飛機構(gòu)造之結(jié)構(gòu)

1、 第一章 飛機結(jié)構(gòu) 第一章 飛機結(jié)構(gòu)1.1 概 述1.2 飛機載荷1.3 載荷、變形和應(yīng)力的概念1.4 機翼結(jié)構(gòu)1.5 機身結(jié)構(gòu)1.6 尾翼和副翼1.7 機體開口部位的構(gòu)造和受力分析1.8 定位編碼系統(tǒng)1.1. 概述固定機翼飛機的機體由機身、機翼、安定面、飛行操縱面和起落架五個主要部件組成。直升機的機體由機身、旋翼及其相關(guān)的減速器、尾槳（單旋翼直升機才有）和起落架組成。機體各部件由多種材料組成，并通過鉚釘、螺栓、螺釘、焊接或膠接而聯(lián)接起來。飛機各部件由不同構(gòu)件構(gòu)成。飛機各構(gòu)件用來傳遞載荷或承受應(yīng)力。單個構(gòu)件可承受組合應(yīng)力。對某些結(jié)構(gòu)，強度是主要的要求；而另一些結(jié)構(gòu)，其要求則完全不同。例如，整流

2、罩只承受飛機飛行過程中的局部空氣動力，而不作為主要結(jié)構(gòu)受力件。1.2. 飛機載荷飛行中，作用于飛機上的載荷主要有飛機重力，升力，阻力和發(fā)動機推力（或拉力）。飛行狀態(tài)改變或受到不穩(wěn)定氣流的影響時，飛機的升力會發(fā)生很大變化。飛機著陸接地時，飛機除了承受上述載荷外，還要承受地面撞擊力，其中以地面撞擊力最大。飛機承受的各種載荷中，以升力和地面撞擊力對飛機結(jié)構(gòu)的影響最大。1.2.1. 平飛中的受載情況飛機在等速直線平飛時，它所受的力有：飛機重力G、升力Y、阻力X和發(fā)動機推力P。為了簡便起見，假定這四個力都通過飛機的重心，而且推力與阻力的方向相反。則作用在飛機上的力的平衡條件為：升力等于飛機的重力，推力等

3、于飛機的阻力。即：Y = GY (升力)G (重力)P (推力)X (阻力)圖 1 - 1 平飛時飛機的受載P = X飛機作不穩(wěn)定的平飛時，推力與阻力是不相等的。推力大于阻力，飛機就要加速；反之，則減速。由于在飛機加速或減速的同時，飛行員減小或增大了飛機的迎角，使升力系數(shù)減小或增大，因而升力仍然與飛機重力相等。平飛中，飛機的升力雖然總是與飛機重力相等，但是，飛行速度不同時，飛機上的局部氣動載荷（局部空氣動力）是不相同的。飛機以小速度平飛時，迎角較大，機翼上表面受到吸力，下表面受到壓力，這時的局部氣動載荷并不很大；而當飛機以大速度平飛時，迎角較小，對雙凸型翼型機翼來說，除了前緣要受到很大壓力外，

4、上下表面都要受到很大的吸力。翼型越接近對稱形，機翼上下表面的局部氣動載荷就越大。所以，如果機翼蒙皮剛度不足，在高速飛行時，就會被顯著地吸起或壓下，產(chǎn)生明顯的鼓脹或下陷現(xiàn)象，影響飛機的空氣動力性能。Y (升力)P (推力)G (重力)N (慣性離心力)1.2.2. 飛機在垂直平面內(nèi)作曲線飛行時的受載情況飛機在垂直平面內(nèi)作曲線飛行的受載情況如圖1-2所示。這時，作用于飛機的外力仍是飛機的重力、升力、阻力和發(fā)動機的推力。但是，這些外力是不平衡的。曲線飛行雖是一種受力不平衡的運動狀態(tài)，但研究飛機在曲線飛行中的受載情況時，為了方便起見，可以假設(shè)飛機上還作用著與向心力大小相等、方向相反的慣性離心力。這樣，

5、就可以把受力不平衡的曲線飛行作為受力平衡的運動狀態(tài)來研究。圖 1 - 2 飛機在垂直平面內(nèi)的曲線飛行飛機在垂直平面內(nèi)作曲線飛行時，升力可能大大超過飛機重量。飛機在曲線飛行中所受的載荷可能比平飛時大得多?？梢酝茖?dǎo)出如下公式：其中r為飛機機動飛行的曲率半徑，v為飛行速度。YGcosq = m由于飛機在每一位置的角不同，而且飛行速度和曲率半徑也不可能一樣，所以，飛機在垂直平面內(nèi)做曲線飛行時，飛機的升力也是隨時變化的。1.2.3. 飛機在水平平面內(nèi)作曲線飛行時的受載情況水平轉(zhuǎn)彎時,飛機具有一定的傾斜角（玻度），升力與垂線之間也構(gòu)成角。這時，水平分力Y sin就是飛機轉(zhuǎn)彎時的向心力，它與慣性離心力N平衡

