超级军网求证“刚度等代”
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/30 11:20:50
最近围绕苏-35的N多争论中，“刚度等代”是一个关键词汇。
本人能力有限，查找多次也未从学术刊物上得到有力的证据。请问哪位有明确的证据，证明国内设计师在全飞机结构优化时使用了“刚度等代”的方法
在对飞机机体结构的整体充分认识的基础上，决定对一两个部件使用“刚度等代”没有什么问题！
但说对全机结构没有吃透的前提下对全机“刚度等代”，证据在哪里？
最近围绕苏-35的N多争论中，“刚度等代”是一个关键词汇。
本人能力有限，查找多次也未从学术刊物上得到有力的证据。请问哪位有明确的证据，证明国内设计师在全飞机结构优化时使用了“刚度等代”的方法
在对飞机机体结构的整体充分认识的基础上，决定对一两个部件使用“刚度等代”没有什么问题！
但说对全机结构没有吃透的前提下对全机“刚度等代”，证据在哪里？
本人能力有限，查找多次也未从学术刊物上得到有力的证据。请问哪位有明确的证据，证明国内设计师在全飞机结构优化时使用了“刚度等代”的方法
在对飞机机体结构的整体充分认识的基础上，决定对一两个部件使用“刚度等代”没有什么问题！
但说对全机结构没有吃透的前提下对全机“刚度等代”，证据在哪里？
最近围绕苏-35的N多争论中，“刚度等代”是一个关键词汇。本人能力有限，查找多次也未从学术刊物上得到有力的证据。请问哪位有明确的证据，证明国内设计师在全飞机结构优化时使用了“刚度等代”的方法
在对飞机机体结构的整体充分认识的基础上，决定对一两个部件使用“刚度等代”没有什么问题！
但说对全机结构没有吃透的前提下对全机“刚度等代”，证据在哪里？
在这里很多神棍的嘴巴里
很多网络存在感患者嘴巴里的前辈老师同学脑袋里
很多网络存在感患者嘴巴里的前辈老师同学脑袋里
刚度等代一般是针对已有的结构，某些部件用新材料代替原来的材料，所采取的设计方法。就是让新材料加工出来的部件与原部件刚度相同。这样好处是不会改变其他部件的受力情况，缺点是不能充分发挥新材料的性能优势，所以减重效果不明显。但是如果不刚度等代，则其他部件受力会发生改变，可能需要大的改动，所以不得不采用刚度等代。
应该说刚度等代有很多原因，可能是原结构没摸清，也可能是时间紧，也可能是故意降低风险，反正应该是不得已而为之。
应该说刚度等代有很多原因，可能是原结构没摸清，也可能是时间紧，也可能是故意降低风险，反正应该是不得已而为之。
“刚度等代”有什么问题？造成了什么影响？
其实《五星下的红鹰》那篇文，基本就是满嘴胡言。
基本概念都不清楚，也敢对别人指手画脚！
还从上面那个词说起。刚度和强度的概念都不清楚。
另外什么叫“大刀阔斧”地修改？
我国对于苏-27家族的机体结构并非像网上所流传的那样“吃透”“随意改装”，仍然要抄袭别人已有的机体结构，原版没有的，国产版也不会有。”
还"随意改装"。
后半句的逻辑也莫名其妙。你要说“原版有的国产版没有”，还可以说技不如人，能力不够。
这些事实反映出了苏-27原本结构过于发散，强度不足。而基于这个原因，最基本的苏-27S也被迫浪费了翼根部宽阔的空间，无法在这一段设置挂架
这更无语。翼根是产生内力最小的挂载位置。若真强度不足的原因，反而应该尽量靠近翼根。F－15的挂架都靠近翼根。
总之一句话，概念不清，逻辑混乱，最重要的是屁股还坐歪了。
“刚度等代”有什么问题？造成了什么影响？
其实《五星下的红鹰》那篇文，基本就是满嘴胡言。
基本概念都不清楚，也敢对别人指手画脚！
还从上面那个词说起。刚度和强度的概念都不清楚。
