飞机构造基础第1章飞机结构教学教材

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1、飞机构造学主讲教师:ZHANG第1章 飞机结构 1.1概述固定翼飞机的历史 固定翼飞机是人类在20世纪所取得的最重大的科学技术成就之一，有人将它与电视和电脑并列为20世纪对人类影响最大的三大发明。关于世界上最早的固定翼机到底是由谁发明各国尚存在争议，但较为普遍的观点是由美国人莱特兄弟发明。他们在1903年12月17日进行的飞行作为“第一次重于空气的航空器进行的受控的持续动力飞行”被国际航空联合会（FAI）所认可 固定翼飞机或定翼机常简称为飞机，是指由动力装置产生前进的推力或拉力，由机身的固定机翼产生升力，在大气层内飞行的重于空气的航空器。当今世界的飞机，主是固定翼飞机。另有一种变后掠翼飞机，即

2、机翼后掠角在飞行中可以改变的飞机，也属于固定翼飞机。米格-23战斗机、图-160战略轰炸机，以及欧洲的“狂风”和美国的F-14战斗机、B-1战略轰炸机都是变后掠翼飞机。 后掠翼使作战飞机的最大速度提高很快，但低速时气动效率低，升力较小。事实上，人们既希望飞机有很高的速度，又希望起降速度低，减少起降距离。解决这一问题的办法之一是使机翼的面积和形状可变，这就是可变后掠翼。可变后掠翼的一部分或全部可前后偏转，在向前偏转时，后掠角减小，展弦比增大，因而升力增加；向后偏转并收起时，后掠角增大，升力和阻力都减小。这样飞机通过改变机翼后掠角，使机翼面积和展弦比发生变化，适应了起飞和着陆阶段以及高速飞行阶段对

3、升阻比的不同要求。变后掠翼飞机在起飞和着陆时，机翼是展开的，而在高空巡航飞机时，机翼是收拢的。 1951年6月20日，美国贝尔公司研制的世界第一架可变后掠翼试验机X-5进行了首次飞行。试飞表明，采用可变后掠翼可增加航程35%，起飞着陆速度可降低20%，起降性能大为改善。20世纪60年代美国通用动力公司借鉴了可变后掠翼试验机的技术成果，研制出世界上第一种实用可变后掠翼战斗/攻击机F-111，于1964年12月21日首次试飞。由于可变后掠翼兼有良好的低速和高速性能，所以许多战斗机、轰炸机都采用了可变后掠翼。固定翼飞机的机体组成机身、机翼、安定面、飞行操纵面和起落架其中安定面和飞行操纵面在这里主要指

4、的是尾翼尾翼是用来平衡、稳定和操纵飞机飞行姿态的部件，通常包括垂直尾翼（垂尾）和水平尾翼（平尾）两部分。垂直尾翼由固定的垂直安定面和安装在其后部的方向舵组成，水平尾翼由固定的水平安定面和安装在其后部的升降舵组成，一些型号的飞机升降舵由全动式水平尾翼代替。方向舵用于控制飞机的航向运动，升降舵用于控制飞机的俯仰运动。 机身：装载。 机翼：产生升力。 尾翼：使飞机具有操纵性与稳定性。 起落架：起飞、着陆、滑跑用。飞机的基本构造飞机的基本构造机机翼翼垂垂直直安定面安定面水平安定面水平安定面副翼副翼襟翼襟翼升降舵升降舵方向舵方向舵前前缘缘襟翼襟翼1.2飞机载荷1.2飞机载荷载荷：飞机在起飞、飞行、着陆及

5、地面停放等过程中， 作用在飞机上的各种力外载荷：空气动力、惯性力以及飞机在着陆、 地面滑行和停机时地面的反作用力一、平直飞行情况此时 Y = G , P = X 这种情况的外载荷特点是： 作用在飞机上的升力等于飞机的重量，即 ( Y / G = 1 )。二、俯冲拉起情况这是一种常用的在垂直平面内作曲线机动飞行的情况。作用在飞机上的外载荷有：Y、P、X、G 以及质量惯性力Ny。设飞机的速度为V，航线的曲率半径为r，则法向（y向）加速度为离心惯性力为图3-3 俯冲攻击后拉起时的受载情况飞机的动平衡方程为由此可见，曲线飞行时，Y是G的ny倍。用ny表示Y/G，则该升力与重力之比值称为过载系数，简称过

