飞机结构强度复习要点

飞机结构强度复习要点（精选6篇）

篇1：飞机结构强度复习要点

1.2.3.4.5.飞机维修技术知识点

质量是航空维修工程的核心

航空维修工程机务工作的主要指标：计算公式识别

已经设计制成出厂的飞机装备，具有一定的可靠性水平，称为固有可靠性 加上了使用和维修条件因素之后所获得飞机装备可靠性，则称为使用可靠性 飞机装备在使用过程中所表现出来的可靠性取决于三个方面的因素：一是设计研究和生产工艺水平，二是使用和维修水平，三是机件的工作环境 6.大气因素对金属材料的影响主要是腐蚀、磨损和变形

7.要防止电化学腐蚀，主要是使电解液不要与机件接触，一般的天然水(雨水、露水等)，都含有矿物盐，起电解液作用，如果沾在飞机合金机件上，会引起电化学腐蚀 8.风吹起来的砂粒能划伤飞机的外表，砂粒进入操纵系统的活动接点或轴承转动处，会加速机件的磨损，水分侵入润滑脂（油）内，会引起油脂变质，降低润滑性能。使机件磨损加剧。

9.不同金属材料制成的机件，在温度变化相同的情况下，由于它们的膨胀收缩程度不同，会引起机件变形。

10.按照产生腐蚀的原因，可分为化学腐蚀和电化学腐蚀 11.电化学腐蚀，即金属在腐蚀对有电流产生

12.发生电化学腐蚀必须具有三个条件：一是有两种不同的金属，二是两种金属互相接触，三是有电解液存在于两种金属之间

13.橡皮分子受到氧化作用，性质变坏，产生老化现象，影响橡皮老化加速的因素，主要是热和光。

14.有机玻璃是一种高分子化合物，随着温度的变化可以呈现玻璃状态，高弹状态和粘流 状态等三种物理状态，同时产生热应力，在表面形成裂纹(称银纹)。有机玻璃氧化后的特征是变黄．其透明度降低

15.大气因素对油漆层的损害主要是划伤、裂纹和脱落 16.日常维护保养措施：保持干燥、保持清洁、防止损伤

17.日常维护保养中保持干燥措施：通风去潮，除水去冰，更换吸潮砂，隔潮防护，通电、试车。

18.夏北浩检查法的主要内容是：检查飞机路线化；操作程序化；积累经验摸规律，掌握渐变防突变；以“三个负责”精神，带着敌情检查飞机，做到“三想”、“四到”、“四个一样”。

19.严格控制明火；在距离飞机25米以内，禁止点燃喷灯和加温设备，并禁止吸烟

20.发动机工作时灭火，首先要采取的是断油、断电和断气措施，将发动机明火扑灭，然后再采取其他措旋扑灭地面火，从而达到灭火的目的 21.上飞机工作时的规定

1．不准穿硬底或外露钉子的鞋． 2．不准任意攀登． 3．不准乱刻乱画．

4．不准踩踏活动舵面、航炮和座舱密封胶带。5．不准不垫脚踏布进行工作． 6．不准携带与维护工作无关的易燃、易爆和容易遗留在飞机上的物品(如打火机，火柴、小刀、硬币等)。

7．不准把工具、机件直接放在蒙皮上和随意乱扔开口销、保险丝。22.23.24.25.26.27.28.29.8．不准擅自扳动与所进行的工作无关的操纵手柄、开关、电门和按钮。9．不准未经正规培训人员上飞机工作。10．不准末经本机机械师许可进行工作。

牵引速度不得超过15公里／小时，并且不得猛拉、猛停和急转弯

灌充冷气的基本要求是：第一，不使水分和脏物进入系统；第二，灌充的气压应符合规定的数据；第三，灌充过程中严防伤人和损坏机件。

螺栓、固定带、导管连接螺帽等固定连接良好的要求是：各类保险装置可靠，固定螺帽无松动，固定带紧度适台，松紧螺套两端外露的螺纹符合规定，导管螺帽无松动。检查判断的方法是：看和摸

螺钉、铆钉固定良好的要求是：无松动、变形和断裂，快卸螺钉的解刀槽应与窗盖(包皮)上的“红线”对正。检查判断的方法是：看、拍、拧

对导管、附件密封性的要求是：各系统在最大工作压力下不渗漏。检查判断漏油的主要方法是：看、摸、嗅和加压；捡查判断漏气的主要方法是：一听、二摸、三涂液。机件完整性的要求是：无变形，裂纹。磨伤和烧伤。检查判断的方法是：看摸、测量和仪器检验。

官能检查技术，是视情维修的组成部分，是用人的官能。即常说的看、摸、摇、拍、听、嗅、测等技术。

飞行后检查路线和检查内容

进气道

(1)检查可调进气锥(2)检查进气道

(3)检查空速管

机身前段左侧

(1)检查机身前段左侧外表

(2)检查防喘振放气门

(3)检查辅助进气门

(4)检查副油箱

(5)检查机身前段下部

机身下部和翼根包皮下部有无异常漏油现象。

(6)检查左减速板

前起落架和前起落架舱

(1)检查减摆器

(2)检查缓冲支柱，扭力臂和轮叉(3)检查前轮

(4)检查前起落架舱

(5)检查轮舱盖 检查机身前段右侧

(1)检查前机身右侧

机身外表、右侧的防喘振放气门，辅助进气门和减速板(2)检查空气涡轮冷却器(3)检查压缩器

(4)检查空气一空气散热器 右主起落架和起落架舱(1)检查轮舱盖(2)检查起落架舱

(3)检查起落架收上锁和轮舱盖收上锁

(4)检查缓冲支柱(5)检查转轮机构

(6)检查支柱护板和防扭力臂护板

(7)检查主轮 右机翼

(1）检查机翼外表

(2)检查副翼助力器舱盖处副翼助力器舱盖处有无异常漏油现象。(3)检查副翼(4)检查机翼油箱(5)检查衿翼

机身右侧发动机舱

（1）检查机身右侧发动机舱外表（2）检查灭火瓶

(3)检查下减速板

（4）检查舱内附件、导管

（5）检查发动机操纵系统

（6）检查压缩器机匣和涡轮机匣上的螺栓，螺帽的固定应牢靠，保险应完好。机身后段右侧

（1）检查机身后段右侧外表（2）检查水平尾翼和垂直尾翼（3）检查上减速伞舱（4）检查可调喷口

(5)检查加力燃烧室和涡轮。

(6)检查可调喷口引射罩

机身后段左侧、左发动机舱和左机翼

(1)检查机身后段左侧外表和水平尾翼、垂直尾翼。其检查内容和要求同右侧．

(2)检查机身左侧发动机舱外表及舱内的附件和导管。其检查内容和要求同右侧．

(3)检查滑油量和滑油消耗量

(4)检查左机翼，其检查内容和要求同右机翼．

(5)检查左起落架和起落架舱，其检查内容和要求同右起落架和起落架舱． 飞机上部

(1)检查座舱后固定舱盖(A型机)