另外什么叫“大刀阔斧”地修改？
我国对于苏-27家族的机体结构并非像网上所流传的那样“吃透”“随意改装”，仍然要抄袭别人已有的机体结构，原版没有的，国产版也不会有。”
还"随意改装"。
后半句的逻辑也莫名其妙。你要说“原版有的国产版没有”，还可以说技不如人，能力不够。
这些事实反映出了苏-27原本结构过于发散，强度不足。而基于这个原因，最基本的苏-27S也被迫浪费了翼根部宽阔的空间，无法在这一段设置挂架
这更无语。翼根是产生内力最小的挂载位置。若真强度不足的原因，反而应该尽量靠近翼根。F－15的挂架都靠近翼根。
总之一句话，概念不清，逻辑混乱，最重要的是屁股还坐歪了。
纯扯淡的一个词
稍有专业知识就知道，描述一个零件的指标有很多，强度、模量、应力分布、疲劳。。。。。
稍有专业知识就知道，描述一个零件的指标有很多，强度、模量、应力分布、疲劳。。。。。
空机推比表示这不是第一次
其实至少在J11B设计的年代，本世纪初， 复合材料在工业界基本还是当黑色的金属来设计， 包括F22和F35在内的军机也同样用刚度等代法来设计复合材料结构。 复合材料剪切设计不是做不出来，而是因为结构设计涉及到安全， 设计方法，特别是有些复杂结构部位的细节设计方法， 需要充分验证。 所以说最然有很多文献在说复合材料剪切设计blah blah blah， 但是实际产品设计还都在用刚度等代法
楼上这位朋友，有什么证据说明“ 但是实际产品设计还都在用刚度等代法“
哪个国家战斗机的复合材料不是按照等代的方式去进行强度算核的？复合材料减重又不是减在那的。同样1平方米同样强度的蒙皮，碳纤维理论重量比铝还要略重点。
傻逼的说法！！能用新材料等代就表明对原结构材料力度有大量试验及有深刻的了解！
无脑sb的臆想而已！！！！
无脑sb的臆想而已！！！！
看空军之翼的al31和这个35的帖子，基本可以说这是个sb的刊物！！！！
“所谓刚度等代，就是用21世纪比较先进的材料，以相同的强度，取代原装苏-27身上苏联80年代水平的航空材料。”
·
我觉得，比如飞机上的一颗关键部位的螺栓，设计载荷20吨，那么不管用什么制造，是不锈钢还是碳纤维，都按承载20吨来设计，这有什么问题吗？
·
我觉得，比如飞机上的一颗关键部位的螺栓，设计载荷20吨，那么不管用什么制造，是不锈钢还是碳纤维，都按承载20吨来设计，这有什么问题吗？
从理论角度说，复材的力学特性与金属有区别，适合金属的结构未必更适合复材
求原文，这哪个傻屌写的，且不说刚度这个概念和强度完全不是一会事儿，同样一个零件，不同的几何尺寸在各个方向的刚度都不一样，如果是复合材料弹性模量和泊松比各向都不一样，结构约束条件不一样刚度也不一样，不知道这是哪个神棍提出的概念。刚度还分静刚度动刚度，刚度等代你等代哪个刚度？
《五星下的红鹰》作者很多地方都是语焉不详。比如苏35的空机推比数据，网上搜不到，之前也从来没有人算过，文中给出的空机推比精确到小数点后三位，却对计算依据不做说明，让人好生不解。作者能不能出来告诉大家他是怎么算出1.611的？苏35基本空重是多少？117推力是取最大推力14吨呢，还是取超转模式的14.5吨？
其实至少在J11B设计的年代，本世纪初， 复合材料在工业界基本还是当黑色的金属来设计， 包括F22和F35在内的 ...
为何不是強度等代？
为何不是強度等代？
原文对于“刚度等代”的概念表述如下
“所谓刚度等代，就是用21世纪比较先进的材料，以相同的强度，取代原 ...
这是刚度吗？我可以很确定的说，就是你拿了大学文凭，也是混出来的（除非你是学文理的）
“所谓刚度等代，就是用21世纪比较先进的材料，以相同的强度，取代原 ...
