飞机结构设计 第 章 机身结构设计 修改

结构设计的四项原则

结构设计的“四项基本原则” 刚柔相济，多道防线，抓大放小，打通关节 1、刚柔相济 合理的建筑结构体系应该是刚柔相济的。结构太刚则变形能力差，强大的破坏力瞬间袭来时，需要承受的力很大，容易造成局部受损最后全部毁坏；而太柔的结构虽然可以很好的消减外力，但容易造成变形过大而无法使用甚至全体倾覆。结构是刚多一点好，还是柔多一点好？刚到什么程度或柔到什么程度才算合适呢？这些问题历来都是专家们争论的焦点，现今的规范给出的也只是一些控制的指标，但无法提供“放之四海皆准”的精确答案。最后，专家们达成难以准确言传的共识：刚柔相济乃是设计者的追求。道也许都是相通的。 想想看，人应该是刚多一点好还是柔多一点好呢？思考的哲人们对此各抒已见，力求给出处世的灵丹妙方。总的来讲，做人太刚和太柔都不受推崇。过份刚强者，应变能力差，难以找到共同受力的合作者，便要我行我素，要鹤立鸡群，即使面对任何突然袭来的恶势力，亦敢于硬顶硬撞而不留变通的余地，这种时候必须有足够的刚度才能立于不败，否则一旦后继乏力，油尽灯枯就会发生脆性破坏，导致伤痕累累、体无完肤的灭顶之灾。在盛赞这种刚

气之余，却鲜有人能够或者愿意完全去做到，英雄的眼泪大抵只有英雄自己能体味。人们唯有感叹道：精神可嘉，方法难取！ 世人处世多以“柔”为本，退一步海阔天空，和为贵。柔者易于找到共同受力的构件以协同消化和抵抗外力。但过柔亦为人所不耻。因为“柔”必然产生变形以适应外力，太柔的结果必然是太大的变形，甚至会导致立足不稳而失去根本。处世极为圆滑者，八面玲珑，见风使舵，整日上窜下跳，左右逢源，活得游刃有余，这种柔得无形，表面上着实不容易受到伤害，骨子里却难免有“似我非我”的疑问，弄不好会个性丧失、面目全非，可能还免不了要背上奴颜婢膝的骂名。 所以古人在长期的实践后发现了中庸之道最适合生存。用现代的话来讲大意是做人最好既有原则性又有灵活性，也就是刚柔相济。刚是立足之本，必要刚度不能少，如此方能控制变形在可以忍受的范围内，才不会失掉本质的东西；柔为护身之法，血肉之躯刚度毕竟有限，要学会以柔克刚，不断提高消化转换外力的能力，有时候，牺牲一点变形来抵抗突然到来的摧毁力是必要的，也是值得的，但应以不失去自我为度。 只可惜“道可道，道难行”。不是想刚就能刚，想柔便得柔的，刚柔相济只是理想中的“模糊结构”，每个人的组成材料千差万别，生存的地基也不尽相同，所受的外力更难统一定性。如此的差异下，企望哲人们找到统一的、万无一失的处世良方实在勉为其难。不过，每个人如果都能给自己多一点时间，去思考一下适合于自身的结构体系，想必这世界会有另一番光景。

南航飞机结构设计习题答案43

4-1 梁的根部接头是固接，梁的缘条可以传递弯矩，纵墙的根部接头是绞接，它本身不能传递弯矩。 4-2 4-3

4-23 4-24 4-26 （1）在A-A 肋处，蒙皮没有发生突变，所以A-A 肋在传扭时不起作用。 （2）前梁在A-A 剖面处发生转折，前梁上弯矩M 分为两部分21M M M +=，1M 由前 梁传给机身，2M 传给A-A 肋。

4-30 机翼外段长桁上的轴向力通过蒙皮剪切向前后梁扩散，到根部全部转移到前后梁的缘条上去。 4-31 1. L 前=L 后

（1） Q 的分配 K=2 2EJ L L 前=L 后 ∴ 只与2EJ 有关 Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ + = 1 12Q + = 0.333Q = 3330kg = 33.3KN Q 2= 6670kg = 66.7KN (2) M 的分配 K=KJ L ∴ 关系式仍同上 1M = 0.333?5?105 = 1666.7 KN m M 2= 0.667?5?105 = 3335 KN m （3） M t 的分配 M t1= 5510t M += 0.333?3?103 = 0.999?103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667?3?103 = 2.001?103 kg.m = 20 KNm 2. L 前=3000 mm L 后=1500 mm (1) Q 的分配 K=2 2EJ L K 1= 2? () 12 2 103000= 2?12 6 10910 ?=2 9?106 = 2?106?0.111 K 2= 2?( )12 2 101500= 2?29?106 = 22 2.25??106 = 2?106?0.889 K 1+ K 2 = 2?106 ( 19 +1 2.25) = 2?106 ( 0.111 +0.889) = 1?2?106 ∴ Q 1= 0.111?10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN （2） M 的分配 K 1 = KJ L = 12103000 = 0.333?109 K 1 = 12 101500Q ? = 1.333?109 K 1+ K 2 = 1.666?109 1M = 0.333 1.666?5?105 = 0.1999?5?105 = 0.2?5?105 = 105 kg m = 1000 KN m 2M = 4?105 kg m = 4000 KN m （3） M t 的分配

飞行器结构强度分析复习提纲正式

飞行器结构强度分析复习提纲 一、基本常识 1、飞行器分类 2、飞行器工作环境 3、飞行器结构分类（按受力传力形式、加工成型工艺、部件形状） 4、飞行器结构设计应保证结构在各种规定载荷状态下满足的条件 5、飞行器结构强度分析包括哪几个主要方面 6、作用在飞行器上的主要载荷 7、框桁加筋圆柱壳在受轴、外压、扭矩等载荷作用下的失稳形式 8、框桁加筋圆柱壳的破坏形式 9、疲劳破坏的过程 10、影响疲劳强度的主要因素 11、裂纹的三种基本类型 12、确定扯裂性能的方法 13、实现破损安全的方法 二、基本概念 1、比强度 2、剩余强度系数 3、静载荷 4、动载荷 5、疲劳载荷 6、过载系数 7、使用载荷 8、设计载荷 9、安全系数10、减缩系数11、疲劳破坏12、疲劳强度13、疲劳应力14、疲劳极限15、疲劳寿命 16、应力强度因子17、断裂韧性。 三、基本原理 1、结构设计中的等强度原则

