3_飞机的静强度设计解析

波音飞机结构修理方案及其静强度要求作者：罗侃来源：《科学与财富》2010年第10期[摘要]当飞机服役时间超过50％设计使用寿命(Dso)时，其耐久性会明显下降，恢复飞机结构完整性逐渐成为保障飞机安全的重要环节。

介绍了波音飞机结构修理中的两类方案，并详细描述了加强修理方案中的静强度要求。

[关键词]非加强修理加强结构修理静强度飞机结构修理是个广义的概念，包括非加强修理(non-ReinforcingRepair)和加強修理(Reinforcing Repair)。

该界定依据源于结构损伤参数的分析，包括损伤类型、尺寸、站位及其周围结构件的完好程度。

当损伤参数不影响飞机运行所承受的使用限制载荷时，可执行非加强修理，例如飞机外表蒙皮损伤打磨光滑，以满足气动要求。

非加强修理工作一般包括结构修理手册(SRM)中的结构标准施工、无损探伤手册(NDT)中探伤、飞机维护手册(A洲)中的维护标准施工、飞机防腐手册(CPM)中的基本施工等等。

当以上基本工作已无法使损伤恢复其结构完整性时，必须升级为加强修理，即去除损伤，制作修理接头，恢复结构静强度。

非加强修理方案的关键环节波音把非加强修理细分成4个关键环节。

以保证飞机结构能恢复必要的静强度。

它们是可允许损伤限制(Allowable Damage Limit)／飞机运行限制(Operation Limit)评估工作、维护或结构标准施工(standardPractice)、验证工作(verification)、后续工作。

可允许损伤限制表示飞机结构在一定损伤尺寸范围内，无需恢复结构缺失，即可使飞机投入运行。

它表征了飞机结构的容限能力，即飞机结构设计限制载荷和使用限制载荷间的差异。

波音的飞机运行限制主要针对飞机外表蒙皮损伤的运行限制，当损伤分析满足运行图表和相应处理措施时，方可恢复运行，并且应注意其运行限制。

验证工作是对非加强修理后的区域或结构件进行检查和校验，通常为无损探伤方法。

飞机结构强度设计1.引言1.1 概述飞机结构强度设计是飞机设计中至关重要的一环。

飞机作为一种高速载具，必须能够承受各种外界力和压力的作用，同时确保乘客和机组人员的安全。

为了满足这一要求，飞机的结构必须经过精心设计和计算。

飞机结构强度设计的概念涵盖了多个方面。

首先，它要考虑到飞机在各个飞行阶段所受到的各种载荷，包括静载荷、动载荷、气动载荷、重力载荷等。

这些载荷会对飞机的各个部件和结构产生不同的作用，这就要求飞机结构必须能够在各种载荷下保持稳固和完整。

其次，飞机结构强度设计还要考虑到各个部件和结构之间的相互作用。

飞机的结构是由多个部件和连接件组成的复杂体系，各个部件和连接件的强度必须能够保证整个飞机的强度。

因此，在设计飞机结构时，需要考虑到各个部件的强度、刚度、疲劳寿命等因素，以确保整个飞机的结构能够达到设计要求。

最后，飞机结构强度设计还要考虑到材料的选择和使用。

不同的材料具有不同的强度和特性，因此在飞机结构设计中需要选取合适的材料，并对其进行适当的加工和处理，以达到结构强度设计的要求。

综上所述，飞机结构强度设计是一项复杂而重要的任务，它涉及到载荷分析、结构设计、材料选择等多个方面。

只有通过科学的设计和计算，才能保证飞机在各种极端条件下的安全运行。

在接下来的文章中，我们将进一步探讨飞机结构设计的原则和强度计算的方法，以期能够更好地理解和应用飞机结构强度设计的理论与实践。

文章结构部分的内容如下：1.2 文章结构本文主要包括以下几个部分组成。

首先，引言部分介绍了整篇文章的背景和概述。

文章探讨了飞机结构强度设计的重要性，并介绍了本文的目的和结构。

接下来，正文部分主要分为两个部分：飞机结构设计原则和飞机结构强度计算方法。

在飞机结构设计原则部分，我们将详细探讨飞机结构设计的一般原则和准则。

这些原则包括材料的选择、结构的布局、载荷考虑以及强度和刚度的要求等。

我们还将介绍飞机结构设计中需要考虑的其他重要因素，例如疲劳寿命和可靠性。

基于静强度准则的飞机零部件设计概述前言飞机结构设计是一项全面复杂的工程，需要全面考虑静强度、疲劳强度、破损-安全要求、损伤容限和经济成本影响等情况，通过选择结构布局形式和材料获得一个最终的设计优化方案。

