第一篇：飛機結構疲勞與斷裂分析發展綜述

飛機結構疲勞與斷裂分析發展綜述

通過這學期對航空航天博覽課的學習和老師耐心的講解,我對飛機結構有了進一步的了解。由于本學期還學習了材料力學，所以對于飛機結構疲勞強度與斷裂分析發展現狀與發展趨勢做了進一步的了解與探討.由于領空權對于任何一個國家都是非常重要的,飛機的先進性,是領空權的保證.飛機更是國家的國防的重要力量,提高飛機的性能更是每個軍事大國追求的目標.飛機的結構抗疲勞強度與斷裂強度是飛機性能的重要體現，所以對于飛機結構疲勞與斷裂分析進行探討和研究是非常有必要的.疲勞強度是指飛機結果在無限多次交變載荷作用下而不破壞的最大應力稱為疲勞強度或疲勞極限。實際上，飛機結構并不可能作無限多次交變載荷試驗。

斷裂是指飛機結構被斷錯或發生裂開.討論的主要是脆性斷裂情況，其斷裂面是看得見摸得著的。還有兩類斷裂的斷裂面則是看得見卻不一定摸得著的。

飛機結構在實際使用中，要不斷承受交變載荷的作用。但是，早期設計給及只是從靜強度上考慮，只要通過計算和試驗證明飛機結構能夠承受得住設計載荷（實際使用中所出現的最大載荷乘以安全系數），就認為飛機結構具有足夠的強度。由于飛機結構承受交變載荷的作用，某些構建常常出現疲勞性能也較好。因此，飛機結構的疲勞問題并不突出，疲勞強度問題沒有引起足夠的重視。直到50年代前

期，世界各國的飛機強度規范中對疲勞強度都還沒有具體要求，不要求進行全尺寸結構疲勞試驗。但是，隨著航空事業的不斷發展，飛機的性能不斷提高，適用壽命延長，新結構、新材料不斷出現，飛機結構在使用中疲勞破壞與安全可靠之間的矛盾逐漸顯露出來了。

斷裂是指飛機結構被斷錯或發生裂開.討論的主要是脆性斷裂情況，其斷裂面是看得見摸得著的。還有兩類斷裂的斷裂面則是看得見卻不一定摸得著的。

許多飛機結果，如軸、齒輪、軸承、葉片、彈簧等，在工作過程中各點的應力隨時間作周期性的變化，這種隨時間作周期性變化的應力稱為交變應力（也稱循環應力）。在交變應力的作用下，雖然零件所承受的應力低于材料的屈服點，但經過較長時間的工作后會產生裂紋或突然發生完全斷裂。

疲勞破壞是機械零件失效的主要原因之一。據統計，在飛機結構失效中大約有80%以上屬于疲勞破壞，而且疲勞破壞前沒有明顯的變形，所以疲勞破壞經常造成重大事故，所以對于軸、齒輪、軸承、葉片、彈簧等承受交變載荷的零件要選擇疲勞強度較好的材料來制造。

疲勞失效是金屬材料常見的失效形式,特別是軸類,連桿,軸承類等零件,長期在應力下工作的工件材料都要求較高的疲勞強度,這樣的可以提高零件的使用壽命。疲勞強度同時還與硬度、強度、韌性有較大關系，所以他是金屬材料的重要力學性能指標。

疲勞強度是材料能夠承受無數次應力循環時的最大應力。疲勞強度關系到零件的壽命以及零件工作時能夠承受的最大應力，這對零件的安全設計有重大意義。

例如:在齒輪設計中，當接觸疲勞強度不滿足要求時，假定不再更換材料的前提下，可以用如下方法進行彌補：

1、增加齒輪的齒寬（增加輪齒的接觸面積）

2、輪齒進行高頻淬火（或中頻淬火）、滲碳、滲氮（提高輪齒的表面硬度）

3、磨齒（降低齒輪運行中因為接觸強度不足而致使齒面發生膠合、斑蝕的危險性能）

50年代以前，在飛機結構疲勞壽命問題沒有引起足夠的重視。那事，飛機機構是單純采用靜強度設計準則與剛度設計準則進行設計的。

從50年代開始，基于以往的經驗教訓個科學技術的進步，以及給及使用要求的不斷提高，在飛機安全和壽命 的設計思想上發生了很大的變化。50年代中期，逐漸發展起以安全壽命為設計準則的設計和評估思想。這是給及結構設計思想上的一次重大變革。

但是，安全壽命設計思想是以結構件無初始損傷的假設為基礎的。顯然，這是理想化的情況。事實上，結構件可能存在這樣或那樣出事缺陷。因此，安全壽命設計思想并不能保證飛機安全可靠。于是，在1960年提出了破損安全設計概念。從60年代初期到70年代初期，飛機結構設計采用破損安全與安全壽命相結合的設計思想，這種設計

思想可以在這個時期的國外民用機設計規范中看到。這種破損安全與安全壽命相結合的設計思想，這帶有一定的局限性，遠不足以解決安全和壽命問題。

隨著斷裂力學和其他科學的發展，出現了損傷容限和耐久性設計。1969年美國空軍開始規定催飛機結構采用損傷容限和耐久性設計。1978年美國聯邦航空局（FAA）規定在民用機上采用損傷容限和耐久性設計來代替原來的破損安全與安全壽命設計。損傷容限和耐久性設計思想的核心是：承認結構件中存在初始缺陷的可能性，控制損傷的擴展。從而，使飛機結構在規定期內具有規范要求的抗破壞能力和經濟耐用的品質。損傷容限設計和耐久性設計更是一次變革性質的設計思想發展。

航空工業作為技術密集、知識密集的高技術產業，集材料、機械、發動機、空氣動力、電子、超密集加工、特種工藝等各種前沿技術之大成。目前，國際航空技術發達國家早已實施損傷容限耐久性規范，并成為國際適航性條例要求。然而，在飛機結構的三維損傷容限耐久性預測設計方面，由于研究隊伍嚴重萎縮，國際上的實質性進展非常緩慢，三維損傷容限耐久性技術的發展停滯不前。與此同時，現代飛機大量使用三維整體結構，已有技術與需求的矛盾更加突出。

這一現狀的存在，使得國內外的設計者們在已有技術基礎上不得不依靠更加實際、但耗資巨大的全機試驗和各級全尺寸部件試驗來檢驗飛機結構的損傷容限和耐久性，虛擬試驗的科學基礎欠缺。近年隨著計算機容量逐漸滿足三維斷裂分析的需要，國際上三維試驗和數值

研究驟增，多尺度研究驟增，虛擬試驗的概念形成并得以應用。有影響和代表水平的工作主要出自美國NASA以Newman為主的研究組、英國Sheffield大學Code公司及其研究組、法國宇航院(ONERA)、瑞典航空研究實驗室(FOI，德文首字)研究組，荷蘭國防動力研究實驗室、澳大利亞國防科技組織(DSTO)等[5-8]。但是其損傷容限耐久性技術依據的理論基礎仍然是二維疲勞斷裂理論，未取得本質上的突破，考慮三維約束的疲勞壽命分析模型也都是建立在大量經驗參數基礎上的。近年，我國某飛機設計行業以及相關單位已成功實現全數字化設計、制造，一些重點型號工程在設計階段就已全面實施損傷容限與耐久性規范，開展了大量全尺寸靜力、疲勞/耐久性和損傷容限試驗，建立起寶貴的經驗和高素質的隊伍以及組織管理體系。然而，基于試驗來保證性能的經驗設計方法存在明顯的局限：全尺寸試驗之前主要是經驗估計，如各種安全系數法，對經驗積累依賴嚴重，不利創新發展；試驗或一定要設法滿足設計要求，否則發現問題后更改設計困難，代價很高；全尺寸試驗只能檢驗最薄弱環節，不能真實考核整體結構的設計水平，尤其是優化程度；全機試驗只能檢驗一種工況（如標準載荷譜、實驗室環境和周期、抽取的單一的制造質量樣本等，代價高昂但實際效果遠不是人們認為的那么一錘定音式的決定一切。因此，發展基于三維損傷容限與耐久性科學基礎的預測設計技術已變得十分必要和迫切。破飛機結構三維損傷容限和耐久性核心技術可望取得的突

發展基于先進的三維疲勞斷裂理論和自主知識產權的三維損傷容限和耐久性關鍵技術，解決從材料性能到三維復雜結構性能的跨越。下面我將對幾種材料進行了解。首先說到陶瓷，人們很自然想到它的特點就是脆性。十幾年前，如果把它用于工程領域的承力件，是任何人都不可能接受的，直到現在說到陶瓷復合材料，也可能還會有些人不清楚，認為陶瓷和金屬原本就是兩種不相關的基本材料，但是自從人們巧妙地將陶瓷和金屬結合后，才使人們對這種材料的概念發生了根本的變化，這就是陶瓷基復合材料。

