第三章运输类飞机适航标准(2)

民用航空器的适航管理第三章运输类飞机适航标准（CCAR25）3.4飞机的强度、刚度飞机的强度与刚度，通过统一的载荷和强度、刚度计算方法，来保证飞行安全。变形、应力、应变载荷：机动载荷、突风载荷、主要部件载荷、地面载荷疲劳强度,结构的损伤容限和疲劳评定高能转动部件的包容量和离散源损伤容限余度设计3.4.1变形、应力与应变1.变形弹性变形、永久变形五种变形形式：拉(tension)、压(compression)、弯(bending)、扭(torsion)、剪(shear)2.应力：单位面积上的内力（内力为物质抵抗变形的能力）五种应力3.应变：因应力造成的结构变形体积应变、线应变4.载荷：飞机的外载荷是指飞机在起飞、飞行、着陆和地面滑行等使用过程中，作用在机体各部分上的气动力、重力和地面反力等外力的合称。使用载荷/限制载荷：结构能承受，不允许产生有害的永久变形，弹性变形在一定限度内（变形不得妨碍安全运行）飞行中可能出现飞机的过载略大于最大使用过载，为保证安全，出现这种情况，飞机结构也不能破坏而造成飞行事故。FPll结构应具有一定的承载余量：设计载荷/极限载荷极限载荷/设计载荷=限制载荷/使用载荷×安全系数安全系数确定：足够的强度刚度、结构不过重安全系数的大小（25部规定取1.5）使飞机主要受力结构在破坏载荷作用下刚开始破坏或接近破坏。注：有关疲劳、热、颤振、振动等因素，有专门计算载荷的规定，而不是用放大安全系数的方法来解决。强度的要求用限制载荷（服役中预期的最大载荷）和极限载荷（限制载荷乘以规定的安全系数）来规定。除非另有说明，所规定的载荷均为限制载荷。3.4.2载荷载荷要考虑全面可能的情况：高度范围内的每一临界高度；每一重量；对于每一要求的高度和重量，使用限制内可调配载重的任何实际分布。过载（载荷系数）除重力外，作用在飞机上的某方向上所有外力之合力与当时飞机重量之比值，叫载荷系数。载荷系数可正可负，除重力外的总合力在该方向上的分量与飞机坐标轴正方向相同的为正，反之为负。其中：P为推力；W为机重；L、D、Z分别为升力、阻力、侧向力。WDPnxWLnyWZnz由于机动飞行或飞行中遇到突风时，Y方向的过载往往很大，且ny对飞机结构的损伤也最严重，而X方向除飞行加速或制动减速瞬时过载较大以外，其他情况都很小。Z轴方向除飞机侧滑受侧风有点影响外，其它情况很少产生侧向过载。所以我们将着重讨论Y方向的过载。飞机的外载荷按使用情况不同，分为两类：飞行时的外载荷；起飞、着陆时的外载荷。下表列出了飞机承受的主要载荷类型气动载荷机动突风操纵面偏转部件干扰起飞、滑行载荷弹射中断起飞颠簸转弯着陆载荷着陆撞击回弹侧偏运动单轮着地动力装置载荷推力扭矩陀螺力矩振动进气道压力惯性载荷加速滚转振动颤振其他载荷牵引顶起增压鸟撞坠撞这些类型的载荷可以是静载荷、动载荷、疲劳载荷和温度载荷，它们均必须在设计中予以考虑。1.飞行机动载荷匀速平飞时：ny=1垂直平面内机动飞行受载情况飞机由俯冲拉起时)(cos2grvGYgrvny2cos飞机由平飞推杆进入下滑时，rvgGGY2cosgrvGYny2cos水平平面内机动飞行受载情况飞机水平转弯时，GYcoscos1GYny飞行机动包线机动载荷的限制：ny=L/W是机动性好坏的指标，要受到两方面的限制：a.气动力限制在较小速度下飞行时，飞机能达到的过载受CL限制。对给定的V，为增大过载，可增大升力系数，但CL的增加是有限制的，当迎角达到临界迎角时，升力系数也达到最大。负迎角的情况也这样，所以升力系数只能在CLmax和CLmin之间变化。（负过载时的CLmin是正过载的CLmax的0.7倍）假设飞机以正临界迎角飞行，CL=CLmax，SvCWSvCWnELLy20max2maxmax211211b.结构限制载荷飞机设计时，要先确定最大重量、要求的过载（由飞机的预定的使用目的决定：机动性能、飞行员生理限制、突风）。