2、结构损伤容限设计原则 3、用于结构传力分析的刚度分配法 4、大开口补强原则 5、克希霍夫假设 6、Miner线性累积损伤理论的主要假设 7、脆性断裂的K准则 8、能量释放率G的含义 四、基本构件的受力特性 1、细长杆的受力特性 2、薄板的受力特性 3、平面板杆结构的受力特性 4、壳的受力特性 5、疲劳破坏的5个主要特征 五、基本条件 1、结构静强度设计时需要满足的三个条件 2、破坏载荷法的强度条件。 3、简述板或曲板同时受压应力、弯曲应力、剪应力作用不发生失稳时所满足的判别式，并说明各参量的物理意义 六、基本分析 1、分析垂直突风对飞行器产生的附加过载。 2、分析薄板的稳定性 3、分析壳与曲板的稳定性

设计组织架构需要遵循基本原则

设计组织架构需要遵循 基本原则 Company Document number：WUUT-WUUY-WBBGB-BWYTT-1982GT

设计组织架构需要遵循基本原则西方管理学家总结的基本原则： 在长期的企业组织变革实践活动中，西方管理学家曾提出过一些组织设计基本原则，如管理学家厄威克曾比较系统地归纳了古典管理学派泰罗、法约尔、马克斯·韦伯等人的观点，提出了8条指导原则：目标原则、相符原则、职责原则、组织阶层原则、管理幅度原则、专业化原则、协调原则和明确性原则。 美国管理学家孔茨等人，在继承古典管理学派的基础上，提出了健全组织工作的l5条基本原则：目标一致原则、效率原则、管理幅度原则、分级原则、授权原则、职责的绝对性原则、职权和职责对等原则、统一指挥原则、职权等级原则、分工原则、职能明确性原则、检查职务与业务部门分设原则、平衡原则、灵活性原则和便于领导原则。 国内管理专家总结的基本原则： ①战略匹配原则 一方面，战略决定组织结构，有什么样的战略就有什么样的组织结构；另一方面，组织结构又支持战略实施，组织结构是实施战略的一项重要工具，一个好的企业战略要通过与企业相适应的组织结构去完成方能起作用。实践证明，一个不适宜的组织结构必将对企业战略产生巨大的损害作用，它会使良好的战略设计变得无济于事。因此，企业组织结构是随着战略而定的，它必须根据战略目标的变化而及时调整。通常情况下企业根据近期和中长期发展战略需要制订近期和中远期组织结构。

②顾客满意原则 顾客是企业赖以生存和发展的载体，企业设计的组织架构和业务流程必须是以提高产品和服务，满足顾客需求为中心的。要确保设计的组织架构和流程能够以最快捷的速度提供客户满意的产品的服务，组织中各部门的工作要优质、高效达到始于顾客需求，终于顾客满意的效果。 ③精简且全面原则 精简原则是为了避免组织在人力资源方面的过量投入，降低组织内部的信息传递、沟通协调成本和控制成本，提高组织应对外界环境变化的灵活性；对于非核心职能，可能的话应比较自建与外包的成本，选择成本最低的方案。全面原则则是体现麻雀虽小，五脏俱全的思想，即组织功能应当齐全，部门职责要明确、具体，这样即使出现一人顶多岗的情况，也能使员工明确认知自身的岗位职责。 ④分工协作原则 如果组织中的每一个人的工作最多只涉及到单个的独立职能，或者在可能的范围内由各部门人员担任单一或专业化分工的业务活动，就可提高工作效率，降低培训成本。分工协作原则不仅强调为了有效实现组织目标而使组织的各部门、各层次、各岗位有明确的分工。还强调分工之后的协调。因此在组织机构设计时，必须强调职能部门之间、分子公司之间的协调与配合，业务上存在互补性或上下游关系时，更需要保持高度的协调与配合，以实现公司的整体目标。 ⑤稳定与灵活结合原则

哈工大飞行器结构设计大作业指导书_最终版

《飞行器结构设计》课程大作业指导书 哈尔滨工业大学航空宇航制造系 2015年4月16日

一、要求与说明 1. 学生必须按照相关规范，在规定的时间内完成两个备选题目之一的大作业，并提交纸质和电子版文件。 2. 要求每名学生独立完成作业内容，如有抄袭、伪造等作弊行为则取消成绩，大作业的分数计入期末考核成绩。 二、题目 三、内容要求及规范 （二）分离机构连接计算与结构设计 1、设计的目的与意义 连接于分离机构的计算与设计是飞行器结构与机构分系统设计的重要部分，连接分离机构直接影响分离面处的连接刚度，而连接分离面又是飞行器载荷较为严重的部位。因此，为保证连接的可靠性，必须对分离机构中的关重件进行计算与校核，特别是起到连接与分离作用的爆炸螺栓组件。本设计作业的主要目的是通过对典型连接分离机构的计算与设计，使学生掌握此类结构设计的基本原理和方法，同时加深对飞行器结构设计的具体认识，为开展相关技术领域的研究与设计奠定基础。 2、设计输入条件 假设某型号导弹在发射阶段，由于横向载荷的作用，在连接面A1-A2会产生M=1500Nm的弯矩，同时已知气动过载的等效轴向载荷为F=800N，以压力形式作用于一二级分离面上，分离舱段对接框为环形接触面，被连接件间均采用石棉垫片。图2所示为轴向连接式对接框结构尺寸，图3所示为卡环式对接框尺寸，

