飞机设计第四章

1、11第四章第四章 现代飞机结构设计基础现代飞机结构设计基础课程的定位课程的定位掌握飞机结构设计的掌握飞机结构设计的基本原理，能定性设基本原理，能定性设计合理的结构布局计合理的结构布局掌握不同结构部件掌握不同结构部件设计要求、力学原设计要求、力学原理及构件布置理及构件布置粗定量确定构件的粗定量确定构件的截面尺寸截面尺寸粗定量确定结构的粗定量确定结构的使用性能使用性能课程的特点课程的特点综合定性的工程概念综合定性的工程概念定性或粗定量的方法定性或粗定量的方法结构工程设计及分析结构工程设计及分析学习的方法学习的方法把握基本问题把握基本问题掌握分析原理掌握分析原理综合运用概念综合运用概念不要作业式的奴

2、隶思维不要作业式的奴隶思维倡导提问题式的思维倡导提问题式的思维课堂教学与教科书互补课堂教学与教科书互补22第四章要点第四章要点 静强度与稳定性设计静强度与稳定性设计 刚度与刚度与气动弹性设计气动弹性设计 安全寿命设计安全寿命设计 损伤容限损伤容限/耐久性设计耐久性设计 结构可靠性设计结构可靠性设计 33 4.0 绪绪 言言飞机结构设计的总体技术要求飞机结构设计的总体技术要求飞机结构设计的基本特征飞机结构设计的基本特征 安全性安全性/可靠性；可靠性； 维修性维修性/经济性。经济性。 在保障结构安全在保障结构安全/功能可功能可 靠的前提下，重量最轻；靠的前提下，重量最轻； 群体的社会化技术活动，群

3、体的社会化技术活动， 需要标准与工作规范。需要标准与工作规范。维修是使用过程的安全性保障维修是使用过程的安全性保障必须了解飞机薄壁结构的基本特性、使用条件及安全性要求必须了解飞机薄壁结构的基本特性、使用条件及安全性要求44飞机结构承载的安全性要求飞机结构承载的安全性要求 （五不准五不准）v 各种飞行工况的最大载荷条件下，不发生各种飞行工况的最大载荷条件下，不发生强度强度破坏；破坏；v 各种载荷工况的最大载荷条件下，不发生过大各种载荷工况的最大载荷条件下，不发生过大变形变形， 特别是大的永久变形；不能出现操纵效能降低、失特别是大的永久变形；不能出现操纵效能降低、失 效甚至反效；效甚至反效；刚度要

4、求刚度要求v 结构刚度特性要保障在飞行临界状态不发生结构结构刚度特性要保障在飞行临界状态不发生结构颤振颤振；v 结构要满足长期随机载荷（小于最大载荷）反复作用下结构要满足长期随机载荷（小于最大载荷）反复作用下 不发生不发生疲劳疲劳破坏；破坏；v 结构在缺陷状态，满足一定飞行周期的承载（结构在缺陷状态，满足一定飞行周期的承载（损伤容限损伤容限）。 55飞机结构的可靠性要求飞机结构的可靠性要求 v 满足强度、刚度、安全寿命、损伤容限的可靠性要求；满足强度、刚度、安全寿命、损伤容限的可靠性要求；v 结构变形不能影响操纵、影响飞行效率的可靠性要求；结构变形不能影响操纵、影响飞行效率的可靠性要求；可靠性

5、是结构正常执行可靠性是结构正常执行功能功能的度量的度量66飞机结构的维修性与经济性要求飞机结构的维修性与经济性要求 v 要求结构维修的易检性（可达性）（通道、口盖）；要求结构维修的易检性（可达性）（通道、口盖）；v要求结构的易修理性（修补、更换、拆装）；要求结构的易修理性（修补、更换、拆装）；v要求维修的经济性。（冰山效应，要求维修的经济性。（冰山效应， Concord）77 4.1 静强度与稳定性设计静强度与稳定性设计 反映了飞机在使用中承受极限飞行条件下最大使用载荷反映了飞机在使用中承受极限飞行条件下最大使用载荷 下的安全能力。下的安全能力。（安全裕度（安全裕度/ /强度裕度）强度裕度）

6、防止结构在各严重载荷条件下发生强度不足而导致的可防止结构在各严重载荷条件下发生强度不足而导致的可 能断裂破坏。能断裂破坏。4.1.1 静强度设计静强度设计dePf P 1eyPn G ； 设计载荷法设计载荷法： f 安全系数安全系数1.5 设计准则设计准则： 2eyPn G,bP 构件布置，截面尺寸历史经验结构优化88 与一般强度准则的区别与一般强度准则的区别：；采用采用设计载荷法设计载荷法能够较好能够较好 地反映飞机结构超静定及地反映飞机结构超静定及 重量轻的设计特点。重量轻的设计特点。 剩余强度剩余强度（强度裕度）（强度裕度） ：为构件的破坏应力：为构件的破坏应力/ /构件极限工作应力；构

7、件极限工作应力；一般控制在一般控制在0.950.951.051.05，结构重量较轻。，结构重量较轻。静强度破坏总原则静强度破坏总原则：极限载荷作用下，结构保持载荷：极限载荷作用下，结构保持载荷3 3秒钟。秒钟。fb99 4.1 静强度与稳定性设计静强度与稳定性设计4.1.2 稳定性设计稳定性设计 稳定平衡 不稳定 w 基本概念与现象基本概念与现象 离散刚体的稳定性离散刚体的稳定性 可看出：约束边界可看出：约束边界对刚体平衡稳定性对刚体平衡稳定性的作用。的作用。 结构的承载平衡不总是稳定的；特定加载方式下可发结构的承载平衡不总是稳定的；特定加载方式下可发 生非稳定平衡状态。生非稳定平衡状态。10

8、1010222443sin)1 (sin2nlnndxlxnqqEJnplnlxnEJqlwP P到一定值时纵向平衡不再稳定，出现到一定值时纵向平衡不再稳定，出现“塌陷塌陷”。 22crEIPKl简支：简支：K=1；固支固支：K4 临界载荷临界载荷 ：没有横向载荷，会出现什么现象？P P 杆的稳定性杆的稳定性 1111 更复杂的失稳现象更复杂的失稳现象 v杆的总体失稳；杆的总体失稳；v杆的板元件失稳；杆的板元件失稳；v薄壁管的失稳薄壁管的失稳要注意区别杆和板的屈曲失稳差异本质！注意对结构元件平衡形态变化的形态（屈曲）及其失稳的理解1212四边约束受压板的屈曲数值仿真1313四边约束受剪板的屈曲

