飞机结构受力分析和抗疲劳设计思想.ppt

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1、第二章 飞机结构受力分析和抗疲劳设计思想,2.1 机翼结构的传力分析,产生升力。当它具有 上反角时，可为飞机提 供一定的横侧稳定性。,2.1.1 机翼的功用,有横向操纵用的副翼、扰流片等。为了改善机翼的空气动力效用,在机翼的前、后缘越来越多地装有各种形式的襟翼、缝翼等增升装置，以提高飞机的起降或机动性能。,机翼上常安装有起落架、发动机等其它部件。机翼的内部空间常用来收藏主起落架和贮存燃油.,机翼站位数是指距离机身中心线的英寸数,2.1.2 机翼的外载荷,飞机在飞行中，作用在机翼上的外载荷有：空气动力、机翼结构质量力、部件及装载质量力，如图所示。其中，空气动力分布载荷是机翼的主要外载荷。,机翼结

2、构质量力是机翼结构重量和它在飞行中产生的惯性力的总称，即机翼结构重量和变速运动惯性力。机翼在外部载荷作用下，象一根固定在机身上的悬臂梁一样，要产生弯曲和扭转变形，因此，在这些外载荷作用下，机翼各截面要承受剪力、弯矩和扭矩。,机翼上所受的剪力、弯矩、扭矩,由于机翼结构沿水平方向尺寸较大，因而水平剪力和水平弯矩对飞机结构受力影响较小，在受力分析时只分析垂直剪力、扭矩和垂直弯矩。,2.1.3 机翼的受力图,机翼主要受两种类型的外载荷：一种是以空气动力载荷为主，包括机翼结构质量力的分布载荷；另一种是由各连接点传来的集中载荷。这些外载荷在机身与机翼的连接处，由机身提供的支反力取得平衡。,如果机翼上只有空

3、气动力和机翼结构质量力，则越靠近机翼根部，横载面上的剪力、弯矩和扭矩越大。当机翼上同时作用有部件集中质量力时，上述力图会在集中质量力作用处产生突变或转折。,一、平直机翼各截面的剪力、弯矩和扭矩图,试说明作用在平直机翼上的集中载荷对机翼剪力、弯矩的影响？,使机翼剪力在集中载荷作用截面发生突变；弯矩发生转折。集中载荷作用截面以内机翼各截面上的剪力和弯矩减少。,试说明作用在平直机翼上的集中载荷对机翼扭矩的影响？,使机翼扭矩在集中载荷作用截面上发生突变。变化值等于集中载荷与集中载荷作用点到机翼刚轴距离的乘积。,机翼某横截面承受的扭矩，等于该横截面外端机翼上所有外力对机翼刚心轴力矩的代数和。扭矩的符号：

4、使迎角增大为正，反之为负,如果外力不通过这一点，机翼的横截面就会绕该点转动，这个特殊的点称为该横截面的刚心,刚心轴的定义是：机翼的每个横截面上，都有一个特殊的点，当外力通过这一点时，不会使横截面转动，,机翼各横截面刚心的连线称 机翼的刚心轴。,刚心轴的定义?,机翼的每个横截面上，都有一个特殊的点，当外力通过这一点时，不会使横截面转动，这个特殊的点称为该横截面的刚心。机翼各横截面刚心的连线称为机翼的刚心轴。,二、后掠机翼各截面的剪力、弯矩和扭矩图,机翼的扭矩图是如何做出的？,扭矩图：某横截面承受的扭矩等于该截面外端机翼所有外载荷对刚心的力矩代数和。,2.1.4 机翼结构的典型元件,纵向元件有翼梁

5、、长桁、墙(腹板)横向元件有翼肋(普通翼肋和加强翼肋)以及包在纵、横元件组成的骨架外面的蒙皮,当蒙皮较厚时，它常与长桁一起组成壁板，承受机翼弯矩引起的轴力。,一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流线型的机翼外表面。蒙皮受到垂直于其表面的局部气动载荷；,二、长桁(也称桁条),?,长桁的主要功用是：支持蒙皮，防止在空气动力作用下产生过大的局部变形，并与蒙皮一起把空气动力传到翼肋上去；提高蒙皮的抗剪和抗压稳定性，使蒙皮能更好地参与承受机翼的扭矩和弯矩；长桁还能承受由弯矩引起的部分轴力。,三、翼肋,翼肋是机翼结构的横向受力构件 翼肋按其功用可分为普通翼肋和加强翼肋两种。普通翼肋的功用是：构成并保持规定的翼型

