飛機機體結構的綜合設計技術來源於飛機的使用要求與實踐，通過不斷的實踐經驗總結，飛機設計技術提出更高、更新以及越來越趨於綜合設計的技術要求。長壽命、高可靠性、低生產成本、良好的技戰術性能、良好的經濟性與維修性等技術要求成為飛機結構設計過程中極其重要且又必須滿足的技術指標。另一方面，通過長期的飛機設計實踐，人們總結出許多寶貴的設計理論與經驗．並逐步形成了設計準則與規範，使得這一大規模的設計活動規範化、標準化。
基本介紹
- 中文名：機體結構設計
- 外文名：body structure design
- 所屬領域：航空航天
- 設計階段：打樣設計、詳細設計
- 設計內容：機翼、尾翼、機身等
- 設計方法：應力分析有限元方法等
技術發展,設計依據,設計階段,打樣設計,詳細設計(工作設計),原始條件,設計過程,
技術發展
在20世紀50年代前後，飛機結構設計一般根據所設計對象的具體要求、條件，根據經驗或參號原準機，結合設計原則、知識進行定性分析，選出結構方案；然後進行初步的設計計算(仞定量計算)，以確定結構主要元件的截面尺寸(對桿元即為桿的橫截面尺寸，對板元即為板的厚度)；最後進行強度、剛度校核，以驗算截面尺寸能否保證安全。如果滿足強度要求，即認為設計完畢；當強度不夠．或沒計人員認為剩餘強度太大時則修改設計。再估算、修改主要截面尺寸，然後再進行強度校核，一般可能重複1～2次。計算分析均以工程梁理論為基礎，並對結構中受力特性不符合工程梁基本假設的結構進行修正計算。這種計算分析方法對於大展弦比直機翼與小尺寸機身等，尚有一定的精確度與試驗結果基本符合。但由於當時計算方法和計算工具的限制，計算中作了許多簡化處理，總的說計算結果的精度不高。需要說明的是，現代飛機廣義的結構強度不僅僅指強度．還包括了剛度和穩定性。而目前的設計分析中對飛機結構完整性的評定則包含了更多的內容。
隨著科學技術的發展，飛機結構設計方法也在不斷進步。20世紀60年代以後，由於電子計算機的出現，極大地提高了計算能力，成功地發展了適用於複雜結構的應力分析有限元方法和結構最佳化設計方法，使飛機結構設計從定性和初定量設計向比較精確的定量設計和最佳化設計跨進了一大步。並且出現了結構設計與總體、氣動、工藝等設計緊密配合、互相協調的計算機輔助一體化設計方法。
運行經濟性和環保性已成為當今世界民機市場競爭力的兩大目標，實現這兩大目標的核心是輕質結構、新一代發動機、先進空氣動力學和創新製造工藝等技術。而降低結構重量的有效手段：一是採用先進的結構設計和分析技術．二是大量採用先進的複合材料、鈦合金、鋁鋰合金及其他新材料和整體化結構。
為實現上述目標，國外正在加快發展先進的結構技術，提高和加快輕質機體新材料、新工藝的套用水平，特別是針對民用飛機採用的先進複合材料，實施了一系列新材套用的中長期計畫，來推動複合材料技術和先進合金技術的發展，以提高航空平台機體構效率、減輕重量、降低成本。如美國NASA實施的飛機效能(ACEE)、先進複合材料技術(ACT)、先進亞音速技術(AST)、整體機體金屬結構(IAS)等計畫，一方面極大促進了複合材料在民用飛機上的套用，另一方面極大提高了結構效能，大大降低了製造自本和製造周期。
歐洲的空中客車公司在套用複合材料方面毫不遜色於美國的飛機製造公司。繼實施TANC0計畫之後，歐盟又實施了先進低成本機體結構計畫(ALCAS)，針對不同的結構材料和設計方法與飛機系統最佳結合，為低成本地製造出輕重量的飛機結構提供相應的數據和經驗，該計畫已經規劃了4個技術驗證平台，大多數是複合材料結構。
近年來，美國和歐洲已經或正在將上述專項計畫所取得的低成本、輕重量複合材料結構和整體結構技術的研究成果，套用於正在研製的先進飛機結構設計上。其中波音公司概念機先進戰術運輸機將大量採用ACT和AST計畫中所取得的研究成果，承力翼盒將採用縫合複合材料加筋蒙皮壁板，機身將採用縫合泡沫出複合材料面板夾層結構。
設計依據
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、設計載荷係數等；
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線；
機翼、機身的內部裝載，與發動機、起落架和武器外掛的連線協調關係；
通過計算給出的所設計結構的載荷數據。
設計階段
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。並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：I：作中。只是對強度、剛度、損傷容限、耐久性(後兩項可視不同型號飛機的具體要求改用損傷容限、疲勞配套方案)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係進行機翼、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；然後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，之後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)和細市設計四個因素考慮。然後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線區做初步分析，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、附屬檔案等系統的位置協調和使用維護要求。最後繪出打樣圖，並根據梁、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F-4戰鬥機曾論證了75種機翼平面形狀以及機翼與機身的相對位置和連線關係。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，最後確定最終方案。
