 本文给出了航空结构设计常用的知识点，包含结构设计分析常见的概念，以及知识点说明。 1、“结构”即能承受和传递载荷的系统，也就是所谓的受力结构。 2、“机构”在外载作用下，各部件间发生相对运动，系统自由度数大于约束的数量。 3、“结构”在外载作用下，各部件不发生相对运动，系统自由度数小于约束的数量。 4、颤振是翼面在结构变形与空气动力交互作用下发生的自激振动现象，最基本的颤振是机翼弯扭颤振，飞机低速飞行时，机翼振动会不断衰减。随着飞行速度增大到某一数值时，机翼振动就会保持等幅，这就是颤振临界状况，与此相应的飞行速度称为颤振临界速度。 5、飞机结构是能够承受和传递飞机载荷的系统，外载在结构中以内力的形式的传递，并最终实现相互平衡。 6、外力=-1×质量力 7、除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力（不包括重力）的合力与当时飞机重量的比值，称为该方向上的过载系数，表示了作用在飞机上的不含重力的合外力与重力的比值。反应了飞机质量力与重力的比率（质量力与外力方向相反，大小相同）如果已知过载系数，则能很方便的求出合外力。而且过载系数通常与质量无关，在飞机总体质量或局部质量改变时，其总体过载系数或局部过载系数将保持不变，因此在结构设计时，外载往往是以过载系数的形式给出的。 过载系数反映了飞机的机动性能。 如果已知机翼气动力的分布规律，结合过载系数可以获取机翼实际气动力的大小和分布。 过载系数可通过加速度测量仪来确定。 8、典型的疲劳载荷包括：突风载荷、机动载荷、 增压载荷、着陆撞击载荷、机动载荷、地面滑行载荷发动机动力装置的热反复载荷；、地-空-地循环载荷、其他：机翼尾流对尾翼的周期性作用。 9、鸟撞载荷、冰雹载荷、噪声：声压场测量 动力装置噪音、空气动力噪音、武器发射噪音、瞬时的响应载荷、非正常状态载荷：单发停车、尾旋、单轮着地、打地转、机头碰地、飞机翻倒、强迫着陆等情况。 10、载荷谱：载荷随时间变化的历程。环境谱：环境强度随时间变化的历程。 11、机翼的功能：产生升力、内部装置油箱和设备、安装增升装置和倾侧操纵的副翼、固定起落架和动力装置。 12、机翼的设计要求：满足气动要求、重量要求、使用维修要求、工艺性和经济性要求。 13、机翼的外载：分布的气动载荷、其他部件的集中载荷、机翼结构的质量力 14、机翼结构组成：蒙皮、翼梁、长桁、纵墙、翼肋 15、蒙皮：承受气动载荷、参与总体扭矩的传递、参与总体弯矩的传递。 16、翼梁：承受总体剪力（Qy）—腹板剪流、参与总体弯矩的传递（Mz）—上下缘条。 17、长桁：承受气动载荷、参与总体弯矩的传递。 长桁承受局部空气力载荷；支持和加强蒙皮；并将翼肋互相连系起来。而且还可以承受由弯曲而产生的正应力。有的机翼为了更加强蒙皮，桁条需要很密，因而导致使用波纹板来代替桁条，或者把桁条与蒙皮作成一体，形成整体壁钣。 18、纵墙（腹板）：封闭作用、参与总体扭矩的传递、参与总体剪力的传递。 纵樯承受由弯曲和扭转而产生的剪力。与梁的区别是椽条较弱，椽条不与机身相连。其长度与翼展相等或仅为翼展的一部分。纵樯通常放置在机翼的前缘或后缘，与机翼上下蒙皮相连，形成一封闭的盒段以承受扭矩。 在后缘的纵樯，通常还用来连接襟翼及副翼。 19、翼肋：支持长桁和蒙皮、承受气动载荷、维持机翼形状承受、传递集中载荷不参与总体力的传递。 20、接头：传递载荷 21、杆：只能承受或传递沿杆轴向的分布力和集中力。 