陶瓷基復合材料在航空工業領域是一種非常有發展前途的新型結構材料，特別是在航空發動機制造應用中，越來越顯示出它的獨到之處。陶瓷基復合材料除了具有重量輕，硬度高的優點以外，還具有優異的耐高溫和高溫抗腐蝕性能。目前陶瓷基復合材料在承受高溫方面已經超過了金屬耐熱材料，并具有很好的力學性能和化學穩定性，是高性能渦輪發動機高溫區理想的極好材料。

目前世界各國針對下一代先進發動機對材料的要求，正集中研究氮化硅和碳化硅增強陶瓷材料，并取得了較大進展，有的已開始應用在現代航空發動機中。例如美國驗證機的F120型發動機，它的高壓渦輪密封裝置，燃燒室的部分高溫零件，均采用了陶瓷材料。法國的M88-2型發動機的燃燒室和噴管等也都采用了陶瓷基復合材料。據專家估計，到2000年陶瓷材料將占高性能渦輪發動機重量的30％。

金屬間化合物

高性能、高推重比航空發動機的研制，促進了金屬間化合物的開發與應用。如今金屬間化合物已經發展成為多種多樣的族，它們一般都是由二元三元或多元素金屬元素組成的化合物。金屬間化合物在高溫結構應用方面具有巨大的潛力，它具有高的使用溫度以及比強度、導熱率，尤其是在高溫狀態下，還具有很好的抗氧化，搞腐蝕性和高的蠕變強度。另外由于金屬間化合物是處于高溫合金與陶瓷材料之間的一種新材料，它填補了這兩種材料之間的空檔，因而成為航空發動機高溫部件的理想材料之一。

目前在航空發動機結構中，致力于研究開發的主要是以鈦鋁（TiAl、）和鎳鋁（）等為重點的金屬間化合物。這些鈦鋁化合物與鈦的密度基本相同，但卻有更高的使用溫度。例如和 TiAl的使用溫度分別為816℃和982℃。

金屬間化合物原子間的結合力強，晶體結構復雜，造成了它的變形困難，在室溫下顯現出硬而脆的特點。目前經過多年的試驗研究，一種具有高溫強度和室溫塑性與韌性的新型合金已經研制成功，并已裝機使用，效果很好。例如美國的高性能F119型發動機的外涵機匣、渦輪盤都是采用的金屬間化合物，驗證機F120型發動機的壓氣機葉片和盤均采用了新的鈦鋁金屬間化合物。

碳/碳復合材料

C/C基復合材料是近年來最受重視的一種更耐高溫的新材料。到目前為止，只有C/C復合材料是被認為唯一可做為推重比20以上，發動機進口溫度可達1930-2227℃渦輪轉子葉片的后繼材料，是美國21

世紀重點發展的耐高溫材料，世界先進工業國家竭力追求的最高目標。

C/C基復合材料，即碳纖維增強碳基本復合材料，它把碳的難熔性與碳纖維的高強度及高剛性結合于一體，使其呈現出非脆性破壞。由于它具有重量輕、高強度，優越的熱穩定性和極好的熱傳導性，是當今最理想的耐高溫材料，特別是在1000-1300℃的高溫環境下，它的強度不僅沒有下降，反而有所提高。在1650℃以下時依然還保持著室溫環境下的強度和風度。因此C/C基復合材料在宇航制造業中具有很大的發展前途。

C/C基復合材料在航空發動機上應用的主要問題是抗氧化性能較差，近幾年美國通過采取一系列的工藝措施，使這一問題不斷得到解決，逐步應用在新型發動機上。例如美國的F119發動機上的加力燃燒室的尾噴管，F100發動機的噴嘴及燃燒室噴管，F120驗證機燃燒室的部分零件已采用C/C基復合材料制造。法國的M88-2發動機，幻影2000型發動機的加力燃燒室噴油桿、隔熱屏、噴管等也都采用了C/C基復合材料。

飛機制造技術正沿著生產工藝依賴經驗型向工藝模擬、仿真、實時監控、智能化制造方向發展；零件加工成形連接技術向增量成形、高速切削、高能束加工、精密成形等低應力、小變形、長壽命結構制造方向發展；從單個零件制造，向整體結構制造技術及近無余量制造技術發展；飛機制造技術從手工勞動、半機械化、機械化向數控化、柔性化、自動化技術方向發展；從一般鋁合金結構的制造向以鈦合金為代表的高性能輕合金結構、復合材料結構制造技術方向發展；向材料制備與構件成形同時制造發展；制造技術向信息化、數字化及設計/制造一體化方向發展，現代飛機制造技術正處在一個新的變革時代，它將為新一代飛機研制提供更先進的技術。

通過這學期對航空航天博覽課的學習，我更加了解到飛機結構疲勞強度與斷裂的未來發展的形勢，對于材料的研究以及強度，剛度，穩定性方面的分析是非常重要的，所以我一直努力的學好材料力學。爭取在這領域有所發展。

第二篇：飛機結構疲勞強度與斷裂發展現狀與發展趨勢

飛機結構疲勞強度與斷裂發展現狀與發展趨勢

領空權對于任何一個國家都是非常重要的,飛機的先進,是領空權的保證.飛機更是國家的國防的重要力量,提高飛機的性能更是每個軍事大國追求的目標.飛機的結構抗疲勞強度與斷裂強度是飛機性能的重要體現.通過這學期的學習,和老師耐心的講解,我對我國飛機結構疲勞強度與斷裂發展現狀與發展趨勢有了更進一步的了解.疲勞強度是指飛機結果在無限多次交變載荷作用下而不破壞的最大應力稱為疲勞強度或疲勞極限。實際上，飛機結構并不可能作無限多次交變載荷試驗。

斷裂是指飛機結構被斷錯或發生裂開.討論的主要是脆性斷裂情況，其斷裂面是看得見摸得著的。還有兩類斷裂的斷裂面則是看得見卻不一定摸得著的。

許多飛機結果，如軸、齒輪、軸承、葉片、彈簧等，在工作過程中各點的應力隨時間作周期性的變化，這種隨時間作周期性變化的應力稱為交變應力（也稱循環應力）。在交變應力的作用下，雖然零件所承受的應力低于材料的屈服點，但經過較長時間的工作后會產生裂紋或突然發生完全斷裂。

疲勞破壞是機械零件失效的主要原因之一。據統計，在飛機結構失效中大約有80%以上屬于疲勞破壞，而且疲勞破壞前沒有明顯的變形，所以疲勞破壞經常造成重大事故，所以對于軸、齒輪、軸承、葉片、彈簧等承受交變載荷的零件要選擇疲勞強度較好的材料來制造。

疲勞失效是金屬材料常見的失效形式,特別是軸類,連桿,軸承類等零件,長期在應力下工作的工件材料都要求較高的疲勞強度,這樣的可以提高零件的使用壽命。疲勞強度同時還與硬度、強度、韌性有較大關系，所以他是金屬材料的重要力學性能指標

航空工業作為技術密集、知識密集的高技術產業，集材料、機械、發動機、空氣動力、電子、超密集加工、特種工藝等各種前沿技術之大成。目前，國際航空技術發達國家早已實施損傷容限耐久性規范，并成為國際適航性條例要求。然而，在飛機結構的三維損傷容限耐久性預測設計方面，由于研究隊伍嚴重萎縮，國際上的實質性進展非常緩慢，三維損傷容限耐久性技術的發展停滯不前。與此同時，現代飛機大量使用三維整體結構，已有技術與需求的矛盾更加突出。

這一現狀的存在，使得國內外的設計者們在已有技術基礎上不得不依靠更加實際、但耗資巨大的全機試驗和各級全尺寸部件試驗來檢驗飛機結構的損傷容限和耐久性，虛擬試驗的科學基礎欠缺。近年隨著計算機容量逐漸滿足三維斷裂分析的需要，國際上三維試驗和數值研究驟增，多尺度研究驟增，虛擬試驗的概念形成并得以應用。有影響和代表水平的工作主要出自美國NASA以Newman為主的研究組、英國Sheffield大學Code公司及其研究組、法國宇航院(ONERA)、瑞典航空研究實驗室(FOI，德文首字)研究組，荷蘭國防動力研究實驗室、澳大利亞國防科技組織(DSTO)等[5-8]。但是其損傷容限耐久性技術依據的理論基礎仍然是二維疲勞斷裂理論，未取得本質上的突破，考慮三維約束的疲勞壽命分析模型也都是建立在大量經驗參數基礎上的。近年，我國某飛機設計行業以及相關單位已成功實現全數字化設計、制造，一些重點型號工程在設計階段就已全面實施損傷容限與耐久性規范，開展了大量全尺寸靜力、疲勞/耐久性和損傷容限試驗，建立起寶貴的經驗和高素質的隊伍以及組織管理體系。然而，基于試驗來保證性能的經驗設計方法存在明顯的局限：全尺寸試驗之前主要是經驗估計，如各種安全系數法，對經驗積累依賴嚴重，不利創新發展；試驗或一定要設法滿足設計要 求，否則發現問題后更改設計困難，代價很高；全尺寸試驗只能檢驗最薄弱環節，不能真實考核整體結構的設計水平，尤其是優化程度；全機試驗只能檢驗一種工況（如標準載荷譜、實驗室環境和周期、抽取的單一的制造質量樣本等，代價高昂但實際效果遠不是人們認為的那么一錘定音式的決定一切。因此，發展基于三維損傷容限與耐久性科學基礎的預測設計技術已變得十分必要和迫切。破飛機結構三維損傷容限和耐久性核心技術可望取得的突