6、；把蒙皮和桁条传给它的局部空气动力传递给翼梁腹板，而把局部空气动力形成的扭矩，通过铆钉以剪流的形式传给蒙皮；支持蒙皮、桁条、翼梁腹板，提高它们的稳定性等。,腹板式普通翼肋通常都用铝合金板制成，其弯边用来同蒙皮和翼梁腹板铆接。周缘弯边和与它铆接在一起的蒙皮，作为翼肋的缘条承受弯矩。翼肋的腹板则承受剪力。这种翼肋的腹板，强度一般都有富裕，为了减轻重量，腹板上往往开有大孔。利用这些大孔还可穿过副翼、襟翼等传动构件。为了提高腹板的稳定性，开孔处往往还压成卷边，有时腹板上还铆着加强支柱，或者压成凹槽。,加强翼肋除具有上述作用外，还要承受和传递较大的集中载荷。,在开口端部或翼根部位的加强翼肋，其主要功用是

7、把机翼盒段上由一圈闭合剪流构成的扭矩，转换成一对垂直力构成的力偶分别传给翼梁或机身加强框。,普通翼肋的功用是：构成并保持机翼的形状；把蒙皮和长桁传给它的空气动力载荷传递给翼梁腹板，而把空气动力形成的扭矩，通过铆钉以剪流的形式传递给蒙皮；支持蒙皮、长桁和翼梁腹板，提高它们的稳定性。加强翼肋除具有上述作用外，还要承受和传递较大的集中载荷。在开口端部或翼根部位的加强翼肋，其主要功用是把机翼盒段上由一圈闭合剪流构成的扭矩，转换成一对垂直力构成的力偶分别传给翼梁或机身加强框。,四、翼梁,翼梁由腹板和缘条(也称凸缘)组成。缘条横剖面形状多为“T”型材或角型材。腹板上还铆接上许多支柱，这些支柱起连接翼肋和提

8、高腹板受剪稳定性的作用。缘条和腹板的横剖面面积，由翼尖向翼根逐渐增大。翼梁的主要功用是承受机翼的剪力和部分或全部弯矩。,五、纵墙(包含腹板),纵墙的缘条比梁缘条弱得多，但大多强于一般长桁，纵墙与机身的连接为铰接。有些腹板没有缘条，有些腹板的缘条与长桁一样强。墙和腹板一般都不能承受弯矩，但可以与蒙皮组成封闭的盒段来承受机翼的扭矩。后墙则还有封闭机翼内部容积的作用。,机翼的特点是薄壁结构，因此以上各元件之间的连接大多采用分散连接：如铆钉连接、螺栓连接、点焊、胶接或它们的混合形式如胶铆等。,2.1.5 机翼结构的典型受力形式,机翼的典型受力形式有：梁式、单块式、多腹板式或混合式等薄壁结构，此外还有一

9、些厚壁结构(如整体壁板式)的机翼。梁式机翼通常有单梁式和双梁式两种。它们装有一根或两根强有力的翼梁，蒙皮很薄，桁条的数量不多而且较弱，有些机翼的桁条还是分段断开的。,梁式机翼的桁条承受轴向力的能力极小，其主要作用是与蒙皮一起承受局部空气动力，并提高蒙皮的抗剪稳定性，使之能够更好地承受扭矩。这种机翼蒙皮的抗压稳定性很差，机翼弯曲时受压部分的蒙皮几乎不能参与受力；而受拉部分的蒙皮，由于截面积很小，分担的拉伸力也很小。由此可见，弯矩引起的轴向力主要是由翼梁缘条承受的。所以，这种机翼叫做梁式机翼。,梁式机翼的受力特点是：弯曲引起的轴向力主要由翼梁的缘条承受。剪力由翼梁的腹板承受。对双梁式机翼的扭矩可由

