任务三 机身结构课件讲解

1.5机身结构(1)安置空勤组成员、旅客，装载燃油、各种系统、设备以及货物等；(2)把机翼、尾翼、起落架及发动机连接在一起，形成一架完整的飞机。机身结构的外部载荷.

机翼、尾翼、起落架等部件的固定接头传来的集中载荷机身上各部件及装载的质量力.机身结构本身的质量力

气密座舱的增压载荷机身结构的主要外载荷

飞机在飞行和着陆过程中，机身结构承受的外载荷有哪些？飞机在飞行和着陆过程中，机身结构承受由机翼、尾翼、起落架等部件的固定接头传来的集中载荷，承受机身上各部件及装载的质量力、机身结构本身的质量力以及气密座舱的增压载荷。作用在机身上的外载荷，通常可以分为对称载荷和不对称载荷两种。与机身对称面对称的外载荷，称为对称载荷，反之称为不对称载荷。

一、对称载荷与机身对称面对称的载荷称为对称载荷。飞机平飞和在垂直平面内作曲线飞行时，由机翼和水平尾翼的固定接头传给机身的载荷，以及当飞机以三点或两点（两主轮）接地时，传到机身上的地面撞击力等，都属于对称载荷。在对称载荷作用下，机身要受到对称面内的剪切和弯曲作用。一般在机身与机翼联接点处，机身承受的剪力和弯矩最大。1．飞机在垂直平面内做机动飞行时，机身承受的对称载荷

飞机在垂直平面内做机动飞行时，机身除了要承受由机翼、尾翼固定接头传来的对称载荷外，还要承受作用于对称面的装载(人员、燃油、设备)以及结构本身的质量力。当飞机具有对重心的角加速度时，在沿机身纵向离开飞机重心的某处，其过载应等于飞机重心的过载n加上由角加速度引起的附加过载Δn。RARBRCRDDq剪力图弯矩图ABCD如图所示，机身由A、B两个连接接头与机翼相连，机翼接头对机身的支点的反作用力分别为RA和RB；水平尾翼的外载荷通过垂直尾翼机身相连的接头C和D传给机身，它们分别是RC和RD；机身的质量力为q。由此可做出飞机在垂直平面内做机动飞行时的剪力图和弯矩图。

2．飞机接地时，机身承受的对称载荷当前三点式飞机以两点接地时，主轮的载荷和此时机翼上的升力由机翼的固定接头传给机身；此外，机身还要承受质量力。以上这些外载荷都是对称载荷。前三点式飞机以两点接地时，飞机有绕重心旋转的角加速度。因此，机身上沿纵向各点处的过载应等于飞机重心的过载与旋转角加速度所引起的附加过载之和。二、不对称载荷与机身对称面不对称的载荷称为不对称载荷。机身的不对称载荷主要有如下形式：①水平尾翼不对称载荷当水平尾翼的升力不对称时，水平尾翼形成不对称载荷。②垂直尾翼侧向水平载荷③一个主轮接地时的撞击力④飞机作急转弯或侧滑等飞行动作时，机身上的部件产生的侧向惯性力。在不对称载荷作用下，机身要承受剪切、弯曲、和扭转。侧滑时水平尾翼上的不对称载荷横滚时水平尾翼上的不对称载荷当水平尾翼受到不对称载荷时，一方面机身要受到对称面内的剪切和弯曲作用，另一方面由于两侧水平尾翼升力的合力Y不通过机身轴线，机身各横截面还要受到扭矩作用在不对称载荷作用下机身的扭矩上图表示当尾翼载荷产生的力矩与机翼前、后接头传来的力矩平衡时，机身的扭矩图。

后机身的扭矩是由什么载荷引起的？

（1）水平尾翼的不对称载荷；（2）垂直尾翼的侧向水平载荷；（3）一个主轮先接地时的撞击载荷。

水平尾翼的不对称载荷在后机身内引起什么内力？对称面内的剪力、弯矩，还有扭矩。

三、其它载荷飞行中，机身除承受机翼、尾翼传来的集中载荷和质量力外，还要承受局部空气动力载荷和气密座舱的增压载荷。飞行中，机身表面还要承受局部空气动力。但是，由于大部分表面承受的局部空气动力较小，并且局部空气动力沿横截面周缘大致是对称分布的，基本上能自相平衡而不再传给机身的其它部分。因此，可以认为局部空气动力不会影响到整个机身结构的受力，只对机身结构的局部受力有一定的影响。机身结构的传力分析机翼、尾翼和起落架等部件传来的集中载荷，都直接作用在加强隔框上。加强隔框周缘是与蒙皮铆接在一起的。加强隔框沿铆缝把载荷以剪流的形式传给蒙皮。蒙皮本身承受和传递全部剪力和扭矩，并将弯矩传递给大梁和桁条。

