飞机结构强度规范
航空设计中的结构强度与安全性分析
航空设计中的结构强度与安全性分析航空器是人类历史上最伟大的科技创造之一。
从莱特兄弟制造出第一架飞机，到如今各种类型的航空器在大气中飞行，航空技术的进步使得人类的生活质量得到了极大的提高，并促进了全球经济的发展。
在航空器的设计中，结构强度和安全性分析是非常重要的环节，它们保证了航空器在高空飞行中的稳定性和安全性。
1. 结构强度分析结构强度分析是指在设计和制造航空器时，考虑各个零部件和构件所需的强度及承受能力，避免任何强度不足的设计或制造错误。
因此，在航空器的设计中，结构强度分析是必不可少的。
首先，在结构强度分析中，需要考虑航空器外部所受的载荷。
载荷包括静载荷和动载荷两种。
静载荷是由于重力和悬挂负荷所产生的力，动载荷则是由于由风，加速度和其他运动因素产生的动态力。
对于静载荷，可以采用求和的方法来计算载荷总和从而得出最终的载荷。
而对于动载荷，则需要采用动态分析来计算。
其次，在结构强度分析中，应当考虑每个部件所承受的负荷。
这可以通过有限元分析方法来实现，从而确定每个部件的最大应力值和变形程度，以保证其能够承受设计所需的载荷和力。
如果任何一个部件在强度分析中出现了不足的情况，则需要重新设计或更换。
另外，结构强度分析还应考虑到材料的特性，例如弹性模量，疲劳寿命和裂纹扩展率。
这些因素被用来确定航空器部件的强度设计和使用寿命。
为了保证高度的结构强度和可靠性，航空器的每个部件都应该符合设计要求，并经过认真的测试和验证。
2. 安全性设计安全性设计是指在设计航空器时，应该将各个零部件的失效模式和失效可能性进行分析，以预防事故的发生。
在航空器设计过程中，安全性设计是同样重要的环节。
首先，需要识别和分析可能导致事故的因素。
例如，航空器过度重量或压力机械故障等。
下一步，需要评估这些因素所带来的风险。
如果这些风险超过设计标准，则必须采取必要的措施，如改变设计方法、提高组件质量等。
其次，安全性设计还应考虑到应对事故的应急措施。
飞机的静强度设计
40
、 减小
300
30
200
20
100
10
0 100 200 300 400 500
温度对低碳钢力学性能的影响
2000
80
1750
70
1500 1250
60
50
1000
40
750
30
500
20
250
10
0
0
-200 -100 0 100 200 300 400 500 600 700
800
温度对铬锰合金力学性能的影响
a、 高温对材料的力学性能有影响
b、 高温、常时工作的构件，会产生蠕变和松弛
c、蠕变(Creep)：应力保持不变，应变随时间增加 而增加的现象 d、松弛(Relaxation)：应变保持不变，应力随时间 增加而降低的现象
(2) 应力速率对材料力学性能的影响
s
2 动荷载
320
300
280
ss (MPa)
性变形会随时间而转变为塑性变形，从而使构件内 的应力变小 —— 称为应力松弛
温度不变 e3>e 2>e1
eee312
初始弹性应变不变 T1<T2 <T3
T3 T2 T1
初应力越大 松弛的初速率越大
温度越高 松弛的初速率越大
蠕变示意图
伸长量
δ0 静载P作用下的
伸长量：δ0
时间
t0
P
随时间增加，伸长量在不变的载荷作用下继 续增加的现象。
比例极限σP
名义应力 (Nominal stress)
真应力(True stress)
F D
E 断裂
O
大型飞机起落架结构强度试验技术
大型飞机起落架结构强度试验技术起落架是大型飞机的重要组成部分之一，直接关系到飞机在起降过程中的稳定性和安全性。
因此，对起落架的结构强度进行全面、准确的试验是确保飞机的飞行安全的重要环节之一、本文将对大型飞机起落架结构强度试验技术进行详细介绍。
1.试验目的和要求2.试验装置和方法（1）试验装置（2）试验方法试验分为静载荷试验和疲劳试验两个阶段。
静载荷试验通过施加静态载荷来评估起落架的强度。
载荷的大小和位置应根据设计工况进行设置。
疲劳试验通过施加循环载荷来评估起落架的寿命。
3.试验过程和数据处理（1）静载荷试验试验过程中需要定期测量起落架的应力、位移和形变等参数，并记录下来。