22、板：适合承受面内的分布载荷，包括剪流和拉压应力。 23、平面板杆结构：适合承受平面板杆结构面内的载荷。 24、空间板杆结构：由平面板杆组成的闭室类结构，可以承受弯、剪、扭载荷。 25、机翼结构的典型受力形式：梁式机翼、单块式机翼、多腹板式机翼。 26、梁式机翼：翼梁强—传递弯矩、扭矩、剪力，蒙皮薄—气动载荷，长桁少—参与弯矩传递。 27、单块式机翼：翼梁弱—传递弯、剪、扭，蒙皮较厚—气动载荷、传递扭矩，长桁强—传递弯矩。 28、多腹板式机翼：无明显翼梁、腹板多，蒙皮厚，无长桁。 29、尾翼的载荷：平衡载荷、机动载荷、不对称载荷。 30、传力分析：当支承在某基础上的一个结构受有某种外载荷时，分析这些外载如何通过结构的各个构件传递给支承它的基础，称之为结构的传力分析。 31、在传力分析时，一般以偏安全简化为原则。 32、刚度分配法：静不定结构中个元件所分配承担的载荷与它们的刚度大小成正比。 33、机翼与机身的连接：集中连接形式、中央翼连接形式。 34、机身的功用：安置空勤组人员、旅客、装载燃油、武器、设备和货物等、连接机翼、尾翼、发动机与起落架，承受由这些部件传来的集中载荷 35、机身的外载：装载加给机身的力—质量力、其它部件传来的力—机翼、机身、尾翼、起落架等、增压载荷—轴向正应力和环向正应力。 36、机身的结构组成：蒙皮、桁梁、长桁、隔框 37、典型的机身受力形式：桁梁式——梁式、桁条式——单块式、硬壳式——多腹板式 38、口框上最大弯矩值位于转角处，开口面积越大，弯矩越大，口框应是能承受弯矩的平面，在转角处应布置加强筋条，防止蒙皮压缩和剪切失稳。 39、飞机结构承载的安全性要求 （五不准）： a各种飞行工况的最大载荷条件下，不发生强度破坏； b各种载荷工况的最大载荷条件下，不发生过大变形，特别是大的永久变形；不能出现操纵效能降低、失效甚至反效；刚度要求 c结构刚度特性要保障在飞行临界状态不发生结构颤振； d结构要满足长期随机载荷（小于最大载荷）反复作用下不发生疲劳破坏； e结构在缺陷状态，满足一定飞行周期的承载（损伤容限）。 41、飞机结构的可靠性要求： 满足强度、刚度、安全寿命、损伤容限的可靠性要求； 结构变形不能影响操纵、影响飞行效率的可靠性要求； 可靠性是结构正常执行功能的度量 42、飞机结构的维修性与经济性要求： 要求结构维修的易检性（可达性）（通道、口盖）； 要求结构的易修理性（修补、更换、拆装）； 要求维修的经济性。（冰山效应，Concord） 43、静强度设计： 反映了飞机在使用中承受极限飞行条件下最大使用载荷下的安全能力。（安全裕度/强度裕度） 防止结构在各严重载荷条件下发生强度不足而导致的可能断裂破坏。 设计载荷法 剩余强度（强度裕度）：为构件的破坏应力/构件极限工作应力；一般控制在0.95～1.05，结构重量较轻。 静强度破坏总原则：极限载荷作用下，结构保持载荷。 44、稳定性设计：结构的承载平衡不总是稳定的；特定加载方式下可发生非稳定平衡状态。 结构失去稳定性是指结构的稳定平衡状态发生了变化，且使得平衡变得不稳定，继续承载可能导致“变形过大”、“垮塌或“压溃” 的状态。 ⅰ、仅在一些受力形式下可能发生结构的不稳定平衡现象； ⅱ、约束条件对结构的稳定性支持作用非常明显； ⅲ、飞机结构中的可能失稳现象（屈曲/皱褶）。 蒙皮、腹板等等 稳定性设计概念是指以某种准则将结构的承载能力控制在出现严重屈曲之前。