机身外形初步设计-南京航空航天大学飞机设计研究所

3）硬壳式： 结构特点： • 无桁梁，无桁条； • 蒙皮厚，与少数隔框组成机身。 受力特点： • 机身总体弯、剪、扭引起的全部轴 力和剪力由厚蒙皮承担； • 隔框用于维持机身截面形状，支持 蒙皮、承担框平面内的集中力。 不宜大开口，机身实际应用很少，只 适于局部气动载荷较大，要求蒙皮局部刚 度大的部位，如机头、尾锥等。
桁梁剖面
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机身结构组成
3. 机身蒙皮 1）功用： • 构成机身气动外形，保持表面光滑，承受局部空气动力； • 承受xoy,xoz两个平面内的剪力和绕x轴扭矩； • 和长桁一起组成壁板承 受两个平面内弯矩引起 的轴力； • 气密增压座舱部位的蒙 皮还要承受环向和轴向 的张应力。
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机身结构组成
2. 长桁与桁梁
1）功用： 长桁： • 承受和传递机身弯矩引起的轴力； • 与蒙皮组成承力壁板； • 承受部分作用在蒙皮上的气动力并传给隔框。 桁梁的截面积大于长桁，功用类似。
2）构造型式 简单式：从横剖面看只有一个结构元件； 组合式：从横剖面看有几个结构元件。 长桁多为简单式，桁梁有时采用组合式。
机身垂直面内剪力图及弯矩图
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机身结构组成
机身主要构件： • 蒙皮 • 纵向骨架:长桁、桁梁 • 横向骨架：隔框
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机身结构组成
机身主要构件： • 蒙皮 • 纵向骨架:长桁、桁梁 • 横向骨架：隔框
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机身结构组成
1. 隔框 1）分类
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机身与其它部件的连接
四、发动机在机身上的安装
1. 机身内发动机的安装 另一种典型的发动机安装形式。
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• 注释：
客机的结构重量（机翼、机身、尾翼、起落架） 一般占最大起飞重量30％～35％。
基于统计方法的重量估算方程
参考文献
1. D. Howe, Aircraft Conceptual Design Synthesis, Professional Engineering Publishing Limited, London, UK, 2000. L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
基于统计方法的重量估算方程
• 机翼重量
– 按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数 三部分分别计算。 （1）理想的基本结构重量MIPS
M IPS = mC + mr M0
(kg）
mC = 1920 A1.5 S 0.5 Nr (1 + λ )sec φ sec ϕ / τ f a
mr = 3S τ M 0 A0.25
• 基于近似分析模型
– 工程梁理论
• 基于数值仿真/虚拟样机的方法
– 结构有限元模型 – 三维CAD模型
按基本空重百分比分配重量指标
重量统计数据
按基本空重百分比分配重量指标
重量统计数据（续）
按基本空重百分比分配重量指标
对于同类型飞机，机翼、机身、尾翼、短舱、起落架、推进系统、 固定设备在基本空重所占百分比存在一定的统计关系。
• 重心调整
– 若重心估算的结果表明，基本空机重量不符合上述统计规 律，需调整机翼位置。
1 ΔxG = cA
⎤ ⎡ W机翼 − 1)⎥ Δx机翼 ⎢( ⎦ ⎣ Wto
Δx 机翼－机翼移动量 ΔxG － 全机重心在平均气动弦上 的移动量

• 抖振边界
– 将升力系数和M数分为二个区域：抖振区和无抖振区。
导致抖振的条件
• 当升力系数接近飞机最大升力系数CLmax ，机翼上表面 的气流发生分离。
• 当飞行速度超过阻力发散马赫数MDD，此时机翼上的 激波会引起不稳定的气流，导致气流分离。
当CL增加到一定值后，有气流分离。
当速度超过MDD后，有气流分离。
零升阻力
总零升阻力＝各部件废阻之和＋次项阻力
配平阻力
• 配平阻力是由于平尾或鸭翼为产生配平力矩而的升力而 引起的阻力，包括升致诱导阻力和型阻两部分。
• 现代运输机配平阻力一般占总阻力的2％或更少。
压缩性阻力
• 飞机在跨声速区飞行时，当飞机的飞行速度超过临界马赫 数Mcr时，机翼上出现局部超过声速的气流，会产生跨声 速压缩性阻力，使阻力增大。
气动特性 性能评估 经济性分析 排放量 维修性 ……
分析
输入 设计方案
任务
分析评估
计算模型 • 工程估算 • CFD
输出
巡航（高速） • 升阻特性
起飞/着陆（低速） • 最大升力系数 • 升阻特性
抖振升力系数
气动特性分析评估的方法
空气动力学理论
经典理论 无粘线性位流理论
无粘非线性位流理论
粘流理论 无粘有旋流理论 粘性有旋流理论
• 方法
– 采用部件形状因子的方法，计入压差阻力。 – 机身的压差阻力因子为：
Ffus 1 2.2 k 1.2 0.9 k 3
K 为机身长细比，即机身长度与机身最大直径之比 。
－发动机短舱的压差阻力因子：
Fnac
1 0.35 /
lnac dnac
lnac/dnac发动机短舱的长度与直径之比。

