
结构可靠性：是结构在规定的条件下和规定的时间内完成 规定功能的能力。 结构可靠性分析与结构可靠性设计。 结构可靠性与材料、外载、使用维护等有关。结 构各部件、各元件之间的耦合关系比较复杂，结构可靠性 指标的分配、计算和测试均未得到很好的解决。另外，可 靠性设计与静动强度分析计算、疲劳寿命计算、损伤容限 分析和耐久性分析的关系有待解决。目前，结构可靠性设 计还属于研究阶段。