第四讲飞行包线和安全系数

1 第第 四四 讲讲 飞机结构分析与设计飞机结构分析与设计 2 补充：飞机设计规范简介 1. 规范的形成与演变规范的形成与演变 飞机设计规范和适航条例是在飞机设计实践中逐步形成的。飞机设计规范和适航条例是在飞机设计实践中逐步形成的。 军用飞机设计经历了静强度设计、刚度设计、疲劳设计、军用飞机设计经历了静强度设计、刚度设计、疲劳设计、 安全寿命加损伤容限设计、耐久性加损伤容限设计等几个安全寿命加损伤容限设计、耐久性加损伤容限设计等几个 阶段。与这些设计思想对应，美国军用飞机强度规范产生阶段。与这些设计思想对应，美国军用飞机强度规范产生 了近了近10个版本。个版本。 我国已经拥有军用飞机强度规范等文件，但不够完善。我国已经拥有军用飞机强度规范等文件，但不够完善。 2.2.规范规范( (适航条例适航条例) )的基本内容的基本内容 设计情况设计情况、安全系数安全系数、载荷系数载荷系数、重量极限重量极限、重心位置、重、重心位置、重 量分配、飞行载荷、量分配、飞行载荷、飞行包线飞行包线、突风载荷突风载荷、强度和变形、强度和变形、结结 构试验构试验、试飞试验、使用极限、安全预防措施等等，进行飞、试飞试验、使用极限、安全预防措施等等，进行飞 机设计时，必须遵守这些规定，才能保证飞机设计成功。机设计时，必须遵守这些规定，才能保证飞机设计成功。 3 凡是使飞机结构易遭到损坏、人员易受到损伤的凡是使飞机结构易遭到损坏、人员易受到损伤的 载荷情况，就应选为设计情况。一般包括：载荷情况，就应选为设计情况。一般包括： 最大的正向和反向载荷情况最大的正向和反向载荷情况 对主要结构件将产生危险损坏的载荷情况对主要结构件将产生危险损坏的载荷情况 对飞行战斗性能将产生严重影响的载荷情况对飞行战斗性能将产生严重影响的载荷情况 对人员将产生损伤的载荷情况对人员将产生损伤的载荷情况等。等。 2.3 飞机对称机动飞行包线飞机对称机动飞行包线 4 2.3 飞机对称机动飞行包线飞机对称机动飞行包线 飞机的受载情况多种多样，不可能也无必要都加飞机的受载情况多种多样，不可能也无必要都加 以分析，我们只要考虑那些对结构强度起以分析，我们只要考虑那些对结构强度起决定性决定性 影响影响的设计情况。的设计情况。 在分析研究了飞机的全部飞行使用情况后，规范在分析研究了飞机的全部飞行使用情况后，规范 给出了飞机的给出了飞机的 ny q 包线，即飞机的过载包线，即飞机的过载 ny 和速和速 压压 q （动压）只限于此范围内，超出则将发生危动压）只限于此范围内，超出则将发生危 险，甚至造成事故。险，甚至造成事故。 5 飞行包线飞行包线 图图3-14 与飞行包线相应的与飞行包线相应的飞行状态飞行状态图图 ny nymax nymin A A D D C(qmax max) q Cymax Cymin B(0.5nymax) o 6 由上式可得由上式可得OA和和OD限制线。限制线。 在在 ny q 包线图包线图 中中， 极限过载极限过载 nymax、 nymin 受机动性和结受机动性和结 构强度限制；构强度限制； qmaxmax 受发动机功率和结构强度限受发动机功率和结构强度限 制。制。 Cymax、Cymin 受受飞机的升力特性和飞机的升力特性和 攻角变化范围限制。第代战斗机攻角变化范围限制。第代战斗机 ny nymax nymin A A D D C qmax max q Cymax Cymin B(0.5nymax) o G SqC n y y max 因为因为 飞行包线飞行包线 采用了边条翼，鸭式布局大大提高了采用了边条翼，鸭式布局大大提高了Cymax，提高飞机的机动性。，提高飞机的机动性。 