满足静强度是飞机结构设计最基本的要求，在此主要从静强度（其设计准则为在使用载荷下，结构应力应不大于材料的许用屈服应力或局部失稳临界应力；在设计载荷下，结构应力应不大于材料的许用破坏应力或总体失稳临界应力）方面探讨飞机结构的零部件设计。

1 安全系数的选取零部件设计时，首先需要了解结构的受载形式和载荷大小。

除了为其他的目的而被指定为极限载荷的那些载荷之外，所有由载荷部门提供的载荷都是限制载荷（又称使用载荷）（它们是飞机机构上的最大载荷，非极限载荷）。

极限载荷（又称设计载荷）是限制载荷乘以1.5倍的安全系数（《军用飞机强度和刚度规范》规定安全系数f通常取1.5，对于要求增大安全性和刚度或有其他特殊要求时，安全系数可适当放大），是用于应力分析的载荷。

1.5倍的安全系数是为了考虑以下部分或全部因素的影响。

（1）载荷的不确定性；（2）结构分析中的误差；（3）材料强度的变化；（4）服役期内性能的退化；（5）相同构件的制造偏差。

由此可见，安全系数标志着现时的设计水平，包括材料水平、工艺水平以及设计和分析的技术水平。

一个优秀的飞机零部件设计，很重要的一个因素就是其结构重量最轻，这就要求取尽可能小的安全系数，但保证飞机的安全又至关重要，这就必须有足够大的安全系数。

这一对矛盾最终统一在相关的规范中。

另外，对有特殊要求或在特殊化境下工作的结构部位（如重要受力接头等），应乘以附加安全系数。

2 结构等效简化分析通常，飞机结构大都是静不定结构，如典型的机翼盒形梁、蒙皮-桁条壁板、开口等结构，需要使用计算机对其进行分析。

如果要设计有等尺寸等间距长桁的简单结构，采用一些分析方法可以大大简化结构初步尺寸设计问题的求解。

在初步尺寸设计过程中，分析方法或所要分析的结构两者中简化其中任何一个，就会提高设计的成本效益。

飞行器设计中的结构强度与疲劳分析在现代航空航天领域，飞行器的设计是一项极其复杂且关键的任务。

其中，结构强度与疲劳分析是确保飞行器安全可靠运行的重要环节。

当我们仰望蓝天，看见飞机翱翔而过，或是目睹火箭冲入太空，可能很难想象在这背后，工程师们为了保证飞行器结构的稳固和耐久性付出了多少努力。

首先，让我们来理解一下什么是飞行器的结构强度。

简单来说，结构强度就是飞行器结构抵抗外力破坏的能力。

在飞行过程中，飞行器会承受各种各样的载荷，比如空气动力载荷、发动机推力、重力等等。

这些载荷会对飞行器的结构产生压力、拉力、弯曲、扭转等作用。

如果飞行器的结构强度不足，就可能发生结构的变形、断裂甚至解体，从而导致灾难性的后果。

为了确保飞行器具有足够的结构强度，工程师们需要进行精确的力学分析。

他们会运用各种理论和方法，比如材料力学、结构力学等，来计算飞行器在不同工况下所承受的应力和应变。

同时，还会借助先进的计算机模拟技术，构建飞行器的虚拟模型，对其在各种复杂环境下的力学性能进行仿真分析。

在材料的选择上，也需要格外谨慎。

高强度、轻质的材料通常是首选，比如铝合金、钛合金、碳纤维复合材料等。

这些材料不仅要具有出色的力学性能，能够承受巨大的载荷，还要具备良好的耐腐蚀性和抗疲劳性能，以适应飞行器在不同环境下的长期使用。

然而，仅仅保证飞行器在初始阶段具有足够的结构强度是远远不够的，还需要考虑疲劳问题。

疲劳是指材料或结构在反复加载和卸载的作用下，逐渐产生裂纹并扩展，最终导致失效的现象。

对于飞行器来说，由于其在服役期间会经历无数次的起降循环、飞行姿态的变化以及气流的冲击，因此疲劳问题尤为突出。