（结构材料、构形、边界） 经典四边加筋板：中间部位先皱褶，但靠近桁材部位，由于支撑较强，仍有较好的承载能力；继续承受载荷直至与桁材一起发生最后失稳。 45、飞机结构的刚度要求：飞机部件的结构刚度需满足飞机气动布局所设计的气动力性能（升力特性、阻力特性）、飞行的操纵及效率（操纵卡滞、操纵效率不足）、操纵安全性能（操纵弹性延迟）、结构局部的使用性能要求（舱门/振动）、气流扰动作用下不允许由于结构刚度不足带来的不安全（颤振）以及刚度问题引起的较大损伤积累。 46、静刚度特性要求：机结构构件的刚度与强度是同时存在的，对结构构件以强度、稳定性设计为主 （机翼的壁板、各类接头等）；对部件级结构提出静刚度指标要求（机翼挠度、扭转角形变量控制）；有些构件（部位）以刚度设计为主（强度裕度很大，但有使用刚度要求（飞机舱门、大开口部位、操纵/传动支座、舵面转轴等）。 47、静气动弹性问题对结构部件的刚度要求：机翼盒段的抗扭刚度本身要满足不能使气动力性能发生变化以及在气流扰动下发生剖面扭转角扩大(发散)的可能；机翼盒段（副翼连接段）的抗扭刚度要满足舵面操纵效率的要求，且不能使其在气流扰动下发生副翼失效或反效的可能。 48、动气动弹性问题对结构部件的刚度要求：机/尾翼及副翼受气流扰动条件下，在一定速度范围内不允许发生颤振发散（扰动激励下的一种振动发散方式）。 49、振动工作环境的结构部位，不应发生结构共振：机结构的进气道、操纵系统或某些结构部位（如舵面）避免由发动机噪声振动源、紊流产生的涡流或激波脉动压力所引起的共振或抖振（强迫振动）。 50、飞机翼面结构上的三种力、三个心：气动力、弹性力、质量力；焦点、刚心、质心。 51、静气动弹性与动气动弹性问题的区别： 静气弹仅关心气动力（由任何飞行条件变化引起的气动力增量与升力面结构刚度（弹性力）之间耦合作用，是静力平衡的稳定性问题。一般有三类： ※ 机翼扭转扩大（形变发散）问题 ※ 副翼反效（操纵效能）问题 ※ 气动弹性载荷修正 ※ 动气动弹性则关心气动力扰动激励作用下，由气动力增量、结构刚度以及质量力三者交互作用时，能否产生自激振动的发散（振幅扩大）。这种自激振动的发散与飞机飞行速度相关，是一个飞行性能与安全性的问题。 52、静气动弹性问题中的扭转扩大： 气动力增量(ΔY)绕刚心产生扭转力矩增量Mα=ΔYd（与飞行速度的平方成正比）； 盒段弹性将提供抵抗变形的内力矩抗衡该升力力矩增量Mk，刚度较小，Mα> Mk (扭角扩大，气动力矩，变形发散)；超音速时压心及焦点后移，在扰动作用下扭转扩大一般不易出现；前掠机翼的扭转扩大比后掠翼尤为严重；对一定的结构刚度设计，总存在一个飞行临界速度。 53、前掠机翼的扭转扩大比后掠翼尤为严重的两种解释： A--假设气动力的肋剖面合力作用的在刚轴上，机翼纯弯，后掠翼顺气流剖面上后缘点位移大于前缘点位移，导致翼剖面低头，抑制了气动力增量的增大；反之前掠翼顺气流剖面上的后缘点位移小于前缘点位移，导致翼剖面抬头，增强气动力增量的增大，扭转扩大严重。 B--后掠翼是下洗气流，抑制气动力增量增大；前掠翼是上洗，增强气动力增量增大，扭转扩大严重。 54、静气动弹性问题中的副翼反效：副翼偏转产生向上升力ΔYa（在刚心之后），这使结构剖面低头扭转，导致结构剖面迎角降低；反过来这又产生了向下的升力ΔYk,来抵消副翼偏转产生的升力，致使效率降低、反效；可近似认为操纵力不变，显然也存在个临界速度；对大展弦比后掠翼，机翼扭转刚度问题更突出（扭转刚度与展长成反比）。 