(2)检查各加油口盖和油量

(3)检查机身上部外表和背鳍(4)检查柱形蓄压器气压

座舱

(1)检查座舱盏玻璃，防鸟撞玻璃和侧风挡玻璃

(2)检查座舱盖内外开操纵装置密封增压部分情况(3)检查前起落架机械指示秆

(4)检查座舱左侧

左操纵台包皮、电门、开关；抗荷调压器转盖和按钮连接抗荷衣的软管，检查油门手柄操纵情况：

(5)检查仪表板(6)检查座舱右侧(7)检查刹车(8)检查操纵系统(8)检查座舱底板

30.飞行后检查，飞行前检查和再次飞行前检查。不同点是：

(1)检查的时机不同。飞行后检查是存结束一天飞行之后进行，飞行前检查是在当日开飞前．再次飞行前检查是在连续飞行中飞机着陆后再次飞行之前的检查．

(2)性质和要求不同，飞行后检查较全面细致，排除故障和缺陷，恢复飞机良好可用状态；飞行前检查则带有复查性质，结合飞行任务更加紧密；再次飞行前检查，时间要求较短，主要是进行油，气加添，着陆减速伞安装和重点部位的检查．

(3)检查的地点有差异，飞行后检查多在停机坪（或机窝内)进行；飞行前检查有的在停机坪．有的在起飞线进行；再次飞行前检查一般是在加油线上进行I用一线方法组织机务保障时，则在起飞线上进行)。31.检查前轮

①根据轮胎的压缩量判明气压是否正常，规定气压为637.4±49.0千帕(6.5±0.5斤／厘米2)。

②外胎应良好，当外胎有鼓泡、脱层或磨耗到露出第二层胎面帘线层时应当更换；如果存扎断第二层胎面帘线层的扎伤，也应更换。

③外胎和轮毂结合外的标线应对正。

④刹车盘上的弹簧片不应脱出，刹车套上不允许有穿透生铁层的裂纹． ⑤机轮固定螺帽和刹车导管的固定保险应牢靠 32.机身外表蒙皮有无损伤和变形，其损伤规定如下：

a)蒙皮上有破孔和带裂纹的撞伤，应进行修理．

b)无裂纹的撞伤，其长度不超过l50毫米，深度不超过2毫米，且无急骤的过渡面时，可不修理。超过上述条件耐，需要修理。

c)蒙皮上划伤的深度不应超过蒙皮厚度的2 0%，33.检查发动机操纵系统传动杆、摇臂与其他机件、导管和导管的间隙不小于3毫米 34.前起落架舱导管与导管，导管与其它机件之间的间隙不得小于2毫米。35.常用的钳子有尖头钳、克丝钳、平口钳和鱼口钳 36.常用的扳手有开口扳手、梅花扳手和套筒扳手

37.所谓保险，就是采取一种防松措施，使螺纹结合处不致松动

38.保险的种类：保险丝保险、开口销保险、别针保险、保险片保险、弹簧垫圈保险、双螺帽保险、自锁螺帽保险、弹簧卡保险 39.飞机上常用的保险片有单孔和双孔两种

40.保险丝保险的质量要求是：方向正确，紧度适合，无损伤。41.开口销保险的质量要求是：打得紧，无损伤。42.机件拆装的一般质量要求是：

(1)安装正确(无错装、漏装，及与相邻机件的间隙符合要求)；

(2)紧度合适(指螺纹零件的拧紧力矩符合要求，螺栓螺帽，导管接头螺帽的紧度合适)。

(3)保险牢靠(各种防松保险装置，如保险丝、开口销等符合技术规定）。43.螺栓拆装的质量要求

(1)紧度适合；

(2)按规定打好保险装置。44.导管拆装的质量要求

(1)加压到最大值，检查其密封性应良好。(2）按规定打好保险丝 45.主机轮拆装的质量要求

（1）安装正确（2）紧度合适（3）保险装置可靠

（4）刹车压力自动调节装置工作应良好 46.主机轮装配质量要求

（1)装配正确；

（2）充气压力符合规定，密封性良好

47.前机轮刹车盘检查：刹车块有无破损，表面有无油污，并测量刹车块的厚度≮10毫米。48.主机轮固定刹车片厚度≮6毫米，并且两边必须有金属陶瓷层。

49.歼七飞机刹车部分的组成和管路连接如图4—1所示，握紧刹车手柄到规定位置时，主轮的刹车压力由刹车调压器间接控制，由放大器进行放大，主轮刹车用的冷气来自放大器而不是来自刹车调节器，座舱内双针刹车压力表不能指示出主轮刹车盘内的压力。50.如果是正常刹车压力不符合规定值而引起主轮刹车压力表指示不合规定时，应调整正常刹车压力；如果是应急刹车压力不符合规定而引起主轮刹车压力表指示不合规定时，则应调整应急刹车调压器控制摇臂上的调整螺钉；如果正常刹车压力调至规定值，而主轮刹车压力表指示仍不符合规定时，则应更换或检修刹车压力放大器。

51.刹车最大压力的调整归纳为：压力不合调螺钉(在螺钉碰到调压器壳体的条件下)，把手间隙不合调螺套。

52.座舱密封性要求，当座舱高度压力差表指示，由0.3公斤/厘米2下降到0.1公斤/厘米2时的时间不应少于90秒钟。

53.起落架收放，要判明以下主要内容：

(1)收放的灵活性，存地面油泵流量为36升／分，油压为210+5-10公斤／厘米2的条件下，自手柄扳到收上位置算起到收上红色信号灯全亮(三个)为止，时间应为6一10秒，手柄自中立位置扳到放下位置到放下绿色信号灯全亮(三个)时间应为8—12秒。

(2)收放的协调性，两个主起落架收上动作应协调，左、右收上信号灯亮的时间差不得超过1．5秒；起落架和轮舱盖收放顺序应协调，在主起落架支柱未接触顺序活门顶杆以前、轮舱盖动作筒的钢珠锁不应开锁；只有当支柱顶压顺序活门顶杆后，轮舱盖应迅速收起；当放下起落架时，轮舱盖应比起落架先开锁。

(3)上锁，开锁的可靠性，起落架收上后，上锁应可靠，当手柄放到中立位置时，起落架、轮舱盖均不应开锁下掉，收上信号灯不应熄灭。说明起落架、轮舱盖上锁可靠；起落架放下后，应用直径为3毫米的金属棒插入转轮机构的检查孔内，其插入深度不得少于22毫米，(如果不合要求，可改变转轮机构传动杆长度，以保证活动锁上锁可靠），同时用手向收的方向扳动轮舱盖，轮舱盖不得内收。说明主起落架．轮舱盖放下锁上锁可靠。54.应急放起落架是在起落架处于收上位置的情况下，用冷气作动力来进行的

55..用全、静压检查器抽静压的方法使M数逐渐增大，当M数=1.6、1.7、1.8、1.85、1.9、1.95、2.0、2.05时，都要检查调节锥的伸出距离，其结果应与调节规律曲线相符合。56.保持M数≥1．5-0．05的条件下，检查放气门工作：

1．放气门与油门手柄位置关系。

油门手柄在“最大”与“最大”位置以下时，放气门应自动打开，油门手柄“加力”位置时，放气门应自动关闭。

2．放气门与驾驶丰杆位置关系。

当力臂调节器为大臂，驾驶秆向后拉到水平尾翼前缘向下偏转大于20。+l。时，放气门应自动打开，小于20。+1。时，放气门应自动关闭。57.可调喷口收放时间的检查

可调喷口从“全加力”状态位置收到“最大”状态位置（即由最大喷口位置收到小喷口位置），时间为3.5~6.5秒。接通加力总电门，B3继电器通电，可调喷口应当从“最大”状态位置放到“全加力”状态位置（即由小喷口位置放大到大喷口位置），时间为2.5～5.5秒。58.可调喷口随动工作

