本文給出了航空結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)常用的知識(shí)點(diǎn)，包含結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析常見的概念，以及知識(shí)點(diǎn)說明。
1、“結(jié)構(gòu)”即能承受和傳遞載荷的系統(tǒng)，也就是所謂的受力結(jié)構(gòu)。
2、“機(jī)構(gòu)”在外載作用下，各部件間發(fā)生相對(duì)運(yùn)動(dòng)，系統(tǒng)自由度數(shù)大于約束的數(shù)量。
3、“結(jié)構(gòu)”在外載作用下，各部件不發(fā)生相對(duì)運(yùn)動(dòng)，系統(tǒng)自由度數(shù)小于約束的數(shù)量。
4、顫振是翼面在結(jié)構(gòu)變形與空氣動(dòng)力交互作用下發(fā)生的自激振動(dòng)現(xiàn)象，最基本的顫振是機(jī)翼彎扭顫振，飛機(jī)低速飛行時(shí)，機(jī)翼振動(dòng)會(huì)不斷衰減。隨著飛行速度增大到某一數(shù)值時(shí)，機(jī)翼振動(dòng)就會(huì)保持等幅，這就是顫振臨界狀況，與此相應(yīng)的飛行速度稱為顫振臨界速度。
5、飛機(jī)結(jié)構(gòu)是能夠承受和傳遞飛機(jī)載荷的系統(tǒng)，外載在結(jié)構(gòu)中以內(nèi)力的形式的傳遞，并最終實(shí)現(xiàn)相互平衡。
6、外力=-1×質(zhì)量力
7、除重力外，作用在飛機(jī)某方向上的所有外力（不包括重力）的合力與當(dāng)時(shí)飛機(jī)重量的比值，稱為該方向上的過載系數(shù)，表示了作用在飛機(jī)上的不含重力的合外力與重力的比值。反應(yīng)了飛機(jī)質(zhì)量力與重力的比率（質(zhì)量力與外力方向相反，大小相同）如果已知過載系數(shù)，則能很方便的求出合外力。而且過載系數(shù)通常與質(zhì)量無關(guān)，在飛機(jī)總體質(zhì)量或局部質(zhì)量改變時(shí)，其總體過載系數(shù)或局部過載系數(shù)將保持不變，因此在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，外載往往是以過載系數(shù)的形式給出的。
過載系數(shù)反映了飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能。
如果已知機(jī)翼氣動(dòng)力的分布規(guī)律，結(jié)合過載系數(shù)可以獲取機(jī)翼實(shí)際氣動(dòng)力的大小和分布。
過載系數(shù)可通過加速度測量儀來確定。
8、典型的疲勞載荷包括：突風(fēng)載荷、機(jī)動(dòng)載荷、 增壓載荷、著陸撞擊載荷、機(jī)動(dòng)載荷、地面滑行載荷發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力裝置的熱反復(fù)載荷；、地-空-地循環(huán)載荷、其他：機(jī)翼尾流對(duì)尾翼的周期性作用。
9、鳥撞載荷、冰雹載荷、噪聲：聲壓場測量 動(dòng)力裝置噪音、空氣動(dòng)力噪音、武器發(fā)射噪音、瞬時(shí)的響應(yīng)載荷、非正常狀態(tài)載荷：單發(fā)停車、尾旋、單輪著地、打地轉(zhuǎn)、機(jī)頭碰地、飛機(jī)翻倒、強(qiáng)迫著陸等情況。
10、載荷譜：載荷隨時(shí)間變化的歷程。環(huán)境譜：環(huán)境強(qiáng)度隨時(shí)間變化的歷程。
11、機(jī)翼的功能：產(chǎn)生升力、內(nèi)部裝置油箱和設(shè)備、安裝增升裝置和傾側(cè)操縱的副翼、固定起落架和動(dòng)力裝置。
12、機(jī)翼的設(shè)計(jì)要求：滿足氣動(dòng)要求、重量要求、使用維修要求、工藝性和經(jīng)濟(jì)性要求。
13、機(jī)翼的外載：分布的氣動(dòng)載荷、其他部件的集中載荷、機(jī)翼結(jié)構(gòu)的質(zhì)量力
14、機(jī)翼結(jié)構(gòu)組成：蒙皮、翼梁、長桁、縱墻、翼肋
15、蒙皮：承受氣動(dòng)載荷、參與總體扭矩的傳遞、參與總體彎矩的傳遞。
16、翼梁：承受總體剪力（Qy）—腹板剪流、參與總體彎矩的傳遞（Mz）—上下緣條。
17、長桁：承受氣動(dòng)載荷、參與總體彎矩的傳遞。
長桁承受局部空氣力載荷；支持和加強(qiáng)蒙皮；并將翼肋互相連系起來。而且還可以承受由彎曲而產(chǎn)生的正應(yīng)力。有的機(jī)翼為了更加強(qiáng)蒙皮，桁條需要很密，因而導(dǎo)致使用波紋板來代替桁條，或者把桁條與蒙皮作成一體，形成整體壁鈑。
18、縱墻（腹板）：封閉作用、參與總體扭矩的傳遞、參與總體剪力的傳遞。
