机身结构元件的设计与布置.docx
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机身结构元件的设计与布置
6．2机身结构元件的设计与布置
本节主要介绍半硬壳机身结构元件的布置与设计。
半硬壳式机身尺寸最大、受力也最严重的结构件是由蒙皮和桁条（或桁梁）组成的壁板构成的加筋筒状盒段结构。
它承受几乎所有的总体内力——垂直平面和水平面内的弯矩、剪力以及机身的扭矩、轴力（如发动机推力）；还有外部气动压力、内部增压座舱压力等所引起的一切载荷。
盒段内以一定的间隔配置机身隔框，以防机身压屈并维持其剖面形状。
除蒙皮或桁条（或桁梁）破坏外，这类加筋筒状盒段结构还有三种可能的失稳失效形式：
（1）蒙皮失稳。
薄蒙皮在较低的压应力和剪应力下就会出现屈曲。
如果设计要求规定蒙皮在受载时不能屈曲，那么蒙皮必须较厚，或布置较密的桁条，这有可能导致结构效串降低．机身的舱内增压能使蒙皮失稳问题有一定的改善。
考虑到蒙皮屈曲后仍能以张力场形式承受、传递剪切载荷<此时机身结构内的应力会重新分配），因此在某些情况下设汁规范规定，低于百分之几十的限制裁荷（即使用载荷）或极限载荷（即设计载荷）下才不允许出现屈曲。
但应注意到蒙皮以张力场梁受剪时，桁条和框缘条会有附加的轴向载荷和弯曲载荷．
（2）壁板失稳。
这是指两框之间的一段壁板（蒙皮和桁条组成的加筋板）失稳。
该段壁板的长度即框距.
（3）总体失稳。
它所造成的破坏超出两个或两个以上隔框间距。
一般半硬壳式机身不允许出现总体失稳。
当壁板出现失稳时，各隔框的刚度可以支持住长桁，但当框的刚度不足时，就会发生总体失稳破坏。
此时增加桁条效果不大，而增加框的刚度却可产生较大影响．以下对机身的典型结构元件设计作一介绍，对于桁条和桁梁剖面形状的确定等与机翼相似，不再赘述。
一、机身蒙皮设计
机身蒙皮是机身盒段结构中的重要受力元件，其重量约占机身结构重量的25％～30％。
它承受并传递机身中的剪力Qy，Qz和扭矩Mx的剪流。
在桁条式机身中，蒙皮较厚时它还承受一部分弯矩引起的轴向力。
旅客机气密增压座舱部位的蒙皮还承受内外压力差造成的周向（环向）和轴向的张应力。
因此，机身蒙皮上的载荷一般是多种应力的组合．但由于机身剖面尺寸大，所以相对载荷较小，其厚度一般比机翼蒙皮薄。
机身蒙皮的设计和布置包括以下内容：
确定材料、厚度，合理的分块和厚度分布以及损伤容限设计措施。
机身蒙皮材料一般采用铝合金。
对损伤容限设计的关键件、危险部位应采用断裂、疲劳性能好的材料，如I．Y12，2024—T4等．对于Ma>3的飞机，在受热影响较大的部位采用钛合金或不锈钢板材。
在某些情况下，也有用厚铝板经化学铣切等方法直接加工成带纵、横筋条的整体壁板，如歼—8飞机的中机身上壁扳（又是受力口盖）．蒙皮厚度首先要考虑载荷的大小。
由于一般机身中部受力大，两端受力小，故中部的蒙皮比两端的厚。
但设计时必须同时考虑工艺制造、供货来源、生产成本等因素，通常不可能完全按载荷分布做成任意厚度或分成很多小块：
小块蒙皮不但会增加连接工艺上的困难和工作量，还会增加连接接头而使重量增加。
由于板材厚度都有一定规格；同一厚度蒙皮其尺寸大小还受所供应的板材和蒙皮成型设备大小的限制：
但考虑到有时机身蒙皮厚度差一级就可能会使重量差几十甚至上百公斤，因此设计时必须综合考虑各方面因素后合理布置蒙皮的厚度和分块，在合理的情况下面积尽可能大，以减少接头。
分块蒙皮连接时其纵向对接缝在亚音速飞机（如大型运输机）上可通过长桁单搭接，这种连接简便，又不会在气动力方面造成严重损失；也可另用对接板连接。
垂直于气流方向的周向连接缝则采用齐平的对接接头，用对接加强板实现，以避免明显增加气动阻力。
