飞机结构设计习题答案.doc

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1、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H12000 m，开始转入水干飞行的高度H21000 m，此时飞行速度v720 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ny；（2） 如果最大允许过载系数为nymax8，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，Vmax可达多少? 如果V不变，rmin可为多大?解答（1） （2） 3某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H1000m处，以速度V=520Km/h和V625kmh(加力状态)作盘旋半径不小于R690m和R680m(加力状态)

2、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ny；(2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重Gb300kg，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf9.8N)。解答：（1）由 与得（非加力）（加力）（2） 6飞机处于俯冲状态，当它降到H2000m时(=0.103kgm3。)遇到上升气流的作用(题图2.7)，求此时飞机的ny。已知飞机重量G=5000kg，机翼面积S=20 m2，。此时的飞行速度V=540 kmh，航迹半径r=8.00m，y轴与铅垂线夹角600，上升气流速度u10 ms ,突风缓和因子K=0.88。解答： = =3 0.125 KN =G 7飞机以过载

3、ny-3作曲线飞行，同时绕飞机重心以角加速度3.92rads2转动,转动方向如(题图2.8)所示。若发动机重量GE1000kg，发动机重心到全机重心距离l3m，发动机绕本身重心的质量惯性矩IZ01200 Nms2，求(1) 发动机重心处过载系数nyE(2) 若发动机悬挂在两个接头上，前(主)接头位于发动机重心处，后接头距发动机重心0.8m，求此时发动机作用于机身结构接头上的质量载荷(大小、方向)。解答：（1） （2） 重心处（前接头）接头作用于发动机的力为y轴负向 发动机受到的外力向下后接头 （y轴正向）以上为发动机接头受的力发动机作用于机身结构接头上的质量载荷应反向，即向上 向下飞机结构设计

4、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Q100 kN(作用在刚心上)，弯矩M=5l03 Knm、扭矩Mt= 30 kNm。已知前、后粱的平均剖面抗弯刚度为EI前1010kNmm2、EI后21010kNmm2；前、后闭室平均剖面抗扭刚度为Kt前5108 kNmm2，Kt后109 kNmm2。求：(1)当L前L后1500 mm时，Q、M、Mt在2#肋剖面如何分配(题图32(a)?(2)当L前3000 mm、L后1500 mm时，Q、M、Mt在此剖面又如何分配(题图32(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. =（1） Q的分配

5、 K= 只与2EJ有关Q= （）Q = = = 0.333Q= 3330kg = 33.3KNQ= 6670kg = 66.7KN(2) M的分配 K= 关系式仍同上= 0. = 1666.7 KN mM2= 0. = 3335 KN m（3） Mt的分配Mt1= = 0. = 0. kg.m = 10 KN mMt2 = 0. = 2. kg.m = 20 KNm 2. =3000 mm =1500 mm(1) Q的分配 K=K1= 2= 2=106 = 21060.111K2= 2= 2106 = 106 = 21060.889K1+ K2 = 2106 ( +) = 2106 ( +)

6、= 12106 Q= 0. = 1110kg = 11.1KNQ= 8890kg = 88.9KN（2） M的分配 K1 = = = 0.K1 = = 1.K1+ K2 = 1.= 5105 = 0. = 0.25105 = 105 kg m = 1000 KN m= 4105 kg m = 4000 KN m（3） Mt的分配K1=1. K2=6.K1+ K2 = 8.Mt1 = 3103 = 0.23103 = 0.6103 kg.m = 6 KN mMt2 = 3103 = 0.83103 = 2.4103 kg.m = 24 KN m二. 题图3.3所示两机翼，(a)为单块式，且双梁通

7、过机身，而长桁在机身侧边切断；(b)为单块式，整个受力翼箱通过机身。请画出两种情况下aa、bb段长桁的内力图，并筒要说明何以如此分布？三. 请画出以下各指定翼肋的力平衡图和内力图(题图3.4)。(1) 薄蒙皮双粱式机翼，I肋在气动载荷作用下：(a)前、后缘未略去，(b)若略去前、后缘的气动载荷和结构。 (2) 该机翼前粱转折处的助在传递总体弯矩M时所受的裁荷，画出其力平衡图和内力图：(a)剖面筒化为矩形；(b)剖面上、下为曲线。(3) 薄蒙皮双梁式机翼， 肋后缘受有Y向集中力P。(4) 机翼外段为双梁式，内侧为三梁式，肋位于结构布置变化处，画出传总体力时，该肋的力平衡图和内力图。两闭室对称，此

