搜索
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。②思想：承认结构在使用前就带有初始缺陷，但必须把这些缺陷在规定的维修使用期限内的增长控制在一定范围内，使结构满足规定的剩余强度要求，以保证飞机的安全性和可靠性。③适用范围：缓慢裂纹扩展结构或破损安全结构，或者是这两种类型的结合。破损安全结构又分为破损安全多路传力结构和破损安全止裂结构。3）耐久性设计①概念：飞机在规定的经济寿命期间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外来物偶然损伤作用的一种固有能力。②基本要求：a.飞机结构经济寿命必须超过设计使用寿命；b.在低于一个设计使用寿命期内不允许出现功能性损伤；c.飞机经济寿命必须通过分析和试验验证。4.飞机机体站位编号和飞机机体区域划分1)机体站位编号①沿机身纵向各点的站位编号是此点到基准面的水平距离的英寸数。基准面是飞机型号合格证数据单给定的假想垂直面，它的机身站位编号为零。位于基准面之前各站点的机身站位编号为负值，位于基准面之后各点机身站位编号为正值。②机翼站位是以机身中心线为基准进行编号。机身中心线是站位编号为零的纵剖线（BL）。机翼站位编号是以机身中心线为基准向左右测量的距离英寸数。③水线是为了确定机体结构部件垂直方位位置而设立的一条水平参考线。起落架、垂尾等部件上的一些站位编号可以用这些部件上的点到水线垂直的距离英寸数来表示（WL）。④纵剖线（BL）机身中心线是编号为零的纵剖线，由中心线向左（或右）一定距离英寸数的位置则是站位编号为此距离英寸数的纵剖线。水平安定面和升降舵的站位编号可以用所在纵剖线编号表示。2)机体区域划分先将机体进行大范围划分，划分得出的每个区域称为主区；每个主区再进一步划分成较小的区域，每个区域称为分区；再将分区进一步划分成更小的区域。机体区域编号用三个数字表示，第一个数字表示主区编号，第二个数字表示分区编号，最后一位数字表示区域编号。1.2飞机结构1.固定翼飞机的机体结构由机身、机翼、尾翼、发动机吊舱、起落架、操纵系统和其他系统的受力结构组成。2..对飞机结构的基本要求1）强度和刚度要求；2）气动性能要求；3）耐久性和可靠性要求；4）重量要求尽可能轻；5）使用维护要求：结构布局合理，增加开敞性和可达性；6）工艺和经济要求。3.机身结构1）机身结构主要构件机身属于薄壁结构，由一些受力构件组成受力骨架，外面再蒙以蒙皮而形成。这些受力构件分为①雏形件：如普通框、蒙皮等：②承力件：如加强框、桁梁等。机身结构形式的发展经历了雏形件与承力件分开到逐渐合并的过程。2）机身结构形式①构架式：制造简单、方便；但气动外形不理想，抗扭刚度差，生存力差。②半硬壳式a.桁梁式机身：强而有力的桁梁成为承受弯矩的主要构件，而桁条较弱；蒙皮较薄，除承受气动载荷外，还要以剪切形式承受剪切力和扭矩。特点：构造简单，机身上易实现开口，结构对接也容易实现；但结构重量较大，而且抗扭刚度较小，适合于小型飞机，或机身上开口较多的飞机。b.桁条式机身：纵向没有桁梁，全部是较强、布置较密的桁条。蒙皮较厚，桁条于蒙皮铆接成壁板，成为承受弯矩的重要构件。特点：充分发挥了桁条和蒙皮的承载能力，使结构重量减轻；机身抗扭刚度高，生存力强；但构造较复杂，结构对接困难，也不易在机身上开口。