6、；升力的垂直分力Ycos與飛機重力G平衡，即Y = 圖 1 - 3 飛機在水平轉(zhuǎn)彎時的受載Y (升力)G (重力)NY CosY Sin坡度水平轉(zhuǎn)彎時，cos總是小于1，故升力總是大于飛機的重量；傾斜角越大，cos越小，因而升力越大。1.2.4. 飛機過載在曲線飛行中，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。作用于飛機某方向的除重量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

7、重量的比值，即Y (立軸)Z (橫軸)X (縱軸)飛機重心飛機在Z軸方向的過載等于飛機側(cè)向力（Z）與飛機重量的比值，即圖 1 - 4 飛機的坐標軸飛機在飛行中，Y軸方向的過載往往較大，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。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

8、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)樨撝担划旓w機以無升力迎角垂直俯沖時，載荷因數(shù)就等于零。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。1.2.5. 飛機部件的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

9、加過載。1.2.6. 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。圖 1 - 5 飛機著陸接地時部件的載荷P起落架G角加速度如果飛機沒有繞重心的角加速度，則部件的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

10、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. 載荷、變形和應(yīng)力的概念1.3.1. 載荷及其分類任何結(jié)構(gòu)和結(jié)構(gòu)中的各個構(gòu)件，在工作過程中都會受到其它物體對它的作用力，這種作用力通常叫做載荷（或外部載荷）。例如，飛行中機翼上的空氣動力，起落架等部件的重力,都是作用于機翼上的載荷。各種構(gòu)件在載荷的作用下，它的支點都會對它產(chǎn)生反作用力。構(gòu)件承受的各種載荷和支點的反作用力，統(tǒng)稱為作用于該構(gòu)件的外力。按作用方式，載荷主要分為集中載荷和分布載荷。集中載荷是指集中作用于一點上的載荷。分布載荷是

11、指作用一個面積或長度上的載荷。如果分布載荷的作用面積相對較小，可以把它近似看作是集中載荷，這樣在實際中可使問題簡化。例如吊裝在機翼上發(fā)動機對機翼的載荷可認為是集中載荷。氣動力分布載荷機翼重力分布載荷發(fā)動機 集中載荷機身反作用力根據(jù)載荷作用于構(gòu)件的性質(zhì)的不同，載荷可分為靜載荷和動載荷。如果載荷是逐漸加到構(gòu)件上去的，或者載荷加到構(gòu)件上后，它的大小和方向不變或變化很小，此載荷叫靜載荷。如飛機停放時起落架所承受的載荷，就是一種靜載荷；又如，千斤頂頂飛機時，所承受的載荷是逐漸增大的，它也屬于靜載荷。如果載荷是突然加到構(gòu)件上去的，或者載荷加到構(gòu)件上后，它的大小和方向（或其一）有顯著變化，這樣的載荷稱為動載

12、荷。如飛機著陸時起落架所受到的地面撞擊力；飛機著陸滑跑因為跑道不平，使各部分承受的力都屬于動載荷。圖 1 - 6 作用于機翼上的外載荷1.3.2. 構(gòu)件在載荷作用下的變形構(gòu)件在載荷作用下，其尺寸和形狀都會有不同程度的改變，這種尺寸和形狀的改變叫做變形。構(gòu)件在載荷作用下所產(chǎn)生的變形，當載荷去掉后即能消失的變形，叫彈性變形。不能消失的變形叫永久變形（或殘余變形）。構(gòu)件承受載荷的情況不同，它所產(chǎn)生的變形形式也不一樣，但其基本變形為拉伸、壓縮、剪切、扭轉(zhuǎn)和彎曲五種。實際上，飛機結(jié)構(gòu)受力時，各構(gòu)件的變形，往往是比較復(fù)雜的，常常是幾種變形的組合，稱為復(fù)合變形。1.3.3. 內(nèi)力和應(yīng)力的概念當構(gòu)件受到外力作

13、用而變形時，材料分子之間的距離發(fā)生變化，這時分子之間會產(chǎn)生一種反抗變形，力圖使分子間的距離恢復(fù)原狀的力，這種力叫內(nèi)力。構(gòu)件受力變形時所產(chǎn)生的內(nèi)力，可利用截面法求得。要判斷構(gòu)件受力的嚴重程度，僅知道內(nèi)力的大小是不夠的。構(gòu)件在外力作用下，單位橫截面面積上的內(nèi)力叫做應(yīng)力。如果內(nèi)力是均勻分布的，則構(gòu)件任意截面上的應(yīng)力等于截面上的總內(nèi)力除以橫截面積。應(yīng)力可分成垂直于所取截面和平行于所取截面的兩個分量。垂直于橫截面的應(yīng)力稱為正應(yīng)力，平行于橫截面的應(yīng)力稱為剪應(yīng)力。1.3.4. 強度和剛度的概念構(gòu)件在傳力過程中，橫截面上的應(yīng)力要隨著載荷的增大而增大。對于一定材料制成的構(gòu)件來說，當截面上的應(yīng)力增大到一定限度后，