1)油门手柄在慢车位置到“最大”位置之间移动时，可调喷口保持在“全加力”状态位置 2)将油油门手柄推到“小加力”位置时，可调喷口应由“全加力”状态位置(大喷口)收到“小加力”状态位置（中喷口），加力信号灯应当亮。

3)油门手柄在“全加力”位置和“小加力”位置之间（加力操纵盒为78 ~ 108）活动时．加力信号灯一直亮．通过随动电路，可调喷应当相应地改变。4)油门手柄在“全加力”位置(>108±1°)时．喷口处于“全加力”位置。59.小喷口面积不符合规定时，可以调整三个喷口收放动作筒的限动螺帽 60.大喷口面积不符合规定时，可以调整三个喷口动作筒活塞杆的接耳

61.中喷口面积不符合规定时，通常先用加力操纵盒上的“M”螺钉进行调整，如果调“M”螺钉后，中喷口直径仍达不到规定的要求时。则应把“M”螺钉拧回到起始位置，改用加力操纵盒上的“xJ”可调电阻螺钉进行调整。62.调整大喷口面积后要影响中、小喷口的面积而调小喷口面积后则不影响大喷口面积，所以，即有调“小”不调“大”，调“大”必调“小”。

63.检查应急电动液压泵工作情况，主要是检查两项内容：一是应急电动泵的工作效率，即它的供油量是否符合规定；二是自动接通和断开应急液压泵的油压值，即液压电门工作压力是否符合规定。

64.检查主液压泵系统和助力液压系统的内部密封性：应按顺序先进行整个系统的检查，如果整个系统内部密封性不符合要求，则应进行分段检查；如果分段检查中发现某一段内部密封性不符合要求，则应分别检查该段中每一收放或操纵部分，直到找出故障件。65.如果蓄压器充气压力小于规定，系统压力右180公斤／厘米2下降到150公斤／厘米2过程中蓄压器放出的油量就少，在系统每秒钟楼油量不变的条件下，油压油180公斤／厘米2下降到150公斤/厘米2所需时间就会减少，相反，如果蓄压器的充气压力大于规定，在系统每秒钟楼油量不变的条件下，油压由l 80公斤／厘米2下降到1 50公斤／厘米2所需的时间就会增加。由此可见，蓄压器充气压力大小都会影响到检查的准确性，因此，在检查系统内部密封性时，必须在蓄压器充气压力符合规定的条件下进行。66.平尾操纵系统“四个值”的检查，是指平尾K值、平尾最大偏转角O最大、J平均、和J偏移的检查

67.K值是用来表示平尾处于0°位置时的驾驶杆位置，它实际上反映了驾驶员与平尾的对应关系。

68.平尾的位置是用平尾左半部前缘55测量点与机身54测量点的距离（J值）来表示。69.驾驶杆的位置通常用驾驶上的假定施力点“T”(距驾驶杆转轴605毫米处的冲点)到仪表板的垂直距离来表示。70.驾驶杆应稍向后倾，与飞机立轴的夹角为4°44’这时的驾驶杆位置称为杆的中立位置。71.平尾最大偏转角指驾驶杆前推、后拉到极限位置(碰到限动钉)时，达到的最大偏转角。72.偏移量是指当平尾处于0。位置(55点与54点重合，J=0)，固定驾驶杆，由大力臂变到小力臂时，平尾前缘在力臂调节器变臂带动下向下偏转的位置，即55点与54点间的垂直投影距离。

73.J平均值是在调整片效应机构处于中立位置，力臂调节器处于大臂位置条件下，表示松杆时(杆力=0)平尾前缘所处的位置，实质上反应了载荷感觉器与平尾之间的对应关系。74.调整规律归纳为下列口诀：“力臂分界三条线，前K角，载平均，后全变。

（1）前K角

调1~4调整点后，改变了驾驶杆位置与平尾位置的对应关系(即当J=0，qfI=o。时，所对应的驾驶杆位置发生了变化)，所以，K角要变。

调1～4调整点后，没有改变J=0时的力臂调节器安装角，所以J偏移不变。

调1~4调整点后，没有改变载荷感觉器的弹力，杆力为零时的平尾位置没有发生变化，所以，J平均不变。

（2)“载平均”

调9调整点后，改变了载荷感觉器的弹力。使杆力为零时的平尾位置发生变化，所以，J平均要变。

调9调整点后，没有改变驾驶杆与平尾的对应关系，所以K角不变。

调9调整点后，没有改变J=O时的力臂调节器安装角，所以，J偏移不变。

调9调整点后，好似力臂调节器和平尾都同时偏转，从表面上看好象K角和力臂调节器安装角也在变化。但是，看问题决不能只看它的现象，要去看它的实质：当把J值回到零时，K角和力臂调节器的安装角又回到原位，所以K角不变，偏移量也不变。

(3)“后全变”

调5、6调整点后，使驾驶杆与平尾的对应关系发生变化，所以，K角要变。调5、6调整点后，使J=0时的力臂调节器安装角发生变化，所以，J偏移要变。

调5、6调整点后，载荷感觉器的弹力发生变化，使杆力为零时的平尾位置发生了变化，所以，J平均要变。

75.副翼操纵系统装有载荷感觉、两个非线性机构和两个液压助力器等。

76.副翼操纵系统中立位置的检查：应在接通油压，松开驾驶杆，使载荷感觉器处于不受力的条件下进行，在上述条件下，分别检查驾驶杆、非线性机构、液压助力器、副翼是否在中立位置

77.副翼操纵系统中，驾驶杆中位置检查时，要求驾驶杆停在飞机的对称平面上，驾驶杆上的T点到座舱左侧21测量点的距离(L)应与飞机出厂水平测量图上的数据相符

78.驾驶杆处于中立位置的情况下，左、右副翼的后缘应与机翼后缘基本平齐，副翼与机翼的剪差值不得大于±8毫水，左右副翼剪刀差不得大于16毫米。

79.液压助力器的中立位置：液压助力器头部与壳体之间的距离应为50毫米

80.非线性机构的中立位置：定位销应能比较顺利地插入左副翼非线性机构的定位孔内。81.向左、右压驾驶杆到极限位置，左、右副翼向上、向下的最大偏转角均应为20°。82.副翼操纵系统的调整规律，整个系统可以分为三个互相独立，调整时互不干扰的区域，即载荷感觉器到驾驶杆，左机翼，有机翼，调整时，先分别调正驾驶杆的中立位置，左边非线性机构，液压助力器和副翼的中立位置，然后调整右边非线性机构，液压助力器和副翼的中立位置。

83.方向舵操纵系统中，除脚蹬、摇臂、传动杆和方向舵外，还装有非线性机构，系统调整到正常状态时，要求脚蹬，非线性机构和方向舵应同时处于中立位置。

84.因为脚蹬和方向舵的中立位置检查都是在非线性机构固定在中立位置的情况下进行的，因此，脚蹬中立位置不合要求时，应调整非线性机构到脚蹬一段的传动杆。85.脚蹬的中立位置：把左右脚蹬调整到一样长，然后测量左、右脚蹬板到座舱前臂的距离，其差值应不大于2.5毫米。86.方向舵的中立位置：要求方向舵与垂直安定面重合，方向舵下部于机尾音射罩的剪差值不应超过3毫米。