疲劳分析是一个复杂而又具有挑战性的工作。

工程师们需要了解材料的疲劳特性，包括疲劳极限、疲劳寿命曲线等。

通过对飞行器在实际使用中的载荷谱进行采集和分析，结合材料的疲劳性能数据，预测结构可能出现疲劳裂纹的位置和时间。

为了提高飞行器的抗疲劳性能，设计上会采取一系列的措施。

飞机起落架静强度试验技术介绍了飞机起落架静强度试验的方案。

起落架结构静强度试验载荷工况多，载荷大，要求试验件的支持状态、载荷都尽可能地符合真实情况。

本文从试验安装、加载系统、夹具设计、设备与控制等方面进行了详细的方案论证。

实践表明，该试验方案科学合理，可有效解决起落架静强度试验中存在的问题。

标签：起落架；静强度试验；试验方案1 引言起落架是飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件，承受了来自机体和地面的较大载荷。

在飞机起落架的研制过程中，静强度试验是必不可少的，更是确定起落架能否装机的前提条件之一。

起落架结构静强度试验要求试验件的支持状态、载荷都尽可能地符合真实情况。

试验方案是静强度试验的基础，也是静强度试验进行的依据。

试验结果的精度和有效性也主要依赖于静强度试验实施方案设计的合理性，同时又要尽可能降低试验成本，提高试验安装、操作的便捷性。

因此，制定详细周密的试验方案亦是非常必要的。

2 起落架的结构及功用为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要，起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。

为了减小机轮对地面的压力，提高飞机的漂浮性，同时为避免机轮过大难于收藏，一般都设计成多轮小车的形式，如图1所示，这种形式的起落架下端通过轮架装有前后纵列2个或4个（甚至更多）机轮组成车轮架，轮架与缓冲支柱为铰接。

为了缩短着陆滑跑距离，机轮上装有刹车或自动刹车装置。

此外还包括承力支柱、减震器（常用承力支柱作为减震器外筒）、收放机构、前轮减摆器和转弯操纵机构等。

承力支柱将机轮和减震器连接在机体上，并将着陆和滑行中的撞击载荷传递给机体。

前轮减摆器用于消除高速滑行中前轮的摆振。

前轮转弯操纵机构可以增加飞机地面转弯的灵活性。

归纳起来，起落架主要有以下四个作用：a.承受飞机在地面停放、滑行、起飞、着陆、滑跑时的重力；b.承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的装机和颠簸能量；c.滑跑和滑行时的制动；d.滑跑与滑行时操纵飞机。

民用飞机辅助动力装置安装系统的静强度设计作者：王敏来源：《科技资讯》2016年第07期摘要：该文将安装系统的理论应力值与实验应力值相比较，通过实验分析法验证这种设计是符合静强度设计要求的，并且达到相关适航条款的要求。

下文中会以某种民用机的安装系统进行举例说明，讲解了关于民用飞机辅助动力装置的安装以及静强度设计和校核。

关键词：民用飞机辅助动力装置静强度设计中图分类号：V215.24 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2016）03（a）-0048-02辅助动力装置安装系统的结构大部分是被设计成拉杆结构并且被固定在民用机上，因此，飞机的机身就承担了辅助动力装置所产生的载荷。

