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飞机结构强度绪论

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飞机机身结构的优化设计与强度分析

飞机机身结构的优化设计与强度分析

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飞行器结构强度分析与优化设计

飞行器结构强度分析与优化设计

飞行器结构强度分析与优化设计第一章绪论随着科技的发展，飞行器的种类越来越多，涵盖民用、军用、航空航天等多个领域。

而其中结构强度是关键因素之一。

过度重量和强度不足都会对安全造成威胁，因此，针对飞行器结构强度的优化设计变得至关重要。

本文将探讨飞行器结构强度的分析与优化设计。

第二章飞行器结构设计飞行器结构由机身、机翼、机尾等多个部分组成。

飞行器结构设计需要根据飞机的用途、速度、高度、起飞重量等多个因素进行综合考虑。

在设计中需要注意的有以下几点：1.保证结构强度。

飞行器在飞行过程中会受到各种因素的影响，如气动力、惯性力、温度等，因此需要保证结构强度，以避免机身出现破损或损坏的情况。

2.减轻结构重量。

飞行器的重量直接关系到其燃料性能和载重能力。

因此，在保证结构强度的前提下，需要减轻结构总重量。

3.兼顾其他设计需求。

如飞行器的飞行性能、维修保养、操纵性等方面。

第三章飞行器结构强度分析飞行器结构强度分析是通过计算机数值模拟和实验测试两种方法进行的。

通过有限元分析方法对飞行器进行结构验证，确定各个部位的最大应力和变形情况，以及材料的疲劳寿命。

同时，还需要注意以下几个关键问题：1.材料特性的确定。

不同的材料具有不同的物理力学特性，需要根据实验和数值模拟来确定材料的弹性模量、屈服强度、断裂韧度等。

2.载荷的确定。

飞行器在飞行过程中受到的各种载荷是非常复杂的，如气动负荷、加速度、颠簸力等。

需要对这些载荷进行准确的预测和计算。

3.边界条件的设定。

对于有限元分析方法，需要将结构模型放置在虚拟的边界条件中进行计算。

边界条件的设定直接关系到计算结果的准确性。

第四章飞行器结构强度优化设计飞行器结构强度的优化设计包括减轻结构重量、改进结构布局和材料选用等多方面。

这些优化设计可以通过以下方法实现：1.材料优化。

选择强度高、密度小、耐疲劳、抗腐蚀的优质材料，在保证强度的前提下减少结构总重量。

2.结构布局优化。

通过优化结构布局，如调整剖面、减小结构厚度、减少孔洞等方式，达到减少重量的目的。

飞行器的结构强度分析与优化设计

飞行器的结构强度分析与优化设计

山莨菪碱的药理作用及其作用机制山莨菪碱是一种具有重要药理作用的植物生物碱，其对人体的效应有着深远的影响。

本文将探讨山莨菪碱的药理作用及其作用机制。

1. 山莨菪碱的药理作用1.1 镇静和催眠作用山莨菪碱作为一种中枢神经系统抑制剂，在体内可以产生显著的镇静和催眠作用。

这种作用可以帮助缓解焦虑、烦躁和失眠等相关症状。

1.2 抗胆碱能作用山莨菪碱能够竞争性地阻断乙酰胆碱的作用，阻止其与受体的结合，从而抑制胆碱能神经传导，表现为抗胆碱能作用。

1.3 抗肌肉痉挛作用山莨菪碱能够通过干扰神经与肌肉传导途径，减弱或阻断痉挛的发生，有助于治疗相关肌肉痉挛疾病。

1.4 抗胆碱能神经性疼痛作用山莨菪碱可以减少或抑制由胆碱能神经传导引起的疼痛反应，对于神经性疼痛的治疗具有一定的效果。

2. 山莨菪碱的作用机制2.1 胆碱能神经传导阻断山莨菪碱通过与乙酰胆碱受体结合形成稳定的复合物，阻断了胆碱能神经传导的进行，导致相关效应的表现。

2.2 GABA能神经传导增强山莨菪碱可以促进γ-氨基丁酸（GABA）的释放和功能，增强GABA能神经传导的作用，从而产生抗痉挛和镇静作用。

2.3 钠通道阻滞作用部分山莨菪碱可以阻断神经元上的钠通道，减慢或阻止钠离子的内流，影响神经元膜的兴奋性，产生抗痉挛和镇痛效应。

2.4 阿片样作用山莨菪碱在体内可以模拟阿片类药物的作用，通过与相应受体结合产生镇痛、镇静等效应。

结语山莨菪碱是一种具有重要药理作用的生物碱，其各种作用机制多方位地影响人体的生理功能。