10、前后梁腹板与上下蒙皮组成的盒段（合围框）、前梁腹板与前缘蒙皮组成的盒段承受。梁式机翼的主要受力构件是翼梁，因此，它具有便于开口、与机身(或机翼中段)连接较简便等优点。,单块式机翼 现代飞机多采用单块式机翼。单块式机翼的构造特点是：蒙皮较厚；桁条较多而且较强；翼梁的缘条较弱，有时缘条的横截面积和桁条差不多。,这种机翼的蒙皮，不仅具有良好的抗剪稳定性，而且有较好的抗压稳定性，因此，它不仅能更好地承受机翼的扭矩，而且能同桁条一起承受机翼的大部分弯矩。由于这种机翼结构，是由蒙皮、桁条和缘条组成一个整块构件来承受弯矩所引起的轴向力，所以叫做单块式机翼。,单块式机翼的受力特点是：弯曲引起的轴向力由蒙皮、桁

11、条和缘条组成的整体壁板承受。剪力由翼梁腹板承受。扭矩由蒙皮与翼梁腹板形成的闭室承受。单块式机翼的优点是：通较好地保持翼型。抗弯、扭刚度较大。受力构件分散。缺点是：不便于开大舱口。不便于承受集中载荷。接头联接复杂。,说明单块式机翼蒙皮在机翼受力、传力中的作用？,1、形成机翼的气动外形，承受机翼表面的气动载荷；2、与翼梁腹板或墙腹板组成闭室，受剪传递扭矩；3、与长桁、梁缘条组成壁板，受拉压传递弯矩。,梁式、单块式机翼的结构特点,梁式、单块式机翼的受力特点,答案要点：梁式机翼的蒙皮较薄，桁条较弱且较少。桁条主要作用是支持蒙皮，承受局部气动力和提高蒙皮的抗剪能力。由弯矩引起的拉力和压力主要由翼梁缘条承

12、受。单块式机翼的蒙皮较厚，桁条较多且较强。它的横截面面积与梁缘条的横截面面积相近。上、下翼面的桁条和蒙皮通过受压、拉承受绝大部分弯矩。,梁式机翼和单块式机翼在构造和受力上有什么不同？,多腹板式(或为多梁式)：,这类机翼布置了较多的纵墙(一般多余5个)；蒙皮较厚(可从几mm到十几mm)；无长桁；有少肋、多肋两种。但由于受集中力的需要，每侧机翼上至少要布置35个加强翼肋.,机翼的平面形状,分为：直机翼、后掠翼、三角翼、小展弦比直机翼四种 直机翼主要用于低速飞机上。后掠翼主要用于高亚音速和超音速飞机上。国外还有变后掠机翼的飞机，后掠角可在2070之间变化，以适应飞机低空低速、高空高速、低空高速的性能

13、变化要求。三角翼和小展弦比直机翼用于超音速飞机上不同类型的平面形状的机翼。,补充材料,机翼结构横剖面的内力有哪些？飞机在负过载下，机翼的哪些部位受拉，哪些部位受压？,机翼结构横剖面的内力有：剪力、弯矩和扭矩。飞机在负过载下，机翼的上表面受拉，下表面受压。,作用在机翼的上翼面的空气动力载荷是如何传到机翼翼梁上去的？,（1）气动载荷通过铆钉受拉传到桁条和翼肋上去；,（2）传到桁条上的载荷再通过角片和铆钉传到翼肋上去；,（3）作用在翼肋上的载荷再通过角材和铆钉传到翼梁腹板和蒙皮上去。,2.2 机身结构的传力分析,(1)安置空勤组成员、旅客，装载燃油、各种系统、设备以及货物等；(2)把机翼、尾翼、起落