發展基于先進的三維疲勞斷裂理論和自主知識產權的三維損傷容限和耐久性關鍵技術，解決從材料性能到三維復雜結構性能的跨越。

飛機制造技術正沿著生產工藝依賴經驗型向工藝模擬、仿真、實時監控、智能化制造方向發展；零件加工成形連接技術向增量成形、高速切削、高能束加工、精密成形等低應力、小變形、長壽命結構制造方向發展；從單個零件制造，向整體結構制造技術及近無余量制造技術發展；飛機制造技術從手工勞動、半機械化、機械化向數控化、柔性化、自動化技術方向發展；從一般鋁合金結構的制造向以鈦合金為代表的高性能輕合金結構、復合材料結構制造技術方向發展；向材料制備與構件成形同時制造發展；制造技術向信息化、數字化及設計/制造一體化方向發展，現代飛機制造技術正處在一個新的變革時代，它將為新一代飛機研制提供更先進的技術。

參考資料: http://wenku.baidu.com/view/6aae14c3d5bbfd0a7956736c.html

第三篇：船舶與海洋工程結構物疲勞斷裂分析研究現狀及展望

船舶與海洋工程結構的疲勞及斷裂分析研究現狀與展望

摘要：由船海工程的發展趨勢，進而引出疲勞裂紋分析在船海工程中；簡述了疲勞分析以及斷裂力學的研究現狀以及存在的一些問題，淺談對將來發展趨勢的一些看法；然后過渡到當前的研究方法，即主要為數值計算方法；對當前數值計算的具體方法進行了概括，并淺談發展趨勢；列舉了兩個具體例子，即斷裂力學原理在疲勞分析中的應用。關鍵詞：船舶與海洋工程；疲勞分析；斷裂力學；數值計算

1.引言

海洋產業作為未來世界經濟的支柱產業之一，發展潛力非常巨大，世界海洋產業總產值逐年大幅上升。其中，隨著能源問題的日益突出，海洋油氣開發將是海洋工程最主要的應用領域。并且，在發展船舶與海洋工程的同時，由于其技術關聯度大，技術含量高，可帶動相關行業的科技進步和產業發展。因此，船海工程有相當廣闊的發展前景。

當前，船舶與海洋工程發展趨勢主要表現在以下方面。其一，船舶發展趨勢是大型化、高速化。技術性能的不斷提升促進了船舶運載能力和航速的大幅提高，由此船舶經濟性、安全性、環保性明顯提高。其二，設計方法不斷進步，現代造船模式取代傳統造船模式，建造技術裝備也在不斷發展。其三，海洋工程裝備深水化。國外從事海洋工程開發已有一百多年的歷史，積累了豐富的經驗。發達國家研究的一些深海探測器可達水深已超過萬米。

船海工程蓬勃發展，船海結構物發生事故的幾率也大大增加。大型遠洋船舶發生海損事故已是屢見不鮮。海洋環境復雜多變，海浪、大風、潮流、冰雪、海水腐蝕、地震、微生物、碰撞事故等，都會對海洋平臺等結構物造成極大的破壞。更重要的是，船海工程結構物主要采用焊接工藝，由于焊接工藝的特點，焊縫本身不可避免地存在各種缺陷。在各種交變載荷的作用下，這些應力集中區更有可能發生疲勞破壞，造成災難性的事故。因此，疲勞斷裂分析的理論及應用領域和形式的發展就顯得非常關鍵。

2.疲勞分析發展現狀

2.1 基本概念 載荷值隨時間作周期性或非周期性變化的載荷成為交變載荷，由于載荷的變化使試件或構件的材料內產生隨時間變化的交變應力與交變應變。經足夠的應力或應變循環作用后，損傷累計可使試件或結構材料產生裂紋，直至疲勞破壞。試件抵抗疲勞失效的能力成為材料的疲勞強度；結構抵抗疲勞失效的能力成為結構的疲勞強度。

疲勞失效有以下特征：疲勞破壞是一個累積損傷的過程，其失效過程都經歷裂紋萌生、擴展和瞬時斷裂三個階段。不論構件是脆性材料還是塑性材料，疲勞破壞在宏觀上常表現為無明顯塑性變形的突然斷裂，斷口為脆性斷口。疲勞斷口可以看到明顯的裂紋源、裂紋擴展區（光滑斷面）和瞬時斷裂區（粗糙斷面）。

在工程中應用的疲勞分析方法可以分為三大類：S-N曲線法、斷裂力學方法以及可靠性分析方法。

2.2 S-N曲線法、斷裂力學方法

經典的疲勞分析方法基于S-N曲線和Palmgren-Miner線性累積損傷準則，用循環應力范圍或塑性應變范圍或總應變范圍來描述疲勞破壞壽命。與S-N曲線法不同，疲勞分析的斷裂力學方法以“損傷容限”原理作為設計基礎。這個基本前提是認為損傷為一切工程構件所固有。疲勞壽命則定義為主裂紋從原始尺寸擴展到某一臨界尺寸所需的疲勞循環次數或時間。采用斷裂力學方法時，需要應用斷裂力學的裂紋擴展經驗規律。自從具有里程碑意義的PARIS公式提出之后，基于裂紋擴展規律的疲勞分析理論得到了長足的發展。

這兩種方法各有優缺點。S-N曲線法可以避免裂紋尖端復雜應力場的分析，斷裂力學方法則可更好的反映尺度效應以及可以對一個已有的裂紋提供一個更精確的剩余壽命估算方法。S-N曲線法和斷裂力學方法在工程中得到了廣泛的應用，成為兩種相互補充的基本方法。2.3 可靠性分析方法

以上這兩種方法都是在確定意義上使用的，在分析過程中，有關的參量的都認為是有確定數值。而實際上，工程中涉及到疲勞的有關因素都是隨機的。比如，載荷、材料的隨機性等。為此，可靠性方法開始被用來進行壽命評估。在該理論中，影響結構疲勞壽命的不確定因素都用隨機變量或者隨機過程來描述。一個結構的的疲勞壽命合格與否，用服役期內不發生疲勞破壞的概率來衡量。對于受大量不確定因素影響的工程結構的疲勞問題，用結構疲勞可靠性理論來加以研究是非常適當的。

雖然疲勞可靠性方法從理論上是最完善的，可以更合理的描述實際結構中的各種不確定因素，等價符合客觀事實。但在工程實踐中，由于缺乏充分的統計數據資料，使得可靠性分析中最關鍵的概率模型的建立也存在很大的分散性，這成為阻礙可靠性分析在工程實際中推廣的重要原因。

因而目前常用的海洋工程疲勞強度分析還是主要采用操作起來簡單的S-N曲線法，并結合斷裂力學方法。

3.斷裂力學的研究現狀及發展

3.1 斷裂力學的產生

長期以來，工程上對結構或構件的計算方法，是以結構力學和材料力學為基礎的。通常都假定材料是均勻的連續體，沒有考慮客觀存在的裂紋和缺陷，計算時只要工作應力不超過許用應力，就認為結構是安全的，反之就是不安全的。安全系數并未考慮到其他失效形式的可能性，例如脆性斷裂或快速斷裂。普遍認為，選用較高的安全系數就能避免這種低應力斷裂。然而，實踐證明材料存在缺陷或裂紋的結構或構件，在應力值遠低于設計應力的情況下就會發生全面失效。人們逐漸意識到，對含有裂紋的物體必須作進一步的研究。斷裂力學就是在這個基礎上產生的。

斷裂力學從宏觀的連續介質力學角度出發，研究含缺陷或者裂紋的物體在外界條件作用下宏觀裂紋的擴展、失穩開裂、傳播和止裂規律。斷裂力學的研究方法是：從彈性力學方程或彈塑性力學方程出發，把裂紋作為一種邊界條件，考察裂紋頂端的應力場、應變場和位移場，設法建立這些場與控制斷裂的物理參量的關系和裂紋尖端附近的局部斷裂條件。

