结构设计的“四项基本原则” 刚柔相济，多道防线，抓大放小，打通关节 1、刚柔相济 合理的建筑结构体系应该是刚柔相济的。结构太刚则变形能力差，强大的破坏力瞬间袭来时，需要承受的力很大，容易造成局部受损最后全部毁坏；而太柔的结构虽然可以很好的消减外力，但容易造成变形过大而无法使用甚至全体倾覆。结构是刚多一点好，还是柔多一点好？刚到什么程度或柔到什么程度才算合适呢？这些问题历来都是专家们争论的焦点，现今的规范给出的也只是一些控制的指标，但无法提供“放之四海皆准”的精确答案。最后，专家们达成难以准确言传的共识：刚柔相济乃是设计者的追求。道也许都是相通的。 想想看，人应该是刚多一点好还是柔多一点好呢？思考的哲人们对此各抒已见，力求给出处世的灵丹妙方。总的来讲，做人太刚和太柔都不受推崇。过份刚强者，应变能力差，难以找到共同受力的合作者，便要我行我素，要鹤立鸡群，即使面对任何突然袭来的恶势力，亦敢于硬顶硬撞而不留变通的余地，这种时候必须有足够的刚度才能立于不败，否则一旦后继乏力，油尽灯枯就会发生脆性破坏，导致伤痕累累、体无完肤的灭顶之灾。在盛赞这种刚
气之余，却鲜有人能够或者愿意完全去做到，英雄的眼泪大抵只有英雄自己能体味。人们唯有感叹道：精神可嘉，方法难取！ 世人处世多以“柔”为本，退一步海阔天空，和为贵。柔者易于找到共同受力的构件以协同消化和抵抗外力。但过柔亦为人所不耻。因为“柔”必然产生变形以适应外力，太柔的结果必然是太大的变形，甚至会导致立足不稳而失去根本。处世极为圆滑者，八面玲珑，见风使舵，整日上窜下跳，左右逢源，活得游刃有余，这种柔得无形，表面上着实不容易受到伤害，骨子里却难免有“似我非我”的疑问，弄不好会个性丧失、面目全非，可能还免不了要背上奴颜婢膝的骂名。 所以古人在长期的实践后发现了中庸之道最适合生存。用现代的话来讲大意是做人最好既有原则性又有灵活性，也就是刚柔相济。刚是立足之本，必要刚度不能少，如此方能控制变形在可以忍受的范围内，才不会失掉本质的东西；柔为护身之法，血肉之躯刚度毕竟有限，要学会以柔克刚，不断提高消化转换外力的能力，有时候，牺牲一点变形来抵抗突然到来的摧毁力是必要的，也是值得的，但应以不失去自我为度。 只可惜“道可道，道难行”。不是想刚就能刚，想柔便得柔的，刚柔相济只是理想中的“模糊结构”，每个人的组成材料千差万别，生存的地基也不尽相同，所受的外力更难统一定性。如此的差异下，企望哲人们找到统一的、万无一失的处世良方实在勉为其难。不过，每个人如果都能给自己多一点时间，去思考一下适合于自身的结构体系，想必这世界会有另一番光景。
飞机结构设计思想变迁（二）文/图 王辰 胡丹 1903年莱特兄弟的“飞行者一号” 使人类第一次乘坐有动力的飞机翱翔 蓝天时，还没有飞机结构设计这个概 念。2O世纪初，飞机的飞行速度和飞 行高度很低、续航时间也较短，有效 载荷更是小到除了飞行员和燃料以外 几乎无法携带多余的和物品，飞机结 构设计的概念还不清晰，当时的结构 设计只需满足重量轻、静强度大的要 求就可以了，由于材料和工艺水平的 限制，所使用的材料主要为木材、航 空层板和亚麻布。 这一时期指导飞机结构设计的主 要是静强度设计，而静强度主导飞机 结构设计一直持续到二战结束以后， 直至今天，静强度设计一直是飞机结 构设计所必须遵守的所有准则的基础。 静强度设计思想可以表达为飞机 在受到静力载荷时，其结构的强度必 须大于结构所受的载荷，并达到一定 的倍数，否则结构就可能工作在不安 全的情况下，甚至出现变形或破坏。 也就是说，当结构所能够承受的最大 载荷要大于飞机实际受到的载荷达一 定倍数时，此结构就是安全的。这个“倍 数”就是所谓的“安全系数”，对于 飞机结构各零部件，其安全系数都是
技术解密 2012.9 AVIATION WORLD 71 设计与其他民用结构设计一样，还处于采用静强度分析、并进行定性设计的阶段。 由于当时的飞机中虽然有很大的进步，但终究不具有较高的性能水准（相对于今天），加上当时的飞机主要是以军用飞机为主，在战时军用飞机的寿命通常都很短，因为绝大多数的飞机在结构用到足够的寿命前就被击落了。而当时的民用飞机的性能仍然较为低下，以当时使用最广的DC-3为例，其最大飞行速度只有370千米/小时左右，升限也只有7000多米，此时飞机的结构受到的应力并不算很大，因此采用静强度设计也是可以接受的。 但是这一切随着喷气时代的到来而结束了，当然当时的人们并没有意识到这一点。 在1949年，英国德·哈唯兰公司的喷气式客机DH106“慧星”（Comet）首飞成功，标示着人类的航空旅行进入一个新时代。由于采用了喷气式发动机，“慧星”的最大速度可以达到800千米/小时左右，升限可以达到14000米，均为活塞螺旋桨式客机的两倍左右。但是在使用中“慧星”出现了多次严重事故，经过调查发现，在飞机舷窗部分发现有裂痕，这种裂纹发生扩展而造成了严重的解体事故。产生这种裂纹的原因是由于高空飞行的“彗星”客机使用增压座舱，长时间飞行频繁起降使机体反复的承受增压和减压产生的压力差，引发飞机铝制蒙皮的金属疲劳所致。“慧星”飞机还是按老的设计思想设计的，虽然飞机结构的静强度是足够的，但设计师们没有考虑到金属材料的疲劳效应，因为在螺旋桨时代，飞机飞行的高度相对较低，压力差较小，同时航班的频率也没有 “慧星”这么频繁，因此螺旋桨飞机没有出现过这样的事故，人们也没有发现新飞机存在的新问题。