14、架及发动机连接在一起，形成一架完整的飞机。,机身结构的外载荷,机身结构的主要外载荷,飞机在飞行和着陆过程中，机身结构承受的外载荷有哪些？,飞机在飞行和着陆过程中，机身结构承受由机翼、尾翼、起落架等部件的固定接头传来的集中载荷，承受机身上各部件及装载的质量力、机身结构本身的质量力以及气密座舱的增压载荷。,作用在机身上的外载荷，通常可以分为对称载荷和不对称载荷两种。与机身对称面对称的外载荷，称为对称载荷，反之称为不对称载荷。,一、对称载荷,与机身对称面对称的载荷称为对称载荷。飞机平飞和在垂直平面内作曲线飞行时，由机翼和水平尾翼的固定接头传给机身的载荷，以及当飞机以三点或两点（两主轮）接地时，传到机

15、身上的地面撞击力等，都属于对称载荷。在对称载荷作用下，机身要受到对称面内的剪切和弯曲作用。一般在机身与机翼联接点处，机身承受的剪力和弯矩最大。,1飞机在垂直平面内做机动飞行时，机身承受的对称载荷,飞机在垂直平面内做机动飞行时，机身除了要承受由机翼、尾翼固定接头传来的对称载荷外，还要承受作用于对称面的装载(人员、燃油、设备)以及结构本身的质量力。当飞机具有对重心的角加速度时，在沿机身纵向离开飞机重心的某处，其过载应等于飞机重心的过载n加上由角加速度引起的附加过载n。,如图所示，机身由A、B两个连接接头与机翼相连，机翼接头对机身的支点的反作用力分别为RA和RB；水平尾翼的外载荷通过垂直尾翼机身相连

16、的接头C和D传给机身，它们分别是RC和RD；机身的质量力为q。由此可做出飞机在垂直平面内做机动飞行时的剪力图和弯矩图。,2飞机接地时，机身承受的对称载荷,当前三点式飞机以两点接地时，主轮的载荷和此时机翼上的升力由机翼的固定接头传给机身；此外，机身还要承受质量力。以上这些外载荷都是对称载荷。前三点式飞机以两点接地时，飞机有绕重心旋转的角加速度。因此，机身上沿纵向各点处的过载应等于飞机重心的过载与旋转角加速度所引起的附加过载之和。,二、不对称载荷,与机身对称面不对称的载荷称为不对称载荷。机身的不对称载荷主要有如下形式：水平尾翼不对称载荷当水平尾翼的升力不对称时，水平尾翼形成不对称载荷。垂直尾翼侧向

17、水平载荷 一个主轮接地时的撞击力 飞机作急转弯或侧滑等飞行动作时，机身上的部件产生的侧向惯性力。在不对称载荷作用下，机身要承受剪切、弯曲、和扭转。,侧滑时水平尾翼上的不对称载荷,横滚时水平尾翼上的不对称载荷,当水平尾翼受到不对称载荷时，一方面机身要受到对称面内的剪切和弯曲作用，另一方面由于两侧水平尾翼升力的合力Y不通过机身轴线，机身各横截面还要受到扭矩作用,在不对称载荷作用下机身的扭矩,上图表示当尾翼载荷产生的力矩与机翼前、后接头传来的力矩平衡时，机身的扭矩图。,后机身的扭矩是由什么载荷引起的？,（1）水平尾翼的不对称载荷；（2）垂直尾翼的侧向水平载荷；（3）一个主轮先接地时的撞击载荷。,三、

18、其它载荷 飞行中，机身除承受机翼、尾翼传来的集中载荷和质量力外，还要承受局部空气动力载荷和气密座舱的增压载荷。飞行中，机身表面还要承受局部空气动力。但是，由于大部分表面承受的局部空气动力较小，并且局部空气动力沿横截面周缘大致是对称分布的，基本上能自相平衡而不再传给机身的其它部分。因此，可以认为局部空气动力不会影响到整个机身结构的受力，只对机身结构的局部受力有一定的影响。,2.2.3 机身结构的传力分析机翼、尾翼和起落架等部件传来的集中载荷，都直接作用在加强隔框上。加强隔框周缘是与蒙皮铆接在一起的。加强隔框沿铆缝把载荷以剪流的形式传给蒙皮。蒙皮本身承受和传递全部剪力和扭矩，并将弯矩传递给大梁和桁

