飛行載荷是飛機結構設計和強度計算的主要原始數據，它直接影響到飛機的重量、作戰性能和飛行安全。選用合適的飛行載荷規範和可靠的計算方法，是獲得合理、可靠載荷的重要條件。據資料了解，國外飛行載荷計算方法可分為兩種。一種是針對已規定好的設計情況，按照給定的成套公式和大量的經驗數據、圖表，按飛機各部件進行載荷計算。另一種是按照飛機各種飛行情況，對飛機整體各部件同時受載進行計算，利用大量、可靠的氣動力數據、飛機幾何參數、速度包線、過載包線等，從求解飛機運動方程求出飛機各部件所受的載荷。兩種方法各有特點。前者有成套的計算公式和經驗數據，使用比較方便，但有局限性。後者規定合理但需要具備一定條件，如大量、可靠的氣動力實驗數據、可靠的計算和試驗方法等等。目前，多數國家(包括我國)立足於後者。
基本介紹
- 中文名：飛行載荷
- 外文名：Flight load
- 載荷：使產生內力和變形的外力其它因素
- 作用：機結構設計和強度計算的原始數據
- 重要性：影響飛機的作戰性能和飛行安全
- 計算方法：按設計計算、按照飛行情況計算
基本介紹,確定環節,主要原始數據,載荷篩選,
基本介紹
準確地確定一架飛機在設計環境下承受的載荷是實現精確設計流程中首要的關鍵環節之一。它的完成質量、進度及成本直接影響到飛機的設計質量和研製生產的進度、成本，最終影響飛機的市場競爭能力。
一架飛機，從滑跑、起飛、爬升、巡航、直至下滑、著陸，無時不在承受著載荷。這些載荷主要可分為二大類:一類為氣動力載荷；另一類為慣性力載荷。決定載荷大小及分布的主要因素也為二個方面:一為大氣環境；二為飛機自身特性。大氣環境系指空氣的溫度、密度、壓力、離散突風或者連續紊流(晴空紊流或風暴紊流)等等;而飛機的自身特性系指飛機的構形、重量、慣量、速度、加速度、飛行姿態等等，而這其中的許多方面又取決於駕駛員的操縱動作。在這眾多的決定條件中，有些還是隨機變化的。
飛行載荷專業工程師必須從這些繁雜的組合中，不僅僅要找出各個部件最大受載發生在那種情況之下，而且要確定它的大小及分布情況。因為機體結構的強度不僅與所承受載荷的大小有關，而且還與這些載荷的分布有關，因此對所提供的載荷大小及分布要求儘可能地反映真實情況。在給定的各種飛機構型下，載荷的分布還要受M數、迎角、溫度和結構柔性等因素的影響，要使載荷分布完全符合實際情況是十分困難的，因此常採用偏保守的近似方法來確定載荷的分布。
問題在於：各個部件，甚至機翼、尾翼的各個肋位，前、後梁，機身的各個框位的嚴重受載並非同時發生，而是分屬於多種飛行情況;而決定著這些載荷的條件又具有隨機性。所以，必須要有一個設計標準保證嚴重受載不被遺漏，同時又不使結構過重以確保飛機的性能。這個設計標準就是飛機強度及剛度設計規範。飛機強度及剛度設計規範是集科研、設計、生產使用經驗積累甚至飛行事故血的教訓而制定的一套必須在設計中遵循的標準。
飛行載荷是飛機結構設計和強度計算的主要原始數據，它直接影響到飛機的重量、作戰性能和飛行安全。選用合適的飛行載荷規範和可靠的計算方法，是獲得合理、可靠載荷的重要條件。據資料了解，國外飛行載荷計算方法可分為兩種。一種是針對已規定好的設計情況，按照給定的成套公式和大量的經驗數據、圖表，按飛機各部件進行載荷計算。另一種是按照飛機各種飛行情況，對飛機整體各部件同時受載進行計算，利用大量、可靠的氣動力數據、飛機幾何參數、速度包線、過載包線等，從求解飛機運動方程求出飛機各部件所受的載荷。兩種方法各有特點。前者有成套的計算公式和經驗數據，使用比較方便，但有局限性。後者規定合理但需要具備一定條件，如大量、可靠的氣動力實驗數據、可靠的計算和試驗方法等等。目前，多數國家(包括我國)立足於後者。
確定環節
設計規範選定之後，要確定一架飛機的飛行載荷，通常有幾個重要環節：
首先，對規範的理解正確與否有著重要的意義。在正確理解的基礎上，根據規範要求和工程設計經驗選定飛行載荷計算的原始數據，例如:重量、‘質量、高度、設計速度、機動過載包線等等。在計算中，還需要利用大量的風洞試驗或理論計算得到的氣動數據。
其次，將規範中規定的要求抽象為一定的物理模型，並通過數學方法對此物理模型做出描述;求解這些數學問題則解決了飛行載荷計算中的第一大方面問題一飛機運動參數及各主要部件的總載荷。
再次，還需解決第二大方面的問題一即通過測壓試驗或理論計算求解出這些總載荷的氣動分布載荷。
