1、 大型飛飛機強度分析 關志東 北航飛機所 2007.111.1作用在飛機上的外力作用在飛機上的外力飛機在飛行過程中受到各種載荷的作用。影響飛機結構強度的載荷主要有l飛行中的空氣動力D、L、Cl發動機推力Fl質量力（重力及慣性力）ml著陸時地面沖擊力l局部載荷（如增壓座艙中增壓載荷）l次要載荷（如在運輸和維護中引起載荷）mF飛機的外載荷飛機的外載荷垂直面內曲線飛行中作用于飛機上的力垂直面內曲線飛行中作用于飛機上的力力的平衡力的平衡與質量無關力的合力用Rbi表示質量力用其合力Rm表示根據達朗伯原理在這些力的作用下，在飛機質心處合力平衡：Rbi=Rm過載的概念過載的概念 作用于飛機或部件上載荷的程度

2、可以用無量綱的過載值n表示過載n可理解為合力Rbi與飛機重力G之比 過載n是矢量，在一般情況下它的方向與速度坐標系各軸不一致。n在坐標軸上的投影用nx.ny,nz表示1.21.2典型飛行情況和機動過載典型飛行情況和機動過載過載沿主軸分量經過推倒，可以表示為過載ny決定飛機的結構質量和機動性: ny越大，法向加速度就越大，當飛機速度一定時，曲率半徑R越小，則飛機的機動性越好ny越大，作用在飛機上升力L也越大，大多數情況航空結構強度和剛度由升力值L=nyG確定在水平面內的曲面飛行在水平面內的曲面飛行 等速水平盤旋是飛機主要機動飛行之一，當飛行速度增大時，如作小半徑盤旋，則需要用大迎角飛行以產生大的

3、并力，從而產生較大的升力的水平分量Lsin 與盤旋所產生的離心慣性力平衡，很明顯需要大的傾斜角，此時將產生相當大的過載；同時，升力增加引起阻力增加，故需要增大推力。平直飛行情況平直飛行情況飛機作水平直線等速飛行情況，飛機上所受載荷處于靜平衡狀態，飛機無任何方向的加速度，此時外載荷特點是：1.31.3過載系數過載系數過載n又稱為過載系數即飛機所受質量力之外的外力總和與飛機重力之比。過截系數是飛機設計中的一個重要參數，n越大，飛機機動性好；但過載系數增加，空氣動力載荷增加，結構質量隨之增加，從而導致機動性降低。飛機設計時應合理選取最大過載值。最大使用過裁的確定最大使用過裁的確定 由過載定義可知，當

4、飛行某一瞬時G不變，最大過載值nymax在理論上可由Lmax值確定：限制最大使用過載的因素限制最大使用過載的因素飛機本身穩定性和慣性以及操縱效率的限制。低速飛行時受到氣流分離條件的限制。在超聲速飛行時，受到飛機平衡條件的限制。對于載人飛機，人員生理是限制最大過載n的最主要因素之一。人如果受到較大的過載，會便人的各部分重力發生變化，從而形成生理病態。 當n=2-3時，人會感覺不舒服，心率過快、頭暈和惡心等； 當n=5-6時，會產生眼發黑及昏迷等最大使用過載最大使用過載n nsymaxsymax的確定的確定飛機的過載系數是最重要的原始參數之一，是表征飛機機動性的重要參數。過載值的大小應根據飛機的用

5、途確定。各國的強度規范都是根據本國的實際情況，對飛機進行分類。第一類飛機：可以完成全部特技飛行的飛機，稱全特技類，最大使用過載大于等于。第二類飛機：可以完成部分特技飛行的飛機，稱半特技類，最大使用過載大于小于。第三類飛機：不能作特技飛行的飛機，稱非特技類，最大使用過載大于.小于。考慮飛機轉動時的過載考慮飛機轉動時的過載以上分析是將飛機作為質點分析，但實際上，飛機是有一定尺寸的物體。飛機在空中飛行時通常既有平移運動，又有繞質心的三個坐標軸方向的轉動。若飛機在對稱面內作曲線運動，平尾上載荷使飛機產生繞z軸轉動的角速度和角加速度，會產生在x和y方向上的過載增量。xxyyangang 大氣紊流引起顛簸