14、構(gòu)件就會損壞（產(chǎn)生顯著的永久變形或斷裂）。構(gòu)件在外力作用下，抵抗破壞（或斷裂）的能力叫做構(gòu)件的強度。構(gòu)件的強度越大，表示它開始損壞時所受的載荷越大。為了使構(gòu)件在規(guī)定的載荷作用下工作可靠，應(yīng)保證它具有足夠的強度。構(gòu)件即使強度足夠，但在載荷作用下還可能由于變形量過大而影響工作。因此，構(gòu)件還應(yīng)具有足夠的抵抗變形的能力。構(gòu)件在外力作用下抵抗變形的能力稱為構(gòu)件的剛度。構(gòu)件的剛度越大，在一定的載荷作用下產(chǎn)生的變形越小。構(gòu)件在外力作用下保持其原有平衡形式的能力稱為構(gòu)件的穩(wěn)定性。細長桿和薄壁結(jié)構(gòu)受壓后易突然失去原有的平衡形式，此種現(xiàn)象叫做失去穩(wěn)定性，簡稱失穩(wěn)。飛機蒙皮在受壓后會產(chǎn)生皺折的現(xiàn)象，就是由于蒙皮受壓

15、失穩(wěn)造成的。要保證構(gòu)件正常工作，構(gòu)件必須具有足夠的強度、剛度和穩(wěn)定性。構(gòu)件的強度、剛度、穩(wěn)定性與其材料的性質(zhì)、截面尺寸和形狀有關(guān)。另外構(gòu)件的強度和剛度還與使用、維護的條件有關(guān)。例如，構(gòu)件裝配不當，受到劃傷或腐蝕等，強度和剛度就會減弱。因此，維護和使用過程中，應(yīng)根據(jù)構(gòu)件的性質(zhì)和受力特點等，注意保持其強度和剛度。圖 1 - 7 作用于飛機上的五種基本應(yīng)力拉 伸壓 縮扭 轉(zhuǎn)剪 切彎 曲中性層拉 伸壓 縮1.3.5. 飛機承受的五種主要應(yīng)力所有飛機都承受有五種主要應(yīng)力l 拉伸應(yīng)力l 壓縮應(yīng)力l 扭轉(zhuǎn)應(yīng)力（扭矩）l 剪切應(yīng)力l 彎曲應(yīng)力（彎矩）拉伸應(yīng)力是抵抗試圖拉斷物體的應(yīng)力。壓縮應(yīng)力是抵抗壓力的應(yīng)力。

16、扭矩是產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形的應(yīng)力。剪切應(yīng)力是抵抗力圖引起材料某一層與相鄰一層產(chǎn)生相對錯動之力的應(yīng)力。彎曲應(yīng)力是壓縮應(yīng)力和拉伸應(yīng)力的組合。當桿件受到彎曲作用時，彎曲的內(nèi)側(cè)面縮短（壓縮），而彎曲的外側(cè)面拉長（拉伸）。1.4. 機翼結(jié)構(gòu)1.4.1. 機翼的功用機翼是飛機的一個重要部件，其主要功用是產(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。在機翼上安裝有一些操縱面，在其后緣，有副翼和后緣襟翼；在其前緣有前緣襟翼、縫翼；在其上表面有擾流板。另外很多飛機的發(fā)動機和主起落架安裝于機翼結(jié)構(gòu)上。機翼的內(nèi)部空間常用來收藏主起落架和儲存燃油。圖 1 - 8 機翼的配置形式下單翼中單翼上單翼1.4.2. 機翼

17、的配置目前，除了個別低速飛機仍是雙翼機外，絕大多數(shù)是單翼機。單翼機在機身上的配置，可分為上單翼、中單翼和下單翼三種型式。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

18、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。1.4.3. 機翼上的外載荷如圖1-10所示，飛行中，作用于機翼的外部載荷有：空氣動力、機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力和部件的質(zhì)量力。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。由于機翼結(jié)構(gòu)沿水平方向尺寸較大，因而水平剪力和水平彎矩的對飛機結(jié)構(gòu)受力影響較小，在受力分析時只分析垂直剪力、扭矩和垂直彎矩。垂直剪力水平剪力扭矩水平彎矩垂直彎矩圖 1 - 9 機翼上所