縱檣承受由彎曲和扭轉(zhuǎn)而產(chǎn)生的剪力。與梁的區(qū)別是椽條較弱，椽條不與機(jī)身相連。其長度與翼展相等或僅為翼展的一部分。縱檣通常放置在機(jī)翼的前緣或后緣，與機(jī)翼上下蒙皮相連，形成一封閉的盒段以承受扭矩。
在后緣的縱檣，通常還用來連接襟翼及副翼。
19、翼肋：支持長桁和蒙皮、承受氣動(dòng)載荷、維持機(jī)翼形狀承受、傳遞集中載荷不參與總體力的傳遞。
20、接頭：傳遞載荷
21、桿：只能承受或傳遞沿桿軸向的分布力和集中力。
22、板：適合承受面內(nèi)的分布載荷，包括剪流和拉壓應(yīng)力。
23、平面板桿結(jié)構(gòu)：適合承受平面板桿結(jié)構(gòu)面內(nèi)的載荷。
24、空間板桿結(jié)構(gòu)：由平面板桿組成的閉室類結(jié)構(gòu)，可以承受彎、剪、扭載荷。
25、機(jī)翼結(jié)構(gòu)的典型受力形式：梁式機(jī)翼、單塊式機(jī)翼、多腹板式機(jī)翼。
26、梁式機(jī)翼：翼梁強(qiáng)—傳遞彎矩、扭矩、剪力，蒙皮薄—?dú)鈩?dòng)載荷，長桁少—參與彎矩傳遞。
27、單塊式機(jī)翼：翼梁弱—傳遞彎、剪、扭，蒙皮較厚—?dú)鈩?dòng)載荷、傳遞扭矩，長桁強(qiáng)—傳遞彎矩。
28、多腹板式機(jī)翼：無明顯翼梁、腹板多，蒙皮厚，無長桁。
29、尾翼的載荷：平衡載荷、機(jī)動(dòng)載荷、不對(duì)稱載荷。
30、傳力分析：當(dāng)支承在某基礎(chǔ)上的一個(gè)結(jié)構(gòu)受有某種外載荷時(shí)，分析這些外載如何通過結(jié)構(gòu)的各個(gè)構(gòu)件傳遞給支承它的基礎(chǔ)，稱之為結(jié)構(gòu)的傳力分析。
31、在傳力分析時(shí)，一般以偏安全簡化為原則。
32、剛度分配法：靜不定結(jié)構(gòu)中個(gè)元件所分配承擔(dān)的載荷與它們的剛度大小成正比。
33、機(jī)翼與機(jī)身的連接：集中連接形式、中央翼連接形式。
34、機(jī)身的功用：安置空勤組人員、旅客、裝載燃油、武器、設(shè)備和貨物等、連接機(jī)翼、尾翼、發(fā)動(dòng)機(jī)與起落架，承受由這些部件傳來的集中載荷
35、機(jī)身的外載：裝載加給機(jī)身的力—質(zhì)量力、其它部件傳來的力—機(jī)翼、機(jī)身、尾翼、起落架等、增壓載荷—軸向正應(yīng)力和環(huán)向正應(yīng)力。
36、機(jī)身的結(jié)構(gòu)組成：蒙皮、桁梁、長桁、隔框
37、典型的機(jī)身受力形式：桁梁式——梁式、桁條式——單塊式、硬殼式——多腹板式
38、口框上最大彎矩值位于轉(zhuǎn)角處，開口面積越大，彎矩越大，口框應(yīng)是能承受彎矩的平面，在轉(zhuǎn)角處應(yīng)布置加強(qiáng)筋條，防止蒙皮壓縮和剪切失穩(wěn)。
39、飛機(jī)結(jié)構(gòu)承載的安全性要求 （五不準(zhǔn)）：
a各種飛行工況的最大載荷條件下，不發(fā)生強(qiáng)度破壞；
b各種載荷工況的最大載荷條件下，不發(fā)生過大變形，特別是大的永久變形；不能出現(xiàn)操縱效能降低、失效甚至反效；剛度要求
c結(jié)構(gòu)剛度特性要保障在飛行臨界狀態(tài)不發(fā)生結(jié)構(gòu)顫振；
d結(jié)構(gòu)要滿足長期隨機(jī)載荷（小于最大載荷）反復(fù)作用下不發(fā)生疲勞破壞；
e結(jié)構(gòu)在缺陷狀態(tài)，滿足一定飛行周期的承載（損傷容限）。
41、飛機(jī)結(jié)構(gòu)的可靠性要求：
滿足強(qiáng)度、剛度、安全壽命、損傷容限的可靠性要求；
結(jié)構(gòu)變形不能影響操縱、影響飛行效率的可靠性要求；
可靠性是結(jié)構(gòu)正常執(zhí)行功能的度量
42、飛機(jī)結(jié)構(gòu)的維修性與經(jīng)濟(jì)性要求：
要求結(jié)構(gòu)維修的易檢性（可達(dá)性）（通道、口蓋）；
要求結(jié)構(gòu)的易修理性（修補(bǔ)、更換、拆裝）；
要求維修的經(jīng)濟(jì)性。（冰山效應(yīng)，Concord）
43、靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)：
反映了飛機(jī)在使用中承受極限飛行條件下最大使用載荷下的安全能力。（安全裕度/強(qiáng)度裕度）
防止結(jié)構(gòu)在各嚴(yán)重載荷條件下發(fā)生強(qiáng)度不足而導(dǎo)致的可能斷裂破壞。
設(shè)計(jì)載荷法
剩余強(qiáng)度（強(qiáng)度裕度）：為構(gòu)件的破壞應(yīng)力/構(gòu)件極限工作應(yīng)力；一般控制在0.95～1.05，結(jié)構(gòu)重量較輕。
靜強(qiáng)度破壞總原則：極限載荷作用下，結(jié)構(gòu)保持載荷。
44、穩(wěn)定性設(shè)計(jì)：結(jié)構(gòu)的承載平衡不總是穩(wěn)定的；特定加載方式下可發(fā)生非穩(wěn)定平衡狀態(tài)。
