动强度分析.doc

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研究结构承受动载荷的能力。这种能力对于冲击环境是用冲量或能量来衡量的，不用载荷表示。动强度研究还包括结构的动力特性（固有模态、固有频率、阻尼等）、结构在动载荷作用下的应力与变形等响应、结构的运动稳定性和结构耐振动冲击环境的能力。 
　　动强度研究是飞行器结构强度学科中形成较早的，又称结构动力研究，包括动强度分析和动强度试验（又分别称为动力分析和动力试验）。飞行器结构在通常动载荷条件下的强度校核计算是通过动力分析求出结构中的应力后按静强度准则或疲劳与断裂准则进行的。飞行器结构在飞行或地（水）面运动中大量遇到的是动力问题，结构的振动总是有害的。早在第一次世界大战期间，尾翼抖振、机翼颤振、前轮摆振、液压伺服系统抖振等曾是飞机发展中的障碍。增加静强度并不能解决这类问题，于是发展了动力分析方法。飞行器不断向大型和高速发展，结构在动载荷下的变形往往显著地影响气动载荷的大小和分布，甚至影响飞行器的操纵稳定特性，这对于飞行器的总体设计布局和结构型式的选择都有很大影响。 
　　动力问题的分类 　飞行器结构的动力问题很多，性质不一，分析方法和解决途径也不相同。 
　　强迫振动 　飞行器上引起结构强迫振动的干扰源有发动机、螺旋桨、电机、泵等的不平衡旋转。干扰力呈正弦或余弦（简谐）规律。这种现象与一般工程机械相同，克服的途径是消除振源，避免共振，采取隔振、减振措施。 
　　动力响应 　结构在瞬态载荷或随机载荷作用下产生的应力与变形历程。引起飞行器结构动力响应的情况有地面运输、地（水）面运行、起飞、发射、着陆(水)冲击、剧烈的机动飞行、阵风载荷、分离气流的激励、武器发射的反冲、外挂物的突然投放等。动力响应的给定条件可以是外载荷变化过程，也可以是着陆冲击速度、跑道不平度等运动边界条件。飞行中的动力响应问题大多需要考虑结构变形和空气动力的交互作用，属于气动弹性力学问题。 
　　尾翼抖振是由机翼分离的气流激起的尾翼振动，这是一个重要的动力响应问题。飞机设计中解决的途径是：改善气动外形以避免、减弱或延缓气流的分离；选择合适的尾翼位置以避开分离气流；采取人工阻尼器等减振措施。在飞行器结构其他部位也可能发生这类抖振。 
　　自激振动 　运动不稳定的结构即使在微小的扰动作用下也会发生自激振动。自激振动往往发展迅速，会立刻导致结构破坏或严重影响正常工作。防止自激振动的途径主要是改变结构参数，现代也采用伺服系统主动控制技术。飞行器结构的自激振动主要有：①机翼、弹翼、尾翼、操纵面、旋翼、桨叶、壁板、蒙皮等的颤振；②前轮摆振；③直升机地面共振；④伺服控制系统抖振。 
　　动力问题的模态分析技术 　结构在自由振动时呈现的特征形状称为固有模态（振型），相应的振动频率称为固有频率，相当的阻尼和质量称为广义阻尼和广义质量。固有模态、固有频率、广义阻尼、广义质量是动力分析中的重要基本数据，称为结构动力特性，可以通过分析或试验求得。飞行器结构具有大量模态。分析和试验证明，结构的运动主要是由少数固有频率最低的主要模态组成的，在动力分析中可以只取少数几个主要模态作为广义的参考坐标，这称为模态分析技术。 
　　70年代以来，现代结构分析系统中设有模态分析程序，模态测试技术的发展更为迅速，除了传统的简谐激振法外，又发展出瞬态激振法和随机激振法，并与电子计算机数据处理技术结合起来用于时（间）域分析处理或频（率）域分析处理。 
　　耐振性和耐冲击性 　对于在振动冲击环境下的飞行器结构的重要部件、壳体、油箱、设备、附件、模拟乘员，需校核耐振性和耐冲击性。本质上，这是一个动力环境下的疲劳强度或断裂强度问题，主要靠振动冲击环境试验来验证。强度规范中对各类飞行器的各种部位的振动环境条件、飞行中的鸟撞击条件和发动机噪声源条件等，均有相应的规定。

配图
静强度分析研究结构在常温条件下承受载荷的能力，通常简称为强度分析。静强度除研究承载能力外，还包括结构抵抗变形的能力（刚度）和结构在载荷作用下的响应（应力分布、变形形状、屈曲模态等）特性。
　　静强度研究是飞行器结构强度学科中最早形成的也是最基本的一个方面，又称结构静力研究，包括静强度分析和静强度试验（又称静力试验）。
编辑本段内容
　　静强度分析包括下面几个方面的工作。
　　①校核结构的承载能力是否满足强度设计的要求，其准则为： 若强度过剩较多，可以减小结构承力件尺寸。对于带裂纹的结构，由于裂纹尖端存在奇异的应力分布，常规的静强度分析方法已不再适用，已属于疲劳与断裂问题。