所以从这以后，飞机的金属疲劳设计就取代了静强度设计成为那一时期的主要设计思想。 二战后期，随着飞机飞行速度和战术技术性能要求的提高，飞机机翼采用薄翼型和后掠翼，是气动弹性问题变得突出起来。因此要求飞机结构不仅要有足够的静强度，而且还应有足够的刚度，不仅要避免结构处于共振点附近，而且还要保证结构不出现过大的变形而影响飞机的性能。 我们知道，飞机能够在天空中飞行是因为飞机与空气的相对运动可以在机翼和机身等部位的上下表面产生压力差，从而产生升力来抵消重力，尤其是作为升力产生的主要来源的机翼承受了很大的气动载荷。这些载荷按气流密度、压力和飞行速度、飞机外形的不同，以一定的规律分布在飞机的机身、机翼、尾翼等部位，其中以作用在机翼上的载荷最大。当飞机做一定的机动动作的时候，还会产生一定的过载，这时载荷的大小会成倍的增加。在这些载荷的作用下，各部位尤其是机翼会发生弯曲和扭转变形。一旦这种变形超过了一定的限度，将破坏飞机原有的气动外形，造成飞机性能的下降甚至是飞机结构发生破坏或飞机的操纵失灵导致坠毁等事故，例如机翼的扭转刚度不足造成的扭转变形就有可能造成飞机的“副翼反效”现象，导致滚转操纵失效甚至飞机坠毁。可见，保证飞机结构具有一定的高度是非常重要的。 关于气动弹性引起的颤振，这种颤振 现象常导致灾难性的结构破坏，例如1940年美国的塔科马海峡大桥因颤振而倒塌就是一个非常知名的例子，当然在飞机上是肯定不允许出现这样情况的。在一定的飞行速度下，飞机结 构会在气动力的作用下产生变形，而随着结构外形的改变，作用在结构上的气动力也会发生改变，改变后的气动力又会给飞机结构带来一个新的变形。结构自身的刚性会产生一个弹性力使结构具有保持其原有形状的趋势，结构在不断变化的气动力、弹性力和惯性力的作用下发生了振动。如果在某一速度下，这种自激振动的振动频率未能收敛而是接近了结构自身的共振点的话，则会产生无法挽回的共振现象，其结果将是灾难性的。在我国“飞豹”歼击轰炸机的试飞过程中就曾遇到过飞机平尾和垂尾的颤振问题，在一次试飞中，方向舵被震掉，试飞员黄炳新艺高人胆大，将几乎失去航向安定性的飞机成功迫降。静强度和刚度设计的飞机结构设计思想直至今天是飞机结构设计必须遵从的设计尊则。（未完待续） 德·哈维兰公司“慧星”客机。 因为风力引起的颤振而垮塌的桥梁。
4-1 梁的根部接头是固接，梁的缘条可以传递弯矩，纵墙的根部接头是绞接，它本身不能传递弯矩。 4-2 4-3
4-23 4-24 4-26 （1）在A-A 肋处，蒙皮没有发生突变，所以A-A 肋在传扭时不起作用。 （2）前梁在A-A 剖面处发生转折，前梁上弯矩M 分为两部分21M M M +=，1M 由前 梁传给机身，2M 传给A-A 肋。
4-30 机翼外段长桁上的轴向力通过蒙皮剪切向前后梁扩散，到根部全部转移到前后梁的缘条上去。 4-31 1. L 前=L 后
（1） Q 的分配 K=2 2EJ L L 前=L 后 ∴ 只与2EJ 有关 Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ + = 1 12Q + = 0.333Q = 3330kg = 33.3KN Q 2= 6670kg = 66.7KN (2) M 的分配 K=KJ L ∴ 关系式仍同上 1M = 0.333?5?105 = 1666.7 KN m M 2= 0.667?5?105 = 3335 KN m （3） M t 的分配 M t1= 5510t M += 0.333?3?103 = 0.999?103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667?3?103 = 2.001?103 kg.m = 20 KNm 2. L 前=3000 mm L 后=1500 mm (1) Q 的分配 K=2 2EJ L K 1= 2? () 12 2 103000= 2?12 6 10910 ?=2 9?106 = 2?106?0.111 K 2= 2?( )12 2 101500= 2?29?106 = 22 2.25??106 = 2?106?0.889 K 1+ K 2 = 2?106 ( 19 +1 2.25) = 2?106 ( 0.111 +0.889) = 1?2?106 ∴ Q 1= 0.111?10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN （2） M 的分配 K 1 = KJ L = 12103000 = 0.333?109 K 1 = 12 101500Q ? = 1.333?109 K 1+ K 2 = 1.666?109 1M = 0.333 1.666?5?105 = 0.1999?5?105 = 0.2?5?105 = 105 kg m = 1000 KN m 2M = 4?105 kg m = 4000 KN m （3） M t 的分配
设计组织架构需要遵循 基本原则 Company Document number：WUUT-WUUY-WBBGB-BWYTT-1982GT
