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飞机机体—发动机一体化、隐身—结构一体化设计以及飞控 火控 动力综合控制与结构的综合设计等。在具体技术设计阶段— ——结构的打样设计和详细设计中，则有结构—环境—材料—工艺的综合设计考虑；结构设计准则要求按强度、刚度、疲劳（或耐久性）、损伤、寿命等多目标优化综合设计等。在第五 "七章中将就如何在结构设计中对结构的性能（包括结构完整性、重量特性、生存性、可靠性、维修性、保障性）和飞机技术要求以及全寿命周期费用之间的权衡折衷，结合实例，做初步分析。在实际设计中一般应对几种方案进行对比论证，以求取得最满意的设计；
自 年代中期发展起来的并行工程方法可更好地实现综合设计的最佳效果。理想的并行工程体制需要一个广泛的计算机环境，以形成一个集成的信息管理环境和决策支持环境，但这并不妨碍在尚未具备十分完善的客观条件的情况下，利用已广泛应用的不同程度的计算机辅助设计系统，用并行工程的基本原理进行设计。正如第一章所介绍的，并行工程方法强调综合和联合工作。这体现在从研制一开始就综合考虑全寿命周期中的所有因素，建立多学科、跨专业的联合工作集体，协同工作。对结构设计，强调以下各个环节：设计（焦点）、材料与工艺、生产制造、工艺装备、可维护性和可修理性以及应力分析等环节的各方面有关人员，包括飞机的用户，从设计初期起乃至设计的各个阶段均共同介入，不断进行协同工作和审查，以便将生产、使用和保障阶段可能出现的问题消灭在设计阶段，以避免过多地反复修改，从而可在较短周期内获得高性能、低成本的产品。
二、飞机结构设计的原始依据和设计内容
在第五、六两章中将主要介绍机翼、尾翼与机身结构设计以及结构设计中的某些共同性问题。
结构设计之初一般已有以下原始依据：
飞机的类型、性能和全机主要参数，如翼载 % & ’ (（ ’为起飞重力， (为机翼面积）、设计载荷系数 )*等；
由总体设计确定的外形参数，如机翼展长 +、展弦比 、后掠角 ,、翼型相对厚度 -、机身的长度与高度等；
机翼与机身的相对位置— ——上单翼、中单翼还是下单翼；机翼能否以某种形式贯穿机身，或是分两半在机身侧边与机身连接；
机翼、机身的内部装载，与发动机、起落架和武器外挂的连接协调关系；
通过计算给出的所设计结构的载荷数据。
结构设计基本上分打样设计和详细设计（也称工作设计）两个阶段。并行工程原理所要求的对“一”中提及的各因素的权衡分析应贯穿在整个设计工作中。只是对强度、刚度、损伤容限、耐久性（后两项可视不同型号飞机的具体要求改用损伤容限、疲
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劳配套方案）等设计准则的综合考虑，在两个阶段中侧重点和深度、细化程度有所不同。
"打样设计
主要工作内容如下：根据使用要求和协调关系进行机翼、机身中各项装载的内部安排；选择部件的结构型式，布置主要受力构件；选择分离面，确定对接方式和接点位置；然后初步确定主要结构元件的剖面尺寸和蒙皮分块；还应确定维护检查口盖的位置、大小。上述的结构布局工作主要以强度和损伤容限准则为基础，之后进行耐久性打样设计。打样设计阶段损伤容限、耐久性设计主要从材料、应力水平控制、结构布局（结构型式选择和主要受力构件布置）和细节设计四个因素考虑。然后确定关键件和重要细节部位，对它们，特别是重要承力构件的连接区做初步分析，必要时还须配以一定的试验研究。除上述各结构设计准则外，设计中还必须综合考虑结构的工艺性以及满足内部装载和管道、电缆、附件等系统的位置协调和使用维护要求。最后绘出打样图，并根据梁、长桁、肋（或框）的布置结果，绘出机翼（或机身）的结构理论图。
须指出的是，上述有些工作是和飞机总体设计工作同时进行的。如美国的 %战斗机曾论证了 &’种机翼平面形状以及机翼与机身的相对位置和连接关系。每一种方案均论证了它们在结构上实施的可能性和优缺点，最后确定最终方案。
("详细设计（工作设计）
进行机翼、机身结构元件，包括壁板（蒙皮和长桁）、梁、肋、框的结构设计。选择各构件的构造形式、材料，确定其几何尺寸和构件间的连接。其间应对损伤容限、耐久性打样设计结果进一步深化和细化，除对关键件的总体尺寸和局部细节尺寸精确确定外，还要对公差、表面粗糙度、表面处理及特殊加工工艺和检测方法等进行精确控制。同时结构分析人员作结构强度、刚度和颤振的校核计算，并进行更为细致深入的损伤容限、耐久性分析；完成必要的试验，给出检查周期和经济寿命。
最后设计若已满足各方面的设计要求，即可发出全部生产图纸。
第二节 )机翼结构型式选择
一、机翼内部布置
机翼的内部布置是机翼结构布局时必须考虑的因素之一，同时为了使读者对机翼全貌有一了解，现结合实例对此做简单介绍。现代军用飞机和旅客机机翼的重要特点是机翼前缘、后缘基本上都为活动面，固定的受力盒段结构内基本上均作放置燃油的油箱舱和收藏主起落架之用。 •(%(•
二、机翼结构型式的选择
机翼结构的典型受力型式有薄蒙皮梁式、单块式、多墙式（或多梁式）以及它们的混合式。
机翼结构型式的选择与多方面因素有关，必须结合每一架具体飞机综合考虑，然后在几种可行方案中经综合分析，选出一种既能满足各项设计要求而结构重量最轻的一种。
影响结构型式选择的有以下各主要因素。 "不同结构型式的受力特性及其与机翼几何参数的关系现代飞机除某些轻型、超轻型飞机外，多数飞机速度较大，此时采用单块式、多墙
（或多梁）式比较有利。与薄蒙皮梁式相比，它们用以承受机翼主要内力———弯矩 的壁板或厚蒙皮的面积更为分散，故翼盒的有效高度 %&&大，结构效率较高，且弯、扭刚度大。后掠机翼刚度特性较直机翼差，一般当相对厚度 ’较大时，选用弯—扭刚度较好、受正应力元件的面积较分散、使 %&&较大的单块式结构比较合适。速度更大的超音速战斗机 ’很小，则选用受正应力元件面积更为分散、%&&相对更大的厚蒙皮多墙（或多梁）式结构更好些。但并不是任何情况下受正应力元件愈分散愈好。为此可以提出两个与设计原始依据—
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飞机检测与维修实用手册 1(86)
