飛機構(gòu)造基礎(chǔ)第1章飛機結(jié)構(gòu)

1、飛機構(gòu)造學飛機構(gòu)造學主講教師:ZHANG第第1章章 飛機結(jié)構(gòu)飛機結(jié)構(gòu) 1.1 概述 什么是固定翼飛機？ 所謂固定翼飛機是指飛機的機翼位置、后掠角等參數(shù)固定不變的飛機；相對現(xiàn)代一些超音速飛機，在以低速飛行時，為了得到較大的升力，機翼伸展較大（后掠角較?。?，在飛行中隨飛機速度增大，后掠角可以改變加大，這就不再是固定翼飛機了，典型的是直升機，和旋翼機，沒有固定的機翼；艦載飛機為了減少停放時占地面積，將機翼折疊；但飛行中機翼不能出現(xiàn)折疊動作的，或改變角度的，仍屬于固定翼飛機。目前民航客機都屬于固定翼飛機 固定翼飛機的歷史 固定翼飛機是人類在20世紀所取得的最重大的科學技術(shù)成就之一，有人將它與電視和電腦

2、并列為20世紀對人類影響最大的三大發(fā)明。關(guān)于世界上最早的固定翼機到底是由誰發(fā)明各國尚存在爭議，但較為普遍的觀點是由美國人萊特兄弟發(fā)明。他們在1903年12月17日進行的飛行作為“第一次重于空氣的航空器進行的受控的持續(xù)動力飛行”被國際航空聯(lián)合會（FAI）所認可 固定翼飛機固定翼飛機或定翼機定翼機常簡稱為飛機，是指由動力裝置產(chǎn)生前進的推力或拉力，由機身的固定機翼產(chǎn)生升力，在大氣層內(nèi)飛行的重于空氣的航空器。當今世界的飛機，主是固定翼飛機。 另有一種 變后掠翼飛機，即機翼后掠角在飛行中可以改變的飛機，也屬于固定翼飛機。米格-23戰(zhàn)斗機、圖-160戰(zhàn)略轟炸機，以及歐洲的“狂風”和美國的F-14戰(zhàn)斗機、B

3、-1戰(zhàn)略轟炸機都是變后掠翼飛機。 后掠翼使作戰(zhàn)飛機的最大速度提高很快，但低速時氣動效率低，升力較小。事實上，人們既希望飛機有很高的速度，又希望起降速度低，減少起降距離。解決這一問題的辦法之一是使機翼的面積和形狀可變，這就是可變后掠翼。可變后掠翼的一部分或全部可前后偏轉(zhuǎn)，在向前偏轉(zhuǎn)時，后掠角減小，展弦比增大，因而升力增加；向后偏轉(zhuǎn)并收起時，后掠角增大，升力和阻力都減小。這樣飛機通過改變機翼后掠角，使機翼面積和展弦比發(fā)生變化，適應(yīng)了起飛和著陸階段以及高速飛行階段對升阻比的不同要求。變后掠翼飛機在起飛和著陸時，機翼是展開的，而在高空巡航飛機時，機翼是收攏的。 1951年6月20日，美國貝爾公司研制的

4、世界第一架可變后掠翼試驗機X-5進行了首次飛行。試飛表明，采用可變后掠翼可增加航程35%，起飛著陸速度可降低20%，起降性能大為改善。20世紀60年代美國通用動力公司借鑒了可變后掠翼試驗機的技術(shù)成果，研制出世界上第一種實用可變后掠翼戰(zhàn)斗/攻擊機F-111，于1964年12月21日首次試飛。由于可變后掠翼兼有良好的低速和高速性能，所以許多戰(zhàn)斗機、轟炸機都采用了可變后掠翼。固定翼飛機的機體組成機身、機翼、安定面、飛行操縱面和起落架其中安定面和飛行操縱面在這里主要指的是尾翼 尾翼是用來平衡、穩(wěn)定和操縱飛機飛行姿態(tài)的部件，通常包括垂直尾翼（垂尾）和水平尾翼（平尾）兩部分。垂直尾翼由固定的垂直安定面和安

5、裝在其后部的方向舵組成，水平尾翼由固定的水平安定面和安裝在其后部的升降舵組成，一些型號的飛機升降舵由全動式水平尾翼代替。方向舵用于控制飛機的航向運動，升降舵用于控制飛機的俯仰運動。 機身機身：裝載。 機翼機翼：產(chǎn)生升力。 尾翼尾翼：使飛機具有操縱性與穩(wěn)定性。 起落架起落架：起飛、著陸、滑跑用。1.2 飛機載荷 1.2 飛機載荷載荷：飛機在起飛、飛行、著陸及地面停放等過程中， 作用在飛機上的各種力外載荷：空氣動力、慣性力以及飛機在著陸、 地面滑行和停機時地面的反作用力一、平直飛行情況一、平直飛行情況此時此時 Y = G , P = X 這種情況的外載荷特點是：這種情況的外載荷特點是： 作用在飛機

6、上的升力等于作用在飛機上的升力等于飛機的重量，即飛機的重量，即 ( Y / G = 1 )。二、俯沖拉起情況二、俯沖拉起情況這是一種常用的在垂直平面內(nèi)作曲線機動飛行的情況。這是一種常用的在垂直平面內(nèi)作曲線機動飛行的情況。作用在飛機上的外載荷作用在飛機上的外載荷有：有：Y、P、X、G 以及質(zhì)以及質(zhì)量慣性力量慣性力Ny。設(shè)飛機的速度為設(shè)飛機的速度為V，航線航線的曲率半徑為的曲率半徑為r，則法向則法向（y向）加速度為向）加速度為rVay2 離心慣性力為離心慣性力為rVmmaNyy2 圖圖3-3 3-3 俯沖攻擊后拉起時的受載情況俯沖攻擊后拉起時的受載情況飛機的動平衡方程為飛機的動平衡方程為rVmGY

7、2 cos由此可見，曲線飛行由此可見，曲線飛行時，時，Y是是G的的ny倍。倍。GnYgrVGYnyy cos2用用ny表示表示Y/G，則則該升力與重力之比值稱為過載系數(shù)，簡稱該升力與重力之比值稱為過載系數(shù)，簡稱。當飛機在弧形航線的最低點，即當飛機在弧形航線的最低點，即 = 0 ( cos = 1 ) 時，其過載系時，其過載系數(shù)達到最大值數(shù)達到最大值grVGYny2max1圖3-3 俯沖攻擊后拉起時的受載情況俯沖拉起情況俯沖拉起情況俯沖拉起情況三、進入俯沖情況三、進入俯沖情況rVmGY2 - cos飛機在此情況下飛機在此情況下視視 V 與與 r 的不同情況，的不同情況，ny可以為正，可以為正，也

8、可以為負，還可以為零。也可以為負，還可以為零。grVGYny2cos- 四、垂直俯沖情況四、垂直俯沖情況圖3-4 進入俯沖情況飛機在此情況下飛機在此情況下Y = 0 ，ny = 0在在x方向可能存在過載方向可能存在過載nx = (T-X)/G = (Nx G)/G五、等速水平盤旋情況五、等速水平盤旋情況這是飛機機動性能的主要項目之一，此這是飛機機動性能的主要項目之一，此時的受載特點為時的受載特點為盤旋傾斜角盤旋傾斜角 越大，越大， ny 越大。當大坡越大。當大坡度盤旋度盤旋 =7580 時，時， ny = 46。GY cos cos1GYny 盤旋時水平方向的過載為盤旋時水平方向的過載為 si