设计组织架构需要遵循基本原则西方管理学家总结的基本原则： 在长期的企业组织变革实践活动中，西方管理学家曾提出过一些组织设计基本原则，如管理学家厄威克曾比较系统地归纳了古典管理学派泰罗、法约尔、马克斯·韦伯等人的观点，提出了8条指导原则：目标原则、相符原则、职责原则、组织阶层原则、管理幅度原则、专业化原则、协调原则和明确性原则。 美国管理学家孔茨等人，在继承古典管理学派的基础上，提出了健全组织工作的l5条基本原则：目标一致原则、效率原则、管理幅度原则、分级原则、授权原则、职责的绝对性原则、职权和职责对等原则、统一指挥原则、职权等级原则、分工原则、职能明确性原则、检查职务与业务部门分设原则、平衡原则、灵活性原则和便于领导原则。 国内管理专家总结的基本原则： ①战略匹配原则 一方面，战略决定组织结构，有什么样的战略就有什么样的组织结构；另一方面，组织结构又支持战略实施，组织结构是实施战略的一项重要工具，一个好的企业战略要通过与企业相适应的组织结构去完成方能起作用。实践证明，一个不适宜的组织结构必将对企业战略产生巨大的损害作用，它会使良好的战略设计变得无济于事。因此，企业组织结构是随着战略而定的，它必须根据战略目标的变化而及时调整。通常情况下企业根据近期和中长期发展战略需要制订近期和中远期组织结构。
②顾客满意原则 顾客是企业赖以生存和发展的载体，企业设计的组织架构和业务流程必须是以提高产品和服务，满足顾客需求为中心的。要确保设计的组织架构和流程能够以最快捷的速度提供客户满意的产品的服务，组织中各部门的工作要优质、高效达到始于顾客需求，终于顾客满意的效果。 ③精简且全面原则 精简原则是为了避免组织在人力资源方面的过量投入，降低组织内部的信息传递、沟通协调成本和控制成本，提高组织应对外界环境变化的灵活性；对于非核心职能，可能的话应比较自建与外包的成本，选择成本最低的方案。全面原则则是体现麻雀虽小，五脏俱全的思想，即组织功能应当齐全，部门职责要明确、具体，这样即使出现一人顶多岗的情况，也能使员工明确认知自身的岗位职责。 ④分工协作原则 如果组织中的每一个人的工作最多只涉及到单个的独立职能，或者在可能的范围内由各部门人员担任单一或专业化分工的业务活动，就可提高工作效率，降低培训成本。分工协作原则不仅强调为了有效实现组织目标而使组织的各部门、各层次、各岗位有明确的分工。还强调分工之后的协调。因此在组织机构设计时，必须强调职能部门之间、分子公司之间的协调与配合，业务上存在互补性或上下游关系时，更需要保持高度的协调与配合，以实现公司的整体目标。 ⑤稳定与灵活结合原则
一、飞机研制技术要求（1）战术技术要求军用飞机（2）使用技术要求（民用飞机) 它包括飞机最大速度、升限、航程、起飞着陆滑跑距离、载重量、机动性(对战斗机)等指标和能否全天候飞行，对机场以及对飞机本身的维修性、保障性等方面的要求。 二、飞机的研制过程四个阶段：1．拟订技术要求2．飞机设计过程3．飞机制造 过程4．飞机的试飞、定型过程 三、飞机的技术要求是飞机设计的基本依据 四、飞机设计一般分为两大部分：总体设计结构设计 五、飞机结构设计是飞机设计的主要阶段 “结构”是指“能承受和传递载荷的系统”——即“受力结构”。 六、安全系数：安全系数定义为设计载荷与使用载荷之比也就是设计载荷系数与使用载 荷系数之比。其物理意义就是实际使用载荷要增大到多少倍结构才破坏，这个倍数就是安全系数。 八、飞机结构设计的基本要求1．空气动力要求和设计一体化的要求2．结构完整性及 最小重量要求3．使用维修要求4．工艺要求5．经济性要求 九、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的总称。 十、全寿命周期费用(LCC) (也称全寿命成本) 主要是指飞机的概念设计、方案论证、 全面研制、生产、使用与保障五个阶段直到退役或报废期间所付出的一切费用之和。 十一、现代军机和旅客机的新机设计，规范规定都必须按损伤容限／耐久性或 按损伤容限／疲劳安全寿命设计。 十二、结构完整性及最小重量要求就是指：结构设计应保证结构在承受各种规定的 载荷和环境条件下，具有足够的强度，不产生不能容许的残余变形；具有足够的刚度，或采取其他措施以避免出现不能容许的气动弹性问题与振动问题；具有足够的寿命和损伤容限，以及高的可靠性。在保证上述条件得到满足的前提下，使结构的重量尽可能轻，因此也可简称为最小重量要求。 十三、使用维修要求飞机的各部分(包括主要结构和装在飞机内的电子设备、燃油 系统等各个重要设备、系统)，须分别按规定的周期进行检查、维护和修理。良好的维修性可以提高飞机在使用中的安全可靠性和保障性，并可以有效地降低保障、使用成本。对军用飞机，尽量缩短飞机每飞行小时的维修时间和再次出动的准备时间，还可保证飞机及时处于临战状态，提高战备完好性。为了使飞机有良好的维修性，在结构上需要布置合理的分离面与各种舱口，在结构内部安排必要的检查、维修通道，增加结构的开敞性和可达性。 十四、飞机设计思想的发展过程大致可划分为五个阶段（1）静强度设计阶段
《飞行器结构设计》课程大作业指导书 哈尔滨工业大学航空宇航制造系 2015年4月16日
