直升机结构与系统-第5章

第05章机身结构《直升机结构与系统》第五章机身结构5.1结构适航性设计要求概述直升机结构的设计要满足各种适航标准，包括在飞行和地面所受的载荷、空气动力学的要求和有效携带各种商载的需要。更为重要的是安全方面的考虑。直升机的形状和布局是根据它的操作类别和工作环境所决定的，所以直升机的外形、大小和配置千差万别，但总体构型是基本相同的。《直升机结构与系统》第五章机身结构直升机受到的外载荷来自空中（以受紊流影响或在做机动飞行时）和地面（在滑行、起飞、着陆和地面维护时）。直升机结构必须具备足够的强度，以承受各种载荷，包括在正常飞行时极端条件下的重载荷。结构必须能够承受超出它的重量多倍的力，因此，设计者必须考虑满足适航标准的结构强度要求。直升机结构要能够承担极限载荷而没有永久变形。另外，在极限范围内的受载变形不能影响直升机的安全飞行。对于每一个极端载荷条件下，必须通过静、动态测试或结构分析等方法对结构强度和变形的大小进行测试和验证。直升机在设计和取证时给出了一个特定飞行时的最大重量，这个重量称为最起飞重量。直升机的装载必须使起飞重量小于规定的最大起飞重量，否则结构将承担超出其设计能力的载荷，影响直升机的结构安全。直升机结构设计思想安全寿命设计思想所谓安全寿命设计是要求直升机结构在一定阶段内不发生疲劳破坏。这种设计思想是以结构无初始缺陷假设为基础的，事实上，即使在严格的质量控制条件下，在结构中总有可能出现未被发现的初始缺陷或裂纹。如果这些裂纹得不到控制而进一步扩展，就会造成结构失效。《直升机结构与系统》第五章机身结构破损安全设计思想破损安全是指结构构件破坏之后，它所承担的载荷可以由其他残余结构继续承担，以防止航空器的破坏，或航空器刚度降低过多而影响航空器的正常使用。因此这种设计思想允许航空器结构有破损，但必须保证航空器的安全。损伤容限损伤容限的概念是承认结构中存在一定程度的未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤。通过损伤容限特性分析与试验，对可检结构给出检修周期，对不可检结构给出最大允许初始损伤，以保证结构在给定的使用寿命期限内不会发生因为未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤扩展而引起灾难性的破坏事故。损伤容限的概念要求裂纹在日常检查中能被发现且裂纹的生长率很低，检查周期可以进行调整。•确定检查周期的原则是如果一个可检裂纹在一次检查中错过，裂纹发展到下一次检查时仍不失效。•最小可检裂纹长度由厂家来给出，并且在直升机取得适航证时得到局方认可。《直升机结构与系统》第五章机身结构《直升机结构与系统》第五章机身结构耐久性设计耐久性的含义是指在规定的时间内，航空器结构抵抗疲劳开裂、磨损、腐蚀及外来物损伤的能力。耐久性设计思想的基本要求是航空器结构应具有大于一个设计使用寿命的经济寿命。所谓经济寿命是指结构出现大范围的裂纹，以至于如果要修理则不经济，不修理又会影响使用功能的结构寿命。在航空器结构设计时，总是首先确保结构满足静强度设计和刚度设计要求，同时还要使航空器结构满足抗疲劳设计要求，使它具有高寿命、高可靠性和低维修费用的特点。损伤容限设计是保证航空器结构的安全性和可靠性，确定航空器结构可允许的最大损伤尺寸；耐久性设计则是使航空器具有良好的经济维修性，可以确定航空器结构的经济使用寿命。应力集中应力集中是指横截面的突变而引起材料应力发生变化（见图5—4）在一个部件上，应力集中发生的地方是裂痕开槽、裂纹、切口，甚至是紧固件的孔等。解决方法是避免横截面突变，采用圆倒角和过渡角，并精心安排孔的位置。《直升机结构与系统》第五章机身结构对结构来说，这种应力集中效应可能会出现在结构件的末端。如果一个桁条末端突然截止的话，它所传递的力在局部会造成应力集中。为了防止这种情况，可以将桁条设计成楔形，使应力逐渐传到周围的地方，或使用端头连接来传力。