第一篇：飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞與斷裂分析發(fā)展綜述

飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞與斷裂分析發(fā)展綜述

通過這學(xué)期對航空航天博覽課的學(xué)習(xí)和老師耐心的講解,我對飛機(jī)結(jié)構(gòu)有了進(jìn)一步的了解。由于本學(xué)期還學(xué)習(xí)了材料力學(xué)，所以對于飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度與斷裂分析發(fā)展現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢做了進(jìn)一步的了解與探討.由于領(lǐng)空權(quán)對于任何一個(gè)國家都是非常重要的,飛機(jī)的先進(jìn)性,是領(lǐng)空權(quán)的保證.飛機(jī)更是國家的國防的重要力量,提高飛機(jī)的性能更是每個(gè)軍事大國追求的目標(biāo).飛機(jī)的結(jié)構(gòu)抗疲勞強(qiáng)度與斷裂強(qiáng)度是飛機(jī)性能的重要體現(xiàn)，所以對于飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞與斷裂分析進(jìn)行探討和研究是非常有必要的.疲勞強(qiáng)度是指飛機(jī)結(jié)果在無限多次交變載荷作用下而不破壞的最大應(yīng)力稱為疲勞強(qiáng)度或疲勞極限。實(shí)際上，飛機(jī)結(jié)構(gòu)并不可能作無限多次交變載荷試驗(yàn)。

斷裂是指飛機(jī)結(jié)構(gòu)被斷錯(cuò)或發(fā)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(jī)結(jié)構(gòu)在實(shí)際使用中，要不斷承受交變載荷的作用。但是，早期設(shè)計(jì)給及只是從靜強(qiáng)度上考慮，只要通過計(jì)算和試驗(yàn)證明飛機(jī)結(jié)構(gòu)能夠承受得住設(shè)計(jì)載荷（實(shí)際使用中所出現(xiàn)的最大載荷乘以安全系數(shù)），就認(rèn)為飛機(jī)結(jié)構(gòu)具有足夠的強(qiáng)度。由于飛機(jī)結(jié)構(gòu)承受交變載荷的作用，某些構(gòu)建常常出現(xiàn)疲勞性能也較好。因此，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞問題并不突出，疲勞強(qiáng)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(jī)強(qiáng)度規(guī)范中對疲勞強(qiáng)度都還沒有具體要求，不要求進(jìn)行全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)。但是，隨著航空事業(yè)的不斷發(fā)展，飛機(jī)的性能不斷提高，適用壽命延長，新結(jié)構(gòu)、新材料不斷出現(xiàn)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)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(jī)結(jié)構(gòu)被斷錯(cuò)或發(fā)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(jī)結(jié)果，如軸、齒輪、軸承、葉片、彈簧等，在工作過程中各點(diǎn)的應(yīng)力隨時(shí)間作周期性的變化，這種隨時(shí)間作周期性變化的應(yīng)力稱為交變應(yīng)力（也稱循環(huán)應(yīng)力）。在交變應(yīng)力的作用下，雖然零件所承受的應(yīng)力低于材料的屈服點(diǎn)，但經(jīng)過較長時(shí)間的工作后會產(chǎn)生裂紋或突然發(fā)生完全斷裂。

疲勞破壞是機(jī)械零件失效的主要原因之一。據(jù)統(tǒng)計(jì)，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)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(jīng)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(qiáng)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(yīng)力下工作的工件材料都要求較高的疲勞強(qiáng)度,這樣的可以提高零件的使用壽命。疲勞強(qiáng)度同時(shí)還與硬度、強(qiáng)度、韌性有較大關(guān)系，所以他是金屬材料的重要力學(xué)性能指標(biāo)。

疲勞強(qiáng)度是材料能夠承受無數(shù)次應(yīng)力循環(huán)時(shí)的最大應(yīng)力。疲勞強(qiáng)度關(guān)系到零件的壽命以及零件工作時(shí)能夠承受的最大應(yīng)力，這對零件的安全設(shè)計(jì)有重大意義。

例如:在齒輪設(shè)計(jì)中，當(dāng)接觸疲勞強(qiáng)度不滿足要求時(shí)，假定不再更換材料的前提下，可以用如下方法進(jìn)行彌補(bǔ)：

1、增加齒輪的齒寬（增加輪齒的接觸面積）

2、輪齒進(jìn)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(yùn)行中因?yàn)榻佑|強(qiáng)度不足而致使齒面發(fā)生膠合、斑蝕的危險(xiǎn)性能）

50年代以前，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命問題沒有引起足夠的重視。那事，飛機(jī)機(jī)構(gòu)是單純采用靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則與剛度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則進(jìn)行設(shè)計(jì)的。

從50年代開始，基于以往的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)個(gè)科學(xué)技術(shù)的進(jìn)步，以及給及使用要求的不斷提高，在飛機(jī)安全和壽命 的設(shè)計(jì)思想上發(fā)生了很大的變化。50年代中期，逐漸發(fā)展起以安全壽命為設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的設(shè)計(jì)和評估思想。這是給及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想上的一次重大變革。

但是，安全壽命設(shè)計(jì)思想是以結(jié)構(gòu)件無初始損傷的假設(shè)為基礎(chǔ)的。顯然，這是理想化的情況。事實(shí)上，結(jié)構(gòu)件可能存在這樣或那樣出事缺陷。因此，安全壽命設(shè)計(jì)思想并不能保證飛機(jī)安全可靠。于是，在1960年提出了破損安全設(shè)計(jì)概念。從60年代初期到70年代初期，飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)采用破損安全與安全壽命相結(jié)合的設(shè)計(jì)思想，這種設(shè)計(jì)

思想可以在這個(gè)時(shí)期的國外民用機(jī)設(shè)計(jì)規(guī)范中看到。這種破損安全與安全壽命相結(jié)合的設(shè)計(jì)思想，這帶有一定的局限性，遠(yuǎn)不足以解決安全和壽命問題。

隨著斷裂力學(xué)和其他科學(xué)的發(fā)展，出現(xiàn)了損傷容限和耐久性設(shè)計(jì)。1969年美國空軍開始規(guī)定催飛機(jī)結(jié)構(gòu)采用損傷容限和耐久性設(shè)計(jì)。1978年美國聯(lián)邦航空局（FAA）規(guī)定在民用機(jī)上采用損傷容限和耐久性設(shè)計(jì)來代替原來的破損安全與安全壽命設(shè)計(jì)。損傷容限和耐久性設(shè)計(jì)思想的核心是：承認(rèn)結(jié)構(gòu)件中存在初始缺陷的可能性，控制損傷的擴(kuò)展。從而，使飛機(jī)結(jié)構(gòu)在規(guī)定期內(nèi)具有規(guī)范要求的抗破壞能力和經(jīng)濟(jì)耐用的品質(zhì)。損傷容限設(shè)計(jì)和耐久性設(shè)計(jì)更是一次變革性質(zhì)的設(shè)計(jì)思想發(fā)展。

航空工業(yè)作為技術(shù)密集、知識密集的高技術(shù)產(chǎn)業(yè)，集材料、機(jī)械、發(fā)動(dòng)機(jī)、空氣動(dòng)力、電子、超密集加工、特種工藝等各種前沿技術(shù)之大成。目前，國際航空技術(shù)發(fā)達(dá)國家早已實(shí)施損傷容限耐久性規(guī)范，并成為國際適航性條例要求。然而，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)的三維損傷容限耐久性預(yù)測設(shè)計(jì)方面，由于研究隊(duì)伍嚴(yán)重萎縮，國際上的實(shí)質(zhì)性進(jìn)展非常緩慢，三維損傷容限耐久性技術(shù)的發(fā)展停滯不前。與此同時(shí)，現(xiàn)代飛機(jī)大量使用三維整體結(jié)構(gòu)，已有技術(shù)與需求的矛盾更加突出。

這一現(xiàn)狀的存在，使得國內(nèi)外的設(shè)計(jì)者們在已有技術(shù)基礎(chǔ)上不得不依靠更加實(shí)際、但耗資巨大的全機(jī)試驗(yàn)和各級全尺寸部件試驗(yàn)來檢驗(yàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷容限和耐久性，虛擬試驗(yàn)的科學(xué)基礎(chǔ)欠缺。近年隨著計(jì)算機(jī)容量逐漸滿足三維斷裂分析的需要，國際上三維試驗(yàn)和數(shù)值

研究驟增，多尺度研究驟增，虛擬試驗(yàn)的概念形成并得以應(yīng)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(xué)Code公司及其研究組、法國宇航院(ONERA)、瑞典航空研究實(shí)驗(yàn)室(FOI，德文首字)研究組，荷蘭國防動(dòng)力研究實(shí)驗(yàn)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(shù)依據(jù)的理論基礎(chǔ)仍然是二維疲勞斷裂理論，未取得本質(zhì)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(jīng)驗(yàn)參數(shù)基礎(chǔ)上的。近年，我國某飛機(jī)設(shè)計(jì)行業(yè)以及相關(guān)單位已成功實(shí)現(xiàn)全數(shù)字化設(shè)計(jì)、制造，一些重點(diǎn)型號工程在設(shè)計(jì)階段就已全面實(shí)施損傷容限與耐久性規(guī)范，開展了大量全尺寸靜力、疲勞/耐久性和損傷容限試驗(yàn)，建立起寶貴的經(jīng)驗(yàn)和高素質(zhì)的隊(duì)伍以及組織管理體系。然而，基于試驗(yàn)來保證性能的經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)方法存在明顯的局限：全尺寸試驗(yàn)之前主要是經(jīng)驗(yàn)估計(jì)，如各種安全系數(shù)法，對經(jīng)驗(yàn)積累依賴嚴(yán)重，不利創(chuàng)新發(fā)展；試驗(yàn)或一定要設(shè)法滿足設(shè)計(jì)要求，否則發(fā)現(xiàn)問題后更改設(shè)計(jì)困難，代價(jià)很高；全尺寸試驗(yàn)只能檢驗(yàn)最薄弱環(huán)節(jié)，不能真實(shí)考核整體結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)水平，尤其是優(yōu)化程度；全機(jī)試驗(yàn)只能檢驗(yàn)一種工況（如標(biāo)準(zhǔn)載荷譜、實(shí)驗(yàn)室環(huán)境和周期、抽取的單一的制造質(zhì)量樣本等，代價(jià)高昂但實(shí)際效果遠(yuǎn)不是人們認(rèn)為的那么一錘定音式的決定一切。因此，發(fā)展基于三維損傷容限與耐久性科學(xué)基礎(chǔ)的預(yù)測設(shè)計(jì)技術(shù)已變得十分必要和迫切。破飛機(jī)結(jié)構(gòu)三維損傷容限和耐久性核心技術(shù)可望取得的突

