3_飞机的静强度设计解析
民用飞机短舱系统静强度设计
民用设计研 究院 冒 颖
１ ． 短 舱 系统 强 度 设 计 概 述
刘长玮
发动机 陀螺载荷指根据 Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ． ３ ７ １ 计算的扭矩 载荷。根据陀 螺 载荷 的计 算公式可 以确定力矩 的方向 ， 目前我们 常见 的民用飞机 的发 动机 的旋 转方向都为逆 时针 方向（ 从机头 向机尾 方向看） ， 左右两侧 发 动机旋转方 向一致 ， 产生的旋转角速度方向向前 ， 飞机俯仰时产生的角 速度 方向沿机翼 的展 向 ， 按 右手法则确定产生 的陀螺力矩的方 向为垂 直 方向 ， 而偏航时产 生的陀螺力矩方 向为沿 飞机展向 。产生 的陀螺 力 ２ ． 短 舱 系统 结 构 简 介 矩 应按结构 的连接特 点用可靠 或保守 的方法传递 到发动机 的支撑 结 短舱系统 ， 包 括进气道 、 风扇 罩 ， 反推力 系统 和排气系统 。发 动机 构 ， 并与规定的全机载荷叠加进行结构的校核。 短舱主要构成 如图 １ 。飞机发动机短舱 主要 为发动机及其 附件 提供保 ３ ． ５ 侧向载荷 护， 同时保 证发动机 的气动外形 。短舱罩体多采用复合材料 。 根据 ２ ５ ． ３ ６ ３ 条款要求 ， 短舱必须 按横 向限制载荷系数（ 作 为作用 于 发 动机支 架上的侧向载荷） 进行设计 ， 此系数至少等 于由偏航情况得 到 的最大载荷系数 ， 但不小于 １ ． ３ ３ 。 ３ ． ６ Ｆ Ｂ Ｏ载荷 （ Ｆ ａ ｎ Ｂ ｌ ａ ｄ ｅ Ｏ ｕ ｔ ｌ ｏ ａ ｄ ） Ｆ Ｂ Ｏ载荷是 指发动机风扇 叶片因鸟撞 、 冰雹 或者是疲劳等原 因发 生 断裂而脱落所引起 的载荷 。该载荷 由发动机公司通过动响应分析得 到， 计算所用 的有 限元模型 由发动机公司 、 短舱公司和飞机制造商联合 建立 。 发 动机载荷最严重 的故 障状态 就是专用条件 中规 定的 Ｆ Ｂ Ｏ状态 ， 叶片的飞 出数量要计 算 ０ ． ５ 、 １ 个或 １ ． ５ 个 ， 根据 发动机制造商提供 的惯 进 量， 按 时间历程 进行全机 的动载荷计算得到发动机 、 吊挂及支撑结构的 极 限载荷 ， 这个 过程一般持续几秒钟 ， 前部分时间 内是发动机强烈振动 的不稳定 状态 ， 产生很 大的载荷 ， 之后经过一段时间发动机到达风车状 图１ 发动机短舱 主要构成示意 图 态， 产生 风车载荷 。 ３ ． 短舱系统 静强度设计载荷 Ｆ Ｂ Ｏ 荷 为设 计使用 的极 限载荷 ， 这个载荷 在加载时根据 条款规定 ３ ． １ 短舱惯性载荷 对不同的部位采用不同 的安全系数 ， 短舱可 以采用安全系数 １ ． ０ 。 短舱惯性载荷来 自于飞机设计载荷输入 ， 主要有飞机动载荷 、 飞行 ３ ． ７ Ｆ Ｂ Ｏ后的风车载荷 （ ｗ ｉ ｎ ｄ ｍｉ ｌ ｌ ｉ ｎ ｇ ｌ ｏ ａ ｄ ） 载荷和地面载荷 ， 是指按照 Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ 部计 算的载荷 ， 包括 ： 在Ｆ Ｂ Ｏ 发生后 ， 进行发动机持续不平衡 载荷计算 ， 分析 中考虑从最 １ ） 动态突风载荷（ 包括 ： 离散垂直突风 、 离散 侧向突风 、 连续垂直突 大到最小的风车速度 ， 所有 非线性 因素 （ 例如转 子和定子的摩擦 ） ， 并在 风、 连 续 侧 向突 风 ） ； 时域 内进行分析 。以上的不平衡振 动载荷叠加上飞机载荷 ， 即为风车 ２ ） 动态着陆载荷 ； 载荷。风车载荷计算模型 同Ｆ Ｂ Ｏ载荷计算模型 。 ３ ） 动态滑行载荷 ； ４ ． 