两个舱段的平均壁度为6mm。假设舱段承力结构材料均为TC4，在设计过程中不考虑横向载荷产生的剪力，为使分离面紧密贴合，取安全系数f=1.5。此外，假定轴向连接分离机构由6个爆炸螺栓连接，卡环式连接分离机构由2个爆炸螺栓连接，爆炸螺栓螺杆材料为45号钢，且尺寸、规格同C级六角头螺栓。 图1 导弹一二级分离面受力示意图 3、设计任务 1）根据设计的输入条件，选择轴向连接或外置卡环式连接分离方式中的一种进行计算分析与结构设计。要求详细计算用于连接和分离的爆炸螺栓所受的工作总拉力，以及螺栓最大预紧力，并根据爆炸螺栓材料的屈服极限条件确定螺栓尺寸和规格。 2）按照计算分析的结果以及选择的爆炸螺栓结构尺寸，设计连接分离装置的具体结构，画出装配草图。 2 a) 轴向连接式分离面结构尺寸

组织结构设计的基本原则

组织结构设计，指对企业的组织等级、运营结构及管理模式等进行再造的过程，EMBA、MBA等常见经营管理教育均组织结构设计方法有所探究。 一、定义 组织结构设计，是通过对组织资源（如人力资源）的整合和优化，确立企业某一阶段的最合理的管控模式，实现组织资源价值最大化和组织绩效最大化。狭义地、通俗地说，也就是在人员有限的状况下通过组织结构设计提高组织的执行力和战斗力。 企业的组织结构设计是这样的一项工作：在企业的组织中，对构成企业组织的各要素进行排列、组合，明确管理层次，分清各部门、各岗位之间的职责和相互协作关系，并使其在企业的战略目标过程中，获得最佳的工作业绩。 从最新的观念来看，企业的组织结构设计实质上是一个组织变革的过程，它是把企业的任务、流程、权力和责任重新进行有效组合和协调的一种活动。根据时代和市场的变化，进行组织结构设计或组织结构变革（再设计）的结果是大幅度地提高企业的运行效率和经济效益。 二、目的

创建柔性灵活的组织，动态地反映外在环境变化的要求，并在组织成长过程中，有效地积聚新的组织资源，同时协调好组织中部门与部门之间的关系，人员与任务间的关系，使员工明确自己在组织中应有的权力和应承担的责任，有效地保证组织活动的开展。 三、主要内容 1、职能设计 职能设计是指企业的经营职能和管理职能的设计。企业作为一个经营单位，要根据其战略任务设计经营、管理职能。如果企业的有些职能不合理，那就需要进行调整，对其弱化或取消。 2、框架设计 框架设计是企业组织设计的主要部分，运用较多。其内容简单来说就是纵向的分层次、横向的分部门。 3、协调设计

协调设计是指协调方式的设计。框架设计主要研究分工，有分工就必须要有协作。协调方式的设计就是研究分工的各个层次、各个部门之间如何进行合理的协调、联系、配合，以保证其高效率的配合，发挥管理系统的整体效应。 4、规范设计 规范设计就是管理规范的设计。管理规范就是企业的规章制度，它是管理的规范和准则。结构本身设计最后要落实并体现为规章制度。管理规范保证了各个层次、部门和岗位，按照统一的要求和标准进行配合和行动。 5、人员设计 人员设计就是管理人员的设计。企业结构本身设计和规范设计，都要以管理者为依托，并由管理者来执行。因此，按照组织设计的要求，必须进行人员设计，配备相应数量和质量的人员。 6、激励设计 激励设计就是设计激励制度，对管理人员进行激励，其中包括正激励和负激励。正激励包括工资、福利等，负激励包括各种约束机制，也就是所谓的奖惩制度。激励制度既有利于调动管理人员的积极性，也有利于防止一些不正当和不规范的行为。

塑料件结构设计基本原则

塑料件结构设计基本原则

可怜的机械狗之塑料件结构设计基本原则（一） 一，产品结构设计前言 正式进入话题之前，咱先抱怨两句，机械工程的待遇可真不咋地，奉劝想要进入机械行业的童鞋们三思后行。待遇低，工作环境差就算了，可美女咋也凤毛麟角呢！都说机械好就业，工作稳定，可那初始工资真是没得说，就说自己刚毕业时，每月2000块，去厂房里做装配工，铁块在手里滚来滚去，整天脏兮兮的，还累的跟狗一样。可相比较其他呢，那些学计算机的，学财务，学管理的，那待遇真是没法比，想我当时就是因为看这个专业名字好听，就跳坑里了。虽然这个说，可梦想仍在，咱还是要向着那里走着，一点一点地走。 进入正题，在玩具，消费类电子产品，大小家电，汽车等相关行业中，都离不开产品的结构设计，各种有形的产品，配件等都必须先确定其外形，所以是产品结构设计是产品研发阶段的核心之一。就拿消费类电子产品来说，结构，硬件，软件是产品研发的三个主要工作团体，而硬件与结构又是结合最紧密的。 一般公司要研发一款产品，首先是市场部签

发开发指令，经过部门评审后，研发部开始进行结构外观建模，然后再进行建模评审，评审通过后，才开始内部的结构设计，然后才是做手板，开模，试模，试产，量产等。而其中的内部结构设计就是产品结构设计师最主要的工作内容。在我国，工业外观设计跟结构设计是分开的，就是说决定产品初步外观的并不是机构工程师，而是工业设计师，他们会依照市场调差和基本的性能需要去绘制产品的外观，这个当然需要一定绘画艺术和审美能力。可怜大多说人都怀疑作为理工科的结构工程师欠缺这些细胞，可事实好像也是这样。最近接手国外的一个充电器产品，是他们已经做好了3D图，要我们来开模生产，可是拿到手后根本开不了膜，不符合开模要求，当然做个样品可以用3D打印做出来，可想要大批量的还是要靠传统模具。这体现了结构工程师的作用了，尽可能保证产品用料，外观，性能，工艺，装配的最佳化，就是在各个环节省钱省时省力，想想就够累的啊！ 二，塑料件料厚 我们接触的很多产品是塑料件，其大部分塑料件都是通过塑胶模具注塑成型，而料厚是塑料