操稳分析内容
静稳定性
俯仰静稳定性导数 特征方程
特征根
稳定性
动稳定性
稳定性判据
模态特征
长周期
纵向
静操纵性
短周期 升降舵操纵力矩及配平曲线
纵向运动状态量对升降舵 及油门的操纵响应 横滚静稳定性导数 偏航静稳定性导数
操纵性
动操纵性
操稳 特性
稳定性
静稳定性 动稳定性
特征方程 特征根
稳定性判据
模态特征
横侧向
静操纵性
方向舵及副翼的操纵力矩
滚转 螺旋 荷兰滚
操纵性
动操纵性
非对称定常飞行时的平衡
横侧向运动状态量对方向 舵及副翼的操纵响应
主要操稳要求的校核
• 纵向
– 巡航和着陆配平
– 静稳定裕度
– 起飞时抬头力矩 – 短周期模态特性
对平尾面积的约束
– 长周期模态
这些操稳性能计算需要纵向气动导数。
主要操稳要求的校核
– 能快速对各种飞机构型的气动导数进行计算。
AVL的应用示例
载重电动遥控飞机 飞翼布局电动遥控飞机
基于面元法的气动导数计算
• DWT（Digital Wing Tunnel）数值风洞软件
– 基于无粘的线化位流方程；数值方法－面元法，C语言编写。 – 可估算升力、诱导阻力、摩擦阻力、纵向/横侧向静、动气动导数。
• 计算输出气动力与力矩系数（基本）： • 计算输出静稳定性导数（基本）： • 计算输出动稳定性导数： • 计算平尾配平时产生的相应的力与力矩 • 计算由襟翼、副翼及升降舵产生的力与力矩
基于涡格法的气动导数计算
• 涡格法程序AVL
– 由MIT的教授和他的学生Youngren开发。

起落架布置
南京航空航天大学
余雄庆
概念设计流程
设计
全ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ布局设计
No 满足要求？ 方案最优？
设计要求、适航条例
Yes
机身外形初步设计
确定主要参数
初 步 方 案
方案分析与评估
起 落 架
分 系 统 发动机选择
重量特性
动力特性 操稳特性 噪声特性 可靠性
气动特性
性能评估 经济性分析 排放量 维修性
机翼外形初步设计
选择轮胎数目和尺寸的一般原则
主起落架
飞机 类型 Wto (lb) 116,000 220,000 330,000 572,000 775,000 14,000 25,000 35,000 60,000 Dt x bt in. x in. 40 x 14 40 x 14 46 x 16 52 x 20.5 49 x 17 18.5 x 7 24 x 8 24 x 8 35 x 9 PmWto 轮胎数 (每支柱) 2 4 4 4 (3支柱) 4 (4支柱) 1 1 2 1
0.07 0.05 0.08 0.07
单发螺 旋浆飞 机
1,600 2,400 3,800
15 x 6 17 x 6 16.5 x 6
0.80 0.84 0.84
1 1 1
15 x 6 12.5 x 5 14 xx5
0.20 0.16 0.16
1 1 1
Pm－主起落架载荷 Pn －前起落架载荷
Dt－轮胎直径（英寸）
0.06 0.06 0.07 0.07 0.06 0.13 0.09 0.10 0.12
战斗机
Pm－主起落架载荷 Pn －前起落架载荷
Dt－轮胎直径（英寸）