經典斷裂力學的三個主要分支是：線彈性斷裂力學、彈塑性斷裂力學、斷裂動力學。

3.2 線彈性斷裂力學

Griffith通過研究，提出裂紋擴展的能量準則。能量理論將裂紋失穩擴展的臨界條件表示為GI=GIc（GI微應變能釋放率），即脆性斷裂的G準則。GIc是材料常數，表征材料對裂紋擴展的抵抗能力，由試驗確定。G．R．Irwin用彈性力學理論分析了裂紋尖端應力應變場后提出了三種類型裂紋（張開型、滑移型、撕裂型）尖端的應力場與位移場公式。公式中定義了一個包含一個應力強度因子K，對應三種裂紋分別為KⅠ、KⅡ、KⅢ。在線彈性斷裂力學中，它是很重要的力學量，用來判斷裂紋是否將進入失穩狀態的一個指標。以應力強度因子表示的裂紋失穩擴展臨界條件為：K=KIC ,稱為K準則。KIC為裂紋臨界狀態下的應力強度因子，稱為斷裂韌度，也表示材料對于斷裂的抵抗能力。

在彈性條件下，GICK準則是等效的。3.3 彈塑性斷裂力學

由于裂紋尖端應力高度集中，在裂紋尖端附近必然首先屈服形成塑性區域。對于中、低強度鋼的中小型結構件，薄壁結構，焊接結構的拐角和壓力容器的接管處，在裂紋尖端附近，發生大范圍屈服或全面屈服。這時，線彈性斷裂力學的結論不再適用。由此研究大范圍屈服斷裂已成為發展彈塑性斷裂力學的迫切任務。

Wells在大量實驗的基礎上，提出了彈塑性條件的斷裂準則，COD準則：當裂紋尖端張開位移?達到臨界值?C時，裂紋將開裂，即?=?C時，裂紋開裂。COD即裂紋受載后，在原裂紋尖端垂直裂紋方向上所產生的位移（Crack Opening Displacement）。?C是材料彈塑性斷裂韌性指標，為材料參數。

1968年，Rice提出了J積分理論。以J積分為常數并建立斷裂準則。J積分是圍繞裂紋尖端作閉合曲線的積分。J積分與裂紋擴展力GI的物理意義相同，進而建立J準則：當圍繞裂紋尖端的J積分達到臨界值JC時，即J=JC時，裂紋開始擴展。

COD準則應用到焊接結構和壓力容器的斷裂安全分析上非常有效，而且應用時比較簡單，因而工程上應用較為普遍。J積分準則理論根據嚴格，定義明確，但在計算和實驗上比較復雜。

彈塑性斷裂力學的重要成就是HRR解。硬化材料I型裂紋尖端應力應變場的彈塑性分析是由Hutchinson，Rice，Rosengren解決的。它建立了塑性應力強

K2IC?，因此對于線彈性斷裂力學問題，采用G準則和

E度因子與J積分的定量關系，表明J積分可以作為描述硬化材料中裂紋尖端應力應變場強度的參量。HRR理論是J積分作為斷裂力學判據的理論基礎。3.4 斷裂動力學

70年代，Sih與Loeber導出了外載隨時間變化而裂紋是穩定情況的漸進應力場與位移場。Rice等多人先后導出了裂紋以等速傳播情況的漸進應力場與位移場，并提出了裂紋穩定而外載隨時間迅速變化情況下的裂紋開裂準則。3.5 斷裂力學理論存在的一些問題及展望

經典斷裂力學是建立在奇異性基礎上的，即均基于裂紋頂端應力與應變為無限大的模式展開的。奇異性理論一直延續至今。但是奇異性斷裂力學在物理上存在本質的缺陷。實際發現的裂紋，裂紋頂端曲率半徑為有限值，裂紋頂端的應力應變也為有限值。這樣，基于數學尖端裂紋和應力奇異性的物理量缺乏堅實的物理基礎。為了完善理論，可采用比較符合實際的半圓形頂端的鈍裂紋，而這又需要金相斷裂力學的發展。

由于斷裂力學能對材料和結構的安全性進行預測與估算，因而愈來愈受到重視。目前，線彈性斷裂力學發展較為成熟，在工程實際中已經得到應用。彈塑性斷裂力學雖然取得了一些進展，但仍有許多尚待深入研究的問題，它是當前斷裂力學主要研究方向之一。斷裂動力學，對于線性材料還有待完善，對于非線性材料，尚處于研究初期，也是斷裂力學的主要研究方向。

4.當前的研究方法

在疲勞斷裂分析的研究中，最主要的三大研究方法就是：理論、試驗和數值計算。但是，只有極少數簡單、特殊的斷裂力學問題存在解析解，而試驗方法操作起來比較麻煩，而且經濟性不佳，因此絕大多數工程問題都借助數值計算的方法來進行研究。隨著研究的日益深入，需要求解的問題日趨復雜化和多樣化。使得如何建立高效、高精度的計算方法成為學者們研究的熱點。由于計算機科學、計算數學和力學等學科的不斷發展，用于解決疲勞斷裂問題的數值計算方法不斷涌現，它們正成為推動疲勞分析和斷裂力學發展的有力工具。4.1 有限元法

普遍認為，有限元法的出現是計算力學誕生的標志。有限元法是建立在傳統的Ritz法的基礎上，利用變分原理導出代數方程組求解。它將連續介質離散成有限個單元來進行數值計算。有限元法實現了統一的計算模型、離散方法、數值求解和程序化設計方法，從而能廣泛地適應求解復雜結構的力學問題。有限元法從誕生至今得到了迅猛的發展，成為用于結構和固體力學問題的首選方法。

當前斷裂力學用有限元法取得了極大的研究進展。比如，采用自適應有限元法確定裂紋尖端的塑性區，在有限元法的基礎上建立隨機分析，用于動態問題的空-時有限元法等等。4.2 其他數值計算方法

由于有限元法同時也存在缺陷，比如隨著計算精度要求的提高，有限元網格的劃分將十分困難，計算量也會十分龐大。因此，學者們在研究過程中又逐漸創立了其他數值計算方法。主要有：邊界元法、無網格法、數值流形方法、小波數值法等，此外還有位移不連續法、超奇異積分方程法、加權殘數法、有限差分法擴展有限元法等，都取得了進展。4.3 數值計算方法的發展趨勢

（1）并行數值計算方法。該方法是在工程計算規模大幅增加與計算機能力受到限制的矛盾日益突出的情況下產生的。

（2）解析法與數值法相結合。解析法與數值法相互結合、相互滲透將為研究提供一系列高效算法。

（3）多種計算方法有機結合。結構的形式很少是單一的，多種方法的耦合將會提高運算精度以及運算速度。

（4）數據處理自動化。為了提高效率，自適應有限元法和網格的自動劃分與技術更新仍將是有限元研究中的一個熱點。

（5）耦合場中的數值計算在一些領域也將越來越重要。

5.工程中的應用實例

5.1 海洋平臺管節點疲勞性能研究

筆者正在完成的畢業設計的題目是：“導管架式海洋平臺管節點疲勞強度分析”。以下是我在學習過程中遇到的一個實例，用斷裂力學方法來求解管節點的疲勞壽命。

1.基本原則

從Paris公式

da/dN=c??K?

出發，則 Np=?m1da 式中，c、m

a0c(?K)maf為材料常數，由材料、焊接構件及管節點試驗綜合分析給出，建議：c=4.764?10-12，m=3.152；?K=Y???H?a

式中，Y為管節點形狀因子，由管節點試驗和有限元計算給出。Y=A?a/T?

B2.基型管節點形狀因子

基型管節點形狀因子Y0由基型管節點試驗及有限元計算分析給出。不同載荷下形狀因子為

軸向載荷：

Y0?0.49(a/T)?0.38 面內彎曲載荷： Y0?0.56(a/T)?0.41 面外彎曲載荷： Y0?0.52(a/T)?0.40 基型管節點形狀因子Y0見圖

基型管節點形狀因子Y0

3.修正因子M（1）厚度修正因子Mt 在裂紋擴展階段，厚度修正因子為 Mt=（T/T0）0.25（2）焊縫修正因子Mw 焊縫局部應力集中對裂紋萌生影響很大，對裂紋擴展速率也有明顯影響，必須考慮其對形狀因子的修正。焊縫修正因子為

Mw=?KL/KLO?（3）應力分布修正因子M?

應力分布不均勻性由幾何參數決定，其修正因子為

（4）海水自由腐蝕修正因子 MH

海水腐蝕對管節點裂紋擴展速率影響同應力水平有關，海水自由腐蝕因子為 MH=??H/?S??0.200.42

M???SCF0/SCF?0.167

?0.125（5）陰極防護修正因子 MF???H/?S?4.管節點形狀因子

建立在基型管節點形狀因子Y0修正的基礎上，管節點形狀因子為

Y?MF?MH?M??Mw?Mt?Y0?MY0

BY?MA?a/T?