55、静气动弹性的刚度设计措施： 提高升力面结构剖面的扭转刚度或使刚心前移,对任一机翼 受重量约束不能无限制； 适当提高升力面结构剖面的抗弯刚度（不至引起展向气动力分布的额外变化，减少翼尖分离，对后掠翼重要）； 对大展弦比后掠翼高速时，可增加扰流片（大飞机常用，用于改善气动力分布）； 复合材料气动剪裁优化设计（利用弯扭耦合性质，对前掠机翼必须，对其他机翼也有不增加结构重量的意义）。 56、机翼弹性弯扭变形耦合导致的颤振：振动过程中由于弯扭耦合吸收了气动力使其在过程中作功。 57、固有频率特性在颤振中的作用： 弯曲振动过程中可形成对刚心的周期性力和矩(质量力和气动力增量之和)； 不同结构元件对弯曲频率与扭转频率的贡献不同； 弯曲频率与扭转频率相近，则会导致小的质量力矩产生大的扭转周期变形（共振）；从而吸收空气动力作功，导致弯曲变形有发散的趋势。 58、副翼弯曲颤振的力学成因：弯度变化产生的升力变化与运动一致，导致主翼盒周期振荡增大。副翼摇臂有力矩不致副翼完全翻转。 59、抗颤振设计措施： 提高机翼的抗弯/扭刚度、拉开弯扭模态频率，不能无限制； 重心前移，减小重心到刚心距离（翼尖加配重/副翼前缘）； 操纵系统中加装颤振阻尼器（消耗颤振能量，对副翼有效）； 复合材料结构的弹性气动剪裁设计（弯扭耦合设计）； 主动控制技术（主动阻尼控制方法，通过感测机翼弯曲运动的速度，控制操纵副翼或直接升力面）。 60、结构全寿命周期内要承受复杂的随机载荷（小于最大破坏载荷）作用，结构构件的微观缺陷生长与发展（损伤积累），导致结构构件的实际承载能力下降（安全隐患），可能发生猝不及防的灾难性事故（疲劳破坏）。 安全寿命是指结构构件发生宏观可见裂纹前的飞机使用期限 61、疲劳裂纹形成机理：内因：微裂纹形成于微观应力集中处(粗糙表面、表面划痕、材料缺陷、内部夹杂、结构缺口）；主观条件：微塑性形变循环累积；新生表面挤出、挤入导致微裂纹生成。 62、疲劳断口形貌特征：形核区(疲劳源区，呈圆形、亮泽)；扩展区(明显的疲劳条纹)；瞬断区(粗糙，剪切唇)。 63、材料的循环应力应变规律：反映了材料反复塑性损伤累积的过程。 64、重心过载谱：飞机结构疲劳载荷历程的统计，飞机飞行过程中重心处所经历的加速度历程的统计数据；重心过载谱转换成构件或结构细节处的疲劳应力谱；复杂应力谱的疲劳损伤累积（寿命估算）方法及其应用。 65、载荷统计原则：疲劳极限以下的载荷截除（低载删除原则）；极少出现的高载截除(极小事件概率值界定）。 66、载荷谱的编制形式与种类： 程序块谱 (低－高－低排列的载荷表)； 随机谱(伪随机数生成载荷序列), 按飞-- 续--飞顺序编排。 重心过载谱：飞机重心处的过载系数表 P 构件载荷谱:构件两端受到的内力数据 P 构件细节应力谱：构件细节部位的应力变化历程 67、飞机结构寿命：指飞机结构最危险部位的使用寿，即以最危险局部的寿命代表飞机结构的全机寿命。 68、抗疲劳设计原则：设计是主导，材料是基础，工艺是关键 69、抗疲劳材料及工艺技术方面： 综合选择静强度、疲劳性能好的材料 改善材料疲劳性能的热处理工艺方法 改善材料表面接触环境的化学工艺方法 改善材料表面的加工质量 表面强化工艺：喷丸、滚压、挤压 复合材料的深化应用 70、抗疲劳设计技术方面： 合理布置结构的传力路线 合理选取结构连接的受力形式 降低应力集中 Kt 适当降低应力水平 加预应力过盈配合 冷挤压强化工艺 改变连接接头的紧固件传力 71、安全寿命设计缺陷： 对结构任何关键部位的技术要求一致，导致结构应力水平偏低，重量偏高；质量控制成本较大。 