因此，它的强度设计只有满足了静强度设计、疲劳与损伤容限的要求，才能使其能够承担在飞机的使用期间能够负荷的最大值，并且可以保持住永久性地不变形。

辅助动力装置是当前民用飞机的主要组成系统，简称为辅助动力装置。

它是一个单独的小型涡轮动力装置，在民用机上的安装区域大多为机身后面的尾锥区。

它的作用主要是给飞机照明系统提供电力；为发动机的起动提供引气与辅助电源。

1 辅助动力装置安装系统静强度设计的适航要求民用飞机为了能够得到适航当局的适航证并可以出售，就必须要遵守相关适航条例、标准。

其中，民用飞机的辅助动力装置安装系统设计就需要符合FAR（《美国联邦适航规章》）25部[1]、CS（《欧洲适航规章》）25部[2]以及CCAR（《中国民用航空规章》）25部《运输类飞机适航标准》[3]中的相关条款中的安全系数达标、结构是否符合相关条款的标准、发动机和辅助动力装置支架的侧向载荷等条款，才能够进行出售以及合法的航行。

2 辅助动力装置安装系统静强度设计载荷辅助动力装置安装系统静强度设计所需要的载荷主要包括飞行载荷、地面载荷和动载荷（统称为飞机设计载荷）陀螺载荷、侧向载荷等等。

2.1 飞机设计载荷当前，我国民用飞机在制造以及设计方面都有飞速的发展，同时，载荷包线也随之有更多的改变和更新。

飞机复合材料舵面结构静强度分析【摘要】舵面是操纵飞机的一个重要部件，主要用来确保飞机的纵向、横向飞行平衡及操纵。

飞机结构设计者在设计的时候首先需要考虑结构静强度问题。

目前民用飞机多应用符合材料，因此对飞机舵面复合材料静强度进行校核是及其重要的一项工作内容。

【关键词】飞机；符合材料；舵面；结构静强度一、静强度设计原则一般情况下，静强度设计要求原则大致无异于金属结构，但在使用基体材料的过程中，复合材料的基体材料会吸收一定的水分量，造成使用过程中如遇到高温联合作用会降低复合材料的性能，通常对结构进行检验是在室温大气环境下实现，所以复合材料飞机结构强度新规范着重强调【1】：如果全尺寸复合材料机构在室温环境下进行试验，如小于或等于设计的极限载荷，结构不能出现总体破坏，而且还应保证结构内部应力需与相应部位结构许用值/最严重吸湿量联合试飞最高工作温度的环境补偿系数相等或比之小。

二、复合材料结构静强度符合性检验要求（1）验证静强度需对潜在失效模式、临界载荷工况等进行充分考虑。

（2）评估静强度需将环境暴露、重复加载等造成材料性能退化的影响因素反映出来。

（3）验证静强度包括内容：材料、工艺变化、环境、制造验收准则、质量控制不可检测或允许的缺陷、维护产品的文件允许服役损伤影响等【2】。

还需要依靠适合环境条件验证下一系列部件的载荷试验程序。

（4）复合材料结构静强度验证中最高一层试验为全尺寸复合材料结构静力试验。

若要对环境因素进行考虑，需补充相关的试验内容，变与将环境引起的破坏模式诊断出来。

当试验证明湿热环境并不会造成新的危险破坏模式时，才能在室温大气环境下对全尺寸结构静力（极限载荷状况）进行试验；若无法满足破坏模式准则，则需要采取一些措施确保条件满足或在湿热条件下进行静力试验。