根据统计，一般当机身弯矩由纵向构件；桁条、桁粱承受，而蒙皮仅受剪应力时，蒙皮厚度可取o．8～1mm；当蒙皮同时受正应力时约为1．o一2．omm，在歼—7、歼—8飞机的中机身上有取到2．5～3．5mm。
表6．1，表6．2分别列出了国内外战斗机、运输机的蒙皮厚度和材料。
图6．3为某亚音速轰炸机机身蒙皮厚度的分布图．
增压座舱的内外压力差在蒙皮中引起的双向张应力是在每一次地一空一地循环中反复出现的疲劳载荷，因此旅客机的增压座舱应按损伤容限或疲劳设计，目前一般按损伤容限设计。
设计时多采用缓慢裂纹扩展结构类型，此时应从合理选择材料；控制应力水平；局部高应力或应力集中区增加蒙皮厚度以保证所要求的剩余强度；细节设计等方面采取一系列措施．例如，蒙皮中的应力水平一般很低，大致在（70～110）MPa之间（LYl2的σb=400MPa，2024的σb＝（430～470）MPa）（见表6．2））。
其次在开口周围，特别是在有大量瞭望窗的增压座舱的侧壁处都采用厚蒙皮，如L—1011窗框处蒙皮厚2．28mm，此外还胶有同样厚度的加强板。
鉴 于增压座舱对旅客安全至关重要，还须使其具有一定的破损安全特性，使蒙皮上的损伤能在被发现和修复前一直维持或限制住，并仍具有足够的剩余强度，而不致造成灾难性的破坏。
在旅客机机身上常采用的方法是利用止裂带或起限制作用的加强带板将损伤限制在一定范围内．图6．4为一种典型的蒙皮、止裂带、桁条、框的连接。
止裂带用铆接、点焊或胶接的方法连接在蒙皮上，其尺寸应保证使蒙皮的裂缝在达到止裂带时能终止；此外止裂带还应当能够承受已撕裂蒙皮所传递的载荷。
止裂带置于隔框处（如彼音—707，DC—10，C5）或两框之间（如L—10il），沿横削面的周向布置。
在实际使用中曾发现有300nlln的裂缝仍未导致事故发生；而试验表明，有时止裂带能承受住500mm长的纵向裂纹（裂纹垂直于蒙皮中较大的周向张应力），而没有造成灾难性破坏。
图6．5则是在蒙皮上胶接加强带板。
波音—737机身上的格栅形加强板，既局部增加了蒙皮厚度，又有止裂作用。
表6．2列出了国外一些旅客机上的蒙皮厚度、止裂带或加强带的厚度和相应的材料，以及增压座舱的周向（即环向）张应力值．
二、机身纵向构件的设计和布置
1．长杆（桁条）
长桁是桁条式机身中承受和传递机身弯矩所引起轴力的主要元件，它与蒙皮组成承力壁板，在桁条式机身中长桁约占12％～20％的机身结构重量。
与机冀中的长桁相似，其剖面形状、分布规律等系从受力合理、结构效率高、工艺性好等多方面因素综合考虑的结果。
各长桁沿机身周边基本为均匀分布；现代战斗机其间距一般为80＼150mm之间，轰炸机、运输机等大型飞机一般在50一250mm之间。
长桁沿机身纵向尽量按等角辐射布置，这样长桁为单曲度、无扭曲，便于制造和装配。
2．桁粱
鉴于机身在两个平面内受弯，且基本屑同一量级这一特点，桁梁一般布置在机身剖面的四个象限的中间，即±45’角附近．但若在机身上有大开口处，则桁梁的位置须与大开口的大小和位置协调。
如图6．6（a）所示歼—7前机身的上、下均有大开口（驾驶员座舱盖、前起落架舱门以及上、下设备舱盖），因而采用桁梁式结构。
桁粱的位置即是协调了进气道的内、外蒙皮交线以及上、下大开口边框，井尽量使之发挥较大的结构效率的综合设计结构，该桁梁采用w形剖面，以便于与机身蒙皮和进气道蒙皮连接．
必须指出，参与承受机身弯矩的桁条和桁梁都应尽可能保持连续，并避免急剧转折，以使传力直接．若桁粱或桁条必须断开并错位时，则在中断处之前布置参与段，以蒙皮受剪将中断桁梁上的轴力传到错位的桁梁上去（图5．44）。
若梁必须转折，则须在转折处布置隔框承受转折引起的轴力分量。
当然这些均会使重量有不同程度的增加，因此应尽量避免。
3．加强桁条和纵向短梁
加强桁条是为了承受和扩散作用于机身壳体上x向集中力户。
而布置的一段较强的桁条，例如机身上承受机翼阻力x的接头处就布置有加强长桁，所以加强长桁的长度主要视集中力扩散需要而定。
