Transcript 第03讲—外载荷

飞机结构分析与设计
第三讲
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第二章 飞机的外载荷和设计情况
2.1 飞机的外载荷和过载
2.2 安全系数与设计载荷
2.3 飞机设计情况
飞机外载荷
作用在飞机上的外载荷
过载和过载系数
使用载荷
设计载荷
安全系数
典型飞行情况与机动过载
对称机动飞行包线与相应参数确定
突风过载飞行包线
弹性变形引起载荷修正
飞机飞行情况
与过载
设计载荷与安全系数
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第二章的知识重点
2.1 飞机的外载荷和过载
2.2 安全系数与设计载荷
2.3 飞机设计情况
作用在飞机上的外载荷
过载和过载系数
使用载荷
设计载荷
安全系数
典型飞行情况与机动过载
对称机动飞行包线与相应参数确定
突风过载飞行包线
弹性变形引起载荷修正
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第二章 飞机的外载荷和设计情况
 飞机的外载荷及强度规范是结构设计、强度计算的重要
依据。本章主要介绍如何确定结构设计所需的外载荷。
 使用过程中，影响飞机结构强度的主要载荷有：
影响飞机结构强度的主要载荷
飞行中的空气动力
重
力
着陆时的地面冲击力
这章介绍的内容：飞机飞行中的载荷
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 外界作用在飞机上的外力有：
升力 Y（L）
阻力 X （D）
动力装置产生的推力 T （F）
起飞着陆时作用在前、主起
落架的地面反力 Pn 、 Pm
表
面
力
 质量力
与飞机的质量m有关的力，其中包括飞机总重G和惯性力
N。
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 飞机在空中飞行时的受力情况可简化成图3-1。
图3-1
Pn
Pm
Pf
此时飞机既有平移运动，又有旋转运动，总的平衡关系为
∑Fx = 0, T - X = max = Nx
∑Fy = 0, Yw - Yt = m ( g+ ay ) = G +Ny
∑Mz = 0, -Yw C + Yt ( d + c ) = Iz z
式中 Iz — 飞机绕Z轴的
质量惯性矩 ；
z — 飞机绕Z轴的
角加速度；
其它符号见图3-1所示。
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 飞机在空中飞行时的受力情况
速度坐标系下
的外载荷
飞机的运动方程为
F cos(    )  D  G sin   ma
L  F sin(    )  G cos   man
α为迎角；φ为发动机推力F和飞行器轴线夹角；θ为航迹角,
即飞行器质心处的速度矢量与水平面之间的夹角；aτ和an为飞
行器质心处切向和法向加速度。
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§2.1 典型飞行情况和机动过载
一、平直飞行情况
飞机作水平直线等速飞行时的外载荷情况为
图3-2 平直飞行时受载情况
此时
Y=G,
T=X
这种情况的外载荷特点是： 作用在飞机上的升力等于
飞机的重量，即 ( Y / G = 1 )。
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二、俯冲拉起情况
这是一种常用的在垂直平面内作曲线机动飞行的情况。
作用在飞机上的外载荷
有：Y、T、X、G 以及质
量惯性力Ny。
设飞机的速度为V，航线
的曲率半径为r，则法向
（y向）加速度为
V2
ay 
r
离心惯性力为
图3-3
俯冲攻击后拉起时的受载情况
G V2
N y  ma y 
g r
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俯冲拉起情况
飞机的动平衡方程为
GV2
Y  G cos  
g r
用ny表示Y/G，则
Y
V2
n y   cos  
G
gr
Y  n yG
图3-3
俯冲攻击后拉起时的受载情况
由此可见，曲线飞行
时，Y是G的ny倍。
该升力与重力之比值称为过载系数，简称过载。
当飞机在弧形航线的最低点，即 = 0 ( cos = 1 ) 时，其过载系
数达到最大值
n y max
Y
V2
  1
G
gr
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例题:如右图所示,飞机俯冲
后沿圆弧线拉起。求:(1)当已
知v=1000km/h, r=1000m,
=45,30,0时的ny各为多少？
(2)若限制nymax<8，在同样的
拉起速度下，允许的拉起圆
弧半径r为多大？
解：(1)
Y
V2
n y   cos  
 cos  7.87
G
gr
=45,cos =0.707, ny=8.577
=30,cos =0.866, ny=8.736
=0, cos =1, ny=8.87= nymax
(2)
V2
ny  1
 8  n y max
gr
于是
V2
r
 1123.64m
7g
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三、过载系数的概念
1. 过载系数的定义
飞机所受除重力之外
的外力总和与飞机重力之
比 称为过载系数 (所有表
面力的合力与飞机重量 G
之比)，用符号n表示。它
沿飞机主轴的三个分量为
nx、ny、nz (图3-7)。
除重力之外的总外力的 y向
分量（即升力Y ）与飞机重
力 G 之比，就是 y 向过载
系数ny，它可能为正，也可
能为负，这取决于该方向的
外力情况。
y
ny
z
nz
x
图3-7 飞机主轴方向过载系数
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2. 过载系数的物理意义
 过载系数表示了飞机实际的外力与飞机重力的
Y
 ny
关系。它是用倍数的概念来表示的，是一个相对值。 G
 另一方面，过载系数又表示飞机实际的质量力的
情况。以俯冲拉起机动飞行为例，实际y向质量力
(Gcos + Ny) 是G的多少倍，这个倍数就是ny，即
G cos  N y
G
 ny
 一般情况下，x 和 z 方向的过载系数均较小，常略去不计，主
要考虑 y 方向的过载。
3. 过载系数的实际应用
 用来计算实际载荷的大小。如果我们知道了飞机的过载系数，
就能很方便地求得飞机实际载荷的大小和方向，这便于设计飞
机的结构，检验其强度、刚度。
 过载系数与飞机机动性等飞行状态密切相关，因此它是飞机设
计的一个重要参数。设计时如能正确选取过载系数的极限，则既能使飞
机满足机动性要求，又能使飞机满足结构的重量要求。
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四、进入俯冲情况
飞机在此情况下
GV2
Y  G cos  g r
Y
V2
ny 
 cos  G
gr
图3-4
进入俯冲情况
视 V 与 r 的不同情况，ny可以为正，
也可以为负，还可以为零。
五、垂直俯冲情况
飞机在此情况下
Y = 0 ，ny = 0
在x方向可能存在过载
nx = (T-X)/G = (Nx – G)/G
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六、等速水平盘旋情况
这是飞机机动性能的主要项目之一，此
时的受载特点为
Y cos   G
ny 
Y
1