6、载过载。当飞机在弧形航线的最低点，即 = 0 ( cos = 1 ) 时，其过载系数达到最大值图3-3 俯冲攻击后拉起时的受载情况俯冲拉起情况三、进入俯冲情况飞机在此情况下视 V 与 r 的不同情况，ny可以为正，也可以为负，还可以为零。四、垂直俯冲情况图3-4 进入俯冲情况飞机在此情况下Y = 0 ，ny = 0在x方向可能存在过载nx = (T-X)/G = (Nx G)/G五、等速水平盘旋情况这是飞机机动性能的主要项目之一，此时的受载特点为盘旋倾斜角 越大， ny 越大。当大坡度盘旋 =7580 时， ny = 46。盘旋时水平方向的过载为当 =7580 时， nh = 3.75.7。六

7、、垂直突风（阵风）情况垂直突风是各种突风中的最严重情况。当飞机处于直线水平无侧滑飞行时，遭遇到一个确定形状和强度的孤立垂直阵风 u，由于飞行速度V0 远大于阵风速度，可以认为飞机仍以速度V 0相对空气运动，只增加机翼迎角。升力增量Y 为又因 垂直突风情况则飞机平飞时遇突风过载ny 为式中 Cy升力系数增量； 迎角增量； Y0 飞机原平飞升力； u 垂直突风速度； Cy升力线斜率； H 飞行高度H上的空气密度； p = G/S 翼载荷； K 垂直突风衰减系数。当垂直突风来得愈突然（扰动气流影响区L愈小），V0愈大，K值就愈接近于 1。在暴风雨中飞行时，u可达40m/s，将产生较大的过载。除此之外

8、，周期性突风还将引起振动而产生疲劳，同时产生附加的振动过载。七、考虑飞机转动时的过载在距重心 xi 处 i 点的线加速度为在 i 点 y 方向总加速度 ai 为 飞机在空中飞行时，通常既有平移运动，又有旋转运动。若飞机在对称面内作曲线运动，平尾上会产生使飞机作机动的载荷Ytm，使飞机产生绕z轴的角速度z 。 ni 随飞机各处 xi 的不同而不同， xi 有正有负，附加力矩有一定方向性，因而旋转惯性力及其附加的旋转过载也有正有负。由上式可以方便地计算某一处局部的过载或外载。如果 i 点处物体的重力为Gi ，则质量力为 Gi cos +mi ai （见图3-8b）。 i 点处的过载系数 ni 为飞

9、机转动时的过载着陆时，作用在飞机上的外载荷有哪些？着陆时，作用在飞机上的外载荷包括重力，升力，及地面的反作用力。 飞机的过载 1.2.1飞机重心的过载一、过载的基本概念在曲线飞行中，作用于飞机上的升力经常不等于飞机的重量。为了衡量飞机在某一飞行状态下受外载荷的严重程度，引出过载(或称载荷因数)这一概念。过载系数除重力外，作用在飞机上的某方向上所有外力之合力与当时飞机重量之比值，叫载荷系数。由上面定义可以看出，载荷系数是一个矢量，用符号n表示它在机体坐标轴系三个主轴方向的分量如图 过载的定义 作用在飞机某方向的除重力之外的外载荷与飞机重量的比值，称为该方向的飞机重心过载，用n表示。 飞机在Y轴方

10、向的过载，等于飞机升力（Y）与飞机重量的比值，即过载系数的物理意义G 用来计算实际载荷的大小。如果我们知道了飞机的过载系数，就能很方便地求得飞机实际载荷的大小和方向，这便于设计飞机的结构，检验其强度、刚度。G 过载系数与飞机机动性等飞行状态密切相关，因此它是飞机设计的一个重要参数。设计时如能正确选取过载系数的极限，则既能使飞机满足机动性要求，又能使飞机满足结构的重量要求。 过载系数表示了飞机实际的外力与飞机重力的关系。它是用倍数的概念来表示的，是一个相对值。 一般情况下，x 和 z 方向的过载系数均较小，常略去不计，主要考虑 y 方向的过载。 另一方面，过载系数又表示飞机实际的质量力的情况。以

11、俯冲拉起机动飞行为例，实际y向质量力 (Gcos + Ny) 是G的多少倍，这个倍数就是ny，即3. 过载系数的实际应用 飞机在X轴方向的过载等于发动机推力P与飞机阻力X之差与飞机重量的比值，即 飞机在Z轴方向的过载等于飞机侧向力（Z）与 飞机重量的比值，即飞机在飞行中，Y轴方向的过载 往往较大，它是飞机结构设计中的主要指标之一，飞机的结构强度主要取决于Y方向的过载。而其它两个方向的过载（ ）较小，它们对飞机结构强度的影响也较小。n什么是飞机的重心过载？什么是飞机升力方向的过载？n作用在飞机某方向的除重力之外的外载荷与飞机重量的比值，称为该方向的飞机重心过载。飞机在升力方向的过载等于飞机升力与