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

陶瓷基復(fù)合材料在航空工業(yè)領(lǐng)域是一種非常有發(fā)展前途的新型結(jié)構(gòu)材料，特別是在航空發(fā)動(dòng)機(jī)制造應(yīng)用中，越來越顯示出它的獨(dú)到之處。陶瓷基復(fù)合材料除了具有重量輕，硬度高的優(yōu)點(diǎn)以外，還具有優(yōu)異的耐高溫和高溫抗腐蝕性能。目前陶瓷基復(fù)合材料在承受高溫方面已經(jīng)超過了金屬耐熱材料，并具有很好的力學(xué)性能和化學(xué)穩(wěn)定性，是高性能渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)高溫區(qū)理想的極好材料。

目前世界各國針對下一代先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)對材料的要求，正集中研究氮化硅和碳化硅增強(qiáng)陶瓷材料，并取得了較大進(jìn)展，有的已開始應(yīng)用在現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)中。例如美國驗(yàn)證機(jī)的F120型發(fā)動(dòng)機(jī)，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(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室和噴管等也都采用了陶瓷基復(fù)合材料。據(jù)專家估計(jì)，到2000年陶瓷材料將占高性能渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)重量的30％。

金屬間化合物

高性能、高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研制，促進(jìn)了金屬間化合物的開發(fā)與應(yīng)用。如今金屬間化合物已經(jīng)發(fā)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(jié)構(gòu)應(yīng)用方面具有巨大的潛力，它具有高的使用溫度以及比強(qiáng)度、導(dǎo)熱率，尤其是在高溫狀態(tài)下，還具有很好的抗氧化，搞腐蝕性和高的蠕變強(qiáng)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(bǔ)了這兩種材料之間的空檔，因而成為航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫部件的理想材料之一。

目前在航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)中，致力于研究開發(fā)的主要是以鈦鋁（TiAl、）和鎳鋁（）等為重點(diǎn)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(jié)合力強(qiáng)，晶體結(jié)構(gòu)復(fù)雜，造成了它的變形困難，在室溫下顯現(xiàn)出硬而脆的特點(diǎn)。目前經(jīng)過多年的試驗(yàn)研究，一種具有高溫強(qiáng)度和室溫塑性與韌性的新型合金已經(jīng)研制成功，并已裝機(jī)使用，效果很好。例如美國的高性能F119型發(fā)動(dòng)機(jī)的外涵機(jī)匣、渦輪盤都是采用的金屬間化合物，驗(yàn)證機(jī)F120型發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)葉片和盤均采用了新的鈦鋁金屬間化合物。

碳/碳復(fù)合材料

C/C基復(fù)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(fù)合材料是被認(rèn)為唯一可做為推重比20以上，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口溫度可達(dá)1930-2227℃渦輪轉(zhuǎn)子葉片的后繼材料，是美國21

世紀(jì)重點(diǎn)發(fā)展的耐高溫材料，世界先進(jìn)工業(yè)國家竭力追求的最高目標(biāo)。

C/C基復(fù)合材料，即碳纖維增強(qiáng)碳基本復(fù)合材料，它把碳的難熔性與碳纖維的高強(qiáng)度及高剛性結(jié)合于一體，使其呈現(xiàn)出非脆性破壞。由于它具有重量輕、高強(qiáng)度，優(yōu)越的熱穩(wěn)定性和極好的熱傳導(dǎo)性，是當(dāng)今最理想的耐高溫材料，特別是在1000-1300℃的高溫環(huán)境下，它的強(qiáng)度不僅沒有下降，反而有所提高。在1650℃以下時(shí)依然還保持著室溫環(huán)境下的強(qiáng)度和風(fēng)度。因此C/C基復(fù)合材料在宇航制造業(yè)中具有很大的發(fā)展前途。

C/C基復(fù)合材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上應(yīng)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(yīng)用在新型發(fā)動(dòng)機(jī)上。例如美國的F119發(fā)動(dòng)機(jī)上的加力燃燒室的尾噴管，F(xiàn)100發(fā)動(dòng)機(jī)的噴嘴及燃燒室噴管，F(xiàn)120驗(yàn)證機(jī)燃燒室的部分零件已采用C/C基復(fù)合材料制造。法國的M88-2發(fā)動(dòng)機(jī)，幻影2000型發(fā)動(dòng)機(jī)的加力燃燒室噴油桿、隔熱屏、噴管等也都采用了C/C基復(fù)合材料。

飛機(jī)制造技術(shù)正沿著生產(chǎn)工藝依賴經(jīng)驗(yàn)型向工藝模擬、仿真、實(shí)時(shí)監(jiān)控、智能化制造方向發(fā)展；零件加工成形連接技術(shù)向增量成形、高速切削、高能束加工、精密成形等低應(yīng)力、小變形、長壽命結(jié)構(gòu)制造方向發(fā)展；從單個(gè)零件制造，向整體結(jié)構(gòu)制造技術(shù)及近無余量制造技術(shù)發(fā)展；飛機(jī)制造技術(shù)從手工勞動(dòng)、半機(jī)械化、機(jī)械化向數(shù)控化、柔性化、自動(dòng)化技術(shù)方向發(fā)展；從一般鋁合金結(jié)構(gòu)的制造向以鈦合金為代表的高性能輕合金結(jié)構(gòu)、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造技術(shù)方向發(fā)展；向材料制備與構(gòu)件成形同時(shí)制造發(fā)展；制造技術(shù)向信息化、數(shù)字化及設(shè)計(jì)/制造一體化方向發(fā)展，現(xiàn)代飛機(jī)制造技術(shù)正處在一個(gè)新的變革時(shí)代，它將為新一代飛機(jī)研制提供更先進(jìn)的技術(shù)。

通過這學(xué)期對航空航天博覽課的學(xué)習(xí)，我更加了解到飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度與斷裂的未來發(fā)展的形勢，對于材料的研究以及強(qiáng)度，剛度，穩(wěn)定性方面的分析是非常重要的，所以我一直努力的學(xué)好材料力學(xué)。爭取在這領(lǐng)域有所發(fā)展。

第二篇：飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度與斷裂發(fā)展現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢

飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度與斷裂發(fā)展現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢

領(lǐng)空權(quán)對于任何一個(gè)國家都是非常重要的,飛機(jī)的先進(jìn),是領(lǐng)空權(quán)的保證.飛機(jī)更是國家的國防的重要力量,提高飛機(jī)的性能更是每個(gè)軍事大國追求的目標(biāo).飛機(jī)的結(jié)構(gòu)抗疲勞強(qiáng)度與斷裂強(qiáng)度是飛機(jī)性能的重要體現(xiàn).通過這學(xué)期的學(xué)習(xí),和老師耐心的講解,我對我國飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度與斷裂發(fā)展現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢有了更進(jìn)一步的了解.疲勞強(qiáng)度是指飛機(jī)結(jié)果在無限多次交變載荷作用下而不破壞的最大應(yīng)力稱為疲勞強(qiáng)度或疲勞極限。實(shí)際上，飛機(jī)結(jié)構(gòu)并不可能作無限多次交變載荷試驗(yàn)。

斷裂是指飛機(jī)結(jié)構(gòu)被斷錯(cuò)或發(fā)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(jī)結(jié)果，如軸、齒輪、軸承、葉片、彈簧等，在工作過程中各點(diǎn)的應(yīng)力隨時(shí)間作周期性的變化，這種隨時(shí)間作周期性變化的應(yīng)力稱為交變應(yīng)力（也稱循環(huán)應(yīng)力）。在交變應(yīng)力的作用下，雖然零件所承受的應(yīng)力低于材料的屈服點(diǎn)，但經(jīng)過較長時(shí)間的工作后會產(chǎn)生裂紋或突然發(fā)生完全斷裂。

疲勞破壞是機(jī)械零件失效的主要原因之一。據(jù)統(tǒng)計(jì)，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)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(jīng)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(qiáng)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(yīng)力下工作的工件材料都要求較高的疲勞強(qiáng)度,這樣的可以提高零件的使用壽命。疲勞強(qiáng)度同時(shí)還與硬度、強(qiáng)度、韌性有較大關(guān)系，所以他是金屬材料的重要力學(xué)性能指標(biāo)

航空工業(yè)作為技術(shù)密集、知識密集的高技術(shù)產(chǎn)業(yè)，集材料、機(jī)械、發(fā)動(dòng)機(jī)、空氣動(dòng)力、電子、超密集加工、特種工藝等各種前沿技術(shù)之大成。目前，國際航空技術(shù)發(fā)達(dá)國家早已實(shí)施損傷容限耐久性規(guī)范，并成為國際適航性條例要求。然而，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)的三維損傷容限耐久性預(yù)測設(shè)計(jì)方面，由于研究隊(duì)伍嚴(yán)重萎縮，國際上的實(shí)質(zhì)性進(jìn)展非常緩慢，三維損傷容限耐久性技術(shù)的發(fā)展停滯不前。與此同時(shí)，現(xiàn)代飛機(jī)大量使用三維整體結(jié)構(gòu)，已有技術(shù)與需求的矛盾更加突出。