19、条。,一垂直载荷的传递加强隔框在承受垂直方向的对称载荷时，要沿垂直方向移动。大梁抵抗垂直方向变形的能力很小，不能有效地阻止隔框垂直移动；而蒙皮（尤其是两侧蒙皮）抵抗垂直方向变形的能力较大，它能有效地阻止隔框垂直移动。因此，蒙皮是支持加强隔框的主要构件。这时，加强隔框沿两边与蒙皮连接的铆缝，把集中载荷以剪流的形式分散地传给蒙皮；蒙皮则产生反作用剪流，来平衡加强隔框上的载荷。,由于沿隔框周缘各部分蒙皮抵抗垂直方向变形的能力不同，周缘剪流的分布是不均匀的。机身两侧的蒙皮，抵抗垂直方向变形的能力比上下蒙皮强，因此，这个部位剪流较大。为了研究方便，可以认为作用在隔框平面内的垂直载荷完全传给了两侧蒙皮，并

20、由它产生的反作用剪流来平衡。即传递垂直载荷时，机身两侧蒙皮的作用相当于翼梁的腹板。,在连接机翼的主要接头处，机身横截面上承受的剪力最大，因而这个部位的蒙皮较厚,当加强隔框受到不对称垂直集中载荷作用时，可以把不对称集中载荷分解为对称部分和反对称部分。反对称集中载荷部分相当于作用在加强隔框上一个扭矩。加强隔框沿周缘的铆钉把扭矩以剪流的形式均匀地传给蒙皮，蒙皮则产生反作用剪流，形成对隔框中心的反力矩，使隔框平衡。,当加强隔框受到相对机身轴线不对称垂直集中载荷作用时，隔框周缘同时产生两个剪流，周缘各处总剪流的大小就等于这两个剪流的代数和。,二水平载荷的传递作用于加强隔框的水平载荷（例如来自垂直尾翼的载

21、荷）通常是不对称的，它对隔框的作用，相当于一个作用于隔框中心处的力（即对机身的剪力），和一个对隔框中心的力矩（即对机身的扭矩）。,飞机在飞行中，垂直尾翼受到水平载荷时，在机身蒙皮哪部分产生的剪流最大，为什么？,接近垂直尾翼部分机身上蒙皮具有最大剪流。它等于水平剪力和扭矩产生的剪流之和。,加强隔框传递作用于中心处的力的情况，与传递垂直载荷相似，它同样是沿铆缝以剪流的形式将载荷分散地传给蒙皮的。但由于力的方向是水平的，所以，机身上下蒙皮截面上产生的剪流最大。加强隔框承受扭矩时，要在自己的平面内旋转。蒙皮组成的合围框具有较大的抗扭刚度，它能通过铆钉来阻止隔框旋转。这样，加强隔框便沿周缘铆缝把扭矩以剪

22、流的形式均匀地传给蒙皮，蒙皮则产生反作用剪流，形成对隔框中心的反力矩，使隔框平衡。,加强隔框承受水平载荷时，隔框周缘要同时产生两个剪流，即平衡力P的剪流和平衡力矩M的剪流。周缘各处的总剪流的大小，就是这两个剪流的代数和。在承受垂直尾翼传来的载荷时，隔框上部两个剪流的方向相同，而下部方向相反。因此，固定垂直尾翼的加强隔框，上部受力较大，这些隔框的上部往往做得较强，而且机身尾段上部的蒙皮一般也比较厚。对于固定前起落架的加强隔框来说，在承受由前起落架传来的侧向水平载荷时，隔框下部的受力比上部大，所以，这种隔框的下部通常做得较强。,在前机身引起扭矩、水平面内的剪力、弯矩。,作用在前起落架上的侧向载荷会