9、数值仿真1414v加筋板的受压稳定性加筋板的受压稳定性151520.9crK Eb t2mbaKamb板的临界屈曲应力公式板的临界屈曲应力公式：2211290.教科书中的公式16161717结构稳定性设计概念结构稳定性设计概念把握以下两个概念：把握以下两个概念： 结构失去稳定性是指结构的稳定平衡状态发生了变化，且使得平衡变得不稳结构失去稳定性是指结构的稳定平衡状态发生了变化，且使得平衡变得不稳 定，继续承载可能导致定，继续承载可能导致“变形过大变形过大”、“垮塌或垮塌或“压溃压溃” 的状态。的状态。 、仅在一些受力形式下可能发生结构的不稳定平衡现象；仅在一些受力形式下可能发生结构的不稳定平衡现

10、象； 、约束条件对结构的稳定性支持作用非常明显；约束条件对结构的稳定性支持作用非常明显； 、飞机结构中的可能失稳现象、飞机结构中的可能失稳现象（屈曲（屈曲/皱褶；在什么部件上？）皱褶；在什么部件上？）。 稳定性设计概念是指以某种准则将结构的承载能力控制在出现稳定性设计概念是指以某种准则将结构的承载能力控制在出现严重严重屈曲之前。屈曲之前。 （结构材料、构形、边界）（结构材料、构形、边界）1818 四边加筋板受压初始失稳后的工作状态及分析方法四边加筋板受压初始失稳后的工作状态及分析方法 出现不同的屈曲形态取决于筋与板的刚度比DbEIx60 1919中间部位先皱褶，但靠近桁材部中间部位先皱褶，但靠

11、近桁材部位，由于支撑较强，仍有较好的位，由于支撑较强，仍有较好的承载能力；承载能力； 继续承受载荷直至继续承受载荷直至与桁材一起发生最与桁材一起发生最后失稳。后失稳。 经典板经典板 经典经典四边加筋板受压初始失稳后的工作状态及分析方法四边加筋板受压初始失稳后的工作状态及分析方法 后屈曲的承载能力问题2020 分析方法：找到最大承载能力的等效板宽分析方法：找到最大承载能力的等效板宽（Von.Karman） 20.9eeKEb t20.9crKEb tcreebb 1 1）假设等效宽板的临界失稳应力仍有形式）假设等效宽板的临界失稳应力仍有形式：2 2）整个板宽的临界失稳载荷公式为：）整个板宽的临界

12、失稳载荷公式为：20.9eebctKEbe是板中最终与加强筋一起失稳的区域2121,crcr ststPfbt,cr skecr stbb3 3）取）取e为桁材与等效宽板组合成的为桁材与等效宽板组合成的“寛柱寛柱”失稳的临界应力失稳的临界应力 4 4）工程上常用板宽缩减系数表示工程上常用板宽缩减系数表示 e =cr,st ； cr=c r,sk stcrecreKEtbbb,.905 5）对多桁材支撑的加筋板，总的临界载荷为）对多桁材支撑的加筋板，总的临界载荷为 : 迭代厚加筋板问题可能导致整体塌陷厚加筋板问题可能导致整体塌陷1000再带回，的理论式计算由，stcrstcr,2222n 加筋板

13、受剪失稳加筋板受剪失稳后后的工作状态及分析方法的工作状态及分析方法（张力场）（张力场） 梁腹板梁腹板 理论分析理论分析进入张力场状态（沿进入张力场状态（沿方向板出现皱褶，方向板出现皱褶，与与板、橼条及立柱的材料板、橼条及立柱的材料和几何相关，和几何相关，25250 050500 0之间之间）232311(2)sin2cr 不再变化不再变化随外载变化随外载变化完全张力场（忽略完全张力场（忽略 2）非完全张力场（实际）非完全张力场（实际）2sin2crcr222212sinsin注意（纯剪状态下1、2数值相等） 2424 缘条及立柱在张力场状态下的内力缘条及立柱在张力场状态下的内力1）缘条缘条 原

14、外加剪力引起弯矩所产生的轴向内力；原外加剪力引起弯矩所产生的轴向内力； 腹板张力分量引起的横向分布力。腹板张力分量引起的横向分布力。2）立柱立柱 原外加剪力的轴向分布力（中间立柱无此力）；原外加剪力的轴向分布力（中间立柱无此力）；腹板张力引起的附加轴向集中力及轴向分布力。腹板张力引起的附加轴向集中力及轴向分布力。2525工字梁端部受剪屈曲数值仿真2626 典型构件的稳定性设计方法典型构件的稳定性设计方法1 1）桁材稳定性设计桁材稳定性设计 缘条类：按总体失稳公式设计缘条类：按总体失稳公式设计桁条类：按总体压损或局部失稳公式桁条类：按总体压损或局部失稳公式22crKEIPl20.9crKEb t

15、i il cricri ibtbt平均2 2）板的稳定性设计）板的稳定性设计 抗剪型板设计抗剪型板设计（不允许出现板的失稳（不允许出现板的失稳, , 上蒙皮要求表面光滑性）上蒙皮要求表面光滑性）230.9qbKEcrq 20.9crKEb2727寛柱型板设计寛柱型板设计（受压为主的结构，飞机内部板杆结构，肋或框）（受压为主的结构，飞机内部板杆结构，肋或框）,crcr ststPfbt张力场型设计张力场型设计（机翼结构中的梁必要时可按此设计，蒙皮类不能（机翼结构中的梁必要时可按此设计，蒙皮类不能 按此设计）按此设计）半经验公式实验修正系数半经验公式实验修正系数 （查相关的设计手册规定查相关的设计