结构设计的基本原则

结构设计的“四项基本原则” (2007-03-30 15:07:49) 转载 标签： 结构设计 刚柔相济，多道防线，抓大放小，打通关节 1、刚柔相济 合理的建筑结构体系应该是刚柔相济的。结构太刚则变形能力差，强大的破坏力瞬间袭来时，需要承受的力很大，容易造成局部受损最后全部毁坏；而太柔的结构虽然可以很好的消减外力，但容易造成变形过大而无法使用甚至全体倾覆。结构是刚多一点好，还是柔多一点好？刚到什么程度或柔到什么程度才算合适呢？这些问题历来都是专家们争论的焦点，现今的规范给出的也只是一些控制的指标，但无法提供“放之四海皆准”的精确答案。最后，专家们达成难以准确言传的共识：刚柔相济乃是设计者的追求。道也许都是相通的。 想想看，人应该是刚多一点好还是柔多一点好呢？思考的哲人们对此各抒已见，力求给出处世的灵丹妙方。总的来讲，做人太刚和太柔都不受推崇。过份刚强者，应变能力差，难以找到共同受力的合作者，便要我行我素，要鹤立鸡群，即使面对任何突然袭来的恶势力，亦敢于硬顶硬撞而不留变通的余地，这种时候必须有足够的刚度才能立于不败，否则一旦后继乏力，油尽灯枯就会发生脆性破坏，导致伤痕累累、体无完肤的灭顶之灾。在盛赞这种刚气之余，却鲜有人能够或者愿意完全去做到，英雄的眼泪大抵只有英雄自己能体味。人们唯有感叹道：精神可嘉，方法难取！世人处世多以“柔”为本，退一步海阔天空，和为贵。柔者易于找到共同受力的构件以协同消化和抵抗外力。但过柔亦为人所不耻。因为“柔”必然产生变形以适应外力，太柔的结果必然是太大的变形，甚至会导致立足不稳而失去根本。处世极为圆滑者，八面玲珑，见风使舵，整日上窜下跳，左右逢源，活得游刃有余，这种柔得无形，表面上着实不容易受到伤害，骨子里却难免有“似我非我”的疑问，弄不好会个性丧失、面目全非，可能还免不了要背上奴颜婢膝的骂名。 所以古人在长期的实践后发现了中庸之道最适合生存。用现代的话来讲大意是做人最好既有原则性又有灵活性，也就是刚柔相济。刚是立足之本，必要刚度不能少，如此方能控制变形在可以忍受的范围内，才不会失掉本质的东西；柔为护身之法，血肉之躯刚度毕竟有限，要学会以柔克刚，不断提高消化转换外力的能力，有时候，牺牲一点变形来抵抗突然到来的摧毁力是必要的，也是值得的，但应以不失去自我为度。只可惜“道可道，道难行”。不是想刚就能刚，想柔便得柔的，刚柔相济只是理想中的“模糊结构”，每个人的组成材料千差万别，生存的地基也不尽相同，所受的外力更难统一定性。如此的差异下，企望哲人们找到统一的、万无一失的处世良方实在勉为其难。不过，每个人如果都能给自己多一点时间，去思考一下适合于自身的结构体系，想必这世界会有另一番光景。 2、多道防线 安全的结构体系是层层设防的，灾难来临，所有抵抗外力的结构都在通力合作，前仆后继。这时候，如果把“生存”的希望全部寄托在某个单一的构件上，是非常非常危险的。多肢墙比单片墙好，框架剪力墙比纯框架好等等，就是体现了多道防线的设计思路。也许我们会自信计算的正确性，但更要牢记绝对安全的防备构件是不存在的，还是应该多多考虑：当第一道防线跨了，

