飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

南京航空航天大學(xué) 飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)研究所

2005.9

一、本課程的特點(diǎn)

注重基礎(chǔ)理論概念的實(shí)用化、感性化以及 工程化 注重綜合運(yùn)用知識(shí)概念權(quán)衡復(fù)雜問題分析， 抓住主要矛盾尋找解決問題途徑的基本設(shè) 計(jì)理念 大量工程結(jié)構(gòu)實(shí)例的剖析 注重培養(yǎng)自行分析、動(dòng)手設(shè)計(jì)的主觀能力 以及工程實(shí)用化的實(shí)踐能力

具體要求： 注意定性分析，要求概念清楚； 實(shí)踐性強(qiáng)，要求常去機(jī)庫觀察實(shí)物； 理性推理較差，要求認(rèn)真上課。

二、基本內(nèi)容和基本要求

內(nèi)容： 飛機(jī)的外載荷； 飛機(jī)結(jié)構(gòu)分析與設(shè)計(jì)基礎(chǔ) 不同類型飛機(jī)結(jié)構(gòu)的分析； 飛機(jī)結(jié)構(gòu)的傳力分析； 飛機(jī)結(jié)構(gòu)主要元構(gòu)件設(shè)計(jì)原則；

內(nèi)容要求：

①掌握飛機(jī)結(jié)構(gòu)分析和設(shè)計(jì)的基本手 段——傳力分析； ②能夠正確解釋飛機(jī)結(jié)構(gòu)元件的布置； ③能夠正確地分析和設(shè)計(jì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的 主要元件。

第1章 緒論

飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)將飛機(jī)構(gòu)思變?yōu)轱w機(jī)的技 術(shù)過程； 成功的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)離不開科學(xué)性與創(chuàng)造性； 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)有其自身的原理和規(guī)律，不存 在唯一正確答案，需要不斷的探索和完善。

1.1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì) 在飛機(jī)設(shè)計(jì)中的位置

飛機(jī)功用及技術(shù)要求

空-空： 軍用 空-地：截?fù)簟��?qiáng)擊、轟炸. 戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求 運(yùn)輸： 客運(yùn) 民用 貨運(yùn) 使用技術(shù)要求 運(yùn)動(dòng)，……

技術(shù)要求

技術(shù)要求：Vmax，升限，航程/作戰(zhàn)半徑， 起飛著陸距離， 載重/起飛重量，機(jī)動(dòng)性 指標(biāo)（加速，最小盤旋，爬升），使用 壽命； 非定量要求：全天候，機(jī)場要求，維護(hù) 要求； 趨勢：V ，Hmax ， 載重 ，航程 ；

蘇-30

陣風(fēng)

F－117

第四代戰(zhàn)斗機(jī)(俄羅斯稱之為第五代戰(zhàn)斗 機(jī))更著重強(qiáng)調(diào)同時(shí)具備隱身技術(shù)、超音 速巡航、過失速機(jī)動(dòng)和推力矢量控制、近 距起落和良好的維修性等性能 。

由于各種飛機(jī)的用途和設(shè)計(jì)要求不同，會(huì) 帶來飛機(jī)氣動(dòng)布局和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上的差別； 飛機(jī)設(shè)計(jì)的基本概念、設(shè)計(jì)原理和設(shè)計(jì)方 法是一致的； 本課程將對典型結(jié)構(gòu)型式進(jìn)行分析的基礎(chǔ) 上，將主要介紹飛機(jī)設(shè)計(jì)的基本概念、設(shè) 計(jì)原理和方法。

1.1.1飛機(jī)研制過程

技術(shù)要求

飛機(jī)設(shè)計(jì)過程

飛機(jī)制造過程

試飛定型

1．?dāng)M訂技術(shù)要求 通�？捎娠w機(jī)設(shè)計(jì)單位和訂貨單位協(xié)商后 共同擬訂出新飛機(jī)的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求或使用 技術(shù)要求。 2．飛機(jī)設(shè)計(jì)過程 飛機(jī)設(shè)計(jì)單位根據(jù)擬訂好的飛機(jī)技術(shù)要求 進(jìn)行飛機(jī)設(shè)計(jì)。飛機(jī)設(shè)計(jì)一般分為兩大部 分：總體設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

