下载文档原格式
【大学课件】飞机结构力学电子教学教案第一章：课程介绍与基本概念1.1 课程背景与意义介绍飞机结构力学的发展历程及其在航空航天领域的重要性。
强调本课程的目标和意义，即培养学生对飞机结构力学的理解和应用能力。
1.2 课程内容概述概述课程的主要内容，包括飞机结构的基本类型、受力分析、材料力学性质等。
1.3 教学方法与要求介绍本课程的教学方法，包括课堂讲解、案例分析、实验实践等。
对学生的学习要求进行说明，包括课堂参与、作业完成、期末考试等。
第二章：飞机结构的基本类型与特点2.1 飞机结构的基本类型介绍飞机结构的主要类型，包括梁、板、壳、框架等。
2.2 飞机结构的特点分析飞机结构的特点，包括轻质、高强、耐腐蚀、可制造性等。
2.3 实际案例分析通过实际案例分析，让学生更好地理解飞机结构的基本类型和特点。
第三章：飞机结构的受力分析3.1 飞机结构的受力类型介绍飞机结构所受的各种力，包括重力、气动力、惯性力等。
3.2 飞机结构的受力分析方法介绍飞机结构的受力分析方法，包括静态分析、动态分析等。
通过实际案例分析，让学生更好地理解飞机结构的受力分析方法和过程。
第四章：飞机结构的材料力学性质4.1 材料的应力与应变介绍材料的应力与应变概念，包括应力应变关系、弹性模量等。
4.2 材料的屈服与破坏分析材料的屈服条件、破坏形式及其影响因素。
4.3 材料的选用与匹配介绍飞机结构材料的选择原则，包括强度、刚度、耐腐蚀性等。
第五章：飞机结构的设计与优化5.1 飞机结构设计的基本原则介绍飞机结构设计的基本原则，包括安全性、可靠性、经济性等。
5.2 飞机结构设计的步骤与方法详细介绍飞机结构设计的步骤与方法，包括需求分析、方案设计、详细设计等。
5.3 飞机结构的优化方法介绍飞机结构的优化方法，包括拓扑优化、尺寸优化等。
第六章：飞机结构的连接与接头设计6.1 飞机结构连接的类型介绍飞机结构连接的类型，包括螺栓连接、焊接连接、粘接连接等。
飞机材料与结构力学性能综述飞机是一种重要的交通工具，随着航空技术的不断发展，飞机的速度和载重能力也得到了显著提升。
而飞机的材料和结构力学性能是飞机能否安全飞行的关键所在。
本文将对飞机材料和结构力学性能进行综述。
一、飞机材料1. 金属材料金属材料被广泛用于制造飞机的骨架和结构。
常用的金属材料有铝合金、钛合金、钢和镁合金等。
这些材料具有良好的机械性能，例如强度高、刚性好等。
其中，铝合金是目前最为常用的飞机结构材料，与自然界中的氧气反应较弱，较不易受到腐蚀的影响。
2. 复合材料复合材料是指由两种或以上材料组成的一种新材料。
它通常由一种或多种纤维增强材料和一种或多种基础材料组成。
复合材料与金属材料相比，具有更轻、更强、更坚硬、更耐热和更抗腐蚀等优势。
目前，复合材料已广泛应用于飞机制造，例如碳纤维复合材料、玻璃纤维复合材料等。
二、结构力学性能1. 强度和刚度强度是指物体抵抗破坏的能力。
在飞机制造中，强度指的是飞机受到拉伸、压缩、弯曲等外力作用时，不会发生破裂、裂纹等现象。
刚度是指物体不易发生形变的性质。
在飞机制造中，刚度指的是飞机在受到外力作用时，能够保持相对的形状和结构稳定性。
2. 疲劳寿命疲劳寿命指的是材料在循环荷载下，能够承受多少次循环荷载而不会发生破坏。
在飞机制造中，疲劳寿命是极为重要的一项结构力学性能，因为长时间的飞行中，飞机接受着各种荷载的作用，例如风、震动、温度变化等，而疲劳寿命的好坏直接影响着飞机的使用寿命和安全性。
3. 抗拉剪强度比和延性抗拉剪强度比是指材料在拉伸和剪切作用下，强度比值的大小。
延性指材料受到拉伸力作用时，能够发生多少形变而不发生破坏。
在飞机制造中，这两项结构力学性能也是至关重要的，因为材料的抗拉剪强度比和延性决定了材料是否能够承受各种外力作用而不发生破坏。