19、受的剪力、彎矩、扭矩機翼結(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)重量和變速運動慣性力。升力是當機翼以一定速度相對空氣運動時，空氣作用在機翼表面上的空氣動力在垂直于來流方向上的分量。圖 1 - 10 翼剖面上的空氣動力R (總空氣動力)(升力) YX (阻力)迎角相對氣流方向1.4.4. 平直機翼各截面的剪力、彎矩和扭矩圖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。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。當機翼分成兩半分別與機身相連時，可把每半個機翼看做支持在機身上的懸臂梁；若

20、整個機翼為一體時，則可把它看做支持在機身上的雙支點外伸梁。作用于機翼各截面的剪力、彎矩和扭矩是不相等的。如圖1-11所示，為平直機翼的剪力、彎矩和扭矩圖，它們描述了機翼截面剪力、彎矩和扭矩沿機翼翼展方向的變化情況。可以看出：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。如圖1-12所示為后掠機翼的剪力、彎矩和扭矩圖。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圖 1 - 11 平直機翼剪力、彎矩和扭矩圖 1 - 12 后掠翼力圖剪力圖彎矩圖扭矩圖1.4.5.

21、機翼主要受力構(gòu)件機翼的外部載荷，是由許多構(gòu)件組成一定型式的結(jié)構(gòu)來承受的。機翼通常是由翼梁、桁條、翼肋和蒙皮等構(gòu)件組成。翼梁由緣條和腹板鉚接而成，翼肋鉚結(jié)在翼梁腹板上，桁條鉚接在翼肋上，蒙皮則鉚接在翼梁緣條、翼肋和桁條等構(gòu)件上。機翼結(jié)構(gòu)中，各種構(gòu)件的基本作用不外乎有兩方面：一是形成和保持必需的機翼外形；二是承受外部載荷引起的剪力、彎矩和扭矩。形成機翼外形的基本構(gòu)件是翼肋和蒙皮。翼肋的形狀就是根據(jù)選定的翼型制成的。蒙皮包在整個機翼骨架外面，可以保證機翼外表光滑和形成必要的翼型。為了使蒙皮在局部空氣動力作用下，不致產(chǎn)生過大的鼓脹和下陷，現(xiàn)代飛機都采用了金屬蒙皮。此外，桁條對保持機翼的外形也有一定作用

22、，因為它能支持蒙皮，防止蒙皮產(chǎn)生過大的變形。機翼結(jié)構(gòu)中承受剪力、彎矩和扭矩的基本構(gòu)件是翼梁、桁條和蒙皮(如圖1-13所示)。圖 1 - 13 機翼結(jié)構(gòu)的基本組成構(gòu)件蒙皮桁條翼肋翼梁緣條翼梁腹板剪力Q要使截面外端沿垂直方向向上移動。由于機翼的蒙皮、翼梁緣條和桁條沿垂直方向很容易產(chǎn)生變形，而翼梁腹板抵抗垂直方向變形的能力卻很大，它能有效地阻止機翼向上移動。所以，剪力主要是由翼梁腹板承受的。圖 1 - 14 機翼結(jié)構(gòu)中各構(gòu)件的連接關(guān)系腹板表示鉚接關(guān)系緣條緣條翼肋桁條蒙皮翼梁彎矩要使機翼產(chǎn)生彎曲變形。當向上彎曲時，翼梁下緣條、機翼下表面的桁條和蒙皮，都會產(chǎn)生拉伸的軸向內(nèi)力，而翼梁上緣條、上表面的蒙皮和

23、桁條，則產(chǎn)生壓縮的軸向內(nèi)力，它們組成內(nèi)力偶與彎矩平衡。所以，彎矩引起的軸向力是由翼梁緣條、桁條和蒙皮共同承受的。機翼受扭矩作用時，翼梁緣條和桁條都很容易變形，而金屬蒙皮和翼梁腹板所組成的合圍框，卻能很好地反抗扭轉(zhuǎn)變形，這時，蒙皮和腹板截面上會產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)剪應(yīng)力并形成反力矩來與扭矩平衡。因此，金屬蒙皮機翼的扭矩，是由蒙皮和腹板所組成的幾個合圍框承受。由于翼梁腹板上同時產(chǎn)生的兩個方向相反的扭轉(zhuǎn)剪應(yīng)力，能互相抵消或部分抵消，所以，可近似地認為，扭矩是由蒙皮形成的整個合圍框承受的。對于雙梁式機翼，其扭矩是由上、下翼面蒙皮和前、后梁組成的合圍框（盒段）承受和傳遞。如果機翼前緣沒有安裝前緣縫翼和前緣襟翼，則前