結(jié)構(gòu)失去穩(wěn)定性是指結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定平衡狀態(tài)發(fā)生了變化，且使得平衡變得不穩(wěn)定，繼續(xù)承載可能導(dǎo)致“變形過大”、“垮塌或“壓潰” 的狀態(tài)。
ⅰ、僅在一些受力形式下可能發(fā)生結(jié)構(gòu)的不穩(wěn)定平衡現(xiàn)象；
ⅱ、約束條件對(duì)結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性支持作用非常明顯；
ⅲ、飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的可能失穩(wěn)現(xiàn)象（屈曲/皺褶）。 蒙皮、腹板等等
穩(wěn)定性設(shè)計(jì)概念是指以某種準(zhǔn)則將結(jié)構(gòu)的承載能力控制在出現(xiàn)嚴(yán)重屈曲之前。（結(jié)構(gòu)材料、構(gòu)形、邊界）
經(jīng)典四邊加筋板：中間部位先皺褶，但靠近桁材部位，由于支撐較強(qiáng)，仍有較好的承載能力；繼續(xù)承受載荷直至與桁材一起發(fā)生最后失穩(wěn)。
45、飛機(jī)結(jié)構(gòu)的剛度要求：飛機(jī)部件的結(jié)構(gòu)剛度需滿足飛機(jī)氣動(dòng)布局所設(shè)計(jì)的氣動(dòng)力性能（升力特性、阻力特性）、飛行的操縱及效率（操縱卡滯、操縱效率不足）、操縱安全性能（操縱彈性延遲）、結(jié)構(gòu)局部的使用性能要求（艙門/振動(dòng)）、氣流擾動(dòng)作用下不允許由于結(jié)構(gòu)剛度不足帶來的不安全（顫振）以及剛度問題引起的較大損傷積累。
46、靜剛度特性要求：機(jī)結(jié)構(gòu)構(gòu)件的剛度與強(qiáng)度是同時(shí)存在的，對(duì)結(jié)構(gòu)構(gòu)件以強(qiáng)度、穩(wěn)定性設(shè)計(jì)為主 （機(jī)翼的壁板、各類接頭等）；對(duì)部件級(jí)結(jié)構(gòu)提出靜剛度指標(biāo)要求（機(jī)翼撓度、扭轉(zhuǎn)角形變量控制）；有些構(gòu)件（部位）以剛度設(shè)計(jì)為主（強(qiáng)度裕度很大，但有使用剛度要求（飛機(jī)艙門、大開口部位、操縱/傳動(dòng)支座、舵面轉(zhuǎn)軸等）。
47、靜氣動(dòng)彈性問題對(duì)結(jié)構(gòu)部件的剛度要求：機(jī)翼盒段的抗扭剛度本身要滿足不能使氣動(dòng)力性能發(fā)生變化以及在氣流擾動(dòng)下發(fā)生剖面扭轉(zhuǎn)角擴(kuò)大(發(fā)散)的可能；機(jī)翼盒段（副翼連接段）的抗扭剛度要滿足舵面操縱效率的要求，且不能使其在氣流擾動(dòng)下發(fā)生副翼失效或反效的可能。
48、動(dòng)氣動(dòng)彈性問題對(duì)結(jié)構(gòu)部件的剛度要求：機(jī)/尾翼及副翼受氣流擾動(dòng)條件下，在一定速度范圍內(nèi)不允許發(fā)生顫振發(fā)散（擾動(dòng)激勵(lì)下的一種振動(dòng)發(fā)散方式）。
49、振動(dòng)工作環(huán)境的結(jié)構(gòu)部位，不應(yīng)發(fā)生結(jié)構(gòu)共振：機(jī)結(jié)構(gòu)的進(jìn)氣道、操縱系統(tǒng)或某些結(jié)構(gòu)部位（如舵面）避免由發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲振動(dòng)源、紊流產(chǎn)生的渦流或激波脈動(dòng)壓力所引起的共振或抖振（強(qiáng)迫振動(dòng)）。
50、飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)上的三種力、三個(gè)心：氣動(dòng)力、彈性力、質(zhì)量力；焦點(diǎn)、剛心、質(zhì)心。
51、靜氣動(dòng)彈性與動(dòng)氣動(dòng)彈性問題的區(qū)別：
靜氣彈僅關(guān)心氣動(dòng)力（由任何飛行條件變化引起的氣動(dòng)力增量與升力面結(jié)構(gòu)剛度（彈性力）之間耦合作用，是靜力平衡的穩(wěn)定性問題。一般有三類：
※ 機(jī)翼扭轉(zhuǎn)擴(kuò)大（形變發(fā)散）問題
※ 副翼反效（操縱效能）問題
※ 氣動(dòng)彈性載荷修正
※ 動(dòng)氣動(dòng)彈性則關(guān)心氣動(dòng)力擾動(dòng)激勵(lì)作用下，由氣動(dòng)力增量、結(jié)構(gòu)剛度以及質(zhì)量力三者交互作用時(shí)，能否產(chǎn)生自激振動(dòng)的發(fā)散（振幅擴(kuò)大）。這種自激振動(dòng)的發(fā)散與飛機(jī)飛行速度相關(guān)，是一個(gè)飛行性能與安全性的問題。