一、要求与说明 1. 学生必须按照相关规范，在规定的时间内完成两个备选题目之一的大作业，并提交纸质和电子版文件。 2. 要求每名学生独立完成作业内容，如有抄袭、伪造等作弊行为则取消成绩，大作业的分数计入期末考核成绩。 二、题目 三、内容要求及规范 （二）分离机构连接计算与结构设计 1、设计的目的与意义 连接于分离机构的计算与设计是飞行器结构与机构分系统设计的重要部分，连接分离机构直接影响分离面处的连接刚度，而连接分离面又是飞行器载荷较为严重的部位。因此，为保证连接的可靠性，必须对分离机构中的关重件进行计算与校核，特别是起到连接与分离作用的爆炸螺栓组件。本设计作业的主要目的是通过对典型连接分离机构的计算与设计，使学生掌握此类结构设计的基本原理和方法，同时加深对飞行器结构设计的具体认识，为开展相关技术领域的研究与设计奠定基础。 2、设计输入条件 假设某型号导弹在发射阶段，由于横向载荷的作用，在连接面A1-A2会产生M=1500Nm的弯矩，同时已知气动过载的等效轴向载荷为F=800N，以压力形式作用于一二级分离面上，分离舱段对接框为环形接触面，被连接件间均采用石棉垫片。图2所示为轴向连接式对接框结构尺寸，图3所示为卡环式对接框尺寸，
两个舱段的平均壁度为6mm。假设舱段承力结构材料均为TC4，在设计过程中不考虑横向载荷产生的剪力，为使分离面紧密贴合，取安全系数f=1.5。此外，假定轴向连接分离机构由6个爆炸螺栓连接，卡环式连接分离机构由2个爆炸螺栓连接，爆炸螺栓螺杆材料为45号钢，且尺寸、规格同C级六角头螺栓。 图1 导弹一二级分离面受力示意图 3、设计任务 1）根据设计的输入条件，选择轴向连接或外置卡环式连接分离方式中的一种进行计算分析与结构设计。要求详细计算用于连接和分离的爆炸螺栓所受的工作总拉力，以及螺栓最大预紧力，并根据爆炸螺栓材料的屈服极限条件确定螺栓尺寸和规格。 2）按照计算分析的结果以及选择的爆炸螺栓结构尺寸，设计连接分离装置的具体结构，画出装配草图。 2 a) 轴向连接式分离面结构尺寸
组织结构设计，指对企业的组织等级、运营结构及管理模式等进行再造的过程，EMBA、MBA等常见经营管理教育均组织结构设计方法有所探究。 一、定义 组织结构设计，是通过对组织资源（如人力资源）的整合和优化，确立企业某一阶段的最合理的管控模式，实现组织资源价值最大化和组织绩效最大化。狭义地、通俗地说，也就是在人员有限的状况下通过组织结构设计提高组织的执行力和战斗力。 企业的组织结构设计是这样的一项工作：在企业的组织中，对构成企业组织的各要素进行排列、组合，明确管理层次，分清各部门、各岗位之间的职责和相互协作关系，并使其在企业的战略目标过程中，获得最佳的工作业绩。 从最新的观念来看，企业的组织结构设计实质上是一个组织变革的过程，它是把企业的任务、流程、权力和责任重新进行有效组合和协调的一种活动。根据时代和市场的变化，进行组织结构设计或组织结构变革（再设计）的结果是大幅度地提高企业的运行效率和经济效益。 二、目的
创建柔性灵活的组织，动态地反映外在环境变化的要求，并在组织成长过程中，有效地积聚新的组织资源，同时协调好组织中部门与部门之间的关系，人员与任务间的关系，使员工明确自己在组织中应有的权力和应承担的责任，有效地保证组织活动的开展。 三、主要内容 1、职能设计 职能设计是指企业的经营职能和管理职能的设计。企业作为一个经营单位，要根据其战略任务设计经营、管理职能。如果企业的有些职能不合理，那就需要进行调整，对其弱化或取消。 2、框架设计 框架设计是企业组织设计的主要部分，运用较多。其内容简单来说就是纵向的分层次、横向的分部门。 3、协调设计
协调设计是指协调方式的设计。框架设计主要研究分工，有分工就必须要有协作。协调方式的设计就是研究分工的各个层次、各个部门之间如何进行合理的协调、联系、配合，以保证其高效率的配合，发挥管理系统的整体效应。 4、规范设计 规范设计就是管理规范的设计。管理规范就是企业的规章制度，它是管理的规范和准则。结构本身设计最后要落实并体现为规章制度。管理规范保证了各个层次、部门和岗位，按照统一的要求和标准进行配合和行动。 5、人员设计 人员设计就是管理人员的设计。企业结构本身设计和规范设计，都要以管理者为依托，并由管理者来执行。因此，按照组织设计的要求，必须进行人员设计，配备相应数量和质量的人员。 6、激励设计 激励设计就是设计激励制度，对管理人员进行激励，其中包括正激励和负激励。正激励包括工资、福利等，负激励包括各种约束机制，也就是所谓的奖惩制度。激励制度既有利于调动管理人员的积极性，也有利于防止一些不正当和不规范的行为。