对其药理作用和作用机制的深入了解可以为临床应用提供更多的理论支持，帮助我们更好地利用这种化合物来治疗相关疾病。

希望本文的介绍能够带给读者更多关于山莨菪碱的新知识。

飞机强度

飞机强度

Y ny = G F-X nx = G
表面力只有升力
2） x 方向过载 n
x
推力减阻力
3） z 方向过载 n z
Pz nz = G
侧滑时有空气动 力
Strength of Aircraft
2. 分析各种飞行状态下飞机过载 n y的大小和方向 1）当飞机在垂直平面内机动飞行时，飞机过载：
æ V2ö G ç cosq + ÷ gr ø Y V2 è ny = = = cosq + G G gr
例： 1-1
Strength of Aircraft
2） 飞机在水平平面内的机动载荷
Y cos b = G
bmax = 30 cos b < 1
故升力总是大于飞机的重 力，升力随着转弯时坡度 等增加而增加。
Strength of Aircraft
分析： 1） 坡度 b越大，所需要的升力越大，飞机容易损毁； 2）坡度限制因素：发动机推力，飞机临界迎角，飞 机结构强度（strength）和刚度（stiffness）；
2
Y = G(1 + v ) gr
分析： 1. 当飞机到达航迹最低点时，升力 Y 最大 2. G 越大，v 越大，r 越小，Y 越大，飞机 越容易失速和损坏
Strength of Aircraft
失速：翼型（Airfoil）表面边界层（Boundary Layer）
将发生严重的分离，升力急剧下降而不能保持正常 飞行的现象。
DV 比 V0小很多一般比值会小于0.15，所以升力增加很小
Strength of Aircraft
2）垂直突风载荷
Da » W V0
1 2 1 a aW 1 2 DY = C a D a r V S = C r V S = C y rV0WS y 0 y 0 2 V0 2 2

【课件】飞机结构与强度_第10章

【课件】飞机结构与强度_第10章
半径R相同，集中力P、T相 等情况下，法向集中力P在 框横截面上引起的弯矩比切 向集中力T引起的弯矩大
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

飞机结构强度规范概要课件

飞机结构强度规范概要课件

通过建立飞机结构的有限元模型，对 模型施加相应的载荷和约束条件，计 算出结构的应力、应变和变形等响应， 评估结构的强度和刚度。
通过在飞机上安装传感器和测量设备， 实时监测飞机在飞行过程中所承受的 载荷和应力水平，对飞机结构进行实 时评估和监控。
试验验证
通过实物试验或模型试验的方法，对 飞机结构进行加载测试，测量结构的 响应和性能指标，与理论计算结果进 行比较和分析。
数字化技术可以实现无纸化设 计和生产，提高生产效率和产 品质量。
自动化和智能化制造技术可以 减少人为因素对制造过程的影 响，提高制造精度和稳定性。
智能化检测技术的应用
01
02
03
随着智能化技术的发展， 无损检测技术在飞机结
构检测中得到了广泛应用。
无损检测技术如超声波、 射线、红外线等可以非 破坏性地检测结构内部
详细描述
C919飞机的结构强度规范遵循国际民用航空组织（ICAO）和中国民航局的相关要求， 同时结合了中国的实际情况和C919飞机的特点。这些规范涵盖了机身、机翼、尾翼等 各个部件的设计、制造和试验等方面的要求，以确保C919飞机在各种飞行条件下都能
保持结构的完整性和稳定性，达到国际同类机型的安全性和可靠性标准。
波音737飞机的结构强度规范要求严格，包括对机身、机翼、尾翼等各个部件的强度、刚度和稳定性 都有明确规定。这些规范确保了飞机在各种飞行条件下都能保持结构的完整性和稳定性，从而保证乘 客和机组人员的安全。
案例二：空客A350飞机结构强度规范应用
总结词
空客A350飞机是空客最新一代宽体客机，其结构强度规范的应用对于满足更高的飞行性能和安全要求至关重要。
详细描述
空客A350飞机的结构强度规范更加注重先进材料和制造技术的应用，如碳纤维复合材料和先进的铝合金材料。 这些规范确保了飞机在高速飞行、高海拔和高温等极端条件下都能保持结构的稳定性和可靠性，从而提高了飞行 安全性能。

