312飞机结构的一般要求及主要的结构材料

3．1．2飞机结构的一般要求及主要的结构材料

飞机结构的一般要求

与其它类型结构相比，飞机结构有其特殊性。首先，对重量特别敏感—飞机本身的重量必须尽可能轻，以便多装人员、货物或装备，因而对结构材料要求高；其次，飞机部件的尺寸大而刚度小——有的飞机机翼长达几十米，本身又是薄壁结构，易变形，即刚度小（刚度是指一个结构在受力的情况下抵抗变形的能力），因此飞机结构的精确度不易保证；还有，飞机零件的数量特别多，装配工作量大——大型飞机的零件有几万个之多，而铆钉的数量就可达几十万，所以装配特别费时。

一般说来，飞机结构应满足以下基本要求：

气动外形要求。当结构与气动外形有关时，结构设计应使结构构造的外形能满足规定的外形准确度要求和表面质量要求。这些要求主要与气动阻力和升力特性有关。为了保证飞机在气动上具有原定的良好稳定性与操纵性，机翼、尾翼与机身不容许有过大的变形。

有足够的强度、刚度且重量要轻。结构设计应保证结构在承受各种规定的载荷状态下，具有足够的强度（所谓强度，是指结构或材料抵抗破坏的能力），不产生不能容许的残余变形；具有足够的刚度（所谓刚度，是指结构或材料抵抗变形的能力）与采取其他措施以避免出现不能容许的气动弹性问题与振动问题；具有足够的寿命等。即要求飞机构造满足一定的刚度与强度要求，但刚度、强度太大又会导致结构重量过重，而重量太轻又会导致刚度、强度不够。因而应该在满足设计要求所规定的刚度、强度的前提下，重量应该最轻，以便多载人员、货物、油料，以提高飞行性能。因而，应选择强度高而重量轻的材料来制造飞机的构件。

抗疲劳破坏能力强。飞机有许多结构常处于交变载荷的作用下，容易产生疲劳破坏。因而结构应该有较好的抗疲劳破坏能力才能保证飞行安全。

高的可靠性和生存力。在规定的时间和规定的条件下，结构能完成规定功能的能力称为结构的可靠性。飞机的可靠性是无故障性、维修性、耐久性和储存性的综合指标。

飞机的生存力是指被武器击中后，能够继续飞行的能力(两架“受伤”程度相同的飞机，如果一架还能继续飞行，而另一架不能继续飞行了，则前者较后者的生存力强)。

使用维护要求。为了确保飞机的各个部分(包括装在飞机内的电子设备、燃油系统等各个重要设备和系统以及主要结构)能安全可靠地工作，需要在规定的周期，检查各个指定需要检查的地方，如发现损伤，则需要进行修理或更换。

对于军民用飞机，则需要缩短维护及检修工作的时间，以保证飞机随时处于临战状态或者重新起飞状态。

为了保证维护、检修工作的高质量、高速度进行，在结构上需要布置合理的分离面与各种开口。

工艺性要求。要求飞机结构的工艺性要好，即加工要快、成本要低等。这些需结合机种、产量、需要迫切性与加工条件等综合考虑。

成本要求——经济性要求。这里所说的成本，主要是指制造成本与运营成本(含与结构的维修有关的那部分)。如果从广义上讲，经济性要求还应包括设计成本。

一般来说，以上各要求中，除气动外形都要保证外，对军机而言，重量要求是第一位的；对旅客机、运输机则要同时考虑重量和经济性。而经济性要求实质上和重量、使用维护及工艺要求均密切相关。

重量要求之所以是飞机结构设计的主要要求，是因为对军机而言，重量与性能密切相关，减重对军机十分重要；对旅客机、运输机而言，重量与经济效益直接相关。由于现代旅客机使用寿命长(一般可达60000 飞行小时以上)，因此减轻结构重量意味着可增加商载（即旅客、

货物、邮件等重量），在使用寿命期内增加的经济效益将是十分可观的。

主要的结构材料

为了减轻结构重量，除了采用合理的结构形式以外，最有效的方法是选用强度、刚度大而质量轻的材料。同时，应根据不同的飞行条件和工作环境，要求材料有一定的耐高温和抗低温性能；要有良好的耐老化和抗腐蚀能力；要有良好的抗疲劳性能等。此外，还要求材料应具有良好的加工性能；采用的材料要资源丰富、价格低廉。

一般纯金属的机械性能都不太好，只有加入一种或几种金属元素后所形成的合金才具有良好的机械性能。

铝合金。铝合金除保持了纯铝的优点(如比重小、塑性高、抗腐蚀、导热及导电性良好)以外，还具有良好的机械性能、物理性能和工艺性能。大多数变形铝合金都易进行切削、压力加工成形。铸造铝合金则可用砂型、金属型、压力铸造等方法成形。一般来讲铝合金由于具有接近钛合金、结构钢的比强度、高的比刚度性能以及工艺性能优良、成形方便、成本低廉等其他合金所不能比拟的优点，所以，铝合金是飞机的主要结构材料(约占60%~90%)。

镁合金。在现有的工程用金属中，镁合金的密度最小，约为1.8 g/cm3，约为铝的64%，钢的32%，因而被广泛用作航空材料。虽然镁合金的强度、弹性模量比铝合金、合金钢低，但其比强度、比弹性模量却大致相同。更由于截面的惯性矩随其厚度的立方比增加，故用镁合金制造刚性好的航空零件十分适宜。

镁合金很轻，具有良好的机械加工性，可广泛应用于飞机的非主要受力构件上，还可以用来制造起落架上的刹车轮毂。另外，由于镁合金对石油和碱类物质有抗腐蚀性，可以用来做油管和油箱的零件。

合金钢。钢具有较高的比强度，性能稳定、工艺简单、成本低廉，是制造承受大载荷的接头、起落架和主梁等飞机构件的最合适的结构材料。航空发动机中的很多重要零件如压气机轴、涡轮轴和各种齿轮也要用高强度钢或渗碳钢制造。超音速飞机(M＞3)的受力框架等重要零件因在一定的温度场中工作，必须采用中温超高强度钢。

很多航空零部件都要求材料具有良好的抗腐蚀性能和优良的高低温综合机械性能。种类繁多的不锈钢正好能满足这些要求，例如马氏体不锈钢用来制造压气机叶片、压气机盘、发动机机匣、环形件和大型壳体等。奥氏体不锈钢广泛用来制造各种导管和仪表零件。因此不锈钢和结构钢在航空制造业中占有很重要的地位。