飞机重量飞机重量 G、翼载翼载 P 在设计之前是选定的，因此飞机的飞行范围在设计之前是选定的，因此飞机的飞行范围 自应受自应受AA、 AD、 DD 线及线及 Cymax、 Cymin 线的限制。线的限制。 7 包线图与飞行状态图对照包线图与飞行状态图对照 ny Vdl与 飞机状态 ny q nysy q (或或 V) Cy A A nymax nymaxp/Cymax Cymax B A nymax qmaxmax (Vdljx) nymax p/qjx 0.5BG点点 B 0.5 nymax qmaxmax (Vdljx) 0.5 nymax p/qjx G C 0 qmaxmax (Vdljx) 0 D D nymin qmaxmax (Vdljx) nymin p/qmax E D nymin nymin p/Cymin Cymin G SqC n y y max 图3-14 与飞行包线 相应的飞行状态图 8 D、D 情况与此相似，只是过载为负的最大，载荷反向。情况与此相似，只是过载为负的最大，载荷反向。 右上图是右上图是 nyCy 线。很明显，线。很明显， A、A、D、D均应是飞机的设均应是飞机的设 计情况计情况。 A、A虽然均属虽然均属 nymax 情况，情况， 总载荷最大，数值相同，但因为总载荷最大，数值相同，但因为 q 不同，后者速度高，不同，后者速度高， Cy小，所小，所 以两者的气动力分布不同，各结以两者的气动力分布不同，各结 构元件具体的承载情况也就不同，构元件具体的承载情况也就不同， 因而都要考虑。因而都要考虑。 ny nymax nymin A A D D C Cy Cymax Cymin B 0.5nymax ny nymax nymin A A D D C qmax max q Cymax Cymin B(0.5nymax) o 飞行包线 max G SqC n y y 9 ny Vdl 对称机动飞行包线图对称机动飞行包线图 “ny Vdl 对称机动飞行对称机动飞行 包线”以过载系数包线”以过载系数 ny 为纵坐标，以当量速为纵坐标，以当量速 度度 Vdl 为横坐标，按为横坐标，按ny、 V、Cy 的限制范围绘的限制范围绘 制而成。制而成。 根据飞行包线上每一点的两个参数，就可确定另一个参数。根据飞行包线上每一点的两个参数，就可确定另一个参数。 飞行包线上各特殊点对应的飞行姿态及其特定受载情况为飞行包线上各特殊点对应的飞行姿态及其特定受载情况为 对称机动飞行包线对称机动飞行包线 10 ny Vdl 对称机动飞行包线图对称机动飞行包线图 “ny Vdl 对称机动飞行包线”以过载系数对称机动飞行包线”以过载系数 ny 为纵坐标，以当量速度为纵坐标，以当量速度 Vdl 为横坐标，按为横坐标，按ny、V、Cy 的限制范围绘制而成。的限制范围绘制而成。 LA LA 11 ny Vdl 对称机动飞行包线图对称机动飞行包线图 A 情况：是飞机机翼前压心的载荷情况；情况：是飞机机翼前压心的载荷情况； B 情况：是飞机机翼后压心的载荷情况；情况：是飞机机翼后压心的载荷情况； LA 情况：是飞机机翼扭转情况的最大载情况：是飞机机翼扭转情况的最大载 荷情况，是在副翼实现荷情况，是在副翼实现6 /s2转转 动下的机翼受载情况动下的机翼受载情况； LA G 情况：是最大速压情况，是飞机机翼气动弹性最严重情况；情况：是最大速压情况，是飞机机翼气动弹性最严重情况； D 情况：是负过载最严重情况，是飞机机翼后压心的另一载荷情况；情况：是负过载最严重情况，是飞机机翼后压心的另一载荷情况； E 情况：是负过载最严重情况，是飞机机翼前压心的另一载荷情况。情况：是负过载最严重情况，是飞机机翼前压心的另一载荷情况。 