在机身开口处，如窗户和舱门，使用额外的加强框来吸收蒙皮和桁条传来的应力及从门铰和止动上传来的力。《直升机结构与系统》第五章机身结构直升机结构的分类根据结构的功能和失效后果的不同，每一主要部分所包含的结构又分为主要结构和次要结构。主要结构——在空中、起飞或着陆时，结构部件的失效会直接导致：结构塌损、动力损失、系统或部件的故障或失效会严重影响直升机的安全和操纵，这样的结构称为主要结构，如图5—5所示。一般直升机结构主要由两部分构成：前机身结构和尾部结构，还有整流罩和包皮等。《直升机结构与系统》第五章机身结构次要结构——是指主要结构以外的其他结构，与主要结构的描述相同，但安全裕度允许结构有明显的降低，如驾驶舱地板、仪表板、客舱地板、电气安装架和脚踏板等。机身和发动机整流罩——用于保证直升机的气动性能。5.2直升机区域和站位识别系统直升机结构分区大型飞机的分区是按照美国航空运输协会（ATA）的规定划分的。一个区是由3位数字来识别，我们把飞机结构分成主区、从区和细区。整个飞机结构可以划成特定区域，利于识别所需要检查、维护和修理的区域。对于直升机的分区，因其简单的机身结构布局和大小，并不严格按照上述规定进行划分。现阶段的工业标准是对直升机区域直接命名，而不采用较复杂的数字系统。直升机厂家在其提供的维护手册和维护大纲中标出直升机的区块，并以反映该区块的传统名字直接命名。图5—6所示为一架S—76直升机的分区示意图，不同颜色和标记代表不同的区域。区号可以进入计算机化的维护记录系统来简化记录的处理。通过参考手册上的分区号，机务人员很容易定位所需实施维护工作的区域。《直升机结构与系统》第五章机身结构直升机站位识别系统为精确定位直升机上的某个位置，需要使用一种类似地图上的网格坐标的系统。直升机上任何一个点可以通过测量距横轴、立轴和纵轴的相对垂直位置来定位。机身站位（STATION）沿机身纵轴方向的距离称为站位，它们的数字代表距一个固定参考点的距离，用于水平方向定位。常用单位是英寸（in）或厘米（cm），直升机一般使用毫米（mm）。参考点通常在机头或在机头前方的空间点。在参考点之后的站位号为正值，参考点之前的站位号为负值。机身框架只需要一个站位号就够了，但小零件或位置则需要在垂直方向和横侧方向定位。图5—7所示为一架直升机的站位。《直升机结构与系统》第五章机身结构水位线（WATERLINE）水位线是指沿机身立轴方向上的距离，用于垂直方向定位。参考点是机身上某一合适的部件，如客舱地板或直升机停放的地面。水位线的测量值在参考点以上为正值，以下为负值。中心线（BUTTLINE，注：直译为“纵剖线”）中心线是指与穿过纵轴线的垂直平面的左或右的距离，用于横侧方向定位。用“LBL”或“RBL”表示中心线对大型宽体飞机或小型飞机的机翼定位非常有用。5.3直升机结构应力应变直升机结构的基本变形直升机结构在各种力的综合作用下主要承受有5种基本变形（见图5—8）：•受拉变形、受压变形、弯曲变形、受剪变形和扭转变形《直升机结构与系统》第五章机身结构受拉变形：拉伸载荷通常使一个部件被拉伸而发生变形，承载件通常称为拉杆。受压变形：压缩载荷通常使一个部件受压缩而发生变形，•当一个部件受压时，它有变弯的趋势，最大压应力存在于变弯的外侧和内侧，外侧是拉伸，内侧是受压。•薄的构件在压力作用下变弯或皱折，良好的设计可使很轻的管能承受很大的载荷。弯曲变形：一个载荷以一个角度作用于一部件上，使它弯曲而发生变形。•这样的部件通常就是梁，典型的工字梁的压缩和拉伸载荷由上下冠部来承担。中间部分叫做腹板，承载剪切载荷。它的厚度通常很薄，因为冠部可以防止它变皱。受剪变形：剪切是指在力的作用下相邻层间的滑动趋势。•对于铆接或螺栓连接的两块板，分别在两端施加拉伸力，试图将二者分开，在铆钉或螺栓上所承受的力就是剪切力。而材料因此产生的变形叫受剪变形。扭转变形：扭转力是指拉伸力与压力的组合，拉伸力与压力的方向相对于外力为45°，二者之间相互为90°。