52、靜氣動(dòng)彈性問題中的扭轉(zhuǎn)擴(kuò)大：
氣動(dòng)力增量(ΔY)繞剛心產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)力矩增量Mα=ΔYd（與飛行速度的平方成正比）；
盒段彈性將提供抵抗變形的內(nèi)力矩抗衡該升力力矩增量Mk，剛度較小，Mα> Mk (扭角擴(kuò)大，氣動(dòng)力矩，變形發(fā)散)；超音速時(shí)壓心及焦點(diǎn)后移，在擾動(dòng)作用下扭轉(zhuǎn)擴(kuò)大一般不易出現(xiàn)；前掠機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)擴(kuò)大比后掠翼尤為嚴(yán)重；對(duì)一定的結(jié)構(gòu)剛度設(shè)計(jì)，總存在一個(gè)飛行臨界速度。
53、前掠機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)擴(kuò)大比后掠翼尤為嚴(yán)重的兩種解釋：
A--假設(shè)氣動(dòng)力的肋剖面合力作用的在剛軸上，機(jī)翼純彎，后掠翼順氣流剖面上后緣點(diǎn)位移大于前緣點(diǎn)位移，導(dǎo)致翼剖面低頭，抑制了氣動(dòng)力增量的增大；反之前掠翼順氣流剖面上的后緣點(diǎn)位移小于前緣點(diǎn)位移，導(dǎo)致翼剖面抬頭，增強(qiáng)氣動(dòng)力增量的增大，扭轉(zhuǎn)擴(kuò)大嚴(yán)重。
B--后掠翼是下洗氣流，抑制氣動(dòng)力增量增大；前掠翼是上洗，增強(qiáng)氣動(dòng)力增量增大，扭轉(zhuǎn)擴(kuò)大嚴(yán)重。
54、靜氣動(dòng)彈性問題中的副翼反效：副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生向上升力ΔYa（在剛心之后），這使結(jié)構(gòu)剖面低頭扭轉(zhuǎn)，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)剖面迎角降低；反過來這又產(chǎn)生了向下的升力ΔYk,來抵消副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的升力，致使效率降低、反效；可近似認(rèn)為操縱力不變，顯然也存在個(gè)臨界速度；對(duì)大展弦比后掠翼，機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度問題更突出（扭轉(zhuǎn)剛度與展長成反比）。
55、靜氣動(dòng)彈性的剛度設(shè)計(jì)措施：
提高升力面結(jié)構(gòu)剖面的扭轉(zhuǎn)剛度或使剛心前移,對(duì)任一機(jī)翼 受重量約束不能無限制；
適當(dāng)提高升力面結(jié)構(gòu)剖面的抗彎剛度（不至引起展向氣動(dòng)力分布的額外變化，減少翼尖分離，對(duì)后掠翼重要）；
對(duì)大展弦比后掠翼高速時(shí)，可增加擾流片（大飛機(jī)常用，用于改善氣動(dòng)力分布）；
復(fù)合材料氣動(dòng)剪裁優(yōu)化設(shè)計(jì)（利用彎扭耦合性質(zhì)，對(duì)前掠機(jī)翼必須，對(duì)其他機(jī)翼也有不增加結(jié)構(gòu)重量的意義）。
56、機(jī)翼彈性彎扭變形耦合導(dǎo)致的顫振：振動(dòng)過程中由于彎扭耦合吸收了氣動(dòng)力使其在過程中作功。
57、固有頻率特性在顫振中的作用：
彎曲振動(dòng)過程中可形成對(duì)剛心的周期性力和矩(質(zhì)量力和氣動(dòng)力增量之和)；
不同結(jié)構(gòu)元件對(duì)彎曲頻率與扭轉(zhuǎn)頻率的貢獻(xiàn)不同；
彎曲頻率與扭轉(zhuǎn)頻率相近，則會(huì)導(dǎo)致小的質(zhì)量力矩產(chǎn)生大的扭轉(zhuǎn)周期變形（共振）；從而吸收空氣動(dòng)力作功，導(dǎo)致彎曲變形有發(fā)散的趨勢。
58、副翼彎曲顫振的力學(xué)成因：彎度變化產(chǎn)生的升力變化與運(yùn)動(dòng)一致，導(dǎo)致主翼盒周期振蕩增大。副翼搖臂有力矩不致副翼完全翻轉(zhuǎn)。
59、抗顫振設(shè)計(jì)措施：
提高機(jī)翼的抗彎/扭剛度、拉開彎扭模態(tài)頻率，不能無限制；
重心前移，減小重心到剛心距離（翼尖加配重/副翼前緣）；
操縱系統(tǒng)中加裝顫振阻尼器（消耗顫振能量，對(duì)副翼有效）；
復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的彈性氣動(dòng)剪裁設(shè)計(jì)（彎扭耦合設(shè)計(jì)）；
主動(dòng)控制技術(shù)（主動(dòng)阻尼控制方法，通過感測機(jī)翼彎曲運(yùn)動(dòng)的速度，控制操縱副翼或直接升力面）。