中国民航大学2017年硕士研究生《飞机结构与强度》考试大纲

中国民航大学2017年硕士研究生《飞机结构与强度》考试大纲（原科目名称为《飞机结构力学》代码821）科目代码：821适用专业：见当年招生专业目录一、课程简介“飞机结构与强度”课程旨在重点培养学生的综合分析问题、解决问题的能力和工程应用能力，使学生为专业课学习做好扎实宽厚的理论准备，同时也为毕业生从事民航领域飞机结构维护和深度维修等工作或继续深造提供必要的理论基础。

“飞机结构与强度”课程包括飞机结构力学和飞机结构强度两方面的教学内容。

飞机结构力学从力学的角度来讲授飞机结构的组成规律，飞机结构在载荷作用下的强度、刚度、稳定性的计算方法，并为飞机结构的受力分析和强度计算提供必要的基础理论知识。

要求学生能够正确运用所学知识进行飞机结构强度、刚度、稳定性分析计算。

飞机结构强度通过学生对飞机结构在使用中承受的载荷、载荷传递路线及飞机结构在载荷作用下的强度、刚度、稳定性等力学性能的系统学习，使学生掌握有关飞机结构强度计算的基本概念、飞机结构的传力分析、飞机结构在载荷作用下、内力计算的基本原理和基本方法、以及飞机构件的破坏形式和强度校核方法。

二、课程内容第1章绪论1.1飞机结构与强度的任务1.2飞机结构形式的发展1.3飞机结构力学的研究对象1.4飞机结构力学研究的基本原则和基本假设重点：典型飞机结构元件的功用难点：飞机结构的计算模型第2章能量原理基础2.1弹性力学问题及基本方程2.2功和能的概念2.3广义力和广义位移2.4虚功原理2.5余虚功原理2.6叠加原理和位移互等定理重点：广义力和广义位移难点：余虚功原理，功和能的计算第3章结构组成分析3.1结构组成分析的任务3.2结构组成分析方法3.3桁架结构的组成3.4刚架结构的组成3.5薄壁结构的组成重点：常见飞机结构系统的几何组成分析第4章静定结构内力与变形4.1静定结构的特性4.2静定杆系结构内力4.3静定薄壁结构内力4.4计算结构变形的意义4.5单位载荷法重点：静定结构内力计算的基本原理和基本方法，静定结构变形计算的单位载荷法难点：静定薄壁结构内力与变形计算第5章静不定结构的内力和变形5.1静不定结构的特性5.2力法和正则方程5.3基本系统的选择及对称条件的利用5.4静不定结构变形计算重点：力法的基本原理及其应用难点：静不定结构内力计算第6章工程梁理论6.1工程梁理论基本假设6.2自由弯曲时正应力计算6.3自由弯曲时开剖面剪流计算6.4开剖面的弯心6.5自由弯曲时单闭室剖面剪应力计算6.6多闭室剖面剪流与弯心的近似计算重点：工程梁的基本概念及应力计算难点：单闭剖面薄壁结构剪应力计算第7章薄壁构件的稳定性7.1矩形平板的稳定性7.2受压薄壁杆件的稳定性重点：薄壁构件的稳定性及其影响因素第8章飞机的外载荷8.1作用在飞机上的外力8.2飞机的过载8.3飞机的飞行包线8.4飞机设计强度准则和强度规范重点：飞机过载的计算难点：飞行包线第9章机翼结构受力分析9.1机翼的功用和组成9.2机翼的外载荷和力图9.3机翼结构的传力分析9.4尾翼的外载荷与受力分析重点：机翼的结构组成及其功用，机翼上的载荷及其传递途径难点：机翼横截面的应力计算第10章机身结构的受力分析10.1机身的功用和组成10.2机身的外载荷和力图10.3机身结构的传力分析10.4机身结构横截面的应力分析10.5机身隔框的受力分析10.6机体开口部位受力分析重点：机身的结构组成及其功用，机身上的载荷及其传递途径难点：机身横截面的应力计算，机体开口部位受力分析三、学习要求1.了解典型飞机结构元件的结构型式和功用。