（5）依据试验分析将与其可见冲击损伤（BVID）结构【3】可承受极限载荷进行说明。

三、舵面结构有限元建模1、结构模型某型飞机的方向舵为复合材料单梁式结构，舵面约高3m，宽1.2m，主要元件为肋、端肋、调整片、后樯、前梁、操纵杆、蒙皮等。

飞机结构强度分析优化研究一、引言近年来，航空业发展迅速，飞机研制的科技含量越来越高。

航空器的结构强度是航空工程中至关重要的一环。

强度优化能降低材料损耗，减轻机身重量，提升航空器性能。

本文将对飞机结构强度分析优化研究进行讨论。

二、飞机结构强度分析飞机结构的强度分析是指在载荷作用下机身部件是否能够承受扭曲、拉伸、剪切等各种应力，以及在正常使用过程中零件的寿命是否符合要求。

同时，结构分析还需要考虑航空器的可靠性、安全性和经济性等方面的因素。

以商用飞机为例，飞机机身的负载来源主要包括地面静态负载和空气动力负载两大类。

地面静态负载主要来自于飞机自身重量、燃油重量、乘客重量等。

空气动力负载则是飞行速度和高度变化所产生的风压力和重力加速度对机身的挤压、拉伸、弯曲等应力。

在结构强度分析中，一般采用数学模型对零部件和整机进行计算。

分析过程中需要考虑零部件的材料性质、几何形状及应力状态等因素。

通过数值计算和仿真模拟等方法，对零件和整机的安全性能进行评估和测试。

三、飞机结构强度优化飞机结构的强度优化是指通过改变零部件几何形状或材料等方式，来降低零部件重量，减少应力集中，提高飞机整体性能。

强度优化需要考虑航行速度、气流等因素对结构的影响，同时也需要考虑制造成本、工艺性、可靠性等因素。

目前，结构优化的方法主要有以下三类：1. 材料优化：通过更换材料，达到减轻重量，提高整机飞行性能的效果。

2. 零部件几何优化：通过改变零部件几何形状，达到降低零部件重量，减少应力集中的效果。

3. 材料和几何联合优化：通过改变材料性质和零部件几何结构，以期达到更佳的优化效果。

四、结论航空业的飞速发展，对飞机结构强度提出了更高的要求。

强度优化能够提高飞机性能，减少材料消耗和实现成本效益，因此成为航空工程研究重要的一部分。

在未来，随着航空工艺技术的不断更新，结构强度分析和优化方法也将更加精细和高效。

飞机结构强度设计研究飞机结构强度设计研究摘要:飞机结构是一个复杂的系统工程,如何将机械产品在使用周期内安全服役,满足设计使用要求，一定时间范围内发挥其功能,引入强度设计技术显得更为重要。

本文研究了强度设计技术在飞机结构件产品设计中的应用。

关键词：飞机结构，强度，设计0前言飞机结构强度是指在规定的力学环境下飞机结构不会发生破坏和保持安全工作的能力。

在飞机设计过程中,为了提高飞机的整体机构强度,设计人员需要针对不同的载荷环境以及不同的结构动态响应分类解决结构强度问题。

目前,飞机结构强度研究领域主要包括静强度、动强度与气动弹性不稳定性、疲劳/断裂和损伤容限等。

就我国现有情况,强度设计技术在使用深度和应用效果方面远达到应有的程度。

强度优化设计技术是一种具有可以人为控制、无破坏性、允许多次重复修改、不受外界条件限制等优点的综合性试验技术,能够较大提升产品研发效率和质量,节约科研经费,节约试验费用,同时缩短产品研制周期。

本文就飞机结构强度涉及的强度问题分别做详细探讨。

1静强度在飞机设计领域,静强度是指飞机结构在一定条件下承受最大静载荷的而不发生破坏且能安全使用的能力。

其中,最大静载荷是指飞机在允许的地面和飞行使用中能产生的最大和最严酷的叠加载荷:极限载荷是指限制载荷乘以不确定系数,以极限载荷作为设计依据,在使用过程中即使结构发生破坏,破坏风险也可降低到可接受的水平;破坏载荷是指在给定的载荷工况下,飞机结构发生总体破坏时的载荷。

1.1静强度分析静强度分析主要包括应力分析、应变分析、变形分析及静力稳定性分析,并进而对强度、刚度和稳定性要求进行校核。

一般认为载荷是以极其缓慢的速率作用到受力体上,且不考虑载荷的往复循环作用,不考虑材料的动态性能,结构没有动态响应,对结构的惯性力同样进行静载荷处。

1.2静力稳定性静力稳定性是指结构在小于临界静载荷的载荷作用下处于平衡状态,当受到微小载荷扰动时,在扰动载荷消失后仍可恢复原有的变形而不继续扩大,保持原有的稳定平衡状态。

航空器结构静态强度与耐久度设计研究一、引言航空器的结构静态强度与耐久度是设计中最基础也是最重要的两个方面，它们决定了飞机的安全性、可靠性以及使用寿命，是航空器设计的核心问题之一。