比较适合高速飞机。③硬壳式采用框架、隔框、蒙皮形成机身的外形，蒙皮承受主要的应力。由于没有纵向加强件，因而蒙皮必须足够强，以维持机身的刚性。3）现代飞机机身的结构形式主要是半硬壳式。机身较多采用了桁梁式和桁条式组成的混合式结构。一般在前机身采用桁梁式；而机身中后段采用桁条式。4.机翼构造1）机翼主要功用：a.提供升力；b.安装飞机起飞、着陆时所必须的増升装置和飞机进行横向操纵的操纵面；c.安装发动机、起落架等部件，内部装有燃油及其他设备。2）机翼结构组成3）机翼结构形式发展的不同阶段发展时期构型特点优点缺点桁架式机翼桁架承受总体载荷；蒙皮构成起气动外形，承受局部气动载荷。构造简单，重量轻，成本低。扭转刚度太低，生存性能差；只适用于低速飞机。桁梁式机翼翼梁承受总体弯矩；蒙皮承受扭矩；桁条与蒙皮共同承受局部气动载荷。机翼上便于开口；机翼与机身连接简单。生存力较差。蒙皮薄，不能保证局部刚度和扭转刚度。单块式机翼翼梁缘条，长桁和蒙皮组成的机翼上下壁板一起承担总体弯矩。蒙皮厚，局部刚度和扭转刚度较大，受力构件分散，生存力较强机翼不便开口，机翼和机身连接较复杂；适用于高速飞机。第2章飞行操纵系统2.1操纵系统概述1.飞行操纵系统定义飞行操纵系统可分为三个环节，即：中央操纵机构，用于产生操纵指令，包括手操纵机构和脚操纵机构；传动机构，用于传递操纵指令；驱动机构，用于驱动舵面运动。2.飞行操纵系统分类按操纵信号来源划分人工飞行操纵系统和自动飞行操纵系统按信号传递方式划分机械操纵系统和电传操纵系统按舵面驱动方式划分无助力操纵系统和助力操纵系统另外，根据舵面类型不同，操纵系统还可分为主操纵系统和辅助操纵系统。主操纵系统包括副翼操纵、升降舵操纵和方向舵操纵，辅助操纵系统包括增升装置、扰流板操纵和水平安定面操纵。3.中央操纵机构飞机主操作系统是由中央操纵机构和传动系统两大部分组成。中央操纵机构由手操纵机构和脚操纵机构所组成。1）手操纵机构类型优点缺点驾驶杆式构造简单，方便与油门一同控制操纵副翼不方便驾驶盘式操纵副翼方便，操纵舵面不会干扰构造复杂，操纵副翼反应过慢前者多用于机动性较好而操纵时费力较小（或装有助力器）的飞机；后者舵用于操纵时费力较大而机动性要求较低的中型和大型飞机。2）脚操纵机构类型特点适用范围脚蹬平放式为了取得较大的操纵力臂，两脚蹬间的距离较大多与驾驶杆式手操纵机构组合脚蹬立放式通过增长与脚蹬连接的摇臂来获得足够的操纵力臂，两脚蹬之间距离可以较小多与驾驶盘式手操纵机构组合脚蹬操纵机构除基本设备外还主要有：脚蹬前后位置调整设备、脚蹬的限动装置和舵面限动装置。为了防止可能因错误调整或错误装配而使舵面的偏转角超过规定值，在舵面附近应有限动装置。4.传动机构传动机构的作用是将操纵机构的信号传送到舵面或助力器。下面简述一下机械传动机构。1）软式传动机构①钢索，只能承受拉力，不能承受压力。因此，在软式传动机构中，用两根钢索构成回路，以保证舵面能在两个相反的方向偏转。由于弹性间隙影响操纵的灵敏性，钢索在装配时都是预先拉紧。②滑轮和扇形轮a.滑轮通常用酚醛树脂（胶木）或硬铝制成，它用来支持钢索和改变钢索的运动方向。为了减小摩擦，在支点处装有滚珠轴承。b.扇形轮也叫扇形摇臂，除了具有滑轮的作用外，还可以改变力的大小。扇形轮多用硬铝制成，在支点处也装有滚珠轴承。