這一現(xiàn)狀的存在，使得國內(nèi)外的設(shè)計(jì)者們在已有技術(shù)基礎(chǔ)上不得不依靠更加實(shí)際、但耗資巨大的全機(jī)試驗(yàn)和各級全尺寸部件試驗(yàn)來檢驗(yàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷容限和耐久性，虛擬試驗(yàn)的科學(xué)基礎(chǔ)欠缺。近年隨著計(jì)算機(jī)容量逐漸滿足三維斷裂分析的需要，國際上三維試驗(yàn)和數(shù)值研究驟增，多尺度研究驟增，虛擬試驗(yàn)的概念形成并得以應(yīng)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(xué)Code公司及其研究組、法國宇航院(ONERA)、瑞典航空研究實(shí)驗(yàn)室(FOI，德文首字)研究組，荷蘭國防動(dòng)力研究實(shí)驗(yàn)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(shù)依據(jù)的理論基礎(chǔ)仍然是二維疲勞斷裂理論，未取得本質(zhì)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(jīng)驗(yàn)參數(shù)基礎(chǔ)上的。近年，我國某飛機(jī)設(shè)計(jì)行業(yè)以及相關(guān)單位已成功實(shí)現(xiàn)全數(shù)字化設(shè)計(jì)、制造，一些重點(diǎn)型號工程在設(shè)計(jì)階段就已全面實(shí)施損傷容限與耐久性規(guī)范，開展了大量全尺寸靜力、疲勞/耐久性和損傷容限試驗(yàn)，建立起寶貴的經(jīng)驗(yàn)和高素質(zhì)的隊(duì)伍以及組織管理體系。然而，基于試驗(yàn)來保證性能的經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)方法存在明顯的局限：全尺寸試驗(yàn)之前主要是經(jīng)驗(yàn)估計(jì)，如各種安全系數(shù)法，對經(jīng)驗(yàn)積累依賴嚴(yán)重，不利創(chuàng)新發(fā)展；試驗(yàn)或一定要設(shè)法滿足設(shè)計(jì)要 求，否則發(fā)現(xiàn)問題后更改設(shè)計(jì)困難，代價(jià)很高；全尺寸試驗(yàn)只能檢驗(yàn)最薄弱環(huán)節(jié)，不能真實(shí)考核整體結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)水平，尤其是優(yōu)化程度；全機(jī)試驗(yàn)只能檢驗(yàn)一種工況（如標(biāo)準(zhǔn)載荷譜、實(shí)驗(yàn)室環(huán)境和周期、抽取的單一的制造質(zhì)量樣本等，代價(jià)高昂但實(shí)際效果遠(yuǎn)不是人們認(rèn)為的那么一錘定音式的決定一切。因此，發(fā)展基于三維損傷容限與耐久性科學(xué)基礎(chǔ)的預(yù)測設(shè)計(jì)技術(shù)已變得十分必要和迫切。破飛機(jī)結(jié)構(gòu)三維損傷容限和耐久性核心技術(shù)可望取得的突

發(fā)展基于先進(jìn)的三維疲勞斷裂理論和自主知識產(chǎn)權(quán)的三維損傷容限和耐久性關(guān)鍵技術(shù)，解決從材料性能到三維復(fù)雜結(jié)構(gòu)性能的跨越。

飛機(jī)制造技術(shù)正沿著生產(chǎn)工藝依賴經(jīng)驗(yàn)型向工藝模擬、仿真、實(shí)時(shí)監(jiān)控、智能化制造方向發(fā)展；零件加工成形連接技術(shù)向增量成形、高速切削、高能束加工、精密成形等低應(yīng)力、小變形、長壽命結(jié)構(gòu)制造方向發(fā)展；從單個(gè)零件制造，向整體結(jié)構(gòu)制造技術(shù)及近無余量制造技術(shù)發(fā)展；飛機(jī)制造技術(shù)從手工勞動(dòng)、半機(jī)械化、機(jī)械化向數(shù)控化、柔性化、自動(dòng)化技術(shù)方向發(fā)展；從一般鋁合金結(jié)構(gòu)的制造向以鈦合金為代表的高性能輕合金結(jié)構(gòu)、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造技術(shù)方向發(fā)展；向材料制備與構(gòu)件成形同時(shí)制造發(fā)展；制造技術(shù)向信息化、數(shù)字化及設(shè)計(jì)/制造一體化方向發(fā)展，現(xiàn)代飛機(jī)制造技術(shù)正處在一個(gè)新的變革時(shí)代，它將為新一代飛機(jī)研制提供更先進(jìn)的技術(shù)。

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

第三篇：船舶與海洋工程結(jié)構(gòu)物疲勞斷裂分析研究現(xiàn)狀及展望

船舶與海洋工程結(jié)構(gòu)的疲勞及斷裂分析研究現(xiàn)狀與展望

摘要：由船海工程的發(fā)展趨勢，進(jìn)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(xué)的研究現(xiàn)狀以及存在的一些問題，淺談對將來發(fā)展趨勢的一些看法；然后過渡到當(dāng)前的研究方法，即主要為數(shù)值計(jì)算方法；對當(dāng)前數(shù)值計(jì)算的具體方法進(jìn)行了概括，并淺談發(fā)展趨勢；列舉了兩個(gè)具體例子，即斷裂力學(xué)原理在疲勞分析中的應(yīng)用。關(guān)鍵詞：船舶與海洋工程；疲勞分析；斷裂力學(xué)；數(shù)值計(jì)算

1.引言

海洋產(chǎn)業(yè)作為未來世界經(jīng)濟(jì)的支柱產(chǎn)業(yè)之一，發(fā)展?jié)摿Ψ浅＞薮?，世界海洋產(chǎn)業(yè)總產(chǎn)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(fā)將是海洋工程最主要的應(yīng)用領(lǐng)域。并且，在發(fā)展船舶與海洋工程的同時(shí)，由于其技術(shù)關(guān)聯(lián)度大，技術(shù)含量高，可帶動(dòng)相關(guān)行業(yè)的科技進(jìn)步和產(chǎn)業(yè)發(fā)展。因此，船海工程有相當(dāng)廣闊的發(fā)展前景。

當(dāng)前，船舶與海洋工程發(fā)展趨勢主要表現(xiàn)在以下方面。其一，船舶發(fā)展趨勢是大型化、高速化。技術(shù)性能的不斷提升促進(jìn)了船舶運(yùn)載能力和航速的大幅提高，由此船舶經(jīng)濟(jì)性、安全性、環(huán)保性明顯提高。其二，設(shè)計(jì)方法不斷進(jìn)步，現(xiàn)代造船模式取代傳統(tǒng)造船模式，建造技術(shù)裝備也在不斷發(fā)展。其三，海洋工程裝備深水化。國外從事海洋工程開發(fā)已有一百多年的歷史，積累了豐富的經(jīng)驗(yàn)。發(fā)達(dá)國家研究的一些深海探測器可達(dá)水深已超過萬米。

船海工程蓬勃發(fā)展，船海結(jié)構(gòu)物發(fā)生事故的幾率也大大增加。大型遠(yuǎn)洋船舶發(fā)生海損事故已是屢見不鮮。海洋環(huán)境復(fù)雜多變，海浪、大風(fēng)、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(jié)構(gòu)物造成極大的破壞。更重要的是，船海工程結(jié)構(gòu)物主要采用焊接工藝，由于焊接工藝的特點(diǎn)，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(yīng)力集中區(qū)更有可能發(fā)生疲勞破壞，造成災(zāi)難性的事故。因此，疲勞斷裂分析的理論及應(yīng)用領(lǐng)域和形式的發(fā)展就顯得非常關(guān)鍵。

2.疲勞分析發(fā)展現(xiàn)狀

2.1 基本概念 載荷值隨時(shí)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(gòu)件的材料內(nèi)產(chǎn)生隨時(shí)間變化的交變應(yīng)力與交變應(yīng)變。經(jīng)足夠的應(yīng)力或應(yīng)變循環(huán)作用后，損傷累計(jì)可使試件或結(jié)構(gòu)材料產(chǎn)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(qiáng)度；結(jié)構(gòu)抵抗疲勞失效的能力成為結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度。

疲勞失效有以下特征：疲勞破壞是一個(gè)累積損傷的過程，其失效過程都經(jīng)歷裂紋萌生、擴(kuò)展和瞬時(shí)斷裂三個(gè)階段。不論構(gòu)件是脆性材料還是塑性材料，疲勞破壞在宏觀上常表現(xiàn)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(kuò)展區(qū)（光滑斷面）和瞬時(shí)斷裂區(qū)（粗糙斷面）。

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

2.2 S-N曲線法、斷裂力學(xué)方法

經(jīng)典的疲勞分析方法基于S-N曲線和Palmgren-Miner線性累積損傷準(zhǔn)則，用循環(huán)應(yīng)力范圍或塑性應(yīng)變范圍或總應(yīng)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(xué)方法以“損傷容限”原理作為設(shè)計(jì)基礎(chǔ)。這個(gè)基本前提是認(rèn)為損傷為一切工程構(gòu)件所固有。疲勞壽命則定義為主裂紋從原始尺寸擴(kuò)展到某一臨界尺寸所需的疲勞循環(huán)次數(shù)或時(shí)間。采用斷裂力學(xué)方法時(shí)，需要應(yīng)用斷裂力學(xué)的裂紋擴(kuò)展經(jīng)驗(yàn)規(guī)律。自從具有里程碑意義的PARIS公式提出之后，基于裂紋擴(kuò)展規(guī)律的疲勞分析理論得到了長足的發(fā)展。