3．飛機(jī)制造過程 ： 飛機(jī)制造工廠根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)單位提供的設(shè) 計(jì)圖紙和技術(shù)資料進(jìn)行試制。試制出來的 新飛機(jī)即可投入全機(jī)強(qiáng)度、疲勞和損傷容 限的驗(yàn)證試驗(yàn)和試飛。 趨勢：無圖化制造 4．飛機(jī)的試飛、定

型過程 在通過全機(jī)靜強(qiáng)度試驗(yàn)、某些必要的疲勞、 損傷容限的早期驗(yàn)證試驗(yàn)、起落架試驗(yàn)和 全機(jī)各系統(tǒng)試驗(yàn)后進(jìn)行試飛。

1.1.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的地位

圖1.1 飛機(jī)研制的一般過程

1. 概念性設(shè)計(jì)階段

根據(jù)設(shè)計(jì)要求，全面構(gòu)思，形成粗略的斷 語飛機(jī)設(shè)計(jì)方案的基本概念，并草擬一個(gè) 或幾個(gè)能滿足設(shè)計(jì)要求的初步設(shè)計(jì)方案

工作內(nèi)容：

初步選定飛機(jī)的形式，進(jìn)行氣動(dòng)外形布局 初步選擇飛機(jī)的基本參數(shù) 選定發(fā)動(dòng)機(jī)和主要的機(jī)載設(shè)備 初步選擇各主要部件的主要幾何參數(shù) 粗略繪制飛機(jī)的三面草圖 初步考慮飛機(jī)的總體布置方案，初步的性能估算， 檢查是否符合飛機(jī)設(shè)計(jì)所要求的性能指標(biāo) 方案要具有足夠的先進(jìn)性且實(shí)際可行 花錢和耗時(shí)不多，但非常重要

2 初步設(shè)計(jì)階段

修改完善飛機(jī)的幾何外形設(shè)計(jì)，給出完整的 飛機(jī)三面圖、理論外形； 全面布置安排各種機(jī)載設(shè)備、系統(tǒng)和有效載 荷； 初步布置飛機(jī)結(jié)構(gòu)的承力系統(tǒng)和主要的承力 構(gòu)件； 進(jìn)行較為詳細(xì)的重量計(jì)算和重心定位； 進(jìn)行比較精確的氣動(dòng)力性能計(jì)算和操縱性、 穩(wěn)定性計(jì)算； 給出詳細(xì)的飛機(jī)總體布置圖。

3 詳細(xì)設(shè)計(jì)階段

結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)（部件設(shè)計(jì)和零構(gòu)件設(shè)計(jì)） 給出各個(gè)部件和各個(gè)系統(tǒng)的總圖、裝配圖、 零件圖，詳細(xì)的重量計(jì)算和強(qiáng)度計(jì)算報(bào)告 靜強(qiáng)度試驗(yàn)、動(dòng)強(qiáng)度試驗(yàn)、壽命試驗(yàn)和各 系統(tǒng)的臺(tái)架試驗(yàn)

試制原型機(jī)和進(jìn)行地面試驗(yàn)，包括全機(jī)靜、 動(dòng)力試驗(yàn)和各系統(tǒng)的地面試驗(yàn) 試飛 修改 設(shè)計(jì)定型 獲得型號(hào)合格證書 批量生產(chǎn)

飛機(jī)研制的特點(diǎn)

性能良好的飛機(jī)是先進(jìn)科學(xué)技術(shù)和創(chuàng)造性 勞動(dòng)的產(chǎn)物 飛機(jī)研制工作是一個(gè)反復(fù)迭代、逐步逼近 的過程 研制成功的飛機(jī)是多種專業(yè)綜合和協(xié)調(diào)的 最終結(jié)果

飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)具體內(nèi)容

飛機(jī)部件的結(jié)構(gòu)打樣設(shè)計(jì)（初步設(shè)計(jì)） 零構(gòu)件設(shè)計(jì) 部件的結(jié)構(gòu)圖紙

飛機(jī)部件

設(shè)計(jì)師素質(zhì)