通过这些数据的分析和比对，可以评估起落架在静态载荷下的强度和刚度，并与设计要求进行比较。
如果在试验过程中发现超过设计要求的问题，需要及时进行调整和改进。
（2）疲劳试验疲劳试验是通过施加循环载荷来模拟起落架在使用过程中的疲劳情况。
试验过程中同样需要测量和记录起落架的应力、位移和形变等数据，并进行分析和比较。
根据试验结果，可以评估起落架的寿命和疲劳强度。
4.试验结果和评估试验完成后，需要对试验结果进行综合分析和评估。
通过研究试验数据，可以了解起落架的结构强度、刚度和疲劳寿命等性能表现。
同时，也可以进行优化设计和改进工艺，提高起落架的强度和寿命。
5.安全措施大型飞机起落架结构强度试验是一项复杂的工作，为确保试验过程的安全和可靠，需要采取一系列的安全措施。
例如，选择合适的试验装置和设备、进行合理的试验计划、对试验过程进行全程监控和记录、严格遵守相关安全规范和操作规程等。
总结：大型飞机起落架结构强度试验是保障飞机飞行安全的一项重要工作。
试验过程中需要采用适当的试验装置和方法，对起落架的结构强度和疲劳寿命进行全面、准确的评估。
同时，应对试验过程进行安全措施，确保试验过程的安全可靠。
试验结果能够为起落架的优化设计和改进工艺提供有效的参考依据，提高起落架的强度和寿命。
【课件】飞机结构与强度_第10章
飞机 结构与强度
板式加强框的受力分析
通过布置在腹板上的型材受轴力、腹板受剪而把集 中载荷扩散到机身壳体蒙皮上
框缘中的应力相对环形加强框低得多，所以这种加 强框缘条不需要很强
飞机 结构与强度
飞机 结构与强度
第10章 机身结构的受力分析
10.1 机身的外载荷和力图
机身的主要功用是：装载人员（机组人员、乘 客）、货物、燃油及各种设备，固定机翼、尾 翼、起落架等部件，使之成为一个整体。
机身属于薄壁结构，由纵向骨架（桁条、桁 梁）、横向骨架（普通隔框、加强隔框）、蒙 皮等组成。
作用在机身上的外载荷，通常可以分为 对称载荷和不对称载荷两种。与机身对 称面对称的外载荷，称为对称载荷，反 之称为不对称载荷。
s T
飞机 结构与强度
10.4 机身隔框的受力分析
普通框：维持机身外形，支持机身桁条和蒙皮。 加强框：除具有普通框的作用外，还要承受飞
机其他部件、组件、荷载和设备等传来的集中 载荷。
飞机 结构与强度
10.4.1 普通框的受力分析
对于小型飞机，在蒙皮没有受剪而失去 稳定性的情况下，普通框基本上只承受 空气动力，应力水平低，一般不做应力 计算。
但在大飞机上，需要考虑由机身总体弯 曲产生的影响。
在气密机身中还需要考虑由于增压载荷 产生于普通框中的应力。
飞机 结构与强度
机身弯曲时普通框的受力分析
飞机 结构与强度
机身增压时普通框受力分析
飞机 结构与强度
10.4.2 机身加强框受力分析
环形加强框受力分析
飞机 结构与强度
飞机机翼结构强度与疲劳寿命分析
飞机机翼结构强度与疲劳寿命分析飞机机翼是支撑飞行器上升和下降的关键部件，机翼的结构强度和疲劳寿命对于飞机的飞行安全至关重要。
本文将对飞机机翼结构强度和疲劳寿命进行分析，并探讨一些提高机翼寿命的方法。
一、飞机机翼结构强度分析飞机机翼所承受的载荷主要有弯矩、剪力和轴力。
机翼的结构设计需要能够承受这些载荷，并保持足够的强度，以应对正常飞行和特殊情况下的负荷要求。
首先，机翼在飞行过程中承受的弯矩是主要的载荷。
弯矩是由飞行器的重量、飞行速度和操纵力所引起的。
根据弯矩大小和分布，机翼的受力情况可以被理解为在弯曲载荷下的杆件受力。
因此，机翼需具备足够的抗弯刚度和弯曲强度。
其次，机翼还需承受来自飞机不同部分及外界环境力的剪力和轴力。
剪力和轴力主要集中在机翼的连接点和边缘处。
为了保持结构的强度，机翼需要足够的抗剪刚度和抗轴向压力的能力。
为了满足机翼的结构强度要求，现代飞机使用了许多先进的材料和结构设计。
轻质高强度的复合材料广泛应用于机翼结构中，以减少重量和提高强度。
同时，还采用了刚性的桁架结构和合理的加强筋布置来增强机翼的强度。
二、飞机机翼疲劳寿命分析机翼的疲劳寿命是指机翼能够承受的循环载荷次数。