现代飞机结构综合设计复习参考 名词解释 ?结构：“结构”是指“能承受和传递载荷的系统”——即“受力结构”。 （P5） ?设计载荷：设计的结构所能承受而不破坏的最大载荷称为设计载荷。 （P43） ?使用载荷：飞机使用中实际可能遇到的最大载荷称为使用载荷。 （P43） ?结构完整性：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的总称。（P8） ?全寿命周期费用(LCC) ：(也称全寿命成本) 主要是指飞机的概念设计、方案论证、全面研制、生产、使用与保障五个阶段直到退役或报废期间所付出的一切费用之和。（P8） ?剩余强度：带损伤结构的实际承载能力称之为剩余强度。（Ｐ１５０）?耐久性：飞机结构的耐久性是指飞机结构在规定的经济寿命期间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损、和外来物偶然损伤作用的一种固有能力。（Ｐ１６８） ?损伤容限：是指结构在规定的未修使用周期内，抵抗由缺陷、裂纹或其他损伤而导致破坏的能力。（P140） ?检查周期：是指飞机结构两次检查之间的时间间隔。（Ｐ１６１）?检修周期：检修周期又称未修使用的最小周期，在这个周期内假定适当水平损伤（初始的或使用中的），保持未修并让它在结构内增长，应不会危及飞机安全和降低飞机性能。（Ｐ１６２） ?安全系数：设计载荷与使用载荷之比，也就是设计载荷系数与使用载荷系数之比。（P44） 填空题（24分） ?设计思想的五个过程：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（经济寿命）设计阶段结构可靠性设计试用阶段（Ｐ９）
塑料件结构设计基本原则
可怜的机械狗之塑料件结构设计基本原则（一） 一，产品结构设计前言 正式进入话题之前，咱先抱怨两句，机械工程的待遇可真不咋地，奉劝想要进入机械行业的童鞋们三思后行。待遇低，工作环境差就算了，可美女咋也凤毛麟角呢！都说机械好就业，工作稳定，可那初始工资真是没得说，就说自己刚毕业时，每月2000块，去厂房里做装配工，铁块在手里滚来滚去，整天脏兮兮的，还累的跟狗一样。可相比较其他呢，那些学计算机的，学财务，学管理的，那待遇真是没法比，想我当时就是因为看这个专业名字好听，就跳坑里了。虽然这个说，可梦想仍在，咱还是要向着那里走着，一点一点地走。 进入正题，在玩具，消费类电子产品，大小家电，汽车等相关行业中，都离不开产品的结构设计，各种有形的产品，配件等都必须先确定其外形，所以是产品结构设计是产品研发阶段的核心之一。就拿消费类电子产品来说，结构，硬件，软件是产品研发的三个主要工作团体，而硬件与结构又是结合最紧密的。 一般公司要研发一款产品，首先是市场部签
发开发指令，经过部门评审后，研发部开始进行结构外观建模，然后再进行建模评审，评审通过后，才开始内部的结构设计，然后才是做手板，开模，试模，试产，量产等。而其中的内部结构设计就是产品结构设计师最主要的工作内容。在我国，工业外观设计跟结构设计是分开的，就是说决定产品初步外观的并不是机构工程师，而是工业设计师，他们会依照市场调差和基本的性能需要去绘制产品的外观，这个当然需要一定绘画艺术和审美能力。可怜大多说人都怀疑作为理工科的结构工程师欠缺这些细胞，可事实好像也是这样。最近接手国外的一个充电器产品，是他们已经做好了3D图，要我们来开模生产，可是拿到手后根本开不了膜，不符合开模要求，当然做个样品可以用3D打印做出来，可想要大批量的还是要靠传统模具。这体现了结构工程师的作用了，尽可能保证产品用料，外观，性能，工艺，装配的最佳化，就是在各个环节省钱省时省力，想想就够累的啊！ 二，塑料件料厚 我们接触的很多产品是塑料件，其大部分塑料件都是通过塑胶模具注塑成型，而料厚是塑料
第一章绪论——飞机部件设计的一般规律及其发展 一飞机的发展历程和飞机研制过程 1 飞机的发展历程（回顾从飞机诞生以来不同时期不同用途飞机的结构特点，决定了各个部件的特点） 2 飞机的研制过程（《现代飞机结构综合设计》P4，可对其进行修改及扩充） 二飞机部件及部件设计的初始条件 1 飞机部件介绍 2 部件设计的初始条件 3 飞机设计过程简介 三飞机部件设计的基本要求和综合设计思想 1 基本要求 2 设计思想的演变 3 飞机综合设计思想 四飞机部件设计方法简介 1 概述 2 结构有限元分析以及在飞机结构设计的应用 3 结构优化设计方法 4 计算机辅助设计 第二章飞机外载荷与设计规范 第三章飞机机身结构分析与设计 一机身的功用及设计要求 1 机身的功用 2 机身的外载特点及内部布置 3 机身的设计要求 二机身的组成元件及其设计 1 机身的组成元件及典型受力型式（介绍机身组件及其功用，然后分析几种受力型式（桁梁式，桁条式，硬壳式）） 2 失稳形式及元件设计与布置 ⑴三种失稳形式（蒙皮，壁板，总体失稳） ⑵蒙皮设计 ⑶长桁和桁梁的设计与布置 ⑷加强框和普通框的设计与布置 ⑸各元件之间的连接设计 三增压座舱的结构设计 现代飞机机身内均有增压座舱 1 座舱的增压载荷 2 民用飞机增压座舱的结构设计 3 军用飞机增压座舱的结构设计 四机身开口区的结构设计 1 开口与口盖的分类及开口区受力分析 2 开口区的结构设计 ⑴小开口的结构加强设计⑵中开口的结构加强设计⑶大开口的结构加强设计 五机身与其他部件的连接设计
