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飛機結構力學
鎖定
飛機結構力學(structural mechanics of aircraft)，是研究飛機結構在載荷和環境作用下的應力、變形、穩定性及其合理性的學科，又稱飛機結構理論，有時也稱為飛機強度學。飛機結構力學是固體力學理論應用於飛機結構的一個分支學科，是飛機結構設計的重要理論基礎。 飛機結構力學的基本原理同樣適用於其他飛行器，它的基礎學科是靜力學、橋樑力學、結構穩定性理論、板殼力學、計算力學等。但是各類飛行器，尤其是航天器和火箭，也有各自特殊的結構問題。經典的飛機結構力學可按結構型式分為杆繫結構力學和薄壁結構力學。
- 中文名
- 飛機結構力學
- 外文名
- structural mechanics of aircraft
- 別 名
- 飛機強度學
- 分 為
- 杆繫結構力學和薄壁結構力學
- 基礎學科
- 靜力學、橋樑力學等
飛機結構力學設備結構
飛機結構力學杆系
在杆繫結構中，飛機結構力學與一般結構（如橋樑、建築等）力學基本一致，討論靜定和靜不定兩種結構。解決問題的手段不外滿足靜力平衡條件和變形協調條件；解靜不定結構問題又可用最小能量法，以使問題簡化。在杆繫結構力學中早期提出的課題有樑柱、扭轉、穩定性等問題。
樑柱 同時受彎和受壓的杆件。這種杆件在側向力作用下產生彎曲撓度，側向撓度使軸向壓力產生附加彎矩，這又使側向彎曲增大，因此必須考慮側向力與軸向壓力的聯合作用，求出真實彎矩，供設計使用。
扭轉 早期梁式機翼以翼梁為主承受扭矩，翼梁具有非圓形的實心斷面，扭轉剛度往往不夠，成為突出問題。實心斷面梁軸受扭時的應力和變形，多采用彈性力學中薄膜模擬試驗的結果，比用材料力學計算的結果精確
穩定性 杆繫結構穩定性問題主要是直柱的屈曲，包括彈性支承、彎扭失穩等較複雜的問題。
飛機結構力學薄壁
在薄壁結構中，杆主要受軸向力，板主要受剪力，基本的問題有扭轉、剪滯、屈曲、有效寬度、張力場和壓力艙等。
扭轉 閉口斷面的薄壁結構具有較大的扭轉剛度，在飛機結構中得到廣泛應用。單閉室斷面的薄壁結構或薄壁管在受扭矩時的剪應力τ和單位長度相對扭轉角θ分別為：
t=T/2At θ=TS/4A^2Gt
式中T為扭矩，A為薄壁中線所包的面積，t為管壁厚度，G為材料剪切模量，S為薄壁中線的周長。
剪滯 薄壁結構的剪切變形較大，工程梁理論中平斷面假設往往不再正確。隨機翼斷面向翼根移動，盒形梁中部桁條的正應力的增加較翼梁處緣條的正應力的增加在位置上要滯後一些。
屈曲 薄壁結構中有許多形式的屈曲。除簡單受拉的情況沒有屈曲問題外，薄板在板中面內受壓、受剪，薄壁梁受彎、受扭，薄壁殼體受外壓等都會發生屈曲現象。圓筒受軸向壓力時抵抗屈曲的能力比平板要高得多，經典理論的結果是在假設圓筒具有理想幾何形狀下得到的，實際上由於初始缺陷和邊緣條件的影響，試驗值比理論值要低得多。
有效寬度 平板在屈曲後還能繼續承擔軸壓。靠近桁條或緣條的那部分薄板，由於支承的限制，不能自由地凹凸，因而能有效地承受軸壓，而離兩側支承較遠的薄板，可以自由凹凸，幾乎不能承擔軸壓。一般認為在有效寬度以內的薄板，將隨同它附着的桁條共同承受軸壓，直至所組合成的直柱再一次達到它的臨界載荷，結構才最後毀壞。有效寬度以外的薄板則可認為不再受力。有效寬度的經驗公式為：
be=1.9(√E/σ)t
式中E為材料的彈性模量，σ為軸向壓力。對於常用的鋁合金可取 be≈(30～40)t。也就是説薄壁在失穩時並未毀壞，只是應力分佈改變了，整個結構仍在繼續支承載荷，直到整體毀壞為止。
張力場梁 梁的腹板在受剪失穩後仍能繼續承載，這時，受力方式改變成沿波紋的峯與谷方向的斜向張力，而薄板梁就變成桁架式結構，稱為張力場梁。
在張力場梁中，上下緣條既作為桁架的一部分承受水平拉壓，又作為連續梁承受腹板給它的向心張力。腹板張力的極限值為材料的屈服強度。
壓力艙 壓力艙承受內外壓差P時產生的縱向和周向的薄膜應力TL和Th都可根據法向平衡條件求得：
Th/Rh=TL/rL=P
式中rh和rL分別為艙體沿周向和縱向的主曲率半徑。
座艙有窗孔或門孔時，通常加強孔周，儘量使遠離孔邊的膜應力不發生變化，也就是使孔邊沿的加強件恰能代替孔所挖去的部分，這種孔稱為中性孔。對孔邊沿作過多的加強，並不一定有利，何況，中性孔也不是唯一的設計措施。