60、結(jié)構(gòu)全壽命周期內(nèi)要承受復(fù)雜的隨機(jī)載荷（小于最大破壞載荷）作用，結(jié)構(gòu)構(gòu)件的微觀缺陷生長與發(fā)展（損傷積累），導(dǎo)致結(jié)構(gòu)構(gòu)件的實(shí)際承載能力下降（安全隱患），可能發(fā)生猝不及防的災(zāi)難性事故（疲勞破壞）。
安全壽命是指結(jié)構(gòu)構(gòu)件發(fā)生宏觀可見裂紋前的飛機(jī)使用期限
61、疲勞裂紋形成機(jī)理：內(nèi)因：微裂紋形成于微觀應(yīng)力集中處(粗糙表面、表面劃痕、材料缺陷、內(nèi)部夾雜、結(jié)構(gòu)缺口）；主觀條件：微塑性形變循環(huán)累積；新生表面擠出、擠入導(dǎo)致微裂紋生成。
62、疲勞斷口形貌特征：形核區(qū)(疲勞源區(qū)，呈圓形、亮澤)；擴(kuò)展區(qū)(明顯的疲勞條紋)；瞬斷區(qū)(粗糙，剪切唇)。
63、材料的循環(huán)應(yīng)力應(yīng)變規(guī)律：反映了材料反復(fù)塑性損傷累積的過程。
64、重心過載譜：飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞載荷歷程的統(tǒng)計(jì)，飛機(jī)飛行過程中重心處所經(jīng)歷的加速度歷程的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)；重心過載譜轉(zhuǎn)換成構(gòu)件或結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)處的疲勞應(yīng)力譜；復(fù)雜應(yīng)力譜的疲勞損傷累積（壽命估算）方法及其應(yīng)用。
65、載荷統(tǒng)計(jì)原則：疲勞極限以下的載荷截除（低載刪除原則）；極少出現(xiàn)的高載截除(極小事件概率值界定）。
66、載荷譜的編制形式與種類：
程序塊譜 (低－高－低排列的載荷表)；
隨機(jī)譜(偽隨機(jī)數(shù)生成載荷序列), 按飛-- 續(xù)--飛順序編排。
重心過載譜：飛機(jī)重心處的過載系數(shù)表
P 構(gòu)件載荷譜:構(gòu)件兩端受到的內(nèi)力數(shù)據(jù)
P 構(gòu)件細(xì)節(jié)應(yīng)力譜：構(gòu)件細(xì)節(jié)部位的應(yīng)力變化歷程
67、飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命：指飛機(jī)結(jié)構(gòu)最危險(xiǎn)部位的使用壽，即以最危險(xiǎn)局部的壽命代表飛機(jī)結(jié)構(gòu)的全機(jī)壽命。
68、抗疲勞設(shè)計(jì)原則：設(shè)計(jì)是主導(dǎo)，材料是基礎(chǔ)，工藝是關(guān)鍵
69、抗疲勞材料及工藝技術(shù)方面：
綜合選擇靜強(qiáng)度、疲勞性能好的材料
改善材料疲勞性能的熱處理工藝方法
改善材料表面接觸環(huán)境的化學(xué)工藝方法
改善材料表面的加工質(zhì)量
表面強(qiáng)化工藝：噴丸、滾壓、擠壓
復(fù)合材料的深化應(yīng)用
70、抗疲勞設(shè)計(jì)技術(shù)方面：
合理布置結(jié)構(gòu)的傳力路線
合理選取結(jié)構(gòu)連接的受力形式
降低應(yīng)力集中 Kt
適當(dāng)降低應(yīng)力水平
加預(yù)應(yīng)力過盈配合
冷擠壓強(qiáng)化工藝
改變連接接頭的緊固件傳力
71、安全壽命設(shè)計(jì)缺陷：
對(duì)結(jié)構(gòu)任何關(guān)鍵部位的技術(shù)要求一致，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平偏低，重量偏高；質(zhì)量控制成本較大。
用分散系數(shù)保證結(jié)構(gòu)安全使用，重量大且小概率事件難于避免。
對(duì)結(jié)構(gòu)存在缺陷漏檢情況下，難于保障結(jié)構(gòu)的安全。
對(duì)破損安全結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)無技術(shù)指導(dǎo)意義。
72、損傷容限設(shè)計(jì)概念：
飛機(jī)在使用期間或制造初期允許存在缺陷，甚至允許主要受力構(gòu)件發(fā)生裂紋（但不危及結(jié)構(gòu)安全）。利用斷裂力學(xué)理論與試驗(yàn)結(jié)果，設(shè)計(jì)使得結(jié)構(gòu)裂紋在一定限度內(nèi)不危及安全（損傷容限），保證結(jié)構(gòu)有足夠的剩余強(qiáng)度、剛度（能繼續(xù)承載），利用定期檢查維修保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)使用的安全可靠，且不致發(fā)生災(zāi)難事故。
73、含裂體基本構(gòu)形：穿透型；表面橢圓裂紋型；深埋錢幣型。