1.1.2 飞机结构设计的地位
图1.1 飞机研制的一般过程
1. 概念性设计阶段
根据设计要求，全面构思，形成粗略的断 语飞机设计的基本概念，并草拟一个 或几个能满足设计要求的初步设计方案
工作内容：
初步选定飞机的形式，进行气动外形布局 初步选择飞机的基本参数 选定发动机和主要的机载设备 初步选择各主要部件的主要几何参数 粗略绘制飞机的三面草图 初步考虑飞机的总体布置方案，初步的性能估算， 检查是否符合飞机设计所要求的性能指标 方案要具有足够的先进性且实际可行 花钱和耗时不多，但非常重要
寿命――飞机结构中的主要受力构件。如： 主梁、下壁板、接头、气密舱 热强度――高温处，如：后机身、尾喷 口、 激波产生处 破损安全结构――重要部件设计成多路传力 结构，如：中翼受力盒段 缓慢裂纹扩展结构――不可检处按安全寿命 设计
1.2.3 结构的使用条件
气象条件（温度和湿度）、介质条件（海 水、水汽等）； 机场条件（主要是跑道品质）； 维修条件（周期、次数、速度、能力）。
技术要求
技术要求：Vmax，升限，航程/作战半径， 起飞着陆距离， 载重/起飞重量，机动性 指标（加速，最小盘旋，爬升），使用 寿命； 非定量要求：全天候，机场要求，维护 要求； 趋势：V ，Hmax ， 载重 ，航程 ；
苏-30
阵风
F－117
第四代战斗机(俄罗斯称之为第五代战斗 机)更着重强调同时具备隐身技术、超音 速巡航、过失速机动和推力矢量控制、近 距起落和良好的维修性等性能 。
飞机结构设计具体内容
飞机部件的结构打样设计（初步设计） 零构件设计 部件的结构图纸
飞机部件
设计师素质
设计师的第一要务是彻底熟悉飞机设计所 依据的规则; 其次，设计师应熟悉每一代飞机的型号。

南京航空航天大学 硕士学位论文 机身整体壁板结构分析 姓名：郑辉洲 申请学位级别：硕士 专业：飞行器设计 指导教师：童明波 20070101
南京航空航天大学硕壁板结构的设计、分析、制造与试验技术是 21 世纪干线及大 型飞机研制的关键技术之一。随着整体壁板的大量使用，为了对设计提供足够的 强度参考依据，必须对整体壁板进行相应的应力分析。本文从有限元分析、工程 算法以及试验三方面对整体壁板在轴压和剪切载荷下的强度进行了研究。 工程算法则重点研究了整体壁板在轴压、剪切状态下的静强度计算。轴压采 用与试验值相吻合的 Johnson 法，剪切采用半经验的“张力场分析方法” 。还参 照机身的结构形式、受载特点及其传力特性，分析比较了壁板结构的不同有限元 建模方法。使用 CATIA 建立了壁板全尺寸模型并导入 MSC.PATRAN 建立有限元模 型。 通过计算结果与试验数据的比较， 得出比较接近实际的有限元模型建模方法， 从而为更精确的计算和结构设计提供参考依据。 关键词：整体壁板，机身，有限元，应力分析，静强度
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南京航空航天大学硕士学位论文
图、表清单
图 1.1 先进机身整体结构与常规组装结构对比.......................................................1 图 1.2 空客公司的 A380 和波音公司的 B787............................................................2 图 1.3 飞机整体设计结构关键部位分解图................................................................4 图 1.4 ARJ21 新支线飞机............................................................................................5 图 2.1 民机机身结构...................................................................................................7 图 2.2 普通框构造.......................................................................................................8 图 2.3 普通框载荷.......................................................................................................8 图 2.4 机身在垂直面内外载及内力图.......................................................................9 图 2.5 桁条式机身框平面内受 PY 力时传力分析 ...................................................10 图 3.1 组装壁板轴压试验件装配图.........................................................................12 图 3.2 组装壁板轴压试验件爆炸图.........................................................................13 图 3.3 组装壁板剪切试验件装配图.........................................................................13 图 3.4 组装壁板剪切试验件爆炸图.........................................................................13 图 3.5 整体壁板轴压试验件装配图.........................................................................14 图 3.6 整体壁板轴压试验件爆炸图.........................................................................14 图 3.7 整体壁板剪切试验件装配图.........................................................................15 图 3.8 整体壁板剪切试验件爆炸图.........................................................................15 图 4.1 歪斜因子.........................................................................................................18 图 4.2 歪斜角度.........................................................................................................18 图 4.3 锥度.................................................................................................................18 图 4.4 实际单元与母单元坐标.................................................................................19 图 4.5 长桁与蒙皮的中性面示意图.........................................................................21 图 4.6 凸台强制偏心示意图.....................................................................................21 图 4.7 局部刚度重叠示意图.....................................................................................21 图 4.8 整体壁板的板－梁模型简化图.....................................................................21 图 4.9 梁元折算为等效杆元和剪切板元的组合.....................................................22 图 4.10 钉元受力情况...............................................................................................23 图 4.11 铆钉板及其简化模型...................................................................................23 图 4.12 铆钉节点简化方案.......................................................................................24 图 4.13 局部刚度增加示意图...................................................................................24 图 4.14 使用 1 杆元＋2 弹簧元模拟铆钉................................................................24 图 4.15 PATRAN 中提供的 FASTENER 单元 ........................................................25