③松紧螺套，用来调整钢索的预加张力。两个带相反螺纹的钢索螺杆头式接头和一个两端带相反内螺纹的螺套组成。在螺套左螺纹的一端外部，可有一道槽或滚花。转动螺套即可使两根螺杆同时缩进或伸出，使钢索绷紧或放松。④钢索张力补偿器，其功用是保持钢索的正确张力。2）硬式传动机构①传动杆，压杆时发生失稳现象就意味着杆已损坏。②摇臂，通常由铝合金材料制成，在与传动杆和支座的连接处都装有轴承。摇臂按臂数可分为单摇臂、双摇臂和复合摇臂三类。摇臂主要作用：支持传动杆；放大和缩小力；放大和缩小传动杆的位移；放大和缩小传动杆的运动速度；改变传动杆运动方向；实现差动操纵。③导向滑轮，由三个或四个滑轮及其支架所组成。它的功用是：提高传动杆受压时的杆轴临界应力，使传动杆不至于过早的失去总稳定性，并且可以增大传动杆的固有频率防止传动杆发生共振。5.操作系统的传动系数1）传动系数的定义传动系数K是指舵偏角与杆位移X的比值：KX（2-1）驾驶杆输入的功等于克服铰链力矩使舵面偏转的功，即jFXM（2-2）由此可得传动系数的另一个表达式：jFKM（2-3）2）传动系数的含义根据式（2-1），传动系数表示单位干位移对应的舵偏角的大小。传动系数越大，飞机操纵灵敏性越好；传动系数越小，飞机操纵灵敏性越差。而根据式（2-3），传动系数又表示克服单位的铰链力矩所需杆力的大小，即传动系数越大，操纵飞机费力；传动系数小，操纵飞机省力。6.舵面驱动装置解决舵面铰链力矩过大的有效措施是安装液压驱动装置或电动驱动装置。1）液压驱动液压助力器是一种以液压作为工作能源的执行操纵指令的机械液压位置伺服功率放大装置，助力器输出的机械位移，与输入指令的机械位移量成正比。一般由液压放大器、执行元件和比较机构组成。①液压放大器是一种功率放大作用的元件②液压执行元件是液压作动筒，其主要作用是在液压压力作用下，输出机械功。③比较机构是将操纵指令和输出的反馈量进行比较，经液压放大器，控制执行元件，使执行元件的位移量满足操纵指令的要求。④典型的液压助力器他的基本组成部分为外筒、传动活塞和配油柱塞。助力器的外筒固定在飞机上，传动活塞可以在外筒内左右移动，活塞装有联通活门，右端活塞杆的接头与通向舵面的传动机构相连；配油柱塞插在传动活塞内，它的左端有接头，与通向驾驶杆的传动机构相连。操纵驾驶杆时，配油柱塞可以在传动活塞内左右活动，其活动范围有限动片在限动架内的游动间隙s决定。⑤载荷感觉器载荷感觉器的类型有：气压、液压和弹簧等载荷机构，前两者是按动压来调节载荷机构的载荷梯度。其中弹簧载荷机构的外筒固定在机体上，活动杆连接在操纵系统摇臂上。当驾驶杆前后运动时，一方面通过助力器去操纵舵面；另一方面带动载荷感觉器的活动杆向一边移动，是感觉载荷器的一个弹簧受到压缩。弹簧受压缩时，其张力反过来传到驾驶杆上，就使驾驶员有力的感觉。驾驶杆偏离中立位置的行程越大，弹簧压缩的越多，杆力也就越大。当驾驶员松杆飞行时，载荷感觉器还可以是驾驶杆保持在中立位置。⑥调整片效应机构采用无回力的助力操纵系统后，驾驶杆力不是来自操纵面，而是来自载荷感觉器。载荷感觉器的弹簧组被压缩时才有杆力。配平装置就是在驾驶杆位移不变的情况下使杆力为零。由于它和配平调整片有同样的效应，故称为调整片效应机构。它实质上是一个可以双向转动的电动机，它的外壳固定在机体上，活动杆通过摇臂与载荷感觉器的外筒相连，如下图所示。配平装置由