钛合金。钛的密度小(4.5 g/cm3)，但其强度却接近于钢。用钛合金制造的飞机结构可以明显的减轻结构重量。此外，钛合金具有良好的抗腐蚀性及超低温性能。钛合金的主要缺点是加工成形比较困难，成本也较高。

复合材料。复合材料是由两种或多种材料复合而成的多相材料。复合材料中起增强作用的材料称为增强体，起粘结作用的材料称为基体。一般的增强体主要有碳纤维、石墨纤维、玻璃纤维、芳纶纤维、硼纤维等高强度的纤维；基体材料一般采用具有柔韧型的树脂，如环氧树脂、聚酰亚胺树脂等，另外还有铝合金或钛合金等。

复合材料具有优异的性能，其密度低，强度和刚度高，抗疲劳性能、减震性能等较好，而且可以对其力学性能进行设计，因而在航空航天结构上采用的越来越多。

化工材料。除了以上主要工程材料外，在航空结构中还采用了种类繁多的化工材料。例如用于连接不同部件的胶粘剂，用于制造座舱密封盖的聚碳酸脂玻璃，用于制作航空轮胎的各种橡胶，还有为了防腐蚀甚至增加隐身性能的涂料等。

总之，飞行器的发展，所采用的各种材料的品种都在不断发展，越来越发挥着重要的作用。

飞机结构重要资料

单选 1. 直升机尾浆的作用是B A:提供向前的推力B:平衡旋翼扭矩并进行航向操纵 C:提供直升机主升力D:调整主旋翼桨盘的倾斜角 2. 正常飞行中，飞机高度上升后，在不考虑燃油消耗的前提下，要保持水平匀速飞行，则需要采取的措施为D A:降低飞行速度B:开启座舱增压设备C:打开襟翼D:提高飞行速度 3. 2.飞机高速小迎角飞行时，机翼蒙皮的受力状态是A A:上下蒙皮表面均受吸（易鼓胀）B:上下蒙皮表面均受压（易凹陷） C:上表面蒙皮受吸，下表面受压D:上表面蒙皮受压，下表面受吸 4. 3.飞机低速大迎角飞行时，蒙皮的受力状态为C A:蒙皮上表面受压，下表面受吸B:蒙皮上下表面都受吸 C:蒙皮上表面受吸，下表面受压D:蒙皮上下表面都受压 5. 4.垂直突风对飞机升力具有较大的影响主要是因为它改变了C A:飞机和空气的相对速度B:飞机的姿态C:飞机的迎角D:飞机的地速 6. 水平尾翼的控制飞机的A A:俯仰操纵和俯仰稳定性B:增升C:偏航操纵和稳定性D:减速装置 7. 2.飞机低速飞行时要作低角加速度横滚操纵一般可使用C A:飞行扰流板B:内侧高速副翼C:机翼外侧低速副翼D:飞行扰流板和外侧低速副翼 多选 1. 飞机转弯时，可能被操纵的舵面有BCD A:襟翼B:副翼C:飞行扰流板D:方向舵 2. 地面扰流板的作用有AD A:飞机着陆时减速B:横滚操纵C:俯仰操纵D:飞机着陆时卸除升力 3. 对飞机盘旋坡度具有影响的因素有A，B，C，D A:发动机推力B:飞机的临界迎角C:飞机的强度D:飞机的刚度 4. 飞机的部件过载和飞机重心的过载不相等是因为A，C，D A:飞机的角加速度不等于零B:飞机的速度不等于零 C:部件安装位置不在飞机重心上D:飞机的角速度不等于零 5. 梁式机翼主要分为A，C，D A:单梁式机翼B:整体式机翼C:双梁式机翼D:多梁式机翼 6. 从结构组成来看，翼梁的主要类型有B，C，D A:复合材料翼梁B:腹板式C:整体式D:桁架式 7. 机身的机构形式主要有A,C,D A:构架式B:布质蒙皮式C:硬壳式D:半硬壳式 8. 飞机表面清洁的注意事项有A，B，C，D A:按规定稀释厂家推荐的清洁剂与溶剂B:断开与电瓶相连的电路 C:遮盖规定部位，保证排放畅通D:防止金属构件与酸、碱性溶液接触 9. 飞机最易直接受到雷电击中的部位包括A，C，D A:雷达整流罩B:机翼上表面C:机翼、尾翼的尖端和后缘D:发动机吊舱前缘 10. 胶接的优点有: BC A:降低连接件承压能力B:减轻重量、提高抗疲劳能力 C:表面平整、光滑，气动性与气密性好D:抗剥离强度低、工作温度低

737NG飞机结构与起落架复习资料

737NG飞机结构与起落架复习资料 一、填空题 1、可用下列标注尺寸在机身上查找部件：机身站位线、机身纵剖线、水线。 2、垂直安定面有四个基准尺寸：垂直安定面站位、垂直安定面前缘站位、方向舵站位、垂直安定面水线 3、飞机有八个主要分区帮助查找并识别飞机部件和零件：100－下半机 身、200－上半机身、300－机尾、400－动力装置和吊舱支柱、500－左机翼、600－右机翼、700－起落架和起落架舱门、800－舱门 4、发动机工作时周围的危险：进气吸力、排气热量、排气速度、发动机噪音。 5、飞行操纵系统包括：主操纵系统、辅助操纵系统。 6、驾驶舱内的主要面板：P1机长仪表板、P2中央仪表板、P5前顶板、 P5后顶板、P7遮光板、P3副驾驶仪表板、P9前电子面板、控制台、P8后电子面板。 7、在控制台上的操纵和指示装置包括以下部件：前油门杆、反推油 门杆、速度刹车手柄、水平安定面配平轮和指示器、停留刹车手柄和指标灯、襟翼手柄、安定面配平切断电门、起动手柄。 8、737NG飞机液压动力系统由：主液压系统、地面勤务系统、辅助 液压系统、液压指示系统组成。 9、备用液压系统是一个必备系统，为以下部件提供备用液压动力：方向舵、前缘襟翼和缝翼、两个反推装置 10、备用油箱低油量电门在油箱内油液少于50%时，向位于驾驶舱内飞行操纵面板上的琥珀色备用液压低油量灯发送信号，使灯点亮。 11、当飞行控制面板上的任一盏琥珀色灯亮时，主警告灯和位于系统通告面板（P7）上的飞行控制灯也会点亮。 12、当油泵压力低于1300 psi时，液压系统A和B的发动机驱动泵（EDP）和电动马达驱动泵（EMDP）的琥珀色油泵低压指示灯会点亮。当液压压力高于1600psi时，琥珀色低压指示灯熄灭 13、利用地面勤务车为系统增压时，首先必须卸掉液压油箱的压力 14、在起落架上安装下位锁销可确保外力不使起落架开锁。