在实际飞行中，机翼会经历大量循环载荷，如起飞、飞行和着陆等过程中的载荷变化。
这些循环载荷会导致机翼产生疲劳损伤，进而影响机翼的性能和安全性。
疲劳寿命的计算基于材料的疲劳性能和实际载荷的统计分析。
材料的疲劳性能可以通过疲劳试验获得，包括疲劳极限、疲劳裂纹扩展速率等参数。
而载荷的统计分析则是通过统计飞机在特定飞行阶段和任务中的载荷数据得到。
传统的疲劳寿命分析方法是基于正常设计工作条件下机翼的寿命。
统计分析结果表明，飞机机翼的疲劳寿命取决于机翼的载荷历史和载荷幅值。
因此，正确预测和分析机翼的载荷是提高机翼寿命的关键。
为了提高机翼的疲劳寿命，工程师们采取了多种措施。
首先，优化机翼的结构设计，减少应力集中和疲劳敏感区域。
其次，使用先进的传感器和监测技术，实时监测机翼的状态和疲劳损伤。
飞机结构设计准则
飞机结构设计准则
1.强度设计准则：飞机结构必须能够承受预期的载荷和应力，在设计中应当考虑疲劳和损伤的影响。
2. 刚度设计准则：飞机结构必须保持足够的刚度以确保其形状和尺寸在使用寿命内保持稳定。
3. 稳定性设计准则：飞机结构必须具有足够的稳定性，以确保在各种飞行条件下的安全性和可控性。
4. 轻量化设计准则：飞机结构必须尽可能轻量化，以提高飞机的性能和经济性。
5. 生产制造性设计准则：飞机结构必须易于制造和组装，以确保生产效率和质量。
6. 维修性设计准则：飞机结构必须便于维修和保养，以确保其在使用寿命内的可靠性和耐用性。
7. 安全性设计准则：飞机结构必须符合相关的安全标准和法规，以确保飞机的安全性和航空安全。
8. 可持续性设计准则：飞机结构必须考虑到环境保护和可持续发展的要求，以确保其在生产、使用和退役后的环境友好性。
- 1 -。
民用飞机结构强度刚度设计与验证指南
英文回答：Guidance on the design and validation of the structural strength of civilian aircraft is a guiding document on important issues in the design of civilian aircraft. The aim is to ensure that aircraft structures can withstand external loads during flight and ground operations and are sufficiently rigid and robust. The strength and intensity of the aircraft ' s structure have a critical impact on the safety and performance of the aircraft, and these guidelines are therefore important guidance for aircraft manufacturers and designers. In these guidelines, the design principles for aircraft structures, rigidity and strength calculations, material selection, test validation, etc. will be included to ensure the reliability and safety of aircraft structures during the design and use phases. These guidelines are an important decision—making and deployment of our party in civil aviation, embodying the routes, guidelines and policies of the party and the State and are an important basis for guiding our efforts to strengthen the aviation industry and the design of aircraft structures.民用飞机结构强度刚度设计与验证指南，是针对民用飞机设计过程中的重要问题制定的具有指导性的文件。