飞行器结构设计总复习

静强度设计：安全系数d e P f P d p 设计载荷 e p 使用载荷 u p 极限载荷 静强度设计准则：结构材料的极限载荷大于或等于设计载荷，即认为结构安全u p ≥d p 载荷系数定义：除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力的合力与当时飞机重量的比值， 称为该方向上的载荷系数。 载荷系数的物理意义：1、表示了作用于飞机重心处除重力外的外力与飞机重力的比值关系； 2、表示了飞机质量力与重力的比率。 载荷系数实用意义：1、载荷系数确定了，则飞机上的载荷大小也就确定了； 2、载荷系数还表明飞机机动性的好坏。 着陆载荷系数的定义：起落架的实际着陆载荷lg P 与飞机停放地面时起落架的停机载荷lg o P 之 41.杆只能承受（或传递）沿杆轴向的分布力或集中力。 2.薄平板适宜承受在板平面内的分布载荷，包括剪流和拉压应力，不能传弯。没有加强件加 强时，承压的能力比承拉的能力小得多，不适宜受集中力。厚板能承受一定集中力等。 3.三角形薄板不能受剪。 刚度分配原则：在一定条件下（如机翼变形符合平剖面假设），结构间各个原件可直接按照 本身刚度的大小比例来分配它们共同承担的载荷，这种正比关系称为“刚度分配原则” P1l1/E1F1=P2l2/e2f2 K=EF/l p1/p2=k1/k2 p1=k1p/(k1+k2) （翼面结构的典型受力形式及其构造特点： 1.薄蒙皮梁式：蒙皮很薄，纵向翼梁很强，纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要 大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的枞墙。常分左右机翼-----用几个集 中接头相连。 2.多梁单块式：蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴向力的壁板承受总体弯矩；纵向长 桁布置较密，长桁截面积与梁的截面积比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增 强了翼面结构的抗扭刚度。为充分发挥多梁单块式机翼的受力特征，左右机翼一般连成整体 贯穿过机身，但机翼本身可能分成几段。 3.多墙厚蒙皮式：布置了较多的枞墙，厚蒙皮，无长桁，有少肋、多肋两种，但结合受集中 力的需要，至少每侧机翼上要布置3~5个加强翼肋。可以没有普通肋。） 大型高亚音速运输机或有些超音速战斗机采用多梁单块式翼面结构，Ma 较大的的超音速飞 机多采用多墙（或多梁）或机翼结构。 局部失稳问题：翼梁缘条受轴向压力时，由于在蒙皮平面内有蒙皮支持，在翼梁平面有腹板 支持，因此一般不会产生总体失稳，但需考虑其局部失稳问题。 翼梁的主要功用承受或传递机翼的剪力Q 和弯矩M 。 （各典型形式（梁式、单块式、多墙式）受力特点的比较： 机翼结构受力形式的发展主要与飞行速度的发展有关。速度的增加促使机翼外形改变并提高 了对结构强度、刚度、外形的要求。比较三者的受力特点可以发现，单纯的梁式、薄蒙皮和 弱长桁均不参加机翼总体弯矩的传递，只有梁的缘条承受弯矩引起的轴力。对于高速飞机， 由于气动载荷增大，而相对厚度减小又导致了机翼结构高度变小，只靠梁来承弯将使承弯构 件的有效高度减小；加之对蒙皮局部刚度和机翼扭转刚度要求的提高，促使蒙皮增厚，长桁 增多、增强。因此，在单块式、多墙式机翼中，蒙皮、长桁，乃至主要是蒙皮发展成主要的 承弯构件。由于蒙皮、长桁等受轴向力的面积较之梁缘条更为分散、更靠近外表面，故承弯 构件有效高度较大，因此厚蒙皮翼盒不仅承扭能力较高，抗弯特性也较好，因此，此种机翼

超轻型飞机结构设计

飞机构造学结课大作业——超轻型飞机结构总体设计 目录 一．总体外形设计 二．机翼结构设计 三．机身结构设计 四．尾翼结构设计 五．起落架结构设计 六．连接处结构设计 七．设计心得与体会

一．总体外形设计 飞机主机翼采用中单翼布局，附加翼尖小翼。主翼接口放在机身重心附近，机翼部布置储油箱和起落架的收纳藏。垂尾平尾采用平尾安装在垂尾上的后掠翼式布局，整体采用对称翼型。飞机采用前三点可收放式起落架，机身上设置整流罩减阻。 二．机翼结构设计 1.机翼

平直翼型：低速气动特性良好，诱导阻力小，升阻比大。 梯形结构：制造工艺比较简单且诱导阻力比较小且结构重量轻。机翼翼尖有一定的后掠，能增加横向安定性。 平凸翼型：结构简单，便与生产，而且气动特性比较好。 中单翼型：干扰阻力最小，起落架高度相对降低，收藏所占空间也较小。 翼尖小翼：可增加飞机的飞行速度，飞行时间，减小了飞行阻力，减少油耗，翼尖涡流。 2.翼梁 翼梁是飞机中的主要受力构件,它承受机翼的剪力和弯矩。翼梁主要由上、下缘条和腹板组成,缘条承受由弯矩而产生的拉,压轴向力;腹板承受剪切力。本次设计采用具有“工”字形剖面的腹板式翼梁。

腹板式翼梁：相同的高度和同等的重量的情况下,带有立柱加强而腹板上无任何开孔,其强度最大。另外，这种结构的翼梁制造工艺简单,成 本低，适用于超轻型飞机的设计与制造。 3.纵墙 它是一根缘条很弱或无缘条的腹板式翼梁，位于机翼后缘的纵墙可用来连接副翼和襟翼。它不能承受弯矩,主要用来承受剪力,并与蒙皮构成闭室结构承受机

翼扭矩。 4.翼肋 构架式翼肋：由缘条,直支柱,斜支柱组成。用于结构高度较大的机翼上。 普通翼肋：此种翼肋只承受气动载荷,形成并维持翼剖面形状,把蒙皮传给它的局部气动力传给翼梁腹板。 加强翼肋：主要用于传递和承受较大的集中载荷。其中缘条承受弯矩引起的轴力, 腹板受剪力作用。 5.蒙皮 蒙皮是包围在骨架外面保持机翼气动外形的构件。此次还参与机翼的总体受力。蒙皮与桁条和翼梁缘条共同承受由弯矩引起的轴向力的同时，还与翼梁腹板

