临界应力使蒙皮发生剪切失稳产生方向大约与框架成45度皱折

剪应力设计与该构件破坏应力之间会有一定的差别,为表示这个差别,并使飞机结构有一定的剩余强度,引入剩余强度系数这一概念。构件的破坏应力(正应力σ破坏，剪应力t破坏)与它在某受载情况设计载荷作用下的计算应力之比称为在此受载情况下该构件的剩余强度系数u。

u=σ破坏/σ设计,  u=t破坏/t设计           

飞机结构中的细长杆件(起落架撑杆、襟翼滑轨撑杆等)和薄壁杆件(桁条、梁缘条等)受压时,当压应力大于失稳临界应力会产生失稳现象。杆件受压失稳有两种破坏形式:一种是杆件轴线变弯,杆件不能保持直杆形状与载荷平衡.

用真实载荷情况对飞机结构进行静力实验以确定飞机结构强度时,飞机结构必须能够承受极限载荷至少3s而不破坏。结构的刚度,结构受力时抵抗变形的能力叫做结构的刚度。结构的刚度越大,在一定的载荷作用下产生的变形量越小。

总体失稳;另一种是杆件轴线保持直线,组成杆件的薄壁产生了皱折,这种失稳被称为局部失稳。不论发生哪种形式的失稳、杆件都不能继续承载了。机体蒙皮受剪时,剪应力大于临界应力也会使蒙皮发生剪切失稳,产生方向大约与框架成45度的皱折。

由蒙皮和桁条组成的壁板受压时,压应力大于临界应力也会造成壁板受压失稳,使壁板沿载荷垂直方向皱折而损坏。

结构一旦失去稳定性承受的载荷就不能再增加,结构的刚度降低,结构在载荷作用下变形加大,所以对于主要受力结构是不允许出现失稳现象的。

结构的疲劳性能,结构在疲劳载鱼作星王抵选亟坏的能力,受压杆件失稳形式 劳性能。

飞机结构在使用过程中承受的载荷不仅有静载荷,(a)局部失稳;(b)总体失稳、 还有随时问变化的疲劳载荷。长期疲劳载荷的作用会使结对角线波纹,蒙皮剪切失稳构受到疲劳损伤,产生疲劳裂纹,最后导致裂纹的失稳扩展和结构灾难性破坏。

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