為驗證修正可靠性，把修正結果同試驗結構相對比。自由腐蝕，在??H?192MPa下

修正法：

Y?0.651(a/T)?0.38

試驗法：

Y?0.684(a/T)?0.39 陰極防護：在??H?192MPa下

修正法：

Y?0.586(a/T)?0.38

試驗法：

Y?0.588(a/T)?0.377

可以看出修正結果同試驗結果相一致，因此修正方案可靠。5.計算公式 由Paris公式

Np=?a0afaf11＝da?a0cM?Y?????ac(?K)m0H??mda

式中，a0取1.5mm，af取T。5．2 海洋平臺結構的安全壽命評估與維修決策

此部分內容來源于黃小平、崔維成、王慶豐所著《海洋平臺結構的安全壽命評估與維修決策研究》。

海洋平臺結構復雜，造價昂貴，一旦發生事故會造成不可估量的經濟損失。因此保證安全性以及延長其服役期就顯得至關重要。以上學著提出地基于疲勞斷裂力學控制的評估方法適合于任何類型、處于任意使用階段的結構安全壽命評估。其顯著特點是可以方便地通過檢測對評估結果進行驗證，該特點可顯著提高預報結果地可靠性和可信性。

該法克服了傳統地安全壽命法的不足，不需要對平臺結構過去的受載歷史進行了解，只需知道目前平臺結構的受損程度，以及今后平臺受載情況，即可對海洋平臺進行安全評估和斷裂控制，并進一步計算其疲勞壽命。

海洋平臺安全壽命評估及檢修決策圖 其原理詳見該論文。

6． 總結與展望

本文介紹了船海工程的發展趨勢，進而引出疲勞裂紋分析在船海工程中的應用。接下來簡述了疲勞分析以及斷裂力學的研究現狀以及存在的一些問題，然后淺談了對將來發展趨勢的一些看法。然后過渡到當前的研究方法，即主要為數值計算方法。對當前數值計算的具體方法進行了概括，并淺談發展趨勢。在這之后，列舉了兩個具體例子，即斷裂力學原理在疲勞分析中的應用，這也是疲勞分析的一個正在發展的重要方法。

最后，對船海工程疲勞斷裂分析再次進行一下展望。第一部分已經提到過，由于船海工程加工工藝的特點，即焊接工藝的特點，疲勞斷裂在船海工程中的應用將會有廣闊的天地。理論的發展和應用離不開工程實際的需要，隨著船海工程的發展需要，也必將促使學者們不斷研究提出新理論，完善經典理論，并借助計算機科學的發展，大幅度提高數值計算的精度和效率。

參考文獻：

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第四篇：飛機機翼結構分析

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飛機機翼結構分析

【摘要】

機翼是飛機的一個重要部件，其主要功用是產生升力。隨著新材料、新技術、新工藝在飛機設計中的廣泛應用，現代飛機機翼設計已有新的突破。本論文主要闡述了飛機機翼的功用及其翼面結構；機翼由副翼、前緣縫翼、襟翼、擾流板組成，從機翼的空氣動力載荷到機翼的總體受力，詳細的描述了機翼的外載特點；最后介紹了飛機機翼的典型構件并對其傳力進行分析。

關鍵詞：飛機 機翼結構 翼面

Abstract: The aircraft wing is an important component, whose main function is to generate lift.With new materials, new technology and new technology in aircraft design in the wide application of modern aircraft wing design has been a new breakthrough.This thesis describes the function of the aircraft wing and the wing structure;wing from the aileron, leading edge slats, flaps, spoilers composition, the aerodynamic loads from the wing to the wing's overall force, detailed description of the outer wings contain features;Finally the typical components of the airplane wing, and its force transmission analysis.Key words: airplane Wing structure Wing 1 西安航空職業技術學院

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前言

航空技術是高度綜合的現代科學技術。它綜合運用了基礎科學和應用科學的最新成就和工程技術的最新成果，是20世紀以來發展最迅速、應用最廣泛、對人類社會生活影響最大的科學技術領域之一。

航空技術是一個國家科技先進水平的重要標志。對航空院校的學生來說，了解航空領域所涉及學科的基礎知識，基本原理及發展概況，對開拓視野、擴大知識面以及今后的學習和工作都是很有幫助的。

對于新興航空的領域，它融合科技、競技、娛樂為一身,深受各年齡段人群的喜愛.對于青少年來說,它是一個及其新鮮的領域，通過查找資料對機翼的結構分析，培養嚴謹的工作風和良好的心理素質，增強了實踐，求知，探索和創新的精神。

此論文主要介紹了飛機機翼的各方面內容，從而延伸到機翼所有的理論和事物都近乎一樣，所以論題中以具體飛機的舉例甚多，然而大多數飛機的機翼結構都相似，只不過是新瓶裝舊酒，換裝不換質。論述的內容之一就是機翼的組成及原理，加入了對機翼初步認識的元素，對機翼進行剖析和講解，從機翼結構的分析到材料的應用，從飛行原理到力的解析，無不簡單明白，由于才疏學淺，文中不足之處還望指出。

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目 錄

1機翼的功用與設計要求.........................................................4 1.1機翼的功用...................................................................................................................................4 1.2翼面結構設計要求.......................................................................................................................4 2機翼的各部分裝置介紹.........................................................6 2.1副翼...............................................................................................................................................6 2.2前緣縫翼.......................................................................................................................................6 2.3襟翼...............................................................................................................................................7 2.4擾流板...........................................................................................................................................8 3機翼的外載特點...............................................................9 3.1空氣動力載荷...............................................................................................................................9 3.2其它部件、裝載傳來的集中載荷...............................................................................................9 3.3機翼結構的質量力.......................................................................................................................9 3.4機翼的總體受力...........................................................................................................................9 4翼面結構的典型構件..........................................................11 4.1蒙皮..............................................................................................................................................11 4.2長桁.............................................................................................................................................12 4.3翼肋.............................................................................................................................................12 4.4翼梁.............................................................................................................................................12 4.5縱墻.............................................................................................................................................13 5機翼典型結構的傳力分析......................................................14 5.1空氣動力的傳遞.........................................................................................................................14

5.1.1蒙皮將局部空氣動力傳給桁條和翼肋............................................................................14

5.1.2 翼肋將載荷傳給翼梁腹板和蒙皮...................................................................................14 5.1.3蒙皮將翼肋傳來的載荷傳給機身....................................................................................14 5.1.4 翼梁將載荷傳給機身隔框和緣條...................................................................................15 5.1.5翼梁緣條傳遞腹板傳來的載荷........................................................................................15 5.2集中載荷的傳遞情況.................................................................................................................15 5.3機翼結構中力的傳遞過程.........................................................................................................16

6飛機機翼結構的發展..........................................................17 6．1 新材料的應用.........................................................................................................................17 6．2新技術的出現..........................................................................................................................17 6．3新工藝、新設備的發展..........................................................................................................17 結 束 語............................................................................................................................................18 謝 辭.................................................................................................................................................19 文 獻.................................................................................................................................................20

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1機翼的功用與設計要求

1.1機翼的功用

機翼是飛機的一個重要部件，其主要功用是產生升力。當它具有上反角時，可為飛機提供一定的橫側安定性。除后緣布置有橫向操縱用的副翼、擾流片、等附翼外，目前在機翼的前、后緣越來越多地裝有各種形式的襟翼、縫翼、等增升裝置，以提高飛機的起降或機動性能。機翼上常安裝有起落架、發動機等其它部件。現代殲擊機和殲擊轟炸機往往在機翼下布置多種外掛，如副油箱和導彈、炸彈等軍械設備。機翼的內部空間常用來收藏起落架或其部分結構和儲放燃油。特別是旅客機，為了保證旅客的安全，很多飛機不在機身內貯存燃油，而全部貯存在機翼內。為了最大限度地利用機翼容積，同時減輕重量，現代飛機的機翼油箱大多采用利用機翼結構構成的整體油箱。此外機翼內常安裝有操縱系統和一些小型設備和附件。

圖1-1 機翼的結構

1.2翼面結構設計要求

1.氣動要求

翼面是產生升力主要部件，對飛行性能有很大的影響，因此，滿足空氣動力方面的要求是首要的。翼面除保證升力外，還要求阻力盡量小﹙少數特殊機動情況除外﹚。翼面的氣動特性主要取決于其外行參數﹙如展弦比、相對厚度、后掠角和翼型等﹚，這些參數在總體設計時確定；結構設計則應強度、剛度及表面光滑度等方面來保證機翼氣動外形要求的實現。

2.質量要求

在外形、裝載和連接情況一定的條件下，質量要求時翼面結構設計的主要要求。具體地說，就是在保證結構完整性的前提下，設計出盡可能請的結構。結構完整性包含了強度、剛度、耐久性和損傷容限等多方面內容。西安航空職業技術學院

