飞机的结构(精)

第1章飞机结构1.1飞机结构的基本概念1.飞机结构基本元件及结构件1)结构基本元件：杆件、梁元件、板件。

①与横截面尺寸相比长度尺寸比较大的元件称为杆件。

②梁元件有两种类型：a.外形与杆件相似，但具有比较强的弯曲或扭转刚度（闭合剖面的杆件），可以承受垂直梁轴线方向的载荷；b.具有比较强的剪切弯曲强度，机翼大梁（缘条和腹板组成）属于这种梁原件。

③厚度远小于平面内另外两个尺寸的元件称为板件。

2）飞机结构件及分类：杆系结构、平面薄壁结构、空间薄壁结构。

3）根据结构件失效后对飞机安全性造成的后果，结构件可分为主要结构项目和次要结构项目2.飞机结构适航项要求飞机结构必须具有足够的强度、刚度和稳定性，并且满足疲劳性能的要求，这样飞机结构才是适航的。

1）结构的强度：结构受力时抵抗损坏的能力。

CCAR-25部要求：用真实载荷情况对飞机结构进行静力试验以确定飞机结构强度是，飞机结构必须能承受极限载荷至少3s而不受破坏。

2) 结构的刚度：结构受力时抵抗变形的能力。

CCAR-25部规定飞机结构必须能够承受限制载荷（使用中预期的最大载荷）而无有害的永久变形。

在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不妨害安全飞行。

3）结构的稳定性：结构在载荷作用下保持原平衡状态的能力。

如果在载荷作用下，尽管此载荷在结构中引起的应力远小于破坏应力，结构已不能保持原平衡状态与载荷抗衡，就认为结构失稳。

4）结构的疲劳性能：结构在疲劳载荷作用下抵抗破坏的能力。

CCAR-25部规定必须表明飞机结构符合“结构的损伤容限和疲劳评定的要求”。

规定中要求飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀或意外损伤而引起的灾难性破坏。

3.飞机结构疲劳设计为了保证飞机飞行的安全，必须对飞机结构进行疲劳设计，以确保飞机结构的抗疲劳性能。

1）安全寿命设计思想：一架机体结构不存在缺陷的新飞机从投入使用到出现可检裂纹这一段时间就是飞机结构的安全寿命。

2）损伤容限设计①概念：承认结构在使用前就带有初始缺陷，并认为有初始缺陷到形成临界裂纹的扩展寿命即是结构的总寿命。

第一章第二章飞机结构1.1.1.2.概述固定机翼飞机的机体由机身、机翼、安定面、飞行操纵面和起落架五个主要部件组成。

直升机的机体由机身、旋翼及其相关的减速器、尾桨（单旋翼直升机才有）和起落架组成。

机体各部件由多种材料组成，并通过铆钉、螺栓、螺钉、焊接或胶接而联接起来。

飞机各部件由不同构件构成。

飞机各构件用来传递载荷或承受应力。

单个构件可承受组合应力。

即：P=X飞机作不稳定的平飞时，推力与阻力是不相等的。

推力大于阻力，飞机就要加速；反之，则减速。

由于在飞机加速或减速的同时，飞行员减小或增大了飞机的迎角，使升力系数减小或增大，因而升力仍然与飞机重力相等。

平飞中，飞机的升力虽然总是与飞机重力相等，但是，飞行速度不同时，飞机上的局部气动载荷（局部空气动力）是不相同的。

飞机以小速度平飞时，迎角较大，机翼上表面受到吸力，下表面受到压力，这时的局部气动载荷并不很大；而当飞机以大速度平飞时，迎角较小，对双凸型翼型机翼来说，除了前缘要受到很大压力外，上下表面都要受到很大的吸力。

翼型越接近对称形，机翼上下表面的局部气动载荷就越大。

所以，如果机翼蒙皮刚度不足，在高速飞行时，就会被显着地吸起或压下，产生明显的鼓胀或下陷现象，影响飞机的空气动力性能。

1.4.3.阻力Y飞行速度和曲率半径也不可能一样，所以，飞机在垂直平面内做曲线飞行时，飞机的升力也是随时变化的。

1.4.5.1.4.6.飞机在水平平面内作曲线飞行时的受载情况水平转弯时,飞机具有一定的倾斜角（玻度）β，升力与垂线之间也构成β角。

这时，水平分力Ysinβ就是飞机转弯时的向心力，它与惯性离心力N平衡；升力的垂直分力Ycosβ与飞机重力G平衡，即Y=cos G水平转弯时，cos β总是小于1，故升力总是大于飞机的重量；倾斜角越大，cos β越小，因而升力越大。

1.4.7. 1.4.8. 腿飞机过载在曲线飞行中，作用于飞机上的升力经常不等于飞机的重量。

为了衡量飞机在某一飞行状态下受外载荷的严重程度，引出过载(或称载荷因数)这一概念。

直升机结构图解之一……机身结构图图解直升机的结构之二……机身机体用来支持和固定直升机部件、系统，把它们连接成一个整体，并用来装载人员、物资和设备，使直升机满足既定技术要求。

机体是直升机的重要部件。

下图为UH—60A直升机的机身分段图。

机体外形对直升机飞行性能、操纵性和稳定性有重要影响。

在使用过程中，机体除承受各种装载传来的负荷外，还承受动部件、武器发射和货物吊装传来的动负荷。

这些载荷是通过接头传来的。

为了装卸货物及安装设备，机身上要设计很多舱门和开口，这样就使机体结构复杂化。

旋翼、尾桨传给机体的交变载荷，引起机身结构振动，影响乘员的舒适性及结构的疲劳寿命。

因此，在设计机身结构时，必须采取措施来降低直升机机体的振动水平。

军用直升机机体结构应该有耐弹击损伤和抗坠撞的能力。

近年来，复合材料日益广泛地应用于机身结构，与铝合金相比较，它的比强度、比刚度高，可以大大减轻结构重量，而且破损安全性能好，成型工艺简单，所以受到人们的普遍重视。

例如波音360直升机由于采用了复合材料结构新技术以及先进气动、振动和飞行控制技术，可使巡航速度增加35％，有效载荷增加1296，生产效率提高50％。

之三……发动机直升机的动力装置大体上分为两类，即航空活塞式发动机和航空涡轮轴发动机。

在直升机发展初期，均采用技术上比较成熟的航空活塞式发动机作为直升机的动力装置。

但由于其振动大，功率质量比和功率体积比小、控制复杂等许多问题，人们就利用已经发展起来的涡轮喷气技术寻求性能优良的直升机动力装置，从而研制成功直升机用涡轮铀发动机。

实践证明，涡轮轴发动机较活塞式发动机更能适合直升机的飞行特点。

当今世界上，除部分小型直升机还在使用活塞式发动机外，涡轮轴发动机已成为直升机动力装置的主要形式。

航空涡轮轴发动机航空涡轮轴发动机，或简称为涡铀发动机，是一种输出轴功率的涡轮喷气发动机。

法国是最先研制涡轴发动机的国家。

50年代初，透博梅卡公司研制成一种只有一级离心式叶轮压气机、两级涡轮的单转于、输出轴功率的直升机用发动机，功率达到了206kW(280hp)，成为世界上第一台直升机用航空涡轮轴发动机，定名为“阿都斯特—l”(Art ouste—1)。