(完整word版)飞机起落架基本结构

起落架 起落架就是飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时用于支撑飞机重力，承受相应载荷的装置。任何人造的飞行器都有离地升空的过程，而且除了一次性使用的火箭导弹和不需要回收的航天器之外，绝大部分飞行器都有着陆或回收阶段。对飞机而言，实现这一起飞着陆（飞机的起飞与着陆过程）功能的装置主要就是起落架。 基本介绍 起落架就是飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件。简单地说，起落架有一点象汽车的车轮，但比汽车的车轮复杂的多，而且强度也大的多，它能够消耗和吸收飞机在着陆时的撞击能量。 概括起来，起落架的主要作用有以下四个：承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力；承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的撞击和颠簸能量；滑跑与滑行时的制动；滑跑 与滑行时操纵飞机。 2结构组成 为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要，起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。为了缩短着陆滑跑距离，机轮上装有刹车或自动刹车装置。此外还包括承力支柱、减震器（常用承力支柱作为减震器外筒）、收放机构、前轮减摆器和转弯操纵机构等。承力支柱将机轮和减震器连接在机体上，并将着陆和滑行中的撞击载荷传递给机体。前轮减摆器用于消除高速滑行中前轮的摆振。前轮转弯操纵机构可以增加飞机地面转弯的灵活性。对于在雪地和冰上起落的飞机，起落架上的机轮用滑橇代替。 2.1减震器 飞机在着陆接地瞬间或在不平的跑道上高速滑跑时，与地面发生剧烈的撞击，除充气轮胎可起小部分缓冲作用外，大部分撞击能量要靠减震器吸收。现代飞机上应用最广的是油液空气减震器。当减震器受撞击压缩时，空气的作用相当于弹簧，贮存能量。而油液以极高的速度穿过小孔，吸收大量撞击能量，把它们转变为热能，使飞机撞击后很快平稳下来，不致颠簸不止。 2.2收放系统 收放系统一般以液压作为正常收放动力源，以冷气、电力作为备用动力源。一般前起落架向前收入前机身，而某些重型运输机的前起落架是侧向收起的。主起落架收放形式大致可分为沿翼展方向收放和翼弦方向收放两种。收放位置锁用来把起落架锁定在收上和放下位置，以防止起落架在飞行中自动放下和受到撞击时自动收起。对于收放系统，一般都有位置指示和警告系统。 2.3机轮和刹车系统 机轮的主要作用是在地面支持收飞机的重量，减少飞机地面运动的阻力，吸收飞机着陆和地面运动时的一部分撞击动能。主起落架上装有刹车装置，可用来缩短飞机着陆的滑跑距离，并使飞机在地

第一章 飞机结构

第一章- 飞机结构 摘要：飞机结构是第一章，主要讲述了飞机的机身，机翼，尾翼，起落架，和发动机这几个主要结构部分。 根据美国联邦法规全书(CFR)第14篇第一部分的定义和缩写，飞行器(Aircraft)是一种用于或者可用于飞行的设备。飞行员执照的飞行器分类包括飞机(Airplane)，直升机，气球类(lighter-than-air)，动力升力类(powered-lift)，以及滑翔机。还定义了飞机(Airplane)是由引擎驱动的，比空气重的固定翼飞行器，在飞行中由作用于机翼上的空气动态反作用力支持。本章简单介绍飞机和它的主要组成部分。主要组成部分 尽管飞机可以设计用于很多不同的目的，大多数还是有相同的主要结构。它的总体特性大部分由最初的设计目标确定。大部分飞机结构包含机身，机翼，尾翼，起落架和发动机。 机身

机身包含驾驶舱和/或客舱，其中有供乘客使用的坐位和飞机的控制装置。另外，机身可能也提供货舱和其他主要飞机部件的挂载点。一些飞行器使用开放的桁架结构。桁架型机身用钢或者铝质管子构造。通过把这些管子焊接成一系列三角形来获得强度和刚性，成为桁架结构。图1-2就是华伦桁架。 华伦桁架结构中有纵梁，斜管子和竖直的管子单元。为降低重量，小飞机一般使用铝合金管子，可能是用螺钉或者铆钉通过连接件铆成一个整体。 随着技术进步，飞行器设计人员开始把桁架单元弄成流线型的飞机以改进性能。在最初使用布料织物来实现的，最终让位于轻金属比如铝。在某些情况下，外壳可以支持所有或者一主要部分的飞行载荷。大多数现代飞机使用称为单体横造或者半单体构造的加强型外壳结构。单体横造设计使用加强的外壳来支持几乎全部的载荷。这种结构非常结识，但是表面不能有凹痕或者变形。这种特性可以很容易的通过一个铝的饮料罐来演示。你可以对饮料罐的两头施加相当的力量管子不受什么损坏。然而，如果罐壁上只有一点凹痕，那么这个罐子就很容易的被扭曲变形。实际的单体造型结构主要由外壳，隔框，防水壁组成。隔框和防水壁形成机身的外形。如图1－3 由于没有支柱，外壳必须足够的坚固以保持机身的刚性。这样，单体造型结构有一个重要的问题，在保持重量在允许的范围内同时要维持足够的力量。由于单体设计的限制，今天的大多数飞机使用半单体造型结构。 半单体造型结构使用飞机外壳可以贴上去的亚结构，亚结构由隔框和不同尺寸的防水隔壁以及桁条组成，通过来自机身的弯曲应力来加固加强的外壳。机身的主要部分也包括机翼挂载

飞机结构和组成

飞行的主要组成部分及功用 到目前为止，除了少数特殊形式的飞机外，大多数飞机都由机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置五个主要部分组成： 1. 机翼——机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行，同时也起到一定的稳定和操作作用。在机翼上一般安装有副翼和襟翼，操纵副翼可使飞机滚转，放下襟翼可使升力增大。机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。不同用途的飞机其机翼形状、大小也各有不同。 2. 机身——机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备，将飞机的其他部件如：机翼、尾翼及发动机等连接成一个整体。 3. 尾翼——尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，有的高速飞机将水平安定面和升降舵合为一体成为全动平尾。垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的作用是操纵飞机俯仰和偏转，保证飞机能平稳飞行。 4.起落装置——飞机的起落架大都由减震支柱和机轮组成，作用是起飞、着陆滑跑，地面滑行和停放时支撑飞机。 5.动力装置——动力装置主要用来产生拉力和推力，使飞机前进。其次还可为飞机上的其他用电设备提供电源等。现在飞机动力装置应用较广泛的有：航空活塞式发动机加螺旋桨推进器、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机。除了发动机本身，动力装置还包括一系列保证发动机正常工作的系统。 飞机上除了这五个主要部分外，根据飞机操作和执行任务的需要，还装有各种仪表、通讯设备、领航设备、安全设备等其他设备。 二、飞机的升力和阻力 飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理： 流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。 连续性定理阐述了流体在流动中流速和管道切面之间的关系。流体在流动中，不仅流速和管道切面相互联系，而且流速和压力之间也相互联系。伯努利定理就是要阐述流体流动在流动中流速和压力之间的关系。 伯努利定理基本内容：流体在一个管道中流动时，流速大的地方压力小，流速小的地方压力