结构设计的原则

结构设计的原则 1强柱弱梁 强柱弱梁（strong column and weak beam）指的是使框架结构塑性铰出现在梁端的设计要求。用以提高结构的变形能力，防止在强烈地震作用下倒塌。“强柱弱梁”不仅是手段，也是目的，其手段表现在人们对柱的设计弯矩人为放大，对梁不放大。其目的表现在调整后，柱的抗弯能力比之前强了，而梁不变。即柱的能力提高程度比梁大。这样梁柱一起受力时，梁端可以先于柱屈服。 强柱弱梁是一个从结构抗震设计角度提出的一个结构概念。就是柱子不先于梁破坏，因为梁破坏属于构件破坏，是局部性的，柱子破坏将危及整个结构的安全---可能会整体倒塌，后果严重。要保证柱子更“相对”安全，故要“强柱弱梁”。 二十世纪70年代后期，新西兰的T.Paulay和R.Park提出了保证钢筋混凝土结构具有足够弹塑性变形能力的能力设计方法。该方法是基于对非弹性性能对结构抗震能力贡献的理解和超静定结构在地震作用下实现具有延性破坏机制的控制思想提出的，可有效保证和达到结构抗震设防目标，同时又使设计做到经济合理。 能力设计方法的核心是，(1)引导框架结构或框架-剪力墙（核心筒）结构在地震作用下形成梁铰机构，即控制塑性变形能力大的梁端先于柱出现塑性铰，即所谓“强柱弱梁”；(2) 避免构件（梁、柱、墙）剪力较大的部位在梁端达到塑性变形能力极限之前发生非延性破坏，即控制脆性破坏形式的发生，即所谓“强剪弱弯”；(3)通过各类构造措施保证将出现较大塑性变形的部位确实具有所需要的非弹性变形能力。 到二十世纪80年代，各国规范均在不同程度上采用了能力设计方法的思路。 能力设计方法的关键在于将控制概念引入结构抗震设计，有目的的引导结构破坏机制，避免不合理的破坏形态。该方法不仅使得结构抗震性能和能力更易于掌握，同时也使得抗震设计变得更为简便明确，即后来在抗震概念设计中提出的主动抗震设计思想。 第一，楼板的作用，在我们的结构设计中一般都是不考虑楼板参与整体计算的，大部分情况下是直接将荷载倒算的梁上，而在计算水平荷载（地震跟风荷载）的时候考虑楼板对梁刚度的提高作用，用一个中梁刚度放大系数（及边梁刚度放大系数）来考虑楼板的作用，但梁配筋的时候又只考虑矩形截面，这样一来形成了本来是T型梁承受荷载，钢筋却完全集中在矩形截面中，而T型截面的翼缘也没有少陪钢筋（因为板中钢筋不能少配),这从无梁楼盖的配筋形式中可以发现我们现阶段采用的设计方法一方面是非常费，另一方面还吃力不讨好，对抗震规范的基本要求“强柱弱梁”没有任何好处（其实还起到坏处）。所以，在以后的设计中应加强对楼板的利用，让楼板参与计算必将是大势所趋。 第二，程序计算过程中没有考虑柱刚域的影响，在实际设计过程中对梁支座钢筋的超配，支座处裂缝验算对支座钢筋的加大（说明：楼板及其配钢筋对裂缝大有帮助）等都是造成“强梁弱柱”的罪魁祸首。

飞机结构设计习题答案

第二章 习题答案 2．飞机由垂直俯冲状态退出，沿半径为r 的圆弧进入水平飞行。若开始退出俯冲的高度H 1＝2000 m ，开始转入水干飞行的高度H 2＝1000 m ，此时飞行速度v ＝720 km/h ，(题图2.3)，求 （1）飞机在2点转入水平飞行时的过载系数n y ； （2） 如果最大允许过载系数为n ymax ＝8，则 为保证攻击的突然性，可采用何种量级的大速度或大机动飞行状态?(即若r 不变，V max 可达多少? 如果V 不变，r min 可为多大? 解答 （1） 08.5)(8.9) 36001000720(11212 2=-?? +=+==H H gr v G Y n y （2） h km r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =??-=-= m n g v r y 1.583) 18(8.9) 36001000720()1(2 2min -?? =-=

3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H ＝1000m 处，以速度V=520 Km/h 和V ’＝625km ／h(加力状态)作盘旋半径不小于R ＝690m 和R ’＝680m(加力 状态)的正规盘旋(题图2.4)。求 (1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数n y ； (2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重G b ＝300kg ，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf ＝9.8N)。 解答： （1） βcos 1 = = G Y n y ∑=01X r v m Y 2 sin =β① ∑=01 Y G Y =βcos ② 由 ①与②得 2 = =gr v tg βο04.72=β（非加力） 523 .4680 8.9) 36001000625(2 =??=βtg ο5.77=β（加力） 6.4cos 1 == βy n （2） r v m N X 2 1 = 6．飞机处于俯冲状态，当它降到H ＝2000m 时(H ρ=0.103kg ／m 3 。)遇到上升气

飞行器结构优化设计课程总结

《飞行器结构优化设计》 ——课程总结 专业航天工程 学号GS0915207 姓名

《飞行器结构优化设计》课程总结报告 通过这门课程的学习，大致了解无论是飞行器、船舶还是桥梁等工程项目的传统结构设计流程：首先是根据技术参数、经验和一些简单的分析方法进行初始的结构设计，然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验，根据核验结果，逐步调整设计参数，直到得到满意的设计方案。但是这种传统设计方法的产品性能优劣主要就取决于设计人员的水平，而且设计周期长，并要耗费大量的人力和物力。随着高速、大容量电子计算机的广泛使用和一些精度高的力学分析数值方法的建立和应用，使得复杂的结构分析过程变得更加高效、精确。 本课程重点就在于介绍结构优化的各种分析方法。这些分析方法都是以计算机为工具，将非线性数学规划的理论和力学分析方法相结合，使用于受各种条件限制的承载结构设计情况。 优化问题的数学意义是在不等式约束条件下，求使目标函数为最小或最大值的一组设计变量值，在实际工程应用中，优化问题所包含的函数通常是非线性的和隐式的。建立在数学规划基础上的优化算法，是依据当前设计方案所对应的函数值与导数值等信息，按照某种规则在多维设计变量空间中进行搜索，一步一步逼近优化解。随着计算机的发展和数学计算方法不断进步，结构分析。优化的方法也是随之水涨船高。 一、有限元素法 这是基于在结构力学、材料力学和弹性力学基础上的一种分析方法。研究杆、梁，经简化薄板组成的结构的应力、变形等问题。其方法是首先通过力学分析将结构离散化成单一元素，然后对单一元素进行分析，算出各单元刚度矩阵后，进行整体分析，根据方程组K·u=P求解。这种方法求解的问题受限于结构的规模、形式和效率。 二、敏度分析 结构敏度是指结构性状函数，如位移、应力、振动频率等对设计变量的导数。近似函数的构成，以及许多有效的结构优化算法，皆要利用这些参数的一阶导数，以至二阶导数信息。 结构敏度分析的基础是结构分析，对于复杂的结构，精确的结构分析工作是