6、過載（突風過載）大氣紊流引起顛簸過載（突風過載） 空氣中氣流是不平靜的，氣團移動會引起水平突風和垂直突風，其強度Vw能達到15 20ms。突風可能是單突風也可能是大的同一頻率的循環突風。當飛機遇到突風時會感到顛簸，因而承受很大的過載，即顛簸過載（或突風過載）。計算突風載荷的方法計算突風載荷的方法離散陣風分析方法離散陣風分析方法: : 離散陣風分析方法是把大氣擾動理想化為具有一定形狀、一定梯度距離以及一定強度的單個孤立突風，其強度一般用當量突風速度表示。將飛機視為剛體，求出附加過載的峰值。此法對低速小型飛機較合適。計算突風載荷的方法計算突風載荷的方法連續紊流分析方法（動態離散陣風法）：連續紊流分

7、析方法（動態離散陣風法）： 連續紊流分析方法是使用頻譜法把大氣的紊流循環處理成連續隨機過程。紊流功率譜在頻率域內表示為擾動函數，要求用動態分析方法確定柔性結構的響應，并建立兩種設計準則，即任務分析準則和設計包線準則。對飛機進行結構受載分析時，應同時采用這兩種設計準則，并取其最大值進行結構強度計算。此方法對薄翼型、高速或大型飛機合適。下面以離散陣風分析法為例介紹突風載荷。垂直突風垂直突風1.1.垂直突風垂直突風 垂直突風是各種方向突風中最嚴重情況。當飛機處于直線水平無側滑飛行時，遭遇到一個確定形狀和強度的孤立垂直突風vw，飛機與氣流相對速度的方向和大小均發生變化。由于飛行速度v vw，可認為飛機

8、仍以v速度相對空氣運動，只增加機翼迎角 ， 則升力增量L為wv v2hwLLKCS 垂直突風垂直突風 由上述公式可看出，突風引起過載和平尾上載荷與突風速度以及飛行當量速度成正比。當駕駛員發現前方有較大突風時，則降低飛行速度，從而降低突風載荷。有時垂直突風雖然小于20 m/s，而突風會引起機翼隨時間的變形以及加速度和慣性力的變化；此時，由于彈性力和慣性力相互作用的結果將出現振動。當外部載荷的頻率與結構固有振動頻率重合時會出現非常不利的情況。循環載荷能引起重型飛機較大過載，翼尖的過載可能超過7。 水平突風水平突風 飛機以速度v水平飛行時,在某一瞬間迎面而來的水平突風u，升力便有一個增量，其總升力為

9、： 相應的過載： 水平突風即使非常強烈,u/v也不會超過0.15。因此，水平突風的過載增量不大，總過載不會大于1.3-1.5，對強度的影響很小，可以不考慮。212LhLC Svu221yLv uunGvv 1 14 4飛機對稱機動飛行包線和飛機對稱機動飛行包線和相應參數確定相應參數確定 由過載系數定義可得到n=L/G=qSCL/G,因此過載系數n、速壓q和飛機重力G決定了作用在飛機上的外載荷。下面討論q和G的確定。 1.1.外載荷計算中飛機重力外載荷計算中飛機重力G G的確定的確定 在飛機使用過程中飛機的質量是變化的。在計算外載荷時，如果G取得較大，則偏于安全，但結構質量增加，性能下降；反之，

10、則偏于不安全。因此，強度規范中根據各受載情況規定了下列設計質量。（1 1）基本飛行設計質量）基本飛行設計質量m mifif 基本飛行設計質量，即前幾節討論中所指的飛機質量，它和最大使用過載系數值是飛機外載荷計算、結構設計和強度計算的重要參數。它基本上確定了一架飛機的強度水平。如果基本飛行設計質量取大了，會影響飛機性能；反之，會影響飛機的安全。強度規范中對mif。進行了如下規定：對于殲擊機、強擊機和殲擊教練機，應根據空機質量、乘員、滑油、氧氣質量、按戰術技術要求攜帶的基本武器質量以及50的機內燃油質量（不含超載燃油）之和確定；或者根據戰術技術要求確定。因為戰斗機在訓練飛行和與敵機格斗時才作最大使

11、用過載的機動飛行，此時應已爬到一定的作戰高度并進到作戰區域，且機內燃油已消耗約50。對于其他類飛機，應根據帶有基本有效載重質量，減去暖機、滑跑以及爬升所消耗燃油質量確定，或根據戰術（使用）技術要求確定。（2 2）最小飛行質量）最小飛行質量m mminmin 不能作機動飛行的飛機，應規定最小飛行質量。因為飛機的質量輕，陣風會使飛機產生較大的過載，這時氣動力和慣性載荷綜合結果可能是飛機的嚴重設計狀態。故規范中對最小飛行質量作如下規定，即最小飛行質量mmin為飛機空機質量、機內有用及無用燃油質量的5（或按有關規定的燃油儲備）、與燃油相應的滑油和最少乘員質量之和。（3 3）最大設計質量）最大設計質量m