3_飞机的静强度设计
松弛示意图
Wire
一细金属线预先有应 变后保持不变 ， 应力随时 间增加而降低的现象。 间增加而降低的现象。
Stress
σ0
Time
t0
δ 与 ψ 表征材料破坏后的塑性变形程度。 与试件的原始尺寸L/d有关 有关； 试件的原始尺寸无关。 δ 与试件的原始尺寸 有关； ψ 与试件的原始尺寸无关。
在工程中按δ 区分 塑性材料和脆性材料
塑性材料 脆性材料
δ
>5%
δ <5%
(4) “名义屈服应力”σ0.2 名义屈服应力”
有些塑性材料( 有些塑性材料(如:铝合金)没有明显的屈服平台。 铝合金)没有明显的屈服平台。 由于无法确定其屈服点,只能采用人为规定的方法。 由于无法确定其屈服点,只能采用人为规定的方法。 按照国家标准规定， 按照国家标准规定， 取 对 应 于 试 件 产 生 0.2% 的 塑 性 应 变 (εp=0.2%) 的 应力作为屈服点,称为 “ 条件屈服点 ” , 用 σ0.2 表示名义屈服应力。
总趋势: 总趋势: 温度升高, 下降； 温度升高,E、σS 、σb下降；
177 137 700 600 500
δ、ψ 增大
温度下降, 温度下降, σb增大
400 300 200
δ、ψ 减小
δ
40 30 20
10 100 0 100 200 300 400 500
温度对低碳钢力学性能的影响
2000 1750 1500 1250 1000 750 500 250 0 -200 -100 800
d
b b L
L
L/d(b):
1--3
低 碳 钢 压 缩
压缩时由 于横截面 面积不断 增加，试 样横截面 上的应力 很难达到 材料的强 度极限， 因而不会 发生颈缩 和断裂。
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§1-5 飞机结构强度规范与试验 21/25
飞机结构强、刚度试验 飞行试验
➢ 飞机各系统功能可靠性试验
❖ 检查飞机在各种环境条件下连续长时间 飞行中各系统的工作状态。
§1-5 飞机结构强度规范与试验 22/25
飞机结构强、刚度试验 由上面的分析可见
§1-5 飞机结构强度规范与试验 5/25
强度设计准则 静强度设计准则（30年代）
➢ 主要保证飞机结构在静载荷作用下不 发生破坏。
❖ 静载荷：
▪ 大小、方向不变或由零缓慢增大到一定值 的载荷。
§1-5 飞机结构强度规范与试验 6/25
强度设计准则 气动性强度刚度设计准则（40年代）
➢ 主要保证飞机结构不仅具有足够的静 强度，而且具有足够的刚度。
强度设计准则 可靠性设计
➢ 将疲劳安全寿命设计、安全寿命/破损 安全设计、经济寿命/损伤容限设计准 则用可靠性理论和分析方法统一起来。
➢ 可提高飞机结构的安全可靠性和经济 性。
§1-5 飞机结构强度规范与试验 11/25
结构承载余量 结构承载余量是指设计结构承载能
力高出实际受载的量。 指标
§1-5 飞机结构强度规范与试验 7/25
强度设计准则 疲劳安全寿命设计准则（50年代）
➢ 主要保证飞机结构在使用寿命期间承 受交变载荷不发生可检裂纹。
§1-5 飞机结构强度规范与试验 8/25
强度设计准则 安全寿命/破损安全设计（60年代）
➢ 主要保证飞机结构在疲劳破损或单个 主要构件明显损坏后不发生灾难性破 坏事故。
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飞机结构强度规范与试验
中国民用航空飞行学院
飞机强度规范
设计
设计满足承载能力要求的 飞机结构
制造
保证达到设计承载能 力要求
使用
不降低结构的承载 能力
结构处于良好工作状态
§1-5 飞机结构强度规范与试验 2/25
飞机强度规范 飞机强度规范