16、手册规定）一般不建议在使用载荷出现张力场，可能导致大应变疲劳。一般不建议在使用载荷出现张力场，可能导致大应变疲劳。 2828Homework ：p180, Prob.1 1 1）取出肋分离体，建立肋的取出肋分离体，建立肋的 载荷平衡图载荷平衡图 ？加强肋（橼条、腹板）设计加强肋（橼条、腹板）设计计算刚心；计算刚心； 按合力矩定理平移外载按合力矩定理平移外载 ;按梁式结构计算平衡剪力与剪流按梁式结构计算平衡剪力与剪流. . 29292 2）计算肋橼条及腹板最大内力）计算肋橼条及腹板最大内力 作剪力及弯矩内力图作剪力及弯矩内力图找到最大弯矩及剪力值找到最大弯矩及剪力值 3 3）以最大轴力设计橼条面

17、积、以最大剪流设计腹板厚度）以最大轴力设计橼条面积、以最大剪流设计腹板厚度梁腹板设计梁腹板设计 用抗剪型设计思想及公式（按四边简支）确定梁腹板与用抗剪型设计思想及公式（按四边简支）确定梁腹板与立柱的相对尺寸（权衡立柱间距与腹板的厚度）。立柱的相对尺寸（权衡立柱间距与腹板的厚度）。3030 小小 结结结构设计工作的核心是什么结构设计工作的核心是什么？安全性安全性/轻重量轻重量飞机结构的静强度基本特点？飞机结构的静强度基本特点？设计载荷法设计载荷法、最最大使用工况大使用工况结构稳定性的基本现象与概念？结构稳定性的基本现象与概念？平衡形态变化平衡形态变化结构构件的稳定性设计方法？结构构件的稳定性设计

18、方法？不同构件不同构件不同方法不同方法用时两次课程3131 4.2 刚度与气动弹性设计刚度与气动弹性设计4.2.1 飞机结构的刚度要求与刚度设计概说飞机结构的刚度要求与刚度设计概说 基本原理基本原理：飞机部件的结构刚度需满足飞机气动布局所设飞机部件的结构刚度需满足飞机气动布局所设 计的气动力性能（升力特性、阻力特性）、飞计的气动力性能（升力特性、阻力特性）、飞 行的操纵及效率（操纵卡滞、操纵效率不足）、行的操纵及效率（操纵卡滞、操纵效率不足）、 操纵安全性能（操纵弹性延迟）、结构局部的操纵安全性能（操纵弹性延迟）、结构局部的 使用性能要求（舱门使用性能要求（舱门/ /振动）、气流扰动作用振动）

19、、气流扰动作用 下不允许由于结构刚度不足带来的不安全（颤下不允许由于结构刚度不足带来的不安全（颤 振）以及刚度问题引起的较大损伤积累。振）以及刚度问题引起的较大损伤积累。 3232飞机结构的刚度要求飞机结构的刚度要求飞机结构构件的刚度与强度是同时存在的，对结构构件以强度、飞机结构构件的刚度与强度是同时存在的，对结构构件以强度、 稳定性设计为主稳定性设计为主 （机翼的壁板、各类接头等）（机翼的壁板、各类接头等） ；对部件级结；对部件级结 构提出静刚度指标要求（构提出静刚度指标要求（机翼挠度、机翼挠度、扭转角形变扭转角形变量控制量控制）；）；1 ）静刚度特性要求（变形量控制要求）静刚度特性要求（变

20、形量控制要求） 有有些构件（部位）以刚度设计为主（强度裕度很大，但有使用刚些构件（部位）以刚度设计为主（强度裕度很大，但有使用刚 度要求（度要求（飞机舱门、大开口部位、操纵飞机舱门、大开口部位、操纵/ /传动支座、舵面转轴等传动支座、舵面转轴等）；）； 3333判断有什么刚度要求？34343535 机翼盒段的抗扭刚度本身要满足不能使气动力性能发生变化机翼盒段的抗扭刚度本身要满足不能使气动力性能发生变化 以及在气流扰动下发生剖面扭转角扩大以及在气流扰动下发生剖面扭转角扩大( (发散发散) )的可能；的可能； 2）静气动弹性问题对结构部件的刚度要求静气动弹性问题对结构部件的刚度要求 机翼盒段（副翼

21、连接段）的抗扭刚度要满足舵面操纵效率的机翼盒段（副翼连接段）的抗扭刚度要满足舵面操纵效率的 要求，且不能使其在气流扰动下发生副翼失效或反效的可能。要求，且不能使其在气流扰动下发生副翼失效或反效的可能。 3）动气动弹性问题对结构部件的刚度要求）动气动弹性问题对结构部件的刚度要求 机机/ /尾翼及副翼受气流扰动条件下，在一定速度范围内不允许尾翼及副翼受气流扰动条件下，在一定速度范围内不允许 发生颤振发散（扰动激励下的一种振动发散方式）。发生颤振发散（扰动激励下的一种振动发散方式）。 3636 飞机结构的进气道、操纵系统或某些结构部位（如舵面）避免飞机结构的进气道、操纵系统或某些结构部位（如舵面）避

22、免 由发动机噪声振动源、紊流产生的涡流或激波脉动压力所引起由发动机噪声振动源、紊流产生的涡流或激波脉动压力所引起 的共振或抖振（强迫振动）。的共振或抖振（强迫振动）。4）振动工作环境的结构部位，不应发生结构共振振动工作环境的结构部位，不应发生结构共振飞机结构刚度设计的轶事飞机结构刚度设计的轶事19031903年年WrightWright兄弟动力飞行的兄弟动力飞行的前前9 9天，天，smithsoniansmithsonian 学院的学院的LangleyLangley教授在教授在PotomacPotomac河畔进河畔进行动力飞行失败了，就是因为行动力飞行失败了，就是因为机翼扭转刚度过小所致。机翼

23、扭转刚度过小所致。刚度匹配刚度匹配3737飞机结构刚度设计的一般方法与步骤飞机结构刚度设计的一般方法与步骤 参照已往设计经验或统计数据，进行构件及连接设计；在此基参照已往设计经验或统计数据，进行构件及连接设计；在此基 础上，进行结构刚度在静力条件下的精细计算校核或实验验证；础上，进行结构刚度在静力条件下的精细计算校核或实验验证； 以结构重量为目标，以刚度条件为约束，进行结构构件参数优以结构重量为目标，以刚度条件为约束，进行结构构件参数优 化或构件布局优化设计；化或构件布局优化设计； 结构弹性条件下的气动舵面效率计算分析与结构优化设计；结构弹性条件下的气动舵面效率计算分析与结构优化设计； 结构部