飞机基本结构

飞机结构详细讲解 机翼 机翼是飞机的重要部件之一，安装在机 上。其最主要作用是产生升力，同时也 在机翼内布置弹药仓和油箱，在飞行中 收藏起落架。另外，在机翼上还安装有 起飞和着陆性能的襟翼和用于飞机横向 纵的副翼，有的还在机翼前缘装有缝翼 加升力的装置。 由于飞机是在空中飞行的，因此和一般的运输工具和机械相比，就有很大的不同。的各个组成部分要求在能够满足结构强度和刚度的情况下尽可能轻，机翼自然也不外，加之机翼是产生升力的主要部件，而且许多飞机的发动机也安装在机翼上或机翼因此所承受的载荷就更大，这就需要机翼有很好的结构强度以承受这巨大的载荷，也要有很大的刚度保证机翼在巨大载荷的作用下不会过分变形。 机翼的基本受力构件包括纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头。其中接头的作用是将上的载荷传递到机身上，而有些飞机整个就是一个大的飞翼，如B2隐形轰炸机则根就没有接头。以下是典型的梁式机翼的结构。 一、纵向骨架 机翼的纵向骨架由翼梁、纵 樯和桁条等组成，所谓纵向是指沿翼展方 向，它们都是沿翼展方向布置的。 * 翼梁是最主要的纵向构件，它承受 全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由凸 缘、腹板和支柱构成（如图所示）。凸缘通 常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板 用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或 铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁，承 受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。 * 纵樯与翼梁十分相像，二者的区别在 樯的凸缘很弱并且不与机身相连，其长 时仅为翼展的一部分。纵樯通常布置在 的前后缘部分，与上下蒙皮相连，形成 盒段，承受扭矩。靠后缘的纵樯还可以 襟翼和副翼。 * 桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。 二、横向骨架 机翼的横向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加强翼肋，

飞机结构设计习题答案学习资料

飞机结构设计习题答 案

第二章 习题答案 2．飞机由垂直俯冲状态退出，沿半径为r 的圆弧进入水平飞行。若开始退出俯冲的高度H 1＝2000 m ，开始转入水干飞行的高度H 2＝1000 m ，此时飞行速度v ＝720 km/h ，(题图2.3)，求 （1）飞机在2点转入水平飞行时的过载系数n y ； （2） 如果最大允许过载系数为n ymax ＝8， 则为保证攻击的突然性，可采用何种量级的大速度或大机动飞行状态?(即若r 不变，V max 可达多少? 如果V 不变，r min 可为多大? 解答 （1） 08.5)(8.9) 36001000720(11212 2 =-?? +=+==H H gr v G Y n y （2） h km r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =??-=-= m n g v r y 1.583) 18(8.9) 36001000720()1(2 2min -?? =-=

3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H ＝1000m 处，以速度V=520 Km/h 和V ’＝625km ／h(加力状态)作盘旋半径不小于R ＝690m 和R ’＝680m(加力 状态)的正规盘旋(题图2.4)。求 (1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数n y ； (2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重G b ＝300kg ，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf ＝9.8N)。 解答： （1） βcos 1= = G Y n y ∑=01X r v m Y 2 sin =β① ∑=01 Y G Y =βcos ② 由 ①与②得 2 = =gr v tg β 04.72=β（非加力） 523 .4680 8.9) 36001000625(2 =??= βtg 5.77=β（加力） 6.4cos 1 == βy n （2） r v m N X 2 1 =

飞机结构设计答案

飞机结构设计答案 一、填空题（15分） 1．目前通常将战斗机分成四代，米格-21是典型的二代机，F-22是四代机的第一个代表机种，我公司正在研制的L15高级教练机为三代机。 2. 飞机结构设计要满足空气动力要求和设计一体化要求，结构完整性要求和最小重量要求，使用维修性要求，工艺性要求，经济性要求。 3. 飞机在飞行过程中，外界作用于飞机的载荷主要有：升力、阻力、发动机推力、重力。 4. Y向载荷系数表示了飞机升力与重力的比值。L15高级教练机正向设计过载为8，负向设计过载为3。 二、简答题（70分） 1．飞机结构的设计思想就其发展过程看，大致可划分为哪5个阶段？ 答：静强度设计阶段，静强度和刚度设计阶段，强度、刚度、疲劳安全寿命设计阶段，强度、刚度、损伤容限和耐久性设计阶段、结构可靠性设计试用阶段。 2. 使用载荷的定义 答：飞机使用中实际可能遇到的最大载荷称为使用载荷。

3. 设计载荷的定义 答：为了保证一定的安全裕度，飞机结构通常按能承受高与使用载荷的载荷设计，设计的结构所能承受而不破坏的最大载荷称为设计载荷。 4. 安全系数的定义 答：安全系数定义为设计载荷与使用载荷之比。 5. 机身的主要功用？ 答：主要功用：1 安置空勤组人员、旅客、装载燃油、武器、设备和货物等。2 把机翼、尾翼、起落架及发动机等连接在一起，形成一架完整的飞机。 6. 机身主要外载荷？ 答：1 装载加给机身的力 2 其他部件传来的力 3 增压载荷 7. 机身结构的典型受力形式有哪三种? 答：桁梁式、桁条式、硬壳式 三、计算题（15分） 已知飞机机翼全翼展长L=9.7m，其最大使用升力Y W=643KN，半机翼的结构重量G W/2=7.7KN，半机翼的升力合力与重心假设展向作用于Z=0.5(L/2)处。此外机翼上Z=0.6(L/2)处，挂有G B=1KN 的炸弹。安全系数f=1.5，求：机翼根部Z=0.1(L/2)处的设计弯矩