•材料在扭转力作用下发生的变形叫扭转变形。《直升机结构与系统》第五章机身结构疲劳疲劳的概念疲劳载荷：交变载荷（方向交变与大小交变）疲劳损伤与疲劳断裂疲劳的定义：“这种在远低于极限载荷的外力循环作用下而导致断裂的现象称为疲劳”即是说“在疲劳载荷作用下发生疲劳断裂的现象成为疲劳”。发生疲劳的过程和后果疲劳损伤的形式：（1）腐蚀疲劳。因材料表面腐蚀向内发展而加速疲劳，导致材料强度劣化。（2）磨损疲劳。小幅度的摩擦运动引起的。（3）热疲劳。因温度变化引起的材料膨胀和收缩而产生的疲劳。（4）声疲劳。声波振动引起的高频应力波动而产生的疲劳。疲劳试验疲劳试验取材于从直升机生产线上取下的结构件，使它承担在使用中可能遭受的各种应力和载荷，对材料进行连续试验，相当于在很短的时间内遭受几千飞行小时疲劳载荷作用。《直升机结构与系统》第五章机身结构5.4排放通风系统安装和防雷击排放概述为了防止水和其他液体沉积在结构内而成为火警和腐蚀源，在直升机结构内必须铺设内外排放管道。直升机排放可以分两个区域：①内部排放；②外部排放。外部排放孔位于机身和尾部的外表面，用于将液体排放到机外。在直升机结构内，通过管路将要排放的液、气体引到排放孔处。典型的例子是在桁条处打孔，让液体向下流到底舱。电瓶舱通常是封闭的，因此需要通风，防止腐蚀性气体进入直升机结构内；同时必须有一个能将溅出来的电解液安全地排放到机外的系统。一般用于铝/酸电瓶的部件是塑料的，用于碱性电池的部件是不锈钢的。排放口一般都从机体突出一定的长度，防止排放物在飞行中影响直升机的蒙皮。《直升机结构与系统》第五章机身结构直升机机身排放在许多直升机上，发动机、传动系统和液压系统均装在驾驶舱和客舱顶上。为了防止泄漏的液体，如燃油、滑油、液压油和水进入机舱内，需要安装排放系统。液体可以从液压油箱底盘、液压放油连接处、燃烧室机匣放油活门处直接收集，引到机身下部排放。在主减速器和发动机安装平台上，也有接盘或沟槽来收集液体，再通过导管引到机身下部排放口。有的直升机装有集液箱或排放箱，将废油液体收集到排放箱内，待飞机落地后在地面进行处置。一般在机身底部也有排放口，使得从驾驶舱、客舱向下漏的液体、燃油箱漏油等从腹部排放掉。《直升机结构与系统》第五章机身结构通风要求通风系统通风系统包括：电子电气设备、电瓶、驾驶舱、客舱和货舱等。在机舱和电子电气舱的电子设备要通过设备冷却系统来冷却，冷却介质以气体为主。烟雾探测器可以安置在排放气流中探测烟雾。在机身蒙皮的文氏管将电瓶周围的空气吸到机身外。直升机的通风客舱和机组舱都需要通风，保持空气流通，补充新鲜空气，排除有害气体。驾驶舱和客舱通风通常与加温系统相连接，但可以隔离加温只进行通风，也就是可以单独靠引人外界新鲜空气进行通风。•通风系统在每个乘客头顶装有出风口。•两个电动排气扇将客舱废气排出机外。•在加温通风系统内的热区，管路使用不锈钢管；常温区使用铝合金、橡胶和复合材料。发动机舱也需要通风，以便发动机舱降温和排掉可能的易燃气体《直升机结构与系统》第五章机身结构发动机舱的冷却和通风通过引气流方式，如图5—11所示，发机和尾喷的排气根据文氏管效应，将发动机舱内的热气排出机外。系统安装无线电设备托架和存放各种无线电设备和部件安装在专门的部位，厂家设计了各种隔罩、排放设备、托架、托板等，使得无线电设备的拆装简单化。但无线电设备区块易产生热量，需要冷却气体来保持可接受的温度。冷却风扇驱动气流给无线电设备降温，使热气排出机外。《直升机结构与系统》第五章机身结构防雷击为了防止在机身各部件存在电位差，要在各部件间建立一个低阻值的内连网络，这就叫做搭铁。这个低阻值的回路作为电路的接地。搭铁也可以减少雷击对直升机的影响。防止雷击的搭铁系统的组件是主导电体。其他的搭铁是次导电体。主导电体由铜材料制造。如果是传递全部电流的话，其横截面必须大于6mm2。搭铁可以由很多方法实现：金属件主要以连接件的导电性来接地，一些部件需要除掉漆来保