这是刚度吗？我可以很确定的说，就是你拿了大学文凭，也是混出来的（除非你是学文理的）
自己去搜孙聪写的《飞机结构典型故障分析与设计改进》，里面有相关内容，与其在这里口水，不如把书看一遍
自己去搜孙聪写的《飞机结构典型故障分析与设计改进》，里面有相关内容，与其在这里口水，不如把书看一遍
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sunning007 发表于 2015-1-15 15:06
在这里很多神棍的嘴巴里
很多网络存在感患者嘴巴里的前辈老师同学脑袋里
你是说这位神棍吗
在这里很多神棍的嘴巴里
很多网络存在感患者嘴巴里的前辈老师同学脑袋里
你是说这位神棍吗
敢骂孙总神棍，不像话
我突然想起来了，新一代中型战斗机就是这位神棍主抓的。这是药丸啊。
自己去搜孙聪写的《飞机结构典型故障分析与设计改进》，里面有相关内容，与其在这里口水，不如把书看一遍
...
这个是那个进气道壁板吗？坦白说这个是不能作为全机使用了刚度等代原则的证据的，那个钛合金传动轴不重新开模显然是出于成本考虑，一架改型机尽量减少开模量是必然选择。
层主最好把这一页前后完整内容发上来，更容易搞清楚问题。
...
这个是那个进气道壁板吗？坦白说这个是不能作为全机使用了刚度等代原则的证据的，那个钛合金传动轴不重新开模显然是出于成本考虑，一架改型机尽量减少开模量是必然选择。
层主最好把这一页前后完整内容发上来，更容易搞清楚问题。
AbanDoneeR 发表于 2015-1-15 19:13
求原文，这哪个傻屌写的，且不说刚度这个概念和强度完全不是一会事儿，同样一个零件，不同的几何尺寸在各个 ...
孙聪在《飞机结构典型故障分析》一文里数次提到“刚度等带”“刚度等代原则”，可能是研制单位或者用户出于某种需求提出的吧……
AbanDoneeR 发表于 2015-1-15 19:13
求原文，这哪个傻屌写的，且不说刚度这个概念和强度完全不是一会事儿，同样一个零件，不同的几何尺寸在各个 ...
孙聪在《飞机结构典型故障分析》一文里数次提到“刚度等带”“刚度等代原则”，可能是研制单位或者用户出于某种需求提出的吧……
原文对于“刚度等代”的概念表述如下
“所谓刚度等代，就是用21世纪比较先进的材料，以相同的强度，取代原 ...
你这是强度
“所谓刚度等代，就是用21世纪比较先进的材料，以相同的强度，取代原 ...
你这是强度
zgykk 发表于 2015-1-15 22:36
这个是那个进气道壁板吗？坦白说这个是不能作为全机使用了刚度等代原则的证据的，那个钛合金传动轴不重新 ...
你还想全机刚度等代？ 主承力结构部件还要用复合材料来替换？这是要了这飞机亲命了？
本来刚度等代说的就是复材非承力部件替换的事儿。没全机刚度等代是因为其他地方没用复材来替换。
这个是那个进气道壁板吗？坦白说这个是不能作为全机使用了刚度等代原则的证据的，那个钛合金传动轴不重新 ...
你还想全机刚度等代？ 主承力结构部件还要用复合材料来替换？这是要了这飞机亲命了？
本来刚度等代说的就是复材非承力部件替换的事儿。没全机刚度等代是因为其他地方没用复材来替换。
惨死街头 发表于 2015-1-15 18:48
原文对于“刚度等代”的概念表述如下
“所谓刚度等代，就是用21世纪比较先进的材料，以相同的强度，取代原 ...
问题是总重减轻之后，１８吨就能满足需求了
原文对于“刚度等代”的概念表述如下
“所谓刚度等代，就是用21世纪比较先进的材料，以相同的强度，取代原 ...
问题是总重减轻之后，１８吨就能满足需求了
你还想全机刚度等代？ 主承力结构部件还要用复合材料来替换？这是要了这飞机亲命了？
本来刚度等代说 ...
呵呵，别想当然，安楼上发的图，平尾也用辅材替换了铝蒙皮，这个替换可明显不是简单的国产化（简单的同样材料替换，没有的用其它材料等刚度替换），至少可以说明11B在机体材料上做了主动改进吧？
楼上苏联机器发的图有翼盒改进设计的描述（不是简单的材料替换），至少结构没吃透的谣言可以不攻自破了吧？
本来刚度等代说 ...