9、nsinyhnGYn 當當 =7580 時，時， nh = 3.75.7。六、垂直突風（陣風）情況六、垂直突風（陣風）情況垂直突風是各種突風中的最嚴重情況。垂直突風是各種突風中的最嚴重情況。SqCKYy 當飛機處于直線水平無側(cè)滑飛行時，遭遇到一個確定形狀和強度當飛機處于直線水平無側(cè)滑飛行時，遭遇到一個確定形狀和強度的孤立垂直陣風的孤立垂直陣風 u u，由于飛行速度由于飛行速度V V0 0 遠大于陣風速度，可以認為飛機仍遠大于陣風速度，可以認為飛機仍以速度以速度V V 0 0相對空氣運動，只增加機翼迎角相對空氣運動，只增加機翼迎角。升力增量。升力增量 Y Y 為為SuVKCVSVuKCYHyHy

10、2210200 又因又因2/,/,200Vq=VuCCHyy 垂直突風情況垂直突風情況則飛機平飛時遇突風過載則飛機平飛時遇突風過載ny 為為式中式中 C Cy y升力系數(shù)增量；升力系數(shù)增量； 迎角增量；迎角增量； Y Y0 0 飛機原平飛升力；飛機原平飛升力； u 垂直突風速度；垂直突風速度； Cy 升力線斜率；升力線斜率； H 飛行高度飛行高度H上的空氣密度；上的空氣密度； p = G/S 翼載荷；翼載荷； K 垂直突風衰減系數(shù)。當垂直突風來得愈突然（擾動氣流垂直突風衰減系數(shù)。當垂直突風來得愈突然（擾動氣流影響區(qū)影響區(qū)L愈小），愈小），V0愈大，愈大，K值就愈接近于值就愈接近于 1。在暴風雨

11、中飛行時，在暴風雨中飛行時，u可達可達40m/s，將產(chǎn)生較大的過載。將產(chǎn)生較大的過載。除此之外，周期性突風還將引起振動而產(chǎn)生疲勞，同時產(chǎn)除此之外，周期性突風還將引起振動而產(chǎn)生疲勞，同時產(chǎn)生附加的振動過載。生附加的振動過載。puVKCGYYnHyy2100 七、考慮飛機轉(zhuǎn)動時的過載七、考慮飛機轉(zhuǎn)動時的過載在距重心在距重心 xi 處處 i 點的線加速度為點的線加速度為izxa 在在 i 點點 y 方向總加速度方向總加速度 ai 為為 iznnixaaaa 飛機在空中飛行時，通常既有平移運動，又有旋轉(zhuǎn)運動。若飛飛機在空中飛行時，通常既有平移運動，又有旋轉(zhuǎn)運動。若飛機在對稱面內(nèi)作曲線運動，平尾上會產(chǎn)生

12、使飛機作機動的載荷機在對稱面內(nèi)作曲線運動，平尾上會產(chǎn)生使飛機作機動的載荷Y Ytmtm，使飛機產(chǎn)生繞使飛機產(chǎn)生繞z z軸的角速度軸的角速度 z z 。 ni 隨飛機各處隨飛機各處 xi 的不同而不同，的不同而不同， xi 有正有負，附加力矩有一有正有負，附加力矩有一定方向性，因而旋轉(zhuǎn)慣性力及其附加的旋轉(zhuǎn)過載也有正有負。定方向性，因而旋轉(zhuǎn)慣性力及其附加的旋轉(zhuǎn)過載也有正有負。由上式可以方便地計算某一處局部的過載或外載。由上式可以方便地計算某一處局部的過載或外載。如果如果 i 點處物體的重力為點處物體的重力為Gi ，則質(zhì)量力為則質(zhì)量力為 Gi cos +mi ai （見圖（見圖3-8b）。）。 i

13、點處的過載系數(shù)點處的過載系數(shù) ni 為為izyizniiiiixgngxgaGamGn coscos飛機轉(zhuǎn)動時的過載飛機轉(zhuǎn)動時的過載飛機轉(zhuǎn)動時的過載著陸時，作用在飛機上的外載荷著陸時，作用在飛機上的外載荷有哪些？有哪些？著陸時，作用在飛機上的外載荷著陸時，作用在飛機上的外載荷包括重力，升力，及地面的反包括重力，升力，及地面的反作用力。作用力。 飛機的過載 1.2.1 飛機重心的過載一、過載的基本概念 在曲線飛行中，作用于飛機上的升力經(jīng)常不等于飛機的重量。為了衡量飛機在某一飛行狀態(tài)下受外載荷的嚴重程度，引出過載(或稱載荷因數(shù))這一概念。 過載系數(shù)過載系數(shù)除重力外，作用在飛機上的某方向上所有外力之

14、合力與當時飛機重量之比值，叫載荷系數(shù)。由上面定義可以看出，載荷系數(shù)是一個矢量，用符號n表示它在機體坐標軸系三個主軸方向的分量如圖 過載的定義過載的定義 作用在飛機某方向的除重力之外的外載荷與飛機重量的比值，稱為該方向的飛機重心過載，用n表示。 飛機在Y軸方向的過載，等于飛機升力（Y）與飛機重量的比值，即GYny過載系數(shù)的物理意義過載系數(shù)的物理意義G 用來計算實際載荷的大小。如果我們知道了飛機的過載系數(shù)，用來計算實際載荷的大小。如果我們知道了飛機的過載系數(shù)，就能很方便地求得飛機實際載荷的大小和方向，這便于設(shè)計飛就能很方便地求得飛機實際載荷的大小和方向，這便于設(shè)計飛機的結(jié)構(gòu)，檢驗其強度、剛度。機的

15、結(jié)構(gòu)，檢驗其強度、剛度。G 過載系數(shù)與飛機機動性等飛行狀態(tài)密切相關(guān)，因此它是飛機設(shè)過載系數(shù)與飛機機動性等飛行狀態(tài)密切相關(guān)，因此它是飛機設(shè)計的一個重要參數(shù)。計的一個重要參數(shù)。設(shè)計時如能正確選取過載系數(shù)的極限，則既能使飛設(shè)計時如能正確選取過載系數(shù)的極限，則既能使飛機滿足機動性要求，又能使飛機滿足結(jié)構(gòu)的重量要求。機滿足機動性要求，又能使飛機滿足結(jié)構(gòu)的重量要求。 過載系數(shù)表示了飛機實際的外力與飛機重力的過載系數(shù)表示了飛機實際的外力與飛機重力的關(guān)系。它是用倍數(shù)的概念來表示的，是一個相對值。關(guān)系。它是用倍數(shù)的概念來表示的，是一個相對值。ynGY 一般情況下，一般情況下，x 和和 z 方向的過載系數(shù)均較小，

16、常略去不計，主方向的過載系數(shù)均較小，常略去不計，主要考慮要考慮 y 方向的過載。方向的過載。 另一方面，過載系數(shù)又表示飛機實際的質(zhì)量力的另一方面，過載系數(shù)又表示飛機實際的質(zhì)量力的情況。情況。以俯沖拉起機動飛行為例，實際以俯沖拉起機動飛行為例，實際y向質(zhì)量力向質(zhì)量力 (Gcos + Ny) 是是G的多少倍，這個倍數(shù)就是的多少倍，這個倍數(shù)就是ny，即即yynGNG cos3. 3. 過載系數(shù)的實際應(yīng)用過載系數(shù)的實際應(yīng)用 飛機在X軸方向的過載等于發(fā)動機推力P與飛機阻力X之差與飛機重量的比值，即GXPnx)( 飛機在Z軸方向的過載等于飛機側(cè)向力（Z）與 飛機重量的比值，即GZnz飛機在飛行中，Y軸方向