根据加强件综合利用的原则，应尽量将集中力尸，协调到已有的桁梁或长桁上去，若有需要再作适当加强，如此设计有利于减轻重量。
当有些部件，如前起落架（图5．37）或发动机传来的纵向集中力离机身壳体有一段距离时，则还得在相应位置上加一薄壁短梁。
在图L7中位于29框（图6．8）之前的一段机身下部布置的两发动机推力短梁也属此列。
此时由短梁的内缘条承受推力，并通过其腹板受剪传到相应的与蒙皮相连的外绿条（相当于一加强长桁）上，由此产生的力矩，通过支持短梁腹板的两个端框提供一对支反力平衡。
三、机身加强框和普通框的设计与布置
1．框的布置
机身隔框有多种作用，它使机身截面保持一定形状，限定长桁、蒙皮的计算长度；较强的框缘条还可作为周向（环向）止裂带，提供一定的破损安全特性。
从原则上讲，框不参与总体受力，机身结构上的各种内力都可由长桁—蒙皮组成的壳体（盒段）承受和传递。
但为了防止壳体各种形式的失稳，框作为它们的横向支撑构件是必不可少的。
由于机身主要用于装载，因此必须布置很多加强框，用于承受各种装载以及与机身相连的各部件（如机翼、尾翼、起落架）通过接头传来的框平面内的载荷，将它们扩散成剪流之后传递到壳体上。
此外在机身的大开口两端也需布置加强框，以便在结构不连续处实现机身盒段受载形式的转换和重新分配。
图6．7为强一5飞机的结构布置图。
该机共有12个加强框，其中8，13，16分别为驾驶员座舱、设备舱（上、下为大开口）以及油箱舱酌端框，29，30为前、后机身对接框；其余分别为前起 落架、机翼、尾翼、发动机及炸弹挂梁等与机身有接头相连的框，承受、传递它们的载荷。
由于加强框承受的载荷大，因此其结枯一般较强，重量较大，如强—5飞机机冀—机身主接头对接框约为115k8重，可见加强框的设计好坏对机身结构的重量有很大影响。
为此，在布置加强框时须很好运用加强件综合利用的原则。
以图6．8所示强—5的29框为例；它既是前、后机身的对接框，其上又固定有四个发动机吊挂拉杆的接头，两个发动机推力接头；炸弹挂粱和推力短粱的后端也支持在该框上；此外还有减速板作动筒、炸弹舱门操纵机构等传来的较小的集中力也作用在此框上，是一个综合利用较好的例子。
普通框一般在加强框布置好后再行布置。
根据统计，歼击机的框距一般在300mm左右，大型运输机大多在300—500mm范围内。
文献7中建议，半硬壳式机身中的框距a=0.11Df（Df为机身直径）。
机身中框的总重量约占机身结构重量的20％一27％。
2．框的构造形式
框的构造形式有三种：
环形刚框、腹板框和构架式框（图6．9）。
为了充分利用机身空间，机身隔框多数为环形刚框。
普通框为减轻重量以及满足内部装载的需要，通常都采用环形框形式‘加强框视具体情况一般采用环形刚框或腹板框。
他们都可用于承受框平面内的载荷，但在需用框与壳体一起构成封闭舱段，如气密增压座舱、袖箱舱（这两种情况下腹板框还受到垂直于框平面的侧向分布压力）、设备舱、起落架舱等舱段时，以及在大开口区两端处，则必须采用腹板框作为它们的端框．构架式框现很少采用，读者可自行参阅有关资料，此处不作介绍。
3．加强框设计
加强框的结构形式和设计与机身外形、内部布置、集中载荷的大小与性质、以及支持它们的机身盒段结构特点、有无大开口等多种因素有关．因加强框受载较严重；一框多用时上面的连接接头不止一个，框上常有多种结合孔群；尤其是与其他部件（如机翼、尾翼）的对接框，其作用十分重要，因此加强框常作为损伤容限设计的关键件之一，对框上的危险部位应进行精心
（1）剐框式（环形）加强框。
环形刚框相当于一个封闭的环形曲梁，受载后有弯矩、剪力和轴力三种内力，其中以弯矩的影响为最大．其弯矩的大小与外载的形式有很太关系。
为便于说明，我们以硬壳式机身的等削面环形刚框为例分析其弯矩内力．图6．10（b）为受外载N。