這兩種方法各有優(yōu)缺點(diǎn)。S-N曲線法可以避免裂紋尖端復(fù)雜應(yīng)力場的分析，斷裂力學(xué)方法則可更好的反映尺度效應(yīng)以及可以對一個(gè)已有的裂紋提供一個(gè)更精確的剩余壽命估算方法。S-N曲線法和斷裂力學(xué)方法在工程中得到了廣泛的應(yīng)用，成為兩種相互補(bǔ)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(guān)的參量的都認(rèn)為是有確定數(shù)值。而實(shí)際上，工程中涉及到疲勞的有關(guān)因素都是隨機(jī)的。比如，載荷、材料的隨機(jī)性等。為此，可靠性方法開始被用來進(jìn)行壽命評估。在該理論中，影響結(jié)構(gòu)疲勞壽命的不確定因素都用隨機(jī)變量或者隨機(jī)過程來描述。一個(gè)結(jié)構(gòu)的的疲勞壽命合格與否，用服役期內(nèi)不發(fā)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(jié)構(gòu)的疲勞問題，用結(jié)構(gòu)疲勞可靠性理論來加以研究是非常適當(dāng)?shù)摹?/p>

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(shí)際結(jié)構(gòu)中的各種不確定因素，等價(jià)符合客觀事實(shí)。但在工程實(shí)踐中，由于缺乏充分的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)資料，使得可靠性分析中最關(guān)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(shí)際中推廣的重要原因。

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

3.斷裂力學(xué)的研究現(xiàn)狀及發(fā)展

3.1 斷裂力學(xué)的產(chǎn)生

長期以來，工程上對結(jié)構(gòu)或構(gòu)件的計(jì)算方法，是以結(jié)構(gòu)力學(xué)和材料力學(xué)為基礎(chǔ)的。通常都假定材料是均勻的連續(xù)體，沒有考慮客觀存在的裂紋和缺陷，計(jì)算時(shí)只要工作應(yīng)力不超過許用應(yīng)力，就認(rèn)為結(jié)構(gòu)是安全的，反之就是不安全的。安全系數(shù)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(rèn)為，選用較高的安全系數(shù)就能避免這種低應(yīng)力斷裂。然而，實(shí)踐證明材料存在缺陷或裂紋的結(jié)構(gòu)或構(gòu)件，在應(yīng)力值遠(yuǎn)低于設(shè)計(jì)應(yīng)力的情況下就會發(fā)生全面失效。人們逐漸意識到，對含有裂紋的物體必須作進(jìn)一步的研究。斷裂力學(xué)就是在這個(gè)基礎(chǔ)上產(chǎn)生的。

斷裂力學(xué)從宏觀的連續(xù)介質(zhì)力學(xué)角度出發(fā)，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(kuò)展、失穩(wěn)開裂、傳播和止裂規(guī)律。斷裂力學(xué)的研究方法是：從彈性力學(xué)方程或彈塑性力學(xué)方程出發(fā)，把裂紋作為一種邊界條件，考察裂紋頂端的應(yīng)力場、應(yīng)變場和位移場，設(shè)法建立這些場與控制斷裂的物理參量的關(guān)系和裂紋尖端附近的局部斷裂條件。

經(jīng)典斷裂力學(xué)的三個(gè)主要分支是：線彈性斷裂力學(xué)、彈塑性斷裂力學(xué)、斷裂動(dòng)力學(xué)。

3.2 線彈性斷裂力學(xué)

Griffith通過研究，提出裂紋擴(kuò)展的能量準(zhǔn)則。能量理論將裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展的臨界條件表示為GI=GIc（GI微應(yīng)變能釋放率），即脆性斷裂的G準(zhǔn)則。GIc是材料常數(shù)，表征材料對裂紋擴(kuò)展的抵抗能力，由試驗(yàn)確定。G．R．Irwin用彈性力學(xué)理論分析了裂紋尖端應(yīng)力應(yīng)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(yīng)力場與位移場公式。公式中定義了一個(gè)包含一個(gè)應(yīng)力強(qiáng)度因子K，對應(yīng)三種裂紋分別為KⅠ、KⅡ、KⅢ。在線彈性斷裂力學(xué)中，它是很重要的力學(xué)量，用來判斷裂紋是否將進(jìn)入失穩(wěn)狀態(tài)的一個(gè)指標(biāo)。以應(yīng)力強(qiáng)度因子表示的裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展臨界條件為：K=KIC ,稱為K準(zhǔn)則。KIC為裂紋臨界狀態(tài)下的應(yīng)力強(qiáng)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(zhǔn)則是等效的。3.3 彈塑性斷裂力學(xué)

由于裂紋尖端應(yīng)力高度集中，在裂紋尖端附近必然首先屈服形成塑性區(qū)域。對于中、低強(qiáng)度鋼的中小型結(jié)構(gòu)件，薄壁結(jié)構(gòu)，焊接結(jié)構(gòu)的拐角和壓力容器的接管處，在裂紋尖端附近，發(fā)生大范圍屈服或全面屈服。這時(shí)，線彈性斷裂力學(xué)的結(jié)論不再適用。由此研究大范圍屈服斷裂已成為發(fā)展彈塑性斷裂力學(xué)的迫切任務(wù)。

Wells在大量實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)上，提出了彈塑性條件的斷裂準(zhǔn)則，COD準(zhǔn)則：當(dāng)裂紋尖端張開位移?達(dá)到臨界值?C時(shí)，裂紋將開裂，即?=?C時(shí)，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(chǎn)生的位移（Crack Opening Displacement）。?C是材料彈塑性斷裂韌性指標(biāo)，為材料參數(shù)。

1968年，Rice提出了J積分理論。以J積分為常數(shù)并建立斷裂準(zhǔn)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(kuò)展力GI的物理意義相同，進(jìn)而建立J準(zhǔn)則：當(dāng)圍繞裂紋尖端的J積分達(dá)到臨界值JC時(shí)，即J=JC時(shí)，裂紋開始擴(kuò)展。

COD準(zhǔn)則應(yīng)用到焊接結(jié)構(gòu)和壓力容器的斷裂安全分析上非常有效，而且應(yīng)用時(shí)比較簡單，因而工程上應(yīng)用較為普遍。J積分準(zhǔn)則理論根據(jù)嚴(yán)格，定義明確，但在計(jì)算和實(shí)驗(yàn)上比較復(fù)雜。

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

K2IC?，因此對于線彈性斷裂力學(xué)問題，采用G準(zhǔn)則和

E度因子與J積分的定量關(guān)系，表明J積分可以作為描述硬化材料中裂紋尖端應(yīng)力應(yīng)變場強(qiáng)度的參量。HRR理論是J積分作為斷裂力學(xué)判據(jù)的理論基礎(chǔ)。3.4 斷裂動(dòng)力學(xué)

70年代，Sih與Loeber導(dǎo)出了外載隨時(shí)間變化而裂紋是穩(wěn)定情況的漸進(jìn)應(yīng)力場與位移場。Rice等多人先后導(dǎo)出了裂紋以等速傳播情況的漸進(jìn)應(yīng)力場與位移場，并提出了裂紋穩(wěn)定而外載隨時(shí)間迅速變化情況下的裂紋開裂準(zhǔn)則。3.5 斷裂力學(xué)理論存在的一些問題及展望

經(jīng)典斷裂力學(xué)是建立在奇異性基礎(chǔ)上的，即均基于裂紋頂端應(yīng)力與應(yīng)變?yōu)闊o限大的模式展開的。奇異性理論一直延續(xù)至今。但是奇異性斷裂力學(xué)在物理上存在本質(zhì)的缺陷。實(shí)際發(fā)現(xiàn)的裂紋，裂紋頂端曲率半徑為有限值，裂紋頂端的應(yīng)力應(yīng)變也為有限值。這樣，基于數(shù)學(xué)尖端裂紋和應(yīng)力奇異性的物理量缺乏堅(jiān)實(shí)的物理基礎(chǔ)。為了完善理論，可采用比較符合實(shí)際的半圓形頂端的鈍裂紋，而這又需要金相斷裂力學(xué)的發(fā)展。

由于斷裂力學(xué)能對材料和結(jié)構(gòu)的安全性進(jìn)行預(yù)測與估算，因而愈來愈受到重視。目前，線彈性斷裂力學(xué)發(fā)展較為成熟，在工程實(shí)際中已經(jīng)得到應(yīng)用。彈塑性斷裂力學(xué)雖然取得了一些進(jìn)展，但仍有許多尚待深入研究的問題，它是當(dāng)前斷裂力學(xué)主要研究方向之一。斷裂動(dòng)力學(xué)，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(xué)的主要研究方向。

4.當(dāng)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(yàn)和數(shù)值計(jì)算。但是，只有極少數(shù)簡單、特殊的斷裂力學(xué)問題存在解析解，而試驗(yàn)方法操作起來比較麻煩，而且經(jīng)濟(jì)性不佳，因此絕大多數(shù)工程問題都借助數(shù)值計(jì)算的方法來進(jìn)行研究。隨著研究的日益深入，需要求解的問題日趨復(fù)雜化和多樣化。使得如何建立高效、高精度的計(jì)算方法成為學(xué)者們研究的熱點(diǎn)。由于計(jì)算機(jī)科學(xué)、計(jì)算數(shù)學(xué)和力學(xué)等學(xué)科的不斷發(fā)展，用于解決疲勞斷裂問題的數(shù)值計(jì)算方法不斷涌現(xiàn)，它們正成為推動(dòng)疲勞分析和斷裂力學(xué)發(fā)展的有力工具。4.1 有限元法