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、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線。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。同時結構分析人員做結構強度、剛度和顫振的校核汁算，並進行更為細緻深入的損傷容限、耐久性分析；完成必要的試驗．給出檢查周期和經濟壽命。
最後設計若已滿足各方面的設計要求，即可發出全部生產圖紙。
原始條件
在進行結構設計之前，必須先把結構設計的原始條件分析清楚。它主要包括以下各點。
1．結構的外載以及對結構受力特性的要求
飛機結構必須保證在所受外載下有足夠的強度、剛度、壽命和高可靠性，因此首先必須確定結構的外載。飛機各部件所受的外載．由飛機的機種、總重、外形尺寸、使用要求等條件根據飛機強度規範算出，根據外載就能對結構提出受力特性的要求。例如是靜載還是動載，是否需要考慮疲勞壽命或經濟壽命以及熱應力、熱剛度和振動等。結構特性還包括對某些結構，如機翼、尾翼等，要求有足夠的總體剛度和局部剛度；有時還須考慮氣動彈性問題。
2．飛機結構的協調關係
飛機結構的形狀通常並不可以任意選定。在總體設計階段，一般已確定了各部件的外形、相對位置以及相互間連線交點的位置。在進行部件結構打樣設計時應儘量保持它們的協調關係。對於飛機零構件，則須明確本零件或構件與其他構件在連線尺寸上的協調關係．以及各構件問或各構件與內部裝載之間的形狀協調。如加強框結構的外側邊界應與飛機的理論外形相協調：其內側邊界則有時可能須與某個內部裝載，如發動機進行空間協調。
3．結構的使用條件
飛機結構的使用條件分下述幾個方面。
(1)環境條件。環境條件是指飛機在飛行或停機時的氣象條件或周圍介質條件。氣象條件是指大氣溫度和濕度變化範圍。飛機若能在夜間或惡劣氣象(雷雨、冰雹等)條件下飛行。則為全天候飛機。周圍介質條件是指結構所處環境周圍介質狀態，如海水腐蝕等。
(2)起飛著陸場所條件。飛機可以分為只在地面機場起飛著陸的陸上飛機和在水面上起飛降落的水上飛機兩大類。機場又可分為水泥跑道、土跑道，水泥跑道又可分為一級跑道或二級跑道。著陸場所、條件的不同會使結構受載和對起落裝置的要求不同。
(3)維修條件和使用條件。飛機結構在使用時的維修條件，包括維修周期與次數、維修能力、維修速度要求，以及對維修場所如在外場維修，還是到場站或基地維修等。不同類型的飛機、同一類型但性能不同的飛機，其使用條件和維修條件均會有所不同，在結構設計前應明確。
4．結構的生產條件
結構的生產條件主要指飛機的產量和工廠的加工能力與裝配能力。產量不同在選擇結構的設計和工藝方案時會有所不同。例如只生產幾件零、構件時，一般不宜採用模鍛件和精密鑄造件；當大量生產時，就可以考慮採用模鍛、精密鑄造等適合於大量生產的工藝方案。加工能力是指飛機製造工廠所具有的設備，工藝員和工人的技術水平與加工經驗，以及採用新材料新工藝的可能性。飛機結構的設計人員應對生產廠的情況很熟悉，這樣才能設計出具有良好工藝性的結構。
設計過程
飛機結構設計主要指機翼、尾翼、機身、發動機艙和起落架等機體結構設計和操縱系統沒計。飛機結構設計過程大致有以下各個典型階段：
(1)了解結構的使用條件、生產條件。以及總體設計已基本確定的結構外形尺寸、主要部件初步確定的結構型式和各種協調關係。
(2)通過計算和試驗．確定外載荷的大小、分布、性質。
(3)進行部件的打樣設計。確定結構布局的可能方案(包括結構型式和受力構件布置)進行比較，選定後初步確定內部協調與裝配關係。
(4)進行初步估算，或結合經驗，或參考原準機，或根據以上的綜合．初步定出各結構的基本尺寸；然後進行結構最佳化設計和結構方案的進一步比較，最後確定結構的基本尺寸。
(5)畫出結構詳細打樣圖，並進行細節設計。
(6)對結構進行強度計算，對關鍵件進行初步的疲勞、耐久性和損傷容限分析。在計算分析過程中，若有必要須進行有關的設計研製試驗。若分析結果不能滿足設計要求．則修改設計。
(7)進行零構件的詳細設計，繪製全套生產圖紙和編制相應的技術檔案。
(8)根據設計之初所選定的結構設計準則，進行全機疲勞壽命和損傷容限分析；或者進行損傷容限、耐久性分析，並確定全機的經濟壽命。進行可靠性分析，給出結構使用壽命和檢查周期。
(9)根據全機靜力、疲勞(或耐久性)和損傷容限試驗及試製、試飛中發現的問題對設計作必要的修改。