飞机结构—第一章 绪论


《飞机结构》
第一章 绪论：飞机结构设计概述 ——§2 飞机的研制
二、飞机设计过程
2. 结构设计 1）结构 本课程中，结构指：能承受和传递载荷的系统，即受力结构。 一架飞机的整个结构，包含：机翼、尾翼、机身、发动机短舱、 起落架、操纵系统（机械操纵系统部分）及其他受力结构等部件或 组件结构。 • 部件结构：机翼、机身。 • 组件结构：组成部件的大段结构。 • 构件：很少零件装配而成。 • 元件：零件或构件作为具有一定功用的基本单元。
飞机结构
刘晖
明故宫校区科学馆 302室 Tel：84890755 Email：Liuhui@
飞机结构
飞机的基本组成
1. 飞机结构：
• 机体： －机身（装载、连接） －机翼（产生升力） －尾翼（使飞机具有操纵性与稳定性） • 起落架（起飞、着陆、滑跑） • 发动机（产生推力）
2. 操纵系统 （保证操纵性与稳定性） 3. 机载设备等 （保证飞机可靠控制 与飞行安全）
《飞机结构》
第一章 绪论：飞机结构设计概述 ——§2 飞机的研制
二、飞机设计过程
2. 结构设计 2）结构设计的含义 根据结构设计的原始条件和基本要求，提出方案及进行具 体的部件和零构件设计，进行强度计算和必要的试验，最后绘 出结构图纸，完成相应的技术文件，以使生产单位能根据这些 图纸和技术文件进行生产。
－军用飞机和民用飞机
2. 民用飞机
1） 航线飞机/民用运输机 （用于商业飞行的客机和货机） ①按功能分： 客机 、 货机、客货两用机。 ②按巡航速度： 低（M<0.4） 亚（M=0.4~0.6） 高亚（M=0.6~1） 超（M>1） ③按动力装臵： 活塞、涡桨、涡扇、涡喷 ④按航程： 短（＜2500km）、中（2500~4500km）、远（4500~8000km）、 洲际（>8000km）