24、緣蒙皮與前梁組成的盒段也承受和傳遞一小部分扭矩。圖 1 - 15 機翼結(jié)構(gòu)的受力概況Q (剪力)Q前腹板Q后腹板M彎M扭N壓N拉扭ABC1.4.6. 機翼結(jié)構(gòu)型式一布質(zhì)蒙皮機翼這種機翼的結(jié)構(gòu)特點是采用了布質(zhì)蒙皮。布質(zhì)蒙皮在機翼承受彎曲、扭轉(zhuǎn)作用時，很容易變形，因此，它不能承受機翼的彎矩和扭矩，只能承受由于局部空氣動力（吸力或壓力）所產(chǎn)生的張力。如圖1-16所示，為一種布質(zhì)蒙皮機翼結(jié)構(gòu)圖。在這種機翼結(jié)構(gòu)中，彎矩引起的軸向力，全部由翼梁緣條承受；剪力由翼梁腹板承受；扭矩則由翼梁、加強翼肋和張線組成的桁架來承受。由于機翼前緣的局部空氣動力較大，布質(zhì)蒙皮機翼的前緣常采用薄金屬蒙皮制成。這種機翼的扭矩，

25、一部分由加強翼肋、張線等組成的桁架承受，另一部分則由前緣蒙皮和前梁腹板組成的合圍框承受。布質(zhì)蒙皮機翼的抗扭剛度較差，而且蒙皮容易產(chǎn)生局部變形（鼓脹和下陷），飛行速度較大時，會使機翼的空氣動力性能受到很大影響，所以只適用于低速輕型飛機。二金屬蒙皮機翼圖 1 - 16 布質(zhì)蒙皮機翼金屬蒙皮布質(zhì)蒙皮加強翼肋翼肋張線副翼翼肋張線翼梁加強翼肋布質(zhì)蒙皮扭矩緊緊松松現(xiàn)代飛機廣泛應(yīng)用了金屬蒙皮機翼。金屬蒙皮機翼不僅能承受局部空氣動力，而且能承受機翼的扭矩和彎矩。翼梁腹板承受剪力，機翼上下蒙皮和腹板組成的合圍框承受扭矩，同時蒙皮還參與承受彎矩，是這類機翼結(jié)構(gòu)受力的共同點。然而機翼的具體構(gòu)造不同，蒙皮參與承受彎矩

26、的程度也有所不同。這樣，金屬蒙皮的機翼結(jié)構(gòu)，又可分為梁式和單塊式兩類。l 梁式機翼梁式機翼通常有單梁式和雙梁式兩種。它們裝有一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。

27、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。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。當飛行速度增大到一定程度后，薄金屬蒙皮在局部空氣動力作用下就難以保持良好的氣動外形。同時，薄金屬蒙皮的機翼結(jié)構(gòu)，也不容易獲得必要的抗扭剛度。l 單塊式機翼圖 1 - 17 單塊式機翼翼 肋桁 條翼 梁蒙 皮副 翼襟 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。有的單塊式機翼還用波形板來代替桁條。這種機

28、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，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力，所以叫做單塊式機翼。如今，單純的梁式機翼很少采用，一般只用在低速或小型飛機上。速度較高的飛機大多采用帶兩、三根梁的單塊式翼盒結(jié)構(gòu)或多梁厚蒙皮式結(jié)構(gòu)。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

29、于承受集中載荷。接頭聯(lián)接復(fù)雜。梁式機翼與單塊式機翼比較：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，小部分彎矩表 1 - 1 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表 1 - 2 梁式、單塊式機翼的受力特點l 夾層結(jié)構(gòu)機翼: 夾層結(jié)構(gòu)機翼，在較大的局部空氣動力作用下，仍能精確地保持翼型；在翼型較薄的條件下，可以得到必要的強度和剛度。圖 1 - 18 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)夾層結(jié)構(gòu)機翼采用了夾層壁板來做蒙皮和其它構(gòu)件。夾層壁板

30、由內(nèi)外兩層薄金屬板和夾芯組成。夾芯層有的是用輕金屬箔制成的蜂窩狀結(jié)構(gòu)，有的是一層泡沫塑料或輕質(zhì)金屬波形板。夾芯層與內(nèi)外層金屬板膠接或焊接在一起。目前應(yīng)用較廣泛的是蜂窩夾芯壁板。夾層結(jié)構(gòu)的最大優(yōu)點是能夠承受較大的局部空氣動力而不致發(fā)生鼓脹、下陷現(xiàn)象；能夠更好地承受彎矩引起的軸向壓力而不易失去穩(wěn)定性。因此，蜂窩結(jié)構(gòu)機翼能夠在大速度飛行時很好地保持外形，同時結(jié)構(gòu)重量也較輕。蜂窩結(jié)構(gòu)還有一些缺點，例如：很難在蜂窩壁板上開艙口，不便于承受大的集中載荷，損壞后不容易修補，各部分連接比較復(fù)雜。在飛機上使用蜂窩結(jié)構(gòu)的部位主要是一些承受局部空氣動力載荷的非主要受力構(gòu)件上。如操縱面、調(diào)整片、機翼前緣、整流罩等。1

