飞行器结构设计总复习.docx

静强度设计：安全系数' P P d设计载荷Pe使用载荷P u极限载荷e静强度设计准则：结构材料的极限载荷大于或等于设计载荷，即认为结构安全Pu 3 Pd载荷系数定义：除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力的合力与当时飞机重量的比值， 称为该方向上的载荷系数载荷系数的物理意义：1、表示了作用于飞机重心处除重力外的外力与飞机重力的比值关系； 2、表示了飞机质量力与重力的比率载荷系数实用意义：1、载荷系数确定了，则飞机上的载荷大小也就确定了；2、载荷系数还表明飞机机动性的好坏着陆载荷系数的定义：起落架的实际着陆载荷P与飞机停放地面时起落架的停机载荷P之 lg olg41.杆只能承受（或传递）沿杆轴向的分布力或集中力2. 薄平板适宜承受在板平面内的分布载荷，包括剪流和拉压应力，不能传弯没有加强件加 强时，承压的能力比承拉的能力小得多，不适宜受集中力厚板能承受一定集中力等3. 三角形薄板不能受剪刚度分配原则：在一定条件下（如机翼变形符合平剖面假设），结构间各个原件可直接按照 本身刚度的大小比例来分配它们共同承担的载荷，这种正比关系称为“刚度分配原则” P1l1/E1F1=P2l2/e2f2 K=EF/l p1/p2=k1/k2 p1=k1p/（k1+k2）（翼面结构的典型受力形式及其构造特点：1. 薄蒙皮梁式：蒙皮很薄，纵向翼梁很强，纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要 大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的枞墙。

常分左右机翼-----用几个集 中接头相连2. 多梁单块式：蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴向力的壁板承受总体弯矩；纵向长 桁布置较密，长桁截面积与梁的截面积比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增 强了翼面结构的抗扭刚度为充分发挥多梁单块式机翼的受力特征，左右机翼一般连成整体 贯穿过机身，但机翼本身可能分成几段3. 多墙厚蒙皮式：布置了较多的枞墙，厚蒙皮，无长桁，有少肋、多肋两种，但结合受集中 力的需要，至少每侧机翼上要布置3~5个加强翼肋可以没有普通肋大型高亚音速运输机或有些超音速战斗机采用多梁单块式翼面结构，Ma较大的的超音速飞 机多采用多墙（或多梁）或机翼结构局部失稳问题：翼梁缘条受轴向压力时，由于在蒙皮平面内有蒙皮支持，在翼梁平面有腹板 支持，因此一般不会产生总体失稳，但需考虑其局部失稳问题翼梁的主要功用承受或传递机翼的剪力Q和弯矩M各典型形式（梁式、单块式、多墙式）受力特点的比较：机翼结构受力形式的发展主要与飞行速度的发展有关速度的增加促使机翼外形改变并提高 了对结构强度、刚度、外形的要求比较三者的受力特点可以发现，单纯的梁式、薄蒙皮和 弱长桁均不参加机翼总体弯矩的传递，只有梁的缘条承受弯矩引起的轴力。

对于高速飞机， 由于气动载荷增大，而相对厚度减小又导致了机翼结构高度变小，只靠梁来承弯将使承弯构 件的有效高度减小；加之对蒙皮局部刚度和机翼扭转刚度要求的提高，促使蒙皮增厚，长桁 增多、增强因此，在单块式、多墙式机翼中，蒙皮、长桁，乃至主要是蒙皮发展成主要的 承弯构件由于蒙皮、长桁等受轴向力的面积较之梁缘条更为分散、更靠近外表面，故承弯 构件有效高度较大，因此厚蒙皮翼盒不仅承扭能力较高，抗弯特性也较好，因此，此种机翼 结果一般来说材料利用率较高在承受总体力中的剪力和扭矩时，几种形式中各元件的作用 基本相同后掠机翼特性：后掠机翼比相应的直机翼将更为细、长、薄，致使它的弯曲刚度、扭转刚度 都比直机翼差后掠效应：应力向后缘集中的现象后掠角越大，后掠效应越严重三角机翼特点：很长的翼肋在载荷作用下容易产生横向弯曲，机翼垂直于翼弦的刚度较差 当机翼为中单翼时，不易做到使整个机翼贯穿机身三角机翼由于根梢比大， 以致翼尖比较薄，前后缘也比较薄加强框:主要功用是将装载的质量力和其他部件上的载荷经接头传到机身结构上的集中力加 以扩散，然后以剪流的形式传给蒙皮机身结构典型受力形式：1、 桁梁式：桁梁截面积大，长桁少且弱，蒙皮较薄。