1 机翼与机身的对接设计 2 尾翼与机身的对接设计 3 起落架与机身的连接设计 4 机身设计分离面处的连接设计 5 发动机在机身的安装 六机身结构设计须注意的几个问题 每个部件都有各自的结构细节，所谓结构细节，是指飞机结构中对疲劳开裂最敏感的局部区域或元件，设计时应从以下几个方面注意： 1 合理地、有区别地选择有关结构材料 2 结构布局和传力路线的恰当设计 3 消除因偏心传载和强迫装配引起的附加应力 4 降低应力集中 5 连接接头和连接结构的抗疲劳设计 6 对结构进行变形和刚度控制 7 选择合理的工艺方法 第四章机翼结构设计 一机翼的功用与外载特点、设计要求 1 机翼的功用及外载特点 2 机翼结构设计要求 二机翼结构元件设计 1 机翼结构的典型构件及其功用（蒙皮、长桁、翼肋、翼梁、纵墙） 2 各种典型元件的设计 ⑴长桁设计⑵机翼蒙皮与加筋板的设计⑶梁的设计 ⑷翼肋设计⑸机翼连接⑹结构受集中载荷处的局部设计 三机翼结构的受力型式及主要受力构件的布置 1 典型受力型式 ⑴薄蒙皮梁式⑵多梁单块式⑶多墙厚蒙皮式 2 主要受力构件布置 机翼主要受力构件布置是指确定机翼翼面壁板中的蒙皮—长桁（或整体壁板中的筋条）、梁、墙、加强翼肋、普通翼肋以及机翼—机身连接接头等的数量和位置。 ⑴机翼翼盒受力构件布置 ⑵集中载荷作用处加强构件的布置 3 各种承力结构机翼的对接原则 四后掠翼和三角翼的结构和承载特点 1 后掠翼承力形式和根部承载的特点 2 三角翼的结构和承载特点 五机翼整体油箱的结构设计 1 整体油箱结构设计的要求 2 整体油箱结构设计的特点 3 整体油箱的密封形式 六增升装置和副翼的结构设计 1 增升装置的功用和设计要求 2 增升装置的分类及其结构设计 3 副翼的功用及其结构设计
结构设计的“四项基本原则” (2007-03-30 15:07:49) 转载 标签： 结构设计 刚柔相济，多道防线，抓大放小，打通关节 1、刚柔相济 合理的建筑结构体系应该是刚柔相济的。结构太刚则变形能力差，强大的破坏力瞬间袭来时，需要承受的力很大，容易造成局部受损最后全部毁坏；而太柔的结构虽然可以很好的消减外力，但容易造成变形过大而无法使用甚至全体倾覆。结构是刚多一点好，还是柔多一点好？刚到什么程度或柔到什么程度才算合适呢？这些问题历来都是专家们争论的焦点，现今的规范给出的也只是一些控制的指标，但无法提供“放之四海皆准”的精确答案。最后，专家们达成难以准确言传的共识：刚柔相济乃是设计者的追求。道也许都是相通的。 想想看，人应该是刚多一点好还是柔多一点好呢？思考的哲人们对此各抒已见，力求给出处世的灵丹妙方。总的来讲，做人太刚和太柔都不受推崇。过份刚强者，应变能力差，难以找到共同受力的合作者，便要我行我素，要鹤立鸡群，即使面对任何突然袭来的恶势力，亦敢于硬顶硬撞而不留变通的余地，这种时候必须有足够的刚度才能立于不败，否则一旦后继乏力，油尽灯枯就会发生脆性破坏，导致伤痕累累、体无完肤的灭顶之灾。在盛赞这种刚气之余，却鲜有人能够或者愿意完全去做到，英雄的眼泪大抵只有英雄自己能体味。人们唯有感叹道：精神可嘉，方法难取！世人处世多以“柔”为本，退一步海阔天空，和为贵。柔者易于找到共同受力的构件以协同消化和抵抗外力。但过柔亦为人所不耻。因为“柔”必然产生变形以适应外力，太柔的结果必然是太大的变形，甚至会导致立足不稳而失去根本。处世极为圆滑者，八面玲珑，见风使舵，整日上窜下跳，左右逢源，活得游刃有余，这种柔得无形，表面上着实不容易受到伤害，骨子里却难免有“似我非我”的疑问，弄不好会个性丧失、面目全非，可能还免不了要背上奴颜婢膝的骂名。 所以古人在长期的实践后发现了中庸之道最适合生存。用现代的话来讲大意是做人最好既有原则性又有灵活性，也就是刚柔相济。刚是立足之本，必要刚度不能少，如此方能控制变形在可以忍受的范围内，才不会失掉本质的东西；柔为护身之法，血肉之躯刚度毕竟有限，要学会以柔克刚，不断提高消化转换外力的能力，有时候，牺牲一点变形来抵抗突然到来的摧毁力是必要的，也是值得的，但应以不失去自我为度。只可惜“道可道，道难行”。不是想刚就能刚，想柔便得柔的，刚柔相济只是理想中的“模糊结构”，每个人的组成材料千差万别，生存的地基也不尽相同，所受的外力更难统一定性。如此的差异下，企望哲人们找到统一的、万无一失的处世良方实在勉为其难。不过，每个人如果都能给自己多一点时间，去思考一下适合于自身的结构体系，想必这世界会有另一番光景。 2、多道防线 安全的结构体系是层层设防的，灾难来临，所有抵抗外力的结构都在通力合作，前仆后继。这时候，如果把“生存”的希望全部寄托在某个单一的构件上，是非常非常危险的。多肢墙比单片墙好，框架剪力墙比纯框架好等等，就是体现了多道防线的设计思路。也许我们会自信计算的正确性，但更要牢记绝对安全的防备构件是不存在的，还是应该多多考虑：当第一道防线跨了，
结构设计的原则 1强柱弱梁 强柱弱梁（strong column and weak beam）指的是使框架结构塑性铰出现在梁端的设计要求。用以提高结构的变形能力，防止在强烈地震作用下倒塌。“强柱弱梁”不仅是手段，也是目的，其手段表现在人们对柱的设计弯矩人为放大，对梁不放大。其目的表现在调整后，柱的抗弯能力比之前强了，而梁不变。即柱的能力提高程度比梁大。这样梁柱一起受力时，梁端可以先于柱屈服。 强柱弱梁是一个从结构抗震设计角度提出的一个结构概念。就是柱子不先于梁破坏，因为梁破坏属于构件破坏，是局部性的，柱子破坏将危及整个结构的安全---可能会整体倒塌，后果严重。要保证柱子更“相对”安全，故要“强柱弱梁”。 二十世纪70年代后期，新西兰的T.Paulay和R.Park提出了保证钢筋混凝土结构具有足够弹塑性变形能力的能力设计方法。该方法是基于对非弹性性能对结构抗震能力贡献的理解和超静定结构在地震作用下实现具有延性破坏机制的控制思想提出的，可有效保证和达到结构抗震设防目标，同时又使设计做到经济合理。 