飛機結構設計

飛機結構設計

南京航空航天大學 飛機設計技術研究所

2005.9

一、本課程的特點

注重基礎理論概念的實用化、感性化以及 工程化 注重綜合運用知識概念權衡復雜問題分析， 抓住主要矛盾尋找解決問題途徑的基本設 計理念 大量工程結構實例的剖析 注重培養自行分析、動手設計的主觀能力 以及工程實用化的實踐能力

具體要求： 注意定性分析，要求概念清楚； 實踐性強，要求常去機庫觀察實物； 理性推理較差，要求認真上課。

二、基本內容和基本要求

內容： 飛機的外載荷； 飛機結構分析與設計基礎 不同類型飛機結構的分析； 飛機結構的傳力分析； 飛機結構主要元構件設計原則；

內容要求：

①掌握飛機結構分析和設計的基本手 段——傳力分析； ②能夠正確解釋飛機結構元件的布置； ③能夠正確地分析和設計飛機結構的 主要元件。

第1章 緒論

飛機結構設計將飛機構思變為飛機的技 術過程； 成功的結構設計離不開科學性與創造性； 結構設計有其自身的原理和規律，不存 在唯一正確答案，需要不斷的探索和完善。

1.1 飛機結構設計 在飛機設計中的位置

飛機功用及技術要求

空-空： 軍用 空-地：截擊、強擊、轟炸. 戰術技術要求 運輸： 客運 民用 貨運 使用技術要求 運動，……

技術要求

技術要求：Vmax，升限，航程/作戰半徑， 起飛著陸距離， 載重/起飛重量，機動性 指標（加速，最小盤旋，爬升），使用 壽命； 非定量要求：全天候，機場要求，維護 要求； 趨勢：V ，Hmax ， 載重 ，航程 ；

蘇-30

陣風

F－117

第四代戰斗機(俄羅斯稱之為第五代戰斗 機)更著重強調同時具備隱身技術、超音 速巡航、過失速機動和推力矢量控制、近 距起落和良好的維修性等性能 。

由于各種飛機的用途和設計要求不同，會 帶來飛機氣動布局和結構設計上的差別； 飛機設計的基本概念、設計原理和設計方 法是一致的； 本課程將對典型結構型式進行分析的基礎 上，將主要介紹飛機設計的基本概念、設 計原理和方法。

1.1.1飛機研制過程

技術要求

飛機設計過程

飛機制造過程

試飛定型

1．擬訂技術要求 通常可由飛機設計單位和訂貨單位協商后 共同擬訂出新飛機的戰術技術要求或使用 技術要求。 2．飛機設計過程 飛機設計單位根據擬訂好的飛機技術要求 進行飛機設計。飛機設計一般分為兩大部 分：總體設計和結構設計。

3．飛機制造過程 ： 飛機制造工廠根據飛機設計單位提供的設 計圖紙和技術資料進行試制。試制出來的 新飛機即可投入全機強度、疲勞和損傷容 限的驗證試驗和試飛。 趨勢：無圖化制造 4．飛機的試飛、定

型過程 在通過全機靜強度試驗、某些必要的疲勞、 損傷容限的早期驗證試驗、起落架試驗和 全機各系統試驗后進行試飛。

1.1.2 飛機結構設計的地位

圖1.1 飛機研制的一般過程

1. 概念性設計階段

根據設計要求，全面構思，形成粗略的斷 語飛機設計方案的基本概念，并草擬一個 或幾個能滿足設計要求的初步設計方案

工作內容：

初步選定飛機的形式，進行氣動外形布局 初步選擇飛機的基本參數 選定發動機和主要的機載設備 初步選擇各主要部件的主要幾何參數 粗略繪制飛機的三面草圖 初步考慮飛機的總體布置方案，初步的性能估算， 檢查是否符合飛機設計所要求的性能指標 方案要具有足夠的先進性且實際可行 花錢和耗時不多，但非常重要

2 初步設計階段

修改完善飛機的幾何外形設計，給出完整的 飛機三面圖、理論外形； 全面布置安排各種機載設備、系統和有效載 荷； 初步布置飛機結構的承力系統和主要的承力 構件； 進行較為詳細的重量計算和重心定位； 進行比較精確的氣動力性能計算和操縱性、 穩定性計算； 給出詳細的飛機總體布置圖。

3 詳細設計階段

結構設計（部件設計和零構件設計） 給出各個部件和各個系統的總圖、裝配圖、 零件圖，詳細的重量計算和強度計算報告 靜強度試驗、動強度試驗、壽命試驗和各 系統的臺架試驗