設(shè)計(jì)師的第一要?jiǎng)?wù)是徹底熟悉飛機(jī)設(shè)計(jì)所 依據(jù)的規(guī)則; 其次，設(shè)計(jì)師應(yīng)熟悉每一代飛機(jī)的型號(hào)。

1.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的原始條件

1.2.1 結(jié)構(gòu)的形狀協(xié)調(diào)

1. 理論外形——由飛機(jī)的性能（特別是氣 動(dòng)性能）、用 途等確定。

例如： 氣動(dòng)性能需要翼身融合；

飛行速度決定翼剖面

2.內(nèi)部裝置——由總體設(shè)計(jì)確定。 如：發(fā)動(dòng)機(jī) 后機(jī)身的框； 油箱 梁、肋、框等； 操縱桿、導(dǎo)線等 翼肋

3.相互連接—各設(shè)計(jì)室、組、員之間協(xié)調(diào) 如：機(jī)翼與機(jī)身框； 前機(jī)身與后機(jī)身； 翼肋與翼梁；

注意：

①內(nèi)部裝置與結(jié)構(gòu)之間應(yīng)有一定的間隙; ②根據(jù)具體情況設(shè)計(jì)出的結(jié)構(gòu)不一定占據(jù)整 個(gè)最大高度和空間; ③某些協(xié)調(diào)關(guān)系在設(shè)計(jì)過程中可作一些調(diào)整。

1.2.2 結(jié)構(gòu)的外載荷 及對結(jié)構(gòu)受力特性的要求

飛機(jī)結(jié)

構(gòu)的強(qiáng)度、剛度、壽命、可靠性等 與外載直接有關(guān); 外載是設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)尺寸的主要依據(jù); 外載由飛機(jī)的機(jī)種、總重、外形尺寸、使 用要求等條件根據(jù)飛機(jī)強(qiáng)度規(guī)范算出 。

結(jié)構(gòu)件的受力特性： 動(dòng)載/剛度——有氣動(dòng)彈性要求的地方，如： 操縱面、翼尖 靜載/強(qiáng)度——飛機(jī)中最不重要的元件，如： 普通長肋 靜載/剛度——有變形要求的地方，如：普 通肋、機(jī)翼后緣

壽命——飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的主要受力構(gòu)件。如： 主梁、下壁板、接頭、氣密艙 熱強(qiáng)度——高溫處，如：后機(jī)身、尾噴 口、 激波產(chǎn)生處 破損安全結(jié)構(gòu)——重要部件設(shè)計(jì)成多路傳力 結(jié)構(gòu)，如：中翼受力盒段 緩慢裂紋擴(kuò)展結(jié)構(gòu)——不可檢處按安全壽命 設(shè)計(jì)

1.2.3 結(jié)構(gòu)的使用條件

氣象條件（溫度和濕度）、介質(zhì)條件（海 水、水汽等）； 機(jī)場條件（主要是跑道品質(zhì)）； 維修條件（周期、次數(shù)、速度、能力）。

1.2.4 結(jié)構(gòu)的生產(chǎn)條件

生產(chǎn)產(chǎn)量——決定工藝方案，是決定設(shè) 計(jì)方案的重要依據(jù)之一 加工設(shè)備——現(xiàn)有設(shè)備，一般不考慮引 進(jìn)貴重設(shè)備和專用設(shè)備 人員素質(zhì) 生產(chǎn)成本

1.3 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的 基本要求及其分析

一、氣動(dòng)要求 二、重量要求 三、使用維護(hù)要求 四、工藝要求

1.3.1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的基本要求 一、氣動(dòng)要求 外形準(zhǔn)確度—升力 表面質(zhì)量—阻力 操縱面、翼尖等的變形量—操縱性、操縱 效率、氣動(dòng)彈性

隨著飛機(jī)設(shè)計(jì)向綜合性和一體化發(fā)展，對 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提出了新的要求 ： 隱身—結(jié)構(gòu)一體化 （F117） 翼—身融合技術(shù) (Su-27) 飛機(jī)—發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì) 飛控—火控—結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)