17、的過載 往往較大，它是飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中的主要指標之一，飛機的結(jié)構(gòu)強度主要取決于Y方向的過載。而其它兩個方向的過載（ ）較小，它們對飛機結(jié)構(gòu)強度的影響也較小。ynxnznn什么是飛機的重心過載？什么是飛機升力方什么是飛機的重心過載？什么是飛機升力方向的過載？向的過載？n作用在飛機某方向的除重力之外的外載作用在飛機某方向的除重力之外的外載荷與飛機重量的比值，稱為該方向的飛荷與飛機重量的比值，稱為該方向的飛機重心過載。飛機在升力方向的過載等機重心過載。飛機在升力方向的過載等于飛機升力與飛機重量的比值于飛機升力與飛機重量的比值.三、過載的大小 在不同的飛行狀態(tài)下，飛機重心過載的大小往往不一樣。過載可能大

18、于1、小于1、等于1、等于零甚至是負值，這決定于曲線飛行時升力的大小和方向。 飛機平飛時，升力等于飛機的重量， 等于1； 曲線飛行時，升力經(jīng)常不等于1。 飛行員柔和推桿使飛機由平飛進入下滑的過程中，升力比飛機重量稍小一些， 就小于1； 當飛機平飛時遇到強大的垂直向下的突風或在垂直平面內(nèi)做機動飛行時，駕駛員推桿過猛，升力就會變成負值， 也就變?yōu)樨撝担?當飛機以無升力迎角垂直俯沖時，載荷因數(shù)就等于零。ynynyn 的正、負號與升力的正、負號一致，而升力的正、負號取決于升力與飛機Y軸（立軸）的關(guān)系。如果升力的方向與Y軸相同，則取正號；反之則取負號。yn四、著陸時的載荷系數(shù) 這里的過載定義與空中飛行情

19、況不同。這里的過載定義與空中飛行情況不同。 當空中勻速飛行時當空中勻速飛行時, , n ny y=1 =1 表示表示 Y/G=1 Y/G=1 地面滑行或停止態(tài)時地面滑行或停止態(tài)時, ,再以升力來定義已毫無意義再以升力來定義已毫無意義, , 應(yīng)以用地面的支撐載荷與重量之比來定義應(yīng)以用地面的支撐載荷與重量之比來定義, , 即即 n ny y=1=1=P Plglg/G/G注意注意: : i. i.這兩種情況下的這兩種情況下的n ny y=1,=1,但飛機結(jié)構(gòu)的承載方式卻完全不同但飛機結(jié)構(gòu)的承載方式卻完全不同, , 勻速平飛是一種分布載荷作用勻速平飛是一種分布載荷作用, ,而著陸主要是以集中力形而著

20、陸主要是以集中力形 式作用于起落架上式作用于起落架上, ,通過起落架作用于機身。通過起落架作用于機身。 ii.ii.工程上工程上, ,常稱平飛時常稱平飛時 n ny y=1 =1 為平飛為平飛1g (g1g (g以重力為單位以重力為單位) )； 停機時停機時 n ny y=1 =1 為停機的為停機的1g1g四、著陸時的載荷系數(shù) 著陸時載荷分析著陸時載荷分析: : 從著陸前到完全著陸瞬間從著陸前到完全著陸瞬間, ,飛機飛機y y向速度從向速度從- -V Vy y減至零減至零, , 故此時故此時的減速度為的減速度為: : 所以，減速度所以，減速度a a指向機體坐標系指向機體坐標系y y的正向，故此

21、時的慣性力的正向，故此時的慣性力( (作用于地面作用于地面) )的方向是向下的。的方向是向下的。 由動平衡分析由動平衡分析: :tvtvayy)(0lyYNGPlg四、著陸時的載荷系數(shù) 由著陸時的載荷由著陸時的載荷( (地面給予的外載荷地面給予的外載荷) )與重量之比的過載與重量之比的過載定義定義, ,即設(shè)即設(shè): : 這個過載不允許過大這個過載不允許過大, ,一般一般n ny y=3-4 (=3-4 (因為與飛行時對結(jié)因為與飛行時對結(jié)構(gòu)與人的作用不同構(gòu)與人的作用不同) )著陸或滑時的情況多樣著陸或滑時的情況多樣, ,還可能發(fā)生還可能發(fā)生n nx x, ,或或n nz z. .GYNGPPnly

22、oylglg 影響選擇最大載荷系數(shù)的因素:I. 載荷系數(shù)實際反映了飛機的機動性能,因此越大越好,但對運輸機或客機則沒有太大必要。. 載荷系數(shù)又反映了對結(jié)構(gòu)的載荷作用, 載荷系數(shù)越大,表明飛機結(jié)構(gòu)的承載越大,要有足夠的剛、強度，則結(jié)構(gòu)重量大。 .載荷系數(shù)的載荷作用，不僅對結(jié)構(gòu)有作用，而且對機載設(shè)備及乘員有載荷作用。載荷系數(shù)越大，對他們的作用越強，要視他們的承受能力而定。.飛行時的載荷系數(shù)（除突風干擾外），一般來自于發(fā)動機的推力，載荷系數(shù)大，結(jié)構(gòu)要重，發(fā)動機的加力性能要好，即剩余推力要大。.載荷系數(shù)的選擇影響因素眾多，要依據(jù)技術(shù)性能要求綜合確定,并不是越大越好。 人對過載的反映：人對過載的反映：

23、說明人在短時間承受較大過說明人在短時間承受較大過載尚可，特別是正過載。較長載尚可，特別是正過載。較長時間承受過載能力很差，特別時間承受過載能力很差，特別是負過載。是負過載。 戰(zhàn)斗機的過載一般為戰(zhàn)斗機的過載一般為-3-3+8+8民機則無必要。民機則無必要。 提高人抗過載的能力：提高人抗過載的能力： 抗過載服。抗過載服。 規(guī)范中的過載系數(shù)可供選擇規(guī)范中的過載系數(shù)可供選擇（飛行包線上給定）。（飛行包線上給定）。 四、過載的意義過載表示飛機的外載荷（除重力外）與飛機 重力的關(guān)系。這種關(guān)系用倍數(shù)來表示，是一個相對值。1.2.2 飛機各部位的局部過載 在研究飛機各部件的載荷時，只知道飛機的過載是不夠的，還

24、必須知道部件的過載。部件過載是該部件在某一飛行狀態(tài)中的質(zhì)量力與其本身重量的比值。當飛機沒有對重心的角加速度時，部件的過載等于飛機的過載；當飛機有對重心的角加速度時，飛機重心以外各部件的過載，等于飛機的過載加上或減去一個附加過載。 前面在研究飛機過載時，是把整架飛機當作一個質(zhì)點來看待的，因此，計算得到的過載是指飛機重心處的過載。當飛機繞重心有角加速度 (抬頭為正)時，飛機各部位的過載值就會發(fā)生改變。 zz 當飛機繞重心有一個抬頭的角加速度 時，在機身上某一點 處，就會產(chǎn)生一個線加速度：zi 這個附加的線加速度 將產(chǎn)生一個附加的過載 ，即式中 g-重力加速度。 因此，在 i點處的局部過載 為yia