12 对称机动飞行包线对称机动飞行包线 ny Vdl ny q nysy q (或或 Vdl) Cy 对应机动飞行状态对应机动飞行状态 A A nymax nymaxp/Cymax Cymax 小速度，大迎角的曲线飞行，（急上升）载荷系小速度，大迎角的曲线飞行，（急上升）载荷系 数最大。数最大。 B A nymax qmaxmax (Vdljx) nymax p/qjx 飞机以最大允许空速飞行时改出俯冲或下滑，载飞机以最大允许空速飞行时改出俯冲或下滑，载 荷系数最大。荷系数最大。 0.5BG点点 B 0.5 nymax qmaxmax (Vdljx) 0.5 nymax p/qjx 在最大允许空速飞行时，副翼偏转作特技和滚转在最大允许空速飞行时，副翼偏转作特技和滚转 机动，载荷系数为最大值的一半。机动，载荷系数为最大值的一半。 G C 0 qmaxmax (Vdljx) 0 垂直俯冲，在最大允许空速时偏转副翼。垂直俯冲，在最大允许空速时偏转副翼。 D D nymin qmaxmax (Vdljx) nymin p/qmax 在最大允许空速飞行时，以最小负载荷系数作机在最大允许空速飞行时，以最小负载荷系数作机 动。动。 E D nymin nymin p/Cymin Cymin 小速度、负迎角进入俯冲，载荷系数最小。小速度、负迎角进入俯冲，载荷系数最小。 SGp G SqC n y y ; max 图3-14 与飞行包线 相应的飞行状态图 LA 13 为了扩大飞行包线，第三大、第四代飞机的设计突出了高机动性为了扩大飞行包线，第三大、第四代飞机的设计突出了高机动性 和敏捷性，低空大表速高滚转速率特点，采取了以下技术措施：和敏捷性，低空大表速高滚转速率特点，采取了以下技术措施： 1.采用高升力布局，放宽静安定度等技术，改善起降性能，使采用高升力布局，放宽静安定度等技术，改善起降性能，使Cymax 可达到可达到2.0； 2.前、后缘机动襟翼，机翼扭转设计和采用翼身融合体设计，实现前、后缘机动襟翼，机翼扭转设计和采用翼身融合体设计，实现 飞机高升阻比和低超音速零升阻力；飞机高升阻比和低超音速零升阻力； 3.采用边条翼或鸭式布局设计、推力矢量技术，实现高机动性和敏采用边条翼或鸭式布局设计、推力矢量技术，实现高机动性和敏 捷性，在捷性，在550-600攻角可控；攻角可控； 4.采用边缘平行的布局和控制三大散射源技术，实现隐身特性；采用边缘平行的布局和控制三大散射源技术，实现隐身特性； 5.民机采用超临界翼型、局部层流技术，可变弯度机翼和翼尖小翼民机采用超临界翼型、局部层流技术，可变弯度机翼和翼尖小翼 技术，实现高升阻比设计。技术，实现高升阻比设计。 小小 结结 14 对于现代飞机的载荷计算，必须考虑结构弹性变形对载荷对于现代飞机的载荷计算，必须考虑结构弹性变形对载荷 的影响。通常结构弹性会造成结构的卸载，但有些情况相的影响。通常结构弹性会造成结构的卸载，但有些情况相 反。反。 民用飞机的要求在飞行包线范围内不仅在边界点上选点计民用飞机的要求在飞行包线范围内不仅在边界点上选点计 算，而且要求在其中进行大量的选点计算，找出各种可能算，而且要求在其中进行大量的选点计算，找出各种可能 的严重情况。的严重情况。 在有限元计算中，通常要求输入多种载荷情况，以确定各在有限元计算中，通常要求输入多种载荷情况，以确定各 个部位的应力是否超过许用值。个部位的应力是否超过许用值。 现代飞机常采用主动减载技术。如现代飞机常采用主动减载技术。如380380飞机就利用载油飞机就利用载油 进行机翼减载。进行机翼减载。 