試制原型機和進行地面試驗，包括全機靜、 動力試驗和各系統的地面試驗 試飛 修改 設計定型 獲得型號合格證書 批量生產

飛機研制的特點

性能良好的飛機是先進科學技術和創造性 勞動的產物 飛機研制工作是一個反復迭代、逐步逼近 的過程 研制成功的飛機是多種專業綜合和協調的 最終結果

飛機結構設計具體內容

飛機部件的結構打樣設計（初步設計） 零構件設計 部件的結構圖紙

飛機部件

設計師素質

設計師的第一要務是徹底熟悉飛機設計所 依據的規則; 其次，設計師應熟悉每一代飛機的型號。

1.2 飛機結構設計的原始條件

1.2.1 結構的形狀協調

1. 理論外形——由飛機的性能（特別是氣 動性能）、用 途等確定。

例如： 氣動性能需要翼身融合；

飛行速度決定翼剖面

2.內部裝置——由總體設計確定。 如：發動機 后機身的框； 油箱 梁、肋、框等； 操縱桿、導線等 翼肋

3.相互連接—各設計室、組、員之間協調 如：機翼與機身框； 前機身與后機身； 翼肋與翼梁；

注意：

①內部裝置與結構之間應有一定的間隙; ②根據具體情況設計出的結構不一定占據整 個最大高度和空間; ③某些協調關系在設計過程中可作一些調整。

1.2.2 結構的外載荷 及對結構受力特性的要求

飛機結

構的強度、剛度、壽命、可靠性等 與外載直接有關; 外載是設計結構尺寸的主要依據; 外載由飛機的機種、總重、外形尺寸、使 用要求等條件根據飛機強度規范算出 。

結構件的受力特性： 動載/剛度——有氣動彈性要求的地方，如： 操縱面、翼尖 靜載/強度——飛機中最不重要的元件，如： 普通長肋 靜載/剛度——有變形要求的地方，如：普 通肋、機翼后緣

壽命——飛機結構中的主要受力構件。如： 主梁、下壁板、接頭、氣密艙 熱強度——高溫處，如：后機身、尾噴 口、 激波產生處 破損安全結構——重要部件設計成多路傳力 結構，如：中翼受力盒段 緩慢裂紋擴展結構——不可檢處按安全壽命 設計

1.2.3 結構的使用條件

氣象條件（溫度和濕度）、介質條件（海 水、水汽等）； 機場條件（主要是跑道品質）； 維修條件（周期、次數、速度、能力）。

1.2.4 結構的生產條件

生產產量——決定工藝方案，是決定設 計方案的重要依據之一 加工設備——現有設備，一般不考慮引 進貴重設備和專用設備 人員素質 生產成本

1.3 飛機結構設計的 基本要求及其分析

一、氣動要求 二、重量要求 三、使用維護要求 四、工藝要求

1.3.1 飛機結構設計的基本要求 一、氣動要求 外形準確度—升力 表面質量—阻力 操縱面、翼尖等的變形量—操縱性、操縱 效率、氣動彈性

隨著飛機設計向綜合性和一體化發展，對 結構設計提出了新的要求 ： 隱身—結構一體化 （F117） 翼—身融合技術 (Su-27) 飛機—發動機一體化設計 飛控—火控—結構一體化設計

二、結構完整性及最小重量要求 結構完整性是指關系到飛機安全使用、 使用費用和功能的機體結構的強度、剛度、 損傷容限及耐久性(或疲勞安全壽命)等飛機 所要求的結構特性的總稱。 本要求就是指 結構設計應保證結構在承受各種規定的載荷 和環境條件下：

具有足夠的強度； 不產生不能容許的殘余變形； 具有足夠的剛度，或采取其他措施以避 免出現不能容許的氣動彈性問題與振動 問題； 具有足夠的壽命和損傷容限，以及高的 可靠性； 在保證上述條件得到滿足的前提下；使 結構的重量盡可能輕。