总之，飞机材料和结构力学性能是飞机制造中的两个重要方面。
随着科技的不断进步，飞机的材料和结构力学性能也正在不断提升，这使得飞机的安全和性能得到了更好的保障。
飞机结构力学分析与设计的要点飞机作为现代交通运输的重要工具，其结构的安全性、可靠性和性能优化至关重要。
飞机结构力学分析与设计是确保飞机能够在各种复杂的工况下安全飞行的关键环节。
下面我们将详细探讨飞机结构力学分析与设计的一些要点。
首先，材料的选择是飞机结构设计的基础。
飞机结构所使用的材料需要具备高强度、高韧性、耐疲劳、耐腐蚀等特性。
常见的飞机结构材料包括铝合金、钛合金、复合材料等。
铝合金具有良好的加工性能和较高的比强度，但在高温环境下性能会有所下降。
钛合金则具有更高的强度和耐高温性能，但成本相对较高。
复合材料如碳纤维增强复合材料具有优异的比强度和比刚度，能够显著减轻结构重量，但在制造和维修方面存在一定的难度。
在力学分析方面，静力学分析是必不可少的。
这包括对飞机在各种载荷条件下（如自身重力、燃油重量、乘客和货物重量、飞行中的气动力等）的结构强度和刚度进行评估。
通过建立飞机结构的有限元模型，可以精确计算各个部件所承受的应力和变形。
如果应力超过材料的许用应力或者变形过大，就需要对结构进行重新设计或加强。
动力学分析也是关键的一环。
飞机在飞行过程中会受到各种动态载荷，如发动机振动、气流颠簸等。
通过模态分析可以确定飞机结构的固有频率和振型，避免与外界激励频率发生共振，从而防止结构的破坏。
此外，还需要进行颤振分析，以确保飞机在高速飞行时不会发生颤振现象，保证飞行的稳定性和安全性。
疲劳分析是飞机结构设计中需要特别关注的问题。
由于飞机在其使用寿命内要经历无数次的起降循环和飞行中的各种载荷变化，结构容易出现疲劳裂纹。
通过对材料的疲劳性能进行研究，并结合实际的飞行载荷谱，采用合适的疲劳分析方法，可以预测结构的疲劳寿命，从而在设计阶段采取相应的措施，如优化结构细节、采用抗疲劳设计方法等，来延长结构的使用寿命。
在结构设计方面，要充分考虑结构的整体性和传力路径的合理性。
飞机结构通常由多个部件组成，这些部件之间的连接方式和传力路径直接影响结构的性能。
第三章结构变形计算一、单位载荷法3-1、求图3-4所示结构的下列各种变形时，广义单位力应如何施加？1、求1点水平位移。
答：在1点沿水平方向施加2、求2点和4点在垂直方向上的相对位移。
答：在2点和4点垂直方向上施加单位力偶。
3、求结构端部1-1、杆的角位移答：在1点和1、点沿水平方向施加单位力偶4、求杆1-1、和3-3、的相对角位移3-2、图3-5示出一空间盒式结构，求下列变形时，广义单位力应如何施加？1、求翼肋Ⅰ、Ⅱ之间的相对转角。
答：在Ⅰ、Ⅱ翼肋上施加一对相反的平面单位力矩。
2、求1-1、-1、、杆的伸长。
答：在1点和1、、点施加沿杆方向的相反的单位力。
3、求节点1和2、之间沿1-2、方向的相对位移答：在1点和2、点施加沿1-2、方向的相反的单位力。
4、求上部开口1-2-2、-1、的剪切变形。
5、求肋Ⅰ、Ⅲ之间的相对翘曲角。
二、结构变形计算3-3、（例题）已知图3-7中所示平面桁架结构，各杆截面积均为f，材料相同，弹性模量均为E，在节点7上受一向下的力P作用。
求：用单位载荷法，计算节点2的垂直位移。
解：结构是逐次连接节点法形成的简单桁架，是静定结构，且不可移动。
（1）求解<P>状态由节点6平衡得：由节点2平衡得：由节点7平衡得：由节点3平衡得：由节点5平衡得：将各杆轴力标在图中。
（2）根据题意加单位载荷，求解<1>状态。
在节点2加向下的垂直力1，单位力由2-5,1-5,4-5杆承受并传到基础上，其余各杆的力均为零。
将各杆内力标在图上，或列在表中。