G cos 
盘旋倾斜角 越大， ny 越大。当大坡
度盘旋 =75°~80° 时， ny = 4~6。
盘旋时水平方向的过载为
nh 
Y sin 
 n y sin 
G
当 =75°~80° 时， nh = 3.7~5.7。
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七、垂直突风（阵风）情况
垂
直
突
风
情
况
垂直突风是各种突风中的最严重情况。
当飞机处于直线水平无侧滑飞行时，遭遇到一个确定形状和强度
的孤立垂直阵风 u，由于飞行速度V0 远大于阵风速度，可以认为飞机
仍以速度V 0相对空气运动，只增加机翼迎角。升力增量Y 为
Y  K C y Sq
又因
C y  C y  ,
Y  KC y
  u / V0 ,
q= HV0 2 / 2
 uV0
u
1
S   H V0 2  KC y H
S
V0
2
2
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则飞机平飞时遇突风过载ny 为
ny 
式中
Y0   Y
 uV
 1  KC y H 0
G
2p
Cy—升力系数增量；
 —迎角增量；
Y0 —飞机原平飞升力；
u —垂直突风速度；
Cy—升力线斜率；
H —飞行高度H上的空气密度；
p = G/S —翼载荷；
K —垂直突风衰减系数。当垂直突风来得愈突然（扰动气流
影响区L愈小），V0愈大，K值就愈接近于 1。
在暴风雨中飞行时，u可达40m/s，将产生较大的过载。
除此之外，周期性突风还将引起振动而产生疲劳，同时产
生附加的振动过载。
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八、考虑飞机转动时的过载
飞机在空中飞行时，通常既有平移运动，又有旋转运动。若飞
机在对称面内作曲线运动，平尾上会产生使飞机作机动的载荷 Ytm，
使飞机产生绕z轴的角速度z 、角加速度  z 。
在距重心 xi 处 i 点的线加速度为
a   z x i
在 i 点 y 方向总加速度 ai 为
a i  a n  a  a n   z x i
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飞机转动时的过载
如果 i 点处物体的重力为Gi ，则质量力为 Gi cos +mi ai （见图38b）。 i 点处的过载系数 ni 为
 z
G i cos  m i a i
a n  z x i
ni 
 cos 