25、ingxganizyiiingxnnnnizii飛機各部位的局部過載沿飛機各部位的局部過載沿飛機長度是按直線規(guī)律變飛機長度是按直線規(guī)律變化的。部件距離飛機的重化的。部件距離飛機的重心越遠，或飛機繞重心轉(zhuǎn)心越遠，或飛機繞重心轉(zhuǎn)動的角加速度越大，該部動的角加速度越大，該部件的附加過載也越大。只件的附加過載也越大。只有當飛機繞重心的角加速有當飛機繞重心的角加速度為零時，飛機上沿縱向度為零時，飛機上沿縱向各點處的過載才相等，都各點處的過載才相等，都等于飛機重心處的過載。等于飛機重心處的過載。1.2.3 飛機著陸時的過載 飛機著陸接地時的速度可分解為水平分速和垂直分速。由于水平分速是在著陸滑跑過程中逐漸

26、消失的，因此飛機沿水平方向的受力不大；垂直分速是在飛機與地面相對撞擊后很短的時間內(nèi)消失的，故飛機沿垂直方向的撞擊力較大。飛機著陸接地時承受的載荷，主要就是作用于起落架的垂直撞擊力。飛機接地時垂直方向的過載，為作用于起落架上的垂直撞擊力與飛機重量的比值。 飛機著陸時，由于飛機的垂直下降速度在很短的飛機著陸時，由于飛機的垂直下降速度在很短的時間內(nèi)降為零，出現(xiàn)很大的負加速度，這將引起時間內(nèi)降為零，出現(xiàn)很大的負加速度，這將引起著陸過載著陸過載。 飛機著陸過載：起落架的實際著陸外載荷與 飛機停放在地面時起落架的 停機載荷之比，即：GYNGppnlYylg, 0lg 如果飛機沒有繞重心的角加速度，則部件的

27、過載就等于飛機重心的過載；否則，還要加上由角加速度引起的附加過載。 例如：前三點式起落架飛機以兩個主輪接地時，作用于起落架的載荷對飛機重心的力矩，要使飛機產(chǎn)生機頭下俯的角加速度。這時，飛機重心后面的部件，其過載等于飛機重心過載加上一個附加過載；而飛機重心前面的部件，則應(yīng)減去一個附加過載。 1.3 飛機最大使用過載和最大允許速壓飛機最大使用過載和最大允許速壓 1.3.1 飛機的最大使用過載GnYy 過載ny越大，說明作用在飛機上的升力Y也越大。所以，飛機在飛行中的過載值ny就表示了飛機受力的大小。通常把飛機在飛行中出現(xiàn)的過載值ny稱為使用過載，用ny,ser表示。設(shè)計飛機時所規(guī)定的最大使用過載值

28、，稱為最大使用過載，用ny,ser,max表示。 各種飛機的最大使用過載，主要是由飛機的機動飛行能力，飛行員生理上的限制，以及在飛行中因氣流不穩(wěn)定而可能受到的外載荷等因素確定的。 對于不能做特技飛行的飛機，例如大型運輸機，其最大使用過載通常是由飛機在不穩(wěn)定氣流中飛行時可能產(chǎn)生的過載來確定的。大型運輸機的最大使用正過載大約為34，最大使用負過載為1.52.5。 一架飛機的最大使用過載規(guī)定得越大，飛機結(jié)構(gòu)承受外載荷的能力就越強。機翼結(jié)構(gòu)機翼結(jié)構(gòu)產(chǎn)生升力。當它具有 上反角時，可為飛機提 供一定的橫側(cè)穩(wěn)定性。 1.4.1 機翼的功用有橫向操縱用的副翼、 擾流片等。為了改善機翼的空氣動力效用 在機翼的前

29、、后緣越來越多地裝有各種形式的襟翼、縫翼等增升裝置，以提高飛機的起降或機動性能。 機翼上常安裝有起落架、發(fā)動機等其它部件。機翼的內(nèi)部空間常用來收藏主起落架和貯存燃油 .v機翼相對機身的垂直位置 三種形式：上單翼、中單翼、下單翼翼型選擇翼型選擇下單翼中單翼上單翼從機翼與機身的干擾阻力來看，以中單翼為最小，上單翼次之，下單翼最大。從機身內(nèi)部容積的利用來看，以上單翼為最優(yōu)躍。因為上單翼飛機機翼通過機身的部分骨架，位于機身上部，不影響機身內(nèi)部容積的利用；中單翼的翼梁要橫穿機身中部，對機身內(nèi)容積的利用有一定影響；下單翼飛機機身內(nèi)的可用容積較大，但固定在機身下部的翼梁，會限制安裝在機翼下部部件的尺寸。吊裝

30、在下單翼飛機下部的發(fā)動機可使發(fā)動機的維護方便。從起落架的配置來看，如果將起落架裝在機翼上，上單翼飛機的起落架較長，這樣不僅重量大，而且不易收放。在這方面，下單翼機比較有利。此外，上單翼飛機由于機翼位置較高，檢修、拆裝機翼上的發(fā)動機或其它附件，以及向機翼內(nèi)的油箱加添燃油都不方便，這會給維護工作帶來困難。 選擇上下位置時，必須認真分析不同布局的特點，結(jié)合飛機的設(shè)計要求才能確定。一般來說，輕型飛機采用下單翼，軍用戰(zhàn)斗機采用中單翼，軍用運輸機采用上單翼，旅客機采用下單翼 機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力是機翼結(jié)構(gòu)重量和它在飛機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力是機翼結(jié)構(gòu)重量和它在飛行中產(chǎn)生的慣性力的總稱，即機翼結(jié)構(gòu)重行中產(chǎn)生的慣性力的總稱，

31、即機翼結(jié)構(gòu)重量和變速運動慣性力。量和變速運動慣性力。 機翼在外部載荷作用下，象一根固定在機機翼在外部載荷作用下，象一根固定在機身上的懸臂梁一樣，要產(chǎn)生彎曲和扭轉(zhuǎn)變身上的懸臂梁一樣，要產(chǎn)生彎曲和扭轉(zhuǎn)變形，因此，在這些外載荷作用下，機翼各形，因此，在這些外載荷作用下，機翼各截面要承受剪力、彎矩和扭矩。截面要承受剪力、彎矩和扭矩。機翼上的外載荷與受力圖 機翼主要受兩種類型的外載荷：機翼主要受兩種類型的外載荷： 一種是以空氣動力載荷為主，包括機翼一種是以空氣動力載荷為主，包括機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力的分布載荷；結(jié)構(gòu)質(zhì)量力的分布載荷； 另一種是由各連接點傳來的集中載荷。另一種是由各連接點傳來的集中載荷。這些外載荷

32、在機身與機翼的連接處，由這些外載荷在機身與機翼的連接處，由機身提供的支反力取得平衡。機身提供的支反力取得平衡。如果機翼上只有空氣動力和機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力，則越靠近機翼根部，橫載面上的剪力、彎矩和扭矩越大。當機翼上同時作用有部件集中質(zhì)量力時，上述力圖會在集中質(zhì)量力作用處產(chǎn)生突變或轉(zhuǎn)折。剪力圖彎矩圖扭矩圖P部件空氣動力分布載荷機翼重力分布載荷一、平直機翼各截面的一、平直機翼各截面的剪力、彎矩和扭矩圖剪力、彎矩和扭矩圖剛心軸的定義剛心軸的定義? ?機翼的每個橫截面上，都有一個機翼的每個橫截面上，都有一個特殊的點，當外力通過這一點時，特殊的點，當外力通過這一點時，不會使橫截面轉(zhuǎn)動，這個特殊的不會使橫截面轉(zhuǎn)