时的内力M的分布图：
M＝k*Mw,Mmax=0.5。
在P，T力作用下M的分布图见图6．儿。
由此大致可得出以下结论。
1）在法向集中力（指垂直于框缘周边的力）和集中力矩作用处，框缘的弯矩值最大。
2）法向集中力P和切向集中力f相比，前者的最大弯矩值约为PR／4，而切向集中力引起的M约为TR／16。
当P二f时，后者只有前者的1／4。
这个结论提醒我们，当有集中力作用到框上时，应使其尽可能接近切向，这将有利于减轻框的重量。
环形刚框由内、外缘条，框缘膻板和腹板上的一些小支柱构成．可采用整体框（模锻毛坯或厚板经机械加工而成（图6．10（a）），也可用型材、薄板经铆接组合而成（图6．12）。
框的弯矩和轴力由内，外缘条以一对轴力形式承受，并由此确定缘条面积和框缘剖面形状（一般为工字形）。
剪力由腹板承受，并由它决定腹板厚度。
为提高框缘承弯的结构效率，框缘高度可取大些（但这往往受到机身内外形尺寸的限制）。
由于弯矩值沿周边是变化的，所以若能按弯矩分布规律，用改变框缘的高度、缘条面积（宽度、厚度）（如图6．10（a）中所示），或者在弯矩最大处在缘条上附加加强板、采用高性能材料等措施，使其符合等强度设计规律，一般能减轻框的重量。
图6．10（a）所示框其上、下两段采用铝合金；而在两侧弯矩最大的框段则采用合金钢制成即是一例。
必须指出，凡是法向集中力作用部位，必须布置小支柱以便将集中力扩散成腹板上的剪流，这对腹板较薄的组合式框尤为重要。
其次当框缘受正弯矩时（外缘条受拉、内缘条受压）会对腹板产生分布压力（图s．i3）．这时腹板单位周长上的压力和压应力分别为
式中R——隔框曲率半径； h——隔框截面高度；
t——框缘腹板厚度；M——计算部位的弯矩；
由此，为了提高腹板的受剪、受压失稳临界应力，可在腹板上设置一些支柱。
假如两支柱间的压力全部由支柱以受压形式承受，那么支柱上的总压力F为F＝pl=Ml/式中l---为两支柱间距离。
（2）整体刚框的分段。
整体刚框在以下情况下可能分段。
由于生产条件所限，或需采用不同材料（如图6．10（a））而将框分段制造，再连接成整体。
此时连接时应将缘条、腹板一一牢固连接，形成固接接头，且连接处选在弯矩小的地方，可减轻接头重量。
有时分段后改用铰接，这样可使接头处弯矩为零，甚至改变整个框缘的弯矩，使设计更为合理（见图6．14）。
（3）整体框的损伤容限设计。
整体框如同其他整体结构件一样有其固有的优缺点，须注意按损伤容限设计原则进行设计，此处举几个实例以加深理解。
1）正确确定危险部位，进行精心的细节设计和质量控制．刚框式加强框的缘条受轴力，由于缘条通常通过铆钉或螺栓与蒙皮连接，因此在拉伸应力水平较高、钉传载荷较大的孔边是框出现裂纹的危险部位。
此外处于商拉伸应力区的缘条缺口、下陷以及结构突变等应力集中部位也是应考虑的危险部位。
以上部位均应注意细节设计。
现以歼-8机翼—机身对接框为例。
其左右横梁部分为30CrMnSiNi2A的模锻件，其上部用两个直径为中22mm的螺栓与上半框连接，下部各用一个922mm、4）28mm的螺栓与下半框连接，横粱腹板上有两排Φ3．5mm的铆钉与侧油箱底板角材连接；内、外缘条用铆钉与内、外蒙皮连接。
横梁本身承受机翼主梁接头传来的弯矩和剪力。
其下耳片螺栓孔以及与下耳片相邻的筋条和外缘条都为高拉伸应力
区，为危险部位。
其中筋条下方靠外的腹板上第一个铆钉孔处的拉伸应力最高．疲劳试验正是在该孔沿垂直于其拉伸应力的方向发生孔边裂纹，并扩展至破坏（图6．15）。
2）合理选择毛坯以及预应力控制。
图6．16为某运输机的主承力框，整体结构，材料为7451铝台金。
这种大型构件若仅从强度考虑，往往选用机械性能较高的锻件毛坯经机械加工制成。
但由于（臣件内存在较大的内应力，机械加工后应力释放，造成超出框子面的变形达数十毫米，极难校平，若强迫装配又会造成使损伤容限特性变坏的初始应力．热轧板毛坯也有相同问题。