23、在前机身结构中引起什么内力？,试用前起落架侧向载荷的作用，解释为什么前起落架安装部位的机身下蒙皮较厚？,侧向载荷的剪力主要由上、下蒙皮承受，扭矩由一圈蒙皮承受，叠加结果下蒙皮剪力最大。,2.3 影响疲劳强度的因素,2.3.1 应力集中的影响当构件受力时，在截面突变处应力会局部增大。这种应力局部增大的现象，称为应力集中。应力集中对静强度的影响程度与材料的性质有关，对脆性材料的影响较大，对塑性较好的材料影响较小。这是因为对于塑性较好的材料，在静载荷作用下，破坏前构件内的应力已趋于均匀化。应力集中对疲劳强度有着重大的影响，它会使疲劳强度大大降低。,当构件受到外力作用而变形时，材料分子之间的距离发生变

24、化，这时分子之间会产生一种反抗变形，力图使分子间的距离恢复原状的力，这种力叫内力。要判断构件受力的严重程度，仅知道内力的大小是不够的。构件在外力作用下，单位横截面面积上的内力叫做应力。如果内力是均匀分布的，则构件任意截面上的应力等于截面上的总内力除以横截面积。应力可分成垂直于所取截面和平行于所取截面的两个分量。垂直于横截面的应力称为正应力，平行于横截面的应力称为剪应力。,内力和应力的概念,所有飞机都承受有五种主要应力拉伸应力压缩应力扭转应力（扭矩）剪切应力弯曲应力（弯矩）,拉伸应力是抵抗试图拉断物体的应力。压缩应力是抵抗压力的应力。扭矩是产生扭转变形的应力。剪切应力是抵抗力图引起材料某一层与相

25、邻一层产生相对错动之力的应力。弯曲应力是压缩应力和拉伸应力的组合。当杆件受到弯曲作用时，弯曲的内侧面缩短（压缩），而弯曲的外侧面拉长（拉伸）,2.3.2 表面加工的影响,在交变载荷作用下，疲劳裂纹常发生在零构件的表面。这是因为在弯曲和扭转载荷作用下，表面层的应力最高，另外，在表面层的缺陷也往往最多。因此，表面的加工质量对疲劳强度有很大的影响。表面光洁度对疲劳强度的影响是随表面光洁度的提高，疲劳强度也提高。反之，表面加工越粗糙，疲劳强度的降低也就越严重。,2.3.3 温度对疲劳强度的影响,温度是影响疲劳强度的另一个重要因素。当材料在低于蠕变温度(例如，对于铝合金，蠕变温度为205C)的高温下工作

26、时，高温对长寿命疲劳的影响是降低其疲劳强度。碳钢的疲劳强度大约在100C时最低，以后随温度升高疲劳强度也升高，到350C左右时，疲劳强度达到最大，然后随温度继续升高，疲劳强度迅速下降。同一种材料，热处理不同，高温下的疲劳性能也会有较大差别。,在交变温度作用下，就会引起交变的热应力，从而使构件产生疲劳破坏。这种由交变热应力引起的疲劳破坏称为“热疲劳”。在高温时发生的疲劳破坏有相当大的部分是由这种热疲劳引起的。发动机不断起动和停车，使涡轮叶片、尾喷管等经常发生由热疲劳引起的裂纹。金属材料在这种温度下的疲劳强度较室温下的疲劳强度高,2.3.4 其它影响的因素,冷作硬化和残余应力对疲劳强度有相当大的影

27、响。一般来说，零构件表面有一层均匀的残余压应力对疲劳强度是有利的，但若这种残余应力分布很不均匀，情况就不一样了。反之，如果零构件表面的残余应力是拉应力，则会降低疲劳强度。金属材料的热处理方法及工艺过程对材料的静强度及其它机械性能有明显影响，同样对材料的疲劳强度也会有明显影响。飞机结构在生产装配过程中，很多工艺因素会影响结构的疲劳强度。例如，过度的强迫装配会影响疲劳强度。噪声环境对结构的疲劳强度也有影响。由于大功率喷气发动机的作用，使靠近喷口附近部位的飞机结构因受到高声强噪音的激励而产生振动，产生所谓的“声疲劳”。,2.4 抗疲劳设计思想简介,2.4.1 安全寿命设计思想安全寿命设计概念要求飞机

