飛機結構設計思想變遷（一）

　　飛機結構是體現(xiàn)飛機總體布局、氣動外形的技術載體，是飛機各系統(tǒng)實現(xiàn)預定功能的物理平臺，是制約飛機使用可靠性、成本和壽命的主要因素。因此，在飛機設計技術的發(fā)展歷程中，結構設計技術一直占有十分重要的地位。（圖1）
　　從普通航空迷的角度來講，對于飛機的關注一般是從飛機原型機的出現(xiàn)開始，到其試飛定型以及之后的飛行表現(xiàn)和改進改型，對于飛機研制過程中的其他環(huán)節(jié)了解不多。研制一種新型飛機是一項極其復雜的系統(tǒng)工程，一般而言，研制一種新型飛機需要經(jīng)歷：預先研究、方案論證、飛機設計、試制和試驗、設計定型、工藝定型和批量生產(chǎn)、改進和改型等幾個階段。其中飛機設計是指設計人員綜合應用氣動、結構、動力、材料、工藝等學科的知識，將飛機設計要求（戰(zhàn)術技術要求）轉化為一組能完整地描述飛機的參數(shù)（飛機形狀、尺寸、結構、材料等）的過程。這個過程又包括概念設計（conceptual Design）、初步設計（Preliminary Design）和詳細設計（Detail Design）三個階段。
　　（圖2）
　　飛機的結構設計就屬于詳細設計階段的工作，詳細設計階段又稱為工作設計或技術設計，其主要任務是進行結構設計（部件設計、零構件設計等）和系統(tǒng)設計（液壓系統(tǒng)、操縱系統(tǒng)等），其工作內(nèi)容包括繪制出各個部件和系統(tǒng)的總圖、裝配圖、零件圖，制定出詳細的重量計算和強度計算報告：進行零件和構件的強度驗算進一步確定飛機的重量和重心位置；進行各種必要的試驗，如強度和壽命試驗、各系統(tǒng)的地面臺架試驗等。
　　在介紹指導設計人員進行飛機結構設計的指導思想之前，我們先來了解一下飛機結構設計的基本要求，也只有在了解了這些基本要求之后，我們才能較為準確的理解為什么我們要遵循一些必要的設計準則來進行設計和分析工作。就像我們生活中所能夠接觸到的大多數(shù)民用產(chǎn)品一樣，只有了解了產(chǎn)品性能和功能所必須達到的基本要求，我們才能設計出符合市場需求和國家相關標準的合格產(chǎn)品。
　　在進行飛機結構設計時，設計人員應使所設計的結構滿足技術要求中規(guī)定的對結構的基本要求可以大致概括為氣動要求、重量要求、使用維護要求和工藝要求。這幾項要求之間是相互聯(lián)系、相互制約的，甚至有些還是相互矛盾的。全面考慮這些要求從而設計出理想的結構則需要分析這些要求之間的相互聯(lián)系，綜合考慮。其中，“氣動要求”雖然不是結構設計人員主要考慮的，但卻是一種“前提性”要求，即設計出的結構必須滿足氣動要求，并在滿足氣動條件的前提下，要求結構質(zhì)量盡量輕、使用方便、工藝性良好等。畢竟，即使你的結構設計得再好，如果破壞了飛機的氣動外形也是不允許的，因為這樣就會使飛機的氣動特性改變而無法達到其設計中能夠達到的性能指標。“使用維護要求”也是一種前提性要求，即根據(jù)飛機的機種、使用特點規(guī)定了使用、維護要求。因此要求結構有與之對應的“開敞性”/“可到達性”，即在結構上必須有相應的設計分離面和開口，以保證維護人員有接近內(nèi)部裝載或內(nèi)部結構的通道，并使相應結構的拆裝迅速可靠。比如，航空發(fā)動機的使用壽命一般低于飛機機體的使用壽命，那么在發(fā)動機到壽之后就需要給飛機更換新的發(fā)動機。而且一臺發(fā)動機在其全壽命周期內(nèi)，也需經(jīng)歷若干次的大修和一般性維修。這就需要在進行飛機結構設計時考慮分離面的設計，以滿足方便拆裝發(fā)動機的需要。早期的噴氣式戰(zhàn)斗機尤其是前蘇聯(lián)設計制造的戰(zhàn)斗機，設計這種分離面的做法往往是在飛機機身的中部設置分離面，需要拆裝發(fā)動機的時候就將飛機機身從中部一分為二，然后把發(fā)動機從后機身沿機身軸線方向抽出來。這樣做的好處是不影響飛機整體的載荷傳遞、結構增重小，缺點是每次拆裝都必須先把機身前后分開才能把發(fā)動機拆下或裝入，每次拆裝工作至少需要48～72小時，極大地拖延了維護時間，對保證出勤率有很不利的影響。而現(xiàn)代飛機尤其是西方國家設計的戰(zhàn)斗機，拆裝發(fā)動機一般是在飛機后機身發(fā)動機的下部設計開口。