87.飞机燃料系统密封性的检查：油箱内的气压上升到0.25公斤/厘米2，保持10分钟，要求油箱内气压下降不得超过0.02公斤/厘米2，各油箱和接头处不应有漏油现象。88.各组油箱煤油用尽的顺序是：机翼油箱——机身第一组油箱——机身笫三组油箱——机身第二组油箱。89.起动过程三个阶段

1)第一阶段是从按下起动按钮，起动发电机开始带动高压转子转动起，到涡轮参加工作止。这个阶段具有两个特点：(1）起动发电机单独带动高压转子；

(2）I阶段的剩余功率较大，高压转子很快上升到9%以上 2)第二阶段是从涡轮参加工作起，到起动发电机结束起动状态止，这一阶段的特点是：(1）起动发电机与涡轮共同带动发动机转子加速；

(2）起动发电机功率N起随着发动机转速的增加而逐渐减小

(3）这阶段的后半段，发动机高、低压转子转速较大，进气量也较多，供给更多的油量，使涡轮发出更大的功率，使涡轮功率在剩余功率中占主导作用

3)第三阶段是从起动发电机结束起动状态的转速起，到发动机转速上升到慢车转速时止这一阶段的特点是：(1）涡轮单独带动压缩器；

(2）随着转速的增大，涡轮功率与压缩器功率逐渐趋于平衡，剩余功率逐渐减小，转速上升缓慢，为此设有补油电磁活门，以增加起动供油量，增大涡轮功率。

90.影响发动机起动的因素

1)起动发电机功率对起动的影响：起动发电机的功率越大，I、II阶段的剩余功率就越大，发动机转速上升就越快。2)起动喷油点火器工作对起动影响

3)起动供油量的多少，供油时机的早晚对起动的影响： 91.暧机的目的

(1)减小热应力，防止或减小受热机件的变形和裂纹（2）使轴承获得正常的径向间隙(3)提高滑油温度改善润滑条件。92.试车中检查内容的作用

1)可以判断发动机的最大推力是否正常 2)可以判断发动机推力变化情况 3)可以判断发动机的载荷情况 4)可以判断压缩器是否发生喘振 5)可以判断发动机是否会熄火停车

93.发动机的冷车分为24状冷开车和48伏冷开车两种。

94.24伏冷开车，用于发动机起动前的运转和停车后吹除喷口冒烟或火苗。95.48伏冷开车，用于发动机的油封或启封

96.“热悬挂”现象：按下起动按钮后时间不长，排气温度就开始指示，而且上升很快，有超温趋势，但发动机转速n2则停在20%左右摆动不上升，这说明发动机供油量过多。97.“冷悬挂”现象：按下起动按钮16秒后，起动机的转子已经四次加速，起动机功率已达到最大值并开始下降，但排气温度还不指示，或指示的温度很低，而发动机转速n2在20%左右摆动不上升 98.分配器调准弹簧的预紧值，决定着副油道打开所需的油压，它直接影响起动供油的早晚。99.起动供油量的多少，在分配器前油压一定的情况下，主要由起动回油活门的开度来决定。在正常情况下，起动回油活门的开度在n2为20％以下时，主要由调准弹簧力决定。在n2为20％以上时，则主要由气压差力决定。回油活门的开度大，回油量多，则供油量少，排气温度和转速上升缓慢，起动时间长；反之，则起动时间短。因此，根据在不同的转速范围内排气温度和转速上升的快慢，可以判断调准弹簧力和气压差力是否正常。n2 20％以下时，排气温度和转速上升缓慢，说明弹簧力过小；n2在20％以上时，排气温度和转速上升缓慢，说明放气咀孔径过大。

100.等差活门开始打开，保持油门开关前后油压差一定，保证慢车时的供油量为600升/时。101.油门操纵系统协调性，指的是油门手柄、加力操纵盒、油门指示臂三者间的协调性。102.调整摇臂长度，当一个摇臂的活动角度不变，另一个摇臂的活动角度将向两侧扩大或缩小．这种情况称为“调臂变角”原理。103.调整传动杆长度，当一个摇臂的活动角不变时，另一个摇臂的活动区域将顺时针或反时针移动一个角度，但活动角度基本不变。这种情况称为“调杆平移”原理。104.发动机在各种工作状态下，加力操纵盒指示的角度都大或都小时，将传动杆2(见图6--3)调长或调短，使各种状态的度数恢复到规定值。

105.以主燃料泵刻线盘的各刻线为准，在加力操纵盒刻度盘上，“慢车”指示的度数大于规定，“最大”和“加力”指示的度数小于规定。这种情况说明加力操纵盒板3的转动角度过小，根据“调臀变角”原理，应当把板1调长，使板3的转动角度增大，使各种状态下的加力操纵盒刻度盘上的度数恢复正常。

106.油门操纵系统在调整油门手柄和加力操纵盒的协调性时，“先调两头再调中间”，指的是：先调整停车位置和全加力位置的对应关系，再调整额定、最大、小加力等中间状态。107.油门手柄在慢车位置，主燃料泵上的油门指示臂在刻线盘1~3刻线之间时，发动机由慢车油道和油针缝隙两条油道供油(见图6--5)，在保持油门手柄位置不动(即油针缝隙不变），等差活门保持油门开关前后油压差不变的条件下，调整慢车旋钮，改变慢车油道的流通截面，就可改变慢车状态的供油量，从而改变慢车转速。

108.调整n1最大转速调整螺钉，改变液压延迟器活塞的极限位置，可以改变调准弹簧力的最大值，调整n1最大转速，顺拧调整螺钉，n1最大转速减小；反拧调整螺钉，n2最大转速增大。

109.调整高压转子n2最大转速限制器的调整螺钉，改变油针的位置，可以改变活塞杆上油孔接通回油路的时机，从而达到调整n2最大转速的目的。

110.起动供油量的大小，与回油活门自开度密切相关，活门开度增大时，回油量增多，起动供油量减少；活门开度减小时，则起动供油量增多。111.回油活门的开度决定于作用在活门上的三个力的大小(见图6—9)。这三个力是：调准弹簧力，薄膜两边气压差(P2一P0)产生的力和分配器。前油压P油作用在活门上的力，词淮弹簧力可以由起动旋钮进行调整，气压差力可以由放气咀进行调整，分配器前的油则可由分配器的调整螺钉进行调整。调整起动旋钮对n2在20％以下阶段的起动供油量影响较大；更换放气咀直径对n2在20％以上阶段的影响较大。112.加速供油量的调节是通过副油道油压增加的快慢来完成。副油道油压增加的快慢是由升压限制器活塞向左移的速度决定的，其调节过程可分为三个阶段，如图4—15所示。第一阶段，从升压限制器活塞开始向左移动到到导杆上的油孔打开为止。活塞向左移动的速度受一号和二号节流器控制；

第二阶段，从升压限制器导杆孔打开到活塞与活门接触时为止，在这个阶段，活塞向左移动的速度由二号节流器器控制。

第三阶段，从升压限制器不参加工作到最大转速为止，在这个阶段，升压限制器已移动到尽头，并推动活门使一、二号油路关闭，因此，发动机供油量增加的速度将取决于随动活塞向左运动的速度，即取决于回输节流器的流量。

113.自始转速以上的加速性由液压延迟器节流器进行调节，自始转速以上的加速性取决于液压延迟器活塞从右极端位置运动到左极端位置的快慢，而活塞运动的快慢，在活塞杆回油孔被遮蔽的情况下，则取决于液压延迟器节流器的流量。

