一、任务导入

Ø    科学技术的发展创新促进了飞机结构设计思想的演变。

Ø    飞机使用实践促进飞机结构设计思想的演变。

Ø    现代飞机结构设计准则不断发展进步。

二、1 静强度设计准则 (~1930)

n    30年代初以前采用静强度设计准则

                                 P_u  ≥  P_d                

                                 P_d  =    f P_e

n    安全系数f由强度规范给出，飞机结构设计必须通过整机静强度试验。

        认为飞机结构满足静强度就是安全的。

Ø     单翼飞机

•         法国布莱里奥11型（Bleriot Model XI）（1909.1首飞）

•         1909年飞越英吉利海峡

•         这架飞机和“飞行者”有相同的薄机翼设计，机翼外表面覆盖粗棉布，由于翼梁强度不足以支撑飞行和降落时的负载，故需要拉力钢线辅助。

Ø  悬臂式机翼

第一架实际生产的悬臂式机翼战斗机，当时由荷兰飞机设计师福克为德国空军所制造福克Dr-I三翼机。（1917年）

Ø    硬壳式机身

1912年法国的“竞赛者”（Racer），壳状机身由上下两片压模成形的木质三合板接合而成。

Ø    第一架全金属飞机

全金属飞机最早产生于军用飞机领域，第一架全金属飞机是德国飞机设计师容克斯设计的J1样机“锡驴”（Blechesel） ，采用镀锡薄钢板的单翼机。1915.12.12首飞）

J4原型机（批产后定名J.1攻击机），采用铝合金蒙皮和防护装甲的双翼机，还是最早的攻击机，机上安有机枪，载有少量炸弹，可低空对地面目标进行扫射轰炸。（1917.1.28首飞）

Ø  第一架全金属民航飞机

一战结束后，容克斯开始从事民航客机的研制，制造出世界上第一架全金属旅客机──F13。它于1919年6月25日首次飞行。1932年，容克斯公司在它的基础上，又推出了大型客机Ju-52。

Ø  第一架可收放起落架飞机

•       1920年的戴顿-莱特竞赛机（ Dayton-Wright RB -1）

•       1931年洛克希德“猎户座”（第一架可收放起落架民航飞机）

2  静强度和刚度设计准则 (1930~1950)

n    气动弹性问题：速度和战术技术性能要求提高，应用阻力系数较小的薄翼型，刚度较低 。

n    设计准则 ： d≤[d]      f V_max≤V_cr

              式中： d—结构在设计载荷下的变形量；

                          [d]—结构容许的变形量；

飞机结构满足静强度、气动弹性变形在限制范围内就是安全的。

Ø  现代民航飞机结构诞生

•         1930年波音公司的单发邮政机（Monomail）：第一架全金属，具备现代民航客机（除螺旋桨发动机外）特点的商用单翼机

•         应力蒙皮机翼

•         半硬壳式机身

•         全包覆机舱

•         可收放起落架

Ø  第一架真正意义上的现代民航飞机

1933年2月首飞的B-247：全金属、应力蒙皮结构、全包覆式机舱、除冰、配平片、流线型发动机罩、自动驾驶仪、下单翼、可收放式起落架设计特点的飞机，只凭一台发动机也能飞行和爬升。

Ø  最早的喷气式飞机

1939年8月27日，一架德国的秘密实验飞机He 178首飞成功，两年后的1941年5月15日，英国惠特尔390公斤推力的离心式涡轮喷气发动机推动着格罗斯特（Gloster）E-28/39飞行了17分钟

Ø  最早的后掠翼飞机

•       1941年德国Me163为世界第一架采用火箭动力的无尾后掠翼飞机,0.85Ma

•       Me 262是第一架后掠翼生产型战斗机(1942)，机翼后掠的目的是把超重的Jumo 004涡轮喷气发动机的重心后移

•       在1935年德国的布泽曼首先提出了后掠翼可降低风阻.

Ø  最早的超音速飞机

•       1947 年 10 月 14 日，X-1 (火箭动力) 在 43,000 英尺的高空飞出了 1.06 马赫的高速，从而迈出了人类超音速飞行的第一步。