短舱 系统静强度分析 ４ ） 飞行载荷 ； 短舱静 强度 的主要分析 内容有静力 分析 ， 屈 曲分析 ， 局部失 稳分 析， 紧固件分 析 ， 螺栓组 分析 ， 挤 压分析 ， 复合材料层 压板 的失效分析 ５ ） 地 面载荷 。 等。 ３ ． ２ 应急着陆载荷 根据Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ． ５ ６ １ 条款要求 ， 轻度撞损应 急着陆过程 中 ， 在动力装 短舱静强度 分析时应注意短舱工 作温度的影 响， 需要 考虑一定 的 置相对于周 围结构 产生 以下的极 限惯 性载荷系数时 ， 其 应能被安装 系 温度修 正系数来修正分析结果 。另外在强度校核 时 ， 还应考虑接头 系 统固定 ： 数， 铸件系数以及支 承系数等特殊系数。 １ ） 向上 ： ３ ． Ｏ ； ５ ． 短舱 系统相关静强度试验 ２ １ 向前 ： ９ ． ０ ； 静强度试验验证条 款Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ． ３ ０ ５ 、 ２ ５ ． ３ ０ ７ ， 试验载荷为所有静强 度 ３ ） 俱 ０ 向： ３ ． ０ ； 包线载荷 。试验一般在 室温 下进行 ， 需要考虑一定 的温度修正系数来 ４ ） 向下 ： ６ ． ０ ； 修 正试 验载荷 。对于采用 复合材料部件试验 ， 需 注意实验前试验件 的 浸透 ， 并保 证试验过程 中的温度。整个试验过程 中试 验件温度应被记 ５ １ 向后 ： １ ． ５ 。 ３ ． ３ 发 动机扭矩载荷 录下来 。如果短舱系统采用新设计 、 新材料 ， 可能需要在详细设计 阶段 发动机 限制扭 矩载荷是根 据 Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ． ３ ６ １ 计算 的扭 矩载荷 。根 据 增加适量 的研发试验。 条款计算得 到力矩后还需 和飞机 平飞时 的气动 载荷 和惯性载荷叠加 ， 参考 文献 进行短舱系统的强度分析。发动机停车时的扭矩值应作为限制载荷使 ［ １ ］ 《 飞机设计手册》 总编委编． 飞机设计 手册 第 ９ 册“ 载荷 、 强度和 用， 只有极少发生的非常突然的突然停车才会 产生很大的扭 矩 ， 可以作 刚度” ． 北京： 航 空工 业 出版 社 ， ２ ０ ０ ２ ． 为发动机的极 限载荷对待 。 ３ ． ４ 陀螺载荷 飞机发动机短舱 是为发动机及其 附件提供保护 的 ， 同时在飞行 中 保证发动机周身气动外形的平滑。短舱主要由进 气道 、 风扇罩 、 反 推力 罩 以及 排气 系统 组成 。民用飞机 短舱强度设 计需满 足静强 度设计要 求、 疲劳和损伤容 限要求 ， 需 满足中国民用航空规章第 ２ ５ 部一 运输类 飞 机适航标准（ 以下简称 Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ） 相关条款 的要求。 （ 上接第 ４ ０ ５ 页） 状态板上 应设置 有系统 污水 箱液位 指示 以及 系统 工作状态指示 。 当污水箱液位达到 ７ ５ ％时 ， 状态板上需给出警示 ， 提醒机组人员污 水箱将满 ； 当污水箱液位 达到 １ ０ ０ ％时 ， 状态板上需给 出警告 ， 提醒机组 无 法工作 ， 盥 洗室 内马桶无法正常使用 ， 马桶 内污水无法排放入污水箱 中； 地面勤务工作 完成之后 ， 闭合勤务 口盖 ， 勤务 口盖开关闭合 ， 真空发 生器可以工作 ， 盥洗 室内马桶可 以正常使用 ， 马桶 内污水可 以排放人污 水箱中。 污水 箱排 放球 阀 ： 排放球 阀为手动操作设备 ， 勤务 １ ： ３ 盖闭合之后应 人员污水箱 已满 ， 污水系统无法使用 。 状态板 上一般设置有 系统工作状态 指示 ， 即 当系统无法 正常工作 使得排放球 阀开启手柄完全复位 。排放球 阀应设置加热 垫 ， 防止空 中 从而影响地面勤务工作 的进行 。 