114.分析判断故障的方法，就目前来说有：逻辑推断故障法、典型概率法、弱点突破法等。115.常用的检验方法有：在飞机上系统工作状态下原位检查其功能；离位在试验台上测试其性能；系统分段检查法；代换故障件比较法等。

篇2：飞机结构强度复习要点

D.0.1 同条件养护试件的留置方式和取样数量，应符合下列要求：

1. 同条件养护试件所对应的结构构件或结构部位，应由监理（建设）、施工等各方共同选定；

2. 对混凝土结构工程中的各混凝土强度等级，均应留置同条件养护试件；

3. 同一强度等级的同条件养护试件，其留置的数量应根据混凝土工程量和重要性确定，不宜少于10组，且不应少于3组；

4. 同条件养护试件拆模后，应放置在靠近相应结构构件或结构部位的适当位置，并应采取相同的养护方法，

D.0.2 同条件养护试件应在达到等效养护龄期时进行强度试验，

等效养护龄期应根据同条件养护试件强度与在标准养护条件下28d龄期试件强度相等的原则确定。

D.0.3 同条件自然养护试件的等效养护龄期及相应的试件强度代表值，宜根据当地的气温和养护条件，按下列规定确定：

1. 等效养护龄期可取按日平均温度逐日累计达到600℃d时所对应的龄期，0℃及以下的龄期不计入；等效养护龄期不应小于14d，与不宜大于60d；

2. 同条件养护试件的强度代表值应根据强度试验结果按现行国家标准《混凝土强度检验评定标准》GBJ107的规定确定后，乘折算系数取用；折算系数宜取为1.10，也可根据当地的试验统计结果作适当调整。

篇3：飞机结构强度复习要点

课程是任职院校构建人才培养体系的基本单元, 也是人才培养过程的基本载体。课程教学设计是对教学实施的系统构思, 通过教学设计将现代教育理念、现代教育技术与任职教育实践结合起来, 对于保证教学活动的顺利进行, 提高教学的质量有着至关重要的作用。

只有优化教学设计, 才能形成人才培养优势, 鼓励优秀军事人才脱颖而出。

因此, 任职教育的课程教学设计化必须以现代教学理念为指导, 突出任职教育特点, 达到改善认知结构、培养任职能力、提高综合素质的目的。

1 任职教育的内涵和特点

任职教育主要是“上岗”前的培训, 是以职后教育为基础, 以岗位任职需求为牵引, 以能力培养为本位的教育。从一般意义上讲, 任职教育是以解决任职所需的知识、以能力培养为本位的教育。

从一般意义上讲, 任职教育是以解决任职所需的知识、能力、素质为目的的教育[1]。军队院校的任职教育, 是指军官或士官在完成基础学历教育的基础上, 为适应岗位逐级晋升需要而进行的逐级职业教育。

任职教育的特点主要有以下五个方面[2]:

一是应用性。任职教育在使学员全面系统掌握理论和专业知识的同时, 强调实践应用, 突出培养解决任职岗位所需要的能力素质。

二是职业性。任职教育要求学员全面掌握军事理论知识和专业技能, 融研究、职业、学习于一体, 属于比较综合的高智力脑力劳动。

三是综合性。任职教育在培训过程中强调以实践为基础消化理论, 以操作为中介发展能力, 以服务部队为宗旨促进军官职业道德的形成。

四是实践性。任职教育培养相应的岗位工作能力, 这种实践能力的性质只有通过实践性教学才能达到目的。

五是全面性。现代信息化战争是一种一体化全方位的战争, 所以必须从总体上加以考虑, 要求综合合成的能力。

2 课程教学设计的优化策略

2.1 强化基础学情分析找准教学设计的出发点

任职教育中学员是学习、认识、发展的主体, 以学员的知识水平和任职岗位需求为出发点, 来确定和开展教学活动。但任职学员从事的岗位类别各异, 任职经历各不相同, 学历也存在差异, 所以, 在开课前应全面了解并分析学员的已有的知识基础、技能基础、岗位类型、学习兴趣、学习动机等情况, 进而结合学员自身素质和学校的教学条件选择合理的教学策略。

采用的分析方法主要有:设置专题调研, 掌握培训目标的岗位职责、专业需求、业务范围、履职现状和部队当前的建设任务;发放调查问卷表, 详细了解每个学员的受训简历、任职经历和个人发展需求;组织行教联系或者教学座谈, 重点了解学员的学习兴趣和学习动机, 提高教学的针对性;查阅人才培养方案和相关课程的成绩, 与其他课程教员进行有效沟通, 了解学员是否具备学习新课程的条件, 以便决定教学起点先行课程基础;借助网络或其他通信方式丰富学情资料的来源途径。

此外, 还应该在授课过程中及时了解学员对某一单元或某一节课学习内容的具体准备情况, 可以通过测验、观察、询问等手段分析学员的情况。

2.2 优化教学内容找准教学设计的基本点

2.2.1 处理好三维目标

进行教学设计前, 必须认真研读《课程标准》, 明确《课程标准》所承载的课程理念及“知识与技能、过程与方法、情感态度与价值观”这三个维度的具体教学目标。这三个教学目标体现了任职教育中课程的教学不只是为了提高学员的基础知识和基本技能, 而且要使学员在学习中, 获得解决问题和分析问题的方法, 具备任职岗位的应用技能, 树立勤于思考、严谨求实的工作作风。

2.2.2 组织好教学内容

如何设计好课程的教学内容是课程教学设计中一个关键问题, 解决这一问题要从以下几个方面着手:

(1) 正确把握教学内容的量与度, 也就是要明确教学内容范畴和程度。例如:对于《飞机结构强度》这门课在进行教学内容设计时, 鉴于飞机型号繁多, 不能一一详加介绍, 所以授课过程中, 在兼顾其它机型的基础上, 分析具体结构时, 应以某型飞机作为主要研究对象。并对课程内容进行精选、压缩和整合, 根据培养需要从“广而博”的知识中选择、重构“少而精”的教学内容。

(2) 正确把握教学内容和教材的关系。教学内容集中体现在教材中, 但教材的编写往往注重知识的逻辑结构, 难以更多顾及学员的认知结构。所以, 应根据教学目标的要求, 结合学员的实际水平, 对教材进行再加工, 进行取舍、补充、简化, 组织好知识要点。例如:士官学员和生长干部学员, 层次不同, 教学目标不同, 因此, 在教学内容也有所区别。

(3) 正确把握理论教学和实践教学的比例。实践课内容需精心选择, 做到重点突出, 符合任职教育的岗位指向性特点。但是理论教学也不应忽视, 因为扎实的专业理论知识是系统掌握装备和实际操作技能的基础, 否则到部队后往往会造成只知其然而不知其所以然, 真正遇到新问题就会无从下手解决, 这对全面提高学员的岗位任职能力是不利的。

2.3 丰富教学方法找准教学设计的关键点

教学有法, 教无定法。教学方法是指在教学过程中, 为完成教学任务所采用的手段和途径。教学方法极为丰富多样, 但没有任何一种方法是万能的。在具体操作过程中, 要针对学员的特点和学科规律, 采取一些有效的措施, 进行个性化的教学设计, 弹性化的教学设计。