三、使用維修要求 維修要求 開敞性——便于檢查、維修作業 維修性——合理布置和設計各種分離面、 開口、鎖等

四、工藝要求 加工快、成本低 結合產品的產量、機種、需要的迫切性 與加工條件等綜合考慮 復合材料等新材料，還應對材料、結構的 制作和結構修理的工藝性予以重視。

五、經濟性要求 全壽命周期費用(LCC)概念(也稱全壽命成 本) ： 指飛機的概念設計、方案論證、全面研制、 生

產、使用與保障五個階段直到退役或報 廢期間所付出的一切費用之和。

1.3.2 對基本要求分析

上述基本要求是相互關系、相互制約的， 有的是相互矛盾的。

氣動要求是一種前提性的要求，即設計出 的結構必須滿足。

圖1.2 翼面前緣變形

使用要求也是一種前提性要求，即根據飛 機的機種、使用特點規定了使用、維護要 求。因此，要求結構有與之相應的“開敞 性”，即在結構上必須有相應的設計分離 面和開口，以保證維護人員有接近內部的 裝載或內部結構的通道，并使相應結構的 拆裝迅速可靠。

工藝要求是一種“條件性和發展性”要求， “條件性”是說結構的工藝性好壞要結合飛 機生產的條件，如產品數量、產品工期、 加工條件等，“發展性”是指對產品數量和 加工條件。

重量要求是飛機結構設計的主要要求。

例：一架民用飛機總重100噸，結構重約30 噸，如果減輕結構重量100kg(只占結構 重量的0.33%），則可獲收益： 60,000×900×0.1×0.5=2,700,000(元） 其中：60,000 — 20年壽命60000飛行小時 900 — 巡航速度900km/hour 0.1 — 減重100kg 0.5 — 費用/噸公里

1.4 飛機結構設計思想

1.4.1 飛機結構設計思想的演變 飛機結構設計思想的演變跟隨科學技術的 發展 飛機結構設計思想的演變來源于飛機使用 的實踐 隨著航空科技的發展，才形成完整的飛機 結構設計準則

一、靜強度設計

σ sj = fσ sy ≤ [σ ]

30年代初以前： 設計準則的表達式 Pu≥Pd Pd=f Pe 安全系數f 由強度規范給出，飛機結 構設計必須通過整機靜強度試驗。

二、靜強度和剛度設計 氣動彈性問題：速度和戰術技術性能要求 的提高，采用阻力系數較小的薄翼型 設計準則 ： δ≤[δ] ； f Vmax≤Vcr 。 式中： δ—結構在設計載荷下的變形量； [δ]—結構容許的變形量； Vcr=max(ffVf ，fsVs ， faVa) Vf , Vs , Va— 顫振速度、機翼發散 速度與副翼失效速度。

1932年，英國空海軍飛機設計要求《AP970》中已有防喘振要求 1975年出現了ACT技術，從原理上講可以 放寬這一要求

三、靜強度、剛度和安全壽命設計 設計準則 Ne≤Ns≤Nex/nf Ne— 飛機的使用壽命； Ns— 飛機結構的安全壽命； Nex—結構的疲勞試驗壽命； nf —疲勞分散系數。 50年代中期起重視安全壽命設計 安全壽命設計準則美國使用到70年代初，其 它國家至今仍不同程度地沿用。

4、靜強度、剛度、損傷容限和耐久性

年份 1969 1970 1973 飛機 F-111 F-5A F-4 破壞情況 機翼樞軸接頭板斷裂 機翼中部切面斷裂 機翼機身接合處機翼 下耳片斷裂 使用到 破壞時間 ~100小時 ~1000小時 1200小時 疲勞驗證 試驗壽命 >40000小時 ~16000小時 >11800小時

原因分析： 因為它沒

有考慮到實際上結構在使用之 前，由于材料、生產制造和裝配過程中 已存在有不可避免的漏檢的初始缺陷和 損傷 當時使用的高強度或超高強度合金的斷 裂韌性降低等原因 這些缺陷、損傷于使用過程中在重復載 荷作用下將不斷擴展，直至擴展失控造 成結構破壞和災難性事故。

解決措施 美國空軍于1971年提出了安全壽命／破 損安全設計思想作為過渡性措施，曾得 到廣泛應用。 1974～1975年美國頒布了第一部損傷容 限設計規范。

損傷容限設計概念 承認結構在使用前就帶有初始缺陷； 但必須把這些缺陷或損傷在規定的未修使 用期內的增長控制在一定的范圍內； 在此期間，受損結構應滿足規定的剩余強 度要求，以保證飛機結構的安全性和可靠 性，同時不致使飛機結構過重； 在規定的未修理使用周期內，抵抗由缺陷、 裂紋、其他損傷而導致破壞的能力。