•         X-3 有两台涡喷发动机，借助自身的动力起飞和降落，并能保持进行 2 马赫巡航飞行。

3  静强度、刚度和安全寿命设计准则(1950~1970)

n    设计准则    N_e≤N_s≤N_ex/n_f

   N_e— 飞机的使用寿命； N_s— 飞机结构的安全寿命；

   N_ex—结构的疲劳试验寿命；n_f—疲劳分散系数。

n    上世纪50年代中期起重视安全寿命设计

n    安全寿命设计准则美国使用到上世纪70年代初，其它国家至今仍不同程度地沿用。

飞机结构满足静强度、气动弹性变形在限制范围内，使用时间在安全寿命内就是安全的

n    事故实例

年份飞机破坏情况使用到破坏时间（小时）疲劳验证试验寿命（小时）1969197019721973F-111F-5AKC135F-4机翼枢轴接头板断裂机翼中部切面断裂机翼蒙皮壁板断裂机翼机身接合处机翼下耳片断裂~100~1000——~1200>40000~16000——>11800

n    F111事故调查

1968-1969年相继有三架F111空中解体并坠毁。美国空军立即全面停飞F-111A，并展开有史以来规模最大的飞机结构疲劳失事调查。残骸破断面检验中在机翼枢纽接头下缘发现有个制造过程遗留的半椭圆形淬火裂纹，宽约2.5厘米，深度几乎穿透厚度，此初始裂纹在经过大约100飞行架次后，就生长到使接头强度破坏的临界长度。

机翼枢纽接头在生料（Raw   Material）、热处理、焊接到最后机加工成形的过程中，共需执行超音波（Ultrasonic）检查、磁粒（Magnetic Particle）检查、以及X光检查，但初始裂纹垂直于结构表面，超音波检查无法检出它的存在；接头特殊的几何形状不利于电磁场下金属粒子的移动，让初始裂纹躲过了磁粒检查；而初始裂纹的紧闭和方向则让X光检查失效。

n  波音707陆萨卡空难分析

1977年5月14日约正午时，一架英国丹尼航空公司（Dan-Air Services Ltd）的波音707-321C货机，由伦敦飞往赞比亚（Zambia），在天候良好情况下将降落于陆萨卡国际机场时，距跑道头约4公里处右水平尾翼突然完全飞脱，飞机立即从约240米的高度垂直下坠，撞击地面并起火燃烧，机上5名机员及1名乘客丧生。波音707的设计寿命为20,000飞行架次，失事飞机1963年出厂，当时已飞行16,723架次，47,621飞行小时。

B707-300系列水平尾翼根部结构较强，经过一段飞行时数后，此区域固定件孔产生微小的塑性变形，降低了传送负载的能力，使得区域后方的固定件开始承受较设计预期更高的负载。失事飞机大约经过9,500飞行架次后，离翼根约36厘米处的后梁上盖帽第11颗固定件孔开始产生疲劳裂纹，导致后梁上盖帽完全损坏，此时水平尾翼负载改由中、下盖帽承受，但这两根盖帽却不足以支撑原负载。

后对521架同型机检查，在36架的水平尾翼后梁上发现雷同的裂纹，其中3架的裂纹位置是在与失事飞机相同的第11颗固定件，33架的裂纹位置则分布于第2到第21颗固定件，有4架的裂纹长度已到达必须立即更换后梁的程度。

n  事故原因总结：

§  没有考虑到结构在使用之前，在材料、生产制造和装配过程中已存在有不可避免的漏检的初始缺陷和损伤。

§  使用的高强度或超高强度合金的断裂韧性降低，初始缺陷和损伤于飞机运行过程中在疲劳载荷作用下不断扩展，直至恶性扩展造成结构破坏，形成灾难性事故。

n  解决措施

Ø  美国空军于1971年提出了安全寿命／破损安全设计思想作为过渡性措施，曾得到广泛应用。

Ø  1975年美国颁布了第一部损伤容限设计规范。

4  静强度、刚度、损伤容限和耐久性准则(1971~)

损伤容限设计概念

Ø    结构在使用前就有初始缺陷；

Ø    初始缺陷或损伤在维修间隔内的增长控制在一定的范围内；

Ø    含损伤的结构应满足规定的剩余强度要求，保证飞机结构的安全性和可靠性，且飞机结构不能太重；

Ø    在维修间隔内，结构具有抵抗由缺陷、裂纹和其他损伤而导致破坏的能力。

根据结构是否可以检查分为：

Ø    可检查— 破损安全结构(给出检查周期)

Ø    不可检查— 缓慢裂纹扩展结构（给出最大允许的初始缺陷）

可检查结构－破损安全结构

 Ø    不可检查结构－缓慢裂纹扩展结构

 结构存在初始缺陷，飞机结构满足静强度、气动弹性变形在限制范围内，使用时间在安全寿命内且满足损伤容限设计准则就是安全的。

n    经济寿命

Ø    到80年代末美国逐步放弃了安全寿命概念，而用按耐久性考虑的经济寿命取代安全寿命。

Ø    所谓经济寿命是指出现某种损伤使进行修复反而是不经济的时限。

5  结构可靠性设计

R_s — 结构体系的可靠度

R_s^＊— 结构体系的可靠性要求

本节知识要点：静强度设计准则，刚度设计准则，安全寿命设计准则，损伤容限和耐久性设计准则，经济寿命的概念，可靠性设计准则的概念