十二、結構完整性及最小重量要求就是指：結構設計應保證結構在承受各種規定的載荷和環境條件下，具有足夠的強度，不產生不能容許的殘餘變形；具有足夠的剛度，或採取其他措施以避免出現不能容許的氣動彈性問題與振動問題；具有足夠的壽命和損傷容限，以及高的可靠性。在保證上述條件得到滿足的前提下，使結構的重量盡可能輕，因此也可簡稱為最小重量要求。
十三、使用維修要求飛機的各部分(包括主要結構和裝在飛機內的電子裝置、燃油系統等各個重要裝置、系統)，須分別按規定的週期進行檢查、維護和修理。良好的維修性可以提高飛機在使用中的安全可靠性和保障性，並可以有效地降低保障、使用成本。對軍用飛機，盡量縮短飛機每飛行小時的維修時間和再次出動的準備時間，還可保證飛機及時處於臨戰狀態，提高戰備完好性。
為了使飛機有良好的維修性，在結構上需要布置合理的分離面與各種艙口，在結構內部安排必要的檢查、維修通道，增加結構的開敞性和可達性。
十四、飛機設計思想的發展過程大致可劃分為五個階段 （1）靜強度設計階段（2）靜強度和剛度設計階段（3）強度、剛度、疲勞安全壽命設計階段（4）強度、剛度、損傷容限和耐久性（經濟壽命）設計階段（5）結構可靠性設計試用階段
十五、損傷容限其是指結構在規定的未修使用週期內，抵抗由缺陷、裂紋或其他損傷而導致破壞的能力結構分類1：破損安全（多路傳力結構；止裂結構）2：緩慢裂紋擴充套件
十六、飛機的外載荷是指：飛機在起飛、飛行、著陸和地面滑行等使用過程中，作用在機體各部分上的氣動力、重力和地面反力等外力的總稱。 外載荷的大小取決於飛機的重量、飛行效能、外形的氣動力特性、起落架的減振特性以及使用情況等許多因素。
十七、飛機的外載荷按使用情況不同，分為兩類：
(1)飛行時的外載荷。(2)起飛、著陸時的外載荷。
十八、損傷容限設計：組成損傷容限結構的特性具有以下三個要素：臨界裂紋尺寸或剩餘強度、裂紋擴充套件、損傷檢查。
損傷容限結構按可檢查度分類：（1）飛機中明顯可檢結構（2）地面明顯可檢結構（3）目視可檢結構（4）特殊目視可檢結構（5）翻修級或基地級可檢結構（6）使用中不可檢結構
十九、飛機重力g(mg)和慣性力n(-ma)均與飛機本身質量m有關，故統稱之為質量力
二十、載荷係數的定義：除重力外，作用在飛機上的某方向上所有外力之合力與當時飛機重量之比值，叫載荷係數。載荷係數的物理意義載荷係數表示了實際作用於飛機重心處(座標原點)除重力外的外力與飛機重力的關係。
載荷係數又表示了飛機質量力與重力的比率。
二十一、載荷係數的實用意義(1) 載荷係數確定了，則飛機上的載荷大小也就確定了。
(2) 載荷係數還表明飛機機動性的好壞
二十二、著陸時的載荷係數：著陸載荷係數的定義是起落架的實際著陸載荷plg與飛機停放地面時起落架的停機載荷pdg之比
二十三、疲勞載荷飛機是一種長期使用的結構體系，根據飛機的型別不同，使用期從幾千小時到幾萬小時。因此，飛機受到的載荷是多次重複的，這樣就形成了疲勞載荷。前面所講述到的各種載荷係數僅用來確定飛機結構的靜態極限強度和剛度。
在滿足靜強度、剛度條件下，飛機要反覆承受各種機動載荷和著陸時的撞擊載荷，這些反覆載荷會引起飛機結構的疲勞破壞，而且疲勞破壞在遠小於材料的原有靜強度情況下就可能發生，因而更具有危險性。
二十四、飛機使用環境譜的編制步驟為：(1)確定飛機使用環境種類(2)根據飛機的戰術、技術要求或使用要求，確定飛機在不同地域內服役的時間。(3)根據使用任務剖面或其他資料，確定各種型別任務不同任務段的時間比例及地面停放時間比例。
(4)獲取環境資料(5)編制各類環境譜
