现代飞机结构综合设计复习参考
名词解释
∙结构：“结构”是指“能承受和传递载荷的系统”——即“受力结构”。

（P5）
∙设计载荷：设计的结构所能承受而不破坏的最大载荷称为设计载荷。

（P43）
∙使用载荷：飞机使用中实际可能遇到的最大载荷称为使用载荷。

（P43）
∙结构完整性：结构完整性是指关系到飞机安全使用、使用费用和功能的机体结构的强度、刚度、损伤容限及耐久性(或疲劳安全寿命)等飞机所要求的结构特性的总称。

（P8）
∙全寿命周期费用(LCC) ：(也称全寿命成本) 主要是指飞机的概念设计、方案论证、全面研制、生产、使用与保障五个阶段直到退役或报废期间所付出的一切费用之和。

（P8）
∙剩余强度：带损伤结构的实际承载能力称之为剩余强度。

（Ｐ１５０）∙耐久性：飞机结构的耐久性是指飞机结构在规定的经济寿命期间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损、和外来物偶然损伤作用的一种固有能力。

（Ｐ１６８）
∙损伤容限：是指结构在规定的未修使用周期内，抵抗由缺陷、裂纹或其他损伤而导致破坏的能力。

（P140）
∙检查周期：是指飞机结构两次检查之间的时间间隔。

（Ｐ１６１）∙检修周期：检修周期又称未修使用的最小周期，在这个周期内假定适当水平损伤（初始的或使用中的），保持未修并让它在结构内增长，应不会危及飞机安全和降低飞机性能。

（Ｐ１６２）
∙安全系数：设计载荷与使用载荷之比，也就是设计载荷系数与使用载荷系数之比。

（P44）
填空题（24分）
∙设计思想的五个过程：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（经济寿命）设计阶段结构可靠性设计试用阶段（Ｐ９）
∙疲劳断裂四个过程：裂纹成核阶段、裂纹微观扩展阶段、裂纹宏观扩展阶段、最终破坏阶段。

（Ｐ１２６）
∙颤振的两种形式：一为机翼的弯扭颤振，即由机翼的弯曲变形与扭转变形交感而产生振动发散；二为副翼的弯曲颤振，即由副翼的偏转与机翼的弯曲变形交感而产生振动发散。

P122
∙动静气动弹性：静气动弹性主要是扭转扩大（机翼发散）、副翼反效。

动气动弹性即颤振，包括机翼的弯扭颤振，副翼的弯扭颤振。

（Ｐ１２０）
∙损伤容限结构两种分类设计：一.结构按可检查度分类:1,飞行明显可检结构2,地面明显可检结构3，目视可检结构4，特殊目视可检结构5，翻修级或基地级可检结构6，使用中不可检结构。

二.结构设计类型：1，缓慢裂纹扩展结构2，破损安全结构。

（P１５３）
∙可检查度：
∙应力强度因子：表征裂纹尖端应力奇异性强度的力学量。

（Ｐ１４６）∙断裂韧度：是衡量材料抵抗裂纹失稳扩展能力的度量。

（Ｐ１４７）∙翼面结构的典型受力形式：1.薄蒙皮梁式2.多梁单块式3.多墙厚蒙皮式（Ｐ６３）
∙机身结构的典型受力形式：1．桁梁式2．桁条式3．硬壳式
∙机翼结构分类、机身结构分类：机翼结构典型受力形式有薄蒙皮梁式、单块式、多墙式、以及它们的混合式。

（P190）机身结构形式有半硬壳式（包括桁条式和桁梁式）、硬壳式（后蒙皮）和构架式。

（P240）∙增压座舱的设计准则：由于增压载荷是重复性循环载荷，对增压舱机身结构的寿命和损伤容限特性有很大影响，必须按损伤容限（也有按疲劳加破损安全）设计准则设计（P255）
∙起落架的设计准则：一般按安全寿命（即疲劳寿命）原理设计。

（P362）∙长桁的失稳形式：长桁有总体失稳和局部失稳两种形式。

P202
∙长桁的布置类型：1.按等百分比布置 2.平行于前梁或后梁布置(P245)
∙解答题（42分）
∙不同的口盖布置在不同机体上的时候开口区的加强
∙摇臂起落架比简单支柱起落架有哪些优点。