时， 状态板应给 出警告 信息 ， 提醒机组 人员污水系统故 障 ， 无法正常使 排放球阀发生冻结 ， 污水箱冲洗接头 ： 冲洗接头为手动操作设备 ， 勤务 口盖 闭合之后应 用， 需进行排故 。 使得 冲洗 接头开启手柄完全 复位 ， 如有必要需设 置限位支架 以防止勤 ３ ． ６系统控制器 防 系统控制器一般可 安装于货舱 中 ， 控制器控制整个 污水 系统 的工 务 口盖 闭合之后冲洗接头无法完 全关闭 。冲洗接 头应设 置加热垫 ， 作。控制器一般应 设置系统 自检开关以及重要 部件失效 指示灯 ， 如： 系 止地面勤务过程 中 残 留水发生冻结 ， 影响地面勤务工作 。 ４ ． 总 结 统失效 、 污水箱满 、 传感器故障等 。 随着 民用 飞机污水处理 系统技术的不 断发展 ， 真空式马桶 污水处 ３ ． ７勤务 板 组 件 目前大部分 现役 机型上均采用 真空 式马桶 勤务板一般布置于机身后段下半部 ， 勤务板材料一般 为铝合 金 ， 强 理系统的应用越来越 广泛 ， 对座舱无污染 、 度应满足 飞机气密载荷要求 ， 勤务板上 的设备 与勤务板之 间安装 时需 污水处理 系统 。真空式 马桶污水处理系统冲洗能力强 、 总重量较轻 ， 同时 系统布置方便 ， 可靠性 、 安全性 、 维修性好 ； 要密封 。勤务板上一般安 装有勤务 口盖开关 ， 污水箱排放球 阀以及污 技术先进 、 其缺点是 能耗较高 ， 技术 比较复杂 ， 而且成本较高 。 水箱 冲洗接头等设 备。 本文结合工作实际 ， 对 真空式 马桶污水处理 系统 的工作原理 、 组成 勤务 口盖开关 ： 用 于控 制地面勤务过 程中真空发生器 的工作 。当 希望能够为民机设 计人员提供参考及帮助 。 进行 地面勤务的时候 ， 打开勤务 口盖 ， 勤务 口盖开关 断开 ， 真空发生器 等进行 介绍与分��
民用飞机货舱系留系统静强度设计
ｙ ｍ） ｓ ｍ（ ） （ ＝ ｕ ａ；
ｅ ｎｄ
图４货舱 系留系统试验 台架
ｚ ａ ｓ ｔ ）； ＝ ｂ（ （ ） ｆ ｙ ｓ ｂ ｌｔ ， ， ） ｕ ｐｏ （ ２ １ ２ ｐｏ （ ， ） ｌｔ Ｘ ； ｎ ｓ ｂ ｌｔ ， ， ） ｕ ｐｏ （ ２ ２ ２ ｐｏ（ ｂ ； ｌｔ ， ） ｆ ｓ ｂ ｌｔ ，，） ｕ ｐｏ（ ２３ ２
ｐ ｏ （ ｙ） ｌｔｎ， ；
２
图５试验载荷加载形式
网 ，系 留接 头 能够 承 受表 １ １¨ 中 Ｏ ％的极 限 载 ｏ 荷 ，且拦 阻 网本 身以 及 系留接 头 没有破 坏 。 表 明货舱 系 留系统 满 足静 强度 要求 。 将 试 验 中测得 的拦 阻网与 机 身各连 接 点 的界 面载 荷 与理论 计算 得 出的 界面 载 荷进 行
ｈ＝ｃ ｅ． ｎ Ｎｕｍ ｛ ｆ ｒ ｍ ＝ １： ： ２ ｏ １ ５１ ｆ ｒ ｋ＝１： ４ ｏ １： ９
上 接 第８ 页 ７
通过 试 验可 知 ，货舱 系 留系 统 中拦 阻
ｉｍ＞＝ ） ｆ （ ｋ ａｋ＝ （）ｘｍ＋１ ｋ ； （） ｈｋ半 （ 一）
ｅ ｎｄ
ｅ ｎｄ
计 数 器 的 另一 路 送 给 由Ｑ１ ２ 、Ｑ 、０３ Ｑ 、 ４ 及 Ｕ４ Ａ运 算 放 大 器 及 其 相 关 电阻 等 组 成 的 权 电阻 Ｄ Ａ转换 电路 ，Ｑ１ ２ ／ 、０ 、Ｑ３ ４ 、Ｑ 是 二 进 制 数 各 数 码 位 的开 关 。 当 对 应 位 的 值 是 “ ”是开 关 闭合 ；当对应 位 的值是 … ｌ ０’ 时 ，开 关断 开 。调节 对 应集 电极 的 电阻 阻值 就 能使 通过 的 电流 与该数 码 位 的权值 成 比例 （ 权值 为 ｌ 、４ ）。 、２ 、８ ３ ５求 和运 放与 反相 输 出 电路 ． 求 和运 算 放大 器 的作 用 是将 流 向Ａ点 的 各权 电 阻求 和后再 转 换成 模拟 电压 。电路 由 Ｌ ３ ８ 成 求 和 运 放 和 反 相输 出 电 路 。 四 Ｍ ５组 位 产 生 的 电 流 由运 算 放 大 器 Ｕ４ Ａ的 反 相 输 入端 进行 求和 运算 ，经过 Ｕ４ 反相 器后 ，输 Ｂ 出一 个与 计数 结果 大 小成 正 比的模 拟 电压 ， Ｐｌ ｎ¨ ４∈ｑ 岩 五｛ 从 而 实现 了Ｄ Ａ 换 。 ／ 转