叶澜指出:在教学过程中要强调课的动态生成, 要求教学方案的设计应“着眼于整体, 立足于个体, 致力于主体”, 重在大环节的策划上, 让过程的设计具有一定的弹性, 为学员参与留出足够的时间与空间, 鼓励学员主动探索、大胆质疑, 让师生在互动中实现智慧的碰撞、情感的交融和心灵的沟通, 使课堂成为一个有丰富内涵的个性舞台。

开放式的教学设计, 让学员自己发现问题、分析问题、解决问题。改变传统的教学模式, 摒弃单调、生硬的一面。组织开放性教学, 教员要把握好教学内容, 激发学员学习的积极性, 由于任职教育院校的学员以前所任职的岗位和经历等各异, 充分考虑学员之间在专业技能上的特点和差异, 为学员充分发挥特长, 分享岗位经历提供平台和机会, 积极为学员创设开放的学习氛围。

《飞机结构强度》教学设计中, 就充分利用学员维护机型的不同, 以机型的作为分组前提, 让学员根据课程内容安排以“小导师”的方式, 分享其经验和自学所得。

以人为本的教学设计, 要优化课堂导入, 重视诱发学员的情感, 激发学生学习的兴趣。《飞机结构强度》课程设计中加入了大量的航空历史故事, 让学员明白飞机结构强度研究内容的不断扩展与无数航空先驱们的牺牲与奉献密不可分, 既激发学员的学习兴趣, 也激发他们对机务岗位的热爱。

此外, 在教学过程中注重贯彻“启发式”的教学思想, 强化学员的主体地位, 使用案例式、研究式、自主式和讨论式等方法, 促进学员创新能力的培养。

2.4 完善教学资源找准教学设计的着力点

教学资源是指一切可用于教学的物质条件、自然条件以及社会条件的综合。它所包含的内容非常广泛, 分为数字化教学资源概括成媒体素材 (如演示文稿、图片、动画、视频等) 、集成型素材 (如虚拟仿真软件、技能评测系统) 、网络课程三大类[4]。

借助媒体素材, 以丰富的表现形式、生动的视听觉效果, 来解决传统教学方式不能解决的或者不易解决的重难点问题, 以增强教学效果, 最大限度地发挥学员的潜能, 提高教学质量。

《飞机结构强度》课程经过三年的建设, 现已制作、收集和整理各种媒体素材10个多G, 对教学质量的提高起到了重要作用。

利用高智能的集成型素材, 发挥计算机虚拟现实技术、模拟仿真技术的优势, 通过仿真的方式真实的展现装设备的构造和组成, 使抽象问题形象化, 复杂问题简单化, 加强学员理解, 发挥学员学习的积极性和创造性, 提高教学效率和质量, 同时可以使学员提前体验“岗位”, 拓展实践教学的物空限制。

《飞机结构强度》在课程中, 虚拟的三维飞机仿真模型的应用, 加深了学员对复杂理论知识的理解;贯穿其中的有限元软件知识介绍, 以及对各构件的受力的建摸分析, 既拓宽了学员的视野, 也加深学员的理解。

网络课程资源极大的丰富了教学信息资源, 通过课程网站的建立, 为教学提供了网络支撑环境特, 即为学员提供数字化学习平台, 又在教员和学员之间架构了崭新的互动平台。

3 结束语

课程改革是当前任职教育教育改革的核心任务之一, 深化任职教育课程教学改革必须针对任职教育的特点, 以岗位需求为出发点, 以职业能力和职业素质培养为核心, 探索优化课程教学设计的方法, 重点要对学情分析、教学内容、教学方法、教学资源和考核评价方式等加以改进、创新, 才能建立起适应军校任职教育的教学体系。希望本文能对军校任职教育教学改革有所裨益。

摘要：本文从学情分析、教学内容设计、教学方法、教学资源和教学评价等方面, 就如何优化任职教育课程设计进行了探讨, 力求为任职教育课程改革提供借鉴。

关键词：课程教学设计,任职教育,教学方法,教学资源

参考文献

[1]李元奎, 马立峰.任职教育研究[M].北京:海潮出版社, 2005.

[2]孙厚钊.军校任职教育中教学设计的理论与实践研究.海军工程大学学报<综合版>, 2008, (9) .

[3]姜璐, 姜庆国.任职教育的课程教学设计韧探.海军院校教育, 2007, (4) .

篇4：飞机结构强度复习要点

摘要：文章通过Excel软件内置的计算函数和强大的VBA语言编程功能，编制了舱门框梁结构强度自动化计算程序，具有完成多工况、多截面的批量处理能力，实现了该类构件强度的自动计算，在设定目标的前提下还可以对设计参数进行优化，有效减轻结构重量。

关键词：Excel；VBA；框梁结构；强度计算；批量处理

中图分类号：TM273 文献标识码：A 文章编号：1009-2374（2013）17-0011-02

1 问题提出

在飞机舱门结构中，框梁类的零件是主要的承力构件。若设计太弱，飞机在高空飞行时，可能发生舱门的意外打开，将造成压力舱泄压，同时，严重影响飞行姿态，改变气动特性，严重时还会造成飞机坠落解体；若设计过强，则会导致结构增重，影响飞机的经济性。在舱门结构设计阶段，必须对每一个零件、每一处计算截面进行大量的强度计算，验证是否满足强度要求。同时，还要按照重量最轻、效率最高的原则确定最优化的结构设计参数。另外，按照飞机舱门设计要求，大概需要计算100多种载荷工况。由此可见，其计算工作量是非常巨大的。

微软公司提供的办公软件Excel简单易用、操作灵活，不仅可以进行常见的表格操作，还具备功能强大的各类函数。但是其缺点是，每一步都要人工操作和控制，对重复性的工作，每次都要重复去做。Excel VBA是微软开发出来在其Excel应用程序中执行通用的自动化（OLE）任务的编程语言，能够将重复的工作编写成程序。通过二次开发，可以有效地自定义和扩展Excel的功能，使常用的过程或者进程自动化，创建自定义的解决方案。本文就是利用了这些特点编制了舱门框梁结构强度自动化计算程序，实现了多载荷工况、多计算截面的自动化计算，可以准确分析结构每一部位的受力大小，从而对结构进行优化设计，既保证了安全性，又减轻了不必要的重量。

2 舱门框梁结构强度计算

按照飞机舱门设计要求，舱门中的框类零件主要承受蒙皮传来的剪力，也可以承受弯矩，并将载荷传递到横梁上；而梁类零件主要承受弯曲载荷，并通过挡块将载荷传递到机身上。因此，对于框梁类零件的缘条，其失效模式为拉伸破坏、压缩破坏、局部失稳、钉间屈曲、压损和侧向稳定性。对于腹板，由于其主要承剪，因此其失效模式为剪切失稳。

根据上述受力特点和失效模式可知，需要输入的数据主要有三类，分别为几何数据、载荷数据、材料数据。几何数据为框和梁的截面数据，包括截面形状（“C”型、“工”型或“J”型）和高度、缘条宽度和厚度、腹板的宽度和厚度、腹板开口的直径、开口周围加强弯边的高度和厚度以及蒙皮的厚度和凸台的厚度等。载荷数据为节点编号、坐标、节点力、腹板剪切力流等。材料数据包括不同尺寸、不同热处理状态下的材料的力学性能数据，主要包括弹性模量、拉伸极限强度、拉伸屈服强度、压缩屈服强度、剪切极限强度、挤压极限强度、泊松比和Ramberg-Osgood系数等。根据输入的几何数据可以求出计算截面的相关属性，包括惯性矩、主惯性轴、抗弯模量等。用载荷数据可以计算出在计算截面上的载荷分布，包括缘条受到的轴向力、腹板受到的剪切力等。