33、動，這個特殊的點稱為該橫截面的剛心。機翼各點稱為該橫截面的剛心。機翼各橫截面剛心的連線稱為機翼的剛橫截面剛心的連線稱為機翼的剛心軸。心軸。剪力圖彎矩圖扭矩圖二、后掠機翼各截面的剪二、后掠機翼各截面的剪力、彎矩和扭矩圖力、彎矩和扭矩圖機翼結(jié)構(gòu)的典型元件蒙皮桁條翼肋翼梁緣條翼梁腹板縱向元件有翼梁、長桁、墻(腹板)橫向元件有翼肋(普通翼肋和加強翼肋)以及包在縱、橫元件組成的骨架外面的蒙皮 當蒙皮較厚時，它常與長桁一起當蒙皮較厚時，它常與長桁一起組成壁板，承受機翼彎矩引起的軸力。組成壁板，承受機翼彎矩引起的軸力。 蒙皮還參與機翼的總體受力蒙皮還參與機翼的總體受力它和翼梁或翼墻的腹板組合在一起，它和翼梁

34、或翼墻的腹板組合在一起，形成封閉的盒式薄壁梁承受機翼的扭矩形成封閉的盒式薄壁梁承受機翼的扭矩 一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流線型的機翼外表面。一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流線型的機翼外表面。 蒙皮受到垂直于其表面的局部氣動載荷；蒙皮受到垂直于其表面的局部氣動載荷；l蒙皮分為：布質(zhì)蒙皮、金屬鉚接蒙皮、整體蒙皮（壁板式蒙皮）、夾芯蒙皮等l布質(zhì)蒙皮:只受空氣動力2021-6-18蒙皮蒙皮: :承受局部空承受局部空氣動力，形成和氣動力，形成和維持機翼外形，維持機翼外形，并承受扭矩，有并承受扭矩，有些機翼蒙皮還承些機翼蒙皮還承受彎矩。受彎矩。（a）金屬蒙皮（b）整體壁板（蒙皮）二、長桁長桁(也稱桁條

35、也稱桁條)?長桁的主要功用是：長桁的主要功用是： 支持蒙皮，防止在空氣動力作支持蒙皮，防止在空氣動力作用下產(chǎn)生過大的局部變形，并用下產(chǎn)生過大的局部變形，并與蒙皮一起把空氣動力傳到翼與蒙皮一起把空氣動力傳到翼肋上去；肋上去； 提高蒙皮的抗剪和抗壓穩(wěn)定性，提高蒙皮的抗剪和抗壓穩(wěn)定性，使蒙皮能更好地參與承受機翼使蒙皮能更好地參與承受機翼的扭矩和彎矩；的扭矩和彎矩； 長桁還能承受由彎矩引起的部長桁還能承受由彎矩引起的部分軸力。分軸力。蒙 皮傳來的力桁 條翼 肋傳來的力翼 肋蒙 皮傳來的力桁 條翼 肋桁 條翼 肋蒙 皮蒙 皮傳來的力各種長桁（a）（d）擠壓成型 （b）（c）板彎成型2021-6-18長桁

36、長桁: : 第一是支持蒙皮，防止蒙第一是支持蒙皮，防止蒙皮因受局部空氣動力而產(chǎn)皮因受局部空氣動力而產(chǎn)生變形過大；生變形過大；第二是把蒙皮傳來的氣動第二是把蒙皮傳來的氣動力傳給翼肋：力傳給翼肋：第三是同蒙皮一起承受由第三是同蒙皮一起承受由彎矩而產(chǎn)生的拉、壓力。彎矩而產(chǎn)生的拉、壓力。三、翼肋三、翼肋 翼肋是機翼結(jié)構(gòu)的橫向受力構(gòu)件翼肋是機翼結(jié)構(gòu)的橫向受力構(gòu)件 翼肋按其功用可分為普通翼肋和加強翼肋兩種。翼肋按其功用可分為普通翼肋和加強翼肋兩種。 普通翼肋的功用是：構(gòu)成并保持規(guī)定的翼型；把普通翼肋的功用是：構(gòu)成并保持規(guī)定的翼型；把蒙皮和桁條傳給它的局部空氣動力傳遞給翼梁腹蒙皮和桁條傳給它的局部空氣動力傳

37、遞給翼梁腹板，而把局部空氣動力形成的扭矩，通過鉚釘以板，而把局部空氣動力形成的扭矩，通過鉚釘以剪流的形式傳給蒙皮；支持蒙皮、桁條、翼梁腹剪流的形式傳給蒙皮；支持蒙皮、桁條、翼梁腹板，提高它們的穩(wěn)定性等。板，提高它們的穩(wěn)定性等。 2021-6-18翼肋翼肋: :分為普通翼肋和加強分為普通翼肋和加強翼肋。普通翼肋用來維持翼肋。普通翼肋用來維持翼剖面形狀，將蒙皮上的翼剖面形狀，將蒙皮上的空氣動力傳到其它承力構(gòu)空氣動力傳到其它承力構(gòu)件上去，并支持桁條和蒙件上去，并支持桁條和蒙皮。加強翼肋除具有普通皮。加強翼肋除具有普通翼肋的功用外，還作為機翼肋的功用外，還作為機翼結(jié)構(gòu)的局部加強件，承翼結(jié)構(gòu)的局部加強件

38、，承受較大的集中載荷或懸掛受較大的集中載荷或懸掛部件。部件。 腹板式普通翼肋通常都用鋁合金板制成，其彎邊用來同蒙皮和翼梁腹板鉚接。周緣彎邊和與它鉚接在一起的蒙皮，作為翼肋的緣條承受彎矩。翼肋的腹板則承受剪力。這種翼肋的腹板，強度一般都有富裕，為了減輕重量，腹板上往往開有大孔。利用這些大孔還可穿過副翼、襟翼等傳動構(gòu)件。為了提高腹板的穩(wěn)定性，開孔處往往還壓成卷邊，有時腹板上還鉚著加強支柱，或者壓成凹槽。 加強翼肋除具有上述作用外，還要承受和加強翼肋除具有上述作用外，還要承受和傳遞較大的集中載荷。傳遞較大的集中載荷。 在開口端部或翼根部位的加強翼肋，其主在開口端部或翼根部位的加強翼肋，其主要功用是把

39、機翼盒段上由一圈閉合剪流構(gòu)要功用是把機翼盒段上由一圈閉合剪流構(gòu)成的扭矩，轉(zhuǎn)換成一對垂直力構(gòu)成的力偶成的扭矩，轉(zhuǎn)換成一對垂直力構(gòu)成的力偶分別傳給翼梁或機身加強框。分別傳給翼梁或機身加強框。Q 剛 心 q扭 M扭 q1 q2 四、翼梁 翼梁由腹板和緣條(也稱凸緣)組成。緣條橫剖面形狀多為“T”型材或角型材。腹板上還鉚接上許多支柱，這些支支柱起連接翼肋和提高腹板受柱起連接翼肋和提高腹板受剪穩(wěn)定性的作用剪穩(wěn)定性的作用。緣條和腹板的橫剖面面積，由翼尖向翼根逐漸增大。 翼梁的主要功用是承受機翼翼梁的主要功用是承受機翼的剪力和部分或全部彎矩的剪力和部分或全部彎矩 。腹板式翼梁整體式翼梁桁架式翼梁BB 截面A