12、飞机重量的比值.三、过载的大小 在不同的飞行状态下，飞机重心过载的大小往往不一样。过载可能大于1、小于1、等于1、等于零甚至是负值，这决定于曲线飞行时升力的大小和方向。 飞机平飞时，升力等于飞机的重量， 等于1； 曲线飞行时，升力经常不等于1。 飞行员柔和推杆使飞机由平飞进入下滑的过程中，升力比飞机重量稍小一些， 就小于1； 当飞机平飞时遇到强大的垂直向下的突风或在垂直平面内做机动飞行时，驾驶员推杆过猛，升力就会变成负值， 也就变为负值； 当飞机以无升力迎角垂直俯冲时，载荷因数就等于零。 的正、负号与升力的正、负号一致，而升力的正、负号取决于升力与飞机Y轴（立轴）的关系。如果升力的方向与Y轴相

13、同，则取正号；反之则取负号。四、着陆时的载荷系数 这里的过载定义与空中飞行情况不同。 当空中匀速飞行时, ny=1 表示 Y/G=1 地面滑行或停止态时,再以升力来定义已毫无意义, 应以用地面的支撑载荷与重量之比来定义, 即 ny=1=Plg/G注意: i.这两种情况下的ny=1,但飞机结构的承载方式却完全不同, 匀速平飞是一种分布载荷作用,而着陆主要是以集中力形 式作用于起落架上,通过起落架作用于机身。 ii.工程上,常称平飞时 ny=1 为平飞1g (g以重力为单位)； 停机时 ny=1 为停机的1g四、着陆时的载荷系数着陆时载荷分析: 从着陆前到完全着陆瞬间,飞机y向速度从-Vy减至零,

14、 故此时的减速度为: 所以，减速度a指向机体坐标系y的正向，故此时的惯性力(作用于地面)的方向是向下的。 由动平衡分析:四、着陆时的载荷系数 由着陆时的载荷(地面给予的外载荷)与重量之比的过载定义,即设: 这个过载不允许过大,一般ny=3-4 (因为与飞行时对结构与人的作用不同)着陆或滑时的情况多样,还可能发生nx,或nz.五、飞机设计时最大载荷系数的选取五、飞机设计时最大载荷系数的选取 影响选择最大载荷系数的因素:I. 载荷系数实际反映了飞机的机动性能,因此越大越好,但对运输机或客机则没有太大必要。. 载荷系数又反映了对结构的载荷作用, 载荷系数越大,表明飞机结构的承载越大,要有足够的刚、强

15、度，则结构重量大。 五、飞机设计时最大载荷系数的选取五、飞机设计时最大载荷系数的选取.载荷系数的载荷作用，不仅对结构有作用，而且对机载设备及乘员有载荷作用。载荷系数越大，对他们的作用越强，要视他们的承受能力而定。.飞行时的载荷系数（除突风干扰外），一般来自于发动机的推力，载荷系数大，结构要重，发动机的加力性能要好，即剩余推力要大。.载荷系数的选择影响因素众多，要依据技术性能要求综合确定,并不是越大越好。五、飞机设计时最大载荷系数的选取五、飞机设计时最大载荷系数的选取 人对过载的反映： 说明人在短时间承受较大过载尚可，特别是正过载。较长时间承受过载能力很差，特别是负过载。 战斗机的过载一般为-3

16、+8民机则无必要。 提高人抗过载的能力： 抗过载服。 规范中的过载系数可供选择（飞行包线上给定）。 四、过载的意义过载表示飞机的外载荷（除重力外）与飞机重力的关系。这种关系用倍数来表示，是一个相对值。1.2.2飞机各部位的局部过载 在研究飞机各部件的载荷时，只知道飞机的过载是不够的，还必须知道部件的过载。部件过载是该部件在某一飞行状态中的质量力与其本身重量的比值。当飞机没有对重心的角加速度时，部件的过载等于飞机的过载；当飞机有对重心的角加速度时，飞机重心以外各部件的过载，等于飞机的过载加上或减去一个附加过载。 前面在研究飞机过载时，是把整架飞机当作一个质点来看待的，因此，计算得到的过载是指飞机重心处的过载。当飞机绕重心有角加速度 (抬头为正)时，飞机各部位的过载值就会发生改变。 当飞机绕重心有一个抬头的角加速度时，在机身上某一点处，就会产生一个线加速度： 这个附加的线加速度 将产生一个附加的过载 ，即式中 g-重力加速度。 因此，在 i点处的局部过载 为飞机各部位的局部过载沿飞机长度是按直线规律变化的。部件距离飞机的重心越远，或飞机绕重心转动的角加速度越大，该部件的附加过载也越大。只有