飞机结构重要知识点(word文档物超所值)

1，航线结构损伤维修特点 ?数量多——雷击，冰雹，鸟撞，勤务车辆、工作梯撞击等?修理周期较长 ?时间紧迫——需要保障航班正常运营, 2.结构维修基本原则 安全性原则——结构持续适航影响结构持续适航性的损伤，必须立即停场进行结构修理 经济性原则——降低维修成本有计划地进行结构修理：不影响结构持续适航性的损伤，不一定立即进行结构修理 3.目前制约航线结构维修的主要因素 航线技术支援基本上为非结构修理专业人员，普遍缺乏基本结构工程技术支援技能，AOG技术支援基本上依靠结构工程师提供，耽误抢修进度。具体表现在：不能正确应用SRM有效过滤允许损伤极限范围内的结构损伤 不能正确报告结构损伤：提供给结构工程师的结构损伤信息不符合要求，难以满足损伤评估以及修理方案制定需要4.结构种类及其含义 飞机结构分为主要结构(primary structure)和次要结构（secondary structure)两大类 主要结构：传递飞行、地面或者增压载荷的结构。 主要结构包含重要结构（PSE/SSI)和其它主要结构。 重要结构指传递飞行、地面或者增压载荷的关键结构

件或者关键结构组件。重要结构件一旦失效，将导致 飞机灾难性事故 次要结构：仅传递局部气动载荷或者自身质量力载荷的结构。 次要结构失效不影响结构持续适航性/飞行安全。大 多数次要结构主要作用为保证飞机气动外形、降低飞 行时空气阻力。例如翼-身整流罩。 5.门的种类及用途 登机门/勤务门：登机门和勤务门分别为旅客和机组和勤务人员接近客舱内部的通道口。 应急门：紧急出口指紧急情况下的撤离出口 货舱门：用以接近货舱内部区域。 登机梯门：放出后，该梯能形成通道供旅客和机组进入或离开飞机 前设备舱门（Forward access) 电子设备舱门(Electronic equipment compartment) 各种检查盖板（Access Doors）各种勤务盖板（Service Doors）驾驶舱门（Fixed Interior Doors） 6.门的主要/重要结构和次要结构、作用 主要/重要结构：门的蒙皮、结构、止动座和止动销 次要结构：各种检查盖板，各种勤务盖板，驾驶舱门门的蒙皮和结构：

A380飞机结构的先进材料和工艺

A380飞机结构的先进材料和工艺 技术分类：工程材料来源：慧聪网发表时间：2008-01-09 A380的寿命要达到40-50年，因此必须选用先进且新型材料和工艺技术，为未来飞机搭建技术平台。这些技术不仅经过了大量全尺寸试验验证而且经过了航空公司维修专家的评审(符合检查和维修标准)。 A380结构设计准则(见图1)。重复的拉伸载荷加上载荷的变化将会在金属结构内产生微小的疲劳裂纹。裂纹增长速度以及残余强度(当裂纹产生时)将指导选择何种材料。为了防止结构由外物损伤，需要考虑材料的损伤容限性能。 压力载荷需要考虑采用屈服强度和刚度好的材料，以增加稳定性。抗腐蚀能力是选择材料和工艺的另一个重要准则，尤其是在机身下部。选择材料和工艺目标的一部分是使结构轻量化。因此，复合材料是很好的选择，但必须了解设计准则和维修需要。材料的选择不仅仅是考虑设计准则，同时还要考虑生产成本和采购问题。 1. 新型且先进的金属材料 从A380选材的分布来看(见图2)，铝合金占的比重最大，达机体结构重量的61%，因此要实现性能改进，必须开发创新的铝合金材料和工艺技术，具体是提高强度和损伤容限，加强稳定性并提高抗腐蚀能力。尤其是在A380机翼部位(机翼的80%以上是铝合金材料) 要提高性能。

A380-800飞机在铝合金结构上取得的主要成就包括： ·在机身壁板上引用了很宽的钣金材料，减少了连接件从而减轻了重量; ·在主地板横梁上采用了先进的铝锂合金挤压件，在这一部位的应用可与碳纤维增强塑料相媲美; ·在机翼大梁和翼肋上选择了新型7085合金，这种合金在很薄的板材和很大锻件上性能优于通常的高强度合金;钛合金由于具有高强度、低密度，高损伤容限和抗腐蚀能力使其代替钢而广泛应用，但是它的高价格使其应用受到限制。在A380的结构中，钛合金用量较空中客车其它机型有所增加，达到10%。仅仅挂架和起落架的钛合金用量就增加了2%。 ·A380挂架的主要结构是空中客车公司第一次采用全钛设计。在A380飞机上采用最广泛的钛合金是Ti-6Al-4V，在B退火状态下最大的断裂韧性和最小的裂纹增长速度。 ·在A380上第一次采用了新型钛合金VST55531，这种新的钛合金是空中客车公司与俄罗斯制造商共同开发的，能够为设计者提供良好的断裂韧性和高强度综合性能。这种合金目前用于A380飞机的机翼和挂架之间的连接件，进一步的应用还在研究当中。 2. A380复合材料的应用 A380复合材料的主要应用见下图3。

A380飞机结构的先进材料和工艺

A380飞机结构的先进材料和工艺 A380的寿命要达到40-50年，因此必须选用先进且新型材料和工艺技术，为未来飞机搭建技术平台。这些技术不仅经过了大量全尺寸试验验证而且经过了航空公司维修专家的评审（符合检查和维修标准）。 A380结构设计准则（见图1）。重复的拉伸载荷加上载荷的变化将会在金属结构内产生微小的疲劳裂纹。裂纹增长速度以及残余强度（当裂纹产生时）将指导选择何种材料。为了防止结构由外物损伤，需要考虑 材料的损伤容限性能。 压力载荷需要考虑采用屈服强度和刚度好的材料，以增加稳定性。抗腐蚀能力是选择材料和工艺的另一个重要准则，尤其是在机身下部。选择材料和工艺目标的一部分是使结构轻量化。因此，复合材料是很好的选择，但必须了解设计准则和维修需要。材料的选择不仅仅是考虑设计准则，同时还要考虑生产成本和采 购问题。 1. 新型且先进的金属材料 从A380选材的分布来看（见图2），铝合金占的比重最大，达机体结构重量的61%，因此要实现性能改进，必须开发创新的铝合金材料和工艺技术，具体是提高强度和损伤容限，加强稳定性并提高抗腐蚀能力。 尤其是在A380机翼部位（机翼的80%以上是铝合金材料）要提高性能。