普遍認(rèn)為，有限元法的出現(xiàn)是計(jì)算力學(xué)誕生的標(biāo)志。有限元法是建立在傳統(tǒng)的Ritz法的基礎(chǔ)上，利用變分原理導(dǎo)出代數(shù)方程組求解。它將連續(xù)介質(zhì)離散成有限個(gè)單元來進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。有限元法實(shí)現(xiàn)了統(tǒng)一的計(jì)算模型、離散方法、數(shù)值求解和程序化設(shè)計(jì)方法，從而能廣泛地適應(yīng)求解復(fù)雜結(jié)構(gòu)的力學(xué)問題。有限元法從誕生至今得到了迅猛的發(fā)展，成為用于結(jié)構(gòu)和固體力學(xué)問題的首選方法。

當(dāng)前斷裂力學(xué)用有限元法取得了極大的研究進(jìn)展。比如，采用自適應(yīng)有限元法確定裂紋尖端的塑性區(qū)，在有限元法的基礎(chǔ)上建立隨機(jī)分析，用于動(dòng)態(tài)問題的空-時(shí)有限元法等等。4.2 其他數(shù)值計(jì)算方法

由于有限元法同時(shí)也存在缺陷，比如隨著計(jì)算精度要求的提高，有限元網(wǎng)格的劃分將十分困難，計(jì)算量也會十分龐大。因此，學(xué)者們在研究過程中又逐漸創(chuàng)立了其他數(shù)值計(jì)算方法。主要有：邊界元法、無網(wǎng)格法、數(shù)值流形方法、小波數(shù)值法等，此外還有位移不連續(xù)法、超奇異積分方程法、加權(quán)殘數(shù)法、有限差分法擴(kuò)展有限元法等，都取得了進(jìn)展。4.3 數(shù)值計(jì)算方法的發(fā)展趨勢

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

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

（3）多種計(jì)算方法有機(jī)結(jié)合。結(jié)構(gòu)的形式很少是單一的，多種方法的耦合將會提高運(yùn)算精度以及運(yùn)算速度。

（4）數(shù)據(jù)處理自動(dòng)化。為了提高效率，自適應(yīng)有限元法和網(wǎng)格的自動(dòng)劃分與技術(shù)更新仍將是有限元研究中的一個(gè)熱點(diǎn)。

（5）耦合場中的數(shù)值計(jì)算在一些領(lǐng)域也將越來越重要。

5.工程中的應(yīng)用實(shí)例

5.1 海洋平臺管節(jié)點(diǎn)疲勞性能研究

筆者正在完成的畢業(yè)設(shè)計(jì)的題目是：“導(dǎo)管架式海洋平臺管節(jié)點(diǎn)疲勞強(qiáng)度分析”。以下是我在學(xué)習(xí)過程中遇到的一個(gè)實(shí)例，用斷裂力學(xué)方法來求解管節(jié)點(diǎn)的疲勞壽命。

1.基本原則

從Paris公式

da/dN=c??K?

出發(fā)，則 Np=?m1da 式中，c、m

a0c(?K)maf為材料常數(shù)，由材料、焊接構(gòu)件及管節(jié)點(diǎn)試驗(yàn)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(jié)點(diǎn)形狀因子，由管節(jié)點(diǎn)試驗(yàn)和有限元計(jì)算給出。Y=A?a/T?

B2.基型管節(jié)點(diǎn)形狀因子

基型管節(jié)點(diǎn)形狀因子Y0由基型管節(jié)點(diǎn)試驗(yàn)及有限元計(jì)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(nèi)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(jié)點(diǎn)形狀因子Y0見圖

基型管節(jié)點(diǎn)形狀因子Y0

3.修正因子M（1）厚度修正因子Mt 在裂紋擴(kuò)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(yīng)力集中對裂紋萌生影響很大，對裂紋擴(kuò)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(yīng)力分布修正因子M?

應(yīng)力分布不均勻性由幾何參數(shù)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(jié)點(diǎn)裂紋擴(kuò)展速率影響同應(yīng)力水平有關(guān)，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(hù)修正因子 MF???H/?S?4.管節(jié)點(diǎn)形狀因子

建立在基型管節(jié)點(diǎn)形狀因子Y0修正的基礎(chǔ)上，管節(jié)點(diǎn)形狀因子為

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

BY?MA?a/T?

為驗(yàn)證修正可靠性，把修正結(jié)果同試驗(yàn)結(jié)構(gòu)相對比。自由腐蝕，在??H?192MPa下

修正法：

Y?0.651(a/T)?0.38

試驗(yàn)法：

Y?0.684(a/T)?0.39 陰極防護(hù)：在??H?192MPa下

修正法：

Y?0.586(a/T)?0.38

試驗(yàn)法：

Y?0.588(a/T)?0.377

可以看出修正結(jié)果同試驗(yàn)結(jié)果相一致，因此修正方案可靠。5.計(jì)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(jié)構(gòu)的安全壽命評估與維修決策

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

海洋平臺結(jié)構(gòu)復(fù)雜，造價(jià)昂貴，一旦發(fā)生事故會造成不可估量的經(jīng)濟(jì)損失。因此保證安全性以及延長其服役期就顯得至關(guān)重要。以上學(xué)著提出地基于疲勞斷裂力學(xué)控制的評估方法適合于任何類型、處于任意使用階段的結(jié)構(gòu)安全壽命評估。其顯著特點(diǎn)是可以方便地通過檢測對評估結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證，該特點(diǎn)可顯著提高預(yù)報(bào)結(jié)果地可靠性和可信性。

該法克服了傳統(tǒng)地安全壽命法的不足，不需要對平臺結(jié)構(gòu)過去的受載歷史進(jìn)行了解，只需知道目前平臺結(jié)構(gòu)的受損程度，以及今后平臺受載情況，即可對海洋平臺進(jìn)行安全評估和斷裂控制，并進(jìn)一步計(jì)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(jié)與展望

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

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

參考文獻(xiàn)：

【1】胡乃輝.淺析“十一五”船舶與海洋工程的發(fā)展前景.廣東造船，2007（1）.【2】張安哥，朱成九，陳夢成.疲勞、斷裂與損傷.西南交通大學(xué)出版社，2006.【3】康穎安.斷裂力學(xué)的發(fā)展與研究現(xiàn)狀.湖南工程學(xué)院學(xué)報(bào)，Mar.2006,Vol.16.No.1.【4】Cui Weicheng.A Preliminary Review of Recent Developments in Life Prediction Methods of Marine Structure.船舶力學(xué)，1999（12）：55-79.【5】趙永翔.應(yīng)變疲勞可靠性分析的新進(jìn)展與展望.機(jī)械工程學(xué)報(bào)，Dec.2002,Vol.38 Supp.【6】冒小萍，郎福元，柯顯信.斷裂力學(xué)的數(shù)值計(jì)算方法的研究現(xiàn)狀與展望.【7】Hagedorn，Karl Edgar.Some aspects of fracture mechanics research during the last 25years[J].Steel research,1998,69:206-213.【8】譚開忍，肖熙，黃小平.非常規(guī)管節(jié)點(diǎn)疲勞壽命分析與計(jì)算.海洋工程，Aug.2005,Vol.23 No.3.【9】王慶豐，黃小平，崔維成.海洋平臺結(jié)構(gòu)的安全壽命評估與維修決策研究.江蘇科技大學(xué)學(xué)報(bào)，Jun.2006,Vol.20,No.3.【10】石國理，姚木林，周敏健.海上平臺管節(jié)點(diǎn)疲勞性能研究.中國造船，F(xiàn)eb.1994,No.1.

第四篇：飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)分析

西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)分析

【摘要】

機(jī)翼是飛機(jī)的一個(gè)重要部件，其主要功用是產(chǎn)生升力。隨著新材料、新技術(shù)、新工藝在飛機(jī)設(shè)計(jì)中的廣泛應(yīng)用，現(xiàn)代飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)已有新的突破。本論文主要闡述了飛機(jī)機(jī)翼的功用及其翼面結(jié)構(gòu)；機(jī)翼由副翼、前緣縫翼、襟翼、擾流板組成，從機(jī)翼的空氣動(dòng)力載荷到機(jī)翼的總體受力，詳細(xì)的描述了機(jī)翼的外載特點(diǎn)；最后介紹了飛機(jī)機(jī)翼的典型構(gòu)件并對其傳力進(jìn)行分析。

關(guān)鍵詞：飛機(jī) 機(jī)翼結(jié)構(gòu) 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(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

前言

航空技術(shù)是高度綜合的現(xiàn)代科學(xué)技術(shù)。它綜合運(yùn)用了基礎(chǔ)科學(xué)和應(yīng)用科學(xué)的最新成就和工程技術(shù)的最新成果，是20世紀(jì)以來發(fā)展最迅速、應(yīng)用最廣泛、對人類社會生活影響最大的科學(xué)技術(shù)領(lǐng)域之一。

航空技術(shù)是一個(gè)國家科技先進(jìn)水平的重要標(biāo)志。對航空院校的學(xué)生來說，了解航空領(lǐng)域所涉及學(xué)科的基礎(chǔ)知識，基本原理及發(fā)展概況，對開拓視野、擴(kuò)大知識面以及今后的學(xué)習(xí)和工作都是很有幫助的。

對于新興航空的領(lǐng)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(gè)及其新鮮的領(lǐng)域，通過查找資料對機(jī)翼的結(jié)構(gòu)分析，培養(yǎng)嚴(yán)謹(jǐn)?shù)墓ぷ黠L(fēng)和良好的心理素質(zhì)，增強(qiáng)了實(shí)踐，求知，探索和創(chuàng)新的精神。