完成了上述输入数据后，就可以按照文献[1]中给出的具体计算方法进行强度计算了。

3 自动计算的实现

3.1 程序概述

本计算程序主要包括5个模块，分别为载荷（节点力和剪力流2个工作表）、节点坐标、材料数据、主计算程序、计算结果（14个工作表），其中前三者作为主计算程序的输入，计算结果作为主计算程序的输出。此外还有一些计算方法说明、版次及更改记录、载荷工况列表、输出结果汇总等辅助工作表。

3.2 表间数据传递

Excel计算功能的实现主要依赖单元格间的数据引用，引用的作用在于标识工作表上的单元格或单元格区域，并指明公式中所使用的数据的位置。通过引用，可以在公式中使用工作表不同部分的数据或者在多个公式中使用同一个单元格的数值。还可以引用同一个工作簿中不同工作表上的单元格和其他工作簿中的数据。引用不同工作簿中的单元格称为链接。在所有的单元格中建立引用与链接，这样一来，所有的数据都有机地联系在一起，改变一个参数，所有相关引用都会跟随改变，从而完成一轮新的计算。

3.3 计算过程说明

3.3.1 所有的计算都在主计算程序工作表中完成，主要有3个功能区，分别为数据输入区、截面属性和载荷分配计算区以及失效模式计算区，简称1、2、3区。在1区手工输入几何数据，通过链接从载荷工作表，节点坐标工作表读取载荷和节点坐标数据。2区与1区用引用的方式传递数据，计算截面属性和截面处的上下缘条以及腹板所受载荷大小，为3区的计算准备输入数据。3区引用2区的截面属性和载荷，同时链接材料数据工作表，读取材料的力学性能，按照文献[1]中规定的计算公式，使用数学函数进行计算，列出每个截面的安全裕度。如果需要优化设计，则只需将安全裕度设为目标值，把想要优化的参数设为可变单元格即可实现。

3.3.2 舱门结构载荷工况很多，强度计算需要涵盖到所有的载荷工况，因此，必须使用VBA编程语言进行二次开发，在一轮计算完成以后，自动把所有的安全裕度输出到计算结果工作表中，与载荷工况一一对应。然后把下一轮需要计算的载荷工况的载荷拷贝到与主计算程序对应链接关系的数据区域中以供新一轮读取和计算，以此类推。在所有的载荷工况都计算完毕后，在计算结果工作表中每一列都对应着一种载荷工况及相应的安全裕度。当然，为了节省计算时间，也可以通过输入或选择载荷工况编号，进行个别工况的强度计算，这一切都可以通过编程实现。

3.3.3 在本计算程序中，有些参数的计算需要使用迭代逼近法，而Excel中没有相应的数学函数可以使用，因此，使用VBA语言编写了适用的迭代程序，以函数的方式被单元格引用。另外，还有一些具体的失效计算需要查各种经验或试验曲线，这一点无法通过软件直接实现。为了解决这个问题，在编制失效模式计算函数前，通过第三方软件对用到的所有图表进行了曲线拟合，得出了曲线的数学方程，然后把这些数学方程编入到程序中，实现了单元格的自动调用。

（4）对外接口程序。本程序中的载荷数据、节点坐标数据都是外部数据，因此需要与有限元软件的数据库建立链接并将数据处理成能够直接读取的格式，这一点是通过Excel中的“录制宏”建立链接，然后修改相应的控制代码来实现的。

4 结语

通过使用Excel的函数和编程功能，实现了飞机舱门框梁结构大批量自动化强度计算，提高了强度计算效率，为设计工作节省了大量时间。此项技术对于需要大量重复计算的数据处理具有很强的借鉴意义。

参考文献

[1] 《飞机设计手册》总编委.飞机设计手册（第9册）“载荷、强度和刚度”[M].北京：航空工业出版社，2002.

[2] 张友坡.基于有限元法的飞机舱门结构仿真技术[J].中国高新技术企业，2013.

[3] 李晓清.利用Excel实现三通强度自动计算[J].电力建设，2006.

篇5：混凝土与砌体结构复习要点

32、横向平面排架的作用：厂房结构受到竖向荷载和横向水平荷载主要由横向平面排架承受，并通过它传给基础及地基

33、纵向平面排架的作用，保证厂房结构的纵向刚度和稳定性，承受厂房结构受到的纵向水平荷载并把他传给基础。

34、柱间支撑的作用：承受山墙传来的纵向风荷载和吊车纵向水平荷载，并把他们传至基础，同时提高厂房的纵向刚度和稳定性。

35、厂房的屋面梁底面或屋架下旋底面的标高及吊车轨顶标高是厂房结构设计中的重要参数。36框架结构体系的特点：平面布置灵活、易于设置较大的房间、使用方便、但结构抗侧刚度小、在水平力作用下的变形大。

篇6：飞机结构强度复习要点

一、飞机结构强度教学中运用类比法的意义

1. 运用类比法符合飞机结构强度的课程特点。

飞机结构强度教材, 不仅是传播知识的工具, 更是训练和培养学员思维能力的最好素材。笔者认为, 作为一名飞机结构强度教员, 在深入钻研教材的同时, 还要注重教材中蕴涵的丰富科学思维方法, 并在教学中给予充分利用。尽管飞机结构强度理论深、内容多, 但若仔细研究教材的前后内容, 我们会发现教材中的一部分内容与生活常识有密切关联、一部分内容与工程力学知识分析方法相似、还有一部分章节的内容在分析方法和研究思路上极为相似, 所以很多教学内容适合运用类比法来讲解。

2. 运用类比法有助于提高学员的分析能力。

飞机结构强度课程的主要内容之一是分析飞机机翼、机身和起落架等部件的受力情况。在学习这些内容时, 我们不仅可以运用类比法分析它们在结构型式、外载荷和受力分析中的相似处, 还可以揭示这些知识体系的变化、发展过程及其带来的影响, 引导学员去感受知识的来龙去脉, 形成观察、对比和思考的良好习惯, 增强学员分析问题的能力, 为他们以后学习专业课和从事专业工作奠定坚实的基础。在飞机结构强度教学中运用类比法, 不仅让学生更容易接受新的知识, 而且还可提高他们的分析问题能力。

3. 运用类比法有助于培养学员的创新意识。

与其他方法相比, 类比法的或然性最大, 但它却是最富有创造性的推理方法, 可以为人们的思维过程提供更广阔的“自由创造”天地。在飞机结构强度教学中, 根据教材的特点, 恰如其分地运用类比法, 不仅把抽象且复杂的问题简单化、形象化, 还可引导学员去发现新问题、揭示新规律和探索新方法, 使学员获得“再发现”的体验。所以, 在教学中, 类比法是培养学员创新意识的一种有效途径。