能力设计方法的核心是，(1)引导框架结构或框架-剪力墙（核心筒）结构在地震作用下形成梁铰机构，即控制塑性变形能力大的梁端先于柱出现塑性铰，即所谓“强柱弱梁”；(2) 避免构件（梁、柱、墙）剪力较大的部位在梁端达到塑性变形能力极限之前发生非延性破坏，即控制脆性破坏形式的发生，即所谓“强剪弱弯”；(3)通过各类构造措施保证将出现较大塑性变形的部位确实具有所需要的非弹性变形能力。 到二十世纪80年代，各国规范均在不同程度上采用了能力设计方法的思路。 能力设计方法的关键在于将控制概念引入结构抗震设计，有目的的引导结构破坏机制，避免不合理的破坏形态。该方法不仅使得结构抗震性能和能力更易于掌握，同时也使得抗震设计变得更为简便明确，即后来在抗震概念设计中提出的主动抗震设计思想。 第一，楼板的作用，在我们的结构设计中一般都是不考虑楼板参与整体计算的，大部分情况下是直接将荷载倒算的梁上，而在计算水平荷载（地震跟风荷载）的时候考虑楼板对梁刚度的提高作用，用一个中梁刚度放大系数（及边梁刚度放大系数）来考虑楼板的作用，但梁配筋的时候又只考虑矩形截面，这样一来形成了本来是T型梁承受荷载，钢筋却完全集中在矩形截面中，而T型截面的翼缘也没有少陪钢筋（因为板中钢筋不能少配),这从无梁楼盖的配筋形式中可以发现我们现阶段采用的设计方法一方面是非常费，另一方面还吃力不讨好，对抗震规范的基本要求“强柱弱梁”没有任何好处（其实还起到坏处）。所以，在以后的设计中应加强对楼板的利用，让楼板参与计算必将是大势所趋。 第二，程序计算过程中没有考虑柱刚域的影响，在实际设计过程中对梁支座钢筋的超配，支座处裂缝验算对支座钢筋的加大（说明：楼板及其配钢筋对裂缝大有帮助）等都是造成“强梁弱柱”的罪魁祸首。
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
静强度设计：安全系数d e P f P d p 设计载荷 e p 使用载荷 u p 极限载荷 静强度设计准则：结构材料的极限载荷大于或等于设计载荷，即认为结构安全u p ≥d p 载荷系数定义：除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力的合力与当时飞机重量的比值， 称为该方向上的载荷系数。 载荷系数的物理意义：1、表示了作用于飞机重心处除重力外的外力与飞机重力的比值关系； 2、表示了飞机质量力与重力的比率。 载荷系数实用意义：1、载荷系数确定了，则飞机上的载荷大小也就确定了； 2、载荷系数还表明飞机机动性的好坏。 着陆载荷系数的定义：起落架的实际着陆载荷lg P 与飞机停放地面时起落架的停机载荷lg o P 之 41.杆只能承受（或传递）沿杆轴向的分布力或集中力。 2.薄平板适宜承受在板平面内的分布载荷，包括剪流和拉压应力，不能传弯。没有加强件加 强时，承压的能力比承拉的能力小得多，不适宜受集中力。厚板能承受一定集中力等。 3.三角形薄板不能受剪。 刚度分配原则：在一定条件下（如机翼变形符合平剖面假设），结构间各个原件可直接按照 本身刚度的大小比例来分配它们共同承担的载荷，这种正比关系称为“刚度分配原则” P1l1/E1F1=P2l2/e2f2 K=EF/l p1/p2=k1/k2 p1=k1p/(k1+k2) （翼面结构的典型受力形式及其构造特点： 1.薄蒙皮梁式：蒙皮很薄，纵向翼梁很强，纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要 大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的枞墙。常分左右机翼-----用几个集 中接头相连。 2.多梁单块式：蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴向力的壁板承受总体弯矩；纵向长 桁布置较密，长桁截面积与梁的截面积比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增 强了翼面结构的抗扭刚度。为充分发挥多梁单块式机翼的受力特征，左右机翼一般连成整体 贯穿过机身，但机翼本身可能分成几段。 3.多墙厚蒙皮式：布置了较多的枞墙，厚蒙皮，无长桁，有少肋、多肋两种，但结合受集中 力的需要，至少每侧机翼上要布置3~5个加强翼肋。可以没有普通肋。） 大型高亚音速运输机或有些超音速战斗机采用多梁单块式翼面结构，Ma 较大的的超音速飞 机多采用多墙（或多梁）或机翼结构。 局部失稳问题：翼梁缘条受轴向压力时，由于在蒙皮平面内有蒙皮支持，在翼梁平面有腹板 支持，因此一般不会产生总体失稳，但需考虑其局部失稳问题。 翼梁的主要功用承受或传递机翼的剪力Q 和弯矩M 。 （各典型形式（梁式、单块式、多墙式）受力特点的比较： 机翼结构受力形式的发展主要与飞行速度的发展有关。速度的增加促使机翼外形改变并提高 了对结构强度、刚度、外形的要求。比较三者的受力特点可以发现，单纯的梁式、薄蒙皮和 弱长桁均不参加机翼总体弯矩的传递，只有梁的缘条承受弯矩引起的轴力。对于高速飞机， 由于气动载荷增大，而相对厚度减小又导致了机翼结构高度变小，只靠梁来承弯将使承弯构 件的有效高度减小；加之对蒙皮局部刚度和机翼扭转刚度要求的提高，促使蒙皮增厚，长桁 增多、增强。因此，在单块式、多墙式机翼中，蒙皮、长桁，乃至主要是蒙皮发展成主要的 承弯构件。由于蒙皮、长桁等受轴向力的面积较之梁缘条更为分散、更靠近外表面，故承弯 构件有效高度较大，因此厚蒙皮翼盒不仅承扭能力较高，抗弯特性也较好，因此，此种机翼