➢ 根据飞机性能要求，对飞机各使用状 态的严重受载特点、强度设计准则、 结构承载余量、刚度要求及使用限制 等作出的有关规定。
刚度要求
即结构变形限制 主要包括
➢ 翼面挠度及扭转角限制
❖ 防止翼面气动性变差及副翼反逆。
➢ 相关结构变形限制
❖ 操纵与传动机构不卡阻。
➢ 机、尾翼颤振临界速度限制
❖ 颤振临界速度应大于最大允许飞行速度。
§1-5 飞机结构强度规范与试验 15/25
飞机结构强、刚度试验
静试验
➢ 对飞机及部件在 使用载荷、设计 载荷和破坏载荷 下的应力进行分 析，得出实际的 安全系数和剩余 强度系数，与设 计参数进行比较， 并测量变形以校 核其刚度。
§1-5 飞机结构强度规范与试验 4/25
运输机严重受载特点
运输机严重受载情况主要由突风作 用产生，其受载特点如下：
➢巡航飞行遇向下突风时，可能导致飞机 飞行高度的迅速下降； ➢超重着陆和粗猛着陆时，可能导致起落 架受载超过规定，造成相关结构损坏； ➢机翼在周期性阵风中剧烈振动时，机翼 结构所受交变载荷可能超过最大值。
§1-5 飞机结构强度规范与试验 3/25
运输机严重受载特点
运输机严重受载情况主要由突风作 用产生，其受载特点如下：
➢小速度大迎角平飞遇向上突风时，可能 出现升力系数与过载值达最大； ➢大速度下滑遇向上突风时，可能出现速 压最大的情况； ➢大速度小迎角平飞遇垂直突风时，可能 出现过载与速压最大的情况；
➢ 在飞机投入运营之前，为保证飞机的 安全性已采取了一系列可靠措施。
➢ 飞机安全性是可以信赖的。 ➢ 必须严格按规定使用飞机才能确保飞
行安全。
§1-5 飞机结构强度规范与试验 23/25
本课小结 飞机结构强度规范的概念 安全系数的概念 剩余强度系数的概念 飞机结构强、刚度试验的主要内容
飞机结构强、刚度试验 飞行试验
➢ 动力装置与飞机管理试验
❖ 检查飞机的
▪ 发动机空中工作特性 ▪ 各飞行状态控制 ▪ 地面制动能力 ▪ ……
§1-5 飞机结构强度规范与试验 20/25
飞机结构强、刚度试验
飞行试验
➢ 飞行载荷试验
❖ 测量飞行载荷与 突风载荷强度及 对结构的影响。
❖ 得出随机载荷谱
➢ 安全系数 ➢ 剩余强度系数
§1-5 飞机结构强度规范与试验 12/25
结构承载余量
安全系数
➢ 结构设计载荷P设计与使用时允许的最大载
荷P使用的比值，即
f
P设计 P使用
n设计 n使用
❖ P设计相当于结构中某一构件失去承载能力时所
受的最大载荷。
➢ 运输机n设计主要取决于强突风过载，一般
为－1～＋3。
➢ 安全系数确定原则
❖ 保证强、刚度足够而重量最轻
❖ 一般为1.5～2
§1-5 飞机结构强度规范与试验 13/25
结构承载余量 剩余强度系数
➢ 结构破坏载荷与设计载荷的比值，即
P破坏 P设计
❖ P破坏是指整个结构破坏时所承受的最大
载荷。
➢ 一般取1.03～1.1
§1-5 飞机结构强度规范与试验 14/25
§1-5 飞机结构强度规范与试验 24/25
§1-5 飞机结构强度规范与试验 16/25
飞机结构强、刚度试验
动力试验
➢ 对受冲击载荷与交变载荷的飞机部件（如 起落架、机翼）进行
❖ 冲击试验 ❖ 疲劳试验
§1-5 飞机结构强度规范与试验 17/25
飞机结构强、刚度试验
飞行试验
➢ 研究机试验
❖ 解决飞机发展中的相关技术问题
▪ 气动外形 ▪ 速度障碍 ▪ 结构与性能 ……
§1-5 飞机结构强度规范与试验 9/25
强度设计准则
经济寿命/损伤容限设计（70年代）
➢ 主要保证飞机结构在经济寿命期内， 经受严重的疲劳、腐蚀或意外损伤未 测出前，剩余结构能承受适当载荷而 不破坏或过量变形。
➢ 现代大型客机一般采用该强度设计准 则。
§1-5 飞机结构强度规范与试验 10/25
➢ 新机型试验
❖ 新机型投入使用前对飞行性能全面检验 ❖ 是颁发型号合格证及适航证的必要条件
§1-5 飞机结构强度规范与试验 18/25
飞机结构强、刚度试验
飞行试验
➢ 气动试验
❖ 检查飞机的
▪ 低速性能 ▪ 高速性能 ▪ 颤振临界速度范围 ▪ 操纵性 ▪ 稳定性 ▪ ……
§1-5 飞机结构强度规范与试验 19/25