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3.剛度要求

隨著飛機速度的提高，翼面所受載荷增大，特別對于高機動性能殲擊機和高速飛行的導彈；由于減小阻力等空氣動力的要求，翼面的相對厚度越來越小，再加上后掠角的影響，導致翼面結構的扭轉剛度、彎曲度將越來越難保證，這些均將引起翼面在飛行中的變形增加。高速飛行時，很小的變形就可能嚴重的惡化翼面的空氣動力性能；剛度不足還會引起震顫和操縱面反效等嚴重問題。因此，對高速飛機和導彈，為滿足翼面的氣動要求，保證足夠的剛度十分重要。4.氣動加熱要求

一般亞音速飛行器，所選用的結構材料是常用金屬及非金屬材料，不必考慮溫度對材料的影響。高速飛行時，翼面將受到氣動加熱的影響，尤其是翼面前緣的起動加熱問題尤為嚴重。因此當以大馬赫數的速度飛行時，還要考慮氣動加熱對結構強度和剛度的影響。5.使用維修要求

翼面結構應便于檢查、維護和修理。翼面內部通常鋪設有相當數量的操縱系統零部件、燃油管路、電氣線路和液壓管路等，對這些系統和線路需要經常檢查調整。當機翼結構作為整體油箱艙使用時，必須保證燃油系統工作的高度可靠性，包括油箱的密封可靠。對所有要求檢查維護的部位都應該有良好的可達性，為此必須設置一定數量的開口，設計時要求處理好使用維護與結構質量之間的矛盾。

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2機翼的各部分裝置介紹

2.1副翼

副翼是指安裝在機翼翼梢后緣外側的一小塊可動的翼面。為飛機的主操作舵面，飛行員操縱左右副翼差動偏轉所產生的滾轉力矩可以使飛機做橫滾機動。翼展長而翼弦短。副翼的翼展一般約占整個機翼翼展的1/6到1/5左右，其翼弦占整個機翼弦長的1/5到1/4左右。對于航模不單是以上數據，它隨飛行方式和動力裝置變化。

2.2前緣縫翼

前緣縫翼是安裝在基本機翼前緣的一段或者幾段狹長小翼，主要是靠增大飛機臨界迎角來獲得升力增加的一種增升裝置，航模則是將襟翼固定。前緣縫翼的作用主要有兩個：

1.延緩機翼上的氣流分離，提高了飛機的臨界迎角，使得飛機在更大的迎角下才會發生失速；

2.增大機翼的升力系數。其中增大臨界迎角的作用是主要的。這種裝置在大迎角下，特別是接近或超過基本機翼的臨界迎角時才使用，因為只有在這種情況下，機翼上才會產生氣流分離。

圖2-1 前緣縫翼的剖面

現代飛機的前緣縫翼沒有專門的操縱裝置，一般隨襟翼的動作而隨動，即為游動式。在飛機即將進入失速狀態時，前緣縫翼的自動功能也會根據迎角的變化而自動開關。

圖2-2 前緣縫翼

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在前緣縫翼閉合時（即相當于沒有安裝前緣縫翼），隨著迎角的增大，機翼上表面的分離區逐漸向前移，當迎角增大到臨界迎角時，機翼的升力系數急劇下降，機翼失速。當前緣縫翼打開時，它與基本機翼前緣表面形成一道縫隙，下翼面壓強較高的氣流通過這道縫隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面附面層中氣流的速度，降低了壓強，消除了這里的分離旋渦，從而延緩了氣流分離，避免了大迎角下的失速，使得升力系數提高。

機翼能夠產生升力是因為機翼上下存在著壓力差。但是這是有前提條件的，就是要保證上翼面的的氣流不分離。如果機翼的迎角大到了一定程度，機翼相當于在氣流中豎起的平板，由于角度太大，繞過上翼面的氣流流線無法連貫，會發生分離，同時受外層氣流的帶動，向后下方流動，最后就會卷成一個封閉的渦流，叫做分離渦。像這樣旋轉的渦中的壓力是不變的，它的壓力等于渦上方的氣流的壓力。所以此時上下翼面的壓力差值會小很多，這樣機翼的升力就比原來減小了。到一定程度就形成失速，對應的機翼迎角叫做失速迎角或臨界迎角。

2.3襟翼

襟翼是安裝在機翼后緣內側的翼面，襟翼可以繞軸向后下方偏轉，主要是靠 增大機翼的彎度來獲得升力增加的一種增升裝置。當飛機在起飛時，襟翼伸出的角度較小，主要起到增加升力的作用，可以加速飛機的起飛，縮短飛機在地面的滑跑距離；當飛機在降落時，襟翼伸出的角度較大，可以使飛機的升力和阻力同時增大，以利于降低著陸速度，縮短滑跑距離。在現代飛機設計中，當襟翼的位置移到機翼的前緣，就變成了前緣襟翼。前緣襟翼也可以看作是可偏轉的前緣。在大迎角下，它向下偏轉，使前緣與來流之間的角度減小，氣流沿上翼面的流動比較光滑，避免發生局部氣流分離，同時也可增大翼型的彎度。

圖2-3 前緣襟翼 西安航空職業技術學院

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2.4擾流板

有的稱之為“減速板”、“阻流板”或“減升板”等，這些名稱反映了它們的功能。擾流板分為飛行、地面擾流板兩種，左右對稱分布，地面擾流板只能在地面才可打開，實際上擾流板是鉸接在機翼上表面的一些液壓致動板，飛行員操縱時可以使這些板向上翻起，增加機翼的阻力，減少升力，阻礙氣流的流動達到減速、控制飛機姿態的作用。8 西安航空職業技術學院

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3機翼的外載特點

圖3-1 機翼的外載荷

qa—空氣動力分布載荷 qc—機翼質量力分布載荷 P—發動機或其他部件傳來的集中載荷

R—機身支反力

3.1空氣動力載荷

空氣動力載荷qa是分布載荷，單位為Pa。它可以是吸力或壓力，直接作用在機翼表面上，形成機翼的升力和阻力，其中升力是機翼最主要的外載荷。

3.2其它部件、裝載傳來的集中載荷

機翼上連接有其它部件(如起落架、發動機)、副翼、襟翼等各類附翼和布置在機翼內、外的各種裝載(如油箱、炸彈)。除了在以翼盒作為整體油箱情況下燃油產生的是分布載荷外，由于這些部件、裝載一般都是以有限的連接點與機翼主體結構相連，因此，不論是起落架傳來的地面撞擊力或副翼等翼面上的氣動載荷，以及其上各部件、裝載本身的質量力(包括重力和慣性力)，都是通過接頭，以集中載荷的形式傳給機翼。其中有些力的數值可能很大。

3.3機翼結構的質量力

機翼本身結構的質量力為分布載荷，其大小與分布情況取決于機翼結構質量的大小和分布規律。它的數值比氣動載荷要小得多。在工程計算中，它的分布規律可近似認為與弦長成正比。

3.4機翼的總體受力

機翼的各種外載，總要在機翼、機身連接處，由機身提供支持力來平衡。因 9 西安航空職業技術學院

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此在上述載荷作用下，可把機翼看作是固定在機身上的一個“梁”。當機翼分成兩半，與機身在其左右兩側相連時，可把每半個機翼看作支持在機身上的懸臂梁；若左右機翼連成一個整體時，則可把它看作支持在機身上的雙支點外伸梁。這兩種情況雖然在支持形式上有所不同，但對外翼結構來說，都可以看作懸臂梁。

前述各種外載在機翼結構中將引起相應的內力：剪力Q、彎矩M和扭矩Mt，統稱為機翼的總體受力，如圖3-2所示。

圖3-2 機翼上所受的力矩和剪

a 機翼的總體內力 b 與外載相平衡的總體內力 Mn—由Qn引起的、作用在垂直面內的彎矩 Mh—由Qh引起的作用在弦平面內的彎矩

因為機翼的升力很大，且作用在機翼剛度最小的方向上；而阻力相對于升力要小得多，且作用在機翼剛度最大的弦平面內。因此在進行結構受力分析時，常著重考慮氣動載荷沿垂直于弦平面的分量——升力引起的Qn、Mn等。10 西安航空職業技術學院

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4翼面結構的典型構件

圖4-1 機翼的典型結構元件

1—翼梁2—前縱墻3—后縱墻4—普通翼肋5—加強翼肋6—對接接頭7—硬鋁蒙皮8—長桁

4.1蒙皮

蒙皮的直接功用是形成流線形的機翼外表面。為了使機翼的阻力盡量小，蒙皮應力求光滑，為此應提高蒙皮的橫向彎曲剛度，以減小它在飛行中的凹、凸變形。從受力看，氣動載荷直接作用在蒙皮上，因此蒙皮受有垂直于其表面的局部氣動載荷。此外蒙皮還參與機翼的總體受力——它和翼梁或翼墻的腹板組合在一起，形成封閉的盒式薄壁梁承受機翼的扭矩；當蒙皮較厚時，它常與長桁一起組成壁板，承受機翼彎矩引起的軸力。壁板有組合式或整體式(見圖)。某些結構型式(如多腹板式機翼)的蒙皮很厚，可從幾毫米到十幾毫米，常做成整體壁板形式，此時蒙皮將成為承受彎矩最主要的，甚至是惟一的受力元件。