74、應(yīng)力強(qiáng)度因子：裂紋尖端附近應(yīng)力場分布及其應(yīng)力特征參數(shù)。
75、小范圍屈服條件: 塑性區(qū)尺寸遠(yuǎn)小于構(gòu)件和裂紋幾何尺寸的條件。
76、研究斷裂判據(jù)的意義：
已知載荷作用下,一定裂紋長度的含裂結(jié)構(gòu)能否破壞(剩余強(qiáng)度)；
一定裂紋形狀 、幾何尺寸下, 破壞所需的載荷大小(臨界載荷)；
一定載荷條件下, 結(jié)構(gòu)允許的裂紋長度是多少(損傷容限)；
含裂結(jié)構(gòu)在不發(fā)生斷裂情況下，反復(fù)載荷下的裂紋擴(kuò)展規(guī)律；
如何確定安全檢查周期（決定裂紋檢查間隔, 決定怎樣維修)。
77、損傷容限設(shè)計(jì)理念：承認(rèn)初始缺陷，控制缺陷增長（設(shè)計(jì)/分析/實(shí)驗(yàn)），用檢查維護(hù)的方法保證結(jié)構(gòu)使用的安全可靠。
78、損傷容限設(shè)計(jì)目標(biāo):通過損傷容限設(shè)計(jì)和裂紋擴(kuò)展及剩余強(qiáng)度分析與實(shí)驗(yàn)，保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)在未修使用期內(nèi)，其剩余結(jié)構(gòu)能夠承受使用載荷，不出現(xiàn)結(jié)構(gòu)的破壞或過分變形；提供足夠安全性所要求的檢查水平。
79、損傷容限設(shè)計(jì)要素：
臨界裂紋尺寸或剩余強(qiáng)度（結(jié)構(gòu)最大的損傷容限能力）
裂紋擴(kuò)展（控制損傷過程的發(fā)展，提供檢修依據(jù)）
損傷檢查（依據(jù)可檢度確定不同結(jié)構(gòu)部位的分類與維修）
80、損傷容限結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)分類由設(shè)計(jì)概念(危及飛行安全的程度)和可檢度決定。
80、損傷容限結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)類型：
緩慢裂紋擴(kuò)展結(jié)構(gòu)(安全裂紋擴(kuò)展結(jié)構(gòu))；
破損安全結(jié)構(gòu)：又分安全止裂結(jié)構(gòu)；破損安全多路傳力結(jié)構(gòu)。
81、耐久性設(shè)計(jì)概念是針對(duì)飛機(jī)研制成本以及使用維護(hù)費(fèi)用大而提出的。綜合現(xiàn)代分析理論及設(shè)計(jì)方法，要求更細(xì)致的細(xì)節(jié)量化控制設(shè)計(jì)、生產(chǎn)以及維修的全過程，特別以經(jīng)濟(jì)性為重要依據(jù)來控制飛機(jī)使用的最佳經(jīng)濟(jì)壽命。
82、以結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)處微裂紋群的疲勞演化為控制設(shè)計(jì)的起始點(diǎn)，可以取代安全壽命設(shè)計(jì)（但受數(shù)據(jù)資源的短缺限制）；以經(jīng)濟(jì)性維修為最終結(jié)構(gòu)使用壽命的控制目標(biāo)，企圖在超過2倍設(shè)計(jì)壽命后（實(shí)際使用壽命的50%），尋找一個(gè)合理的經(jīng)濟(jì)性維修計(jì)劃，以保證后期結(jié)構(gòu)使用的維修性。
83、幾種典型翼面結(jié)構(gòu)的受力型式及特點(diǎn)：
薄蒙皮梁式機(jī)翼
蒙皮薄、受正應(yīng)力面積集中、長桁少且集中面積?。ǔ惺苷龖?yīng)力能力可以忽略）
氣動(dòng)載荷引起的剪力由梁腹板傳遞；彎矩引起的軸向內(nèi)力主要由梁緣條傳遞；扭矩由閉室的一圈剪流傳遞。
適應(yīng)于低速，翼型高度大的輕型飛機(jī)、早期或無人機(jī)飛機(jī)使用較多。
雙梁單塊式機(jī)翼
長桁(包括梁緣條)與蒙皮組成壁板或整體加筋壁板；蒙皮較薄 可簡化為受剪板。與梁式相比，受正應(yīng)力截面積增多（長桁與緣條）且布置較分散。
氣動(dòng)載荷引起的剪力由梁腹板傳遞；彎矩引起的軸向內(nèi)力由桁條與緣條傳遞；扭矩由閉室的一圈剪流傳遞。
適應(yīng)于高亞音速飛行的較大型飛機(jī)、民用客機(jī)或運(yùn)輸機(jī)應(yīng)用較多。
多腹板式 (多梁或多墻式)
一般由3～10多塊腹板（或腹板梁）和厚蒙皮(大多是整體厚蒙皮)組成(肋少甚至沒有)；受正應(yīng)力面積更加分散。結(jié)構(gòu)力學(xué)上形成多閉室靜不定薄壁盒式結(jié)構(gòu)。
氣動(dòng)載荷引起的剪力由多個(gè)腹板按剛度分配；彎矩形成的軸向內(nèi)力由壁板（蒙皮、緣條）傳遞；扭矩按多個(gè)閉室的扭轉(zhuǎn)剛度以剪流形式傳遞。
適應(yīng)于超音速飛行的薄機(jī)翼飛機(jī)、戰(zhàn)斗機(jī)、攻擊機(jī)。
85、結(jié)構(gòu)型式選擇中的粗定量參數(shù)：