几点说明几点说明 15 380380飞机利用载油进行机翼减载飞机利用载油进行机翼减载 16 CFDCFD计算气动力转换成结构点上的载荷计算气动力转换成结构点上的载荷 有限元结构有限元结构 网格载荷网格载荷 空气动力空气动力 网格载荷网格载荷 17 2.4 安全系数和设计载荷安全系数和设计载荷 一、安全系数等概念的定义 使用载荷使用载荷Pe：飞机在使用中预计各结构可能遇到的最大载荷，飞机在使用中预计各结构可能遇到的最大载荷， 或称为限制载荷或称为限制载荷 ( Limit Load )。在该载荷作用下，飞机各元件在该载荷作用下，飞机各元件 的应力的应力临近材料的比例极限临近材料的比例极限强度强度p，但未出现永久变形。但未出现永久变形。 设计载荷设计载荷Pd ：飞机及各结构在其作用下刚好飞机及各结构在其作用下刚好临近破坏临近破坏的的 载荷，或称为极限载荷载荷，或称为极限载荷 (Ultimate Load ) 。 安全系数安全系数 f ：强度规范中定义 设计载荷与使用载荷之比，即 f = Pd / Pe 18 2.4 安全系数和设计载荷安全系数和设计载荷 二、安全系数的物理意义 其物理意义为实际使用载荷增大到多少倍结构才破坏，其物理意义为实际使用载荷增大到多少倍结构才破坏， 这个倍数就是安全系数。这个倍数就是安全系数。 Pd = f Pe = f nG 19 三、安全系数的主要影响因素 1)在使用载荷在使用载荷Pe 作用下，飞机结构没有永久变形或屈服；作用下，飞机结构没有永久变形或屈服； 2)在使用时，可能超过规定的机动动作或未估计到的突风，从而出在使用时，可能超过规定的机动动作或未估计到的突风，从而出 现大于规定的使用载荷；现大于规定的使用载荷； 3)结构所使用的材料及其加工过程中存在有缺陷，以及工艺误差等；结构所使用的材料及其加工过程中存在有缺陷，以及工艺误差等； 4)设计的不准确和不可靠性，如载荷、结构分析等误差；设计的不准确和不可靠性，如载荷、结构分析等误差； 5)重复载荷作用下和刚度要求等。重复载荷作用下和刚度要求等。 四、安全系数通常取1.5的原因： 由于载荷计算、结构应力分析比较精确，材料和制造的工艺过由于载荷计算、结构应力分析比较精确，材料和制造的工艺过 程逐步完善，在将使用中的重复载荷和温度影响作单独计算和分析程逐步完善，在将使用中的重复载荷和温度影响作单独计算和分析 的情况下，安全系数通常取为的情况下，安全系数通常取为1.5。这是因为一般的航空材料机械性这是因为一般的航空材料机械性 能中，破坏极限与比例极限之比约为能中，破坏极限与比例极限之比约为 1.5，为了保证在使用载荷下无为了保证在使用载荷下无 残余变形故残余变形故。 20 五、全机强度校核试验 使用载荷使用载荷P Pe e 对应的是飞机结构临近出现永久变形或屈服； 对应的是飞机结构临近出现永久变形或屈服； 设计载荷设计载荷P Pd d 对应的是飞机结构临近发生破坏。 对应的是飞机结构临近发生破坏。 然而，在试验中结然而，在试验中结 构是否出现永久变形构是否出现永久变形 很难测准，结构是否很难测准，结构是否 破坏则较容易准确测破坏则较容易准确测 得，所以采用设计载得，所以采用设计载 荷进行最后的破坏试荷进行最后的破坏试 验验证验验证。 21 补充：节点载荷的计算 目前结构强度、刚度的计算，多采用直刚法或有限元素法，目前结构强度、刚度的计算，多采用直刚法或有限元素法， 这些方法，均需将结构上的分布载荷合理地分配到拟定的结这些方法，均需将结构上的分布载荷合理地分配到拟定的结 构节点上，形成节点载荷，才便于计算。构节点上，形成节点载荷，才便于计算。 载荷分配的原则是常用的力的平衡和等效原则。载荷分配的原则是常用的力的平衡和等效原则。 机翼节点载荷分配的计算方法机翼节点载荷分配的计算方法 机翼上作用的主要载荷有分布的升力、质量，可能还有通过机翼上作用的主要载荷有分布的升力、质量，可能还有通过 装载节点传来的集中质量载荷。