A380-800飞机在铝合金结构上取得的主要成就包括： ·在机身壁板上引用了很宽的钣金材料，减少了连接件从而减轻了重量； ·在主地板横梁上采用了先进的铝锂合金挤压件，在这一部位的应用可与碳纤维增强塑料相媲美； ·在机翼大梁和翼肋上选择了新型7085合金，这种合金在很薄的板材和很大锻件上性能优于通常的高强度合金；钛合金由于具有高强度、低密度，高损伤容限和抗腐蚀能力使其代替钢而广泛应用，但是它的高价格使其应用受到限制。在A380的结构中，钛合金用量较空中客车其它机型有所增加，达到10%。仅仅挂 架和起落架的钛合金用量就增加了2%。 ·A380挂架的主要结构是空中客车公司第一次采用全钛设计。在A380飞机上采用最广泛的钛合金是Ti-6Al-4V，在B退火状态下最大的断裂韧性和最小的裂纹增长速度。 ·在A380上第一次采用了新型钛合金VST55531，这种新的钛合金是空中客车公司与俄罗斯制造商共同开发的，能够为设计者提供良好的断裂韧性和高强度综合性能。这种合金目前用于A380飞机的机翼和挂架 之间的连接件，进一步的应用还在研究当中。 2. A380复合材料的应用 A380复合材料的主要应用见下图3。

飞机结构定义

飞机结构 4. Definitions 4. 定义 A. The definitions of primary and secondary structures are as follows: A. 定义基本的和次级的结构依下列各项: WARNING: THE FAILURE OF PSE’S COULD RESULT IN THE CATASTROPHIC FAILURE OF THE AIRPLANE. 警告: PSE （主要构件）的失效可以造成飞机灾难性的故障。 (1) Primary Structure: Structure which carries flight, ground, or pressure loads. Primary structure is classified into two categories: Principal Structural Elements (PSE) and Other Structure. Most of the primary structures on the airplane are Principal Structural Elements (PSE). PSEs are also known as Structural Significant Items (SSI). (1) 基本结构:承传受飞行, 地面, 或压力载荷的结构。基本的结构又分为两类: 主要构件 (PSE) 和其他构件。飞机上的大部分基本结构是主要构件(PSE). PSEs （主要构件）也是被作为结构的重要项目(SSI). (a) Principal Structural Elements (PSE): Primary structure which contribute significantly to carrying flight, ground, and pressurization loads, and whose failure could result in the catastrophic failure of the airplane. (1) 主要构件 (PSE):主要承受飞行, 地面, 和压力载荷的基本结构,这些构件 的失效将造成飞机的灾难性故障。 (b) Other Structure: Primary structure that is not a Principal Structural Element (PSE). (b) 其他的结构: 基本结构中不是主要构件的部分 (PSE). (2) Secondary Structure: Structure which carries only air or inertial loads generated on or within the secondary structure. Most secondary structures are important to the aerodynamic performance of the airplane. (2) 次级结构:承受空气或次级结构本身产生的惯性载荷的结构。大部分次级结构对飞行的气动性能很重要。 修理定义 1. Applicability A. This subject gives the definitions related to repair classification and inspection for damage-tolerant and non-damage tolerant primary and secondary structures as applicable. 2. References Reference Title 51-10-02 INSPECTION AND REMOVAL OF DAMAGE SOPM 20-20-01 Magnetic Particle Inspection

飞机结构与系统复习资料：飞机结构基础

1.载荷系数的定义 用倍数的概念来表示飞机实际外力同重力之间的关系，是一个相对值。 表示飞机质量力与重力的比率。 2.飞行状态下和起飞着陆状态下载荷系统的区别 3.什么是疲劳载荷？飞机上典型疲劳载荷有哪些？ 飞机长期使用---所受载荷多次重复---形成疲劳载荷。这种作用会导致结构的疲劳破坏。 主要类型：1）突风载荷2）机动载荷3）增压载荷4）着陆撞击载荷5）地面滑行载荷6）发动机动力装置的热反复载荷7）地-空-地循环载荷8）其他 4.什么是载荷谱？ 飞机在使用过程中结构承受载荷随时间的变化历程。 5.机身功用及外载，什么是增压载荷 1）安置空勤组人员、旅客、装载燃油、武器、设备和货物； 2）将机翼、尾翼、起落架及发动机连接在一起，形成一架完整的飞机。 增压载荷：增压舱内的空气压力与周围大气空气压力之差。 6.机身结构设计首要要求 1) 需满足众多使用要求（最主要）； 2) 总体协调性要好，这样有利于飞机减重； 3) 保证结构完整性前提下的最小重量要求； 4) 合理使用机身的有效容积，保证飞机性能； 5) 气动力要求主要是减小阻力； 6) 装载多，本身结构复杂，故对开敞性（便于维修）要求更高； 7) 良好的工艺性、经济性要求； 7.机身主要构件及其受力特性 8.机身典型受力型式及其特点 桁梁式：结构特点：有若干桁梁(如四根)，桁梁强；长桁少且弱，甚至可以不连续；蒙皮薄。 受力特点：机身弯曲引起的轴向力主要由桁梁承担；剪力由蒙皮承担。在桁梁间布置大开口而不会显著影响机身抗弯强度和刚度。 桁条式：结构特点：无桁梁；长桁密且强；蒙皮较厚。 受力特点：机身弯曲引起的轴向力主要由桁条和较厚蒙皮组成的壁板承担；剪力由蒙皮承担。不宜大开口，抗弯、扭刚度大；蒙皮局部变形小，有利于改善气动性能。 硬壳式：结构特点：无桁梁，无桁条；蒙皮厚，与少数隔框组成机身。 受力特点：机身总体弯、剪、扭引起的全部轴力和剪力由厚蒙皮承担；隔框用于维持机身截面形状，支持蒙皮、承担框平面内的集中力。不宜大开口，机身实际应用很少，只适于局部气动载荷较大，要求蒙皮局部刚度大的部位，如机头、尾锥等。 9.开口与口盖的分类 开口的分类：通常按尺寸分为：大开口、中开口和小开口。 口盖的分类（1）按使用特性：快卸口盖；一般口盖 （2）按受力特性：不受力口盖；只承受口盖上局部气动载荷，并传给基体结构；受剪口盖；受轴向力口盖。 10.飞机上常用的材料有哪些 铝合金；镁合金；钛合金；刚。