12、 mmaxmax 最大設計質量是飛機攜帶最大機內、外裝載，而不扣除暖機、滑跑和爬升時燃油的質量。該項質量主要用于計算地面滑行、起飛和飛行載荷，以及防止顫振和振動計算時采用。（4 4）著陸設計質量）著陸設計質量m mzlzl不同類型飛機的著陸設計質量有所差別，即不同類型飛機扣除25%-60%的機內燃油。著陸設計質量為不計外掛裝載和機外燃油以及扣除一定百分比機內燃油后質量。計算著陸載荷時應采用著陸設計質量。 2.2.最大平飛速度和極限速度的確定最大平飛速度和極限速度的確定影響載荷大小的主要參數之一是速壓q，速壓相同時，各個高度的速度V將不同。故在強度計算中，將各個高度上飛行速度Vh以速壓相同的條件

13、折算到海平面速度 Vdl(Vdl稱為當量空速），即 、 分別為高度H的空氣密度和海平面空氣密度在強度計算中采用當量空速Vdl比較方便。因此，機動飛行包線和陣風載荷計算均采用當量空速。0hdlhhhvvvh0（1 1）最大平飛速度）最大平飛速度v vmaxmax飛機在基本飛行設計質量和飛機正常飛行的外形（起落架和襟翼收上，炸彈艙門關閉的基本外形）情況下，發動機處于最大推力（額定推力或最大加力）狀態下飛機能作定常直線平飛的最大速度。該最大平飛速度Vmax由戰術技術要求（或使用要求）確定。在H高度，飛機保持飾vh水平飛行所需推力被稱為需用推力；發動機在這一高度下可能發出的推力被稱為可用推力。需用推力

14、和可用推力隨飛行高度和飛行速度變化。當需用推力等于可用推力時，得到該高度上最大平飛速度Vmax，則可得qmax。qmax被稱為使用限制速壓。（2 2）極限速度）極限速度v vjxjxqmax是由平飛時根據需用推力等于可用推力求得的，但qmax不能直接用來保證結構的安全。飛機可能獲得比最大平飛速度還大的速度，用vmax,max表示，與vmax,max對應的qmax,max稱強度極限速壓.qmax,max太大將使結構質量增加,所以在結構設計時，對qmax,max要進行限制。飛機設計時，根據不同類型飛機選定，取 qmax,max=Kqmax 式中，系數K根據不同類型飛機確定，K=11-1.5。飛行時

15、,駕駛員將采取限制飛機俯沖高度及打開減速板等措施來限制qmax,max。（2 2）極限速度）極限速度v vjxjx我國軍機強度規范規定極限速度Vjx為下列各種情況下可能達到的最大速度，即飛機在基本外形或高阻外形下使用發動機推力，或戰斗機以小角度或大角度俯沖，或轟炸機和運輸機以小角度下滑而減速板工作或不工作，或飛機經受陣風作用時。極限速度vjx是結構強度的限制速度，考慮了駕駛錯誤或遇到相當大的陣風的情況。極限速度vjx對應的極限馬赫數Majx比最大平飛速度vmax對應的最大馬赫數Mamax大0.1。目前，有些型號的vjx與vmax很接近，甚至相等。對稱機動飛行包線對稱機動飛行包線飛機在飛行中作用

16、在飛機上的載荷隨飛行高度、速度、飛行姿態、過載系數和飛機質量等變化。為此，根據理論分析和飛行試驗，針對使飛機結構易遭到損壞、人員易遭到損傷的載荷情況以及飛機可能的飛行狀態，選出有代表性的設計情況來考慮。由對n,v參數的分析，可定出飛機的飛行速度和過載系數的范圍，稱為飛行包線。飛行包線用來限制各項要求的允許飛行區域。根據飛機的飛行性能、操縱性、穩定性、戰術技術要求和結構強度要求，飛機有許多種飛行包線。在此包線內，飛機是可操縱的，而且強度要求得到保證。1.51.5飛機在起降過程中的載荷飛機在起降過程中的載荷 飛機起飛和降落過程中的載荷主要是地面的反作用力。反作用力通過起落裝置作用在飛機上,由平衡條