31、.4.7. 機翼構(gòu)件構(gòu)造l 翼梁在各種形式的機翼結(jié)構(gòu)中，翼梁的主要功用都是承受機翼的彎矩和剪力。主要有三種形式的翼梁：腹板式、整體式和桁架式翼梁?，F(xiàn)代飛機機翼，一般都采用腹板式金屬翼梁。這種翼梁由緣條和腹板鉚接而成。緣條用鋁合金或合金鋼的厚壁型材制成，用于承受拉、壓力。腹板用鋁合金板制成，用于承受剪力。薄壁腹板上往往還鉚接了許多鋁合金支柱，以增強其抗剪穩(wěn)定性和連接翼肋。為了合理地利用材料和減輕機翼的結(jié)構(gòu)重量，緣條和腹板的截面積，一般都是沿翼展方向改變，即翼根部分的橫截面積較大，翼尖部分的橫截面積較小。腹板式翼梁的優(yōu)點是，能夠較好地利用機翼結(jié)構(gòu)高度來減輕重量，制造方便。某些飛機上采用了整體式翼梁

32、。整體式翼梁實際上是一種用高強度的合金鋼鍛制成的腹板式翼梁，它的優(yōu)點是：剛度大，截面積寸可以更好地做得符合等強度要求。在翼型較厚的低速重型飛機上，常采用桁架式翼梁。這種翼梁由上下緣條和許多直支柱、斜支柱連接而成。翼梁受剪力時，緣條之間的支柱承受拉力和壓力。緣條和支柱，有的采用鋁合金管或鋼管制成，有的則用厚壁開口型材制成。l 桁條在金屬蒙皮機翼中，桁條的主要功用是：支持蒙皮，防止它在承受局部空氣動力時產(chǎn)生過大的局部變形，并與蒙皮一起把局部空氣動力傳給翼肋；提高蒙皮的抗剪和抗壓穩(wěn)定性，使它能更好地承受機翼的扭矩和彎矩；與蒙皮一起承受由彎矩引起的軸向力。梁式機翼的桁條，一般都用薄鋁板制成，它有開口和

33、閉口兩種。開口截面桁條的穩(wěn)定性很差，而且由于壁很薄，實際上不能參與承受機翼的彎矩。閉口截面的桁條，穩(wěn)定性較好，可以參與承受機翼的彎矩。但是這種桁條與蒙皮鉚接時，具有兩道鉚縫，對于保持機翼表面光滑不利。單塊式機翼的桁條，是用鋁合金擠壓而成的，壁較厚，穩(wěn)定性很好。l 翼肋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；把蒙皮和桁條傳給它的局部空氣動力傳遞給翼梁腹板，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、翼梁腹板，提高它們的穩(wěn)定性等。加強翼肋除了具有上述作用外，還要承受和傳遞較大的集中載荷；在開口邊緣處的加強翼肋，則要把扭矩集中起

34、來傳給翼梁。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。腹板式加強翼肋的緣條，是鋁合金型材料制成的。為了承受較大的集中載荷，加強翼肋的腹板較厚，有時還采用雙層腹板，或者在腹板上用支柱加強。圖 1 - 19 翼梁的構(gòu)造腹板式翼梁整體式翼梁桁架式翼梁BB 截面AA 截面CC 截面DD 截面AA 截面BB 截

35、面腹板支柱緣條直支柱斜支柱緣條桁架式翼肋的構(gòu)造與桁梁相似，也由緣條、直支柱和斜支柱組成。有些翼型較厚的機翼，用這種翼肋來承受較大的集中載荷。圖 1 - 20 翼肋的構(gòu)造腹 板腹板式加強翼肋緣 條腹板式普通翼肋桁架式翼肋斜支柱直支柱緣 條支 柱l 蒙皮各種機翼的蒙皮，都具有承受局部空氣動力和形成機翼外形的作用。在金屬蒙皮機翼結(jié)構(gòu)中，蒙皮還要承受機翼的扭矩和彎矩。現(xiàn)代飛機的機翼，通常都采用鋁合金蒙皮，它的厚度隨機翼的結(jié)構(gòu)型式和它在機翼上的部位確定。由于機翼前緣承受的局部空氣動力較大，飛行中又要求它能夠更準確地保持外形，而翼根部位承受的扭矩和彎矩通常較大，所以一般機翼的前緣和翼根部位，蒙皮最厚，后緣