“运十飞机下马”的真实原因

“运十飞机下马”的真实原因。 运十飞机是中国在文化大革命中的1970年上马研制的 大飞机项目。1976年7月制造出了第一架用于静力试验的 飞机，1978年11月全机静力试验一次成功。1979年12月制造出第二架用于飞行试验的飞机，于1980年9月26日首次试飞一次成功，此后进行了各种科研试飞。先后转场北京、合肥、哈尔滨、乌鲁木齐、昆明、成都等地，并先后7次飞抵起降难度最大的西藏拉萨贡嘎机场，飞西藏时“一周飞行5次，连续出勤无事故”。到1985年，“运十”共飞了130个起落，170个小时，最远航程3600公里，最大时速930公里，最高飞行升限11000米，最长空中飞行时间4小时49分。从性能上看，“运十”客舱按经济舱178座，混合级124座布置，最大起飞重量110吨，已经达到了“大飞机”的标准。当时，世界上只有四个国家可以生产这样的大飞机，可以说运十飞机的研制是非常成功的，创造了世界的奇迹。令人不可思议的是，在1980年至1982年，已经接近完成的运十飞机居然下马了。研制运十飞机的几千名科技人员、工人十年心血和国家五亿多元科研经费全部付之东流。更重要的是中国制造大飞机被推后二十年。首先要分析谁能决定“运十下马”。有如下单位和个人：三机部，(当时的部长81年9月前为吕东，9月后为莫文祥)国防科工委，(主任82年7月前为张爱

萍，7月后为陈彬)主管国防工业、国防科技的国务院副总理(80年9月前为王震，9月后为张爱萍)，只有他们能起决定性作用。而据说，他们都主张或者不反对“运十下马”。当时 反对“运十下马”的人也很多，不过都没有太大的权力。他们 也到处游说，向中央领导人提出继续研制的要求。当时(1980年前后)中央只有一个领导人对运十飞机的继续研制表示支持，就是国务院副总理薄一波。可惜他很快就退下来了。谁应该对运十飞机下马负责，应该很清楚了。对一些人不能只讲功劳，不讲错误。当时一些领导人水平之低、眼界之狭隘，缺少对国家发展起码的远见卓识，对现代科学技术外行，做出不可理解的错误决策，令人叹惜不已。其次，为什么三机部不反对运十飞机下马?这是因为运十飞机主要是上海搞的。上海本来没有航空工业，不生产飞机，文化大革命中的1970年上海市主要领导人王洪文、马天水等人向中央提出要研制大飞机，得到了毛泽东、周恩来的批准。此事让三机部的很难堪。三机部后来根据上级指示向上海派出大批优秀的科技人员、技术工人参加运十研制。十年后运十飞机研制出来了，尽管其中也有三机部的功劳，但是毕竟是上海为主搞出来的。这一成绩的取得，就领导人来讲是上海市领导人马天水，(马天水虽然在文革后作为四人帮死党被打倒，但是他是解放后上海主管工业的市委领导人。建国前三十年上海一直是全国工业、科技最先进，对国家贡献最大的地区，应该说马天水

飞行器结构设计总复习

静强度设计：安全系数d e P f P d p 设计载荷 e p 使用载荷 u p 极限载荷 静强度设计准则：结构材料的极限载荷大于或等于设计载荷，即认为结构安全u p ≥d p 载荷系数定义：除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力的合力与当时飞机重量的比值， 称为该方向上的载荷系数。 载荷系数的物理意义：1、表示了作用于飞机重心处除重力外的外力与飞机重力的比值关系； 2、表示了飞机质量力与重力的比率。 载荷系数实用意义：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。 着陆载荷系数的定义：起落架的实际着陆载荷lg P 与飞机停放地面时起落架的停机载荷lg o P 之 41.杆只能承受（或传递）沿杆轴向的分布力或集中力。 2.薄平板适宜承受在板平面内的分布载荷，包括剪流和拉压应力，不能传弯。没有加强件加 强时，承压的能力比承拉的能力小得多，不适宜受集中力。厚板能承受一定集中力等。 3.三角形薄板不能受剪。 刚度分配原则：在一定条件下（如机翼变形符合平剖面假设），结构间各个原件可直接按照 本身刚度的大小比例来分配它们共同承担的载荷，这种正比关系称为“刚度分配原则” P1l1/E1F1=P2l2/e2f2 K=EF/l p1/p2=k1/k2 p1=k1p/(k1+k2) （翼面结构的典型受力形式及其构造特点： 1.薄蒙皮梁式：蒙皮很薄，纵向翼梁很强，纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要 大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的枞墙。常分左右机翼-----用几个集 中接头相连。 2.多梁单块式：蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴向力的壁板承受总体弯矩；纵向长 桁布置较密，长桁截面积与梁的截面积比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增 强了翼面结构的抗扭刚度。为充分发挥多梁单块式机翼的受力特征，左右机翼一般连成整体 贯穿过机身，但机翼本身可能分成几段。 3.多墙厚蒙皮式：布置了较多的枞墙，厚蒙皮，无长桁，有少肋、多肋两种，但结合受集中 力的需要，至少每侧机翼上要布置3~5个加强翼肋。可以没有普通肋。） 大型高亚音速运输机或有些超音速战斗机采用多梁单块式翼面结构，Ma 较大的的超音速飞 机多采用多墙（或多梁）或机翼结构。 局部失稳问题：翼梁缘条受轴向压力时，由于在蒙皮平面内有蒙皮支持，在翼梁平面有腹板 支持，因此一般不会产生总体失稳，但需考虑其局部失稳问题。 翼梁的主要功用承受或传递机翼的剪力Q 和弯矩M 。 （各典型形式（梁式、单块式、多墙式）受力特点的比较： 机翼结构受力形式的发展主要与飞行速度的发展有关。速度的增加促使机翼外形改变并提高 了对结构强度、刚度、外形的要求。比较三者的受力特点可以发现，单纯的梁式、薄蒙皮和 弱长桁均不参加机翼总体弯矩的传递，只有梁的缘条承受弯矩引起的轴力。对于高速飞机， 由于气动载荷增大，而相对厚度减小又导致了机翼结构高度变小，只靠梁来承弯将使承弯构 件的有效高度减小；加之对蒙皮局部刚度和机翼扭转刚度要求的提高，促使蒙皮增厚，长桁 增多、增强。因此，在单块式、多墙式机翼中，蒙皮、长桁，乃至主要是蒙皮发展成主要的 承弯构件。由于蒙皮、长桁等受轴向力的面积较之梁缘条更为分散、更靠近外表面，故承弯 构件有效高度较大，因此厚蒙皮翼盒不仅承扭能力较高，抗弯特性也较好，因此，此种机翼