二、結(jié)構(gòu)完整性及最小重量要求 結(jié)構(gòu)完整性是指關(guān)系到飛機(jī)安全使用、 使用費(fèi)用和功能的機(jī)體結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度、剛度、 損傷容限及耐久性(或疲勞安全壽命)等飛機(jī) 所要求的結(jié)構(gòu)特性的總稱。 本要求就是指 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)應(yīng)保證結(jié)構(gòu)在承受各種規(guī)定的載荷 和環(huán)境條件下：

具有足夠的強(qiáng)度； 不產(chǎn)生不能容許的殘余變形； 具有足夠的剛度，或采取其他措施以避 免出現(xiàn)不能容許的氣動(dòng)彈性問題與振動(dòng) 問題； 具有足夠的壽命和損傷容限，以及高的 可靠性； 在保證上述條件得到滿足的前提下；使 結(jié)構(gòu)的重量盡可能輕。

三、使用維修要求 維修要求 開敞性——便于檢查、維修作業(yè) 維修性——合理布置和設(shè)計(jì)各種分離面、 開口、鎖等

四、工藝要求 加工快、成本低 結(jié)合產(chǎn)品的產(chǎn)量、機(jī)種、需要的迫切性 與加工條件等綜合考慮 復(fù)合材料等新材料，還應(yīng)對材料、結(jié)構(gòu)的 制作和結(jié)構(gòu)修理的工藝性予以重視。

五、經(jīng)濟(jì)性要求 全壽命周期費(fèi)用(LCC)概念(也稱全壽命成 本) ： 指飛機(jī)的概念設(shè)計(jì)、方案論證、全面研制、 生

產(chǎn)、使用與保障五個(gè)階段直到退役或報(bào) 廢期間所付出的一切費(fèi)用之和。

1.3.2 對基本要求分析

上述基本要求是相互關(guān)系、相互制約的， 有的是相互矛盾的。

氣動(dòng)要求是一種前提性的要求，即設(shè)計(jì)出 的結(jié)構(gòu)必須滿足。

圖1.2 翼面前緣變形

使用要求也是一種前提性要求，即根據(jù)飛 機(jī)的機(jī)種、使用特點(diǎn)規(guī)定了使用、維護(hù)要 求。因此，要求結(jié)構(gòu)有與之相應(yīng)的“開敞 性”，即在結(jié)構(gòu)上必須有相應(yīng)的設(shè)計(jì)分離 面和開口，以保證維護(hù)人員有接近內(nèi)部的 裝載或內(nèi)部結(jié)構(gòu)的通道，并使相應(yīng)結(jié)構(gòu)的 拆裝迅速可靠。

工藝要求是一種“條件性和發(fā)展性”要求， “條件性”是說結(jié)構(gòu)的工藝性好壞要結(jié)合飛 機(jī)生產(chǎn)的條件，如產(chǎn)品數(shù)量、產(chǎn)品工期、 加工條件等，“發(fā)展性”是指對產(chǎn)品數(shù)量和 加工條件。

重量要求是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的主要要求。

例：一架民用飛機(jī)總重100噸，結(jié)構(gòu)重約30 噸，如果減輕結(jié)構(gòu)重量100kg(只占結(jié)構(gòu) 重量的0.33%），則可獲收益： 60,000×900×0.1×0.5=2,700,000(元） 其中：60,000 — 20年壽命60000飛行小時(shí) 900 — 巡航速度900km/hour 0.1 — 減重100kg 0.5 — 費(fèi)用/噸公里

1.4 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想

1.4.1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想的演變 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想的演變跟隨科學(xué)技術(shù)的 發(fā)展 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想的演變來源于飛機(jī)使用 的實(shí)踐 隨著航空科技的發(fā)展，才形成完整的飛機(jī) 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則

一、靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)

σ sj = fσ sy ≤ [σ ]

30年代初以前： 設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的表達(dá)式 Pu≥Pd Pd=f Pe 安全系數(shù)f 由強(qiáng)度規(guī)范給出，飛機(jī)結(jié) 構(gòu)設(shè)計(jì)必須通過整機(jī)靜強(qiáng)度試驗(yàn)。