由弯曲引起的轴向力主要由桁梁承受，蒙皮和长桁只承受很小部分轴力剪力全部由蒙皮承受2、 桁条式：长桁较密，较强，蒙皮较厚弯曲引起轴向力由许多桁条和较厚蒙皮组成的壁板来承受，剪力全部由蒙皮承受蒙皮上不适宜大开口现代飞机多数采用 桁条式结构（桁条式和桁梁式统称为半硬壳式机身）3、 硬壳式：硬壳式机身结构是由蒙皮和少量隔框组成的其特点是没有纵向构件，蒙皮厚由厚蒙皮承受机身引起全部轴力和剪力，隔框承受机身、蒙皮等的集中力 口盖按受力特性分为：不受力口盖、受剪口盖与受轴向力口盖不受力口盖不参与整体受力，只受口盖上的局部气动载荷受剪口盖能传递原开口处所需传递的剪流受轴向力口盖除了能传递原开口处所需传递的剪流外，还能传递原开口处轴向力图3.50（a）扭矩的传递6 A （上）A （下）图3.50(d)弯矩的传递1一前梁；2—三角上壁板；3—根肋；4—侧边加强肋;5—中央上壁板；6—长桁；7—中央盒段；8—外载朴|某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H = 1000m处，以速度V=520 Km/h和V’=625km7 h(加力状态)作盘旋半径不小于R = 690m和R’=680m(加力状态)的正规盘旋(题图2.4)。

求(1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数ny；(2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重Gb = 300kg,求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf=9.8N)解答:1 - 1 寸 V 一 •一 c V2 ▽(1)〃广 G —诙 〉^ 1 = 0 1 si"= m~r ① 〉「0 1 cos &= G ②(520 x 1000)2―迎L = 3.085V 2tg^ =—由①与②得： gr 9.8x 69°p = 72.04非加力）1000、cp =77.5加力）—=4.6 y cos p(625x )2 p = 3600 = 4.5239.8 x 680一、一双粱机翼，外翼传到2#肋剖面处的总体内力分别力剪力Q=100 kN（作用在刚心上）， 弯矩M=5Xl03 Kn - m、扭矩Mt= 30 kN - m已知前、后粱的平均剖面抗弯刚度为EI前= 1010kN • mm2、EI后= 2X1010kN • mm2；前、后闭室平均剖面抗扭刚度为Kt前= 5X108 kN • mm2, Kt 后= 109 kN • mm2求：（1）当L前=1后= 1500 mm时，Q、M、Mt在2#肋剖面如何分配（题图3. 2（a））?（2）当L前= 3000 mm、L后= 1500 mm时，Q、M、Mt在此剖面又如何分配（题图3. 2（b））?（计算扭矩分配时，假设不考虑前、后闭室之间和1#肋对前闭室的影响）。

1. L 前=、2EJ(1) Q的分配K= L2L前=、」.只与2EJ有关KQ 2 EJ L 1 EJ Q 1n _K + K _ ~L^「5 ( EJ + EJ) EJ + EJ _ 曲Q_nQ1 = 1 2 = L I ( 1 2 )]Q = 1 2=]十2 = 0.333Q=3330kg = 33.3KNQ 2 = 6670kg = 66.7KNKJ(2) M的分配K= L 关系式仍同上M 1= 0.333 x 5 x 105= 1666.7 KN mM2= 0.667 x 5 x 105 = 3335 KN m(3) Mt的分配5M LMti= 5 +10 = 0.333 x 3 x 103 = 0.999 x 103kg.m = 10 KN mM：2= 0.667 x 3 x 103 = 2.001 x 103kg.m = 20 KNm三.请画出以下各指定翼肋的力平衡图和内力图(题图3.4)1)薄蒙皮双粱式机翼，I肋在气动载荷作用下：(a)前、后缘未略去，(b)若略去前、后缘的气动载荷和结构2)该机翼前粱转折处的II助在传递总体弯矩M时所受的裁荷，画出其力平衡图和内力图：(a)剖面筒化为矩形；(b)剖面上、下为曲线。

4)机翼外段为双梁式，内侧为三梁式，W肋位于结构布置变化处，画出传总体力时，该 肋的力平衡图和内力图4 £ §n 1 1t2两闭室对称，此时q 11Mt2 bh - q，— 12传剪M (1) 若8不变，只是两闭室面积不同，则(位置可能变动，所以多一个扭矩(2) 若8不同，也会引起两闭室扭刚不同，U J QM仍相同，扭矩引起的剪力与弯矩同上；但刚心则在分析Mt时，就会出现Q，M内力5)薄蒙皮双梁式机翼v肋后梁上作用有集中力Py，求该肋受P力时的平衡图和内力图(假设前、后粱弯曲刚度相等)若前后梁对称i mh 1 宣 H i 1— 1— — H — —1 PyPy+ —3 3-Py —M : 3 ・X- 3H p •X«H = 0若前后梁不对称，例如前梁刚度为后梁的2倍，刚心在2/3B处，则Mt= Py*2/3*B-B Py 3 1qt= 2BH =3H Py .•・ Py-⑹薄蒙皮双粱式机翼丑肋上C点处受有集中力Px时的力平衡图和内力图.I* CTTn P PC —X XM = 4B・h・X+ 4B.h・XP B P H— X M t = 2 4B .h・ 2 +2 4B •h^AX - PX 2 •AX。