40、A 截面CC 截面DD 截面AA 截面BB 截面腹板支柱緣條直支柱斜支柱緣條翼梁翼梁: :一般由緣條和腹一般由緣條和腹板等組成。主要功用板等組成。主要功用是承受彎矩和剪力。是承受彎矩和剪力。梁的上下緣條承受由梁的上下緣條承受由彎矩引起的軸向拉、彎矩引起的軸向拉、壓內(nèi)力。剪力則主要壓內(nèi)力。剪力則主要由腹板承受。由腹板承受。五、縱墻五、縱墻(包含腹板包含腹板) 縱墻的緣條比梁緣條弱得多，但大多強于一般長桁，縱墻與機身的連接為鉸接。有些腹板沒有緣條，有些腹板的緣條與長桁一樣強。墻和腹板一般都不能承受彎矩，但可以與蒙皮組成封閉的盒段來承受機翼的扭矩。后墻則還有封閉機翼內(nèi)部容積的作用。 縱墻縱墻( (腹

41、板腹板):):相當于翼相當于翼梁，但緣條很弱，甚至梁，但緣條很弱，甚至沒有緣條。墻一般不能沒有緣條。墻一般不能承受彎矩，所以與機身承受彎矩，所以與機身的連接為鉸接，但縱墻的連接為鉸接，但縱墻能承受剪力，可和蒙皮能承受剪力，可和蒙皮組成封閉盒段承受扭矩。組成封閉盒段承受扭矩。1.腹板 2.弱緣條接頭接頭: :用來連接機翼與用來連接機翼與機身，把機翼上的力傳機身，把機翼上的力傳遞到機身隔框上。接頭遞到機身隔框上。接頭分為固接和鉸接兩種，分為固接和鉸接兩種，固接的接頭，接點既不固接的接頭，接點既不可移動，也不可轉(zhuǎn)動；可移動，也不可轉(zhuǎn)動；因此，它既能傳遞剪力因此，它既能傳遞剪力又能傳遞彎矩。鉸接不又能

42、傳遞彎矩。鉸接不可移動、但可以旋轉(zhuǎn)，可移動、但可以旋轉(zhuǎn)，只傳剪力，不傳彎矩。只傳剪力，不傳彎矩。機翼的特點是薄壁結(jié)構(gòu)，因此以上各元件之間的連接大機翼的特點是薄壁結(jié)構(gòu)，因此以上各元件之間的連接大多采用分散連接：如鉚釘連接、螺栓連接、點焊、膠接多采用分散連接：如鉚釘連接、螺栓連接、點焊、膠接或它們的混合形式或它們的混合形式如膠鉚等。如膠鉚等。 腹板腹板表示鉚接關(guān)系緣條緣條緣條緣條翼肋翼肋桁條桁條蒙皮蒙皮翼梁翼梁2.1.5 機翼結(jié)構(gòu)的典型受力形式 機翼的典型受力形式有：梁式、單塊式、多腹板式或混合式等薄壁結(jié)構(gòu)，此外還有一些厚壁結(jié)構(gòu)(如整體壁板式)的機翼。 梁式機翼通常有單梁式和雙梁式兩種。它們裝有一

43、根或兩根強有力的翼梁，蒙皮很薄，桁條的數(shù)量不多而且較弱，有些機翼的桁條還是分段斷開的。 梁式機翼的桁條承受軸向力的能力極小，其主要作用是與蒙皮一起承受局部空氣動力，并提高蒙皮的抗剪穩(wěn)定性，使之能夠更好地承受扭矩。這種機翼蒙皮的抗壓穩(wěn)定性很差，機翼彎曲時受壓部分的蒙皮幾乎不能參與受力；而受拉部分的蒙皮，由于截面積很小，分擔的拉伸力也很小。由此可見，彎矩引起的軸向力主要是由翼梁緣條承受的。所以，這種機翼叫做梁式機翼。 梁式機翼的受力特點是：彎曲引起的軸向力主要由翼梁的緣條承受。剪力由翼梁的腹板承受。 對雙梁式機翼的扭矩可由前后梁腹板與上下蒙皮組成的盒段（合圍框）、前梁腹板與前緣蒙皮組成的盒段承受。

44、 梁式機翼的主要受力構(gòu)件是翼梁，因此，它具有便于開口、與機身 (或機翼中段) 連接較簡便等優(yōu)點。 翼 肋桁 條翼 梁蒙 皮副 翼襟 翼單塊式機翼 現(xiàn)代飛機多采用單塊式機翼。 單塊式機翼的構(gòu)造特點是：蒙皮較厚；桁條較多而且較強；翼梁的緣條較弱，有時緣條的橫截面積和桁條差不多。 這種機翼的蒙皮，不僅具有良好的抗剪穩(wěn)這種機翼的蒙皮，不僅具有良好的抗剪穩(wěn)定性，而且有較好的抗壓穩(wěn)定性，因此，定性，而且有較好的抗壓穩(wěn)定性，因此，它不僅能更好地承受機翼的扭矩，而且能它不僅能更好地承受機翼的扭矩，而且能同桁條一起承受機翼的大部分彎矩。由于同桁條一起承受機翼的大部分彎矩。由于這種機翼結(jié)構(gòu)，是由蒙皮、桁條和緣條組

45、這種機翼結(jié)構(gòu)，是由蒙皮、桁條和緣條組成一個整塊構(gòu)件來承受彎矩所引起的軸向成一個整塊構(gòu)件來承受彎矩所引起的軸向力，所以叫做單塊式機翼。力，所以叫做單塊式機翼。 單塊式機翼的受力特點是：彎曲引起的軸向力由蒙皮、桁條和緣條組成的整體壁板承受。剪力由翼梁腹板承受。扭矩由蒙皮與翼梁腹板形成的閉室承受。 單塊式機翼的優(yōu)點是： 通較好地保持翼型。 抗彎、扭剛度較大。 受力構(gòu)件分散。 缺點是：不便于開大艙口。不便于承受集中載荷。接頭聯(lián)接復雜。說明單塊式機翼蒙皮在機翼受力、傳力中的作用？12 1 1、形成機翼的氣動外形，承受機翼表面的、形成機翼的氣動外形，承受機翼表面的氣動載荷；氣動載荷； 2 2、與翼梁腹板或

46、墻腹板組成閉室，受剪傳、與翼梁腹板或墻腹板組成閉室，受剪傳遞扭矩；遞扭矩； 3 3、與長桁、梁緣條組成壁板，受拉壓傳遞、與長桁、梁緣條組成壁板，受拉壓傳遞彎矩。彎矩。 機翼型式蒙皮桁 條翼 梁梁式機翼薄弱，少，有時斷開強，承受剪力和彎矩單 塊 式厚多，強較弱，承受剪力，小部分彎矩梁式、單塊式機翼的結(jié)構(gòu)特點機翼型式剪 力彎 矩扭 矩梁式機翼翼梁腹板翼梁緣條蒙皮與翼梁腹板的盒段單 塊 式翼梁腹板翼梁緣條、桁條、蒙皮組成壁板蒙皮與翼梁腹板的合段梁式、單塊式機翼的受力特點 多腹板式(或為多梁式)： 這類機翼布置了較多的縱墻(一般多余5個)；蒙皮較厚(可從幾mm到十幾mm)；無長桁；有少肋、多肋兩種。但