飞机结构强度教案

《飞机结构强度》教案Chapter One Introduction（1） Classification of AircraftLighter than AirHeavier than Air（2） Major Components of AircraftsAirframe StructureWingEmpennageFuselagePylonLanding GearControl SurfacesPrimary Control SurfaceAileronElevatorRudderSecondary Control SurfaceFlapSlatSpoilerSpeed BrakeTrim TabBalance TabAxisLongitudinal Axis （Roll Axis）Lateral Axis （Pitch Axis）Normal Axis （Yaw Axis）（3） StationBody Station / Fuselage Station （B.S. / F.S.）Buttock Line （B. L.）Water Line （W. L.）Wing Station （W. S.）Aileron Station （A. S.）1Flap Station （F. S.）（4） Structure LoadsExternal LoadsTensionCompressionTorsionShearBendingInner StressesStressNormal StressShear StressStrainNormal StrainShear StrainStructure CategoryPrimary StructureSecondary StructureTertiary StructureStructure StabilityDeficient StructurePerfect StructureRedundant StructureDesign PrincipleWeight ConsiderationsStrength ConsiderationsSafe ConsiderationsSafe LifeFail SafeChapter Two Fuselage（1） Classification of Fuselage ConstructionTruss / BracedPrattWarren2Stressed SkinMonocoqueSemi- Monocoque（2） Fuselage StructureSpar / BeamFloor BeamKeel BeamLongeronsFrameFuselage FrameStringer Cut-out in FramePressure BulkheadFwd Pressure BulkheadCentre Section BulkheadAft Pressure BulkheadBulkheadSafe-Fail FrameStringerSkinStiffenerStrap / Tear-StopperShear TieReinforcing TieGussetCleatStringer Tie Clip（3） Aircraft MaterialInfluence FactorsStrength to Weight RatioStiffnessToughnessResistance to CorrosionFatigue StrengthFreedom of Crack due to StressResistance to CrackEase of FabricationTemperature EffectsConsistency of Supply3CostMaterialsAluminum AlloysMagnesium AlloysSteelPlasticsTitaniumGlassComposite MaterialFiberglassWoodChapter Three Compartments(1) Types of CompartmentsCockpitPassenger CompartmentDoorsWindowsCargo Compartment(2)CockpitMinimum RequirementFlight CrewControls and SwitchesInstrumentsWatertightAcceptable Noise and VibrationLockable Door(3) Passenger CompartmentRequirementComfortSafetyVentilationSeatsDoorsRequirement4LockingOpeningSafetyEmergency ExitCockpitPassenger CompartmentWindowsRequirementWindow Ring PanOuter PaneOuter SealVentilation SlotVentilation HoleInner Pane(4) Cargo CompartmentRequirementMaximum Allowable WeightChapter Four Wing(1)Types of WingSemi-CantileverCantilever(2)Wing ConstructionAirfoil SectionChord LineAngle of AttackUpwashDownwashFour ForcesLiftWeightCentre of Gravity/C.G.ThrustDragLeading Edge5Composite MaterialHoneycombTrailing EdgeSlatKrueger SlatVariable Camber SlatSlat TrackAileronInbd AileronOutbd AileronAileron Hinge BracketTrailing Edge FlapInbd FlapOutbd FlapFore FlapMid FlapAft FlapFlap TrackFlap Hinge ArmBalance WeightRibScalloped DoublerSpoiler / Speed BrakeInbd SpoilerOutbd SpoilerSkinRibComposite MaterialHoneycomb(3)Wing StructureWing SparFront SparMid Spar / Center SparRear SparTypeSingle Spar / MonosparMulti-SparI – Beam Spar6Upper Chord / Upper Spar CapLower Chord / Lower Spar CapWebStiffenerRib Attach AngleWing RibForm / StampedTruss / Built UpNose RibCentre RibRear RibLightening HoleStringerTypes of SectionSkinUpper SkinLower SkinAccess DoorWing SectionsCentre Wing BoxIntegral Fuel TankWing RootWing TipRemovable Wing TipWing Attachment to FuselageChapter Five Empennage（1） Tail Plane / Horizontal StabilizerMovableCantilevered Box BeamLeading EdgeRemovable Leading EdgeRemovable Leading Edge CapComposite MaterialHoneycomb7Leading Edge StructureTrailing EdgeTrailing Edge StructureSkinSparAux SparFront SparRear SparStringerRibElevator Hinge BracketFittingTip（2） ElevatorInbd Elevator / Inner ElevatorOutbd