二、靜強(qiáng)度和剛度設(shè)計(jì) 氣動(dòng)彈性問題：速度和戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能要求 的提高，采用阻力系數(shù)較小的薄翼型 設(shè)計(jì)準(zhǔn)則 ： δ≤[δ] ； f Vmax≤Vcr 。 式中： δ—結(jié)構(gòu)在設(shè)計(jì)載荷下的變形量； [δ]—結(jié)構(gòu)容許的變形量； Vcr=max(ffVf ，fsVs ， faVa) Vf , Vs , Va— 顫振速度、機(jī)翼發(fā)散 速度與副翼失效速度。

1932年，英國空海軍飛機(jī)設(shè)計(jì)要求《AP970》中已有防喘振要求 1975年出現(xiàn)了ACT技術(shù)，從原理上講可以 放寬這一要求

三、靜強(qiáng)度、剛度和安全壽命設(shè)計(jì) 設(shè)計(jì)準(zhǔn)則 Ne≤Ns≤Nex/nf Ne— 飛機(jī)的使用壽命； Ns— 飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全壽命； Nex—結(jié)構(gòu)的疲勞試驗(yàn)壽命； nf —疲勞分散系數(shù)。 50年代中期起重視安全壽命設(shè)計(jì) 安全壽命設(shè)計(jì)準(zhǔn)則美國使用到70年代初，其 它國家至今仍不同程度地沿用。

4、靜強(qiáng)度、剛度、損傷容限和耐久性

年份 1969 1970 1973 飛機(jī) F-111 F-5A F-4 破壞情況 機(jī)翼樞軸接頭板斷裂 機(jī)翼中部切面斷裂 機(jī)翼機(jī)身接合處機(jī)翼 下耳片斷裂 使用到 破壞時(shí)間 ~100小時(shí) ~1000小時(shí) 1200小時(shí) 疲勞驗(yàn)證 試驗(yàn)壽命 >40000小時(shí) ~16000小時(shí) >11800小時(shí)

原因分析： 因?yàn)樗鼪]

有考慮到實(shí)際上結(jié)構(gòu)在使用之 前，由于材料、生產(chǎn)制造和裝配過程中 已存在有不可避免的漏檢的初始缺陷和 損傷 當(dāng)時(shí)使用的高強(qiáng)度或超高強(qiáng)度合金的斷 裂韌性降低等原因 這些缺陷、損傷于使用過程中在重復(fù)載 荷作用下將不斷擴(kuò)展，直至擴(kuò)展失控造 成結(jié)構(gòu)破壞和災(zāi)難性事故。

解決措施 美國空軍于1971年提出了安全壽命／破 損安全設(shè)計(jì)思想作為過渡性措施，曾得 到廣泛應(yīng)用。 1974～1975年美國頒布了第一部損傷容 限設(shè)計(jì)規(guī)范。

損傷容限設(shè)計(jì)概念 承認(rèn)結(jié)構(gòu)在使用前就帶有初始缺陷； 但必須把這些缺陷或損傷在規(guī)定的未修使 用期內(nèi)的增長控制在一定的范圍內(nèi)； 在此期間，受損結(jié)構(gòu)應(yīng)滿足規(guī)定的剩余強(qiáng) 度要求，以保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性和可靠 性，同時(shí)不致使飛機(jī)結(jié)構(gòu)過重； 在規(guī)定的未修理使用周期內(nèi)，抵抗由缺陷、 裂紋、其他損傷而導(dǎo)致破壞的能力。

根據(jù)結(jié)構(gòu)是否可以檢查分為： ＊可檢查結(jié)構(gòu)— 破損安全結(jié)構(gòu)； ＊不可檢查— 緩慢裂紋擴(kuò)展結(jié)構(gòu)

破損安全結(jié)構(gòu)

η fa ≥ η e = η d f

N ex,fa 4 ≥ H

＊式中ηfa為含損傷結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度系數(shù)；η e 為使用強(qiáng)度系數(shù)； η d為設(shè)計(jì)強(qiáng)度系數(shù)；f 為強(qiáng)度安全系數(shù)；Nex,fa為疲勞試驗(yàn)壽命， H為檢查周期。

緩慢裂紋擴(kuò)展結(jié)構(gòu)