24、件在典型飞行工况上的气动弹性精确数值计算，确定颤结构部件在典型飞行工况上的气动弹性精确数值计算，确定颤 振临界速度；振临界速度； 全机静力试验（强度、刚度同时兼顾，如操纵的灵活性检测）全机静力试验（强度、刚度同时兼顾，如操纵的灵活性检测）； 全机共振实验（扫频仪、激振点）；全机共振实验（扫频仪、激振点）； 试飞测试。试飞测试。38384.2.2 飞机结构的气动弹性设计原理飞机结构的气动弹性设计原理 弹性力弹性力质量力质量力气动力气动力焦点焦点 刚刚 心心 质质 心心气动弹性问题的基本概念气动弹性问题的基本概念1 1）飞机翼面结构上的三种力、三个心）飞机翼面结构上的三种力、三个心 结构抵抗变形所

25、产生的内力结构抵抗变形所产生的内力结构体对外部载荷变化的反作用力结构体对外部载荷变化的反作用力气流流过飞行器表面的压差载荷气流流过飞行器表面的压差载荷39392 2）静气动弹性与动气动弹性问题的区别静气动弹性与动气动弹性问题的区别静气弹仅关心气动力（由任何飞行条件变化引起的气动力增静气弹仅关心气动力（由任何飞行条件变化引起的气动力增量与升力面结构刚度（弹性力）之间量与升力面结构刚度（弹性力）之间耦合耦合作用，是静力平衡作用，是静力平衡的稳定性问题。的稳定性问题。一般有三类：一般有三类： 机翼扭转扩大（形变发散）问题机翼扭转扩大（形变发散）问题 （ S-37(S-37(金雕金雕) )、X-29X

26、-29） 副翼反效（操纵效能）问题副翼反效（操纵效能）问题 气动弹性载荷修正气动弹性载荷修正4040动气动弹性则关心气动力扰动激励作用下，由气动力增量、动气动弹性则关心气动力扰动激励作用下，由气动力增量、结构刚度以及质量力三者交互作用时，能否产生自激振动结构刚度以及质量力三者交互作用时，能否产生自激振动的发散（振幅扩大）。这种自激振动的发散与飞机飞行的发散（振幅扩大）。这种自激振动的发散与飞机飞行速速度相关，是一个飞行性能与安全性的问题。度相关，是一个飞行性能与安全性的问题。 4141静气动弹性问题的力学成因及设计措施静气动弹性问题的力学成因及设计措施1 1）静气动弹性问题中的扭转扩大静气动弹

27、性问题中的扭转扩大Y亚音速中严重亚音速中严重 气动力增量气动力增量( (Y)Y)绕刚心产生扭转力矩增量绕刚心产生扭转力矩增量 M=Yd ； （与飞行速度的平方成正比与飞行速度的平方成正比） 盒段弹性将提供抵抗变形的内力矩抗衡该升力力矩增量盒段弹性将提供抵抗变形的内力矩抗衡该升力力矩增量Mk，刚度较小，刚度较小，M Mk ( (扭角扩大，气动力矩扭角扩大，气动力矩 ，变形发散，变形发散);); （强度问题）（强度问题）4242 超音速时压心及焦点后移，在扰动作用下扭转扩大一般超音速时压心及焦点后移，在扰动作用下扭转扩大一般 不易出现不易出现 ; 前掠机翼的扭转扩大比后掠翼尤为严重前掠机翼的扭转扩

28、大比后掠翼尤为严重（两个解释）（两个解释）； 对一定的结构刚度设计，总对一定的结构刚度设计，总存在一个飞行临界速度。存在一个飞行临界速度。 飞行方向飞行方向AABB下洗速度下洗速度A下洗速度下洗速度真实迎角减小真实迎角减小顺气流剖面上的后缘点位移小于顺气流剖面上的后缘点位移小于前缘点位移，导致翼剖面抬头前缘点位移，导致翼剖面抬头假设气动力的肋剖面合力作用于刚轴上，假设气动力的肋剖面合力作用于刚轴上，机翼纯弯；顺气流剖面上后缘点位移大机翼纯弯；顺气流剖面上后缘点位移大于前缘点位移，导致翼剖面低头于前缘点位移，导致翼剖面低头垂直弹性垂直弹性轴的剖面轴的剖面43432 2）静气动弹性问题中的副翼反效

29、静气动弹性问题中的副翼反效YaYk 副翼偏转副翼偏转产生向上升力产生向上升力YaYa（在刚心之后），这使结构剖面（在刚心之后），这使结构剖面 低头扭转，导致结构剖面迎角降低低头扭转，导致结构剖面迎角降低; ;反过来这又产生了向下的反过来这又产生了向下的 升力升力Y Yk k, ,来抵消副翼偏转产生的升力，致使效率降低、反效；来抵消副翼偏转产生的升力，致使效率降低、反效； 可近似认为操纵力不变，显然也存在个临界速度；可近似认为操纵力不变，显然也存在个临界速度； 对大展弦比后掠翼，机翼扭转刚度问题更突出（扭转刚度与对大展弦比后掠翼，机翼扭转刚度问题更突出（扭转刚度与 展长成反比）。展长成反比）。

30、44443 3）静气动弹性的刚度设计措施静气动弹性的刚度设计措施 提高升力面结构剖面的扭转刚度或使刚心前移提高升力面结构剖面的扭转刚度或使刚心前移, ,对任一机翼对任一机翼 受重量约束不能无限制；受重量约束不能无限制； 适当提高升力面结构剖面的抗弯刚度（不至引起展向气动力适当提高升力面结构剖面的抗弯刚度（不至引起展向气动力 分布的额外变化，减少翼尖分离，对后掠翼重要）；分布的额外变化，减少翼尖分离，对后掠翼重要）； 对大展弦比后掠翼高速时，可增对大展弦比后掠翼高速时，可增 加扰流片（大飞机常用，用于改加扰流片（大飞机常用，用于改 善气动力分布）；善气动力分布）； 复合材料气动剪裁优化设计（利用

