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飞机结构设计思想变迁（二）

王辰 胡丹
1903 年莱特兄弟的“飞行者一号”使人类第一次乘坐有动力的飞机翱翔蓝天时，还没有飞机结构设计这个概念。2O 世纪初，飞机的飞行速度和飞行高度很低、续航时间也较短，有效载荷更是小到除了飞行员和燃料以外几乎无法携带多余的和物品，飞机结构设计的概念还不清晰，当时的结构设计只需满足重量轻、静强度大的要求就可以了，由于材料和工艺水平的限制，所使用的材料主要为木材、航空层板和亚麻布。
这一时期指导飞机结构设计的主要是静强度设计，而静强度主导飞机结构设计一直持续到二战结束以后，直至今天，静强度设计一直是飞机结构设计所必须遵守的所有准则的基础。
静强度设计思想可以表达为飞机在受到静力载荷时，其结构的强度必须大于结构所受的载荷，并达到一定的倍数，否则结构就可能工作在不安全的情况下，甚至出现变形或破坏。也就是说，当结构所能够承受的最大载荷要大于飞机实际受到的载荷达一定倍数时，此结构就是安全的。这个“倍数”就是所谓的“安全系数”，对于飞机结构各零部件，其安全系数都是不同的，有的比较重要的零件的安全系数较高一般在确定飞机结构的静强度时，多采用载荷法。在过去飞机结构比较简单、飞行速度比较低、最大过载也比较小的时代，载荷法基本可以准确的确定飞机结构的受力情况，而且也足够进行飞机结构设计所用。但由于后来飞机上的零构件越来越多，结构的形状也越来越复杂，用载荷法已无法准确反映零构件各部位的受力状况。
关于载荷法，我们现在普遍使用“应力”这个概念来描述结构的受力情况。在宏观现象下，物体因受外力作用而变形，其内部各部分之间因各“微粒”相对位置改变而产生力，一般称为内力；而结构中某一点的应力是指分布内力系在该点的集度，反映的是内力系在该点的强弱程度，当应力大于一定程度时，材料就破坏了。因此，为保证构件有足够的强度，在载荷作用下构件的工作时的内部应力显然应低于其能承受的极限应力。在实际应用中，最大工作应用并不是材料破坏的极限应力，也是需要除以一个大于1 的“安全系数”，这样得到的比极限应力小的一个数值，称为许用应力。每个结构件内部的许用应力所对应的外力值，就是对于结构件来说不应该超过的载荷。因此根据这个强度条件，就可以对飞机结构部件进行强度校核、截面设计并确定许用载荷等计算。
在第一次世界大战中，飞机已经投入作战，在战争中，飞机的性能有了大幅度提高，此时的飞机主要是双翼或三翼机。一战结束到二战爆发之前的年代里，飞机技术在飞速进步，各种飞行纪录不断被打破。而在1917 年6 月，意大利著名军事理论家朱利奥·杜黑提出了明确的空战理论，并出版著名的《制空权》一书，从此，飞机便正式开始了从战争的辅助角色到主导角色的演变。当然，这也为后来的空军使用和飞机发展奠定了基础，因为为实现理论中的空战，当时的飞机技术根本无法承担重任，需要有更先进的飞机出现。
20 世纪30 ～ 40 年代，当飞机作为一种主战武器在战场上大规模使用的时候，飞得更快、更高、更远已成为设计师追求的目标。因此，结构设计一方面在寻求比强度更高的材料（即同样强度的材料重量更轻），另一方面在发展更成熟的静强度和刚度的分析技术。随着冶金技术的发展，铝合金和合金钢逐渐取代木材、航空层板和亚麻布，成为飞机的主要材料。
铆接、螺接和焊接等传统机械连接设计技术进入了快速发展时期。然而，飞机结构设计与其他民用结构设计一样，还处于采用静强度分析、并进行定性设计的阶段。由于当时的飞机中虽然有很大的进步，但终究不具有较高的性能水准（相对于今天），加上当时的飞机主要是以军用飞机为主，在战时军用飞机的寿命通常都很短，因为绝大多数的飞机在结构用到足够的寿命前就被击落了。而当时的民用飞机的性能仍然较为低下，以当时使用最广的DC-3 为例，其最大飞行速度只有370千米/ 小时左右，升限也只有7000 多米，此时飞机的结构受到的应力并不算很大，因此采用静强度设计也是可以接受的。