波音飞机结构修理方案及其静强度要求
波音飞机结构修理方案及其静强度要求作者：罗侃来源：《科学与财富》2010年第10期[摘要]当飞机服役时间超过50％设计使用寿命(Dso)时，其耐久性会明显下降，恢复飞机结构完整性逐渐成为保障飞机安全的重要环节。
介绍了波音飞机结构修理中的两类方案，并详细描述了加强修理方案中的静强度要求。
[关键词]非加强修理加强结构修理静强度飞机结构修理是个广义的概念，包括非加强修理(non-ReinforcingRepair)和加強修理(Reinforcing Repair)。
该界定依据源于结构损伤参数的分析，包括损伤类型、尺寸、站位及其周围结构件的完好程度。
当损伤参数不影响飞机运行所承受的使用限制载荷时，可执行非加强修理，例如飞机外表蒙皮损伤打磨光滑，以满足气动要求。
非加强修理工作一般包括结构修理手册(SRM)中的结构标准施工、无损探伤手册(NDT)中探伤、飞机维护手册(A洲)中的维护标准施工、飞机防腐手册(CPM)中的基本施工等等。
当以上基本工作已无法使损伤恢复其结构完整性时，必须升级为加强修理，即去除损伤，制作修理接头，恢复结构静强度。
非加强修理方案的关键环节波音把非加强修理细分成4个关键环节。
以保证飞机结构能恢复必要的静强度。
它们是可允许损伤限制(Allowable Damage Limit)／飞机运行限制(Operation Limit)评估工作、维护或结构标准施工(standardPractice)、验证工作(verification)、后续工作。
可允许损伤限制表示飞机结构在一定损伤尺寸范围内，无需恢复结构缺失，即可使飞机投入运行。
它表征了飞机结构的容限能力，即飞机结构设计限制载荷和使用限制载荷间的差异。
波音的飞机运行限制主要针对飞机外表蒙皮损伤的运行限制，当损伤分析满足运行图表和相应处理措施时，方可恢复运行，并且应注意其运行限制。
验证工作是对非加强修理后的区域或结构件进行检查和校验，通常为无损探伤方法。
飞机结构强度绪论
返回
•
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。
返回
•
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
国际民航研究报告
国际民航研究报告
国际民航研究报告
国际民航研究报告
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
返回
•
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。
飞机结构强度设计
飞机结构强度设计1.引言1.1 概述飞机结构强度设计是飞机设计中至关重要的一环。
飞机作为一种高速载具，必须能够承受各种外界力和压力的作用，同时确保乘客和机组人员的安全。
为了满足这一要求，飞机的结构必须经过精心设计和计算。
飞机结构强度设计的概念涵盖了多个方面。
首先，它要考虑到飞机在各个飞行阶段所受到的各种载荷，包括静载荷、动载荷、气动载荷、重力载荷等。
这些载荷会对飞机的各个部件和结构产生不同的作用，这就要求飞机结构必须能够在各种载荷下保持稳固和完整。
其次，飞机结构强度设计还要考虑到各个部件和结构之间的相互作用。
飞机的结构是由多个部件和连接件组成的复杂体系，各个部件和连接件的强度必须能够保证整个飞机的强度。
因此，在设计飞机结构时，需要考虑到各个部件的强度、刚度、疲劳寿命等因素，以确保整个飞机的结构能够达到设计要求。