31、弯扭耦合性质，复合材料气动剪裁优化设计（利用弯扭耦合性质， 对前掠机翼必须，对其他机翼也有不增加结构重量的意义）。对前掠机翼必须，对其他机翼也有不增加结构重量的意义）。 4545动气动弹性问题的力学成因及设计措施动气动弹性问题的力学成因及设计措施1 1）机翼弹性弯扭变形耦合导致的颤振机翼弹性弯扭变形耦合导致的颤振向上运动，迎角增加向上运动，迎角增加向下运动，迎角减小向下运动，迎角减小等幅等幅发散发散衰减衰减加速势能变动能减速动能变势能图解为发散振动振动过程中由于振动过程中由于弯扭耦合吸收了弯扭耦合吸收了气动力使其在过气动力使其在过程中作功程中作功频率频率阻尼阻尼两个来源的周期性力/矩值4646

32、该周期运动一定是有阻尼的（如在空气中煽扇子），运动该周期运动一定是有阻尼的（如在空气中煽扇子），运动为什么不停止？甚至可能振动发散呢？为什么不停止？甚至可能振动发散呢？202yVYCSuV0(=e+u/V ) 气动力增量与飞行速度平方成正比气动力增量与飞行速度平方成正比 阻尼力与飞行速度成线性关系阻尼力与飞行速度成线性关系 2002dyVuYCSV 颤振中的力作功曲线颤振中的力作功曲线vcrY（- Y d）v0Vu向前飞行中，翼面扭转产生气动力增量向前飞行中，翼面扭转产生气动力增量弯曲垂直振动运动的气动阻尼，正比于弯曲垂直振动运动的气动阻尼，正比于飞行速度。飞行速度。颤振临界速度e质量力对刚心

33、导致的扭转角4747 颤阵临界速度的粗定量公式颤阵临界速度的粗定量公式 2cryGJ bVSC 为焦点到重心的距离为焦点到重心的距离； b 为弦长为弦长。固有频率特性在颤振中的作用：1、弯曲振动过程中可形成对刚心的周期性力和矩(质量力和气动力增量之和) ；2、不同结构元件对弯曲频率与扭转频率的贡献不同；3、弯曲频率与扭转频率相近，则会导致小的质量力矩产生大的扭转周期变形（共 振）；从而吸收空气动力作功，导致弯曲变形有发散的趋势。48482 2）副翼弯曲颤振的力学成因）副翼弯曲颤振的力学成因向上运动，正弯度增加向上运动，正弯度增加向下运动，负弯度增加向下运动，负弯度增加弯度变化产生的弯度变化产生

34、的升力变化与运动升力变化与运动一致，导致主翼一致，导致主翼盒周期振荡增大盒周期振荡增大副翼摇臂有力矩不致副翼完全翻转副翼摇臂有力矩不致副翼完全翻转49493 3）抗颤振设计措施）抗颤振设计措施副翼颤振为副翼的周期性刚体运动，仍有激振力与阻尼力，故也副翼颤振为副翼的周期性刚体运动，仍有激振力与阻尼力，故也存在振动发散或收敛问题以及颤振临界速度。存在振动发散或收敛问题以及颤振临界速度。 提高机翼的抗弯提高机翼的抗弯/ /扭刚度、拉开弯扭模态频率，不能无限制；扭刚度、拉开弯扭模态频率，不能无限制； 重心前移，减小重心到刚心距离（翼尖加配重重心前移，减小重心到刚心距离（翼尖加配重/ /副翼前缘）；副翼

35、前缘）； 操纵系统中加装颤振阻尼器（消耗颤振能量，对副翼有效操纵系统中加装颤振阻尼器（消耗颤振能量，对副翼有效）；）； 复合材料结构的复合材料结构的弹性气动剪裁设计（弯扭耦合设计）；弹性气动剪裁设计（弯扭耦合设计）； 主动控制技术（主动阻尼控制方法，通过感测机翼弯曲运动主动控制技术（主动阻尼控制方法，通过感测机翼弯曲运动 的速度，控制操纵副翼或直接升力面）。的速度，控制操纵副翼或直接升力面）。 5050 小小 结结几个基本概念几个基本概念力与心，静气弹，动气弹静气弹的力学成因及设计措施静气弹的力学成因及设计措施动气弹的力学成因及设计措施动气弹的力学成因及设计措施质量力参与过程弯扭耦合，弯扭刚度

36、，主动控制扭转扩大，副翼反效，扭转刚度Homework:用框图方式总结分析主翼盒的静、动气弹力学原理用框图方式总结分析主翼盒的静、动气弹力学原理1.5次课结束气弹设计原理5151 4.3 安全寿命设计安全寿命设计结构疲劳破坏概念结构疲劳破坏概念 飞机在整个服役周期内，要飞机在整个服役周期内，要经历大量的交变载荷反复作用，经历大量的交变载荷反复作用，这将导致结构体内的缺陷发展，这将导致结构体内的缺陷发展，发生缺陷汇集与裂纹生长，最终导致结构的断裂破坏。发生缺陷汇集与裂纹生长，最终导致结构的断裂破坏。 可以想象，反复载荷的大小、作用次数以及结构对缺陷的敏感可以想象，反复载荷的大小、作用次数以及结构

37、对缺陷的敏感程度等有关（物理微观本质更复杂）。程度等有关（物理微观本质更复杂）。 据统计，二战后仅英美两国民用飞机就发生据统计，二战后仅英美两国民用飞机就发生2020余起疲劳失事；余起疲劳失事；近年来，仍时有发生。近年来，仍时有发生。（19881988，Boeing737Boeing737空中解体空中解体； 20022002年年Boeing747Boeing747空中解体空中解体） 5252结构全寿命周期内要承受复杂的随机载荷（结构全寿命周期内要承受复杂的随机载荷（小于最大破坏载荷小于最大破坏载荷）作）作用，结构构件的微观缺陷生长与发展（用，结构构件的微观缺陷生长与发展（损伤积累损伤积累），导