用分散系数保证结构安全使用，重量大且小概率事件难于避免。 对结构存在缺陷漏检情况下，难于保障结构的安全。 对破损安全结构设计无技术指导意义。 72、损伤容限设计概念： 飞机在使用期间或制造初期允许存在缺陷，甚至允许主要受力构件发生裂纹（但不危及结构安全）。利用断裂力学理论与试验结果，设计使得结构裂纹在一定限度内不危及安全（损伤容限），保证结构有足够的剩余强度、刚度（能继续承载），利用定期检查维修保证飞机结构使用的安全可靠，且不致发生灾难事故。 73、含裂体基本构形：穿透型；表面椭圆裂纹型；深埋钱币型。 74、应力强度因子：裂纹尖端附近应力场分布及其应力特征参数。 75、小范围屈服条件: 塑性区尺寸远小于构件和裂纹几何尺寸的条件。 76、研究断裂判据的意义： 已知载荷作用下,一定裂纹长度的含裂结构能否破坏(剩余强度)； 一定裂纹形状 、几何尺寸下, 破坏所需的载荷大小(临界载荷)； 一定载荷条件下, 结构允许的裂纹长度是多少(损伤容限)； 含裂结构在不发生断裂情况下，反复载荷下的裂纹扩展规律； 如何确定安全检查周期（决定裂纹检查间隔, 决定怎样维修)。 77、损伤容限设计理念：承认初始缺陷，控制缺陷增长（设计/分析/实验），用检查维护的方法保证结构使用的安全可靠。 78、损伤容限设计目标:通过损伤容限设计和裂纹扩展及剩余强度分析与实验，保证飞机结构在未修使用期内，其剩余结构能够承受使用载荷，不出现结构的破坏或过分变形；提供足够安全性所要求的检查水平。 79、损伤容限设计要素： 临界裂纹尺寸或剩余强度（结构最大的损伤容限能力） 裂纹扩展（控制损伤过程的发展，提供检修依据） 损伤检查（依据可检度确定不同结构部位的分类与维修） 80、损伤容限结构的设计分类由设计概念(危及飞行安全的程度)和可检度决定。 80、损伤容限结构设计类型： 缓慢裂纹扩展结构(安全裂纹扩展结构)； 破损安全结构：又分安全止裂结构；破损安全多路传力结构。 81、耐久性设计概念是针对飞机研制成本以及使用维护费用大而提出的。综合现代分析理论及设计方法，要求更细致的细节量化控制设计、生产以及维修的全过程，特别以经济性为重要依据来控制飞机使用的最佳经济寿命。 82、以结构细节处微裂纹群的疲劳演化为控制设计的起始点，可以取代安全寿命设计（但受数据资源的短缺限制）；以经济性维修为最终结构使用寿命的控制目标，企图在超过2倍设计寿命后（实际使用寿命的50%），寻找一个合理的经济性维修计划，以保证后期结构使用的维修性。 83、几种典型翼面结构的受力型式及特点： 薄蒙皮梁式机翼 蒙皮薄、受正应力面积集中、长桁少且集中面积小（承受正应力能力可以忽略） 气动载荷引起的剪力由梁腹板传递；弯矩引起的轴向内力主要由梁缘条传递；扭矩由闭室的一圈剪流传递。 适应于低速，翼型高度大的轻型飞机、早期或无人机飞机使用较多。 双梁单块式机翼 长桁(包括梁缘条)与蒙皮组成壁板或整体加筋壁板；蒙皮较薄 可简化为受剪板。与梁式相比，受正应力截面积增多（长桁与缘条）且布置较分散。 气动载荷引起的剪力由梁腹板传递；弯矩引起的轴向内力由桁条与缘条传递；扭矩由闭室的一圈剪流传递。 适应于高亚音速飞行的较大型飞机、民用客机或运输机应用较多。 多腹板式 (多梁或多墙式) 一般由3～10多块腹板（或腹板梁）和厚蒙皮(大多是整体厚蒙皮)组成(肋少甚至没有)；受正应力面积更加分散。