17、件：1.61.6安全系數和設計載荷安全系數和設計載荷使用載荷使用載荷是指飛機在正常使用中所允許達到的最大載荷，或稱為限制載荷(limit load)。在使用載荷作用下，各元件的應力臨近材料的比例極限強度，但未出現永久變形。如果超過該載荷時，結構可能發生有害的永久變形。在整個使用過程中，使用載荷可能不止一次地遇到，所以飛機遇到使用載荷后不能有殘余變形，否則就會影響下次的使用。 安全系數及設計載荷安全系數及設計載荷在飛機結構實際設計時，對靜強度問題是采用“設計載荷”來設計。設計載荷為使用載荷乘以安全系數。飛機及各構件在該載荷作用下不應破壞，故又稱極限載荷(ultimate load)。 安全系數及

18、設計載荷安全系數及設計載荷飛機結構是個復雜的、超靜定的、多傳力通道的受力結構，并大量采用彈塑性材料；當某一結構元件在使用載荷下達到比例極限或在設計載荷下某元件達到破壞強度時，該元件不能承受更大載荷，但其他元件仍能承受更大的載荷，各結構元件間所承擔的載荷將重新分配；直到最主要的或較多的受力構件破壞時，整個結構才破壞。因此，按設計載荷來進行設計，可充分發揮超靜定結構的承載能力。飛機結構強度試驗時，結構是否出現了永久變形很難測準，而結構是否破壞則較容易準確測得，因而采用設計載荷進行最后的破壞試驗驗證，不僅便于測試，而且更符合實際使用要求。 安全系數及設計載荷安全系數及設計載荷 安全系數為設計載荷與使

19、用載荷之比。其物理意義為實際使用載荷增大到多少倍結構才會被破壞，該倍數就是安全系數。引入安全系數主要出于下列幾方面的考慮： 在使用載荷作用下，飛機結構沒有永久變形或屈服。 在使用時可能出現超過規定的機動動作或未估計到的突風，從而出現大于規定的使用載荷。 結構中可能存在初始缺陷（如材料和工藝引起的缺陷而未被檢測出）。 設計和試驗精度引起誤差。 重復載荷作用和剛度要求。安全系數及設計載荷安全系數及設計載荷安全系數f取得太小，則不安全；f取得太大，則結構質量太大，造成飛機性能下降。目前，外載荷計算和結構分析逐步精確，材料和制造工藝過程逐步完善，材料的屈服強度水平不斷提高（材料的破壞強度和屈服強度之比

20、小于1.5)，并且使用中重復載荷和溫度影響、結構中初始缺陷等已做單獨計算和分析，故目前情況一般安全系數取1.5。對強度、剛度和使用壽命有特殊要求的結構則另行考慮。第三章第三章 飛機強度計算方法飛機強度計算方法3.1 概論3.1.1 3.1.1 飛機結構設計簡介飛機結構設計簡介1.飛機結構設計基本要求 結構設計的任務是，根據飛機總體設計的要求，在設計飛機結構時，應滿足下列基本要求。 （1）氣動外形要求 （2）質量輕要求 （3）使用維護要求 （4）工藝要求 （5）經濟性要求 以上基本要求往往是互相矛盾和制約的，在結構設計時應綜合考慮上述要求，達到最佳設計點。3.1 概論2. 飛機結構設計的基本內容

21、 明確結構使用條件、生產條件和協調關系。根據強度規范，確定外載荷、載荷分布和安全系數。 在飛機總體設計階段進行部位安排及結構布局。初珍確定各部件和結構的結構方案、主要受力構件安排與協調，進行初步設計和質量估算。 在結構設計階段需對結構方案做進一步的詳細比較，并進行靜強度初步估算；通過設計計算初步確定各部件結構的初步尺寸；然后進行結構優化設計和進一步結構方案比較最后通過結構優化設計和結構詳細打樣設計確定結構詳細打樣圖。 3.1 概論2. 飛機結構設計的基本內容（續） 對結構進行強度計算（包括靜、動強度，初步的疲勞和損傷容限分析）和剛度計算在計算過程中如有必要時需進行零、構件的模擬試驗和強度、振動