最后，飞机结构强度设计还要考虑到材料的选择和使用。
不同的材料具有不同的强度和特性，因此在飞机结构设计中需要选取合适的材料，并对其进行适当的加工和处理，以达到结构强度设计的要求。
综上所述，飞机结构强度设计是一项复杂而重要的任务，它涉及到载荷分析、结构设计、材料选择等多个方面。
只有通过科学的设计和计算，才能保证飞机在各种极端条件下的安全运行。
在接下来的文章中，我们将进一步探讨飞机结构设计的原则和强度计算的方法，以期能够更好地理解和应用飞机结构强度设计的理论与实践。
文章结构部分的内容如下：1.2 文章结构本文主要包括以下几个部分组成。
首先，引言部分介绍了整篇文章的背景和概述。
文章探讨了飞机结构强度设计的重要性，并介绍了本文的目的和结构。
接下来，正文部分主要分为两个部分：飞机结构设计原则和飞机结构强度计算方法。
在飞机结构设计原则部分，我们将详细探讨飞机结构设计的一般原则和准则。
这些原则包括材料的选择、结构的布局、载荷考虑以及强度和刚度的要求等。
我们还将介绍飞机结构设计中需要考虑的其他重要因素，例如疲劳寿命和可靠性。
基于静强度准则的飞机零部件设计概述
基于静强度准则的飞机零部件设计概述前言飞机结构设计是一项全面复杂的工程，需要全面考虑静强度、疲劳强度、破损-安全要求、损伤容限和经济成本影响等情况，通过选择结构布局形式和材料获得一个最终的设计优化方案。
满足静强度是飞机结构设计最基本的要求，在此主要从静强度（其设计准则为在使用载荷下，结构应力应不大于材料的许用屈服应力或局部失稳临界应力；在设计载荷下，结构应力应不大于材料的许用破坏应力或总体失稳临界应力）方面探讨飞机结构的零部件设计。
1 安全系数的选取零部件设计时，首先需要了解结构的受载形式和载荷大小。
除了为其他的目的而被指定为极限载荷的那些载荷之外，所有由载荷部门提供的载荷都是限制载荷（又称使用载荷）（它们是飞机机构上的最大载荷，非极限载荷）。
极限载荷（又称设计载荷）是限制载荷乘以1.5倍的安全系数（《军用飞机强度和刚度规范》规定安全系数f通常取1.5，对于要求增大安全性和刚度或有其他特殊要求时，安全系数可适当放大），是用于应力分析的载荷。
1.5倍的安全系数是为了考虑以下部分或全部因素的影响。
（1）载荷的不确定性；（2）结构分析中的误差；（3）材料强度的变化；（4）服役期内性能的退化；（5）相同构件的制造偏差。
由此可见，安全系数标志着现时的设计水平，包括材料水平、工艺水平以及设计和分析的技术水平。
一个优秀的飞机零部件设计，很重要的一个因素就是其结构重量最轻，这就要求取尽可能小的安全系数，但保证飞机的安全又至关重要，这就必须有足够大的安全系数。
这一对矛盾最终统一在相关的规范中。
另外，对有特殊要求或在特殊化境下工作的结构部位（如重要受力接头等），应乘以附加安全系数。
2 结构等效简化分析通常，飞机结构大都是静不定结构，如典型的机翼盒形梁、蒙皮-桁条壁板、开口等结构，需要使用计算机对其进行分析。
如果要设计有等尺寸等间距长桁的简单结构，采用一些分析方法可以大大简化结构初步尺寸设计问题的求解。
在初步尺寸设计过程中，分析方法或所要分析的结构两者中简化其中任何一个，就会提高设计的成本效益。
飞行器设计中的结构强度与疲劳分析
飞行器设计中的结构强度与疲劳分析在现代航空航天领域，飞行器的设计是一项极其复杂且关键的任务。
其中，结构强度与疲劳分析是确保飞行器安全可靠运行的重要环节。
当我们仰望蓝天，看见飞机翱翔而过，或是目睹火箭冲入太空，可能很难想象在这背后，工程师们为了保证飞行器结构的稳固和耐久性付出了多少努力。
首先，让我们来理解一下什么是飞行器的结构强度。
简单来说，结构强度就是飞行器结构抵抗外力破坏的能力。
在飞行过程中，飞行器会承受各种各样的载荷，比如空气动力载荷、发动机推力、重力等等。