装载节点传来的集中质量载荷。 根据载荷的分配原则，可先算出沿翼展方向任意两分点间的根据载荷的分配原则，可先算出沿翼展方向任意两分点间的 合力及其作用点。如果分点数较多，两分点间距离较小，则合力及其作用点。如果分点数较多，两分点间距离较小，则 其间的载荷分布规律可近似认为是线性变化。这样，求两分其间的载荷分布规律可近似认为是线性变化。这样，求两分 点间载荷的合力及其作用点时就可以按梯形来处理。点间载荷的合力及其作用点时就可以按梯形来处理。 22 见图见图3-33，设任意两分点为，设任意两分点为 i-1、i， 分点间距离为分点间距离为 li ，相应的分布载相应的分布载 荷为荷为qi-1，qi，则其间的合力则其间的合力 Qi 为为 iiii lqqQ )( 2 1 1 i ii ii i l qq qq a )( 3 2 1 1 分配到展向分点上的载荷，根据分配到展向分点上的载荷，根据 平衡、等效原则，得平衡、等效原则，得 )( 2 1 1iiiii alqqR ( iiii aqqR)( 2 1 11 作用点为作用点为 补充：节点载荷的计算 23 弦向节点载荷的计算弦向节点载荷的计算： 由于载荷由于载荷 的分布是一个面，因而所算得的的分布是一个面，因而所算得的 展向分点载荷展向分点载荷 Ri 实际上是点实际上是点 i 弦弦 面分布载荷的合力。根据弦面载面分布载荷的合力。根据弦面载 荷的分布情况，又可算得弦向各荷的分布情况，又可算得弦向各 节点间总载荷值节点间总载荷值Pj-1、Pj 等，这样，等，这样， 即可按上述的方法求得最后所需即可按上述的方法求得最后所需 要的节点载荷要的节点载荷Pj-1、Pj来。来。 例例 题题 ：已知某机翼展向、：已知某机翼展向、弦向载荷的分布规律及节点情况如弦向载荷的分布规律及节点情况如 图图3-35所示，总载荷所示，总载荷 Q=1200 kg，q0 = 3q2 ， 试求出“试求出“1”号弦上”号弦上 各节点的载荷。各节点的载荷。 补充：节点载荷的计算 24 解解 （1）先求沿展向各）先求沿展向各 分点的分布载荷分点的分布载荷qi q2 = 1200/4 =300 kg/m, q0 = 3q2 = 3300 = 900 kg/m kg 3 2 )( 22 qq qqQ kg/m )( 2 )qq(q 600300900 2 1 2 1 201 （2）求出）求出0-1，1-2 各分段的总载荷各分段的总载荷Qi 及及 作用点作用点 ai kg )600(900 )( 1 lqqQ m )600(9003 )600900(2 )( )( 1 l qq qq a kg )300(600 )( 2 lqqQ m )300(6003 )300600(2 )( )( 2 l qq qq a 补充：节点载荷的计算 25 （3）求出各分点上的载荷）求出各分点上的载荷 Ri R1 = Q1 R0 = 750 400 = 350 kg kg 15 8 )( )( 1 aqqR （4）求出“）求出“1”号弦上各节点的分布载荷”号弦上各节点的分布载荷 ri kg . 1 RrP kg/m . 600 r kg 0.4)0(1500 )( 1 brrP R1 = R1 +R1 = 350 + 250 = 600 kg kg 9 5 )( )( 2 aqqR R2 = Q2 - R1 = 450 - 250 = 200 kg r11 = r1 / 2= 1500 / 2 = 750 kg/m （5）求出）求出1-11、11-12各分段的总载荷各分段的总载荷 Pi 及及 作用点作用点 bi 补充：节点载荷的计算 26 kg 0.4)0(750 )( 2 brrP （6）求出各弦向节点上的节点载荷）求出