一．垂直载荷的传递

加强隔框在承受垂直方向的对称载荷时，要沿垂直方向移动。大梁抵抗垂直方向变形的能力很小，不能有效地阻止隔框垂直移动；而蒙皮（尤其是两侧蒙皮）抵抗垂直方向变形的能力较大，它能有效地阻止隔框垂直移动。因此，蒙皮是支持加强隔框的主要构件。这时，加强隔框沿两边与蒙皮连接的铆缝，把集中载荷以剪流的形式分散地传给蒙皮；蒙皮则产生反作用剪流，来平衡加强隔框上的载荷。剪流反作用剪流由于沿隔框周缘各部分蒙皮抵抗垂直方向变形的能力不同，周缘剪流的分布是不均匀的。机身两侧的蒙皮，抵抗垂直方向变形的能力比上下蒙皮强，因此，这个部位剪流较大。为了研究方便，可以认为作用在隔框平面内的垂直载荷完全传给了两侧蒙皮，并由它产生的反作用剪流来平衡。即传递垂直载荷时，机身两侧蒙皮的作用相当于翼梁的腹板。在连接机翼的主要接头处，机身横截面上承受的剪力最大，因而这个部位的蒙皮较厚当加强隔框受到不对称垂直集中载荷作用时，可以把不对称集中载荷分解为对称部分和反对称部分。反对称集中载荷部分相当于作用在加强隔框上一个扭矩。加强隔框沿周缘的铆钉把扭矩以剪流的形式均匀地传给蒙皮，蒙皮则产生反作用剪流，形成对隔框中心的反力矩，使隔框平衡。当加强隔框受到相对机身轴线不对称垂直集中载荷作用时，隔框周缘同时产生两个剪流，周缘各处总剪流的大小就等于这两个剪流的代数和。二．水平载荷的传递作用于加强隔框的水平载荷（例如来自垂直尾翼的载荷）通常是不对称的，它对隔框的作用，相当于一个作用于隔框中心处的力（即对机身的剪力），和一个对隔框中心的力矩（即对机身的扭矩）。飞机在飞行中，垂直尾翼受到水平载荷时，在机身蒙皮哪部分产生的剪流最大，为什么？接近垂直尾翼部分机身上蒙皮具有最大剪流。它等于水平剪力和扭矩产生的剪流之和。加强隔框传递作用于中心处的力的情况，与传递垂直载荷相似，它同样是沿铆缝以剪流的形式将载荷分散地传给蒙皮的。但由于力的方向是水平的，所以，机身上下蒙皮截面上产生的剪流最大。加强隔框承受扭矩时，要在自己的平面内旋转。蒙皮组成的合围框具有较大的抗扭刚度，它能通过铆钉来阻止隔框旋转。这样，加强隔框便沿周缘铆缝把扭矩以剪流的形式均匀地传给蒙皮，蒙皮则产生反作用剪流，形成对隔框中心的反力矩，使隔框平衡。加强隔框承受水平载荷时，隔框周缘要同时产生两个剪流，即平衡力P的剪流和平衡力矩M的剪流。周缘各处的总剪流的大小，就是这两个剪流的代数和。在承受垂直尾翼传来的载荷时，隔框上部两个剪流的方向相同，而下部方向相反。因此，固定垂直尾翼的加强隔框，上部受力较大，这些隔框的上部往往做得较强，而且机身尾段上部的蒙皮一般也比较厚。对于固定前起落架的加强隔框来说，在承受由前起落架传来的侧向水平载荷时，隔框下部的受力比上部大，所以，这种隔框的下部通常做得较强。机身构件的构造机身结构中，蒙皮、桁条和构造，与机翼的相应构件相似，因此，下面仅说明机身中大梁和隔框的构造。大梁从受力性质来说，机身的大梁相当于翼梁的缘条，它是承受弯矩引起的轴向力的主要构件。机身的大梁的构造比较简单，通常就是一根用铝合金或高强度合金钢轧制成的型材；在大型飞机上，也有采用铆合梁的。隔框机身隔框可分为普通隔框和加强隔框两种。普通隔框功用是形成和保持机身的外形、提高蒙皮的稳定性以及承受局部空气动力；加强隔框除了有上述作用外，主要是承受和传递某些大部件传来的集中载荷。隔框还可分为板式隔框、环形隔框和球形隔框。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。应力集中对静强度的影响程度与材料的性质有关，对脆性材料的影响较大，对塑性较好的材料影响较小。这是因为对于塑性较好的材料，在静载荷作用下，破坏前构件内的应力已趋于均匀化。应力集中对疲劳强度有着重大的影响，它会使疲劳强度大大降低。表面加工的影响在交变载荷作用下，疲劳裂纹常发生在零构件的表面。这是因为在弯曲和扭转载荷作用下，表面层的应力最高，另外，在表面层的缺陷也往往最多。因此，表面的加工质量对疲劳强度有很大的影响。表面光洁度对疲劳强度的影响是随表面光洁度的提高，疲劳强度也提高。反之，表面加工越粗糙，疲劳强度的降低也就越严重。温度对疲劳强度的影响温度是影响疲劳强度的另一个重要因素。当材料在低于蠕变温度(例如，对于铝合金，蠕变温度为205