呵呵，别想当然，安楼上发的图，平尾也用辅材替换了铝蒙皮，这个替换可明显不是简单的国产化（简单的同样材料替换，没有的用其它材料等刚度替换），至少可以说明11B在机体材料上做了主动改进吧？
楼上苏联机器发的图有翼盒改进设计的描述（不是简单的材料替换），至少结构没吃透的谣言可以不攻自破了吧？
润物细无声1 发表于 2015-1-15 20:38
这是刚度吗？我可以很确定的说，就是你拿了大学文凭，也是混出来的（除非你是学文理的）
别问我，问原文去……
这是刚度吗？我可以很确定的说，就是你拿了大学文凭，也是混出来的（除非你是学文理的）
别问我，问原文去……
你是说这位神棍吗
有关翼盒和机翼改进设计的前后文能一并发上来嘛？
有关翼盒和机翼改进设计的前后文能一并发上来嘛？
zgykk 发表于 2015-1-15 23:00
呵呵，别想当然，安楼上发的图，平尾也用辅材替换了铝蒙皮，这个替换可明显不是简单的国产化（简单的同样 ...
呵呵，这不就是我说的复材替换刚度等代？ 为了刚度一致，还增加了厚度、使用了多种加固连接。
翼盒部分，不是明确说了对机翼总体刚度不产生影响以避免再做静力考核吗？ 不还是按照刚度等代原则来做吗？
如果已经吃透了结构，那就该知道多少刚度是足够了，为何还要所有地方都按照刚度等代来替换呢？为何不能有的地方减轻有的地方加强刚度设计呢？ 针对性的改进不是更能减轻结构重量或加强结构强度吗？ 为何还是用了刚度等代，并且导致比原来增厚或增重呢？比如平尾蒙皮增厚和进气道后调节板每个增重3kg。
呵呵，别想当然，安楼上发的图，平尾也用辅材替换了铝蒙皮，这个替换可明显不是简单的国产化（简单的同样 ...
呵呵，这不就是我说的复材替换刚度等代？ 为了刚度一致，还增加了厚度、使用了多种加固连接。
翼盒部分，不是明确说了对机翼总体刚度不产生影响以避免再做静力考核吗？ 不还是按照刚度等代原则来做吗？
如果已经吃透了结构，那就该知道多少刚度是足够了，为何还要所有地方都按照刚度等代来替换呢？为何不能有的地方减轻有的地方加强刚度设计呢？ 针对性的改进不是更能减轻结构重量或加强结构强度吗？ 为何还是用了刚度等代，并且导致比原来增厚或增重呢？比如平尾蒙皮增厚和进气道后调节板每个增重3kg。
蕶落 发表于 2015-1-15 22:58
问题是总重减轻之后，１８吨就能满足需求了
话说其他人都在扯刚度和强度的区别，就你说到减重上了
·
不过就算等代，减重效果也是很明显的吧。毕竟大家都知道，就算同样刚度的结构体，用钢、钛合金、碳纤维来造，自重也大不一样。
问题是总重减轻之后，１８吨就能满足需求了
话说其他人都在扯刚度和强度的区别，就你说到减重上了
·
不过就算等代，减重效果也是很明显的吧。毕竟大家都知道，就算同样刚度的结构体，用钢、钛合金、碳纤维来造，自重也大不一样。
neverdavis 发表于 2015-1-15 23:28
呵呵，这不就是我说的复材替换刚度等代？ 为了刚度一致，还增加了厚度、使用了多种加固连接。
翼盒 ...
手机上网找东西不方便，勉强在这个帖子的图里看了点比截豆腐块全一点的，结果很意外。至少和这个图里有选择的截取大相径庭。
首先明确一点，这个进气道改进完成于2000年以前甚至更早，最先用于太行的定型试飞，晚于11B的立项，11B是基本沿用这个进气道设计。我想这个时间点要求601完全掌握27的结构不太现实吧？
那个增重3KG，原书写的很清楚，更改进气道调节板的目的是为了适应太行进气量的增加，显然，太行控制进气流量又是一个断章取义。用金属材料设计需增重20公斤，改用复合材料只增重3公斤，两个应该是34KG的减重效果吧？
那个等刚度替换就更有意思了，原文意思很清楚，模型计算用的！用的是谁的设计的的等刚度，为什么要做模型计算，原文说的还算详细，附上图的链接，其他的等看完书在探讨吧。
http://lt.cjdby.net/thread-1470801-1-4.html
neverdavis 发表于 2015-1-15 23:28
呵呵，这不就是我说的复材替换刚度等代？ 为了刚度一致，还增加了厚度、使用了多种加固连接。
翼盒 ...