36、和翼尖部位，蒙皮較薄。為了避免由于各塊蒙皮的厚度不同而影響機翼表面的光滑性，某些飛機還采用了變厚度的過渡蒙皮?，F(xiàn)代飛機的某些操縱面采用了復(fù)合材料。1.4.8. 平直機翼結(jié)構(gòu)中力的傳遞機翼受到各種外力作用后，結(jié)構(gòu)中互相連接的各構(gòu)件，就會產(chǎn)生作用力和反作用力，依次把這些外力傳到機身上去。同時機身就給機翼以反作用力使之平衡。力在機翼結(jié)構(gòu)中的傳遞過程，就是建立在構(gòu)件之間的作用和反作用的關(guān)系上的。一空氣動力的傳遞l 蒙皮怎樣將局部空氣動力傳給桁條和翼肋蒙皮鉚接在桁條和翼肋上，當它受到吸力作用時，就會通過鉚釘把力傳給桁條和翼肋，這時鉚釘承受拉力；蒙皮受到壓力作用時，局部空氣動力直接由蒙皮作用在桁條和翼肋上

37、，鉚釘并不受力。無論在吸力或壓力作用下，蒙皮都要承受張力。圖 1 - 21 蒙皮的受力平衡局部空氣動力翼肋反作用力桁 條翼 肋桁條反作用力蒙皮鉚 釘通過鉚釘或由蒙皮直接傳給桁條的力，由桁條在翼肋上的固定點產(chǎn)生反作用力來平衡?？梢?，桁條在局部空氣動力作用下，象支持在許多翼肋上的多支點梁一樣，要受到彎曲作用。有些蒙皮較厚的機翼上，桁條并不與翼肋直接連接，蒙皮受吸力時傳給桁條的力，由桁條兩邊蒙皮與翼肋相連的鉚釘產(chǎn)生的反作用力來平衡。綜上所述，作用在翼肋上的空氣動力來自兩方面：一方面是由直接與翼肋貼合的蒙皮傳來的；另一方面，來自與翼肋相連的桁條。桁 條傳來的力蒙 皮傳來的力Q圖 1 - 22 桁條的受

38、力平衡蒙 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 皮傳來的力圖 1 - 23 翼肋承受的空氣動力l 翼肋怎樣將載荷傳給翼梁腹板和蒙皮如果忽略水平分力的作用，則傳到翼肋上的空氣動力，可以組合成一個垂直向上的合力，它作用于壓力中心上。飛行中，機翼的壓力中心通常不與剛心重合。因此，這個合力對于翼肋來說，相當于一個作用于剛心上的力和一個對剛心的力矩。剛心的定義是：機翼的每一個橫截面上，都有一個特殊的點，當外力作用線通過這一點時，不會使橫截面轉(zhuǎn)動。如果外力作用線不通過這一點，機翼的橫截面就會繞該點轉(zhuǎn)動，這個特殊的點稱為該橫截面的剛心。機翼各橫截面的剛心的連線稱

39、為機翼的剛心軸。作用在剛心上的力，要使翼肋沿垂直方向移動，而翼肋是固定在翼梁腹板上的，在翼肋沿垂壓力中心剛心M 扭 =QCQQ圖 1 - 24 翼肋傳給腹板的力Qy1=y2Q Q 1Q 2剛心剛心 Q 2Q 1圖 1 - 25 移到剛心上上載荷直方向移動的時候，就把這個力傳給腹板，使兩根翼梁彎曲。由于作用在剛心上的力不會使翼肋轉(zhuǎn)動，在翼肋平面上，兩根翼梁的彎曲變形程度相同，因此，翼肋傳給前后梁腹板的力與前后梁的抗彎剛度成正比。前后梁腹板對翼肋的反作用力，分別與作用力Q 1、Q 2相等。Q 剛 心 q扭 M扭 q1 q2 在傳力的過程中，蒙皮和翼肋之間存在著相互支持、相互傳力的關(guān)系：第一、蒙皮沿

40、垂直表面的方向很容易變形（即剛度很?。斔艿轿蛪毫r，要依靠翼肋的支持，并把空氣動力傳給翼肋；第二、蒙皮在自己平面內(nèi)不容易變形（即剛度較大），當翼肋受到外力矩時，蒙皮能夠?qū)σ砝咂鹬С肿饔茫蚨砝呔蛯⑼饬貍鹘o蒙皮。圖 1 - 26 翼肋的受力平衡l 蒙皮怎樣將翼肋傳來的載荷傳給機身圖 1 - 27 翼肋的剪力、彎矩圖Q壓力中心剛 心空氣動力Q 1Q 2剪力圖彎矩圖翼肋以剪流形式傳給蒙皮的力矩，要使機翼產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形，它對機翼來說是扭矩。機翼扭轉(zhuǎn)時，蒙皮截面上會產(chǎn)生沿合圍框周緣的剪流。剪流形成的內(nèi)力矩與截面外端所有翼肋傳給蒙皮的扭矩平衡。這時，機翼各部分的蒙皮都要產(chǎn)生剪切變形。圖 1 -