38、致结构构件），导致结构构件的实际承载能力下降（的实际承载能力下降（安全隐患安全隐患），可能发生猝不及防的灾难性事），可能发生猝不及防的灾难性事故（故（疲劳破坏疲劳破坏）。设计上必须予以评估并防止此类破坏形式的发生。）。设计上必须予以评估并防止此类破坏形式的发生。安全寿命是指结构构件发生宏观可见裂纹前的飞机使用期限安全寿命是指结构构件发生宏观可见裂纹前的飞机使用期限 与飞机结构初步方案关系不大；与飞机结构初步方案关系不大；重视细节设计与加工质量；重视细节设计与加工质量；应采用有限的工作应力水平。应采用有限的工作应力水平。安全寿命设计概念安全寿命设计概念53534.3.1 疲劳破坏的基本现象与微观

39、机理疲劳破坏的基本现象与微观机理 局部特性局部特性( (发生在结构细节处发生在结构细节处) ) (内在的缺陷因素)； 反复交变载荷反复交变载荷 S, S b (外部的应力因素) ； 过程的潜伏性过程的潜伏性(无明显破坏前兆, 无明显塑性变形)； 过程结束的突发性过程结束的突发性（尤其对厚体结构件）； 过程的阶段性特征：孕育过程的阶段性特征：孕育扩展扩展破断破断； 分散性分散性( (什么时间发生并不确切什么时间发生并不确切) )。疲劳破坏的基本特征疲劳破坏的基本特征5454规则交变载荷描述规则交变载荷描述（脉冲）对称01)(maxminminmaxSSRSSSSamean 5 5个描述参数个描述

40、参数： 仅仅2 2个参数独立个参数独立, , 常用（常用（Smax，R）,( ,( Sa ,R ) ) 5555疲劳裂纹形成机理疲劳裂纹形成机理 内因：微裂纹形成于微观应力集中处内因：微裂纹形成于微观应力集中处( (粗糙表面、表面划痕、粗糙表面、表面划痕、 材料缺陷、内部夹杂、结构缺口）材料缺陷、内部夹杂、结构缺口） 主观条件：主观条件：微塑性形变循环累积微塑性形变循环累积； 新生表面挤出、挤入导致微裂纹生成。新生表面挤出、挤入导致微裂纹生成。 （几个（几个 ） m5656宏观裂纹扩展机理宏观裂纹扩展机理 裂尖滑移形变裂尖滑移形变 新生裂纹面新生裂纹面 锐化锐化 钝化钝化( (形成形成a)a)

41、 361010dNda021010dNda宏观稳定扩展宏观稳定扩展 失速段扩展失速段扩展mm/cycle5757疲劳断口形貌特征疲劳断口形貌特征 形核区形核区( (疲劳源区，呈圆形、亮泽疲劳源区，呈圆形、亮泽) )； 扩展区扩展区( (明显的疲劳条纹明显的疲劳条纹) )； 瞬断区瞬断区( (粗糙粗糙, ,剪切唇剪切唇) )。 剩余强度变化特征剩余强度变化特征 acra0ab剩 剩余强度下降梯度过大，结构不能继续使用。5858疲劳断口形貌特征疲劳断口形貌特征 59594.3.2 金属材料的疲劳破坏规律及统计特性金属材料的疲劳破坏规律及统计特性 疲劳破坏的曲线特征疲劳破坏的曲线特征105-110

42、7N短寿命段低周疲劳 中长寿命高周疲劳疲劳极限区KNSfmaSa afmlgSlgNlgK应力降低应力降低20%,寿命约增加寿命约增加1倍倍 ！疲劳强度6060疲劳曲线的基本规律疲劳曲线的基本规律； 循环比循环比R的影响的影响：Sa 不变，不变， ; Smax 不变，不变，fNR ,fNR , 均值均值 Sm 的影响：的影响： Sm 不变不变,;,faNS 分散性分散性:(:(内因：材料微观及加工缺陷内因：材料微观及加工缺陷; ; 外因：载荷变程外因：载荷变程) ) 2lglg2lglgexp21lgNNNNNf短寿命一般分散性服从短寿命一般分散性服从Log-Normal分布分布中长寿命一般分

43、散性中长寿命一般分散性Weibull 分布分布 Sa 不变不变, ,;,fmNS6161结构件的结构件的SN曲线曲线 S N曲线规律类同，但曲线规律类同，但分散性更小；分散性更小； 以以应力集中系数应力集中系数 Kt 表征结构参数表征结构参数; NSa Kt小Kt大应力集中应力集中6262材料的循环应力应变规律材料的循环应力应变规律 反映了材料反复塑性损伤累积的过程。反映了材料反复塑性损伤累积的过程。6363试验试验SN曲线的归纳（等寿命曲线）曲线的归纳（等寿命曲线） SmSaR=1NSaR=0 用内查方法可获得更多的用内查方法可获得更多的SN曲线曲线 64644.3.3 飞机结构的安全寿命估

44、算步骤与方法飞机结构的安全寿命估算步骤与方法 飞机结构疲劳载荷历程的统计（重心过载谱）；飞机结构疲劳载荷历程的统计（重心过载谱）； 重心过载谱转换成构件或结构细节处的疲劳应力谱；重心过载谱转换成构件或结构细节处的疲劳应力谱； 复杂应力谱的疲劳损伤累积（寿命估算）方法及其应用。复杂应力谱的疲劳损伤累积（寿命估算）方法及其应用。重心过载谱转换成疲劳应力疲劳谱需要细致研究飞行姿态和气重心过载谱转换成疲劳应力疲劳谱需要细致研究飞行姿态和气动力的分布以及结构内力计算（有限元方法），不再讲解。动力的分布以及结构内力计算（有限元方法），不再讲解。6565 飞机结构疲劳载荷历程的统计飞机结构疲劳载荷历程的统计

45、重心过载谱重心过载谱：飞机飞行过程中重心处所经历的加速度飞机飞行过程中重心处所经历的加速度 历程的历程的统计统计数据。数据。飞机执行各典型任务剖面的峰谷值飞机执行各典型任务剖面的峰谷值计数、过滤与归纳计数、过滤与归纳。6666飞机典型任务剖面的主要载荷形式飞机典型任务剖面的主要载荷形式 突风载荷突风载荷: :（气流扰动载荷（气流扰动载荷, ,见过载计算）见过载计算） 运输机客机；季节性运输机客机；季节性+ +地区性；中幅值随机性强地区性；中幅值随机性强 机动机动载荷载荷: :（平飞（平飞（1g1g） 机动机动 改出）改出） 歼击机、攻击机歼击机、攻击机 ；过载幅值大过载幅值大 地面滑行载荷地面