8、时q= = （1）若不变，只是两闭室面积不同，则q仍相同，扭矩引起的剪力与弯矩同上；但刚心位置可能变动，所以多一个扭矩（2）若不同，也会引起两闭室扭刚不同，则在分析Mt时，就会出现Q，M内力。 (5) 薄蒙皮双梁式机翼v肋后梁上作用有集中力Py，求该肋受Py力时的平衡图和内力图(假设前、后粱弯曲刚度相等)。若前后梁对称右支点： Py + = Py+= Py+Py = Py若前后梁不对称，例如前梁刚度为后梁的2倍，刚心在2/3B处，则Mt = Py*2/3*Bq t = =Py PyM ： X-PyXH = 0(6) 薄蒙皮双粱式机翼肋上C点处受有集中力Px时的力平衡图和内力图.=HX+HX=

9、2H+2HX - PXX 四 请画出题图3.5所示各机翼结构中所指定肋的力平衡图和内力图。(1) 长桁在机身对称轴处对接的双梁单块式后掠翼，I肋在传递总体力弯矩的过程中所受的载荷，并画出力平衡图和内力图。解：传M时I的力矩图在处： 突变处： 在处： 如果认为已扩散成水平剪流则：此M值很小（两种方法都可以）。(2) (a) 请画出肋在局部气动载荷下的力平衡团和内力图（a）号肋（单块式普通肋）(b) 请画出中央翼在作用有反对称总体弯矩时，肋、肋的力平衡图和内力图。设左右机翼通过中央翼连成整体，并在A、B、C、D四点与机身铰接，接头在机翼前、后墙腹板上。III肋和IV肋的分析(3) 机翼外段为双梁单

10、块式，内侧改为双梁式，画出结构型式交换处的v肋在传递总体力M、Q、Mt时的力平衡图和内力图。传M时：传Q时不起作用；传时也不起作用。(4)多墙式机翼在根部用两个固接接头与机身相连，请画出侧肋在传递总体内力的剪力Q时，其力平衡图和内力图。(5) 画出图示三梁式后掠翼侧肋在传递总体弯矩时，其力平衡图和内力图。如果结构弯矩完全对称，则中间支点无力；否则会有力（载荷也要对称，即,才可能）五下列各机翼结构蒙皮上均有开口，请画出所指定翼肋在传递总体内力时所受的载荷及它们的力平衡图和内力图。(1) 单梁单墙式机翼的I肋。在Q和M下，I肋不起作用；在Mt下，如图所示：(2) 双梁单墙式后掠翼，其中后粱在肋处有

11、转折，请画出肋的力平衡图和内力图。(3) 双粱单墙式机翼中肋在传扭时的力平衡图、内力图。(4) 单梁双墙式机翼中助在传扭时的力平衡图和内力图。六： 现有一桁条式机身，平尾固定在垂尾上，垂尾与机身的连接如图3.7所示，接头A在yoz平面内为固接，接头B为铰接。尺寸a = 0.667m,b=2m c=4m。平尾上受有不对称的Py力，力作用点距y轴1m，Py1=100KN, Py2=50KN,求(1) 此时机身后段的弯矩图Mz、剪力图Qy和扭矩图Mt。(2) 画出框B的力平衡图，并用图表示出支反剪流的大小分布规律桁条布置见图3.7RBRAPYMXQyuMZ 七：某垂尾为单梁单墙结构，后梁与机身固接，

12、前墙与机身铰接。在机身垂尾连接处的加强框有两种布置方案：(1) 两接头连接处均布置有垂直放置的加强框，(2) 沿后梁轴线方向布置一斜框，前墙处布置一垂直框(见题图3.8)。请分析当垂尾上受有侧向力Pz作用时，在两种方案情况下机身结构分别由哪些构件受载(包含加强框和其他构件)?分别画出他们的力平衡图。假设机身后段为桁条式。从后方看：上壁板：框B上只受有Py力，方向向下。因为是桁条式机身，q按阶梯形分布方案I ：框I 受有MZ和QZA，框II 仅作用QZB还有弯矩（垂尾的）分量，即MX到框 I 上；还有MY通过加强板（水平）转到框 I 和框II 上。方案II： 则不需要水平加强板，M垂尾全部到斜框