47、由于受集中力的需要，每側(cè)機翼上至少要布置35個加強翼肋.機翼的平面形狀 分為：直機翼、后掠翼、三角翼、 小展弦比直機翼四種 直機翼主要用于低速飛機上。后掠翼主要用于高亞音速和超音速飛機上。國外還有變后掠機翼的飛機，后掠角可在2070之間變化，以適應(yīng)飛機低空低速、高空高速、低空高速的性能變化要求。三角翼和小展弦比直機翼用于超音速飛機上不同類型的平面形狀的機翼。 機翼結(jié)構(gòu)橫剖面的內(nèi)力有哪些？飛機在負過載機翼結(jié)構(gòu)橫剖面的內(nèi)力有哪些？飛機在負過載下，機翼的哪些部位受拉，哪些部位受壓？下，機翼的哪些部位受拉，哪些部位受壓？ 翼面典型結(jié)構(gòu)傳力分析要點1典型元件的受力功用（1）蒙皮（2）翼肋（3）翼梁和墻（

48、4）長桁2. 各典型型式受力特點的比較（1）單純的梁式機翼，薄蒙皮和弱長桁均不參加機翼總體彎矩的傳遞，只有的緣條承受彎矩引起時軸力。（2）在單塊式，多墻式機翼中，蒙皮、長桁，乃至主要是蒙皮發(fā)展成為主要的承彎構(gòu)件，機翼結(jié)構(gòu)一般說材料利用率較高（3）在承受總體力中的剪力和扭矩時，幾種形式中各元件的作用基本相同。翼梁腹板翼梁腹板桁桁 條條蒙蒙 皮皮空氣動力空氣動力剪剪 力力蒙蒙 皮皮彎彎 矩矩扭扭 矩矩翼翼 肋肋翼梁緣條翼梁緣條整體壁板整體壁板機身機身機翼結(jié)構(gòu)中力的傳遞機翼小結(jié)機翼小結(jié)飛行中，機翼的外部載荷有空氣動力、結(jié)構(gòu)質(zhì)量力和部件質(zhì)飛行中，機翼的外部載荷有空氣動力、結(jié)構(gòu)質(zhì)量力和部件質(zhì)量力。在外部

49、載荷作用下，機翼各截面要承受剪力、彎矩和量力。在外部載荷作用下，機翼各截面要承受剪力、彎矩和扭矩。扭矩。飛行速度的提高是促使機翼結(jié)構(gòu)不斷改進的主要原因。金屬蒙皮機翼結(jié)構(gòu)有梁式（單梁、雙梁）和單塊式兩類。為了綜合利用兩類結(jié)構(gòu)型式的優(yōu)點，并且盡量避免它們的缺點，目前有些飛機的機翼，采用翼根部位為梁式、翼尖部位為單塊式的復合式結(jié)構(gòu)。梁式、單塊式機翼在受力方面的共同點是：剪力和扭矩都要通過翼肋分別傳給腹板和蒙皮承受。不同點是：梁式機翼的彎矩，主要是通過腹板縱向鉚縫傳給翼梁緣條承受的；而單塊式機翼則要傳給由蒙皮、桁條和緣條組成的壁板承受。從機翼結(jié)構(gòu)中力的傳遞情況可知，在維護、修理工作中，對于加強翼肋、翼

50、梁根部等部位的鉚釘，必須特別注意檢查；對機翼蒙皮進行細心的維護也非常重要。后掠機翼具有很大的后掠角，因此結(jié)構(gòu)受力有本身的特點。1.5 機身結(jié)構(gòu) (1)安置空勤組成員、旅客，裝載燃油、各種系統(tǒng)、設(shè)備以及貨物等； (2)把機翼、尾翼、起落架及發(fā)動機連接在一起，形成一架完整的飛機。 . 機翼、尾翼、機翼、尾翼、起落架等部件起落架等部件的固定接頭傳的固定接頭傳來的集中載荷來的集中載荷機身上各機身上各部件及裝載部件及裝載的質(zhì)量力的質(zhì)量力.機身結(jié)構(gòu)機身結(jié)構(gòu)本身的本身的質(zhì)量力質(zhì)量力 氣密座艙氣密座艙的的增壓載荷增壓載荷機身結(jié)構(gòu)的機身結(jié)構(gòu)的主要外載荷主要外載荷 飛機在飛行和著陸過程中，機身結(jié)構(gòu)飛機在飛行和著陸

51、過程中，機身結(jié)構(gòu)承受的外載荷有哪些？承受的外載荷有哪些？ 飛機在飛行和著陸過程中，飛機在飛行和著陸過程中，機身結(jié)構(gòu)承受由機翼、尾翼、起機身結(jié)構(gòu)承受由機翼、尾翼、起落架等部件的固定接頭傳來的集落架等部件的固定接頭傳來的集中載荷，承受機身上各部件及裝中載荷，承受機身上各部件及裝載的質(zhì)量力、機身結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)載的質(zhì)量力、機身結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)量力以及氣密座艙的增壓載荷。量力以及氣密座艙的增壓載荷。 作用在機身上的外載荷，通?？梢宰饔迷跈C身上的外載荷，通常可以分為對稱載荷和不對稱載荷兩種。分為對稱載荷和不對稱載荷兩種。與機身對稱面對稱的外載荷，稱為與機身對稱面對稱的外載荷，稱為對稱載荷，反之稱為不對稱載荷。對

52、稱載荷，反之稱為不對稱載荷。 一、對稱載荷 與機身對稱面對稱的載荷稱為對稱載荷。飛機平飛和在垂直平面內(nèi)作曲線飛行時，由機翼和水平尾翼的固定接頭傳給機身的載荷，以及當飛機以三點或兩點（兩主輪）接地時，傳到機身上的地面撞擊力等，都屬于對稱載荷。 在對稱載荷作用下，機身要受到對稱面內(nèi)的剪切和彎曲作用。一般在機身與機翼聯(lián)接點處，機身承受的剪力和彎矩最大。1飛機在垂直平面內(nèi)做機動飛行時，機身承受的對稱載荷 飛機在垂直平面內(nèi)做機動飛行時，機身除了要承受由機翼、尾翼固定接頭傳來的對稱載荷外，還要承受作用于對稱面的裝載(人員、燃油、設(shè)備)以及結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)量力。當飛機具有對重心的角加速度時，在沿機身縱向離開飛機

53、重心的某處，其過載應(yīng)等于飛機重心的過載n加上由角加速度引起的附加過載n。 RARBRCRDDq剪力圖彎矩圖ABCD如圖所示，機身由A、B兩個連接接頭與機翼相連，機翼接頭對機身的支點的反作用力分別為RA和RB；水平尾翼的外載荷通過垂直尾翼機身相連的接頭C和D傳給機身，它們分別是RC和RD；機身的質(zhì)量力為q。由此可做出飛機在垂直平面內(nèi)做機動飛行時的剪力圖和彎矩圖。 2飛機接地時，機身承受的對稱載荷 當前三點式飛機以兩點接地時，主輪的載當前三點式飛機以兩點接地時，主輪的載荷和此時機翼上的升力由機翼的固定接頭荷和此時機翼上的升力由機翼的固定接頭傳給機身；此外，機身還要承受質(zhì)量力。傳給機身；此外，機身還