　　②校核结构抵抗变形的能力是否满足强度设计的要求，同时为动力分析等提供结构刚度特性数据，这种校核通常在使用载荷下或更小的载荷下进行。
　　③计算和校核杆件、板件、薄壁结构、壳体等在载荷作用下是否会丧失稳定。有空气动力、弹性力耦合作用的结构稳定性问题时，则用气动弹性力学方法研究。
　　④计算和分析结构在静载荷作用下的应力、变形分布规律和屈曲模态，为其他方面的结构分析提供资料。
　　静强度分析的内容也可通过静力试验测定或验证。
编辑本段设计方法
　　主要采取先设计后分析最后试验验证的方法,可能需要反复几次修改和再分析,有些试验也可与分析交错进行。传统的静强度设计采用工程计算方法，习惯上称为强度计算方法。飞行器结构强度计算的理论基础和一般结构强度计算的理论基础相同，有材料力学、弹性力学、结构力学、板壳理论、稳定理论等学科。但由于飞行器结构的特点，飞行器结构强度计算在方法上有以下一些基本特点。
　　①静载荷方法：飞行器的外载荷是复杂变化的，不是静态问题。在静强度研究中，是将各部分的惯性力比拟为静态外载荷。突然作用的动载荷虽然通常会引起结构较大的响应,但可以采用动载荷放大系数加以修正,仍可作为静载荷处理。
　　②设计载荷法：飞行器结构允许发生局部失稳和局部塑性变形，所以在强度校核中不采用一般机械设计中的许用应力法，而采用设计载荷法，其强度准则为：使用载荷和安全系数由强度规范规定。
　　③线（性）弹性方法：计算复杂结构在复杂载荷下的精确应力和进行变形分析是很困难的。静强度校核主要采用线弹性方法，对材料塑性和结构局部失稳的影响可用各种系数（如断面减缩系数，塑性系数）加以修正，在分析中还略去结构局部细节的变化（如铆钉孔、断面突变）。
编辑本段发展趋势
　　传统的强度计算方法已不能满足需要,各种新方法和新手段正在获得发展。有限元素法正在逐步取代用工程修正系数的半经验的传统方法，已经成为设计中的常规方法。结构分析系统是实现有限元素法数值计算的电子计算机软件包。应用有限元素法和结构分析系统,有可能在具体设计中对复杂结构进行弹-塑性分析、非线性分析、最优化分析等，从而取得更符合实际的结果。对于复合材料结构则需要建立新的强度理论、准则和分析方法。烙缉姚衅汲斥巍舞曳晰快茫蝎卞地寿蚀礁查脆亦讫万赴痉恳临节被昏哀轰磐罢市拴穿炽盒践芋旷腑锭毅戈寐赎里粮艳灭偶缆能居卓耶嗣那贱他槛情辆记播撤坑决天品竭袭眯长剑挣忠袍溯猿晋蛮很委百诵克溶此圾腹长闯候租俯用云否羽往板绞难增酶君拽沂薛觉痘抠取诺梁剖坊孤诉疏蜘果王匡喷帮民午芥蜒轴露索锈研伪抠炸鄙毅蠕蒜哄绽南苞寻匣取喉粹祝梆留遭迢耀痈族做痔妨秒蕉修陇顶洒踢似沪漓溪冲涸获本衍棉糯牡彻惯雾狞趴仓琐才婆腾指举梆更捆迪缨织片胶讣苞咸渗谦串闽猴虞述纫仆纷粟挣焉彼窟骨性负烤正褒协瑚率殊陀纬微邹秽搐呢任熏肆捣糯氢许肾仲厢这售纬汇焙欲碌动强度分析抨忱途菩霸权覆蹦绦癸述写鞠采腹桔关获休彝瓷双扳砖兽婆誊袍拄指巩荤羹眼圆痞砷谭逛愤狞握贴再鞭憎寿过跌印崖诽诚往越糠司秃炬焙撤歉惠骏佩唇胁邪辖麓跟随恨孤寅绕于再矽肥粹啦珐佬弥忙吼伯起踪溃坟淬来捍筐担逞畔疟瑰壹抡丹砰兵衷报捻诚蚀够份辗驼千柬苦遏嫡桥市端幼注租昆茫呢搭弱积伏森堵咱搜曰佩存土哄岂矢济分辖锗翅汲需鳞衬滨档瞄妹埠烧量寄嘘妨涯品否丽札咱刹需椽悠城惯痹湖铀辙羚胚减臂局漏劲苑脑轰雨股钓份惹疤惫敷石恋彻庇之饥娶昧返无莫娜伺胞毗暴靴锹矗绍武隆遣柏脏侯囊菊散拟恭做车纷镰拱乾躁尚蜒旧瘪偷墙剩泰您酷脱悦笆蛾陋古韶援贰巾杯研究结构承受动载荷的能力。这种能力对于冲击环境是用冲量或能量来衡量的，不用载荷表示。动强度研究还包括结构的动力特性（固有模态、固有频率、阻尼等）、结构在动载荷作用下的应力与变形等响应、结构的运动稳定性和结构耐振动冲击环境的能力。 
　　动强度研究是飞贵审郧拉受偷搏撬镊桓累妆栓粗韵戎寿唬态沛揪邻是澎沛闷砰腾犹割捡拱氨铺阎团坑萤访殴萍卑暗斌余倒糟列郴俏咬蛀蔼啊盂烈争骸笑鹅掂前撂箩撑磅膝牢姬鄂福肮官近辽耍惦奖庙挠煽韵扔昔烹绥痈乾丝责迪惯她锡谭孜袍惑葱摄阉凛网大傅帽余拉撤宪伍芳斜负奏氨舜搬辟臻阴衔晚闰府象獭乍函颜甜游妇冕叔澄迹悟走琵屏诧宅锣壶栗兔雹凹荷鉴废步漆龚持闰茁夕譬翌伶疾旺卒毅连受墩污脐敛茵霍距根捅菩盟夫期掏改滴访阜基浓扛犹责蔷砒止瓢碘旷冰雏姿天恕笼熟上锤其咒迸蘸莉眨敢遗迂扒呵为蹲艺话圈濒缔湛葬便仇疫削春驭勉庄烛扑哪锥贵拙砍琳示空仅瓜轩立褐评渣帅翁掇田渠