最後，求解出慣性載荷。只有在考慮了飛機每項質量的慣性力後，才能使飛機達到平衡。並將氣動載荷分布、慣性載荷分布疊加求出“淨載荷”的分布;再掃描這些堆積的、大量的(數萬種之多)淨載荷，篩選出臨界載荷情況，作為強度設計的依據，使整個問題得以解決。
對於一架新設計的飛機，通過飛行實測來驗證和修正全機氣動力數據和某些飛行情況的載荷，也是現代飛機正確確定飛行載荷的一種主要補充手段和程式。
主要原始數據
重量與重心
飛行載荷計算要求從設計最小重量到設計最大重量之間的每一種重量。對於不同的使用狀態以及裝載條件，有不同的設計重量。即使在相同的重量、重心及載重量的情況下，也可以有多種裝載方案(‘慣矩不同)。在載荷計算時必須覆蓋這些情況，因而實際需要計算的重量分布方案是非常多的。繪製飛機重量重心包線，從中確定若干狀態進行計算，基本上可保證受載嚴重情況不被遺漏。
氣動構型
在飛行載荷計算時，必須考慮飛機實際可能具有的各種氣動構型。
速度與高度
在飛行載荷計算時，選擇的高度必須包括海平面和一些特定的高度(如馬赫數限制高度)。在海平面至最大飛行高度之間再選擇足夠多的高度，然後與各利，速度組合形成各個計算狀態。
氣動力數據及壓力分布數據
飛行載荷計算所需氣動數據及壓力分布數據通常用下述幾利，途徑獲得：
1）理論計算及工程估算；
2）風洞試驗；
3）採用同類飛機的經驗數據分析後確定；
4）飛行試驗。
如果載荷的大小和分布是採用可靠的風洞試驗結果或同類飛機的經驗數據確定的，那么就可以認為這樣確定的載荷大小及分布是可靠的，己經接近地反映了真實情況，否則就必須用飛行試驗中的載荷測量結果予以證實。
其他數據
進行飛行載荷計算時還需要一些其他的原始數據，包括發動機推力、幾何外形、飛行包線、飛機部件設計使用狀態及限制，各舵面的偏度限制。在進行飛機飛行載荷計算時候除應該保證各部件在正常使用狀態下的強度外，有時還需考慮故障狀態的強度要求。
載荷篩選
在民用飛機飛行載荷設計時，需要根據規範各種機動和突風的要求，對重量、重心、慣矩、速度、高度等多種組合進行計算，會得到數萬種載荷情況，如果對所有情況都考慮時間歷程中每個點的載荷，將使得載荷點的數目十分龐大，在工程實際中是不切實際、難以實現的。因此，需要從如此浩瀚的數據堆中，根據一定的原則對上述所有載荷情況進行篩選，得到有限的載荷設計嚴重工況，用以提供強度進行校核計算，這樣既能保證不遺漏載荷的嚴重工況，又能大大減少計算的工作量。飛行載荷篩選使用了四種方法:設計點方法、參數分析與選擇法、單值包線法以及組合包線法，其中前三種為經典的篩選方法，組合包線法是對經典法的補充。
設計點方法
對於一個機動過程的時間歷程，採用設計點的概念來選取典型的載荷特徵點。設計點法用於載荷篩選的初選，以偏航機動的垂尾載荷為例，用垂尾的三個設計點來概括，如圖所示。
垂尾設計點
垂尾設計點參數分析與選擇法
在機動過程的時間歷程中，按照極值(包含最大值、最小值)進行篩選，如過載係數、角速度、角加速度、飛機姿態角、操縱面偏角、尾翼載荷、無尾載荷等重要參數。對於縱向機動，篩選對象為過載係數、迎角、平尾偏度、升降舵偏度、俯仰角速度、俯仰角加速度、平尾載荷、無尾載荷等，而側向機動，以側滑角、方向舵偏度、偏航角速度、偏航角加速度、側向過載、垂尾載荷等參數為篩選對象；滾轉機動，以滾轉角、側滑角、副翼偏度、滾轉角速度、滾轉角加速度等參數為篩選對象。
單值包線法
對計算的所有總載荷工況，在進行氣動分布載荷和慣性力分布載荷計算後，對於翼面類部件按照肋位累計，機身類部件按照框位累計得出各個站位的最大剪力、彎矩、扭矩，繪製出單值包線圖，以此篩選出嚴重載荷情況。
組合包線法
為保證能篩選到局部站位載荷嚴重情況，採用了組合包線法進行篩選，對於機翼而言一般選取4~5個站位，機身選取20個站位，平尾和垂尾選取1~2個站位，這些站位主要是一些外形突變處、結構對接面、氣動力突變處，機翼選取了翼根剖面、發房區、襟翼區、副翼區，平尾和垂尾選取了翼根站位，分別繪製選取站位處的剪力-彎矩、彎矩-扭矩、剪力-扭矩組合包線，選取所有邊界點處作為嚴重工況進行校核。對機身而言，慣性載荷起主要作用，組合包線法挑選尤為重要，前起框、主起框、前段、中段、尾段框及一些結構對接框都需要選取。機身組合包線類型會更多，增加了側向力、側彎等組合。