将<P>状态下的结构变形形态作为虚位移，施加在<1>状态上，因<1>状态，可利用虚位移原理，得：编号杆长度L1 1-2 A 0 2p 02 1-5 p pa3 2-3 A 0 2p 04 2-5 A -1 0 05 3-5 a 0 p 06 3-6 A 0 0 07 3-7 a 0 p 08 4-5 A -1 -3p 3pa9 5-6 A 0 -p 010 6-7 A 0 -p 0答：2点垂直位移大小为，方向向下。
飞机结构力学仿真分析与优化设计随着航空工业的快速发展，飞机的结构力学分析和优化设计变得越来越重要。
飞机结构力学仿真分析是一种基于计算机模型和数值计算方法的技术，能够模拟飞机在各种工况下的结构响应，包括应力、振动、疲劳等。
而优化设计则是通过对飞机结构进行分析和改进，使得其在性能、重量、可靠性等方面达到最优。
首先，飞机结构力学仿真分析可以帮助工程师评估和预测飞机结构在不同工况下的性能。
通过建立准确的数学模型和应用适当的数值计算方法，可以计算出结构在静态负荷、动态载荷、气动载荷等不同工况下的应力、变形等力学参数。
这些分析结果不仅能够指导飞机结构的设计，还可以为飞机的维修和使用提供依据，确保飞机在各种工况下的结构安全。
其次，飞机结构力学仿真分析可以帮助工程师进行优化设计，以提高飞机的性能和效率。
通过分析和比较不同设计方案的分析结果，工程师可以评估不同方案的优缺点，并选择最优方案进行优化设计。
例如，在考虑航空器内部布置和材料选择时，结构力学仿真分析可以帮助工程师找到最佳的结构布置和材料组合，以降低飞机重量、提高载荷能力和增加燃油效率等。
此外，飞机结构力学仿真分析还可以帮助工程师进行结构可靠性评估和失效预测。
通过对飞机结构进行持久性分析和疲劳寿命分析，可以确定飞机在使用寿命内的结构安全性能，并为检修和维护提供依据。
同时，通过对结构的振动和失稳进行仿真分析，可以发现并避免飞机结构的共振点和失稳现象，从而提高飞机的安全性和可靠性。
最后，飞机结构力学仿真分析与优化设计还可以帮助工程师进行性能改进和创新。
通过对飞机结构力学行为的深入研究和理解，工程师可以发现并改进已有设计的不足之处，实现飞机性能的提升。
同时，结构力学仿真分析也为创新设计提供了有力的支持，例如开发新型材料、优化结构布局等，使得飞机在重量、可靠性、舒适性等方面都能够实现突破。
综上所述，飞机结构力学仿真分析与优化设计在航空工业中具有重要的意义。
它不仅可以帮助工程师评估和预测飞机结构在不同工况下的响应，提高飞机的性能和效率，还可以进行结构可靠性评估和失效预测，促进性能改进和创新设计。
飞机结构力学课程辅导提纲军区空军自考办第一章结构的组成原理一、内容提要1、飞机结构力学的任务飞机结构力学是研究飞机结构组成规律以及在给定外荷载作用下计算结构内力与变形的一门学科。
结构元件之间无相对刚体位移的性质叫几何不变性；结构能维持其与坐标系统位置的关系，即系统具有足够的支座连接，以保证其位置固定不变的性质叫不可移动性。
飞机结构受力系统显然应具有几何不变性和不可移动性。
2、飞机结构力学的基本假设（1）小变形假设：认为结构在载荷作用下变形很小，可以认为它不影响结构的几何形状。
（2）线性弹性假设：认为结构为线弹性系统。
线性：结构或元件的内力与变形的关系为线性关系（直线变化）。
弹性：结构或元件在载荷作用下产生内力与变形，在载荷卸去后结构或元件恢复到原始状态，不留残余变形。
3、实际受力系统按照其几何形状的变化可分为三种情况（1）几何可变系统：在外力作用下不能保持原来的几何形状的结构。
（2）几何不变系统：无论在何种外力作用下，都能保持原有几何形状的结构。
（3）瞬时几何可变系统：在受力的瞬间会发生变形，但随着变形的出现，结构又转化成几何不变系统而使形变不能再继续下去。
由以上的分析看出，对于一个承力结构来说，只有几何不变的结构才能承担任意形式的外载荷。