相對(duì)載荷:M 剖面彎矩；B翼盒寬度；H平均翼盒高度。（單位寬度壁板上所受正應(yīng)力）
有效高度比（Hmax為翼剖面最大高度)。
相對(duì)翼型厚度。
當(dāng)相對(duì)載荷較小，采用薄蒙皮梁式結(jié)構(gòu)，受正應(yīng)力面積集中在梁緣條上,其截面積很集中，受拉應(yīng)力足夠,受壓也不易失穩(wěn)；盡管有所降低,但還是有利的；特別機(jī)翼較大時(shí)（利用結(jié)構(gòu)高度降低彎曲應(yīng)力），更利于采用梁式。
相對(duì)載荷較大，宜選擇正應(yīng)力面積較分散的布置更有利些（集中面積適度的大，不易失穩(wěn)；有效高度比適中，利用了結(jié)構(gòu)有效高度，特別采用截慣矩較大的剖面形狀）。
對(duì)超音速飛機(jī)，翼面相對(duì)高度較?。ㄒ硇洼^?。?，從充分利用結(jié)構(gòu)有效高度上看，宜用正應(yīng)力面積更為分散的多腹板式結(jié)構(gòu)。
86、多梁混合式機(jī)翼結(jié)構(gòu)：一般說，多腹板式機(jī)翼最好有中央翼(減少根部連接,對(duì)稱彎矩自平衡，不傳給機(jī)身，重量輕，翼身融合)。一些中單翼(三角機(jī)翼)根弦很大或有開口，而戰(zhàn)斗機(jī)內(nèi)部布置緊張，很難設(shè)計(jì)成機(jī)翼貫通形式，又考慮到根部弦長很大，盡管根部翼型相對(duì)高度較小,但絕對(duì)高度不低，常在根部區(qū)域設(shè)計(jì)成梁式。為減小翼面上采用單塊式或多腹板式引起的參與區(qū)；并降低根部跨距間撓度。
87、上翼面以穩(wěn)定性設(shè)計(jì),下翼面以損傷容限設(shè)計(jì)為重點(diǎn)。
88、加強(qiáng)肋布置于：集中力作用處；結(jié)構(gòu)不連續(xù)處；開口兩端。
89、增升裝置及操縱面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)：剛度設(shè)計(jì)（保證操縱）、機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)軌跡設(shè)計(jì)、收放機(jī)構(gòu)裝置。
90、操縱面懸掛接頭數(shù)量的確定因素：
使用上的安全可靠(生存力)；在支點(diǎn)處變形不宜大(變形卡滯，故越多越好)；舵面變形不致引起與安定面相碰或突出安定面外形太多； 綜合上述因素，多支點(diǎn)為好，但工藝性增加難度，可采用活動(dòng)接頭，使水平方向可調(diào)（大于等于3個(gè)）。
91、操縱面前緣缺口三種補(bǔ)強(qiáng)措施：
一對(duì)斜加強(qiáng)肋，與梁構(gòu)成三角架；（三角梁補(bǔ)強(qiáng)）
加一短梁與后梁組成一個(gè)比原來小的閉室；（小閉室加強(qiáng)）
在低速飛機(jī)中，直接對(duì)梁補(bǔ)強(qiáng)，使梁本身受扭。（梁直接補(bǔ)強(qiáng)）
92、重量配平：使重心位于轉(zhuǎn)軸之前或轉(zhuǎn)軸上，措施：盡可能減輕后緣重量，在前緣加分布配重；在翼尖處加集中配重。
93、氣動(dòng)補(bǔ)償（減輕操縱力矩、飛行姿態(tài)配平）：
角補(bǔ)償：在操縱面的翼尖處向前伸一小塊面積（低速用）；
軸式補(bǔ)償：轉(zhuǎn)軸位置靠后布置，對(duì)轉(zhuǎn)軸有相反力矩；
內(nèi)補(bǔ)償：補(bǔ)償位置位于壓力中心之前，靠氣密室壓力差，產(chǎn)生輔助力矩。
浮動(dòng)式補(bǔ)償：舵面上有補(bǔ)償板（與操縱聯(lián)動(dòng)，構(gòu)造復(fù)雜）
94、全動(dòng)平尾：飛行速度提高，氣動(dòng)載荷后移，靜穩(wěn)定性增大；要求更大的配平力矩；彎度增加的操縱面效率不足，需引入全動(dòng)平尾。（轉(zhuǎn)軸式、定軸式）
95、全動(dòng)平尾轉(zhuǎn)軸形式：直軸式、斜軸式。轉(zhuǎn)軸位于亞、超音速焦點(diǎn)兩者間，結(jié)構(gòu)高度大，并兼顧操縱效率。
96、機(jī)身結(jié)構(gòu)的受力布局型式：
桁梁式(與梁式薄蒙皮機(jī)翼結(jié)構(gòu)形式相當(dāng))
蒙皮較薄，剪力則全部由蒙皮承擔(dān)；少數(shù)幾根桁梁，（截面積大，四個(gè)象限中間位置）彎矩主要由桁梁軸力承受，長桁相對(duì)弱小，可不連續(xù)，長桁基本不傳遞軸力。
桁梁間布置大開口，不會(huì)顯著降低機(jī)身抗彎剛度，因大開口會(huì)減小結(jié)構(gòu)的抗扭能力，需要補(bǔ)強(qiáng)；相對(duì)其它結(jié)構(gòu)型式，同樣開口，桁梁式補(bǔ)強(qiáng)重量增加較少。
桁條式(與單塊式機(jī)翼結(jié)構(gòu)形式相當(dāng))
長桁較密、較強(qiáng)（沒有明顯的桁梁）；彎曲引起的軸向力由桁條承受（蒙皮承擔(dān)彎曲剪流）；扭矩剪力全部由蒙皮承受；從受力特點(diǎn)上看，不宜大開口。與桁梁式比，其彎扭剛度（尤指彎曲剛度）比桁梁式大；氣動(dòng)力作用下，蒙皮局部變形小，利于氣動(dòng)性能。