对于民用运输机，CCAR25规定正的限制机动载荷系数在直到VD速度内，不得小于[2.1+24000/(W+10000)]，且不得小于2.5，但不必大于3.8。（W为设计最大起飞重量）当W≥50kLb时，[2.1+24000/(W+10000)]≤2.5，所以民航机设计时，Ny取2.5。负的过载在直到VC速度内，不得小于-1.0，在VC—VD范围内，可线性减小到0。光洁外形-1.0≤ny≤2.5襟、缝翼伸出状态0≤ny≤2.0飞行载荷因子限制反映了允许的飞机机动能力范围，在此范围内，不会造成机体结构损坏和不允许的变形，n=2.5对应于飞机作66.4度侧倾的机动飞行。特征速度VA：设计机动速度。按此速度设计舵面积和操纵机构，使得在舵面全偏转时，刚好能产生ny=2.5VC：设计巡航速度。飞机设计部门选定的一个速度，VC应充分大于VB（以应付严重大气紊流使V增大），如无更合理的理由，VC≥VB+43节，但不必大于由MCT所确定的最大平飞速度。VB：对应最大阵风强度的设计速度。VD：设计俯冲速度。VD应选择足够大，使得在偏离巡航状态加速后所达到的速度不超过VD，VD应选得VC≯0.8VDVD应大于下列二者中大的一个·飞机以VC正常巡航，沿下滑角7.5度飞行20秒，以ny=1.5拉起，在这个过程中所能达到的最大速度。·MD－MC0.05VD、VC最小余量必须足以应付大气条件的变化，及仪表误差。2.飞行突风载荷垂直阵风的影响---使迎角变化---CL增大或减小FAR25中对所要考虑的阵风规定如下（注：此处阵风速度为当量速度）在速度VB时，在20000英尺以下，垂直阵风66fps在20000-50000英尺，线性减至38fps在速度VC时，在20000英尺以下，垂直阵风50fps在20000-50000英尺，线性减至25fps在速度VD时，在20000英尺以下，垂直阵风25fps在20000-50000英尺，线性减至12.5fpsLLLCCCWSCVSVCCWnLEELLy2121)(120201688.1EdeVu)/(4981688.12120SWuVCVuWSCVndeELEdeLEy引入阵风缓和因子Kg)/(4981SWuVCKndeELgygggK3.588.0gCcSWLg)/(2飞机质量比突风载荷包线又称突风包线，是指突风引起的飞机法向过载与飞行速度形成的关系包线。突风的出现会增大飞行载荷和载荷因子，考虑到实际飞行中可能遇到的突风，给出突风载荷包线作为飞机强度设计的载荷依据之一。3.主要部件载荷操纵面、操纵系统载荷必须考虑各种飞行情况（机动、突风）及地面突风（操纵系统止动器、操纵系统锁及支撑件设计用）情况产生的限制载荷进行设计，并考虑下列要求：平行于铰链线的载荷操纵面及支撑铰链架必须按平行于铰链线作用的惯性载荷进行设计；飞行员作用力限制纵向、横向、航向和阻力操纵系统及其支承结构，必须按相应于操纵面铰链力矩的125%的载荷进行设计。系统限制载荷，除地面突风所引起的载荷外，不必超过一名（或两名）驾驶员和自动的或带动力的装置操作操纵系统时所能产生的载荷。系统限制载荷不得小于施加规定的最小作用力所产生的载荷。配平调整片的影响；只有在操纵面载荷受到驾驶员最大作用力限制时才必须计入。在这些情况下，认为配平调整片朝帮助驾驶员的方向偏转。非对称载荷；平尾及其支承结构，必须按各种规定的飞行情况同由偏航和滑流效应所产生的非对称载荷的组合进行设计。外侧垂直安定面。当垂直安定面安装在平尾外侧时，平尾必须按最大的平尾载荷同由端板效应在垂尾上引起的相应载荷的组合进行设计。这些端板效应不必同其它垂尾载荷相组合。当平尾将外侧垂直安定面分成上、下两部分时，要考虑非对称载荷。增压舱载荷飞机结构必须有足够的强度来承受飞行载荷和由零到释压活门最大调定值的压差载荷的组合作用。必须计及在飞行中的外部压力分布以及应力集中和疲劳影响。