46、滑行载荷: :（起飞前与着陆后的颠簸载荷）（起飞前与着陆后的颠簸载荷） 幅值小幅值小+ +频率高频率高+随机性强随机性强 ；运输机及客机更为突出；运输机及客机更为突出 着陆撞击载荷着陆撞击载荷: : 飞机质量飞机质量+ +下沉速度；起落架缓冲装置下沉速度；起落架缓冲装置 其他载荷：坐舱气密增压载荷、噪声载荷、抖振，地空地循环其他载荷：坐舱气密增压载荷、噪声载荷、抖振，地空地循环6767飞机典型载荷形式的主要特征飞机典型载荷形式的主要特征 v 随机性随机性( (大小频次变化复杂大小频次变化复杂, ,不是一次飞行都可遇到不是一次飞行都可遇到, ,需要多次需要多次 试飞飞行统计试飞飞行统计) )；v

47、飞机的类型不同飞机的类型不同, ,载荷考虑不同；载荷考虑不同；v载荷形式不同载荷形式不同, , 对飞机内力及寿命及部位的影响不同：对飞机内力及寿命及部位的影响不同：v飞行中，以匀速平飞飞行中，以匀速平飞n ny y=1g=1g为平均载荷；为平均载荷；v地面上，以停机平衡重量载荷地面上，以停机平衡重量载荷n ny y=1g=1g为平均载荷；为平均载荷； 统计原则统计原则: : 疲劳极限以下的载荷截除疲劳极限以下的载荷截除（低载删除原则低载删除原则）；）； 极少出现的高载截除极少出现的高载截除(极小事件概率值界定极小事件概率值界定）。 6868载荷谱的编制形式与种类载荷谱的编制形式与种类 重心过载

48、谱重心过载谱: :飞机重心处的过载系数表飞机重心处的过载系数表 构件载荷谱构件载荷谱: :构件两端受到的内力数据构件两端受到的内力数据 构件细节应力谱构件细节应力谱 ：构件细节部位的应力变化历程构件细节部位的应力变化历程 v 程序块谱程序块谱 ( (低高低排列的载荷表低高低排列的载荷表) )；v 随机谱随机谱( (伪随机数生成载荷序列伪随机数生成载荷序列), ), 按飞按飞- - 续续-飞顺序编排。飞顺序编排。6969 复杂载荷谱的损伤累积（安全寿命）估算方法复杂载荷谱的损伤累积（安全寿命）估算方法 寿命值的表现形式寿命值的表现形式: : 疲劳损伤的工程定量描述疲劳损伤的工程定量描述: 起落次

49、数起落次数 ；飞行小时飞行小时。 1 1个载荷反复形成的疲劳损伤个载荷反复形成的疲劳损伤 RSNdaf,1 n n个相同载荷反复的疲劳损伤个相同载荷反复的疲劳损伤 fnNnd 线性损伤累积法则：线性损伤累积法则：各级载荷所造成的损伤线性累加。各级载荷所造成的损伤线性累加。 K K级不同载荷反复损伤累积量级不同载荷反复损伤累积量 KifiiKNnD1 疲劳破坏准则疲劳破坏准则 DK = 1 疲劳破坏寿命疲劳破坏寿命 N块块= 1 /DK7070局部细节应力谱局部细节应力谱疲劳损伤累积疲劳损伤累积D材料、构件的疲劳性能材料、构件的疲劳性能数据数据S N曲线曲线寿命寿命: :谱小时谱小时, ,起落数

50、起落数 安全寿命估算步骤安全寿命估算步骤 重心过载谱重心过载谱 结构内力分析结构内力分析平飞名义应力平飞名义应力停机名义应力停机名义应力平飞构件载荷分布平飞构件载荷分布停机构件载荷分布停机构件载荷分布结束结束分散系数71714.3.4 飞机结构的抗疲劳设计措施飞机结构的抗疲劳设计措施 飞机结构寿命飞机结构寿命: : 指飞机结构最危险部位的使用寿命指飞机结构最危险部位的使用寿命, ,即以最危险即以最危险 局部的寿命代表飞机结构的全机寿命。局部的寿命代表飞机结构的全机寿命。 问问 题题: a) : a) 多危险部位（多危险部位（导致最终的广布疲劳损伤导致最终的广布疲劳损伤）; ; b) ) 综合比

51、较综合比较 ( (计算分析、试验、维修实践计算分析、试验、维修实践) )；抗疲劳设计抗疲劳设计: : 对结构危险部位采取一切有利于提高疲劳寿命的对结构危险部位采取一切有利于提高疲劳寿命的 设计措施。设计措施。基本概念基本概念7272抗疲劳设计原则抗疲劳设计原则: (: (材料、工艺、设计三方面材料、工艺、设计三方面) ) 设计是主导，材料是基础，工艺是关键设计是主导，材料是基础，工艺是关键材料及工艺技术方面材料及工艺技术方面 综合选择静强度、疲劳性能好的材料综合选择静强度、疲劳性能好的材料 LY12、LC4、20 、70 、30CrMnSiA、TC 改善材料疲劳性能的热处理工艺方法改善材料疲劳

52、性能的热处理工艺方法 改善材料表面接触环境的化学工艺方法改善材料表面接触环境的化学工艺方法 改善材料表面的加工质量改善材料表面的加工质量 表面强化工艺：喷丸、滚压、挤压表面强化工艺：喷丸、滚压、挤压强韧性矛强韧性矛盾盾 复合材料的深化应用复合材料的深化应用7373设计技术方面设计技术方面 合理布置结构的传力路线合理布置结构的传力路线 合理选取结构连接的受力形式合理选取结构连接的受力形式 降低应力集中降低应力集中 Kt Kt=2.5Kt=3.6Kt=1.5Kt =4.5？ 适当降低应力水平适当降低应力水平 加预应力过盈配合加预应力过盈配合 冷挤压强化工艺冷挤压强化工艺 改变连接接头的紧固件传力改