Elevator / Outer ElevatorTrailing EdgeReplaceable Trailing EdgeSkinStringerRibTrim TabBalance Tab（3） Fin / Vertical StabilizerEstablished AngleCantilevered Box BeamLeading EdgeRemovable Leading EdgeComposite MaterialHoneycombLeading Edge StructureTrailing EdgeTrailing Edge StructureSkinSparAux SparFront SparRear Spar8StringerRibRudder Hinge BracketTip（4） RudderUpper RudderMid RudderLower RudderSkinStringerRibTrim TabBalance TabTrailing EdgeReplaceable Trailing EdgeChapter Six Pylon(1)PylonInbd PylonOutbd PylonDiagonal BraceUpper Diagonal BraceLower Diagonal BraceMaterialAluminum AlloysSteel ForgingTitaniumPylon Attachment to Wing StructureFittingSparLongeronsRibBulkheadStiffenerVibration Absorption9(2)CowlingMaterialMetalNon-FlammableRemovable(3)NacelleFire-WallStreamlineEstablished AngleChapter Seven Landing Gear(1)IntroductionArrangement of Landing GearConventional GearTricycle GearAdvantagesTypeMain Landing GearWing Landing GearFuselage Landing GearAuxiliary Landing GearNose Landing GearTail Landing GearRetraction of Landing GearFixedRetractableHull and FloatConstructionDirect Action Landing GearArticulated Landing GearShock-Absorbing of Landing GearNonabsorbingRigidHelicopterSailplane10Shock CordSpring-typeSpring Steel StrutSpring in CompressionShock-AbsorbingOleo-Spring / Spring-OleoOleo-Pneumatic / Air-OleoMaterialSteel Alloy ForgingAluminum Alloy ForgingWheel WellLanding Gear DoorNose Landing Gear DoorForward DoorLeft DoorRight DoorAft DoorMain Landing Gear DoorInbd DoorOutbd DoorFixed DoorHinged DoorSpin Brake(2)Landing Gear ComponentsTrunnionDrag Strut/Drag Brace/Drag LinkUpper Drag StrutLower Drag StrutSide StrutUpper Side StrutLower Side StrutJury StrutShock StrutTorsion Link / Torsion ArmShimmy DamperTruckAxlesWheel11Steering SystemLock MechanismUp LockDown LockActuatorGear ActuatorSide Strut ActuatorSteering ActuatorGround LockGround Lock PinNosewheel CenteringCentering CamUpper Locating CamLower Locating CamBrake(3)Shock Strut UnitsOleo-Spring / Spring-OleoSpringCylinderInner Cylinder / PistonOuter CylinderChamberOrificeOleo-Pneumatic / Air-OleoCylinderInner Cylinder / PistonOuter CylinderChamberOrificeFlap ValveAir ValveMetering PinSnubber TubeMaintenance of Shock StrutSteps of Servicing (4)Torsion Link UnitsShock Strut12Torsion LinksUpper Torsion LinksLower Torsion LinksApex PinPinAxles ClevisStrut Clevis(5)WheelArrangement of WheelSingle WheelDouble WheelTandem WheelBogie WheelConstructionWell-Base WheelDetachable Flange WheelSplit Hub WheelTwin Tyre Split Hub WheelWheel Hub AssemblyInbd Wheel HalfOutbd Wheel HalfInbd BearingOutbd BearingWheel SealWheel SpacerRotor Drive KeyHeat ShieldBalance WeightGrease SealInflation ValveSafety Relief ValveThermal Fuse AssemblyFusible Plug(6)TyreOuter TyreInner TubeType13Tube TyreTubeless TyreAdvantageTyre ConstructionTreadSidewallTread Reinforcing PlyBreakersCasting PliesWires BeadTyre Creep(7)Maintenance of TyreTyre PressureProtectionExamination of Fitting TyreCuts and ScoresBulgesSponginessFlat SpotWear(8)BrakeInternal Expanding Shoe BrakeSingle ServoDouble ServoExpander Tube BrakeBack PlateBrake LiningExpander TubeSpringDrum BrakeDisc BrakesSingle Disc BrakeDiscTorque PlateCylinderFriction PadMulti-Disc BrakeRotating Disc / Rotor Assembly1415Stationary Disc / Stator PlateBack PlateDiscPressure PlateTorque PlateCylinderFriction PadBrake BleedingSteps of MaintenanceChapter Eight Rotorcraft Structures(1) HelicopterCockpitPassenger Compartment Baggage Compartment Engine Compartment Main RotorBladeTail RotorTailconeFuselageLanding Gear(2) V-22 Osprey。