这些载荷会对飞行器的结构产生压力、拉力、弯曲、扭转等作用。
如果飞行器的结构强度不足，就可能发生结构的变形、断裂甚至解体，从而导致灾难性的后果。
为了确保飞行器具有足够的结构强度，工程师们需要进行精确的力学分析。
他们会运用各种理论和方法，比如材料力学、结构力学等，来计算飞行器在不同工况下所承受的应力和应变。
同时，还会借助先进的计算机模拟技术，构建飞行器的虚拟模型，对其在各种复杂环境下的力学性能进行仿真分析。
在材料的选择上，也需要格外谨慎。
高强度、轻质的材料通常是首选，比如铝合金、钛合金、碳纤维复合材料等。
这些材料不仅要具有出色的力学性能，能够承受巨大的载荷，还要具备良好的耐腐蚀性和抗疲劳性能，以适应飞行器在不同环境下的长期使用。
然而，仅仅保证飞行器在初始阶段具有足够的结构强度是远远不够的，还需要考虑疲劳问题。
疲劳是指材料或结构在反复加载和卸载的作用下，逐渐产生裂纹并扩展，最终导致失效的现象。
对于飞行器来说，由于其在服役期间会经历无数次的起降循环、飞行姿态的变化以及气流的冲击，因此疲劳问题尤为突出。
疲劳分析是一个复杂而又具有挑战性的工作。
工程师们需要了解材料的疲劳特性，包括疲劳极限、疲劳寿命曲线等。
通过对飞行器在实际使用中的载荷谱进行采集和分析，结合材料的疲劳性能数据，预测结构可能出现疲劳裂纹的位置和时间。
为了提高飞行器的抗疲劳性能，设计上会采取一系列的措施。
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。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
材料试验机
材料的力学性能 在材料试验机上 进行测试。材料 试验机的式样有 很多，但大多为 机械传动或液压 传动。
P
L0
P
拉伸图：P ~ ΔL 曲线 s P /A0
σ
e ΔL / L0 应力－应变曲线： s ~ e 曲线
P
ΔL
ε
(1) 塑性材料拉伸时的力学性能
σ
强度极限σb
弹性极
限σe
屈服应力σs
2 设计准则
➢ 对飞机结构的静强度问题，实际是指飞 机结构在使用当中承受各种载荷工况下 最大使用载荷的能力。不同的载荷工况 将导致结构元件的受力状态不同，因此， 必须全面考察飞机飞行中所遇到的各种 载荷状态(工况)，而同一载荷工况下， 静强度仅考虑最大载荷值即可。
➢ 通常飞机结构静强度设计采用设计载荷 法，即取安全系数，乘上使用载荷即为 设计载荷。一般安全系数取1.5，有时 视情况还需乘上附加安全系数。
国家标准规定《金属拉伸试验方法》
对圆截面试样：
L=10d
L
L=5d
对矩形截面试样：
l0 11.3 A0
l0 5.65 A0
标准试件
国家标准不仅规定了试验方法，对试件的形 式也作了详细规定
当 l=10d 时的试件称为长试件，为推荐尺寸
当 l=5d 时的试件称为短试件，为材料尺寸不 足时使用
与 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； 与试件的原始尺寸无关。
在工程中按 区分
塑性材料和脆性材料
塑性材料 脆性材料
>5% <5%
(4) “名义屈服应力”σ0.2
有些塑性材料(如: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。
➢ 在早先的结构内力分析计算上，由于缺少大型的计 算机硬件系统和分析软件，强度计算仅针对结构的 局部部件甚至分成构件，采用材料力学或结构力学 的模型简化方法，逐个进行分析计算。
➢ 由于现代计算机技术的蓬勃发展，特别是结合现代 计算技术研究发展起来的结构数值分析理论和软件 系统，为大规模结构计算提供了强有力的工具，不 仅结构元件的细节可细致模型化，而且像一个整体 机翼、机身甚至全机那样多的结构元件也可纳入到 一个大规模的结构模型中进行分析。这样，可大大 提高分析精度，特别对元件或构件间的连接关系予 以了充分考虑，使得一些关键部位的分析更加准确。