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) 36001000720(11212 2=-?? +=+==H H gr v G Y n y （2） h km r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =??-=-= m n g v r y 1.583) 18(8.9) 36001000720()1(2 2min -?? =-=
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 =β① ∑=01 Y G Y =βcos ② 由 ①与②得 2 = =gr v tg βο04.72=β（非加力） 523 .4680 8.9) 36001000625(2 =??=βtg ο5.77=β（加力） 6.4cos 1 == βy n （2） r v m N X 2 1 = 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
飞机部件课程设计长空无人机方向舵设计 2013/1/15
一、初步方案的确定 1.1方向舵的受力形式 使用载荷11kN，载荷较小，故选用单梁式 方向舵前端外形参数： 由上表可得出最厚位置为64mm处 由于平尾与方向舵存在干涉，需要在方向舵前缘开一口，深度为50mm，不会影响到梁。 蒙皮由前缘及两侧壁板组成，为了便于前缘蒙皮的安装，采用“匚“形梁，如图所示 1.2悬挂点配重 参考《飞机结构设计》，悬挂点的数量和位置的确定原则是：保证使用可靠、转动灵活、
操纵面和悬臂街头的综合质量轻。 由于载荷较小，初步确定为二或三个。 增加悬挂点数量可使操纵面受到的弯矩减小，减轻了操纵面的质量，但增加了悬臂街头的质量和运动协调的难度。 减少悬挂点数量可是运动协调容易，但操纵面上弯矩增大，且不符合损伤容限思想，一般悬挂点不少于2个。 在长空无人机方向舵中，由于垂尾后掠角为0，且方向舵根稍弦长相同，所以运动协调 十分容易，所以采用3悬挂点。 1.3翼肋的布置 采用15个翼肋(含2端肋)，间距90mm 由于结构高度较低，为了方便装配，后部翼肋分为2个半肋。分别与蒙皮铆接组成壁板后在与梁铆接装配，且左右半肋应分别向上、下延伸一小段距离，以方便壁板与梁的铆接。 1.4配重方式 配重方式有两种，即集中配重与分散配重，因本飞机速度较低，且对重量较敏感，所以采用集中配重的方式，在方向舵的上下两端伸出配重块 1.5操纵接头的布置 为使最大扭矩尽可能小，将接头布置在中间，与中部悬挂点采用螺栓连接 1.6开口补强 前缘开口处两侧采用加强肋，梁腹板开口处采用支座的三面对其加强。 1.7理论草图 二、总体载荷计算
《飞行器结构优化设计》 ——课程总结 专业航天工程 学号GS0915207 姓名
《飞行器结构优化设计》课程总结报告 通过这门课程的学习，大致了解无论是飞行器、船舶还是桥梁等工程项目的传统结构设计流程：首先是根据技术参数、经验和一些简单的分析方法进行初始的结构设计，然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验，根据核验结果，逐步调整设计参数，直到得到满意的设计方案。但是这种传统设计方法的产品性能优劣主要就取决于设计人员的水平，而且设计周期长，并要耗费大量的人力和物力。随着高速、大容量电子计算机的广泛使用和一些精度高的力学分析数值方法的建立和应用，使得复杂的结构分析过程变得更加高效、精确。 本课程重点就在于介绍结构优化的各种分析方法。这些分析方法都是以计算机为工具，将非线性数学规划的理论和力学分析方法相结合，使用于受各种条件限制的承载结构设计情况。 优化问题的数学意义是在不等式约束条件下，求使目标函数为最小或最大值的一组设计变量值，在实际工程应用中，优化问题所包含的函数通常是非线性的和隐式的。建立在数学规划基础上的优化算法，是依据当前设计方案所对应的函数值与导数值等信息，按照某种规则在多维设计变量空间中进行搜索，一步一步逼近优化解。随着计算机的发展和数学计算方法不断进步，结构分析。优化的方法也是随之水涨船高。 一、有限元素法 这是基于在结构力学、材料力学和弹性力学基础上的一种分析方法。研究杆、梁，经简化薄板组成的结构的应力、变形等问题。其方法是首先通过力学分析将结构离散化成单一元素，然后对单一元素进行分析，算出各单元刚度矩阵后，进行整体分析，根据方程组K·u=P求解。这种方法求解的问题受限于结构的规模、形式和效率。 二、敏度分析 结构敏度是指结构性状函数，如位移、应力、振动频率等对设计变量的导数。近似函数的构成，以及许多有效的结构优化算法，皆要利用这些参数的一阶导数，以至二阶导数信息。 结构敏度分析的基础是结构分析，对于复杂的结构，精确的结构分析工作是