N a0 →acr ≥ N e = N ex n

其中a0為初始裂紋長度，acr為臨界裂紋長 度；Nex為疲勞損傷容限試驗(yàn)壽命；n為損 傷容限疲勞分散系數(shù)，一般取2。 a0—為初始裂紋長度，與檢測手段有關(guān)，通 常在0.01~0.05之間； acr—為臨界裂紋長度，與材料、結(jié)構(gòu)、外載 等有關(guān)，由K1c求出。

N a0 → acr 為裂紋從a0擴(kuò)展到acr的疲勞壽命，

經(jīng)濟(jì)壽命 到80年代末美國逐步放棄了安全壽命概念， 而用按耐久性考慮的經(jīng)濟(jì)壽命取代安全壽 命。 所謂經(jīng)濟(jì)壽命是指出現(xiàn)某種損傷使進(jìn)行修 復(fù)反而是不經(jīng)濟(jì)的時(shí)限。

nj N jj = N sy ≥ N ex / n

目前耐久性設(shè)計(jì)概念仍是一種較新的方法， 還有待于在今后的實(shí)踐中進(jìn)一步發(fā)展和完 善。 根據(jù)我國具體情況，新機(jī)設(shè)計(jì)可有兩種典 型配套方案： 安全壽命(疲勞)／損傷容限設(shè)計(jì)； 損傷容限／經(jīng)濟(jì)壽命(耐久性)設(shè)計(jì)。 從而形成了包括結(jié)構(gòu)強(qiáng)度(靜、動(dòng)強(qiáng)度)、 剛度、損傷容限、安全壽命(疲勞)或經(jīng)濟(jì) 壽命(耐久性)的結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)要求。

5.結(jié)構(gòu)可靠性設(shè)計(jì) 準(zhǔn)則：

* Rs — 結(jié)構(gòu)體系的可靠度 Rs ≥ Rs Rs＊— 結(jié)構(gòu)體系的可靠性要求

美國軍用規(guī)范更新一覽表 年代

1938

代號(hào)

X-1803-A

名稱

應(yīng)力分析規(guī)范

說明

規(guī)定了各類飛機(jī)的 過載，規(guī)定了安全 系數(shù)為1.5

1957 1960

MIL-S-5700 MIL-A-8860A

有人駕駛飛機(jī)的 結(jié)構(gòu)規(guī)范 飛機(jī)強(qiáng)度與剛度 除強(qiáng)度剛度外還規(guī) 定了《可靠性要求， 重復(fù)載荷和疲勞》 增加了破損安

全和 安全裂紋擴(kuò)展的原 則性要求

1971.3

MIL-A-008866A

飛機(jī)強(qiáng)度與剛度/ 重復(fù)載荷和疲勞

表（續(xù)）

1971.3 MIL-A008867A MIL-STD1530 增加了損傷容限試 驗(yàn)和安全裂紋擴(kuò)展 的原則性要求 增加了裂紋分析和 損傷容限分析，相 應(yīng)的疲勞試驗(yàn)和損 傷容限試驗(yàn)等要求 同MIL-A-008866B MIL-A-008867B MIL-STD-1530結(jié)合 使用

地面試驗(yàn)

1972.9

飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱

1974.7

MIL-A-83444

飛機(jī)損傷容限要求

1975.8

MIL-A008866B

飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與剛度、 經(jīng)濟(jì)壽命取代安全 可靠性要求，重復(fù)載 壽命 荷和疲勞

表（續(xù)2）

耐久性試驗(yàn)和損 傷容限試驗(yàn)取代 疲勞試驗(yàn) 分散系數(shù)由4降 為2

1975.8

MIL-A-008867B

飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與 剛度、地面試驗(yàn)

1975.12

MIL-STD-1530B

去掉疲勞分析和 疲勞試驗(yàn) 突出損傷容限分 飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性 析和耐久性分析， 明確規(guī)定損傷容 大綱 限試驗(yàn)和耐久性 試驗(yàn)

1.4.2飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的 現(xiàn)代理論與先進(jìn)技術(shù) 現(xiàn)代設(shè)計(jì)理論包括結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)抗 疲勞設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)防斷裂設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)可靠性 設(shè)計(jì) 先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)主要包括計(jì)算機(jī)結(jié)構(gòu)輔助分 析(CAE)和計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)(CAD)