飞机机身结构强度与刚度分析

飞机机身结构强度与刚度分析近年来，随着航空业的高速发展，飞机设计与制造技术也不断进步。

飞机机身结构是飞行安全的关键因素之一，它需要具备足够的强度和刚度来承受各种力和振动，保证飞行过程的稳定和安全。

因此，对飞机机身结构的强度与刚度进行详细分析和研究，对于飞行器的设计和改进具有非常重要的意义。

首先，我们来分析机身结构的强度。

强度是指材料能够承受应力而不发生破坏的能力。

在飞机机身结构中，承受最大应力的部位一般是机身的关键连接点，例如机翼和机身连接处。

这些部位需要使用高强度的材料，以保证在各种外力的作用下，机身不会发生断裂或失去形状，从而保证机身的整体稳定。

此外，在设计机身结构时，还需要进行强度分析，确定最大应力的作用位置和大小，以及合理选择材料和结构设计，使得机身可以在不同应力条件下保持合理的安全裕度。

针对机身结构的强度问题，研究者们进行了大量的实验和模拟分析。

通过对不同材料和构造的机身进行加载测试，可以得到机身的应力分布状况，并获得强度分析结果。

这些研究成果有助于优化机身结构设计和材料选择，进一步提高飞行安全性能。

除了强度分析，机身结构的刚度也是非常重要的。

刚度是指材料在受力作用下抵抗形变的能力。

在飞机机身结构中，刚度主要体现在机身的稳定性和阻尼性能上。

机身结构刚度较高可以减小机身在飞行过程中的振动幅度，提高飞行的平稳性和舒适性。

此外，机身结构的刚度还会对飞行性能产生重要影响，包括飞行速度、操纵性以及对气流的稳定反应性等。

为了分析机身结构的刚度，研究者们使用了计算机模拟技术和实验测试相结合的方法。

通过有限元分析，可以对机身结构的刚度进行详细计算和模拟。

同时，还可以通过实验测试来验证模拟分析的结果，确保其准确性和可靠性。

这些研究成果有助于改进机身结构设计和材料选择，提高飞机的飞行品质和安全性。

最后，机身结构的强度和刚度分析也涉及到材料的研究和选择。

材料是机身结构的基础，不同材料的特性将直接影响到机身的强度和刚度。

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= Pd fPa , Pu ≥ Pd
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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。
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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
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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。
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日历寿命问题
环境腐蚀是当前结构使用寿命主要因素之一，尤其对 军用飞机在非战争时期来说，由于日常飞行次数较少，飞 机的使用寿命不完全由疲劳寿命决定，而是必须同时考虑 日历寿命，即在疲劳寿命基础上，考虑环境腐蚀条件下飞 机的使用寿命。 例如，1981年台湾一架波音737飞机因机身结构严重腐蚀导致 飞机在空中解体，造成机毁人亡的事故。另外飞机在使用寿 命期内，用于维修结构腐蚀损伤的费用是相当高的。根据国 际航空运输协会的近期统计，由于飞机结构腐蚀给航空公司 带来巨大的经济损失----平均一架飞机每一个飞行小时需要 30-40美元的维修费用。
当速压达到一定 值时翼面变形会 无限增大，称为 发散。是静气动 弹性响应问题。
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静、动强度设计阶段（刚度，防颤振要求） 颤振 在第一次世界大战期间，为了提高飞机的 飞行速度，采用阻力小的单翼机。当时虽然注意 了刚度要求，仍屡次发生尾翼颤振和机翼颤振现 象。尤其是30～40年代英国“蛾”号飞机和“鸽” 号飞机的颤振失事，促使人们研究结构变形与空 气动力的交互作用，并创立了一门新的学科── 气动弹性力学。
1、飞机结构设计思想的演变 • 静强度设计阶段 • • • • 静、动强度设计阶段（刚度，防颤振要求） 静强度、动强度、疲劳安全寿命设计阶段 静动强度、疲劳安全寿命和损伤容限设计阶段 基本设计方法
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静强度设计阶段 20世纪早期的飞机结构是按静强度的要求 进行设计的。所谓“静强度”是指“不存在初 始缺陷，没有意外损伤，腐蚀损伤和疲劳损伤 情况下的结构强度”。为了寻求安全可靠、重 量最轻的结构，飞机结构采用按破坏载荷设计 的原则，即把使用中出现的最大载荷（使用载 荷）乘以某个倍数（此倍数即为安全系数）得 设计载荷，按此设计载荷求得的结构中最大应 力不应大于材料所允许的最大应力。