根據結構是否可以檢查分為： ＊可檢查結構— 破損安全結構； ＊不可檢查— 緩慢裂紋擴展結構

破損安全結構

η fa ≥ η e = η d f

N ex,fa 4 ≥ H

＊式中ηfa為含損傷結構的剩余強度系數；η e 為使用強度系數； η d為設計強度系數；f 為強度安全系數；Nex,fa為疲勞試驗壽命， H為檢查周期。

緩慢裂紋擴展結構

N a0 →acr ≥ N e = N ex n

其中a0為初始裂紋長度，acr為臨界裂紋長 度；Nex為疲勞損傷容限試驗壽命；n為損 傷容限疲勞分散系數，一般取2。 a0—為初始裂紋長度，與檢測手段有關，通 常在0.01~0.05之間； acr—為臨界裂紋長度，與材料、結構、外載 等有關，由K1c求出。

N a0 → acr 為裂紋從a0擴展到acr的疲勞壽命，

經濟壽命 到80年代末美國逐步放棄了安全壽命概念， 而用按耐久性考慮的經濟壽命取代安全壽 命。 所謂經濟壽命是指出現某種損傷使進行修 復反而是不經濟的時限。

nj N jj = N sy ≥ N ex / n

目前耐久性設計概念仍是一種較新的方法， 還有待于在今后的實踐中進一步發展和完 善。 根據我國具體情況，新機設計可有兩種典 型配套方案： 安全壽命(疲勞)／損傷容限設計； 損傷容限／經濟壽命(耐久性)設計。 從而形成了包括結構強度(靜、動強度)、 剛度、損傷容限、安全壽命(疲勞)或經濟 壽命(耐久性)的結構完整性設計要求。

5.結構可靠性設計 準則：

* Rs — 結構體系的可靠度 Rs ≥ Rs Rs＊— 結構體系的可靠性要求

美國軍用規范更新一覽表 年代

1938

代號

X-1803-A

名稱

應力分析規范

說明

規定了各類飛機的 過載，規定了安全 系數為1.5

1957 1960

MIL-S-5700 MIL-A-8860A

有人駕駛飛機的 結構規范 飛機強度與剛度 除強度剛度外還規 定了《可靠性要求， 重復載荷和疲勞》 增加了破損安

全和 安全裂紋擴展的原 則性要求

1971.3

MIL-A-008866A

飛機強度與剛度/ 重復載荷和疲勞

表（續）

1971.3 MIL-A008867A MIL-STD1530 增加了損傷容限試 驗和安全裂紋擴展 的原則性要求 增加了裂紋分析和 損傷容限分析，相 應的疲勞試驗和損 傷容限試驗等要求 同MIL-A-008866B MIL-A-008867B MIL-STD-1530結合 使用

地面試驗

1972.9

飛機結構完整性大綱

1974.7

MIL-A-83444

飛機損傷容限要求

1975.8

MIL-A008866B

飛機結構強度與剛度、 經濟壽命取代安全 可靠性要求，重復載 壽命 荷和疲勞

表（續2）

耐久性試驗和損 傷容限試驗取代 疲勞試驗 分散系數由4降 為2

1975.8

MIL-A-008867B

飛機結構強度與 剛度、地面試驗

1975.12

MIL-STD-1530B

去掉疲勞分析和 疲勞試驗 突出損傷容限分 飛機結構完整性 析和耐久性分析， 明確規定損傷容 大綱 限試驗和耐久性 試驗

1.4.2飛機結構設計的 現代理論與先進技術 現代設計理論包括結構優化設計、結構抗 疲勞設計、結構防斷裂設計和結構可靠性 設計 先進設計技術主要包括計算機結構輔助分 析(CAE)和計算機輔助設計(CAD)

結構有限元分析以及 在飛機結構設計中的應用 結構設計中應力和變形分析十分重要 它是分析和評估結構承載能力、使用壽 命、可靠性和進行優化設計的基礎 又是修改設計和制定試驗方案的.依據。 特別對按疲勞、損傷容限設計的關鍵件， 其應力和變形的分析精度要求更高，需 要有合適的模型和計算方法才能滿足要 求。 計算模型關系到分析結果的準確性，而 計算方法則影響到分析結果的精確度

有限元法的基本概念 有限元法是求解復雜工程問題的一種近 似數值分析方法，其基本概念是將一個形狀 復雜的連續體(如整個結構)的求解區域離散 化，分解為有限個形狀簡單的子區域(單元), 即將一個連續體簡化為由若干個單元組成的 等效組合體。然后求得位移、應力、應變的 近似數值解。解的近似程度取決于所采用的 單元模型、數量以及對單元的插值函數。