結(jié)構(gòu)有限元分析以及 在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中應(yīng)力和變形分析十分重要 它是分析和評估結(jié)構(gòu)承載能力、使用壽 命、可靠性和進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)的基礎(chǔ) 又是修改設(shè)計(jì)和制定試驗(yàn)方案的.依據(jù)。 特別對按疲勞、損傷容限設(shè)計(jì)的關(guān)鍵件， 其應(yīng)力和變形的分析精度要求更高，需 要有合適的模型和計(jì)算方法才能滿足要 求。 計(jì)算模型關(guān)系到分析結(jié)果的準(zhǔn)確性，而 計(jì)算方法則影響到分析結(jié)果的精確度

有限元法的基本概念 有限元法是求解復(fù)雜工程問題的一種近 似數(shù)值分析方法，其基本概念是將一個(gè)形狀 復(fù)雜的連續(xù)體(如整個(gè)結(jié)構(gòu))的求解區(qū)域離散 化，分解為有限個(gè)形狀簡單的子區(qū)域(單元), 即將一個(gè)連續(xù)體簡化為由若干個(gè)單元組成的 等效組合體。然后求得位移、應(yīng)力、應(yīng)變的 近似數(shù)值解。解的近似程度取決于所采用的 單元模型、數(shù)量以及對單元的插值函數(shù)。

建立模型主要有三個(gè)方面： ①抓住結(jié)構(gòu)的力學(xué)特征給以模型化，選取 合適的單元； ②載荷模擬； ③支承模擬，它在計(jì)算中反映為邊界條件， 是求解的重要基礎(chǔ)。

飛機(jī)有限元模型

結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法 有限元法雖然大大提高了應(yīng)力、應(yīng)變分析 的精度，但面對得到的大量計(jì)算結(jié)果，在 需要對結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行調(diào)整、修改時(shí)，往往 由設(shè)計(jì)人員憑直觀判斷、調(diào)整，“人為”的 因素很大，與設(shè)計(jì)人員本人的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)和 設(shè)計(jì)水平關(guān)系很大，很難取得滿意的結(jié)果， 而且由于設(shè)計(jì)過程周期長，效率低。 結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法通常從任意一組設(shè)計(jì)變 量的初始值開始，按一定的規(guī)律

，逐步趨 向優(yōu)化解。

(1) 將要調(diào)整確定的結(jié)構(gòu)參數(shù)，如桿元截面 積、板的厚度等尺寸，作為設(shè)計(jì)變量， 它可以有i個(gè)。 (2) 將結(jié)構(gòu)在外力作用下必須滿足的一系列 條件：如變形協(xié)調(diào)方程以及對強(qiáng)度、剛 度、壽命的限制作為約束條件。

(3) 將反映結(jié)構(gòu)最重要性能的指標(biāo)，如重量 最小或成本最低，作為目標(biāo)函數(shù)。優(yōu)化 設(shè)計(jì)即是在所要求的約束條件下，確定 出能滿足目標(biāo)函數(shù)的設(shè)計(jì)變量值。例如 最常見的結(jié)構(gòu)優(yōu)化問題，即在應(yīng)力、位 移和最小尺寸限約束下的結(jié)構(gòu)最小重量 設(shè)計(jì)，就可用以下數(shù)學(xué)公式表達(dá)： 目標(biāo)函數(shù)：minW=

求解有約束的優(yōu)化問題 (1) 數(shù)學(xué)規(guī)劃法。第一種方法可用解析法直 接求解。但由于結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)問題的復(fù)雜性， 一般不可能用解析方法處理。第二種是 用數(shù)值解，或稱迭代解，即根據(jù)當(dāng)前設(shè) 計(jì)方案提供的信息，按照某些規(guī)定的步 驟進(jìn)行搜索，一步一步逼近優(yōu)化點(diǎn)。