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

西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

目 錄

1機(jī)翼的功用與設(shè)計(jì)要求.........................................................4 1.1機(jī)翼的功用...................................................................................................................................4 1.2翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求.......................................................................................................................4 2機(jī)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(jī)翼的外載特點(diǎn)...............................................................9 3.1空氣動(dòng)力載荷...............................................................................................................................9 3.2其它部件、裝載傳來的集中載荷...............................................................................................9 3.3機(jī)翼結(jié)構(gòu)的質(zhì)量力.......................................................................................................................9 3.4機(jī)翼的總體受力...........................................................................................................................9 4翼面結(jié)構(gòu)的典型構(gòu)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(jī)翼典型結(jié)構(gòu)的傳力分析......................................................14 5.1空氣動(dòng)力的傳遞.........................................................................................................................14

5.1.1蒙皮將局部空氣動(dòng)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(jī)身....................................................................................14 5.1.4 翼梁將載荷傳給機(jī)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(jī)翼結(jié)構(gòu)中力的傳遞過程.........................................................................................................16

6飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的發(fā)展..........................................................17 6．1 新材料的應(yīng)用.........................................................................................................................17 6．2新技術(shù)的出現(xiàn)..........................................................................................................................17 6．3新工藝、新設(shè)備的發(fā)展..........................................................................................................17 結(jié) 束 語............................................................................................................................................18 謝 辭.................................................................................................................................................19 文 獻(xiàn).................................................................................................................................................20

西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

1機(jī)翼的功用與設(shè)計(jì)要求

1.1機(jī)翼的功用

機(jī)翼是飛機(jī)的一個(gè)重要部件，其主要功用是產(chǎn)生升力。當(dāng)它具有上反角時(shí)，可為飛機(jī)提供一定的橫側(cè)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(jī)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(jī)的起降或機(jī)動(dòng)性能。機(jī)翼上常安裝有起落架、發(fā)動(dòng)機(jī)等其它部件。現(xiàn)代殲擊機(jī)和殲擊轟炸機(jī)往往在機(jī)翼下布置多種外掛，如副油箱和導(dǎo)彈、炸彈等軍械設(shè)備。機(jī)翼的內(nèi)部空間常用來收藏起落架或其部分結(jié)構(gòu)和儲放燃油。特別是旅客機(jī)，為了保證旅客的安全，很多飛機(jī)不在機(jī)身內(nèi)貯存燃油，而全部貯存在機(jī)翼內(nèi)。為了最大限度地利用機(jī)翼容積，同時(shí)減輕重量，現(xiàn)代飛機(jī)的機(jī)翼油箱大多采用利用機(jī)翼結(jié)構(gòu)構(gòu)成的整體油箱。此外機(jī)翼內(nèi)常安裝有操縱系統(tǒng)和一些小型設(shè)備和附件。

圖1-1 機(jī)翼的結(jié)構(gòu)

1.2翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求

1.氣動(dòng)要求

翼面是產(chǎn)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(dòng)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(shù)特殊機(jī)動(dòng)情況除外﹚。翼面的氣動(dòng)特性主要取決于其外行參數(shù)﹙如展弦比、相對厚度、后掠角和翼型等﹚，這些參數(shù)在總體設(shè)計(jì)時(shí)確定；結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)則應(yīng)強(qiáng)度、剛度及表面光滑度等方面來保證機(jī)翼氣動(dòng)外形要求的實(shí)現(xiàn)。

2.質(zhì)量要求

在外形、裝載和連接情況一定的條件下，質(zhì)量要求時(shí)翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的主要要求。具體地說，就是在保證結(jié)構(gòu)完整性的前提下，設(shè)計(jì)出盡可能請的結(jié)構(gòu)。結(jié)構(gòu)完整性包含了強(qiáng)度、剛度、耐久性和損傷容限等多方面內(nèi)容。西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

3.剛度要求

隨著飛機(jī)速度的提高，翼面所受載荷增大，特別對于高機(jī)動(dòng)性能殲擊機(jī)和高速飛行的導(dǎo)彈；由于減小阻力等空氣動(dòng)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(dǎo)致翼面結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)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(shí)，很小的變形就可能嚴(yán)重的惡化翼面的空氣動(dòng)力性能；剛度不足還會引起震顫和操縱面反效等嚴(yán)重問題。因此，對高速飛機(jī)和導(dǎo)彈，為滿足翼面的氣動(dòng)要求，保證足夠的剛度十分重要。4.氣動(dòng)加熱要求

一般亞音速飛行器，所選用的結(jié)構(gòu)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(shí)，翼面將受到氣動(dòng)加熱的影響，尤其是翼面前緣的起動(dòng)加熱問題尤為嚴(yán)重。因此當(dāng)以大馬赫數(shù)的速度飛行時(shí)，還要考慮氣動(dòng)加熱對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度的影響。5.使用維修要求

翼面結(jié)構(gòu)應(yīng)便于檢查、維護(hù)和修理。翼面內(nèi)部通常鋪設(shè)有相當(dāng)數(shù)量的操縱系統(tǒng)零部件、燃油管路、電氣線路和液壓管路等，對這些系統(tǒng)和線路需要經(jīng)常檢查調(diào)整。當(dāng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)作為整體油箱艙使用時(shí)，必須保證燃油系統(tǒng)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(hù)的部位都應(yīng)該有良好的可達(dá)性，為此必須設(shè)置一定數(shù)量的開口，設(shè)計(jì)時(shí)要求處理好使用維護(hù)與結(jié)構(gòu)質(zhì)量之間的矛盾。

西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

2機(jī)翼的各部分裝置介紹

2.1副翼

副翼是指安裝在機(jī)翼翼梢后緣外側(cè)的一小塊可動(dòng)的翼面。為飛機(jī)的主操作舵面，飛行員操縱左右副翼差動(dòng)偏轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩可以使飛機(jī)做橫滾機(jī)動(dòng)。翼展長而翼弦短。副翼的翼展一般約占整個(gè)機(jī)翼翼展的1/6到1/5左右，其翼弦占整個(gè)機(jī)翼弦長的1/5到1/4左右。對于航模不單是以上數(shù)據(jù)，它隨飛行方式和動(dòng)力裝置變化。

2.2前緣縫翼

前緣縫翼是安裝在基本機(jī)翼前緣的一段或者幾段狹長小翼，主要是靠增大飛機(jī)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(gè)：

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

2.增大機(jī)翼的升力系數(shù)。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(jī)翼的臨界迎角時(shí)才使用，因?yàn)橹挥性谶@種情況下，機(jī)翼上才會產(chǎn)生氣流分離。

圖2-1 前緣縫翼的剖面

現(xiàn)代飛機(jī)的前緣縫翼沒有專門的操縱裝置，一般隨襟翼的動(dòng)作而隨動(dòng)，即為游動(dòng)式。在飛機(jī)即將進(jìn)入失速狀態(tài)時(shí)，前緣縫翼的自動(dòng)功能也會根據(jù)迎角的變化而自動(dòng)開關(guān)。

圖2-2 前緣縫翼

西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

在前緣縫翼閉合時(shí)（即相當(dāng)于沒有安裝前緣縫翼），隨著迎角的增大，機(jī)翼上表面的分離區(qū)逐漸向前移，當(dāng)迎角增大到臨界迎角時(shí)，機(jī)翼的升力系數(shù)急劇下降，機(jī)翼失速。當(dāng)前緣縫翼打開時(shí)，它與基本機(jī)翼前緣表面形成一道縫隙，下翼面壓強(qiáng)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(qiáng)，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(shù)提高。

機(jī)翼能夠產(chǎn)生升力是因?yàn)闄C(jī)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(jī)翼的迎角大到了一定程度，機(jī)翼相當(dāng)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(fā)生分離，同時(shí)受外層氣流的帶動(dòng)，向后下方流動(dòng)，最后就會卷成一個(gè)封閉的渦流，叫做分離渦。像這樣旋轉(zhuǎn)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(shí)上下翼面的壓力差值會小很多，這樣機(jī)翼的升力就比原來減小了。到一定程度就形成失速，對應(yīng)的機(jī)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(jī)翼后緣內(nèi)側(cè)的翼面，襟翼可以繞軸向后下方偏轉(zhuǎn)，主要是靠 增大機(jī)翼的彎度來獲得升力增加的一種增升裝置。當(dāng)飛機(jī)在起飛時(shí)，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(jī)的起飛，縮短飛機(jī)在地面的滑跑距離；當(dāng)飛機(jī)在降落時(shí)，襟翼伸出的角度較大，可以使飛機(jī)的升力和阻力同時(shí)增大，以利于降低著陸速度，縮短滑跑距離。在現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)中，當(dāng)襟翼的位置移到機(jī)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(zhuǎn)的前緣。在大迎角下，它向下偏轉(zhuǎn)，使前緣與來流之間的角度減小，氣流沿上翼面的流動(dòng)比較光滑，避免發(fā)生局部氣流分離，同時(shí)也可增大翼型的彎度。

圖2-3 前緣襟翼 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

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(shí)際上擾流板是鉸接在機(jī)翼上表面的一些液壓致動(dòng)板，飛行員操縱時(shí)可以使這些板向上翻起，增加機(jī)翼的阻力，減少升力，阻礙氣流的流動(dòng)達(dá)到減速、控制飛機(jī)姿態(tài)的作用。8 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

3機(jī)翼的外載特點(diǎn)

圖3-1 機(jī)翼的外載荷

qa—空氣動(dòng)力分布載荷 qc—機(jī)翼質(zhì)量力分布載荷 P—發(fā)動(dòng)機(jī)或其他部件傳來的集中載荷

R—機(jī)身支反力

3.1空氣動(dòng)力載荷

空氣動(dòng)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(jī)翼表面上，形成機(jī)翼的升力和阻力，其中升力是機(jī)翼最主要的外載荷。