13、上。上、下壁板平衡时。应为梯形板平衡；另作为QZ 则仍作用到框II 和斜框上。Prob. 4-1K1K2ab图1MqQ1Q2Pq1q2图2解:1由剪力按刚度分配原理确定刚心 因上下面对称，故刚心的x轴位置在对称轴上；而y轴位置由下式计算：K1 a = K2 b a = 25.9 cmK1 = 22012.52 = 6250 cm4 K2 = 21510.02 = 3000 cm4 2、由合力矩定理，平移外载荷并计算肋的支反剪力与剪流，见图1。M n= P (A+a) = 80(30+25.9)=4472 KN.cmq1=2.164 KN/cmq2=1.295 KN/cmKN/cmPa = Q2

14、B Q1+Q2 = PQ2 = 25.9 KN Q1= 54.1 KN 3、画出肋的剪力、弯矩图(应由原肋的构件实际作用力图支反力来具体画出，双支点外伸梁！)Q图：80 KN(q2-q)H2=1.1 KNM=80A=2400 KN.cmAB(q1+q)H1-80=5.1 KNP4、由剪力图上的最大值确定肋腹板厚度(抗剪型板设计，四边简支)设计载荷：q= tct =5.1/H1=5.1/250.204 KN/cm公式： ，K=5.6+a/b =B/H1=80/25=3.24 K= 5.97, E=70000 MPad = 3.3.899=3.4 mm5、由弯矩的最大值确定肋上下缘条的面积(上缘条

15、受拉、下缘条受压，且力大小相等、方向相反)：最大弯矩处的缘条内力： N = Mmax/H1 = 2400/25=96 KN上缘条面积由强度计算确定:A* sb = N A*=96000(N)/420 (MPa)=228.57 mm2考虑到连接有效面积的削弱，应取 A*228.57/0.9=253.97 mm2 下缘条面积由压杆总体稳定性公式确定：(两端固支，K=4，注失稳的弯曲方向)(正方形) A* = A* = = 516.78 mm2如按题目给出的受压失稳临界应力值(偏危险)，可得：A* = 96000/280 = 342.86 mm26、前梁腹板的厚度确定：前梁腹板的剪流：qq = q1

16、+q = 3.404 KN/cm由公式粗算（不考虑立柱，a很大）K= 5.6 + = 5.6mm (因厚度合适，可不考虑安装立柱)如考虑立柱，其间距取a = b=250 mm, 则 K=9.38mm 7、后梁腹板的厚度确定：后梁腹板的剪流：qh = q2 - q = 1.295-1.24= 0.055 KN/cm1 mm可不再考虑立柱设计 。Prob. 4-5注意：载荷譜中给出有的作用次数为小数。解: 应用线性疲劳损伤累积理论，一块譜的疲劳损伤计算为：应用疲劳损伤准则，计算损伤等于1时所需的载荷谱块数：因一块譜代表1000次飞行，故耳片的（平均）疲劳寿命为：（有50的破坏概率）考虑疲劳分散系数

17、，可得耳片的安全疲劳寿命为：。Prob.4-7 pps解1：计算A点的应力强度因子和爆破压强p 由A点的应力强度因子计算公式：分别计算各量：线性插值计算椭圆积分在a/c=0.25时的值：计算：由材料力学的分析得：最后得：KI = 1.09191.00942.0426= 51.1702MPamm计算爆破压强：1）判定满足平面应变断裂条件否？由判据： (ss=80MPa)由w - a = t a = 10-1.5 = 8.5 知满足平面应变条件。2）由判据 计算爆破应力得：p = KIC / 51.1702 = 109/51.1702 = 2.130 Mpa解2：现表面裂纹为a=1.5, 2c=3

18、6 mm。计算过程同上 a/c=0.0833时的插值：KI = 1.11021.00942.0426=55.1732MPamm计算爆破压强：1）判定满足平面应变断裂条件否？与条件1完全相同，故满足平面应变条件。2）由判据 计算爆破应力得：p = KIC / 55.1732 = 109/55.1732 = 1.976 Mpa解3：现表面裂纹为a=4.5, 2c=12 mm。计算过程同上 a/c=0.75时的值：最后得：KI = 1.04692.33183.7599= 162.0638MPamm由w - a = t a = 10-4.5 = 5.5 4.641(见解1)知满足平面应变条件。由判据

19、计算爆破应力得：p = KIC / 162.0638 = 109/162.0638 = 0.673 MpaProb.4-8 解：1)、应用公式 计算线弹性裂纹尖端应力强度因子.2)、计算裂尖塑性修正后的应力强度因子：( 2.5 故为平面应变状态)裂尖塑性区半径：裂纹塑性修正后的应力强度因子：说明对于平面应变条件下裂尖塑性很小，线弹性裂尖分析有足够的精度。Prob.4-9 解1：2750C回火时，ss=1780 Mpa, KIC=521000 Mpa mm由断裂判据：解1：6000C回火时，ss=1500 Mpa, KIC=1001000 Mpa mm由断裂判据：说明不同的热处理工艺，对断裂韧性