结构力学上形成多闭室静不定薄壁盒式结构。 气动载荷引起的剪力由多个腹板按刚度分配；弯矩形成的轴向内力由壁板（蒙皮、缘条）传递；扭矩按多个闭室的扭转刚度以剪流形式传递。 适应于超音速飞行的薄机翼飞机、战斗机、攻击机。 85、结构型式选择中的粗定量参数： 相对载荷:M 剖面弯矩；B翼盒宽度；H平均翼盒高度。（单位宽度壁板上所受正应力） 有效高度比（Hmax为翼剖面最大高度)。 相对翼型厚度。 当相对载荷较小，采用薄蒙皮梁式结构，受正应力面积集中在梁缘条上,其截面积很集中，受拉应力足够,受压也不易失稳；尽管有所降低,但还是有利的；特别机翼较大时（利用结构高度降低弯曲应力），更利于采用梁式。 相对载荷较大，宜选择正应力面积较分散的布置更有利些（集中面积适度的大，不易失稳；有效高度比适中，利用了结构有效高度，特别采用截惯矩较大的剖面形状）。 对超音速飞机，翼面相对高度较小（翼型较薄），从充分利用结构有效高度上看，宜用正应力面积更为分散的多腹板式结构。 86、多梁混合式机翼结构：一般说，多腹板式机翼最好有中央翼(减少根部连接,对称弯矩自平衡，不传给机身，重量轻，翼身融合)。一些中单翼(三角机翼)根弦很大或有开口，而战斗机内部布置紧张，很难设计成机翼贯通形式，又考虑到根部弦长很大，尽管根部翼型相对高度较小,但绝对高度不低，常在根部区域设计成梁式。为减小翼面上采用单块式或多腹板式引起的参与区；并降低根部跨距间挠度。 87、上翼面以稳定性设计,下翼面以损伤容限设计为重点。 88、加强肋布置于：集中力作用处；结构不连续处；开口两端。 89、增升装置及操纵面结构设计：刚度设计（保证操纵）、机构运动轨迹设计、收放机构装置。 90、操纵面悬挂接头数量的确定因素： 使用上的安全可靠(生存力)；在支点处变形不宜大(变形卡滞，故越多越好)；舵面变形不致引起与安定面相碰或突出安定面外形太多； 综合上述因素，多支点为好，但工艺性增加难度，可采用活动接头，使水平方向可调（大于等于3个）。 91、操纵面前缘缺口三种补强措施： 一对斜加强肋，与梁构成三角架；（三角梁补强） 加一短梁与后梁组成一个比原来小的闭室；（小闭室加强） 在低速飞机中，直接对梁补强，使梁本身受扭。（梁直接补强） 92、重量配平：使重心位于转轴之前或转轴上，措施：尽可能减轻后缘重量，在前缘加分布配重；在翼尖处加集中配重。 93、气动补偿（减轻操纵力矩、飞行姿态配平）： 角补偿：在操纵面的翼尖处向前伸一小块面积（低速用）； 轴式补偿：转轴位置靠后布置，对转轴有相反力矩； 内补偿：补偿位置位于压力中心之前，靠气密室压力差，产生辅助力矩。 浮动式补偿：舵面上有补偿板（与操纵联动，构造复杂） 94、全动平尾：飞行速度提高，气动载荷后移，静稳定性增大；要求更大的配平力矩；弯度增加的操纵面效率不足，需引入全动平尾。（转轴式、定轴式） 95、全动平尾转轴形式：直轴式、斜轴式。转轴位于亚、超音速焦点两者间，结构高度大，并兼顾操纵效率。 96、机身结构的受力布局型式： 桁梁式(与梁式薄蒙皮机翼结构形式相当) 蒙皮较薄，剪力则全部由蒙皮承担；少数几根桁梁，（截面积大，四个象限中间位置）弯矩主要由桁梁轴力承受，长桁相对弱小，可不连续，长桁基本不传递轴力。 桁梁间布置大开口，不会显著降低机身抗弯刚度，因大开口会减小结构的抗扭能力，需要补强；相对其它结构型式，同样开口，桁梁式补强重量增加较少。 