如允许机舱带压差着陆，则着陆载荷必须和由零到着陆期间所允许的最大压差载荷相结合。增压舱内部或外部的任何结构、组件或零件，如因其破坏而可能妨碍安全飞行和着陆时，则必须设计成能够承受在任何使用高度由于以下每一情况使任何舱室出现孔洞而引起的压力突降：发动机碎裂后发动机的一部分穿通了增压舱；不超过1.86平米的孔洞。载人增压舱内的隔框、地板和隔板必须采取合理的设计预防措施，以尽量减小由于零件的脱落而伤害座位上乘员的概率。飞机结构必须有足够的强度来承受下述压差载荷，该载荷为相应于释压活门最大调定值的压差载荷的1.33倍，并略去其它载荷。发动机扭矩和发动机架的侧向载荷发动机架及其支承结构必须设计成能承受下列每一种载荷：由于故障或结构损坏（例如压气机卡住）造成发动机突然停车所产生的发动机限制扭矩载荷；发动机最大加速所产生的发动机限制扭矩载荷。发动机架及其支承结构必须按横向限制载荷系数（作为作用在发动机架上的侧向载荷）进行设计，此系数至少等于由偏航情况得到的最大载荷系数，但不小于1.33，也不得小于情况A限制载荷系数的1/3。增升装置机动过载2.0正、负突风7.6米/秒（25英尺/秒）4.地面载荷目的：起落架及相关构件设计着陆情况：水平着陆、尾沉、侧向着陆、单轮着陆、回跳计算条件（垂直载荷）设计最大着陆重量时，下沉速度为3.05米/秒（10英尺/秒）设计最大起飞重量时，下沉速度为1.83米/秒（6英尺/秒）在整个着陆撞击过程中，飞机升力不超过飞机重量，并作用于飞机重心。（一般可以取Y=G）侧向载荷、水平载荷在确定的起落架垂直载荷及其它载荷共同作用下，起落架及与起落架相连的机体结构不应破坏，也不能产生有害的永久变形。三点着陆时，两点着陆时，Py前+2Py主=G+N-Y2Py主=G+N-YG—飞机着陆时的重量N---飞机着陆时，垂直方向的惯性力Y---飞机着陆时，作用在飞机上的升力飞机着陆时，起落架承受的垂直载荷主要和惯性载荷N有关。惯性载荷N又取决于着陆时飞机的重量，接地时垂直地面的分速度V下沉（与着陆时飞行速度及下滑角有关），起落架减震器对地面撞击能的吸收特性。3.4.3疲劳强度基本知识1.疲劳定义疲劳：结构或零件在交变应力重复作用下，导致破坏的过程叫疲劳，这种破坏叫疲劳破坏。交变载荷（或交变应力）是指载荷（或应力）的大小、方向随时间作周期性或不规则改变的载荷或应力。例如：突风、机动载荷；地面滑行载荷；着陆撞击载荷；气密座舱的增压载荷也为一周期性载荷由裂纹产生、扩展、断裂三阶段组成疲劳破坏不像静力破坏那样在一次最大载荷作用下发生断裂，而一般要经历一定的甚至是很长的时间。影响疲劳强度的因素应力集中的影响：当构件受力时，在截面突变处应力会局部增大。这种应力局部增大的现象称为应力集中。应力集中会使疲劳强度大大降低。表面加工的影响：表面光洁度高，疲劳强度也提高。高温工作；温度梯度，膨胀收缩，交变热应力（热疲劳）噪声环境：如靠近发动机喷口附近部位的飞机结构因受到高声强噪音的激励而产生振动，产生“声疲劳”。腐蚀促进疲劳裂纹的产生与发展。疲劳破坏常具有局部性，而并不牵涉到整个结构的所有构件，因而改变局部细节设计或工艺措施，即可明显地增加疲劳寿命；如在发现裂纹后，更换损伤构件或制止裂纹扩展，结构还可继续使用。就“彗星”号飞机来说，机身疲劳是飞机在多次起降过程中，其增压座舱壳体经反复增压与减压引起的。针对这个问题，德·哈维兰公司对“彗星”号飞机进行了改进设计，加固了机身，采用了椭圆形航窗，使疲劳问题得到很好的解决。从此，在飞机设计上将飞机结构的疲劳强度正式列入了强度规范而加以要求。2.疲劳强度设计的概念、方法安全寿命：所谓安全寿命是要求飞机结构在一定使用期内不发生疲劳破坏。波音公司对疲劳破坏是这样定义的：构件出现可检裂纹就看作是一种破坏。构件形成可检裂纹的这段时间就是构件的疲劳寿命。到了寿命的构件需进行修理或更