22、以及氣動彈性的基本試驗。如強度和剛度不能滿足要求，則需要修改結構形式和尺寸。 繪制全套生產圖紙和編制相應的技術文件。 對全機進行疲勞壽命和疲勞強度計算，并且進行耐久性和損傷容限分析。給出結構使用壽命和檢查周期。 根據制造、全機靜力試驗、試飛、全機疲勞試驗、耐久性和損傷容限試驗中問題，修改結構生產圖紙和技術文件3.1 概論3.1.2 3.1.2 飛機結構設計思想的演變飛機結構設計思想的演變 為了保證飛機飛行的安全可靠性，在結構強度方面的設計思想隨著生產實踐不斷發展。其發展過程大致可分為下列五個階段： 1.靜強度設計階段 在20世紀30年代之前，結構設計首先考慮結構的靜強度要求。在設計中采用設計載

23、荷法，即設計載荷為使用載荷乘以安全系數。靜強度設計準則為結構的破壞載荷（或稱極限載荷）大于等于結構的設計載荷。可用公式表達為：3.1 概論 2.靜、動強度設計階段 約自1932年開始，在“英國海空軍飛機設計要求AP-970”中已有防顫振要求，在飛機使用過程中還發現過其他氣動彈性問題，如機翼發散與副翼反逆（或稱副翼失效）。與以上防顫振要求合在一起，可以概括為：3.1 概論 3.靜強度、動強度、疲勞安全壽命設計階段 一在第二次世界大戰以后的10年中、世界各國的軍用機和民用機中出現了多起疲勞破壞事故，尤以1954年英國“彗星”噴氣式旅客機的災難性事故給人印象特深。此后，飛機結構設計除靜強度、動強度要

24、求外，又特別強調了安全壽命問卿。其設計準則：3.1 概論 4.靜動強度、疲勞安全壽命和損傷容限設計階段 當前，使用單位對飛機使用壽命的要求不斷提高、使得保證飛機壽命期內的安全問題更為重要。但在20世紀60年代后，原按疲勞安全壽命設計的多種飛機出現斷裂破壞事故，如下表所列。3.1 概論 5.發展趨勢 當前結構強度設計中存在下列問題： （1）經濟性問題 （2）結構可靠性設計問題 （3）全尺寸結構實驗問題 （4）日歷壽命問題 （5）全機使用壽命的確定方法 由上述問題可知，必須對現行設計規范進行研究，以制定新的飛機結構設計規范。3.2 飛機結構靜強度計算 飛機結構靜強度計算是確定結構受力元件的剖面尺寸

25、和形式，使結構能承受強度規范中所規定的載荷，而沒有剩余強度。 結構靜強度計算是飛機結構設計、評定結構承載能力的基礎。 結構靜強度計算步驟：首先求作用于結構整體或部件上的外力，然后再求內力，最后驗證其強度是否滿足要求。3.2 飛機結構靜強度計算3.2.1 3.2.1 機翼和機身的強度估算機翼和機身的強度估算 1.1.初等彎曲理論和減縮系數初等彎曲理論和減縮系數 （1 1）假設）假設 根據機翼和機身結構特點，需做如下假設才可以利用材料力學和薄壁結構力學理論計算。 線彈性假設。（見下一頁圖）3.2 飛機結構靜強度計算線彈性假設圖3.2 飛機結構靜強度計算 緣條和析條的橫剖面尺寸遠小于整個機冀和機身的

26、剖面尺寸，因此在計算時，可看成集中面積，并略去它們對自身慣性主軸的矩，如下圖所示。3.2 飛機結構靜強度計算 薄壁結構的蒙皮承彎能力較弱，尤其在承壓面蒙皮將屈曲失稼。故在計算時，將緣條（或析條）之間蒙皮按其承受正應力的能力減縮加到緣條（或析條）上，根據蒙皮受拉或受壓來確定蒙皮的有效寬度；對于受壓蒙皮有效面積 為：shf3.2 飛機結構靜強度計算 （2 2）初等彎曲理論）初等彎曲理論 由曲率方程得到：令則3.2 飛機結構靜強度計算對主軸的慣性矩為：正應力為：通常在計算時, 因較小可以忽略不計。減縮系數 取決于最終的正應力 ，而 為未知的，所以采用逐步近似的方法（迭代法）來計算減縮系數 和正應力 。3.2 飛機結構靜強度計算 例如，對于機身剖面假設離中性軸最遠的長桁K正好達到臨界狀態，則 此時機身的彎曲半徑 為： 于是，其他長桁處的應變為：0根據 得各點的減縮系數 ，然后進行反復迭