二、类比法在飞机结构强度教学中的具体应用

1. 公式推导时应用类比法。

在公式推导过程中, 可以通过类比法, 加深公式的理解, 便于公式的记忆。如在推导出“水平突风载荷”的飞机升力表达式时, 得出“水平突风载荷的方向与飞机航向相反时, 飞机的升力增加, 飞机上升;反之则飞机下降”的结论。当时, 一些学员对这个结论十分惊讶, 怎么可能飞机顺风飞行时, 反而飞机的升力减少, 飞机下降呢?为了便于对这个抽象结论的理解, 笔者把学员引导到生活中放风筝的情形。通过放风筝需在逆风条件下进行的例子, 让学员在已具备的感知条件下去理解“水平突风载荷”的飞机升力表达式就变得相对容易很多。这样不仅达到事半功倍的效果, 而且还扩大了学员的知识面、激发了学员学习这门课的兴趣。

2. 理解概念时应用类比法。

在学习一些重要概念时, 学员们往往只注意这些概念的表面文字, 而忽略了这些概念中所含有的一些本质特征。例如飞机过载是飞机结构强度课程中的一个重要概念。它的大小反映飞机结构受载的严重程度。如果理解这个概念的本质, 可以和体育比赛项目中的举重项目进行比较。大家知道, 举重项目是按公斤级分类的, 在同一级比赛中, 如果两个运动员举出相同的重量, 体重较轻者获胜。这说明仅仅从运动员举多少重量来判断运动员的举重能力是不够的, 还应考虑他自身的重量。相同的道理, 判断飞机结构受载是否严重, 也不是简简单单根据它受力的大小直接判断, 而需要结合飞机的重量综合考虑。所以, 选用能正确反映飞机结构严重受载程度的指标不是某个力, 而应是一个相对值, 即飞机过载。这样不仅加深了对概念的理解, 还利用生活常识活跃了课堂气氛, 让学员在轻松的环境中去学习理论知识。

3. 受力分析时应用类比法。

飞机结构各部件的受力分析是飞机结构强度课程的核心内容, 同时也是该课程的难点之一。在学习飞机结构各部件的受力分析时, 学员普遍感到内容抽象、不易理解。例如分析机身结构受力时, 可以把机身类比为机翼翼梁。当机身承受垂直载荷时, 剪力主要由两侧蒙皮承受, 相当于翼梁腹板;弯矩主要由上下大梁 (壁板) 承受, 相当于翼梁缘条。这时机身可以看作是工字翼梁。当机身承受侧向水平载荷时, 剪力主要由上下蒙皮承受, 相当于翼梁腹板;弯矩主要由两侧大梁 (壁板) 承受, 相当于翼梁缘条。这时机身可以看作是H字翼梁。把机身类比为机翼翼梁, 一则机身的受力特点与翼梁相似, 二则翼梁的受力特点大家很清楚。这样, 把机身看作翼梁进行受力分析时, 不仅将新旧知识类比分析, 加深学员知识的理解, 还突破难点, 降低教学难度。

4. 评定准则时应用类比法。

飞机结构强度课程的内容从大的方面可以分为四大模块, 即静强度、刚度、疲劳强度和断裂力学。在学这门课程之前, 学员主要接触过这四大模块中的静强度知识, 对静强度理论中的评定准则及其应用非常熟悉。在后续的学习中, 我们仔细观察会发现这四大模块的评定准则在形式是惊人相似, 都是某项数值小于某允许值。所以可以通过和静强度评定准则进行类比来学习其他评定准则。例如, 线弹性断裂力学的断裂准则为KI<KIC或KC。可以把该评定准则与静强度理论的评定准中σ<σb或σs相类比。KI和KIC、KC之间的关系类似于σ和σb、σs之间的关系。KI和σ都是由外在因素决定的, 而σb、σs和KIC、KC都是材料本身具有的属性。而且静强度理论中通过变化这个判据σ<σb或σs同样通过变换线弹性断裂力学的断裂准则KI<KIC或KC, 也可得出它的三个应用。这样, 不仅加深学员对评定准则的理解, 还可总结出一些规律。

5. 解释现象时应用类比法。

战斗机在空战飞行中, 需要完成各种机动飞行, 飞机过载的大小和方向将不断发生变化, 变化的过载会影响飞行员的生理。当飞行员承受大的正过载时, 由于惯性力作用, 飞行员的血液从头部流上下肢, 可能造成脑部缺血等现象;反则, 承受大的负过载时, 血液会涌上头部, 出现脑充血。直接给学员分析飞机过载对飞行员生理的影响, 一些学员理解较为困难。若把这种影响与日常生活中的一些体验联系起来, 既可加深学员的理解, 还可增加课堂的趣味性。通过日常生活例子的类比, 可启发学员去联想, 由此及彼, 寻找答案, 从而培养和提高学员的创新思维能力。

6. 章节总结时应用类比法。

在阶段复习和课程总结时, 若将各知识点分散复习, 学员不易掌握且层次不清, 若能将有关知识进行类比, 把一些有内在联系的知识串联起来, 建构一定的知识网络, 就可以加深学员对知识的理解和掌握。如对于机翼、机身和起落架受力分析的这三章来说, 它们在内容安排上均是按“结构—载荷—受力分析—强度结论”的一条主线展开的。因此在复习机翼、机身和起落架的受力分析时可将这三大部件的结构特点、外载荷和受力分析方法分别加以比较。这样不仅增强了知识的系统化, 而且揭示了解决强度问题的共同思路, 且可启发学员自己去探索新型飞机结构受力分析问题的解题思路。

三、应注意的问题

1. 要具备牢固的基础知识。

牢固的基础知识是合理应用类比法的前提。类比法要求教员在运用时不仅要熟悉所授课程的内容, 而且对其余课程如基础课、专业课, 甚至对日常生活的相关内容也要有所了解, 同时还要掌握教育学的基本理论。也就是说, 教员不仅要精通专业, 还要博览群书, 有丰富的知识储备。只有这样才有可能巧妙而准确地选择类比对象, 讲好飞机结构强度课程。

2. 要讲究科学的理论依据。

运用旧知识采用类比法推理出新知识时, 一般仅是根据简单比较而进行的推理, 并不具体分析事物间联系的性质, 因此得到的结论也并不具有逻辑的必然性, 其结论不一定完全正确, 因此在类比时必须用经过论证的理论作依据, 不能盲目类推, 否则将谬论百出。

3. 要抓住事物的本质属性。

类比法就其本质来讲是一种发现的方法, 而非严格的推理。所以要提高类比的可靠性, 不能以表面相似为根据作肤浅的类比, 而应以事物本质联系为根据进行类比。只有这样, 得出的结论才较为可靠。

通过上述问题的分析, 不难发现, 类比方法在飞机结构强度课程教学中的应用, 能使抽象、复杂的问题形象、生动起来, 从而激发出学生的学习兴趣, 提高教学效果。当然, 在类比的过程中也需要注意各种不同事物之间的差异和区别, 在概念、原理的讲解中, 应当进一步把它们的本质讲清楚。只有这样, 才能使学生更好地理解所学习的内容, 启发学生的思维, 加深理解, 触类旁通。

摘要：本文通过几个实例初步探讨了类比法在飞机结构强度教学中的应用情况。从实际的应用情况可知, 合理运用类比法, 不仅降低学员学习飞机结构强度课程的难度, 还可提高学员的分析能力并激发他们的创新思维。总之, 类比法是飞机结构强度课程中一种非常有效的学习方法。

关键词：专业基础课,类比法,飞机结构强度

参考文献

[1]刘卫.类比法在材料力学教学中的运用[J].华北航天工业学院学报, 2001, 3 (1) .

[2]徐杏华.类比法在力学教学中的运用[J].高等建筑教育, 2004, 13 (2) .