手机上网找东西不方便，勉强在这个帖子的图里看了点比截豆腐块全一点的，结果很意外。至少和这个图里有选择的截取大相径庭。
首先明确一点，这个进气道改进完成于2000年以前甚至更早，最先用于太行的定型试飞，晚于11B的立项，11B是基本沿用这个进气道设计。我想这个时间点要求601完全掌握27的结构不太现实吧？
那个增重3KG，原书写的很清楚，更改进气道调节板的目的是为了适应太行进气量的增加，显然，太行控制进气流量又是一个断章取义。用金属材料设计需增重20公斤，改用复合材料只增重3公斤，两个应该是34KG的减重效果吧？
那个等刚度替换就更有意思了，原文意思很清楚，模型计算用的！用的是谁的设计的的等刚度，为什么要做模型计算，原文说的还算详细，附上图的链接，其他的等看完书在探讨吧。
http://lt.cjdby.net/thread-1470801-1-4.html
不懂，坐等大神解读
楼主自己树的靶子吧，哪里有说“全飞机结构优化”？
沈飞在部分地方换了复合材料而已。
沈飞在部分地方换了复合材料而已。
neverdavis 发表于 2015-1-15 23:28
呵呵，这不就是我说的复材替换刚度等代？ 为了刚度一致，还增加了厚度、使用了多种加固连接。
翼盒 ...
有的地方减轻有的地方加强刚度设计呢？
老毛子当初设计的时候就已经这样做了，你还让沈飞怎么办？推倒重来？时间上也不允许啊。
呵呵，这不就是我说的复材替换刚度等代？ 为了刚度一致，还增加了厚度、使用了多种加固连接。
翼盒 ...
有的地方减轻有的地方加强刚度设计呢？
老毛子当初设计的时候就已经这样做了，你还让沈飞怎么办？推倒重来？时间上也不允许啊。
楼主自己树的靶子吧，哪里有说“全飞机结构优化”？
沈飞在部分地方换了复合材料而已。
不只是换复合材料那么简单，做不出载荷谱，搞不清楚强度应力疲劳强度等结构细节，没人有胆子用材料特性不同的复合材料替换金属结构，从孙聪的书里可以看出大概，都是要经过整体强度计算的。
http://pan.baidu.com/share/link?shareid=98570&uk=17042640。
沈飞在部分地方换了复合材料而已。
不只是换复合材料那么简单，做不出载荷谱，搞不清楚强度应力疲劳强度等结构细节，没人有胆子用材料特性不同的复合材料替换金属结构，从孙聪的书里可以看出大概，都是要经过整体强度计算的。
http://pan.baidu.com/share/link?shareid=98570&uk=17042640。
这还不简单，全意是飞机的刚度等待俄方技术人员解决。
苏35是重新做静力实验了，国产的诸多型号有做过吗
苏35是重新做静力实验了，国产的诸多型号有做过吗
在你眼里，肯定没有，继续high吧
在你眼里，肯定没有，继续high吧
根据我所掌握的一些零散的信息，刚度等代是以零件为基础的等价代换，就是根据该结构中零件的力学特性就行等价代换，以力学特性一直为最优先项。至于使用新材料是否需要进行力学上的优化则是其次。
以力学特性为最优先项的就是所谓的刚度等代，不考虑材料的性能，只考虑零件的性能。这对于急需更新换代的空军兔来说，是最合适的路线。（如果为了配合新材料的力学特性，对零件进行重新设计，就需要将试飞科目从头进行一边，约等于重新设计一架飞机了。万一在试飞的时候，出点事，延误了战机的交付，这对急需代替机型的空军来说是无法忍受的。）歼十五有T-10K-3为模板，歼十六有苏-30MK为模板。
那么，问题来了。27因为苏联末期工业基础较为薄弱的因素导致的一些先天不足，也遗传到了歼十一上面。再加上太行的问题，导致歼十一大面积趴窝。这才加深了军迷对沈飞能力的质疑。（不过，作为中国航空工业的老大哥，这个黑锅不背也得背上啊）