20、与材料屈服强度的改变不同，反映了如果材料为裂纹体，获得好的材料断裂韧性非常重要。Prob.4-10 解：1) 由平面应变判据验证：（本题满足） 2) 由判据式 =KIC （1）计算临界裂纹长度：（裂纹形状比不变，a /2c=0.25）(直接查表得)Mpa因M2与裂纹长度相关，故式1为非线性方程。将以上计算数据代入式（1）得：同时得当ac时的后自由表面修正系数：说明后表面修正系数变化较大。2）计算寿命（书中的积分显式没有考虑M2是裂纹顶点长度a的超越函数关系，故不能用）： （次脉冲压力）Prob. 4-1K1K2ab图1MqQ1Q2Pq1q2图2解:1由剪力按刚度分配原理确定刚心 因上下面对称，

21、故刚心的x轴位置在对称轴上；而y轴位置由下式计算：K1 a = K2 b a = 25.9 cmK1 = 22012.52 = 6250 cm4 K2 = 21510.02 = 3000 cm4 2、由合力矩定理，平移外载荷并计算肋的支反剪力与剪流，见图1。M n= P (A+a) = 80(30+25.9)=4472 KN.cmq1=2.164 KN/cmq2=1.295 KN/cmKN/cmPa = Q2B Q1+Q2 = PQ2 = 25.9 KN Q1= 54.1 KN 3、画出肋的剪力、弯矩图(应由原肋的构件实际作用力图支反力来具体画出，双支点外伸梁！)Q图：80 KN(q2-q)H

22、2=1.1 KNM=80A=2400 KN.cmAB(q1+q)H1-80=5.1 KNP4、由剪力图上的最大值确定肋腹板厚度(抗剪型板设计，四边简支)设计载荷：q= tct =5.1/H1=5.1/250.204 KN/cm公式： ，K=5.6+a/b =B/H1=80/25=3.24 K= 5.97, E=70000 MPad = 3.3.899=3.4 mm5、由弯矩的最大值确定肋上下缘条的面积(上缘条受拉、下缘条受压，且力大小相等、方向相反)：最大弯矩处的缘条内力： N = Mmax/H1 = 2400/25=96 KN上缘条面积由强度计算确定:A* sb = N A*=96000(N

23、)/420 (MPa)=228.57 mm2考虑到连接有效面积的削弱，应取 A*228.57/0.9=253.97 mm2 下缘条面积由压杆总体稳定性公式确定：(两端固支，K=4，注失稳的弯曲方向)(正方形) A* = A* = = 516.78 mm2如按题目给出的受压失稳临界应力值(偏危险)，可得：A* = 96000/280 = 342.86 mm26、前梁腹板的厚度确定：前梁腹板的剪流：qq = q1+q = 3.404 KN/cm由公式粗算（不考虑立柱，a很大）K= 5.6 + = 5.6mm (因厚度合适，可不考虑安装立柱)如考虑立柱，其间距取a = b=250 mm, 则 K=9

24、.38mm 7、后梁腹板的厚度确定：后梁腹板的剪流：qh = q2 - q = 1.295-1.24= 0.055 KN/cm1 mm可不再考虑立柱设计 。Prob. 4-5注意：载荷譜中给出有的作用次数为小数。解: 应用线性疲劳损伤累积理论，一块譜的疲劳损伤计算为：应用疲劳损伤准则，计算损伤等于1时所需的载荷谱块数：因一块譜代表1000次飞行，故耳片的（平均）疲劳寿命为：（有50的破坏概率）考虑疲劳分散系数，可得耳片的安全疲劳寿命为：。Prob.4-7 pps解1：计算A点的应力强度因子和爆破压强p 由A点的应力强度因子计算公式：分别计算各量：线性插值计算椭圆积分在a/c=0.25时的值：计

25、算：由材料力学的分析得：最后得：KI = 1.09191.00942.0426= 51.1702MPamm计算爆破压强：1）判定满足平面应变断裂条件否？由判据： (ss=80MPa)由w - a = t a = 10-1.5 = 8.5 知满足平面应变条件。2）由判据 计算爆破应力得：p = KIC / 51.1702 = 109/51.1702 = 2.130 Mpa解2：现表面裂纹为a=1.5, 2c=36 mm。计算过程同上 a/c=0.0833时的插值：KI = 1.11021.00942.0426=55.1732MPamm计算爆破压强：1）判定满足平面应变断裂条件否？与条件1完全相同