二十五、 蒙皮與長桁、翼梁緣條連線在一起，構成了加勁式薄壁結構，通常稱為加勁壁板，同時在機翼上翼肋向加勁壁板提供了橫向支援。當蒙皮較薄、桁條斷面尺寸較大時，失穩現象較易確定，這類壁板通常稱為經典型加勁壁板。
二十六、副翼反效在大展弦比後掠機翼上較嚴重這是因為展弦比愈大，對剛度愈不利；而後掠翼彎曲引起順氣流翼剖面的附加扭角，也產生不利於操縱的附加氣動力。
二十七、顫振是氣動翼面的一種自激振動。由有關部件的氣動力、慣性力和彈性特性的綜合作用所引起。顫振基本上分兩種型別：一為機翼的彎扭顫振二為副翼的彎曲顫振
二十八、提高機翼(或全動尾翼)彎扭顫振臨界速度的有效措施：
（1）盡量使重心前移，可加適當的配重。配重宜放前端或翼尖，且必須有很好的連線剛度。將配重放於翼尖處，是由於翼尖處彎曲撓度最大，因此其加速度最大，故配重的效率高。
（2）提高扭轉剛度能減少不利的扭轉變形，也是有好處的。
（3）現代飛機上則經常採用人工阻尼器；
（4）更為先進的，則採用顫振主動控制技術
二十九、副翼彎曲顫振：提高副翼彎曲顫振臨界速度的措施是使副翼結構本身的重心盡量前移，並加以適當的配重。
三十、疲勞破壞的一般特徵結構構件在迴圈或交變載荷作用下，即使載荷的應力水平低於材料的極限強度，經過若干次載荷迴圈後，也會發生斷裂，此即疲勞破壞現象。疲勞破壞與傳統的靜力破壞有著本質的區別，其典型的一般特徵表現為以下幾個方面: (1)疲勞破壞不像靜力破壞那樣在一次最大載荷作用下發生斷裂，而一般要經歷一定的甚至是很長的時間。
破壞過程實際是裂紋形成、擴充套件以至最後斷裂的過程。
(2)構件中的迴圈或交變應力在遠小於材料的靜強度極限情況下，破壞仍可能發生。
(3)不管是脆性材料還是塑性材料，疲勞破壞在巨集觀上均表現為無明顯塑性變形的突然斷裂，故疲勞斷裂表現為低應力脆性斷裂，這一特徵使疲勞破壞具有更大的危險性(不易覺察)。
(4)靜力破壞的抗力，主要取決於材料自身的強度； 疲勞破壞則對於材料特性、構件的形狀尺寸、表面狀態、使用條件及外界環境等都十分敏感。 (5)疲勞破壞常具有區域性性，而並不牽涉到整個結構的所有構件，因而改變區域性細節設計或工藝措施，即可明顯地增加疲勞壽命；如在發現裂紋後，更換損傷構件或制止裂紋擴充套件，結構還可繼續使用。(6)疲勞破壞是乙個損傷的長期積累過程，其斷口在巨集觀上和微觀上均有其特徵，與靜強度破壞斷口明顯不同。
三十一、疲勞斷裂的過程大致分為：裂紋成核階段；裂紋微觀擴充套件階段；裂紋巨集觀擴充套件階段；最終破壞階段
三十二、疲勞斷口及特徵(1)疲勞裂紋源區(2)疲勞裂紋擴充套件區(3)快速斷裂區
三十三、尺寸效應：零件的尺寸對疲勞效能也有較大影響。一般地說，零件的疲勞效能隨其尺寸的增大而降低。這種現象稱為尺寸效應。
產生尺寸效應的因素：尺寸不同，在相同的承力形式下，零件的應力梯度不同(如果最大應力值相同)。 大尺寸零件的高應力區域大，從統計概率看，產生疲勞裂紋的概率就大。
大尺寸零件中包含了更多可能產生疲勞裂紋的不利因素，例如材料不均勻性、內部缺陷、各向異性等。 加工零件時，表面會有一些硬化。大多數情況下，硬化可提高疲勞極限，對小試件這種影響更為顯著。
表面加工的影響其他
三十四、應力強度因子、斷裂韌度和能量釋放率應力強度因子表徵裂紋尖端應力奇異性強度的力學量試驗表明，對一定材料，當應力強度因子 k 達到某一臨界值 kc 時，裂紋失穩擴充套件，斷裂隨即發生。試驗證明 kⅰc 是材料的固有效能，它是衡量材料抵抗裂紋失穩擴充套件能力的度量，故稱之為斷裂韌性kⅰc。
裂紋擴充套件過程中要消耗能量。