 ny 
xi
Gi
g
g
g
ni 随飞机各处 xi 的不同而不同， xi 有正有负，附加力矩有一
定方向性，因而旋转惯性力及其附加的旋转过载也有正有负。
由上式可以方便地计算某一处局部的过载或外载。
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§2.2 过载系数的确定
一、过载系数的测定
过载系数与飞
行状态密切相
关，左图给出
了不同飞行轨
迹时的过载系
数。
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计算：根据各典型机动飞行中有关公式计算得到
得到过载系
数的方法
实测：在飞行中测定，从而得到更准确的飞行载荷谱
如果需要测量飞机某处的过
载，就将过载表装载该处；
如要测全机的过载，则将过
载表装在飞机重心处。
过载系数的测定
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二、理论过载最大值 nLmax
过载的定义：所有表面力的合力与飞机重量 G 之比
根据过载定义有
Y = nG
从空气动力学知升力Y为
Y
1
 HV 2 SC y  SqC y
2
由上式得
SqC y
qC y
Y
n


G
G
p
式中
H —飞行高度H上的空气密度；
S —机翼面积；
Cy—全机升力系数；
q = H V2 / 2 —动压（速压）;
p = G/S —翼载荷，为飞机总体设
计时确定的飞机主要参数之一。
在某一瞬时G不变，nmax 对应Ymax ，而Ymax可能对应 Cymax 及
qmax 。例如飞机以最大动压 qmax飞行时，突然改变迎角使升力
系数达到最大值Cymax ，此时nmax 为
nmax
Ymax SqmaxC y max


G
G
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三、影响最大使用过载的因素
 限制飞机最大使用过载值的因素 ：飞机最大过载值的大小与飞机的
飞行战斗性能和飞机结构的受力、设备的正常工作条件、人员的
生理机能等有很大的关系。
 在飞机设计规范中，对不同类型的飞机所应选取的最大过载值都
有明确规定。
由图可知过载随飞行速度增大而
急剧增加；
在中高空飞行时，由于空气密度
降低，使飞机的最大升力下降，
飞机无法产生大过载，故随飞行
过载ny max随Ma数变化曲线
高度增高而减小。
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人员的生理是最大过载的主要限制因素之一：
人体能够承受过载的大小是有方向性的：
在胸到背、背到胸的方向，驾驶员忍受的过载最强；
在足至头的方向，忍受的过载的能力最弱。（见下图）
人
员
所
能
承
受
的
过
载
值
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四、最大使用过载的确定
 飞机的过载系数是最重要的原始参数之一，是表征飞机机动
性的重要参数。过载的大小应根据飞机的用途确定。
 各国规范都根据本国实际情况对飞机进行分类，并规定其过
载的大小。
飞机分类
全特技类／机动飞机
(歼击机、强击机、教练机等)
ny (美国)
ny (俄罗斯)
nymax
6
ny=-3~8
半特技类／部分机动飞机
(战术轰炸机、多用途飞机等)
4 nymax 
非特技类／非机动飞机
(运输机、预警机等)
2.5 nymax 
6
4
ny=-2~4
ny=-1~3
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总
结
 表面力与质量力的概念
 飞机平移运动时的平衡方程
 过载系数的概念（包括定义、物理意义、确定和实际
应用）
 几种典型飞行情况的机动过载计算方法
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作 业
《飞行器结构学》
P62
2—3
2—4
2—7
27
第三讲结束
退 出
28