(5) 脆性材料的拉伸性能
特点： 无屈服过程 无塑性变形 无塑性指标
σb是衡量脆性材料强度的唯一指标。
4.2 材料压缩的机械性能
试件： 金属材料－短圆柱 混凝土、石料－立方体
国家标准规定《金属压缩试验方法》（GB7314—87)
d L
b b
L
➢ 静强度设计准则为结构的极限载荷(或 极限应力)大于、等于结构的设计载荷 (或设计应力)，其工作步骤为: 获取结构上作用的载荷数 据；进行细致的结构内力分析计算；做出强度判断。
➢ 作用于飞机结构上的载荷主要有气动力载荷、质量 力以及连接节点上的集中力。这些载荷主要由气动 和强度组专业技术人员提供。
（s
s
）时成立
P
E tg 弹性摸量
s e — 弹性极限 s
②屈服阶段
s s — 屈服极限
③强化阶段
s b — 强度极限
④局部变形阶段
d
sb
sS se sP
O
bc a
e
e%
合金钢20Cr 高碳钢T10A 螺纹钢16Mn
低碳钢A3 黄铜H62
(2) 塑性材料的卸载(unloading)过程
σ
C AB
比例极限σP
名义应力 (Nominal stress)
真应力(True stress)
F D
E 断裂
O
弹性阶段 屈 服 阶 段 Elastic stage Yielding stage
强化阶段 Hardening stage
ε
局部化阶段 Localization stage
①弹性阶段
s p — 比例极限 s Ee 虎克定律
冷作硬化。
e p
ee
e e pe
e
sb
e' le
ee
(3) 韧性指标:
延伸率 (Percent elongation)
L1 L 100%
L
截面收缩率(Percent reduction in area)
A A1 100%
A
L1
A1
注意：材料拉断后经过卸载得到残余应变εp 应变实质就是延伸率δ
飞机的静强度设计
王晓军 航空科学与工程学院固体力学研究所
1 前言
• 静强度属于结构的静力学设计问题，即 主要关心工程上结构元件材料本身的最 大承载能力(或称抗力、强度)。主要考 虑结构元件上局部点的工作应力是否有 大于其强度极限的危险，问题的分析相 对简单。
• 静强度设计方法及准则是飞机结构设计 中最基本的设计原则，也是最早发展成 熟的设计规范之一。它是飞机结构设计 活动中首先考虑的基本要求，即结构必 须能够承受飞机使用过程中所遇到的各 种载荷，而不破坏，也不至于产生影响 到飞机功能的永久变形。
加载
卸载
重新加载
(reloading)
加载 卸载
α
α
O
ε
残余(塑性)应变 弹性回复
卸载定律 冷作硬化
材料在卸载过程中应力与应变成线形关系。
称为：卸载定律 。
s P s' f d
在常温下把材料冷 拉到强化阶段，然后卸
b ac
载，当再次加载时，材 料的比例极限提高而塑
se sp
ss
性降低。这种现象称为
按照国家标准规定，
σ
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 s 0.2
“ 条 件 屈 服 点 ” , 用 σ0.2
表示名义屈服应力。
ε
确定的方法是: σ
b
s0.2
o
ε
0.2%
在ε轴上按刻度取0.2％（即：0.002）的点, 对此点作平行于σ－ε曲线的直线段的直线(斜率亦 为E), 与σ－ε曲线相交点对应的应力即为σ0.2 .
4 材料的试验及其屈服
• 4.1 材料拉伸的力学性能
力学性能———指材料受力时在强度和变形方面 表现出来的性能。
塑性变形 变形
弹性变形
塑性变形又称永久变形或残余变形
塑性材料：断裂前产生较大塑性变形的材料,如低碳钢
脆性材料：断裂前塑性变形很小的材料，如铸铁、石料
•材料的机械性质通过试验测定，通常为常温 静载试验。试验方法应按照国家标准进行。