发动机安装在机翼上： 发动机安装在机身后部：０.47 ~ 0.50 L身
战斗机：
发动机安装在机身内： 0.45 L身
重心位置估算
• 起落装置
– 假设与全机重心重合
• 动力装置
– 由发动机重心位置来确定
• 固定设备
– 假设与全机重心重合
• 燃油
– 根据油箱布置的位置 – 计算油箱的体积和重量，燃油密度＝0.8g/cm3
中程客机
重心位置
• 正常使用重心
–飞机在正常飞行过程中，经常保持的重心位置。
• 使用重心前限
–飞机在飞行过程中，重心可能的最前位置。
• 使用重心后限
–飞机在飞行过程中，重心可能的最后位置。
重心位置估算
L/2
• 机翼
– 直机翼
(38~40%)cA
0.4L/2
– 后掠角和三角翼
(40~42%)cA
35%半展长
• 注释：
客机的结构重量（机翼、机身、尾翼、起落架） 一般占最大起飞重量30％～35％。
基于统计方法的重量估算方程
参考文献
1.
2.
D. Howe, Aircraft Conceptual Design Synthesis, Professional Engineering Publishing Limited, London, UK, 2000.
基于统计方法的重量估算方程
• 机翼重量
– 按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数
三部分分别计算。 （1）理想的基本结构重量MIPS
M IPS mC mr M0
(kg）
mC 1920 A1.5 S 0.5 Nr (1 )sec sec / f a

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天线罩气动载荷理论CFD分析方法（续）
Fluent软件界面
文件操作
显示网格、结果等
网格操作(网格信息、平 移、拷贝等）
计算中升力、阻 力变化
设置变网格等 求解算法定义
物理模型定义（粘性、 可压缩性等）
面操作(面信息、气动载荷理论CFD分析方法（续）
脱胶部位 雷达罩上表层材料
与蜂窝材料脱胶
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天线罩气动载荷理论CFD分析方法
计算流体力学（CFD）简介
CFD最常用的是有限体积（FV) 法，FV与有限元法类似，首先 是把空间区域离散化成小胞腔， 以形成一个立体网格或者格点， 然后应用合适的算法来解运动方 程（对于不粘滞流体是欧拉方程， 对于粘滞的是Navier-Stokes equations)。最后得到空间内部 各点的压力、流体速度等。
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天线罩气动载荷理论CFD分析方法（续）
CFD软件概况
CFD软件是专门用来进行流场分析、流场 计算、流场预测的软件。通过CFD软件，可 以分析并且显示发生在流场中的现象，在比 较短的时间内，能预测性能，并通过改变各 种参数，达到最佳设计效果。CFD的数值模 拟，能使我们更加深刻地理解问题产生的机 理，为实验提供指导，节省实验所需的人力、 物力和时间，并对实验结果的整理和规律的 得出起到很好的指导作用。
前处理软件gambit
GAMBIT是Fluent公司开发的CFD前处理 软件，可建立并网格化CFD模型。 GAMBIT通过它的用户界面（GUI）来接 受用户的输入。既能简单而又直接的建 立模型、网格化模型，还能指定模型区 域网格划分的大小等。
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天线罩气动载荷理论CFD分析方法（续）