但是这一切随着喷气时代的到来而结束了，当然当时的人们并没有意识到这一点。
在1949 年，英国德·哈唯兰公司的喷气式客机DH106“慧星”（Comet）首飞成功，标示着人类的航空旅行进入一个新时代。由于采用了喷气式发动机，“慧星”的最大速度可以达到800 千米/ 小时左右，升限可以达到14000 米，均为活塞螺旋桨式客机的两倍左右。但是在使用中“慧星”出现了多次严重事故，经过调查发现，在飞机舷窗部分发现有裂痕，这种裂纹发生扩展而造成了严重的解体事故。产生这种裂纹的原因是由于高空飞行的“彗星”客机使用增压座舱，长时间飞行频繁起降使机体反复的承受增压和减压产生的压力差，引发飞机铝制蒙皮的金属疲劳所致。“慧星”飞机还是按老的设计思想设计的，虽然飞机结构的静强度是足够的，但设计师们没有考虑到金属材料的疲劳效应，因为在螺旋桨时代，飞机飞行的高度相对较低，压力差较小，同时航班的频率也没有“慧星”这么频繁，因此螺旋桨飞机没有出现过这样的事故，人们也没有发现新飞机存在的新问题。所以从这以后，飞机的金属疲劳设计就取代了静强度设计成为那一时期的主要设计思想。
二战后期，随着飞机飞行速度和战术技术性能要求的提高，飞机机翼采用薄翼型和后掠翼，是气动弹性问题变得突出起来。因此要求飞机结构不仅要有足够的静强度，而且还应有足够的刚度，不仅要避免结构处于共振点附近，而且还要保证结构不出现过大的变形而影响飞机的性能。
我们知道，飞机能够在天空中飞行是因为飞机与空气的相对运动可以在机翼和机身等部位的上下表面产生压力差，从而产生升力来抵消重力，尤其是作为升力产生的主要来源的机翼承受了很大的气动载荷。这些载荷按气流密度、压力和飞行速度、飞机外形的不同，以一定的规律分布在飞机的机身、机翼、尾翼等部位，其中以作用在机翼上的载荷最大。当飞机做一定的机动动作的时候，还会产生一定的过载，这时载荷的大小会成倍的增加。在这些载荷的作用下，各部位尤其是机翼会发生弯曲和扭转变形。一旦这种变形超过了一定的限度，将破坏飞机原有的气动外形，造成飞机性能的下降甚至是飞机结构发生破坏或飞机的操纵失灵导致坠毁等事故，例如机翼的扭转刚度不足造成的扭转变形就有可能造成飞机的“副翼反效”现象，导致滚转操纵失效甚至飞机坠毁。可见，保证飞机结构具有一定的高度是非常重要的。
关于气动弹性引起的颤振，这种颤振现象常导致灾难性的结构破坏，例如1940 年美国的塔科马海峡大桥因颤振而倒塌就是一个非常知名的例子，当然在飞机上是肯定不允许出现这样情况的。在一定的飞行速度下，飞机结构会在气动力的作用下产生变形，而随着结构外形的改变，作用在结构上的气动力也会发生改变，改变后的气动力又会给飞机结构带来一个新的变形。结构自身的刚性会产生一个弹性力使结构具有保持其原有形状的趋势，结构在不断变化的气动力、弹性力和惯性力的作用下发生了振动。如果在某一速度下，这种自激振动的振动频率未能收敛而是接近了结构自身的共振点的话，则会产生无法挽回的共振现象，其结果将是灾难性的。在我国“飞豹”歼击轰炸机的试飞过程中就曾遇到过飞机平尾和垂尾的颤振问题，在一次试飞中，方向舵被震掉，试飞员黄炳新艺高人胆大，将几乎失去航向安定性的飞机成功迫降。静强度和刚度设计的飞机结构设计思想直至今天是飞机结构设计必须遵从的设计尊则。
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