C)的高温下工作时，高温对长寿命疲劳的影响是降低其疲劳强度。碳钢的疲劳强度大约在100

C时最低，以后随温度升高疲劳强度也升高，到350

C左右时，疲劳强度达到最大，然后随温度继续升高，疲劳强度迅速下降。同一种材料，热处理不同，高温下的疲劳性能也会有较大差别。

在交变温度作用下，就会引起交变的热应力，从而使构件产生疲劳破坏。这种由交变热应力引起的疲劳破坏称为“热疲劳”。在高温时发生的疲劳破坏有相当大的部分是由这种热疲劳引起的。发动机不断起动和停车，使涡轮叶片、尾喷管等经常发生由热疲劳引起的裂纹。金属材料在这种温度下的疲劳强度较室温下的疲劳强度高其它影响的因素冷作硬化和残余应力对疲劳强度有相当大的影响。一般来说，零构件表面有一层均匀的残余压应力对疲劳强度是有利的，但若这种残余应力分布很不均匀，情况就不一样了。反之，如果零构件表面的残余应力是拉应力，则会降低疲劳强度。金属材料的热处理方法及工艺过程对材料的静强度及其它机械性能有明显影响，同样对材料的疲劳强度也会有明显影响。飞机结构在生产装配过程中，很多工艺因素会影响结构的疲劳强度。例如，过度的强迫装配会影响疲劳强度。噪声环境对结构的疲劳强度也有影响。由于大功率喷气发动机的作用，使靠近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，产生所谓的“声疲劳”。抗疲劳设计思想简介安全寿命设计思想安全寿命设计概念要求飞机结构在使用寿命期内不出现宏观可检裂纹，这也就是说安全寿命设计仅考虑裂纹的形成寿命，不考虑裂纹的扩展寿命。由于检测裂纹手段的限制，裂纹形成寿命实际上是指结构从开始使用到形成一定尺寸裂纹(通常称为工程可检裂纹)的使用时间。这段使用时间也称为安全使用寿命。安全寿命设计思想是以结构无初始缺陷假设为基础的。安全寿命设计方法及相应的规范不能够确保飞机结构的安全性。另外，靠用大的安全寿命系数来保证安全性和可靠性，又往往使构件设计得太保守，所以，这种设计方法需要改进。目前在飞机结构设计中，已普遍采用损伤容限设计方法，但是对于认为不宜采用损伤容限概念的结构，例如起落架和发动机架等，仍然采用安全寿命设计。破损安全设计思想

破损安全是指一个构件破坏之后，它承担的载荷可能由其他结构件继续承担，以防止飞机的破坏，或造成刚度的降低过多而影响飞机的正常使用。也就是说，这种设计思想允许飞机结构有局部破损，但必须保证飞机的安全。

例如，民用飞机机身结构中要求长桁和框缘直接铆接或点焊在蒙皮上，使机身蒙皮上出现的疲劳裂纹有可能被限制在两根长桁和框缘组成的格子内。有的飞机机身上还加有环向止裂带（例如，在DC一10飞机上沿机身框处就有钛合金止裂带），这种止裂带是为了阻止裂纹在环向应力作用下沿纵向不断扩展而设置的。如左图所示三缘条环形框，当抗剪腹板外部（或内部）出现裂纹后，裂纹的扩展会被设置的中间突缘（角材）限制住。三缘条环形框

右图所示为一由三块整体壁板通过铝铆钉连接组成的下翼面，使用中任一块壁板破裂时，载荷即可通过展向铆钉传到相邻的壁板上去。当然，在设计时要求铆钉的连接强度，除了负担正常的剪切载荷外，还能负担这种载荷的传递。由三块整体壁板连接组成的下翼面

损伤容限设计思想

损伤容限设计思想的基本含义是：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，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。损伤容限的设计目标通过损伤容限设计和进行裂纹扩展与剩余强度分析，保证飞机结构在未修使用期内，其剩余结构(带损伤结构)仍然能够承受使用载荷作用，不出现结构的破坏或过分变形。损伤容限设计思想的基本方法是：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