圖4-2蒙皮

(a)金屬蒙皮(b)整體蒙皮(整體壁板)

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4.2長桁

長桁是與蒙皮和翼肋相連的元件，如圖所示。長桁上作用有動載荷。

圖4-3各種長桁

在現代機翼中它一般都參與機翼的總體受力——承受機翼彎矩引起的部分軸向力，是縱向骨架中的重要受力元件之一。除上述承力作用外，長桁和翼肋一起對蒙皮起一定的支持作用。

4.3翼肋

普通翼肋(見圖)構造上的功用是維持機翼剖面所需的氣動外形。一般它與

圖4-4腹板式翼肋

1—腹板2—周緣彎邊3—與翼梁腹板連接的彎邊4—減輕孔

A—前段B—中段C—后段a—上部分b—下部分

蒙皮、長桁相連，機翼受氣動載荷時，它以自身平面內的剛度向蒙皮、長桁提供垂直方向的支持。同時翼肋又沿周邊支持在蒙皮和梁(或墻)的腹板上，在翼肋受載時，由蒙皮、腹板向翼肋提供各自平面內的支承剪流。加強翼肋雖也有上述作用，但其主要是用來承受并傳遞自身平面內的較大的集中載荷或由于結構不連續(如大開口處)引起的附加載荷。

4.4翼梁

翼梁由梁的腹板和緣條組成，如圖4-5所示，呈工字形或槽形。西安航空職業技術學院

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圖4-5 翼梁的構造

1—上緣條2—腹板3—下緣條4—支架

翼梁是單純的受力件，緣條承受由彎矩Ｍ引起的拉壓軸力。由支柱加固的腹板承受剪力Ｑ并能承受由扭矩引起的剪流，是翼面周邊形成閉室并在這兩種情況下受剪。在有的結構形式中，它是翼面的主要的縱向受力件，承受翼面全部或大部份彎矩。翼梁大多在根部與中翼或機身固接。

4.5 縱墻

縱墻的構造與翼梁相似，但緣條比梁緣條弱的多，一般與長桁相近，根部與其他部分的連接方式為鉸接。縱墻一般都不能承受彎矩，腹板主要用來承受剪力并傳遞倒連接接頭，但與蒙皮組成封閉盒段以承受翼面的扭矩。縱墻還起到對蒙皮的支持，以提高蒙皮的屈曲承載能力。通常腹板沒有減輕孔，為了提高臨界應力腹板用支持型加強。后墻則還有封閉翼面內部容積的作用。普遍使用的縱墻結構如圖。

圖4-6 縱墻 1—腹板2—弱緣條 13 西安航空職業技術學院

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5機翼典型結構的傳力分析

5.1空氣動力的傳遞

5.1.1蒙皮將局部空氣動力傳給桁條和翼肋

當蒙皮受到吸力作用時，通過鉚釘把力傳給桁條和翼肋，鉚釘承受拉力；蒙皮受到壓力作用時，氣動力直接作用在桁條和翼肋上。無論在吸力或壓力作用下，蒙皮都 要承受張力。作用在翼肋上的空氣動力來自兩方面：一方面是由直接與翼肋貼合的蒙皮傳來的；另一方面，來自與翼肋相連的桁條。

5.1.2 翼肋將載荷傳給翼梁腹板和蒙皮

如果忽略水平分力的作用，傳到翼肋上的空氣動力，可組合成一個垂直向上的合力作用于壓力中心上。飛行中壓力中心通常不與剛心重合。對于翼肋來說，相當于一 個作用于剛心上的力和力矩。剛心的定義是：橫截面上有一個特殊的點，當外力作用線通過這一點時，不會使橫截面轉動。外力作用線不通過這一點，橫截面就會繞該點轉動，這個點稱為該橫截面的剛心。機翼各橫截面的剛心的連線稱為機翼的剛心軸。作用在剛心上的力，要使翼肋沿垂直方向移動，而翼肋是固定在翼梁腹板上的，在翼肋沿垂直方向移動的時候，就把這個力傳給腹板，使兩根翼梁彎曲。由于作用在剛心上的力不會使翼肋轉動，在翼肋平面上，兩根翼梁的彎曲變形程度相同，因此，翼肋傳給前后梁腹板的力與前后梁的抗彎剛度成正比。前后梁腹板對翼肋的反作用力，分別與作用力ΔQ

1、ΔQ 2相等。在傳力的過程中，蒙皮和翼肋之間存在著相互支持、相互傳力的關系：

1．蒙皮沿垂直表面的方向很容易變形（即剛度很小），當它受到吸力和壓力時，要依靠翼肋的支持，并把空氣動力傳給翼肋。

2．蒙皮在自己平面內不容易變形（即剛度較大），當翼肋受到外力矩時，蒙皮能夠對翼肋起支持作用，因而翼肋就將外力矩傳給蒙皮。

5.1.3蒙皮將翼肋傳來的載荷傳給機身

翼肋以剪流形式傳給蒙皮的力矩，要使機翼產生扭轉變形，它對機翼來說是扭矩。機翼扭轉時，蒙皮截面上會產生沿合圍框周緣的剪流。剪流形成的內力矩與截面外端所有翼肋傳給蒙皮的扭矩平衡。這時，機翼各部分的蒙皮都要產生剪切變形。翼根處的扭矩傳給機身的方式，由翼根部分的構造來決定。如果翼根部分沒有開大艙口，機翼蒙皮與機身是沿整個接合周緣連接的，扭矩就能通過蒙皮以剪流的形式沿接合周緣傳給機身。如果翼根部分開有大艙口，機翼只是通過翼梁與機身隔框相連，那末蒙皮就只能將扭矩以剪流的形式傳給開口邊緣的加強 西安航空職業技術學院

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翼肋，并有使加強翼肋旋轉的趨勢。這時加強翼肋的兩個支點(前后梁腹板)，對它產生一對大小相等、方向相反的反作用力，形成反力偶來阻止它旋轉。同時，加強翼肋也就對前后梁腹板各產生一個作用力，把扭矩以力偶形式傳給翼梁。前后翼梁則將扭矩產生的作用力，在機翼與機身的連接點處，傳給機身隔框。

5.1.4 翼梁將載荷傳給機身隔框和緣條

翼梁腹板一方面與機身隔框連接，另一方面還以縱向的鉚釘與緣條相連。各個翼肋通過鉚縫傳給腹板的力，要使翼梁腹板承受剪切作用。翼根截面的剪力，由機翼與機身隔框相連的鉚釘或螺栓產生反作用力來平衡。此外，翼肋傳來的力，還要使翼梁各截面承受彎矩。這個彎矩是通過腹板和緣條連接的兩排縱向鉚釘傳到緣條上去的。

5.1.5翼梁緣條傳遞腹板傳來的載荷

當翼肋傳給腹板的力的方向向上時，腹板沿縱向鉚縫傳給上緣條的剪流是由翼尖指向翼根的，它要使由前后梁的上緣條、上緣條之間的蒙皮和桁條組成的上部壁板向翼根方向移動。上部壁板各構件的截面上要產生壓縮的軸向內力，來阻止壁板移動，并與緣條上的縱向剪流平衡。下緣條上縱向剪流的方向相反，下部壁板各個構件要產生拉伸的軸向內力。傳到緣條上的縱向剪流不能完全由緣條本身產生的軸向力來平衡，它還要通過鉚釘將一部分力傳給蒙皮；而傳到蒙皮上的那一部分力，也不能完全由蒙皮產生的軸向力來平衡，它又要將一部分力通過鉚釘傳給桁條。在些傳力過程中，壁板上的鉚釘都要沿鉚縫方向受到剪力。彎矩以縱向剪流的形式傳給上、下緣條以后，是由上、下壁板來承受的。

5.2集中載荷的傳遞情況

機翼上的集中載荷，如部件的質量力、偏轉副翼和放下襟翼時產生的空氣動力、飛機接地時起落架受到的撞擊力等，通常都直接作用在某個翼肋上。翼肋受到集中載荷后，按翼梁的抗彎剛度成比例地傳給各個腹板，而把這個載荷引起的扭矩傳給蒙皮。蒙皮和腹板受到翼肋傳來的作用力以后，再把它們傳給緣條和機身。翼梁腹板和蒙皮都是薄壁構件，如果載荷集中地作用在薄壁的某一部位，它就容易損壞。但是，翼肋能以剪流的形式將載荷分散地傳給蒙皮和腹板。分散集中載荷也是翼肋在機翼結構中的作用之一。傳遞較大的集中載荷的翼肋，通常都是加強的。它們的結構強度較大，同腹板、蒙皮的連接也比普通翼肋結實很多，一般是兩排或三排直徑較大的鉚釘連接。但當飛機作劇烈的機動飛行或粗猛著陸后，加強翼肋上的部件固定接頭，以及加強翼肋與腹板、蒙皮連接的鉚釘仍可能 西安航空職業技術學院