浅析飞机复合材料结构修理技术

浅析飞机复合材料结构修理技术 随着科技的不断进步，复合材料逐渐出现在航空领域，在现代航空领域的发展中被广泛应用。由于复合材料已经成为现代飞机结构的重要组成部分，并且其损伤机理与金属损伤存在差异，对复合材料结构修理技术研究具有重要的现实意义。文章主要基于飞机复合材料结构修理基础之上进行研究，促进飞机复合材料的可持续发展。 标签：飞机复合材料；结构修理；技术分析 前言 国内对于先进复合材料在航空领域的应用已经取得一定成效，但对于飞机复合材料结构修理技术的研究依旧需要不断完善。由于现代航空领域需求的不断增加，对复合材料的使用要求逐渐严格。同时在具体的应用过程中需要对复合材料进行维护，体现出飞机复合材料结构修理技术的重要性。 1 飞机复合材料结构类型以及损伤类型 目前，国内外的复合材料在航空领域的应用具有广泛性特点，材料用量占总体用量总重的25%-40%，其中民用飞机占11%-16%，直升机高达60%以上。由此可见，飞机复合材料结构在航空领域的应用具有广泛性特点。对于复合材料以及损伤类型进行分析，加深对复合材料修理技术的理解。 1.1飞机复合材料结构类型 1.1.1 压层板。复合材料当中的压层板主要是由单层板粘合而成，同时构成材料可为不同材质的单层板，也可为各向异性单层板进行构成。由于单层板构成存在复杂性以及非匀质性，导致单层板的实际构成具有各向异性的特点。 1.1.2 蜂窝夹芯结构。蜂窝夹芯机构主要是由薄面板与中间胶接低密度的夹芯构成，具体的面板结构为层压板，面板较薄。其中具体的使用材料为纤维玻璃布、单向碳纤维、编织布、芳纶有机纤维布等材料。蜂窝夹芯结构比常规金属结构具有较高的比强度、抗弯强度、高结构阻尼、消音以及耐声震、隔热性等良好的性能，在航空领域应用具有较好效果。 1.1.3 蜂窝壁板。蜂窝壁板主要是承力面以及蜂窝夹芯构成，蜂窝夹芯位于承力面板之间，使得整个蜂窝壁板的强度增加[1]。此外还有骨架元件以及众多的不锈钢板材料进行实际构成。在蜂窝壁板的实际结构当中，承力面板所承受的质量一般只是自身在平面内的负荷，骨架元件在具体应用中保证局部刚劲，提升固定地点的安全性以及耐用性。 1.2 飞机复合材料损伤类型

飞机基本结构123

飞机基本结构 飞机结构一般由五个主要部分组成：机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置(主要介绍机翼和机身)。 机翼 薄蒙皮梁式 主要的构造特点是蒙皮很薄，常用轻质铝合金制作，纵向翼梁很强(有单梁、双梁或多梁等布置)．纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的纵墙。该型式的机翼通常不作为一个整体，而是分成左、右两个机翼，用几个梁、墙根部传集中载荷的对接接头与机身连接。薄蒙皮梁式翼面结构常用于早期的低速飞机或现代农用飞机、运动飞机中，这些飞机的翼面结构高度较大，梁作为惟一传递总体弯矩的构件，在截面高度较大处布置较强的梁。 多梁单块式 从构造上看，蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴力的壁板承受总体弯矩；纵向长桁布置较密，长桁截面积与梁的横截面比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增强了翼面结构的抗扭刚度，为充分发挥多梁单块式机翼的受力特性，左、右机翼最好连成整体贯穿机身。有时为使用、维修的方便，可在展向布置有设计分离面，分离面处采用沿翼盒周缘分散连接的形式将全机翼连成一体，然后整个机翼另通过几个接头与机身相连。 多墙厚蒙皮式(有时称多梁厚蒙皮式，以下统简称为多墙式) 这类机翼布置了较多的纵墙(一般多于5个)；蒙皮厚(可从几毫米到十几毫米)；无长桁；有少肋、多肋两种。但结合受集中力的需要，至少每侧机翼上要布置3—5个加强翼肋。当左、右机翼连成整体时，与机身的连接与多梁单块式类似。但有的与薄蒙皮梁式类似，分成左右机翼，在机身侧边与之相连，此时往往由多墙式过渡到多梁式，用少于墙数量的几个梁的根部集中对接接头在根部与机身相连。 蒙皮

高超声速飞行器结构材料与热防护系统

本文2010201222收到,作者分别系中国航天科工集团三院310所助工、高级工程师 高超声速飞行器结构材料与热防护系统 郭朝邦 李文杰 图1　挂载在B 252H 机翼的X 251A 摘　要　随着人类对高超声速飞行器的不断探索,结构材料和热防护系统已成为高超技术发展的瓶颈。首先介绍了X 251A 和X 243A 的项目概况、结构材料和热防护系统,然后分别从高超声速试飞器超高温热防护材料、大面积热防护材料和热防护系统等几方面对X 251A 和X 243A 试飞器进行了分析,最后提出了结构材料和热防护系统发展的关键技术。 关键词　X 251A X 243A 结构材料 热防护 系统 飞行器 高超 引　言 随着高超声速飞行器飞行速度的不断提高,服役环境越来越恶劣,飞行器的热防护问题成为限制飞行器发展的瓶颈。而高超声速结构材料和热防护系统的研究与开发是高超声速飞行器热防护的基础,因此,各国都大力开展了高超声速飞行器热防护材料与结构的相关研究。尤其是以美国为代表的X 251A 和X 243A 高超声速飞行器在结构材料和热防护方面的研究比较突出,本文对这两种试飞器的结构材料和热防护技术分别进行详细介绍。1　X 251A 高超声速飞行器1.1　项目概况 X 251A 计划是由美国空军研究试验室(AFRL )、国防高级研究计划局(DARP A )、NAS A 、波音公司 和普惠公司联合实施的旨在验证高超声速飞行能力 的计划。终极目标是发展一种马赫数达到5～7的可以在1h 内进行全球打击的武器,包括快速响应的空间飞行器和高超声速巡航导弹。试验方式是使 用B 252H 轰炸机挂载X 251A 飞行,达到预定的飞 行条件,释放X 251A 进行飞行试验。图1是挂载在B 252H 机翼下的X 251A 。美国空军在2003年开始研 制试飞器,2004年12月完成初始设计评估,2005年1月开始详细设计,2005年9月27日被正式赋予X 251A 的代号,2007年5月该项目通过关键设计评审。2009年12月9日在加利福尼亚州爱德华兹空军基地进行了首次系留挂载飞行试验,X 251A 挂载在B 252H 重型轰炸机的机翼下向北起飞后爬升至15.24km 高空,随后该机携载X 251A 做了较柔和的机动动作。按计划,X 251A 将于2010年2月中旬进行了首次高超声速飞行试验。1.2　结构材料与热防护系统1.2.1　总体结构 X 251A 整个飞行器长7.62m ,质量1780kg,