从网上查到的信息~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~
1990年12月28日，中苏在北京签订引进首批苏-27SK/苏-27UBK战斗机的协议。
1992年6月27日，首批12架苏-27战斗机交付中国空军。
1996年12月，中俄签订引进苏-27生产线的协议。
1998年12月16日，沈飞自行组装的歼-11成功首飞。
2000年交付空军部队使用。
2003年12月6日，歼-11新型号由毕红军驾驶完成试飞，标志着该型号的研制工作进入了全新阶段。新歼-11改型采用了大量新技术新材料，航电系统与苏-27相比有了较大提高，雷达火控武器均采用了更为优秀的国产产品。至此国产歼-11基本上可以说是大功告成，只欠国产涡扇发动机即可基本实现全面国产化。
从组装，到除发动机全国产只有5年的时间，如果以新材料的性能为基础，进行全面的更新设计,5年的时间是很不靠谱的。
另外，根据从网上找到的信息，空军兔现在服役的歼十一系列7个团以上，数量应该在150——200之间。从98年组装到现在，平均年产在10架以上。（如果算上2000年以前的经济，技术等因素，沈飞歼十一系列的产能可以稳定在12-20架之间。这还不算歼十六，歼十五等机型占用生产线的问题）。
就这样，空军还有近800架二代机没有替换（如果算上成飞、西飞的歼十，飞豹的产能，也有300架左右的空缺）可以说沈飞在未来的一段时间内，产能也将长时间处于满负荷状态。这样的状态谁敢对机体进行大规模改进~~~~~~
以力学特性为最优先项的就是所谓的刚度等代，不考虑材料的性能，只考虑零件的性能。这对于急需更新换代的空军兔来说，是最合适的路线。（如果为了配合新材料的力学特性，对零件进行重新设计，就需要将试飞科目从头进行一边，约等于重新设计一架飞机了。万一在试飞的时候，出点事，延误了战机的交付，这对急需代替机型的空军来说是无法忍受的。）歼十五有T-10K-3为模板，歼十六有苏-30MK为模板。
那么，问题来了。27因为苏联末期工业基础较为薄弱的因素导致的一些先天不足，也遗传到了歼十一上面。再加上太行的问题，导致歼十一大面积趴窝。这才加深了军迷对沈飞能力的质疑。（不过，作为中国航空工业的老大哥，这个黑锅不背也得背上啊）
从网上查到的信息~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~
1990年12月28日，中苏在北京签订引进首批苏-27SK/苏-27UBK战斗机的协议。
1992年6月27日，首批12架苏-27战斗机交付中国空军。
1996年12月，中俄签订引进苏-27生产线的协议。
1998年12月16日，沈飞自行组装的歼-11成功首飞。
2000年交付空军部队使用。
2003年12月6日，歼-11新型号由毕红军驾驶完成试飞，标志着该型号的研制工作进入了全新阶段。新歼-11改型采用了大量新技术新材料，航电系统与苏-27相比有了较大提高，雷达火控武器均采用了更为优秀的国产产品。至此国产歼-11基本上可以说是大功告成，只欠国产涡扇发动机即可基本实现全面国产化。
从组装，到除发动机全国产只有5年的时间，如果以新材料的性能为基础，进行全面的更新设计,5年的时间是很不靠谱的。
另外，根据从网上找到的信息，空军兔现在服役的歼十一系列7个团以上，数量应该在150——200之间。从98年组装到现在，平均年产在10架以上。（如果算上2000年以前的经济，技术等因素，沈飞歼十一系列的产能可以稳定在12-20架之间。这还不算歼十六，歼十五等机型占用生产线的问题）。
就这样，空军还有近800架二代机没有替换（如果算上成飞、西飞的歼十，飞豹的产能，也有300架左右的空缺）可以说沈飞在未来的一段时间内，产能也将长时间处于满负荷状态。这样的状态谁敢对机体进行大规模改进~~~~~~