3.2其它部件、裝載傳來的集中載荷

機(jī)翼上連接有其它部件(如起落架、發(fā)動(dòng)機(jī))、副翼、襟翼等各類附翼和布置在機(jī)翼內(nèi)、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(chǎn)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(diǎn)與機(jī)翼主體結(jié)構(gòu)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(dòng)載荷，以及其上各部件、裝載本身的質(zhì)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(jī)翼。其中有些力的數(shù)值可能很大。

3.3機(jī)翼結(jié)構(gòu)的質(zhì)量力

機(jī)翼本身結(jié)構(gòu)的質(zhì)量力為分布載荷，其大小與分布情況取決于機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量的大小和分布規(guī)律。它的數(shù)值比氣動(dòng)載荷要小得多。在工程計(jì)算中，它的分布規(guī)律可近似認(rèn)為與弦長成正比。

3.4機(jī)翼的總體受力

機(jī)翼的各種外載，總要在機(jī)翼、機(jī)身連接處，由機(jī)身提供支持力來平衡。因 9 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

此在上述載荷作用下，可把機(jī)翼看作是固定在機(jī)身上的一個(gè)“梁”。當(dāng)機(jī)翼分成兩半，與機(jī)身在其左右兩側(cè)相連時(shí)，可把每半個(gè)機(jī)翼看作支持在機(jī)身上的懸臂梁；若左右機(jī)翼連成一個(gè)整體時(shí)，則可把它看作支持在機(jī)身上的雙支點(diǎn)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(jié)構(gòu)來說，都可以看作懸臂梁。

前述各種外載在機(jī)翼結(jié)構(gòu)中將引起相應(yīng)的內(nèi)力：剪力Q、彎矩M和扭矩Mt，統(tǒng)稱為機(jī)翼的總體受力，如圖3-2所示。

圖3-2 機(jī)翼上所受的力矩和剪

a 機(jī)翼的總體內(nèi)力 b 與外載相平衡的總體內(nèi)力 Mn—由Qn引起的、作用在垂直面內(nèi)的彎矩 Mh—由Qh引起的作用在弦平面內(nèi)的彎矩

因?yàn)闄C(jī)翼的升力很大，且作用在機(jī)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(jī)翼剛度最大的弦平面內(nèi)。因此在進(jìn)行結(jié)構(gòu)受力分析時(shí)，常著重考慮氣動(dòng)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(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

4翼面結(jié)構(gòu)的典型構(gòu)件

圖4-1 機(jī)翼的典型結(jié)構(gòu)元件

1—翼梁2—前縱墻3—后縱墻4—普通翼肋5—加強(qiáng)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(jī)翼外表面。為了使機(jī)翼的阻力盡量小，蒙皮應(yīng)力求光滑，為此應(yīng)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(dòng)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(dòng)載荷。此外蒙皮還參與機(jī)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(jī)翼的扭矩；當(dāng)蒙皮較厚時(shí)，它常與長桁一起組成壁板，承受機(jī)翼彎矩引起的軸力。壁板有組合式或整體式(見圖)。某些結(jié)構(gòu)型式(如多腹板式機(jī)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(shí)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)

西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

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(dòng)載荷。

圖4-3各種長桁

在現(xiàn)代機(jī)翼中它一般都參與機(jī)翼的總體受力——承受機(jī)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(gòu)造上的功用是維持機(jī)翼剖面所需的氣動(dòng)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(jī)翼受氣動(dòng)載荷時(shí)，它以自身平面內(nèi)的剛度向蒙皮、長桁提供垂直方向的支持。同時(shí)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(shí)，由蒙皮、腹板向翼肋提供各自平面內(nèi)的支承剪流。加強(qiáng)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(nèi)的較大的集中載荷或由于結(jié)構(gòu)不連續(xù)(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(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

圖4-5 翼梁的構(gòu)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(jié)構(gòu)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(jī)身固接。

4.5 縱墻

縱墻的構(gòu)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?？v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?？v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(yīng)力腹板用支持型加強(qiáng)。后墻則還有封閉翼面內(nèi)部容積的作用。普遍使用的縱墻結(jié)構(gòu)如圖。

圖4-6 縱墻 1—腹板2—弱緣條 13 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

5機(jī)翼典型結(jié)構(gòu)的傳力分析

5.1空氣動(dòng)力的傳遞

5.1.1蒙皮將局部空氣動(dòng)力傳給桁條和翼肋

當(dāng)蒙皮受到吸力作用時(shí)，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(shí)，氣動(dòng)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(dòng)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(dòng)力，可組合成一個(gè)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(dāng)于一 個(gè)作用于剛心上的力和力矩。剛心的定義是：橫截面上有一個(gè)特殊的點(diǎn)，當(dāng)外力作用線通過這一點(diǎn)時(shí)，不會使橫截面轉(zhuǎn)動(dòng)。外力作用線不通過這一點(diǎn)，橫截面就會繞該點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)，這個(gè)點(diǎn)稱為該橫截面的剛心。機(jī)翼各橫截面的剛心的連線稱為機(jī)翼的剛心軸。作用在剛心上的力，要使翼肋沿垂直方向移動(dòng)，而翼肋是固定在翼梁腹板上的，在翼肋沿垂直方向移動(dòng)的時(shí)候，就把這個(gè)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(zhuǎn)動(dòng)，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(guān)系：

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

2．蒙皮在自己平面內(nèi)不容易變形（即剛度較大），當(dāng)翼肋受到外力矩時(shí)，蒙皮能夠?qū)σ砝咂鹬С肿饔?，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(jī)身

翼肋以剪流形式傳給蒙皮的力矩，要使機(jī)翼產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形，它對機(jī)翼來說是扭矩。機(jī)翼扭轉(zhuǎn)時(shí)，蒙皮截面上會產(chǎn)生沿合圍框周緣的剪流。剪流形成的內(nèi)力矩與截面外端所有翼肋傳給蒙皮的扭矩平衡。這時(shí)，機(jī)翼各部分的蒙皮都要產(chǎn)生剪切變形。翼根處的扭矩傳給機(jī)身的方式，由翼根部分的構(gòu)造來決定。如果翼根部分沒有開大艙口，機(jī)翼蒙皮與機(jī)身是沿整個(gè)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(jī)身。如果翼根部分開有大艙口，機(jī)翼只是通過翼梁與機(jī)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(qiáng) 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

翼肋，并有使加強(qiáng)翼肋旋轉(zhuǎn)的趨勢。這時(shí)加強(qiáng)翼肋的兩個(gè)支點(diǎn)(前后梁腹板)，對它產(chǎn)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(zhuǎn)。同時(shí)，加強(qiáng)翼肋也就對前后梁腹板各產(chǎn)生一個(gè)作用力，把扭矩以力偶形式傳給翼梁。前后翼梁則將扭矩產(chǎn)生的作用力，在機(jī)翼與機(jī)身的連接點(diǎn)處，傳給機(jī)身隔框。

5.1.4 翼梁將載荷傳給機(jī)身隔框和緣條

翼梁腹板一方面與機(jī)身隔框連接，另一方面還以縱向的鉚釘與緣條相連。各個(gè)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(jī)翼與機(jī)身隔框相連的鉚釘或螺栓產(chǎn)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(gè)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(dāng)翼肋傳給腹板的力的方向向上時(shí)，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(dòng)。上部壁板各構(gòu)件的截面上要產(chǎn)生壓縮的軸向內(nèi)力，來阻止壁板移動(dòng)，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(gè)構(gòu)件要產(chǎn)生拉伸的軸向內(nèi)力。傳到緣條上的縱向剪流不能完全由緣條本身產(chǎn)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(chǎn)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(jī)翼上的集中載荷，如部件的質(zhì)量力、偏轉(zhuǎn)副翼和放下襟翼時(shí)產(chǎn)生的空氣動(dòng)力、飛機(jī)接地時(shí)起落架受到的撞擊力等，通常都直接作用在某個(gè)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(gè)腹板，而把這個(gè)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(jī)身。翼梁腹板和蒙皮都是薄壁構(gòu)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(jī)翼結(jié)構(gòu)中的作用之一。傳遞較大的集中載荷的翼肋，通常都是加強(qiáng)的。它們的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度較大，同腹板、蒙皮的連接也比普通翼肋結(jié)實(shí)很多，一般是兩排或三排直徑較大的鉚釘連接。但當(dāng)飛機(jī)作劇烈的機(jī)動(dòng)飛行或粗猛著陸后，加強(qiáng)翼肋上的部件固定接頭，以及加強(qiáng)翼肋與腹板、蒙皮連接的鉚釘仍可能 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

因受力過大而損壞。對這些部位，應(yīng)當(dāng)特別注意檢查，修理這些部位時(shí)，也要特別注意保持其強(qiáng)度。有些飛機(jī)機(jī)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(shí)，集中載荷由翼梁腹板和緣條直接傳給機(jī)身。維護(hù)工作中，對這些固定接頭，也應(yīng)加強(qiáng)檢查。

5.3機(jī)翼結(jié)構(gòu)中力的傳遞過程

機(jī)翼結(jié)構(gòu)中力的傳遞過程，可以簡要?dú)w納如下：

1．蒙皮上的局部空氣動(dòng)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(dòng)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(jī)身接合的周緣螺釘（或開口邊緣的加強(qiáng)翼肋）。

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

4．機(jī)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(jī)身的連接接頭。16 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

6飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的發(fā)展

6.1 新材料的應(yīng)用

1．復(fù)合材料一般被設(shè)計(jì)成疊層結(jié)構(gòu)，根據(jù)纖維的排列方向不同，構(gòu)成了復(fù)合材料各項(xiàng)異性的特點(diǎn)，明顯地表現(xiàn)在力學(xué)性能、剛度特性方面，利用這一特點(diǎn)，進(jìn)行優(yōu)化剪裁設(shè)計(jì)，可以獲得高效率、低重量的航空結(jié)構(gòu)。復(fù)合材料的組件化、整體化設(shè)計(jì)，可以大大減少零件數(shù)量，減少連接件和連接過渡區(qū)附加重量、減少裝配，是減輕結(jié)構(gòu)重量、降低成本的有效技術(shù)途徑。自20世紀(jì)70年代中期起，美國各大航空公司率先在各自新研制軍機(jī)上采用復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)；歐洲隨后效仿。我國在1995年試飛成功帶整體油箱復(fù)合材料機(jī)翼，現(xiàn)已裝機(jī)試用。目前戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)，復(fù)合材料的用量已占機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量的1/3～1/2，甚至更多。

2．由于，鈦合金、鋁合金的比強(qiáng)度、比剛度高、比重小，可設(shè)計(jì)，也是現(xiàn)代飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)中減輕結(jié)構(gòu)重量的重要途徑。

3．新一代納米材料是本世紀(jì)的前沿技術(shù)之一，對航空技術(shù)帶來深刻影響。這是因?yàn)樗确羌{米金屬有更高的拉伸強(qiáng)度、疲勞性能和塑性，而且重量輕。美國NASA對可重復(fù)使用的空天飛機(jī)的研究表明，以鋁合金的重量為100%計(jì)算，用普通的碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料可減重55%，碳納米管增強(qiáng)復(fù)合材料則可減重82%。

6.2新技術(shù)的出現(xiàn)

現(xiàn)代飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)采用了各種新技術(shù)，由原來靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)發(fā)展到疲勞壽命設(shè)計(jì)、損傷容限和耐久性設(shè)計(jì)、可靠性設(shè)計(jì)。計(jì)算機(jī)與有限元法相結(jié)合，運(yùn)用計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)，ANSYS、NASTRAN有限元分析等先進(jìn)手段，追求最佳幾何尺寸，使機(jī)翼設(shè)計(jì)更加精確、合理，充分發(fā)揮結(jié)構(gòu)效率，得到重量輕效率高的結(jié)構(gòu)。整體油箱技術(shù)的應(yīng)用，減少了傳統(tǒng)油箱的隔板，大大減輕了機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量。

6.3新工藝、新設(shè)備的發(fā)展

整體、蜂窩膠接、翼身融合體等承載能力大、重量輕的先進(jìn)結(jié)構(gòu)，相繼研制了大噸位的水壓機(jī)、整體壁板拉伸機(jī)、多坐標(biāo)數(shù)控銑床以及大型熱壓等先進(jìn)設(shè)備。還開發(fā)了機(jī)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(qiáng)化工藝、激光加工、自動(dòng)鉚接裝配等技術(shù)。

隨著新材料、新技術(shù)、新工藝在飛機(jī)設(shè)計(jì)中的廣泛應(yīng)用，機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量在飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量中所占比重越來越小。在滿足強(qiáng)度條件下，機(jī)翼結(jié)構(gòu)是集現(xiàn)代新材料、新技術(shù)、新工藝于一身，可以預(yù)見，隨著時(shí)代的發(fā)展，機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量比例將會進(jìn)一步下降。西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

結(jié) 束 語

這次畢業(yè)設(shè)計(jì)是對我們大學(xué)三年學(xué)習(xí)的一次重要的檢驗(yàn)，也是對我們在三年的學(xué)習(xí)是否達(dá)到一定的水平,是否合格的一次考核。在這段難忘的畢業(yè)設(shè)計(jì)的時(shí)期里我感受到了研究一個(gè)課題的樂趣，這也是我學(xué)習(xí)飛機(jī)制造專業(yè)以來第一次比較系統(tǒng)的制作的設(shè)計(jì)，當(dāng)然,在設(shè)計(jì)的過程中遇到了許多的困難，但是我堅(jiān)信,只要堅(jiān)持加努力,就一定能完成任務(wù)。每解決一個(gè)困難的時(shí)候，心里就會感到很高興，并且也在開發(fā)過程中得到了一次難能寶貴的經(jīng)驗(yàn)。

我的畢業(yè)設(shè)計(jì)即將成功結(jié)束，在將近兩個(gè)多月的設(shè)計(jì)時(shí)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(xué)到了很多東西，重新鞏固了原來的知識，甚至學(xué)到了那些沒有在大學(xué)課堂里學(xué)到的知識，為今后的工作和再學(xué)習(xí)指明了方向。能有現(xiàn)在這樣的成果，離不開老師和同學(xué)們的鼓勵(lì)和幫助。

西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

謝 辭

本設(shè)計(jì)在楊瓊老師的悉心指導(dǎo)和嚴(yán)格要求下認(rèn)真完成，從課題選擇、方案論證到具體設(shè)計(jì)和調(diào)試，無不凝聚著楊老師的心血和汗水，在三年的?？茖W(xué)習(xí)和生活期間，也始終感受著指導(dǎo)老師的精心指導(dǎo)和無私的關(guān)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(shè)計(jì)能夠順利的完成，也歸功于三年來各位任課老師的認(rèn)真負(fù)責(zé)，使我能夠全面的、很好的掌握和運(yùn)用專業(yè)知識，并在設(shè)計(jì)中得以體現(xiàn)。正是有了他們的悉心幫助和支持，才使我的畢業(yè)論文工作順利完成，在此向西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院，航空維修工程系的全體老師表示由衷的謝意。感謝他們?nèi)陙淼男燎谠耘唷?/p>

西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院

畢業(yè)設(shè)計(jì)論文

文 獻(xiàn)

[1] ：曹建華、白冰如.飛機(jī)構(gòu)造.北京.國防工業(yè)出版社.2010年（1-49頁）

[2] ：楊華寶.飛機(jī)原理與構(gòu)造.西安.西北工業(yè)大學(xué)出版社.2002年8月（112-150頁）[3] ：王志瑾、姚衛(wèi)星．飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)．北京．國防工業(yè)出版社．2004年(124-130頁)[4] ：陶梅貞．現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計(jì)．西安．西北工業(yè)大學(xué)出版社.2001年(142-150頁)[5] ：許玉贊．飛機(jī)結(jié)構(gòu)學(xué)．北京．中國科學(xué)圖書儀器公司出版．1953年（86-89頁）

第五篇：飛機(jī)結(jié)構(gòu)與系統(tǒng)教學(xué)大綱

《飛機(jī)結(jié)構(gòu)與系統(tǒng)基礎(chǔ)》課程教學(xué)大綱

課程名稱：飛機(jī)構(gòu)造基礎(chǔ) 計(jì)劃學(xué)時(shí)：48 計(jì)劃學(xué)分：2.5 先修課程：工程力學(xué)、飛行技術(shù)基礎(chǔ) 課程性質(zhì)：專業(yè)課 課程類型：必修課

一、課程的性質(zhì)和任務(wù)

本課程是飛機(jī)機(jī)電專業(yè)的一門重要專業(yè)課，其主要任務(wù)是使學(xué)生初步了解飛機(jī)的結(jié)構(gòu)及飛機(jī)各系統(tǒng)的基本知識，為進(jìn)行實(shí)際維護(hù)工作及故障診斷打下基礎(chǔ)。本課程也是后續(xù)課程《飛機(jī)系統(tǒng)與附件》的基礎(chǔ)課程

二、課程特色

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

本課程可利用現(xiàn)有737飛機(jī)附件，飛行操縱摸擬器及飛機(jī)電源系統(tǒng)示教板，采用現(xiàn)場教學(xué)方法使學(xué)生加深對飛機(jī)各系統(tǒng)的理解．

三、知識能力培養(yǎng)目標(biāo)

（一）基本知識

飛機(jī)結(jié)構(gòu)、載重與平衡、飛行操縱系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)、座艙環(huán)境控制系統(tǒng)、防冰排雨系統(tǒng)、飛機(jī)燃油系統(tǒng)、飛機(jī)防火系統(tǒng)、飛機(jī)電子系統(tǒng)等。

（二）應(yīng)用能力 通過本課程的學(xué)習(xí)，使學(xué)生了解飛機(jī)組成、結(jié)構(gòu)形式及受力特點(diǎn)，飛機(jī)載重與平衡的基本知識，掌握飛機(jī)飛行操縱系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)、座艙環(huán)境控制系統(tǒng)、飛機(jī)燃油系統(tǒng)的基本組成及工作原理；了解防冰排雨系統(tǒng)、飛機(jī)防火系統(tǒng)、飛機(jī)電子系統(tǒng)的基本知識。

（三）自學(xué)能力

培養(yǎng)學(xué)生具有對飛機(jī)構(gòu)造及各系統(tǒng)的總的認(rèn)識，為以后的飛機(jī)維護(hù)和排故工作打下基礎(chǔ)。

四、課程內(nèi)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(shí)作業(yè)、平時(shí)測驗(yàn)和期末筆試為主，平時(shí)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(yīng)知考核（書面、閉卷）成績 2．上課的出勤率，學(xué)習(xí)態(tài)度 3．平時(shí)實(shí)踐操作情況

六、教學(xué)參考書

?《飛機(jī)構(gòu)造基礎(chǔ)》宋靜波·王洪濤主編，廣州民航職業(yè)技術(shù)學(xué)院出版 ?《航空電氣》盛樂山主編

?《民用航空器維修人員指南》（機(jī)體部分）

七、說明與建議 1．本大綱的總學(xué)時(shí)為48學(xué)時(shí)，學(xué)習(xí)本門課，應(yīng)具有《飛行技術(shù)基礎(chǔ)》、《工程力學(xué)》的基本知識。