几何可变和瞬时可变系统都是绝不允许的。
4、自由度与约束（1）自由度：决定某物体在坐标系中位置所需的独立变量数。
故平面内一点有两个自由度；平面内的一根杆子或平面几何不变系统只需要三个独立变量数：x,y与夹角α就能确定它的位置,故一根杆子或一个几何不变系统具有三个自由度。
同理，空间一点有三个自由度，一个刚体或空间几何不变系统有六个自由度。
（2）约束：减少自由度的装置。
在结构力学中，为分析的方便，通常把节点看作为自由体，把杆子看作为约束。
无论是平面系统还是空间系统一根两端带铰链的杆子都相当于一个约束。
5、几何不变的条件系统内的约束数大于活等于系统内的自由度数，即0C≥-N式中C是约束数，N是自由数。
第二章 静定结构的内力计算一、平面杆系结构2-1、（例题）已知：平面桁架结构的形状尺寸及受载情况如图1-11所示。
试求结构内力。
解：（1）分析结构组成：结构可以看成是以三角形桁架567为基本系统，分别用两根不在同一直线上的双铰杆逐次连接4、3、2、1节点组成的简单桁架。
结构本身是静定的。
现将结构用一平面铰5和一双铰杆3与基础相连，约束正好够，双铰杆不通过平面铰5，分布合理。
（2）根据判断零力杆的原则，可知1-2、1-6、2-3、2-7、5-6、6-7杆轴力均为零。
（3）用节点法求其余各杆内力。
取节点4为分离体得：∑=0XN 34=N 45∑=0Y P N=47取节点7为分离体得： ∑=0X 3757N N =∑=0Y02222475737=++N N N ∴P N N 225737-== 取节点3为分离体得：∑=0X 0223437=+N N∑=0Y33722R N = ∴234PN =23P R -= （R 3为负值，表示3点支反力R 3方向与所设方向相反。
）（4）将求得的各杆轴力标在图上或列于表中。
2-2、判断图2-4中所示个桁架结构的静定性，并指出零力杆。
解：(1)结构静定。
杆1-2、1-3、2-3、3-5、6-4、6-5、2-4是零力杆。
(2)结构静定。
杆1-2、1-4是零力杆。
(3)结构静定。
杆2-3、3-4、1-4是零力杆。
(4)结构静定。
杆2-4、3-4是零力杆。
2-3、平面桁架的几何尺寸和载荷情况如图2-5中所示，用节点法计算桁架结构各杆的内力。
解：（1）0,2,0,,0,,0,06857564536252312=-====-===N P N N P N N P N N N （2）（3）N N P N N P N N P N N P N P N 3,0,2,0,3,0,2,0,3,257474645352524231312-====-====-==P N N 3,05747-==（4）P N N P N N P N N P N 22,0,22,0,,0,2245352523241412==-====-= （5）P N P N P N P N P N -=====3989384734,22,22,22,22，其余为零力杆。
（6）P N P N P N 5,2,2342312===，其余为零力杆。
2-4、已知平面桁架的几何形状，受力情况如图2-6所示。
kg P cm a 3000,10==.求:结构中粗线所示杆件①②③的内力。
解：（1）杆① P N 2= 杆② P N 32=杆③ P N 2-= （2）杆① P N 32= 杆② P N 32-= 杆③ 0=N2-5、已知：平面桁架的形状、尺寸及收载情况如图2-7所示。
kg P cm b cm a 1000,70,100===。
求：（1）桁架支座的支反力是多少？（2）桁架各杆的内力是多少？ 解：（1）支座4和6的支反力为零。
P N P N PN P N P N -==-===3525152312,2,2,23,23，其余为零力杆。