飞行器结构设计总结

第一章 1 1.1-1.3节 1、名词解释蠕变：材料的塑形变形量随时间增大而增大 2、填空属于航天器的是人造地球卫星、载人飞船、空间站等 3、简答飞行器结构设计的基本准则：最小质量准则、气动力准则、使用维护准则、可靠性准则、结构工艺性准则、最小成本准则 2 1.4-1.6节 1、静电陀螺仪为什么选用铍合金？密度小、强度硬度高、线膨胀系数小 2、断裂韧性：表征材料阻止裂纹扩展的能力 剩余强度系数：破坏载荷/设计载荷=破坏应力/设计应力 3、给出部件设计内容的排序：调查研究-方案设计-技术设计-强度校核-绘制零件图-编制技术文件-试验 第二章 3 2.1-2.2节 1、画图说明过载系数的由来： 2、以攻角为例解释导弹采用刚体假设的原因： 3、过载系数：作用在物体上的所有表面力的合力与该物体的重量之比

4、导弹发射三种过载形式：机动飞行时最大过载系数、限制舵面最大偏转角、阵风载荷及其最大附加过载系数 4 2.3-2.5节 1、导弹的设计情况：空中飞行时、地面使用时的设计情况 2、在进行内力计算时常用方法：初等粱理论、有限元法、平切面法 3、压心：导弹弹翼上所受空气作用力合力的作用中心 4、安全系数：设计载荷与使用载荷之比。在传统设计中，为了保证结构安全可靠，对这些因素都是用大于1的系数来考虑，这个系数即为安全系数f 5 2.6节 1、P37双梁式直弹翼 ①属于静定/静不定结构？为什么？ ②受力分析图： ③标出压心和刚心： ④两根翼梁在载荷Q及其引起的弯曲力矩M作用下的传力，翼剖面闭室提供的支反扭矩： 2、P39单梁式翼面中翼肋和蒙皮之间相互支撑互相传力关系： 6 2.7节 1、①加强肋将集中力转化为分布力对

南航飞机结构设计习题答案_2

2-01 飞机在铅垂平面内作圆周运动，在A 点过载可能最小，在B 点过载最大。 A 点： G N Y y =+ gR v G N n y y 2 11- =- = 02.01000 *8.9)6.3/360(12 -=- =y n 或 y N G Y =+ 112 -= -= gR v G N n y y 02.011000 *8.9)6.3/360(2 =-= y n B 点： y N G Y += gR v G N n y y 2 11+ =+ = 02.21000 *8.9)6.3/360(12 =+ =y n

2-02 （1）发动机重心处的过载系数 2.18 .93*92.3== = ?g L n z yE ω（()() 3.92*3 1.29.8 z yE L n g ω--?= = =） 8.12.13-=+-=?+=yE y yE n n n （2）质量载荷 1) 由发动机惯性矩引起的支座反力： 120( 3.92)470.4z M I kgm ω==?-=- 470.4470.41.0 M N kg l -= ==- (1) (1) /470.4/470.4A B N M l kg N M l kg ==-=-= 2) 由发动机重心过载引起的支座反力： (2) (2)0.8*( 1.8)*100014400.2*( 1.8)*1000360A B N kg N kg =-=-=-=- (1) (2) (1)(2)1440470.41910.4360470.4110.4A A A B B B N N N kg N N N kg =+=--=-=+=-+= 发动机作用于机身结构接头上的质量载荷应反向，即 ' ' 1910.4110.4A B A B N N kg N N kg =-==-=-

飞机结构设计答案 3

飞机结构设计第三章习题解答 一、 一双粱机翼，外翼传到2＃肋剖面处的总体内力分别力剪力Q ＝100 kN(作用在刚心上)，弯矩M=5×l 03 Kn ·m、扭矩M t = 30 kN·m。已知前、后粱的平均剖面抗弯刚度为EI 前＝1010k N·mm 2、EI 后＝2×1010k N·mm 2；前、后闭室平均剖面抗扭刚度为K t 前＝5×108 kN·mm 2，K t 后＝109 kN·mm 2。求： (1)当L 前＝L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、M t 在2#肋剖面如何分配(题图3．2(a))? (2)当L 前＝3000 mm 、L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、M t 在此剖面又如何分配(题图 3．2(b))?(计算扭矩分配时，假设不考虑前、后闭室之间和1#肋对前闭室的影响)。 1. L 前=L 后 （1） Q 的分配 K= 22EJ L L 前=L 后 ∴ 只与2EJ 有关 Q 1=112K Q K K += 12 2EJ L [22L （121 EJ EJ +）]Q = 112 EJ Q EJ EJ + = 112Q + = 0.333Q = 3330kg = 33.3KN Q 2= 6670kg = 66.7KN (2) M 的分配 K= KJ L ∴ 关系式仍同上 1M = 0.333?5?105 = 1666.7 KN m M 2= 0.667?5?105 = 3335 KN m

（3） M t 的分配 M t1= 5510 t M += 0.333?3?103 = 0.999?103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667?3?103 = 2.001?103 kg.m = 20 KNm 2. L 前=3000 mm L 后=1500 mm (1) Q 的分配 K=22EJ L K 1= 2? () 12 2 103000 = 2? 12 6 10910?=29 ?106 = 2?106 ?0.111 K 2= 2? () 12 2 101500= 2? 29?106 = 222.25 ??106 = 2?106?0.889 K 1+ K 2 = 2?106 ( 19 +12.25 ) = 2?106 ( 0.111 +0.889) = 1?2?106 ∴ Q 1= 0.111?10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN （2） M 的分配 K 1 = KJ L = 12 103000 = 0.333?109 K 1 = 12 101500 Q ? = 1.333?109 K 1+ K 2 = 1.666?109 1M = 0.333 1.666 ?5?105 = 0.1999?5?105 = 0.2?5?105 = 105 kg m = 1000 KN m 2M = 4?105 kg m = 4000 KN m （3） M t 的分配 K 1=105103000 ?=1.667?107 K 2=1010101500?=6.667?107 K 1+ K 2 = 8.334?107 M t1 = 1.667 8.334?3?103 = 0.2?3?103 = 0.6?103 kg.m = 6 KN m M t2 = 6.667 8.334 ?3?103 = 0.8?3?103 = 2.4?103 kg.m = 24 KN m