建立模型主要有三個方面： ①抓住結構的力學特征給以模型化，選取 合適的單元； ②載荷模擬； ③支承模擬，它在計算中反映為邊界條件， 是求解的重要基礎。

飛機有限元模型

結構優化設計方法 有限元法雖然大大提高了應力、應變分析 的精度，但面對得到的大量計算結果，在 需要對結構參數進行調整、修改時，往往 由設計人員憑直觀判斷、調整，“人為”的 因素很大，與設計人員本人的設計經驗和 設計水平關系很大，很難取得滿意的結果， 而且由于設計過程周期長，效率低。 結構優化設計方法通常從任意一組設計變 量的初始值開始，按一定的規律

，逐步趨 向優化解。

(1) 將要調整確定的結構參數，如桿元截面 積、板的厚度等尺寸，作為設計變量， 它可以有i個。 (2) 將結構在外力作用下必須滿足的一系列 條件：如變形協調方程以及對強度、剛 度、壽命的限制作為約束條件。

(3) 將反映結構最重要性能的指標，如重量 最小或成本最低，作為目標函數。優化 設計即是在所要求的約束條件下，確定 出能滿足目標函數的設計變量值。例如 最常見的結構優化問題，即在應力、位 移和最小尺寸限約束下的結構最小重量 設計，就可用以下數學公式表達： 目標函數：minW=

求解有約束的優化問題 (1) 數學規劃法。第一種方法可用解析法直 接求解。但由于結構設計問題的復雜性， 一般不可能用解析方法處理。第二種是 用數值解，或稱迭代解，即根據當前設 計方案提供的信息，按照某些規定的步 驟進行搜索，一步一步逼近優化點。

(2) 優化準則法。其要點是對規定的某類設 計條件建立起相應的準則和使這些準則 能夠得到滿足的一組迭代式，按這組迭 代式修改設計，直到收斂。目前已導出 了應力、位移、失穩、屈曲等約束條件 下的結構優化準則。滿應力設計準則是 解應力約束優化問題用得較多的一種最 直觀的優化準則。即認為所有元件的設 計變量若滿足強度約束條件時，則重量 為最輕。

上述優化方法應用于確定構件的截面尺寸 等比較成熟，但對于布局方案優化尚不很 成熟。 正在發展的優化方法還有遺傳算法和神經 網絡法 多目標優化設計 結構模糊優化設計 多學科優化

計算機輔助設計

1.5 飛機結構設計的內容與方法

結構——指受力結構。由幾個或幾千個零 件結合在一起所構成，能承受規定的載荷， 滿足規定的強度、剛度、壽命、可靠性要 求。 飛機結構設計——主要指機體結構設計。 機體結構包含機翼結構、尾翼結構、機身 結構、發動機艙結構、起落架結構等。

1.5.1 飛機結構設計的基本內容 1.主要是機體結構設計，主要內容有： 部件結構打樣設計（畫出部件打樣圖）； 組件打樣設計（畫出組件打樣圖）； 零構件設計（畫出零構件圖紙）； 組件結構設計（畫出組件裝配圖）； 部件結構設計（畫出部件裝配圖）。

2.飛機結構設計過程

了解飛機結構設計的原始條件 試驗、計算 確定載荷 選定結構設計方案 各部件的安全系數 1.經驗 2.原準機 3.理論分析 1.粗略計算 2.經驗 3.原準機 細節設計 4.先進設計方法：疲勞、優化 可靠性、CAD 畫打樣圖 強度校核 生產圖紙和技術文件 CAD技術 1.試驗 2.分析（FEM）

1.5.2 飛機結構設計的方法 定性設計 定性分析＋粗略估算＋強度校核 定

量設計 定性選取結構方案，精確計算元 件尺寸 智能設計 采用CAD和CAM技術進行結構設計

定性設計 根據所設計對象的具體要求、條件，結合 已有經驗與設計原理、知識進行定性分析， 選出合理的設計方案； 粗略估算 強度校核 結構強度的粗略估算方法主要是工程梁理 論，元件的估算方法主要是材料力學。

定量設計

工程梁理論，就不能再應用于三角機翼、 小展弦比的結構 結構有限元素法

智能設計 有限元作應力和位移的分析不能確定結構 的元件尺寸而使結構獲得最優解 結構有限元分析、結構優化設計、結構疲 勞壽命分析、結構損傷容限分析、結構可 靠性分析 結構智能設計尚處于初級階段

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