硬殼式(與機(jī)翼結(jié)構(gòu)的多腹板式結(jié)構(gòu)特征相近)
厚蒙皮或密排隔框，沒有縱向元件；厚蒙皮承受機(jī)身總體的彎、剪、扭（全部軸力和剪力）；隔框用于維持機(jī)身截面形狀，支持蒙皮和承受框平面的集中力。不宜開口，導(dǎo)致材料利用率不高（載荷較小，相對(duì)高度大），一般僅用于直徑較小的機(jī)身上，或氣動(dòng)載荷相對(duì)較大，要求蒙皮剛度大的部位、頭部、機(jī)頭罩、尾錐等處。
97、加強(qiáng)框類型：剛框式、腹板式（含球面框）
98、剛框結(jié)構(gòu)元件：內(nèi)外緣條、腹板、立柱
99、剛框結(jié)構(gòu)型式的選擇：組合式、整體式或混合式。選擇依據(jù)是載荷連接形式、剛框彎矩的大小，剛框截面高度，工藝加工能力等。
彎矩不很大，框截面高度較大，采用組合式。因腹板薄,內(nèi)外緣有效高度大，結(jié)構(gòu)利用率高；截面高度大，便于鉚接裝配；
截面高度小，彎矩大，則采用整體式，腹板厚也能承彎；
還可根據(jù)工藝制造能力，分成若干塊，再固接起來或鉸接，以解決工藝難問題；
現(xiàn)代工藝傾向于整體機(jī)械加工，維修性好，安全壽命特性好。
100、腹板式加強(qiáng)框?qū)倨矫姘鍡U結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)高度大、元件載荷小、重量特性好。氣密艙隔板結(jié)構(gòu)上需要腹板框，如戰(zhàn)斗機(jī)增壓艙前后端框，民機(jī)坐艙前端框或分艙隔板框。
100、受剪基體結(jié)構(gòu)大開口補(bǔ)強(qiáng)概念（傳扭路線打斷）
梁腹板因剪力增大并平衡軸力而加強(qiáng)；
a 開口翹曲變形引起梁緣條軸力而加強(qiáng)；
a 自平衡力系引起兩封閉盒段蒙皮受剪，需要加強(qiáng)；
a 加強(qiáng)開口端肋將一圈扭矩轉(zhuǎn)換成一對(duì)參差力并產(chǎn)生抗翹剪力，需要加強(qiáng)。
102、受軸力基體結(jié)構(gòu)大開口補(bǔ)強(qiáng)概念（軸力/扭路線打斷）
參與區(qū)內(nèi)蒙皮需要加強(qiáng)；
a 梁緣條在開口區(qū)附近加強(qiáng)；
a 中間桁條在零力端附近減弱。
103、布置一排相當(dāng)數(shù)量小開口的補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計(jì)：
開孔兩側(cè)布置兩根強(qiáng)的長桁；
a 孔邊四周口框加強(qiáng)；
a 孔間打下陷做成加強(qiáng)槽（相當(dāng)立柱）
104、結(jié)構(gòu)中開口的補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計(jì)（艙門）：
口框補(bǔ)強(qiáng)重量過大；
a 利用開孔周邊的骨架作“井”字形加強(qiáng)；
同時(shí)加強(qiáng)開口上下左右四塊板；
切斷了機(jī)身結(jié)構(gòu)中傳遞軸的長桁(旅客艙門)
開口周圍有很強(qiáng)的門框，框外在布置“井”字形的縱橫加強(qiáng)。
105、機(jī)身結(jié)構(gòu)大開口的加強(qiáng)設(shè)計(jì)：
開口兩端布置腹板式加強(qiáng)框，以變換扭矩剪流為剪力。
開口兩側(cè)布置加強(qiáng)桁梁 (甚至盒式梁)并延長。
單閉室大開口
開口區(qū)的桁條需加強(qiáng)；
蒙皮因剪力增大需加強(qiáng)；
開口邊梁的參與區(qū)過渡。
雙閉室大開口
傳扭：雙閉室扭矩轉(zhuǎn)給單閉室，故單閉室蒙皮及地板要加強(qiáng)。
傳彎：布置一段龍骨梁，補(bǔ)償開口引起抗彎能力損失，提高J。
龍骨梁（在主起艙段為“□”在中央翼段為“Δ”）也增加了一定的抗扭剛度(盒式梁)還可以抗墜保護(hù)機(jī)身。
開口兩端布置加強(qiáng)框，將單閉式扭矩轉(zhuǎn)成半圈方向相反的剪力；
開口邊梁加強(qiáng),開口打斷的長桁轉(zhuǎn)移軸力，并提高開口抗扭剛度；
翹曲引起的附加正應(yīng)力作用在側(cè)壁部分使側(cè)壁要加強(qiáng) ；
翹曲引起的附加正應(yīng)力作用在桁梁上，要加強(qiáng)桁梁并延長參與段，通過蒙皮受剪轉(zhuǎn)移到閉室加強(qiáng)桁梁。
機(jī)身剖面高度變化，J也變化。閉室桁條端部區(qū)減弱，開口桁梁加強(qiáng)并延長參與段；
開口段的桁條也需加強(qiáng)。
106、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)：設(shè)計(jì)是主導(dǎo)、材料是基礎(chǔ)、制造是關(guān)鍵、檢測是保障。
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