P370
(1) 摇臂起落架不需要扭力臂，摇臂前连支柱，中连减震器活动内杆，后连轮轴，机轮；
（2）摇臂支柱式不仅对垂直撞击，而且对前方撞击和刹车等均有减震能力；
（3）由于减震器连接在摇臂中间部位，通过摇臂传给它的力比地面作用在机轮上的力大，因而吸收同样的撞击能量时减震器所需的比压缩行程比简单支柱式小，可降低起落架长度；
（4）减震器可设计成只受轴力，不受弯矩，改善了力学性能，因而密封性好，可提高减震器内部的充气压力。

∙疲劳破坏的特征（6点）
(1)疲劳破坏不像静力破坏那样在一次最大载荷作用下发生断裂，而一般要经历
一定的甚至是很长的时间。

破坏过程实际是裂纹形成、扩展以至最后断裂的过程。

(2)构件中的循环或交变应力在远小于材料的静强度极限情况下，破坏仍可能发
生。

(3)不管是脆性材料还是塑性材料，疲劳破坏在宏观上均表现为无明显塑性变形
的突然断裂，故疲劳断裂表现为低应力脆性断裂，这一特征使疲劳破坏具有更大的危险性(不易觉察)。

(4)静力破坏的抗力，主要取决于材料自身的强度；疲劳破坏则对于材料特性、
构件的形状尺寸、表面状态、使用条件及外界环境等都十分敏感。

（影响因素多）
(5)疲劳破坏常具有局部性，而并不牵涉到整个结构的所有构件，因而改变局部
细节设计或工艺措施，即可明显地增加疲劳寿命；如在发现裂纹后，更换损伤构件或制止裂纹扩展，结构还可继续使用。

(6)疲劳破坏是一个损伤的长期积累过程，其断口在宏观上和微观上均有其特征，
与静强度破坏断口明显不同。

（P125）
∙上下翼面设计和选材有何不一样
上翼面结构主要受压，设计重点主要是防止屈曲；而下翼面结构主要受拉，设计以疲劳和损伤容限为重点。

因此下壁板一般选用静强度较低，而疲劳和断裂性能较好的材料。

（P194）
∙定轴、转轴平尾各有何优缺点，轴的传力有何不一样
转轴式平尾的轴与尾翼连接在一起，用固定在转轴上的摇臂操纵转轴，平尾与转轴一起偏转。

定轴式的轴不动，固定在机体上；尾翼套在轴上绕轴转动；操纵接
头则布置在尾翼根部的加强肋上。

与转轴式相比，由于定轴式的操纵点和轴之间的力臂有时可设计得比转轴式长，可使操纵力相对较小，尾翼受力较好。

缺点是在尾翼结构高度内要安放轴和轴承，限制了轴径，对轴受力不利；此外须在机体上开弧形槽，对机体有所削弱。

转轴式的优、缺点与之相反。

（Ｐ２３２）∙载荷系数的物理意义（2点）实用意义（2点）
∙物理意义：1载荷系数表示了实际作用于飞机重心处(坐标原点)除重力外的外力与飞机重力的关系。

2载荷系数又表示了飞机质量力与重力的比率。

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（Ｐ２６）
∙总体内力弯矩引起的轴力在不同翼面结构上由哪些元件来传递（1）多梁单块式：由机翼的上下壁板将力传递到机翼根部（自己再细看下，在70页）：
（2）多墙后蒙皮式机翼：如果机翼左右贯通，则当载荷对称时，蒙皮上的轴力在中央翼的后蒙皮上自身平衡，而且不论什么情况，蒙皮是主要受力原件。

（71）
∙机身结构为什么不用硬壳式，半硬壳式的桁条式为什么不适合大开口。

Ｐ２４１
硬壳式实际上用得很少，其根本原因是因为机身的相对载荷较小．而且机身不可避免要大开口，会使蒙皮材料的利用率不高，开口补强增重较大。

∙后掠翼的副翼反效为什么很严重（结构方面等）
这是因为展弦比愈大，对刚度愈不利；而后掠翼弯曲引起顺气流翼剖面的附加扭角，也产生不利于操纵的附加气动力。

（P122）
∙扭转扩大的防治措施（6条）（不是很确定）
1．可以将刚心前移 2.可以提高机翼的刚度3.由于弹性恢复力矩与机翼扭转刚度成正比，故提高机翼扭转刚度对防止扭转扩大也有好处
4.对于直机翼，只需提高扭转刚度
5.对于前掠机翼，则增加弯曲刚度
对防止扭转扩大也有好处6 机翼主抗扭匣前移，使剖面刚心前移，就不容易发生扭转扩大。

（P121）
∙经典加筋板的失稳过程：当压载荷逐渐增大时，两桁条间中间位置的蒙皮先发生失稳，并逐步向桁条位置延续，最后使得桁条与蒙皮全部失稳。