54、要承受質(zhì)量力。以上這些外載荷都是對稱載荷以上這些外載荷都是對稱載荷。 前三點式飛機以兩點接地時，飛機有繞重前三點式飛機以兩點接地時，飛機有繞重心旋轉(zhuǎn)的角加速度。因此，機身上沿縱向心旋轉(zhuǎn)的角加速度。因此，機身上沿縱向各點處的過載應(yīng)等于飛機重心的過載與旋各點處的過載應(yīng)等于飛機重心的過載與旋轉(zhuǎn)角加速度所引起的附加過載之和。轉(zhuǎn)角加速度所引起的附加過載之和。二、不對稱載荷二、不對稱載荷 與機身對稱面不對稱的載荷稱為不對稱載荷。與機身對稱面不對稱的載荷稱為不對稱載荷。 機身的不對稱載荷主要有如下形式：機身的不對稱載荷主要有如下形式： 水平尾翼不對稱載荷水平尾翼不對稱載荷 當水平尾翼的升力不對稱時，水平尾翼

55、形成不對當水平尾翼的升力不對稱時，水平尾翼形成不對稱載荷。稱載荷。 垂直尾翼側(cè)向水平載荷垂直尾翼側(cè)向水平載荷 一個主輪接地時的撞擊力一個主輪接地時的撞擊力 飛機作急轉(zhuǎn)彎或側(cè)滑等飛行動作時，機身上的飛機作急轉(zhuǎn)彎或側(cè)滑等飛行動作時，機身上的部件產(chǎn)生的側(cè)向慣性力。部件產(chǎn)生的側(cè)向慣性力。 在不對稱載荷作用下，機身要承受剪切、彎曲、在不對稱載荷作用下，機身要承受剪切、彎曲、和扭轉(zhuǎn)和扭轉(zhuǎn) 。側(cè)滑時水平尾翼上的不對稱載荷橫滾時水平尾翼上的不對稱載荷 當水平尾翼受到不對稱載荷時，一方面機身要受到對稱面內(nèi)的剪切和彎曲作用，另一方面由于兩側(cè)水平尾翼升力的合力Y不通過機身軸線，機身各橫截面還要受到扭矩作用 在不對稱

56、載荷作用下機身的扭矩在不對稱載荷作用下機身的扭矩 上圖表示當尾翼載荷產(chǎn)生的力矩與機翼前、后接上圖表示當尾翼載荷產(chǎn)生的力矩與機翼前、后接頭傳來的力矩平衡時，機身的扭矩圖。頭傳來的力矩平衡時，機身的扭矩圖。 后機身的扭矩是由什么載荷引起的？后機身的扭矩是由什么載荷引起的？ （1）水平尾翼的不對稱載荷；）水平尾翼的不對稱載荷；（2）垂直尾翼的側(cè)向水平載荷；）垂直尾翼的側(cè)向水平載荷；（3）一個主輪先接地時的撞擊載荷。）一個主輪先接地時的撞擊載荷。 水平尾翼的水平尾翼的 不對稱載荷在后機身內(nèi)不對稱載荷在后機身內(nèi) 引起什么內(nèi)力？引起什么內(nèi)力？對稱面內(nèi)的剪力、對稱面內(nèi)的剪力、彎矩，還有扭矩。彎矩，還有扭矩。

57、 三、其它載荷三、其它載荷 飛行中，機身除承受機翼、尾翼傳來的集中載荷和質(zhì)量力外，還要承受局部空氣動力載荷和氣密座艙的增壓載荷。 飛行中，機身表面還要承受局部空氣動力。但是，由于大部分表面承受的局部空氣動力較小，并且局部空氣動力沿橫截面周緣大致是對稱分布的，基本上能自相平衡而不再傳給機身的其它部分。因此，可以認為局部空氣動力不會影響到整個機身結(jié)構(gòu)的受力，只對機身結(jié)構(gòu)的局部受力有一定的影響。 機身結(jié)構(gòu)的傳力分析機身結(jié)構(gòu)的傳力分析 機翼、尾翼和起落架等部件傳來的集中載機翼、尾翼和起落架等部件傳來的集中載荷，都直接作用在加強隔框上。加強隔框荷，都直接作用在加強隔框上。加強隔框周緣是與蒙皮鉚接在一起的

58、。加強隔框沿周緣是與蒙皮鉚接在一起的。加強隔框沿鉚縫把載荷以剪流的形式傳給蒙皮。蒙皮鉚縫把載荷以剪流的形式傳給蒙皮。蒙皮本身承受和傳遞全部剪力和扭矩，并將彎本身承受和傳遞全部剪力和扭矩，并將彎矩傳遞給大梁和桁條。矩傳遞給大梁和桁條。 一垂直載荷的傳遞加強隔框在承受垂直方向的對稱載荷時，要沿垂直方向移動。大梁抵抗垂直方向變形的能力很小，不能有效地阻止隔框垂直移動；而蒙皮（尤其是兩側(cè)蒙皮）抵抗垂直方向變形的能力較大，它能有效地阻止隔框垂直移動。因此，蒙皮是支持加強隔框的主要構(gòu)件。這時，加強隔框沿兩邊與蒙皮連接的鉚縫，把集中載荷以剪流的形式分散地傳給蒙皮；蒙皮則產(chǎn)生反作用剪流，來平衡加強隔框上的載荷

59、。剪 流反作用剪流由于沿隔框周緣各部分蒙皮抵抗垂直方向變形的能力不同，周緣剪流的分布是不均由于沿隔框周緣各部分蒙皮抵抗垂直方向變形的能力不同，周緣剪流的分布是不均勻的。機身兩側(cè)的蒙皮，抵抗垂直方向變形的能力比上下蒙皮強，因此，這個部位勻的。機身兩側(cè)的蒙皮，抵抗垂直方向變形的能力比上下蒙皮強，因此，這個部位剪流較大。為了研究方便，可以認為作用在隔框平面內(nèi)的垂直載荷完全傳給了兩側(cè)剪流較大。為了研究方便，可以認為作用在隔框平面內(nèi)的垂直載荷完全傳給了兩側(cè)蒙皮，并由它產(chǎn)生的反作用剪流來平衡。即傳遞垂直載荷時，機身兩側(cè)蒙皮的作用蒙皮，并由它產(chǎn)生的反作用剪流來平衡。即傳遞垂直載荷時，機身兩側(cè)蒙皮的作用相當于

60、翼梁的腹板。相當于翼梁的腹板。 在連接機翼的主要接頭處，在連接機翼的主要接頭處，機身橫截面上承受的剪力最大，機身橫截面上承受的剪力最大，因而這個部位的蒙皮較厚因而這個部位的蒙皮較厚 當加強隔框受到不對稱垂直集中載荷作用時，可以把不對稱集中載荷分解為對稱部分和反對稱部分。 反對稱集中載荷部分相當于作用在加強隔框上一個扭矩。加強隔框沿周緣的鉚釘把扭矩以剪流的形式均勻地傳給蒙皮，蒙皮則產(chǎn)生反作用剪流，形成對隔框中心的反力矩，使隔框平衡。 當加強隔框受到相對機身軸線不對稱垂直集中載荷作用時，隔框周緣同時產(chǎn)生兩個剪流，周緣各處總剪流的大小就等于這兩個剪流的代數(shù)和。 二水平載荷的傳遞 作用于加強隔框的水平