這樣在拆裝發(fā)動機的時候就可以把發(fā)動機下方的口蓋打開，拆除螺栓等緊固件后把發(fā)動機直接從后機身下部取出，再換上可以使用的發(fā)動機。完成整個拆裝發(fā)動機的過程最快只需要幾個小時，大大縮短了維護保養(yǎng)時間，提高了戰(zhàn)機出勤率。缺點是由于開口破壞了機體原有的傳力路線，一般需設計成完全補償形式即可以傳遞各種載荷，造成的結構增重較大，對減輕飛機的結構重量不利。“工藝要求”是一種“條件性和發(fā)展性”要求。“條件性”是說結構的工藝性好壞要結合飛機生產(chǎn)的條件，如產(chǎn)品數(shù)量、產(chǎn)量工期、加工條件等：“發(fā)展性”是針對產(chǎn)品數(shù)量和加工條件。比如，某些加工工藝適合小批量生產(chǎn)而某些加工工藝適合大批量生產(chǎn)，采用何種工藝取決于生產(chǎn)的數(shù)量：某些加II藝在設計時還不具備，但在后續(xù)生產(chǎn)時可實現(xiàn)，這就決定了不同批次生產(chǎn)的飛機結構可能采用不同的加工工藝，那么在結構設計時也會有細節(jié)上的差異。
　　雖然前述的“氣動要求”、“使用維護要求”、“工藝要求”在整個結構設計過程中所占時間不多，但依然是很重要的。如果在結構方案確定后，因為某些要求不能滿足二更改結構方案，將大大增加工作量，甚至因為不能很好地更改而犧牲某些設計指標。最后，“重量要求”
　　（亦稱“質(zhì)量要求”）是飛機結構設計的主要要求。飛機結構設計應保證結構在規(guī)定的載荷狀態(tài)下具有足夠的強度，不產(chǎn)生不能容許的殘余變形：具有足夠的剛度與采取其他措施避免出現(xiàn)不能容許的氣動彈性問題與振動問題：具有足夠的壽命等。在保證上述條件得到滿足的同時，應使結構質(zhì)量盡可能輕。這項要求可以概括為強度（剛度）一質(zhì)量要求或最小質(zhì)量要求，即在保證飛機結構滿足強度、剛度等要求的前提下盡量做到結構重量最輕。在航空工業(yè)領域，有一句非常有名的話：“航空工程師要為了減輕每一克重量而奮斗”
　　（其實準確的說應該是為了減輕每一克“質(zhì)量”而努力，因為在國際通用的單位制下質(zhì)量的單位是克或者千克，而重量是物體受萬有引力后力的度量，其單位是牛頓或者千牛。我們在日常生活中習慣了說重量、減重等詞匯，此處就按照大家的語言習慣未作修改）。對于民用飛機，假設我們能夠使一架結構質(zhì)量為30t的民機減輕100kg（只減輕了總結構質(zhì)量的0，33%），則能多載一名乘客或100kg貨物，那么在飛機的全壽命周期就可以增加上百萬元的收入。飛機的服役壽命越長，減輕結構質(zhì)量所能帶來的經(jīng)濟利益也越大。對于軍用飛機，結構質(zhì)量對全機推重比和翼載荷這兩個關鍵指標影響很大。質(zhì)量與起飛著陸性能有很大關系，與航程及爬升率等機動性能指標關系也較大，所以減輕質(zhì)量對軍機設計更為重要。這也就是為什么在飛機結構設計的幾項基本要求中，質(zhì)量要求是主要要求的原因。用一句通俗的話講就是，如果飛機不能做得輕，怎么能飛上天呢。
　　了解這些基本要求，有助于我們理解飛機結構設計思想的演變。現(xiàn)代飛機的成本越來越高，從而要求飛機有更長的經(jīng)濟壽命和更高的使用可靠性，而且有些飛機還要求具備高超聲速飛行、低探測性等特種使用功能，它們都對結構設計提出了更高和更特殊的需求。回溯飛機結構設計的百年歷程，結構設計技術經(jīng)歷了從低到高、從簡單到復雜、從單一功能到多功能綜合的演變過程，但無論其設計思想如何演變，也都是為了更好地、更全面地滿足結構設計的各項要求。
　　飛機結構設計思想是保證飛機結構安全的指導思想，它來源于飛機的使用實踐，同時受當時科技水平設生產(chǎn)力水平的制約。雖然各階段結構設計思想之間并無明顯的時間界限，但是按其發(fā)展過程大致可以分為靜強度設計準則、動強度設計準則、疲勞一安全壽命設計準則、安全壽命/破損一安全設計準則、耐久性/損傷容限設計準則和可靠性設計準則（圖5～8）。再對上述設計準則加以簡化，可以分為5個階段：靜強度設計：靜強度和剛度設計：靜強度、剛度和安全壽命設計；靜強度、剛度和損傷容限與經(jīng)濟壽命設計：可靠性設計。（未完待