（2）支座8有向上3.9P 的支反力，支座7有向上0.7P 的支反力。
P N P N P N P N P N P N 28.1,28.1,82.2,3.0,1023,453438783727==-===-= P N P N P N -==-=895958,2,6.12-6、（例题）平面刚架的形状、尺寸及受载情况如图2-8所示。
求：结构各杆的内力（N 、Q 、M ）。
解：（1）分析结构组成。
结构是以1-2杆为基本系统用刚结点2、3逐次连接2-3、3-4杆而组成的平面刚架。
结构本身是静定结构。
现用一平面绞1和双绞杆4-5将结构与基础连接，约束正好够，而且4-5杆不过绞1，约束分布合理。
故此结构是具有最少必需约束数的几何不变结构，而且不可移动。
是静定结构。
（2）求各杆内力。
取1-2-3-4整个结构为分离体，由它的平衡求1、4支点反力。
01=∑Ma p a R y ⨯=⨯4 P R y =4∑=0X P R x =1 ∑=0YP R R y x ==41求出支点反力为正值，说明支点反力方向与所设方向一致。
轴力: 剪力： 1-2 P R N y ==112 1-2 P R Q x ==112 2-3 0123=-=P R N x 2-3 P R Q y -=-=123 3-4 P R N y -=-=434 3-4 034=Q 弯矩：1-2 y R M x ⨯=112 01=M a p M ∙=2 2-3 x R pa M y ∙-=123 a p M ∙=2 03=M 3-4 034=M2-7、（例题）已知：混合杆系，结构、尺寸、载荷如图2-9中所示。
求：结构各杆内力（N 、Q 、M ）。
解：（1）分析结构组成。
结构由一平面刚体234用一平面绞2和一双绞杆1-3与基础相连。
约束数等于平面刚体234自由度数，而且1-3杆不通过绞2，分布合理。
故结构是静定结构而且不可移动。
（2）求各杆内力。
①取234为分离体，由234平衡求出双绞杆1-3的支反力。
02=∑Ma P a N 34.145sin 13⨯=⨯⨯ P N 03.313=求出13N 为正值说明13N 轴力方向与所设方向一致。
轴力： 剪力： 4-3 043=N 4-3 P Q =43 1-3 P N 03.313= 1-3 013=Q2-3 P N N 14.245cos 1323-=⨯-= 2-3 P N P Q 14.145sin 23-=⨯-= 弯矩： 4-3 X P M ⨯=43 pa M 6.13=2-3 pa px a X N X P M 428.3143.1)6.1(45sin 1323+-=-⨯⨯-⨯= pa M 6.13= 02=M 1-3 013=M2-8、求：图2-10中所示平面刚架的内力。
（N 、Q 、M ）m L 4.1=，cm a 40=，kg p 1000=解：（1）在1-2段m N PL M P Q N ⋅====14000,,0121212（上侧受压） 在2-3段m N PL M Q P N ⋅====14000,0,232323（右侧受压） 在3-4段Px M P Q N =-==343434,,0（下侧受压） （2）在1-2段0,0,0121212===M Q N 在2-6段0,0,0262626===M Q N在6-4段Px M P Q N ===646464,,0（右侧受压）在4-5段m N L P M Q P N ⋅====70002,0,454545（上侧受压）在5-7段m N LP M N P Q N ⋅==-=-==70002,10000,0575757（左侧受压）在7-3段0,0,0737373===M Q N 在3-1段0,0,0313131===M Q N（3）在1-5段Px M P Q P N ==-=151515,,3（左侧受压） 在5-2段m N M Q P N ⋅==-=8000,0,3525252（左侧受压）在2-6段325,3,0262626PxPa M P Q N -===（上侧受压）在6-3段m N M P Q N ⋅=-==20000,35,0636363（上侧受压）在3-4段0,0,35434343==-=M Q P N2-9、（例题）上端开口的圆形刚框半径为R ，在两侧与水平对称轴相交框上作用有方向相反的力P 。