26、，故满足平面应变条件。2）由判据 计算爆破应力得：p = KIC / 55.1732 = 109/55.1732 = 1.976 Mpa解3：现表面裂纹为a=4.5, 2c=12 mm。计算过程同上 a/c=0.75时的值：最后得：KI = 1.04692.33183.7599= 162.0638MPamm由w - a = t a = 10-4.5 = 5.5 4.641(见解1)知满足平面应变条件。由判据 计算爆破应力得：p = KIC / 162.0638 = 109/162.0638 = 0.673 MpaProb.4-8 解：1)、应用公式 计算线弹性裂纹尖端应力强度因子.2)、计算裂

27、尖塑性修正后的应力强度因子：( 2.5 故为平面应变状态)裂尖塑性区半径：裂纹塑性修正后的应力强度因子：说明对于平面应变条件下裂尖塑性很小，线弹性裂尖分析有足够的精度。Prob.4-9 解1：2750C回火时，ss=1780 Mpa, KIC=521000 Mpa mm由断裂判据：解1：6000C回火时，ss=1500 Mpa, KIC=1001000 Mpa mm由断裂判据：说明不同的热处理工艺，对断裂韧性与材料屈服强度的改变不同，反映了如果材料为裂纹体，获得好的材料断裂韧性非常重要。Prob.4-10 解：3) 由平面应变判据验证：（本题满足） 4) 由判据式 =KIC （1）计算临界裂纹

28、长度：（裂纹形状比不变，a /2c=0.25）(直接查表得)Mpa因M2与裂纹长度相关，故式1为非线性方程。将以上计算数据代入式（1）得：同时得当ac时的后自由表面修正系数：说明后表面修正系数变化较大。2）计算寿命（书中的积分显式没有考虑M2是裂纹顶点长度a的超越函数关系，故不能用）： （次脉冲压力）课程总结:第二章： 理解过载系数（载荷系数）的矢量含义及定义（平飞/停放）； 注意过载系数计算的方法：i）当已知外力（不计重力）时，直接用定义式计算；ii）当外力未知时，用质量力重力作为外力，再去除重量。 各飞行姿态下的过载系数要求会计算；突风引起的过载增量必须会计算。 第三章： 必须知道哪些力是

29、外载荷作用力；哪些力是结构元件/构件的内力。对飞机结构所谓的总体力指什么？ 掌握传力分析的基本思想与方法：i）领会各类结构元件或构件的最有利刚度形态；ii）领会静不定结构中各元件内力刚度分配的原理（须知道对应不同的受载方式，按什么刚度来分配）；iii）对称结构/在对称/反对称载荷作用下，结构对称部位的内力特征；iv）要求会做结构受载的分离体图（分离构件的平衡图，单双箭头的表达含义）。 典型结构或构件形式的平衡载荷或传力规律以及内力图：i）薄蒙皮梁式、双梁单块式机翼结构中的肋在传递总体力时的剪流平衡形态；ii）各种机翼结构的典型传力路线；iii）各类结构开口形式及其传力路线变化规律与内力分布规律

30、。第四章： 静强度、稳定性设计概念及其在结构构件参数确定中的应用； 静、动气弹的概念及其设计原理（扭转扩大、副翼反效、弯扭颤振等的形成概念及气弹抑制的设计思路）； 安全寿命设计方法的主导思想（为什么飞机结构需要安全寿命设计）、裂纹形成寿命的概念及其工程定义、疲劳损伤累积方法、安全寿命设计方法的缺陷。 断裂力学的基本概念（应力强度因子、平面应变断裂韧性、K判据、剩余强度、裂纹扩展的规律）及计算公式的应用；损伤容限设计方法的主导思想、主要设计因素、结构的损伤容限设计类型及主要设计方法。第五章： 机翼结构的受力型式、传力特点及其材料分布特征；受力型式选择的基本依据； 机翼结构主要受力构件布置的主要原则及其主要形式，加强构件的主要设计原则； 集中力的结构局部扩散设计方法（所讲的举例一定要看懂）。第六章： 机身结构的典型受力形式、传力特点；加强肋的设计方法、对接设计的主要类型及受力特征。 结构各类开口形式的补强设计方法（大、中、小开口）。第七章： 复合材料的基本特征及其在飞机结构中的应用优势。总体要求：所布置过的作业要能够搞懂并正确独立完成。