桁条式(与单块式机翼结构形式相当) 长桁较密、较强（没有明显的桁梁）；弯曲引起的轴向力由桁条承受（蒙皮承担弯曲剪流）；扭矩剪力全部由蒙皮承受；从受力特点上看，不宜大开口。与桁梁式比，其弯扭刚度（尤指弯曲刚度）比桁梁式大；气动力作用下，蒙皮局部变形小，利于气动性能。 硬壳式(与机翼结构的多腹板式结构特征相近) 厚蒙皮或密排隔框，没有纵向元件；厚蒙皮承受机身总体的弯、剪、扭（全部轴力和剪力）；隔框用于维持机身截面形状，支持蒙皮和承受框平面的集中力。不宜开口，导致材料利用率不高（载荷较小，相对高度大），一般仅用于直径较小的机身上，或气动载荷相对较大，要求蒙皮刚度大的部位、头部、机头罩、尾锥等处。 97、加强框类型：刚框式、腹板式（含球面框） 98、刚框结构元件：内外缘条、腹板、立柱 99、刚框结构型式的选择：组合式、整体式或混合式。选择依据是载荷连接形式、刚框弯矩的大小，刚框截面高度，工艺加工能力等。 弯矩不很大，框截面高度较大，采用组合式。因腹板薄,内外缘有效高度大，结构利用率高；截面高度大，便于铆接装配； 截面高度小，弯矩大，则采用整体式，腹板厚也能承弯； 还可根据工艺制造能力，分成若干块，再固接起来或铰接，以解决工艺难问题； 现代工艺倾向于整体机械加工，维修性好，安全寿命特性好。 100、腹板式加强框属平面板杆结构，结构高度大、元件载荷小、重量特性好。气密舱隔板结构上需要腹板框，如战斗机增压舱前后端框，民机坐舱前端框或分舱隔板框。 100、受剪基体结构大开口补强概念（传扭路线打断） 梁腹板因剪力增大并平衡轴力而加强； a 开口翘曲变形引起梁缘条轴力而加强； a 自平衡力系引起两封闭盒段蒙皮受剪，需要加强； a 加强开口端肋将一圈扭矩转换成一对参差力并产生抗翘剪力，需要加强。 102、受轴力基体结构大开口补强概念（轴力/扭路线打断） 参与区内蒙皮需要加强； a 梁缘条在开口区附近加强； a 中间桁条在零力端附近减弱。 103、布置一排相当数量小开口的补强设计： 开孔两侧布置两根强的长桁； a 孔边四周口框加强； a 孔间打下陷做成加强槽（相当立柱） 104、结构中开口的补强设计（舱门）： 口框补强重量过大； a 利用开孔周边的骨架作“井”字形加强； 同时加强开口上下左右四块板； 切断了机身结构中传递轴的长桁(旅客舱门) 开口周围有很强的门框，框外在布置“井”字形的纵横加强。 105、机身结构大开口的加强设计： 开口两端布置腹板式加强框，以变换扭矩剪流为剪力。 开口两侧布置加强桁梁 (甚至盒式梁)并延长。 单闭室大开口 开口区的桁条需加强； 蒙皮因剪力增大需加强； 开口边梁的参与区过渡。 双闭室大开口 传扭：双闭室扭矩转给单闭室，故单闭室蒙皮及地板要加强。 传弯：布置一段龙骨梁，补偿开口引起抗弯能力损失，提高J。 龙骨梁（在主起舱段为“□”在中央翼段为“Δ”）也增加了一定的抗扭刚度(盒式梁)还可以抗坠保护机身。 开口两端布置加强框，将单闭式扭矩转成半圈方向相反的剪力； 开口边梁加强,开口打断的长桁转移轴力，并提高开口抗扭刚度； 翘曲引起的附加正应力作用在侧壁部分使侧壁要加强 ； 翘曲引起的附加正应力作用在桁梁上，要加强桁梁并延长参与段，通过蒙皮受剪转移到闭室加强桁梁。 机身剖面高度变化，J也变化。闭室桁条端部区减弱，开口桁梁加强并延长参与段； 开口段的桁条也需加强。 106、复合材料结构设计：设计是主导、材料是基础、制造是关键、检测是保障。 |
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