飞机结构设计课件3

飞机结构设计南京航空航天大学飞机设计技术研究所2005.9一、本课程的特点„注重基础理论概念的实用化、感性化以及工程化„注重综合运用知识概念权衡复杂问题分析，抓住主要矛盾寻找解决问题途径的基本设计理念„大量工程结构实例的剖析„注重培养自行分析、动手设计的主观能力以及工程实用化的实践能力具体要求：„注意定性分析，要求概念清楚；„实践性强，要求常去机库观察实物；„理性推理较差，要求认真上课。二、基本内容和基本要求内容：„飞机的外载荷；„飞机结构分析与设计基础„不同类型飞机结构的分析；„飞机结构的传力分析；„飞机结构主要元构件设计原则；内容要求：①①掌握飞机结构分析和设计的基本手掌握飞机结构分析和设计的基本手段段————传力分析；传力分析；②②能够正确解释飞机结构元件的布置；能够正确解释飞机结构元件的布置；③③能够正确地分析和设计飞机结构的能够正确地分析和设计飞机结构的主要元件。主要元件。第1章绪论¾飞机结构设计将飞机构思变为飞机的技术过程；¾成功的结构设计离不开科学性与创造性；¾结构设计有其自身的原理和规律，不存在唯一正确答案，需要不断的探索和完善。1.1飞机结构设计在飞机设计中的位置飞机功用及技术要求空-空：军用空-地：截击、强击、轰炸.战术技术要求运输：客运民用货运使用技术要求运动，……技术要求„技术要求：Vmax，升限，航程/作战半径，起飞着陆距离，载重/起飞重量，机动性指标（加速，最小盘旋，爬升），使用寿命；„非定量要求：全天候，机场要求，维护要求；„趋势：V，Hmax，载重，航程；苏-30阵风F－117„第四代战斗机(俄罗斯称之为第五代战斗机)更着重强调同时具备隐身技术、超音速巡航、过失速机动和推力矢量控制、近距起落和良好的维修性等性能。„由于各种飞机的用途和设计要求不同，会带来飞机气动布局和结构设计上的差别；„飞机设计的基本概念、设计原理和设计方法是一致的；„本课程将对典型结构型式进行分析的基础上，将主要介绍飞机设计的基本概念、设计原理和方法。1.1.1飞机研制过程技术要求飞机设计过程飞机制造过程试飞定型1．拟订技术要求通常可由飞机设计单位和订货单位协商后共同拟订出新飞机的战术技术要求或使用技术要求。2．飞机设计过程飞机设计单位根据拟订好的飞机技术要求进行飞机设计。飞机设计一般分为两大部分：总体设计和结构设计。3．飞机制造过程：飞机制造工厂根据飞机设计单位提供的设计图纸和技术资料进行试制。试制出来的新飞机即可投入全机强度、疲劳和损伤容限的验证试验和试飞。趋势：无图化制造4．飞机的试飞、定型过程在通过全机静强度试验、某些必要的疲劳、损伤容限的早期验证试验、起落架试验和全机各系统试验后进行试飞。1.1.2飞机结构设计的地位图1.1飞机研制的一般过程1.概念性设计阶段„根据设计要求，全面构思，形成粗略的断语飞机设计方案的基本概念，并草拟一个或几个能满足设计要求的初步设计方案工作内容：„初步选定飞机的形式，进行气动外形布局„初步选择飞机的基本参数„选定发动机和主要的机载设备„初步选择各主要部件的主要几何参数„粗略绘制飞机的三面草图„初步考虑飞机的总体布置方案，初步的性能估算，检查是否符合飞机设计所要求的性能指标∗方案要具有足够的先进性且实际可行∗花钱和耗时不多，但非常重要2初步设计阶段„修改完善飞机的几何外形设计，给出完整的飞机三面图、理论外形；„全面布置安排各种机载设备、系统和有效载荷；„初步布置飞机结构的承力系统和主要的承力构件；„进行较为详细的重量计算和重心定位；„进行比较精确的气动力性能计算和操纵性、稳定性计算；„给出详细的飞机总体布置图。3详细设计阶段„结构设计（部件设计和零构件设计）„给出各个部件和各个系统的总图、装配图、零件图，详细的重量计算和强度计算报告„静强度试验、动强度试验、寿命试验和各系统的台架试验„试制原型机和进行地面试验，包括全机静、动力试验和各系统的地面试验„试飞„修改„设计定型„获得型号合格证书„批量生产¾飞机研制的特点„性能良好的飞机是先进科学技术和创造性劳动的产物„飞机研制工作是一个反复迭代、逐步逼近的过程„研制成功的飞机是多种专业综合和协调的最终结果¾飞机结构设计具体内容„飞机部件的结构打样设计（初步设计）„零构件设计„部件的结构图纸飞机部件设计师素质„设计师的第一要务是彻底熟悉飞机设计所依据的规则;„其次，设计师应熟悉每一代飞机的型号。