此时于愿牺牲一点静强度指标，选用加工后变形小的预拉伸扳作毛坯更为合理。
3）设计框时，有时其支撑结构或相连结构的变形或失稳所产生的附加载荷不容忽视。
图6。
17所示为美国A—6A飞机上的某加强框。
该框原为整体机械加工件。
框的两曹4柱与机翼翼梁牢固连接。
当机翼向上弯曲时，使两侧柱受轴向压缩载荷而压屈，并产生转动．试验过程中发现诙处应力较设计数值大得多，因而使侧柱的根部产生裂纹。
后经改进，将此侧柱换成一个薄钢板，此钢板具有足够的强度，能承受传来的载荷；但它又具有足够的柔性，可减少机翼弯曲所产生的不良影响。
腹板式加强框和带部分腹板的加强框。
（1）腹板框的受力特点。
腹板框相当于平面板杆结构，受集中力时设置加强型材用以承受并将其扩散成剪流传给腹板，膻板受剪。
纵、横型材用来提高腹板的剪切稳定性；当腹板框受0C 压时（如图6．18中受有油箱传来的艇V压力），它们与膻扳一起承弯。
无侧压时纵、横型材，包括周缘上的型材均只受轴力。
．
（2）腹扳框设计。
图6.18所示为某裹炸机连接前起落架的加强框，受有前起落架传来的集中力户¨同时又为油箱舱端框。
设计时受集中力处均需布置受力支柱，此时支柱中的轴力是变化的，因此其截面大小应与轴力分布规律相符（见图6．18的A—A剖面），且尽量保持连续。
受侧压时截面形状取具有抗弯能力的槽型、z字形等。
辅助型材主要用以提高膻扳的剪切穗定性，若允许腹板以张力场形式受剪时，则这些型材还将承受由此加给它们的附加载荷。
腹板厚度对腹板式加强框的重量有很大影响，尤其是大飞机的全腹板框。
为了减轻重量，如果没有其他要求，一般在设计载荷下允许腹板处于张力场状态。
但若厚度小于o．8mm，可能铆接时会有太大的变形。
（3）带部分腹板的框或混合式框．图6．19为歼—6飞机机翼—机身主对接框，该框受有很大的弯矩和剪力外载荷。
该框前面为油箱舱．因此除进气道外郝有膻板。
左、右两侧内力量大的地方因内部进气道和外形的限制，只留下很小的空间供构件使用，因此不得不采用高强度钢制作的整体模锻件，类似一段环形刚框。
从结构上它是由左、右横粱和上、下腹板“粱”用四个大螺栓铰接起来，又带上一块中间腹板的混合式框。
对这类框在分析清楚其各组成部分的受力后，即可按受力情况合理设计。
该框的受力分析见图6．20。
这类四铰框在对称弯矩和对称剪力Q，作用时，中腹板不受力。
但在不对称载荷作用下，中腹板受剪，并且是必不可少的部分。
四、框、长桁、蒙皮之间的连接
框与长桁在连接时必定有纵、横构件交叉问题，一般是弱的让强的。
首先，在桁条式机身中长桁总是与蒙皮贴合，连接组合成受力壁板，应该尽量连续。
因此长桁遇普通框时，可在普通框 上开缺口，或用角片、框缘切口处的小穹片连接，也可将框架在长桁内侧（图6．21），这样工艺方便，框缘削弱少，框刚度好·。
当加强框与长桁相遇时，则加强框框缘应连续。
长桁可以断开，通过外框缘对接，或另用接头连接‘也可长桁与加强框绦均不断开（图6．22）。
五．地板结构
这里主要指大型旅客机中的座舱地板结构，它是气密增压座舱的一个组成部分，在总体受力上它还把机身结构分膈成双闭室盒段．原则上地板结构由地板纵梁、地板横梁、地板壁板，有时还有下部支柱组成。
纵梁往往也是座椅导轨粱，可使座椅能承受9z的紧急着陆时向前的碰撞载荷‘图6．23所示Dc—8的机身按破损安全设计。
DC—8是双圆形剖面机身，在两圆交线的侧面布置有一较强的纵梁，它一为承受增压载荷在蒙皮中引起的张力分量所需（见图6．30）；另外万一·某个地板横梁受到损坏，它所分担的载荷就可通过该侧边的纵梁传递给相邻的地板横梁，成为一附加的传力路线。
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