飞机材料

科技论坛:https://www.sodocs.net/doc/ee4030525.html, 70年代 复合材料气动剪裁优化设计方法 美国通用动力公司开发的机翼气动弹性综合优化设计程序(TSO) 格鲁门公司开发的颤振和强度优化设计程序(FASTOP) 80年代 美国空军怀特实验室在1983年提出了开发自动化结构设计软件(Automated STRuctural Optimization System简称ASTROS)的计划 ASTROS系统是一个基于有限元的，能够为飞行器结构初步设计提供辅助设计功能的大型结构综合优化设计软件系统。它的最大特点在于多学科综合性，和飞行器结构设计有关的各个学科知识都可以被集成到这个系统中，比如结构的强度、刚度、稳定性、结构振动的频率、模态、气动弹性的颤振、发散、操纵效率等。在系统的统一控制下，结构设计可以同时考虑这些学科知识的设计要求，实现结构整体最优设计。经过十多年的发展，目前ASTROS已经成为美国航空宇航工业和科研院所进行结构综合优化设计和研究的标准程序洲 90年代 美国学者在对复合材料气动弹性研究的基础上，提出了主动气 动弹性机翼的概念(Active Aeroelastic Wing简称AAW)，试图利用复合材料结构的柔性，加入主动控制技术。 美国学者提出了多学科设计优化(Multidisciplinary Design Optimization 简称MDO)思想，利用诸如遗传算法、神经网络和响应面法等非线性数值优化方法，开展了基于飞行器系统工程的设计优化，形成了诸如基于并行子空间的优化算法、并行子空间设计、协作优化算法等多学科设计优化方法，并将多学科设计优化方法应用于FIA-18和F-16战斗机的分系统设计。以FIA-18战斗机为基础，采用多学科设计优化技术重新设计机翼，在性能不变的条件下，结构重量只有原来的52%，扭转刚度可以降低40%。把多学科设计优化技术技术用于F-16战斗机机翼设计时，机翼外段刚度可降低25%，结构重量可降低20%，在高动压情况下，控制效能提高了10%。2001年 美国NASA提出了“变形飞机”设计概念。“变形飞机”是通过应用智能结构材料的传感器和作动装置，光滑而持续地改变机翼形状，对不断改变的飞行条件作出响应“变形飞机’，概念使得机翼不再是传统意义上的一个结构，而是一个在主动控制技术控制下的机构，因此它的分析方法将会更加复杂，和“变形飞机”相关的主动控制技术，大挠度柔性结构分析技术，智能材料结构设计技术、主动流场控制技术等新技术也将成为21世纪航空航天飞行器发展的关键技术。 国内相关著名学者和其相关著作 夏人伟教授，黄海教授从工程应用角度提出了基于包络函数和二级近似概念的优化算法。

飞机结构布局

12.1.2 The Function of the Fuselage The fuselage structure must allow components such as lifting surfaces, engines, and landing gear to be mounted and offer adequate load paths to react the large loads these generate. Among amenities that complicate the fuselage design are the various openings that are required for easy access into and out of the volume. The openings must be carefully laid out in order to keep the number of highly stressed regions to a minimum. Since doors are usually not intended to transfer axial and shear loads (except in the case of pressurized vessels, where doors must be capable of transferring the out-of-plane pressurization loads) the openings must be reinforced to relieve stress concentrations with minimum amount of deformation of the structure. It is inevitable that each such opening (door or window) will increase stress concentration, which calls for localized reinforcement. These, in turn, increase the empty weight of the vehicle. For this reason, the designer should evaluate objectively whether a given opening into the fuselage is justi?able: is it necessary or is it just desirable? Some factors that will affect the design of the fuselage are: (1) If the airplane transports people, suf?cient internal space must be given to each person. Larger transport aircraft should offer ample space for the passengers and cabin crew members to move around (for instance, to go to a lavatory, or exit in case of an emergency). (2) If the airplane is large, amenities (lavatories and galleys) must be provided for the occupants. Large passenger transport aircraft should have at least one lavatory per 50 passengers and one galley per 100 passengers. For instance, a typical 150-passenger Boeing 737 has two galleys (one in the front, the other in the back of the cabin) and three lavatories (one in the front, two in the back). (3) The cockpit should be ergonomically laid out, regardless of airplane size. This means primary instruments and controls should all be within reach of the pilot and not require him or her to lean in order to access them. (4) Windscreen shape and strength requirements will dictate the design of the forward part of the airplane and depend on airplane geometry and operational requirements (e.g. pressurization, bird strike, etc.). (5) Layout of emergency exits: for instance 14 CFR Part 121.291 requires all operators of passenger aircraft with seating capacity greater than 44 to demonstrate it can be completely evacuated in less than 90 seconds. (6) The layout of control, electrical, and other important systems. The fuselage structure should be expected to accommodate control cables, pushrods, pulleys, and wiring harnesses so they go around critical structural members and do not penetrate them. (7) The fuselage should be designed with compartments intended to carry baggage and freight that are easily accessible. If the aircraft is large, such compartments must be accessible from the outside. The fuselage must provide structure to allow baggage to be tied down so it will not shift in ?ight, possibly altering the CG. This structure should be stout enough to react emergency landing loads as well. If landing gear loads are reacted by the fuselage (in contrast to the wing) this will require hoop frames in the area of the landing gear to be substantially reinforced. Typically, the main landing gear will then retract into special aerodynamically shaped housings on the bottom of the fuselage. An opening should be provided in the front part of the airplane to house the nose landing gear. The author is not aware of any instance that features a nose landing gear that retracts into a separate housing unit and not the fuselage itself. It is good practice to examine existing aircraft of similar con?guration and study how the landing gear housing is designed when evaluating the pros and cons of a design direction. The fuselage must also provide structure to attach it to the wing. Commuters and similar passenger aircraft usually feature high or low wing con?gurations. Mewing commuters are practically unknown in modern times e the most recent one was the