曝光臺 注意防騙 網曝天貓店富美金盛家居專營店坑蒙拐騙欺詐消費者

•(’•
 
飛機機體—發動機一體化、隱身—結構一體化設計以及飛控 火控 動力綜合控制與結構的綜合設計等。在具體技術設計階段— ——結構的打樣設計和詳細設計中，則有結構—環境—材料—工藝的綜合設計考慮；結構設計準則要求按強度、剛度、疲勞（或耐久性）、損傷、壽命等多目標優化綜合設計等。在第五 "七章中將就如何在結構設計中對結構的性能（包括結構完整性、重量特性、生存性、可靠性、維修性、保障性）和飛機技術要求以及全壽命周期費用之間的權衡折衷，結合實例，做初步分析。在實際設計中一般應對幾種方案進行對比論證，以求取得最滿意的設計；
自 年代中期發展起來的并行工程方法可更好地實現綜合設計的最佳效果。理想的并行工程體制需要一個廣泛的計算機環境，以形成一個集成的信息管理環境和決策支持環境，但這并不妨礙在尚未具備十分完善的客觀條件的情況下，利用已廣泛應用的不同程度的計算機輔助設計系統，用并行工程的基本原理進行設計。正如第一章所介紹的，并行工程方法強調綜合和聯合工作。這體現在從研制一開始就綜合考慮全壽命周期中的所有因素，建立多學科、跨專業的聯合工作集體，協同工作。對結構設計，強調以下各個環節：設計（焦點）、材料與工藝、生產制造、工藝裝備、可維護性和可修理性以及應力分析等環節的各方面有關人員，包括飛機的用戶，從設計初期起乃至設計的各個階段均共同介入，不斷進行協同工作和審查，以便將生產、使用和保障階段可能出現的問題消滅在設計階段，以避免過多地反復修改，從而可在較短周期內獲得高性能、低成本的產品。
二、飛機結構設計的原始依據和設計內容
在第五、六兩章中將主要介紹機翼、尾翼與機身結構設計以及結構設計中的某些共同性問題。
結構設計之初一般已有以下原始依據：
飛機的類型、性能和全機主要參數，如翼載 % & ’ (（ ’為起飛重力， (為機翼面積）、設計載荷系數 )*等；
由總體設計確定的外形參數，如機翼展長 +、展弦比 、后掠角 ,、翼型相對厚度 -、機身的長度與高度等；
機翼與機身的相對位置— ——上單翼、中單翼還是下單翼；機翼能否以某種形式貫穿機身，或是分兩半在機身側邊與機身連接；
機翼、機身的內部裝載，與發動機、起落架和武器外掛的連接協調關系；
通過計算給出的所設計結構的載荷數據。
結構設計基本上分打樣設計和詳細設計（也稱工作設計）兩個階段。并行工程原理所要求的對“一”中提及的各因素的權衡分析應貫穿在整個設計工作中。只是對強度、剛度、損傷容限、耐久性（后兩項可視不同型號飛機的具體要求改用損傷容限、疲
•0/.•
 
勞配套方案）等設計準則的綜合考慮，在兩個階段中側重點和深度、細化程度有所不同。
"打樣設計
主要工作內容如下：根據使用要求和協調關系進行機翼、機身中各項裝載的內部安排；選擇部件的結構型式，布置主要受力構件；選擇分離面，確定對接方式和接點位置；然后初步確定主要結構元件的剖面尺寸和蒙皮分塊；還應確定維護檢查口蓋的位置、大小。上述的結構布局工作主要以強度和損傷容限準則為基礎，之后進行耐久性打樣設計。打樣設計階段損傷容限、耐久性設計主要從材料、應力水平控制、結構布局（結構型式選擇和主要受力構件布置）和細節設計四個因素考慮。然后確定關鍵件和重要細節部位，對它們，特別是重要承力構件的連接區做初步分析，必要時還須配以一定的試驗研究。除上述各結構設計準則外，設計中還必須綜合考慮結構的工藝性以及滿足內部裝載和管道、電纜、附件等系統的位置協調和使用維護要求。最后繪出打樣圖，并根據梁、長桁、肋（或框）的布置結果，繪出機翼（或機身）的結構理論圖。
須指出的是，上述有些工作是和飛機總體設計工作同時進行的。如美國的 %戰斗機曾論證了 &’種機翼平面形狀以及機翼與機身的相對位置和連接關系。每一種方案均論證了它們在結構上實施的可能性和優缺點，最后確定最終方案。
("詳細設計（工作設計）
進行機翼、機身結構元件，包括壁板（蒙皮和長桁）、梁、肋、框的結構設計。選擇各構件的構造形式、材料，確定其幾何尺寸和構件間的連接。其間應對損傷容限、耐久性打樣設計結果進一步深化和細化，除對關鍵件的總體尺寸和局部細節尺寸精確確定外，還要對公差、表面粗糙度、表面處理及特殊加工工藝和檢測方法等進行精確控制。同時結構分析人員作結構強度、剛度和顫振的校核計算，并進行更為細致深入的損傷容限、耐久性分析；完成必要的試驗，給出檢查周期和經濟壽命。
最后設計若已滿足各方面的設計要求，即可發出全部生產圖紙。
第二節 )機翼結構型式選擇
一、機翼內部布置
機翼的內部布置是機翼結構布局時必須考慮的因素之一，同時為了使讀者對機翼全貌有一了解，現結合實例對此做簡單介紹。現代軍用飛機和旅客機機翼的重要特點是機翼前緣、后緣基本上都為活動面，固定的受力盒段結構內基本上均作放置燃油的油箱艙和收藏主起落架之用。 •(%(•
 
二、機翼結構型式的選擇
機翼結構的典型受力型式有薄蒙皮梁式、單塊式、多墻式（或多梁式）以及它們的混合式。
機翼結構型式的選擇與多方面因素有關，必須結合每一架具體飛機綜合考慮，然后在幾種可行方案中經綜合分析，選出一種既能滿足各項設計要求而結構重量最輕的一種。
影響結構型式選擇的有以下各主要因素。 "不同結構型式的受力特性及其與機翼幾何參數的關系現代飛機除某些輕型、超輕型飛機外，多數飛機速度較大，此時采用單塊式、多墻
（或多梁）式比較有利。與薄蒙皮梁式相比，它們用以承受機翼主要內力———彎矩 的壁板或厚蒙皮的面積更為分散，故翼盒的有效高度 %&&大，結構效率較高，且彎、扭剛度大。后掠機翼剛度特性較直機翼差，一般當相對厚度 ’較大時，選用彎—扭剛度較好、受正應力元件的面積較分散、使 %&&較大的單塊式結構比較合適。速度更大的超音速戰斗機 ’很小，則選用受正應力元件面積更為分散、%&&相對更大的厚蒙皮多墻（或多梁）式結構更好些。但并不是任何情況下受正應力元件愈分散愈好。為此可以提出兩個與設計原始依據—
　
中國航空網 www.k6050.com
航空翻譯 www.aviation.cn
本文鏈接地址：飛機檢測與維修實用手冊 1(86)