28、结构在使用寿命期内不出现宏观可检裂纹，这也就是说安全寿命设计仅考虑裂纹的形成寿命，不考虑裂纹的扩展寿命。由于检测裂纹手段的限制，裂纹形成寿命实际上是指结构从开始使用到形成一定尺寸裂纹(通常称为工程可检裂纹)的使用时间。这段使用时间也称为安全使用寿命。,安全寿命设计思想是以结构无初始缺陷假设为基础的。安全寿命设计方法及相应的规范不能够确保飞机结构的安全性。另外，靠用大的安全寿命系数来保证安全性和可靠性，又往往使构件设计得太保守，所以，这种设计方法需要改进。目前在飞机结构设计中，已普遍采用损伤容限设计方法，但是对于认为不宜采用损伤容限概念的结构，例如起落架和发动机架等，仍然采用安全寿命设计。,2.

29、4.2 破损安全设计思想,破损安全是指一个构件破坏之后，它承担的载荷可能由其他结构件继续承担，以防止飞机的破坏，或造成刚度的降低过多而影响飞机的正常使用。也就是说，这种设计思想允许飞机结构有局部破损，但必须保证飞机的安全。,例如，民用飞机机身结构中要求长桁和框缘直接铆接或点焊在蒙皮上，使机身蒙皮上出现的疲劳裂纹有可能被限制在两根长桁和框缘组成的格子内。有的飞机机身上还加有环向止裂带（例如，在DC一10飞机上沿机身框处就有钛合金止裂带），这种止裂带是为了阻止裂纹在环向应力作用下沿纵向不断扩展而设置的。如左图所示三缘条环形框，当抗剪腹板外部（或内部）出现裂纹后，裂纹的扩展会被设置的中间突缘（角材）

30、限制住。,三缘条环形框,右图所示为一由三块整体壁板通过铝铆钉连接组成的下翼面，使用中任一块壁板破裂时，载荷即可通过展向铆钉传到相邻的壁板上去。当然，在设计时要求铆钉的连接强度，除了负担正常的剪切载荷外，还能负担这种载荷的传递。,由三块整体壁板连接组成的下翼面,2.4.3 损伤容限设计思想,损伤容限设计思想的基本含义是：承认结构在使用前就带有初始缺陷，但必须把这些缺陷或损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一定的范围内，在此期间，结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞机结构的安全性和可靠性。,损伤容限的设计目标通过损伤容限设计和进行裂纹扩展与剩余强度分析，保证飞机结构在未修使用期内，其剩余结构(带

31、损伤结构)仍然能够承受使用载荷作用，不出现结构的破坏或过分变形。损伤容限设计思想的基本方法是：通过损伤容限特性分析与试验，对可检结构给出检修周期，对不可检结构给出最大允许初始损伤。以保证结构在给定的使用寿命期限内，不致由于未被发现的初始缺陷、裂纹或其它损伤扩展而发展成灾难性的破坏事故。,2.4.4 耐久性设计思想,耐久性是指飞机在规定的期限内，飞机结构抵抗疲劳开裂(包括应力腐蚀和氢脆所引起的开裂)、腐蚀、热退化、剥离、脱层、磨损和外来物损伤作用的能力。,耐久性设计的基本要求是：飞机结构应具有大于一个设计使用寿命的经济寿命。所谓经济寿命是指结构出现大范围的裂纹，以致于要修理不经济，不修理又会影响使用功能。在经济寿命内，结构不会出现功能消弱或失效，例如油箱渗漏、座舱失压等。经济寿命指标应根据特定的飞机要求及用户对飞机性能和维修费用可接受的程度来确定。,飞机结构耐久性设计的基本要求是什么？,给出一个大于使用寿命的经济寿命，在经济寿命内允许进行多次修理，结构不会出现功能失效或消弱。,机翼结构横剖面的内力有：剪力、弯矩和扭矩。飞机在负过载下，机翼的上表面受拉，下表面受压。,机翼结构横剖面的内力有哪些？飞机在负过载下，机翼的哪些部位受拉，哪些部位受压？,（1）安全寿命设计思想；（2）破损安全设计思想；（3）损伤容限设计思想；（4）耐久性设计思想。,飞机结构的抗疲劳设计思想有哪些？,