1.2飞机结构设计的原始条件1.2.1结构的形状协调1.理论外形——由飞机的性能（特别是气动性能）、用途等确定。例如：气动性能需要翼身融合；飞行速度决定翼剖面2.内部装置——由总体设计确定。如：发动机后机身的框；油箱梁、肋、框等；操纵杆、导线等翼肋3.相互连接—各设计室、组、员之间协调如：机翼与机身框；前机身与后机身；翼肋与翼梁；注意：①内部装置与结构之间应有一定的间隙;②根据具体情况设计出的结构不一定占据整个最大高度和空间;③某些协调关系在设计过程中可作一些调整。1.2.2结构的外载荷及对结构受力特性的要求„飞机结构的强度、刚度、寿命、可靠性等与外载直接有关;„外载是设计结构尺寸的主要依据;„外载由飞机的机种、总重、外形尺寸、使用要求等条件根据飞机强度规范算出。结构件的受力特性：动载动载//刚度刚度————有气动弹性要求的地方，如：有气动弹性要求的地方，如：操纵面、翼尖操纵面、翼尖静载静载//强度强度————飞机中最不重要的元件，如：飞机中最不重要的元件，如：普通长肋普通长肋静载静载//刚度刚度————有变形要求的地方，如：普有变形要求的地方，如：普通肋、机翼后缘通肋、机翼后缘寿命寿命————飞机结构中的主要受力构件。如：飞机结构中的主要受力构件。如：主梁、下壁板、接头、气密舱主梁、下壁板、接头、气密舱热强度热强度————高温处，如：后机身、尾喷高温处，如：后机身、尾喷口、口、激波产生处激波产生处破损安全结构破损安全结构————重要部件设计成多路传力重要部件设计成多路传力结构，如：中翼受力盒段结构，如：中翼受力盒段缓慢裂纹扩展结构缓慢裂纹扩展结构————不可检处按安全寿命不可检处按安全寿命设计设计1.2.3结构的使用条件9气象条件（温度和湿度）、介质条件（海水、水汽等）；9机场条件（主要是跑道品质）；9维修条件（周期、次数、速度、能力）。1.2.4结构的生产条件9生产产量——决定工艺方案，是决定设计方案的重要依据之一9加工设备——现有设备，一般不考虑引进贵重设备和专用设备9人员素质9生产成本1.3飞机结构设计的基本要求及其分析一、气动要求二、重量要求三、使用维护要求四、工艺要求1.3.1飞机结构设计的基本要求一、气动要求„外形准确度—升力„表面质量—阻力„操纵面、翼尖等的变形量—操纵性、操纵效率、气动弹性„随着飞机设计向综合性和一体化发展，对结构设计提出了新的要求：„隐身—结构一体化（F117）„翼—身融合技术(Su-27)„飞机—发动机一体化设计„飞控—火控—结构一体化设计二、结构完整性及最小重量要求结构完整性是指关系到飞机安全使用、使用费用和功能的机体结构的强度、刚度、损伤容限及耐久性(或疲劳安全寿命)等飞机所要求的结构特性的总称。本要求就是指结构设计应保证结构在承受各种规定的载荷和环境条件下：„具有足够的强度；„不产生不能容许的残余变形；„具有足够的刚度，或采取其他措施以避免出现不能容许的气动弹性问题与振动问题；„具有足够的寿命和损伤容限，以及高的可靠性；„在保证上述条件得到满足的前提下；使结构的重量尽可能轻。三、使用维修要求维修要求„开敞性——便于检查、维修作业„维修性——合理布置和设计各种分离面、开口、锁等四、工艺要求„加工快、成本低„结合产品的产量、机种、需要的迫切性与加工条件等综合考虑„复合材料等新材料，还应对材料、结构的制作和结构修理的工艺性予以重视。五、经济性要求„全寿命周期费用(LCC)概念(也称全寿命成本)：指飞机的概念设计、方案论证、全面研制、生产、使用与保障五个阶段直到退役或报废期间所付出的一切费用之和。1.3.2对基本要求分析上述基本要求是相互关系、相互制约的，上述基本要求是相互关系、相互制约的，有的是相互矛盾的。有的是相互矛盾的。