航空器的设计必须满足极其严格的规范，需遵循受力平衡、安全、轻量、结构简洁、制造成本低、易于维修等原则。

同时，随着新材料、新工艺的出现，航空器结构静态强度与耐久度设计也在不停地变革，成为飞机设计和制造领域的热点问题。

本文将对航空器结构静态强度与耐久度设计进行研究，并讨论相关技术。

二、航空器结构静态强度设计1. 结构静态强度的基本原理航空器在使用期间受到多种力的作用，如重力、气动力、机身疲劳、温度、湿度等。

结构静态强度设计是为了保证飞机在飞行中不发生失效、事故和飞机地面测试时经受得住各种应力作用。

结构静态强度设计基于材料的强度和应力的分布，以设计的方式来确保在飞机使用期间需要经受的力时，结构不会产生变形、破坏或其它损伤。

航空器结构强度设计的基本原理有以下几个：（1）受力平衡原理。

飞机强度设计的首要原则是要满足受力平衡原理。

这个原则可以被描述为，被设计的结构的总受力必须相等于零。

这个原则充分考虑弯曲、压缩等力的平衡，以确保飞机在飞行中的结构稳定。

（2）疲劳和塑性损伤原则。

在飞机使用期间，沿着主要应力方向发生的疲劳和塑性损伤对结构的影响很大，因此，这两个因素在强度设计中都要考虑到。

（3）轻量化原则。

轻量化是航空器设计的重要目标之一，是指在保证结构强度的情况下，减轻飞机的重量。

轻量化可以使飞机得到更好的经济性能和操作能力。

2. 结构静态强度的设计方法在航空器结构静态强度的设计中，应注意以下几点：（1）在确定飞机结构强度时，首先要确定飞机所需的载荷。

飞机所需的载荷包括飞行时的主要受力，地面试验时的受力以及飞机整个运营生命周期中的各种受力。

设计师必须考虑如何使用正确的载荷，确保飞机能够经受各种不同情况的应力。

（2）结构静态强度的设计要根据材料的强度和应力的分布情况进行。

某复合材料机身静强度计算随着航空业的发展，飞机的材料也日益完善。

目前使用最多的是复合材料机身，具有较高的强度和轻质化的优势。

在设计飞机机身时，需要进行静强度计算，以保证飞机的安全性和稳定性。

下面就介绍一下复合材料机身静强度计算的一般方法。

首先，需要对材料的性质进行分析。

复合材料由多种基材和复合制备而成，所以需要对各种基材的物理和力学性质进行清晰的分析。

然后，按照设计要求选择合适的材料进行制造。

其次，需要建立受力模型。

这需要根据机身结构进行具体分析。

主要是针对飞机的机身和支架系统，建立具体的受力模型。

在建立受力模型的过程中，还需要考虑复合材料的复合结构和各种连接点的情况。

接下来，进行静强度分析。

在分析过程中需要考虑受力模型中的各种因素，如重力、支撑力、拉力、剪力、压力等。

需要充分考虑各种可能的受力情况，包括静态和动态受力等。

在静强度分析中，需要进行应力分析，即对每个受力点计算应力。

应力是指物体在受力时产生的内部力。

一般来说，应力分为正应力和剪应力两种。

正应力是指与受载方向垂直方向的应力，剪应力则是指与受载方向平行方向的应力。

了解和分析应力分布情况，能够帮助我们预测材料的失效情况，以便更好地加以控制。

之后，进行强度分析。

强度是指材料在受力下能够承受的最大应力。

在强度分析中，需要考虑复合材料的各种性质，如弹性模量、裂纹扩展速度等等。

最后，进行校核。

在校核过程中需要对上述分析结果进行验证，以确保设计的合理性和安全性。

对于非理性的部分应予以优化，并进行多次计算直到满意为止。

以上就是复合材料机身静强度计算的一般方法。

静强度计算是飞机设计过程中至关重要的环节，设计人员需要对各种材料和结构进行充分研究和认识。

只有这样才能更好地实现飞机的安全性和性能要求。