三十五、含裂紋結構的剩餘強度與裂紋擴充套件壽命帶損傷(含缺陷或裂紋)結構同無損結構比較，承載能力顯然要降低。
帶損傷結構的實際承載能力稱之為剩餘強度。
三十六、尾翼上的氣動力外載以它的作用分，有以下三類：(1)平衡載荷(2)機動載荷(3)不對稱載荷
三十七、翼面結構的典型構件從構造上看，機翼、尾翼結構及其構件的組成是完全一致的，故通稱為翼面結構。因翼面結構屬薄壁型結構形式，構造上主要分蒙皮和骨架結構。骨架結構中，縱向構件有翼梁、長桁、牆(腹板)；橫向構件有翼肋(普通肋和加強肋)。
1．蒙皮的直接功用是形成流線形的機翼外表面。為了使機翼的阻力盡量小，蒙皮應力求光滑，減小它在飛行中的凹、凸變形。從受力看，氣動載荷直接作用在蒙皮上，因此蒙皮受有垂直於其表面的區域性氣動載荷。
2．長桁(也稱桁條)是與蒙皮和翼肋相連的構件。3.普通翼肋，構造上的功用是維持機翼剖面所需的形狀。
一般它與蒙皮、長桁相連加強翼肋雖也有上述作用，但其主要是用於承受並傳遞自身平面內的較大的集中載荷或由於結構不連續(如大開口處)引起的附加載荷4、翼梁由梁的腹板和緣條(或稱凸緣)組成。翼梁是單純的受力件，主要承受剪力q和彎矩m。5.
縱牆(包括腹板)的緣條比梁緣條弱得多，一般與長桁相近，縱牆與機身的連線為鉸接，腹板即沒有緣條。牆和腹板一般都不能承受彎矩
三十八、機翼的特點：是薄壁結構，因此以上各構件之間的連線大多採用分散連線，如鉚釘連線、螺栓連線、點焊、膠接或它們的混合型式--- 如膠鉚等。連線縫間的作用力可視為分布剪流形式。
除以上構成機翼結構的基本構件外，還有機翼---機身連線接頭，它是重要受力件。接頭的形式視機翼結構的受力型式而定。連線接頭至少要保證機翼靜定地固定於機身上，即能提供六個自由度的約束。
實際上一般該連線是靜不定的。
三十九、翼面結構的典型受力型式有：薄蒙皮梁式主要的構造特點是蒙皮很薄，常用輕質鋁合金製作，縱向翼梁很強(有單梁、雙梁或多梁等布置)．多梁單塊式從構造上看，蒙皮較厚，與長桁、翼梁緣條組成可受軸力的壁板承受總體彎矩；縱向長桁布置較密，長桁截面積與梁的橫截面比較接近或略小；梁或牆與壁板形成封閉的盒段，增強了翼面結構的抗扭剛度，為充分發揮多梁單塊式機翼的受力特性，左、右機翼最好連成整體貫穿機身。多牆(多梁)式和混合式等，其中有一些為厚壁結構(如整體壁板式)這類機翼布置了較多的縱牆(一般多於5個)；蒙皮厚(可從幾公釐到十幾公釐)；無長桁；有少肋、多肋兩種
四十、後掠機翼的受力特點：後掠效應其主要特點是反映在根部三角區內在滿足變形(△l)一致條件下，各縱向元件所承擔的軸力將按它們的剛度分配。前梁附近的縱向構件剛度小，分配到的載荷小，應力較低；後梁附近的縱向構件剛度大，分配到的載荷較大，應力就較高。
這種應力向後緣集中的現象，通常稱之為後掠效應。後掠角愈大，後掠效應愈嚴重。
四十一、
四十二、桁條式和桁梁式亦統稱為半硬殼式機身。現代飛機絕大部分採用半硬殼式結構，而且由於桁條式的優點，只要沒有很大的開口，多數採用桁條式結構
四十三、硬殼式機身結構是由蒙皮與少數隔框組成。其特點是沒有縱向構件，蒙皮厚。由厚蒙皮承受機身總體彎、剪、扭引起的全部軸力和剪力。
隔框用於維持機身截面形狀，支援蒙皮和承受、擴散框平面內的集中力。這種型式的機身實際上用得很少，其根本原因是因為機身的相對載荷較小．而且機身不可避免要大開口，會使蒙皮材料的利用率不高，開口補強增重較大。
南航飛機結構設計習題答案
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