„气动要求是一种前提性的要求，即设计出的结构必须满足。图图1.21.2翼面前缘变形翼面前缘变形„使用要求也是一种前提性要求，即根据飞机的机种、使用特点规定了使用、维护要求。因此，要求结构有与之相应的“开敞性”，即在结构上必须有相应的设计分离面和开口，以保证维护人员有接近内部的装载或内部结构的通道，并使相应结构的拆装迅速可靠。„工艺要求是一种“条件性和发展性”要求，“条件性”是说结构的工艺性好坏要结合飞机生产的条件，如产品数量、产品工期、加工条件等，“发展性”是指对产品数量和加工条件。„重量要求是飞机结构设计的主要要求。例：一架民用飞机总重100吨，结构重约30吨，如果减轻结构重量100kg(只占结构重量的0.33%），则可获收益：60,000×900×0.1×0.5=2,700,000(元）其中：60,000—20年寿命60000飞行小时900—巡航速度900km/hour0.1—减重100kg0.5—费用/吨公里1.4飞机结构设计思想1.4.1飞机结构设计思想的演变„飞机结构设计思想的演变跟随科学技术的发展„飞机结构设计思想的演变来源于飞机使用的实践„随着航空科技的发展，才形成完整的飞机结构设计准则一、静强度设计][σσσ≤=sysjf30年代初以前：设计准则的表达式Pu≥PdPd=fPe安全系数f由强度规范给出，飞机结构设计必须通过整机静强度试验。二、静强度和刚度设计„气动弹性问题：速度和战术技术性能要求的提高，采用阻力系数较小的薄翼型„设计准则：δ≤[δ]；fVmax≤Vcr。式中：δ—结构在设计载荷下的变形量；[δ]—结构容许的变形量；Vcr=max(ffVf，fsVs，faVa)Vf,Vs,Va—颤振速度、机翼发散速度与副翼失效速度。„„19321932年，英国空海军飞机设计要求年，英国空海军飞机设计要求《《APAP--970970》》中已有防喘振要求中已有防喘振要求„1975年出现了ACT技术，从原理上讲可以放宽这一要求三、静强度、刚度和安全寿命设计„设计准则Ne≤Ns≤Nex/nfNe—飞机的使用寿命；Ns—飞机结构的安全寿命；Nex—结构的疲劳试验寿命；nf—疲劳分散系数。„„5050年代中期起重视安全寿命设计年代中期起重视安全寿命设计„安全寿命设计准则美国使用到70年代初，其它国家至今仍不同程度地沿用。4、静强度、刚度、损伤容限和耐久性年份飞机破坏情况使用到破坏时间疲劳验证试验寿命196919701973F-111F-5AF-4机翼枢轴接头板断裂机翼中部切面断裂机翼机身接合处机翼下耳片断裂~100小时~1000小时1200小时40000小时~16000小时11800小时„原因分析：„因为它没有考虑到实际上结构在使用之前，由于材料、生产制造和装配过程中已存在有不可避免的漏检的初始缺陷和损伤„当时使用的高强度或超高强度合金的断裂韧性降低等原因„这些缺陷、损伤于使用过程中在重复载荷作用下将不断扩展，直至扩展失控造成结构破坏和灾难性事故。„解决措施„美国空军于1971年提出了安全寿命／破损安全设计思想作为过渡性措施，曾得到广泛应用。„1974～1975年美国颁布了第一部损伤容限设计规范。损伤容限设计概念„承认结构在使用前就带有初始缺陷；„但必须把这些缺陷或损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一定的范围内；„在此期间，受损结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞机结构的安全性和可靠性，同时不致使飞机结构过重；„在规定的未修理使用周期内，抵抗由缺陷、裂纹、其他损伤而导致破坏的能力。根据结构是否可以检查分为：＊可检查结构—破损安全结构；＊不可检查—缓慢裂纹扩展结构破损安全结构HNf≥=≥4faex,defaηηη＊式中ηfa为含损伤结构的剩余强度系数；ηe为使用强度系数；ηd为设计强度系数；f为强度安全系数；Nex,fa为疲劳试验寿命，H为检查周期。缓慢裂纹扩展结构nNNNaa