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因受力過大而損壞。對這些部位，應當特別注意檢查，修理這些部位時，也要特別注意保持其強度。有些飛機機翼上的集中載荷，是通過固定接頭上的螺釘或鉚釘直接作用在翼梁上的。這時，集中載荷由翼梁腹板和緣條直接傳給機身。維護工作中，對這些固定接頭，也應加強檢查。

5.3機翼結構中力的傳遞過程

機翼結構中力的傳遞過程，可以簡要歸納如下：

1．蒙皮上的局部空氣動力，由桁條或直接同翼肋貼合的蒙皮傳給翼肋。2．翼肋將空氣動力和集中載荷，按梁的抗彎剛度成正比地傳給腹板，將它們對剛心扭矩傳給蒙皮。蒙皮將扭矩傳給與機身接合的周緣螺釘（或開口邊緣的加強翼肋）。

3．腹板把各個翼肋傳來的剪力，傳給機身隔框；把這些力產生的彎矩，通過縱向排列的鉚釘傳給上下緣條。

4．機翼翼梁的緣條，連同桁條和蒙皮，把由縱向鉚釘傳來的力，傳給機身的連接接頭。16 西安航空職業技術學院

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6飛機機翼結構的發展

6.1 新材料的應用

1．復合材料一般被設計成疊層結構，根據纖維的排列方向不同，構成了復合材料各項異性的特點，明顯地表現在力學性能、剛度特性方面，利用這一特點，進行優化剪裁設計，可以獲得高效率、低重量的航空結構。復合材料的組件化、整體化設計，可以大大減少零件數量，減少連接件和連接過渡區附加重量、減少裝配，是減輕結構重量、降低成本的有效技術途徑。自20世紀70年代中期起，美國各大航空公司率先在各自新研制軍機上采用復合材料機翼結構；歐洲隨后效仿。我國在1995年試飛成功帶整體油箱復合材料機翼，現已裝機試用。目前戰斗機機翼結構，復合材料的用量已占機翼結構重量的1/3～1/2，甚至更多。

2．由于，鈦合金、鋁合金的比強度、比剛度高、比重小，可設計，也是現代飛機機翼設計中減輕結構重量的重要途徑。

3．新一代納米材料是本世紀的前沿技術之一，對航空技術帶來深刻影響。這是因為它比非納米金屬有更高的拉伸強度、疲勞性能和塑性，而且重量輕。美國NASA對可重復使用的空天飛機的研究表明，以鋁合金的重量為100%計算，用普通的碳纖維增強復合材料可減重55%，碳納米管增強復合材料則可減重82%。

6.2新技術的出現

現代飛機機翼設計采用了各種新技術，由原來靜強度設計發展到疲勞壽命設計、損傷容限和耐久性設計、可靠性設計。計算機與有限元法相結合，運用計算機輔助設計，ANSYS、NASTRAN有限元分析等先進手段，追求最佳幾何尺寸，使機翼設計更加精確、合理，充分發揮結構效率，得到重量輕效率高的結構。整體油箱技術的應用，減少了傳統油箱的隔板，大大減輕了機翼結構重量。

6.3新工藝、新設備的發展

整體、蜂窩膠接、翼身融合體等承載能力大、重量輕的先進結構，相繼研制了大噸位的水壓機、整體壁板拉伸機、多坐標數控銑床以及大型熱壓等先進設備。還開發了機翼整體壁板噴丸成形、超長蒙皮的滾彎成形、整體油箱密封、強化工藝、激光加工、自動鉚接裝配等技術。

隨著新材料、新技術、新工藝在飛機設計中的廣泛應用，機翼結構重量在飛機結構重量中所占比重越來越小。在滿足強度條件下，機翼結構是集現代新材料、新技術、新工藝于一身，可以預見，隨著時代的發展，機翼結構重量比例將會進一步下降。西安航空職業技術學院

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結 束 語

這次畢業設計是對我們大學三年學習的一次重要的檢驗，也是對我們在三年的學習是否達到一定的水平,是否合格的一次考核。在這段難忘的畢業設計的時期里我感受到了研究一個課題的樂趣，這也是我學習飛機制造專業以來第一次比較系統的制作的設計，當然,在設計的過程中遇到了許多的困難，但是我堅信,只要堅持加努力,就一定能完成任務。每解決一個困難的時候，心里就會感到很高興，并且也在開發過程中得到了一次難能寶貴的經驗。

我的畢業設計即將成功結束，在將近兩個多月的設計時間里，我克服了重重障礙，并加之不斷的推敲鉆研，在這段日子里，我學到了很多東西，重新鞏固了原來的知識，甚至學到了那些沒有在大學課堂里學到的知識，為今后的工作和再學習指明了方向。能有現在這樣的成果，離不開老師和同學們的鼓勵和幫助。

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謝 辭

本設計在楊瓊老師的悉心指導和嚴格要求下認真完成，從課題選擇、方案論證到具體設計和調試，無不凝聚著楊老師的心血和汗水，在三年的專科學習和生活期間，也始終感受著指導老師的精心指導和無私的關懷，我受益匪淺。在此向楊老師表示深深的感謝和崇高的敬意。

不積跬步何以至千里，此設計能夠順利的完成，也歸功于三年來各位任課老師的認真負責，使我能夠全面的、很好的掌握和運用專業知識，并在設計中得以體現。正是有了他們的悉心幫助和支持，才使我的畢業論文工作順利完成，在此向西安航空職業技術學院，航空維修工程系的全體老師表示由衷的謝意。感謝他們三年來的辛勤栽培。

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文 獻

[1] ：曹建華、白冰如.飛機構造.北京.國防工業出版社.2010年（1-49頁）

[2] ：楊華寶.飛機原理與構造.西安.西北工業大學出版社.2002年8月（112-150頁）[3] ：王志瑾、姚衛星．飛機結構設計．北京．國防工業出版社．2004年(124-130頁)[4] ：陶梅貞．現代飛機結構綜合設計．西安．西北工業大學出版社.2001年(142-150頁)[5] ：許玉贊．飛機結構學．北京．中國科學圖書儀器公司出版．1953年（86-89頁）

第五篇：飛機結構與系統教學大綱

《飛機結構與系統基礎》課程教學大綱

課程名稱：飛機構造基礎 計劃學時：48 計劃學分：2.5 先修課程：工程力學、飛行技術基礎 課程性質：專業課 課程類型：必修課

一、課程的性質和任務

本課程是飛機機電專業的一門重要專業課，其主要任務是使學生初步了解飛機的結構及飛機各系統的基本知識，為進行實際維護工作及故障診斷打下基礎。本課程也是后續課程《飛機系統與附件》的基礎課程

二、課程特色

本課程突出技能和能力培養，配合雙證書制，使學生在校期間即可獲得崗位資格證書。

本課程可利用現有737飛機附件，飛行操縱摸擬器及飛機電源系統示教板，采用現場教學方法使學生加深對飛機各系統的理解．

三、知識能力培養目標

（一）基本知識

飛機結構、載重與平衡、飛行操縱系統、液壓系統、起落架系統、座艙環境控制系統、防冰排雨系統、飛機燃油系統、飛機防火系統、飛機電子系統等。

（二）應用能力 通過本課程的學習，使學生了解飛機組成、結構形式及受力特點，飛機載重與平衡的基本知識，掌握飛機飛行操縱系統、液壓系統、起落架系統、座艙環境控制系統、飛機燃油系統的基本組成及工作原理；了解防冰排雨系統、飛機防火系統、飛機電子系統的基本知識。

（三）自學能力

培養學生具有對飛機構造及各系統的總的認識，為以后的飛機維護和排故工作打下基礎。

四、課程內容和要求 見附表

五、考核方法和成績評定

（一）考核方法

本課程的考核以平時作業、平時測驗和期末筆試為主，平時占總成績的40%，期34末占總成績的60%。

（二）成績評定

1．基本知識，應知考核（書面、閉卷）成績 2．上課的出勤率，學習態度 3．平時實踐操作情況

六、教學參考書

?《飛機構造基礎》宋靜波·王洪濤主編，廣州民航職業技術學院出版 ?《航空電氣》盛樂山主編

?《民用航空器維修人員指南》（機體部分）

七、說明與建議 1．本大綱的總學時為48學時，學習本門課，應具有《飛行技術基礎》、《工程力學》的基本知識。