P 力形成的扭矩由沿圆框均匀分布的常剪流/R)/(πP q =来平衡。
求：框的弯矩，并作弯矩图。
解：（1）静定性的分析及弯矩的计算此开口框是静定刚框。
设任意点)(α<A 处的微元段上剪流q 的合力为dQ ，dQ 对某一截面)(ϕ<的力矩为dM ，B 点至dQ 作用线的距离为γ，e 点至力p 的作用线的距离为p γ，则 αq R d dQ =，)]cos(1[αϕγ--=R ，)sin 1(ϕγ-=R p当2/0πϕ≤≤时)sin ()]cos(1[)]cos(1[)(02ϕϕπααϕαϕαϕϕ-=--=--=⎰⎰PRd qRR qRd M当πϕπ≤≤2时)sin 1()sin (ϕϕϕπ---=PR PRM（2）弯矩图的绘制先计算弯矩图的零点和极值点的位置，再列表计算若干典型截面上的弯矩，最后按一定比例尺绘制弯矩图，见图2-11（b ）所示。
由弯矩表达式可知，当M=0时得下列二式：ϕϕsin = )2/0(πϕ≤≤ ①ϕπϕπsin )1(-=- )2/(πϕπ≤≤ ②由计算法或作图法均可得0=ϕ满足①式，πϕ=满足②式。
由微分学知0=ϕd dM时，M 取极值。
因此当20πϕ≤≤时0,0)c o s 1(==-=ϕϕπγϕRd dM当πϕπ≤≤2时0c o s )c o s 1(=+-=ϕϕπϕpR pRd dM πϕ-=11cos 467.0cos -=ϕ118=ϕ左、右两半圆对应点的弯矩数值相等而符号相反，现将M 值的计算列表如下：2-10求图2-12中所示平面刚框的内力。
解：（1）αααcos ,cos ,sin PR M P Q P N =-=⋅=（右侧受压） （2）)cos 1(,sin ,cos ααα-=-=-=PR M P Q P N （外侧受压）2-11、已知：起落架计算模型尺寸如图2-13所示。
长度单位为cm ，机轮对轮轴的作用力kg P 105001=；kg P 80002=； 求;结构内力并作弯矩图。
二、平面薄壁结构2-16、已知：各杆受载如图2-16所示。
杆长度为L，沿杆轴线剪流qi （i=1,2,3,4,5）为常数。
剪流q的合力与杆端的集中力相平衡。
i求:剪流q，杆内力并作出杆内力图。
i2-17、（例题）田字形平面薄壁结构典型情况如图2-17（a）所示。
杆4-5与杆5-6在节点5处切开，并在切口处加有大小相等方向相反的一对外力p.设p=391kg,a=17cm,b=23cm,c=26cm,d=14cm.求：结构各元件内力并作内力图。
解：（1）分析结构组成：平面格式薄壁结构，内部节点处有切口，故为静定结构。
（2）按判断零力杆端的原则，把轴力为零的杆端标出。
（3）设各板剪流方向如图2-17（b ）所示。
由杆1-7平衡，得 c q d q 71=由杆4-5平衡，得 a q q p )(71+=由杆3-6-9平衡，得 c q d q 93=由杆5-6平衡，得 b q q p )(93+= 式一与式二联立，解出：)/(95.14)(1cm kg p d c a C q =+=)/(05.8)(2cm kg p d c a d q =+=式三与式四联立，解出：)/(05.11)(3cm kg p d c b c q =+=)/(95.5)(9cm kg p d c b d q =+= 所求剪流均为正值，说明剪流方向与所设方向一致。