(2) 優(yōu)化準(zhǔn)則法。其要點(diǎn)是對規(guī)定的某類設(shè) 計(jì)條件建立起相應(yīng)的準(zhǔn)則和使這些準(zhǔn)則 能夠得到滿足的一組迭代式，按這組迭 代式修改設(shè)計(jì)，直到收斂。目前已導(dǎo)出 了應(yīng)力、位移、失穩(wěn)、屈曲等約束條件 下的結(jié)構(gòu)優(yōu)化準(zhǔn)則。滿應(yīng)力設(shè)計(jì)準(zhǔn)則是 解應(yīng)力約束優(yōu)化問題用得較多的一種最 直觀的優(yōu)化準(zhǔn)則。即認(rèn)為所有元件的設(shè) 計(jì)變量若滿足強(qiáng)度約束條件時(shí)，則重量 為最輕。

上述優(yōu)化方法應(yīng)用于確定構(gòu)件的截面尺寸 等比較成熟，但對于布局方案優(yōu)化尚不很 成熟。 正在發(fā)展的優(yōu)化方法還有遺傳算法和神經(jīng) 網(wǎng)絡(luò)法 多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì) 結(jié)構(gòu)模糊優(yōu)化設(shè)計(jì) 多學(xué)科優(yōu)化

計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)

1.5 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的內(nèi)容與方法

結(jié)構(gòu)——指受力結(jié)構(gòu)。由幾個(gè)或幾千個(gè)零 件結(jié)合在一起所構(gòu)成，能承受規(guī)定的載荷， 滿足規(guī)定的強(qiáng)度、剛度、壽命、可靠性要 求。 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)——主要指機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。 機(jī)體結(jié)構(gòu)包含機(jī)翼結(jié)構(gòu)、尾翼結(jié)構(gòu)、機(jī)身 結(jié)構(gòu)、發(fā)動(dòng)機(jī)艙結(jié)構(gòu)、起落架結(jié)構(gòu)等。

1.5.1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的基本內(nèi)容 1.主要是機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，主要內(nèi)容有： 部件結(jié)構(gòu)打樣設(shè)計(jì)（畫出部件打樣圖）； 組件打樣設(shè)計(jì)（畫出組件打樣圖）； 零構(gòu)件設(shè)計(jì)（畫出零構(gòu)件圖紙）； 組件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)（畫出組件裝配圖）； 部件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)（畫出部件裝配圖）。

2.飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過程

了解飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的原始條件 試驗(yàn)、計(jì)算 確定載荷 選定結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案 各部件的安全系數(shù) 1.經(jīng)驗(yàn) 2.原準(zhǔn)機(jī) 3.理論分析 1.粗略計(jì)算 2.經(jīng)驗(yàn) 3.原準(zhǔn)機(jī) 細(xì)節(jié)設(shè)計(jì) 4.先進(jìn)設(shè)計(jì)方法：疲勞、優(yōu)化 可靠性、CAD 畫打樣圖 強(qiáng)度校核 生產(chǎn)圖紙和技術(shù)文件 CAD技術(shù) 1.試驗(yàn) 2.分析（FEM）

1.5.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的方法 定性設(shè)計(jì) 定性分析＋粗略估算＋強(qiáng)度校核 定

量設(shè)計(jì) 定性選取結(jié)構(gòu)方案，精確計(jì)算元 件尺寸 智能設(shè)計(jì) 采用CAD和CAM技術(shù)進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

定性設(shè)計(jì) 根據(jù)所設(shè)計(jì)對象的具體要求、條件，結(jié)合 已有經(jīng)驗(yàn)與設(shè)計(jì)原理、知識(shí)進(jìn)行定性分析， 選出合理的設(shè)計(jì)方案； 粗略估算 強(qiáng)度校核 結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的粗略估算方法主要是工程梁理 論，元件的估算方法主要是材料力學(xué)。

定量設(shè)計(jì)

工程梁理論，就不能再應(yīng)用于三角機(jī)翼、 小展弦比的結(jié)構(gòu) 結(jié)構(gòu)有限元素法

智能設(shè)計(jì) 有限元作應(yīng)力和位移的分析不能確定結(jié)構(gòu) 的元件尺寸而使結(jié)構(gòu)獲得最優(yōu)解 結(jié)構(gòu)有限元分析、結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)疲 勞壽命分析、結(jié)構(gòu)損傷容限分析、結(jié)構(gòu)可 靠性分析 結(jié)構(gòu)智能設(shè)計(jì)尚處于初級(jí)階段

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