53、变连接接头的紧固件传力 无予应力有予应力有残余应力 无残余应力75%25%7474 小小 结结基本概念及安全寿命的含义基本概念及安全寿命的含义指结构危险细节的裂纹形成寿命安全寿命的估算方法安全寿命的估算方法疲劳损伤的定义及累积法则抗疲劳细节设计技术抗疲劳细节设计技术控制结构的细节应力水平；控制加工质量Homework: P181 probs. 3/4/5第第6次课结束次课结束主要涉及到结构材料微观缺陷的发展规律，主要涉及到结构材料微观缺陷的发展规律，s-N载荷历程的统计，随机载荷的损伤累积法则载荷历程的统计，随机载荷的损伤累积法则材料性能的综合选择，结构的抗疲劳细节设计材料性能的综合选择，结构

54、的抗疲劳细节设计7575 4.4 损伤容限设计损伤容限设计安全寿命设计缺陷安全寿命设计缺陷 对结构任何关键部位的技术要求一致，导致结构应力水平偏低，对结构任何关键部位的技术要求一致，导致结构应力水平偏低， 重量偏高；质量控制成本较大。重量偏高；质量控制成本较大。 用用分散系数保证结构安全使用，重量大且小概率事件难于避免。分散系数保证结构安全使用，重量大且小概率事件难于避免。 对结构存在缺陷漏检情况下，难于保障结构的安全对结构存在缺陷漏检情况下，难于保障结构的安全。 对破损安全结构设计无技术指导意义。对破损安全结构设计无技术指导意义。 7676损伤容限设计概念损伤容限设计概念 飞机在使用期间或制

55、造初期允许存在缺陷飞机在使用期间或制造初期允许存在缺陷, ,甚至允许主要受甚至允许主要受力构件发生裂纹（力构件发生裂纹（但不危及结构安全但不危及结构安全）。利用断裂力学理论与）。利用断裂力学理论与试验结果试验结果, ,设计使得结构裂纹在一定限度内不危及安全（设计使得结构裂纹在一定限度内不危及安全（损伤容损伤容限限）,保证结构有足够的剩余强度、刚度（能继续承载）保证结构有足够的剩余强度、刚度（能继续承载）, , 利用定利用定期检查维修保证飞机结构使用的安全可靠期检查维修保证飞机结构使用的安全可靠, ,且不致发生灾难事故。且不致发生灾难事故。 把握好含裂结构的裂纹的基本特性把握好含裂结构的裂纹的基

56、本特性断裂力学断裂力学应用断裂力学理论与实验的研究成果，通过分析、检查等手段，保障含裂结构的使用安全应用断裂力学理论与实验的研究成果，通过分析、检查等手段，保障含裂结构的使用安全 ！77774.4.1 断裂力学基础断裂力学基础 断裂力学概念断裂力学概念 用含裂体的特征参数用含裂体的特征参数( (几何、载荷几何、载荷) )表征其内力、形变规律，表征其内力、形变规律，研究含裂体剩余强度规律及破坏准则研究含裂体剩余强度规律及破坏准则, , 包括交变载荷作用下包括交变载荷作用下的裂纹演变规律及寿命估算分析等。的裂纹演变规律及寿命估算分析等。 含裂体基本构形含裂体基本构形 穿透型；穿透型；表面椭圆裂纹型

57、；表面椭圆裂纹型；深埋钱币型。深埋钱币型。7878线弹性断裂力学基础线弹性断裂力学基础 n 裂纹尖端附近应力场分布及其应力特征参数裂纹尖端附近应力场分布及其应力特征参数（应力强度因子）（应力强度因子） 无穷大板中心一椭圆无穷大板中心一椭圆 (a, b)(a, b)孔边的应力集中孔边的应力集中 1tKR rtbaK或或01tRKab ，应力集中增大应力集中增大 0aRb ，变成裂纹变成裂纹tK7979r2 a无穷大弹性薄板穿透裂纹裂尖近区应力分布解无穷大弹性薄板穿透裂纹裂尖近区应力分布解 23222232122232122sincossinsinsincossinsincosrKrKrKxyyx

58、19571957年年 ( ( IRWIN )IRWIN ) aKfrKijij2（Nm -1.5，MPam），），注意这里的注意这里的 是远场应力是远场应力。8080211rrRemarks: 裂尖有裂尖有 奇异性奇异性, , 裂尖应力无穷大裂尖应力无穷大( (线弹性体理论解线弹性体理论解); ); K 表征了裂尖弹性应力场强度表征了裂尖弹性应力场强度( (数学上的无穷大量级数学上的无穷大量级) ) ； 理论研究表明理论研究表明: : 对一定规则几何边界对一定规则几何边界, ,在张开、剪切、撕裂载荷等方在张开、剪切、撕裂载荷等方 式下式下, ,其其K 值为值为: : xyxzKa FKa FK

59、a FWaWafFIsecFi - 几何边界修正系数几何边界修正系数 对于其它裂纹形状对于其它裂纹形状, ,载荷作用位置及几何边界条件等载荷作用位置及几何边界条件等, ,有有: : 8181近裂区应力分布形式不变，即近裂区应力分布形式不变，即 ijfr，21不变；不变；K K 值计算有不同形式值计算有不同形式。 K K 显得十分重要显得十分重要, ,更重要的在于它可方便作为材料断裂判据应用，更重要的在于它可方便作为材料断裂判据应用， 故作为弹性含裂体的重要应力表征参数故作为弹性含裂体的重要应力表征参数, , 称为称为应力强度因子应力强度因子。 n 应力强度因子的小屈服范围条件修正应力强度因子的

60、小屈服范围条件修正l 小范围屈服条件小范围屈服条件: : 塑性区尺寸远小于构件和裂纹几何尺寸的条件。塑性区尺寸远小于构件和裂纹几何尺寸的条件。 l 工程中的合金材料都有一定的延性，裂尖区域不可能出现应力奇工程中的合金材料都有一定的延性，裂尖区域不可能出现应力奇 异，异，K K值不复存在值不复存在，线弹性断裂力学理论应用受阻，线弹性断裂力学理论应用受阻。 l 细致研究表明细致研究表明，在小范围屈服条件下，通过某种原则对裂纹长度，在小范围屈服条件下，通过某种原则对裂纹长度 进行修正，使得在工程材料中应用线弹性断裂力学的理论成果进行修正，使得在工程材料中应用线弹性断裂力学的理论成果 。8282l 应