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基本设计方法
低应力水平，疲劳极限。
静强度 刚度 疲劳 断裂
保证结构安全为目的 以结构一个或几个最 危险细节的疲劳破坏 代表整个结构的破坏
无限寿命设计 安全寿命设计
材料不能充分发挥。 有限寿命内，不发生破坏。 S-N曲线，累积损伤理论。 有裂纹，在定期检查时能发
损伤容限设计
发展
现之前，裂纹不会扩展到能 够引起破坏。剩余强度、损 伤增长、检测周期。 可能发生疲劳破坏的细节全体
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全尺寸结构实验问题
飞机结构静强度、疲劳寿命和损伤容限分析均需要做 全机的全尺寸试验。目前，强度规范已确定新机需要做全 机静强度试验和全机疲劳寿命试验。假如在增加全机损伤 容限试验、全机耐久性试验和全机可靠性试验，将耗费更 大的人力和物力。因此，如何综合完成上述试验是有待解 决的问题之一。
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耐久性设计
既考虑结构使用安全又追求更 好的使用维修经济性。
耐久性分析与损伤容限设计的比较 损伤容限
研究对象 研究方法 研究内容 研究目的
最危险部位的一个或几 个大尺寸裂纹 确定性裂纹扩展分析 裂纹尺寸随时间的增长 在可检期内发现裂纹， 保证安全
耐久性
各细节处存在的小尺寸裂纹群 概率断裂力学 裂纹尺寸分布随时间的变化 控制损伤程度，确定经济寿命
飞机结构强度
绪论
1、飞机结构设计思想的演变 2、发展趋势
1、飞机结构设计思想的演变 广义结构强度包括强度、刚度、稳定性、耐久性、 损伤容限、完整性、可靠性和耐环境能力等。飞行器 结构强度分析所指的就是这种广义的结构强度。足够 的强度是保证飞行器结构安全可靠的必要条件。飞行 器结构应该在保证强度足够的前提下，设计得最轻、 最经济、最简单，以提高飞行性能、有效载荷并使制 造、使用和维护方便。尽量减少重量又会引起各种新 的强度问题。所以飞行器结构强度的研究是一项极其 精确、复杂的工作，已形成一门应用学科。
在交变应力作用下，材料抵抗裂纹扩展和断 裂能力减弱的现象，称为疲劳。（课本） 在某点或某些点承受扰动应力，且在足够多 的循环扰动作用之后形成裂纹或完全断裂的 材料中所发生的局部的、永久结构变化的发 展过程，称为疲劳。（美国试验与材料协会）
N1 ≤ N sd
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静动强度、疲劳安全寿命和损伤容限设计阶段返回•来自全机使用寿命的确定方法
在疲劳和耐久性试验时，当出现裂纹或损伤后，经过 适当修复再继续试验，往往将修复后寿命也计及使用寿命 （此时需要修改设计和维修大纲）。因此，对于新机设计 时应如何确定结构的使用寿命是有待研究的问题之一。
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飞机 F－111 F－5A F－4 破坏情况 机翼枢轴接头断裂 机翼中部切面断裂 机翼与机身对接处 下耳片断裂 疲劳试验验证时间 >40 000 ≈16 000 >11 800 破坏时间 ≈100 ≈1 000 1 200
年份 1969 1970 1973
断裂 1969年美国 F-111战斗机发生机翼脱落而坠毁 的严重事故，经检查发现是机翼变后掠枢轴中存在的 初始缺陷经裂纹扩展而造成的。这是一种未能预计到 的意外初始缺陷，在传统的疲劳设计中没有考虑。于 是突破了原来基于不使结构中存在裂纹或尽量延迟裂 纹形成的设计思想，假定结构中不可避免地存在意外 初始损伤，重点转向带裂纹结构的分析，提出了以断 裂力学学科为基础的飞行器损伤容限设计思想。 返回
耐久性设计考虑了结构中可能出现裂纹的所有细节 群，可以定量的评价结构的初始制造质量；比较真实合理 地预测结构在使用过程中的损伤；给出经济寿命，进而能 综合控制结构的设计、制造、使用和维修，寻求更好的经 济效益。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。可以说耐久性设计是结构抗疲劳断裂设计 思想的一次飞跃。 返回
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可靠性设计问题
结构可靠性：是结构在规定的条件下和规定的时间内完成 规定功能的能力。 结构可靠性分析与结构可靠性设计。 结构可靠性与材料、外载、使用维护等有关。结 构各部件、各元件之间的耦合关系比较复杂，结构可靠性 指标的分配、计算和测试均未得到很好的解决。另外，可 靠性设计与静动强度分析计算、疲劳寿命计算、损伤容限 分析和耐久性分析的关系有待解决。目前，结构可靠性设 计还属于研究阶段。