41、 28 機翼蒙皮承受扭矩的情況翼肋傳給蒙皮的剪流蒙皮截面內(nèi)的剪流蒙皮剪切變形M扭扭翼根處的扭矩傳給機身的方式，由翼根部分的構(gòu)造來決定。如果翼根部分沒有開大艙口，機翼蒙皮與機身是沿整個接合周緣連接的，扭矩就能通過蒙皮以剪流的形式沿接合周緣傳給機身。如果翼根部分開有大艙口，機翼只是通過翼梁與機身隔框相連，那末蒙皮就只能將扭矩以剪流的形式傳給開口邊緣的加強翼肋，并有使加強翼肋旋轉(zhuǎn)的趨勢。這時加強翼肋的兩個支點(前后梁腹板)，對它產(chǎn)生一對大小相等、方向相反的反作用力，形成反力偶來阻止它旋轉(zhuǎn)。同時，加強翼肋也就對前后梁腹板各產(chǎn)生一個作用力，把扭矩以力偶形式傳給翼梁。前后翼梁則將扭矩產(chǎn)生的作用力，在機翼與

42、機身的連接點處，傳給機身隔框。l 翼梁怎樣將載荷傳給機身隔框和緣條翼梁腹板一方面與機身隔框連接，另一方面還以縱向的鉚釘與緣條相連。q緣條N壓N拉Q腹板翼肋傳到腹板上的剪流q緣條ZQ腹板Q腹板H圖 1 - 29 腹板的受力平衡各個翼肋通過鉚縫傳給腹板的力，要使翼梁腹板承受剪切作用。翼根截面的剪力，由機翼與機身隔框相連的鉚釘或螺栓產(chǎn)生反作用力來平衡。此外，翼肋傳來的力，還要使翼梁各截面承受彎矩。這個彎矩是通過腹板和緣條連接的兩排縱向鉚釘傳到緣條上去的。l 翼梁緣條怎樣傳遞腹板傳來的載荷當翼肋傳給腹板的力的方向向上時，腹板沿縱向鉚縫傳給上緣條的剪流是由翼尖指向翼根的，它要使由前后梁的上緣條、上緣條之

43、間的蒙皮和桁條組成的上部壁板向翼根方向移動。于是，上部壁板各構(gòu)件的截面上要產(chǎn)生壓縮的軸向內(nèi)力，來阻止壁板移動，并與緣條上的縱向剪流平衡。下緣條上縱向剪流的方向相反，下部壁板各個構(gòu)件要產(chǎn)生拉伸的軸向內(nèi)力。可見，傳到緣條上的縱向剪流不能完全由緣條本身產(chǎn)生的軸向力來平衡，它還要通過鉚釘將一部分力傳給蒙皮；而傳到蒙皮上的那一部分力，也不能完全由蒙皮產(chǎn)生的軸向力來平衡，它又要將一部分力通過鉚釘傳給桁條。在些傳力過程中，壁板上的鉚釘都要沿鉚縫方向受到剪力。以上分析表明，彎矩以縱向剪流的形式傳給上、下緣條以后，是由上、下壁板來承受的。圖 1 - 30 機翼結(jié)構(gòu)中力的傳遞翼梁腹板桁 條蒙 皮空氣動力剪 力蒙

44、皮彎 矩扭 矩翼 肋翼梁緣條整體壁板機身二集中載荷的傳遞情況機翼上的集中載荷，如部件的質(zhì)量力、偏轉(zhuǎn)副翼和放下襟翼時產(chǎn)生的空氣動力、飛機接地時起落架受到的撞擊力等，通常都直接作用在某個翼肋上。翼肋受到集中載荷后，如前面所述的過程一樣，把這個載荷按翼梁的抗彎剛度成比例地傳給各個腹板，而把這個載荷引起的扭矩傳給蒙皮。蒙皮和腹板受到翼肋傳來的作用力以后，再把它們傳給緣條和機身。翼梁腹板和蒙皮都是薄壁構(gòu)件，如果載荷集中地作用在薄壁的某一部位，它就容易損壞。但是，翼肋能以剪流的形式將載荷分散地傳給蒙皮和腹板。可見，分散集中載荷也是翼肋在機翼結(jié)構(gòu)中的作用之一。傳遞較大的集中載荷的翼肋，通常都是加強的。它們的

45、結(jié)構(gòu)強度較大，同腹板、蒙皮的連接也比普通翼肋結(jié)實很多，一般是兩排或三排直徑較大的鉚釘連接。盡管如此，當飛機作劇烈的機動飛行或粗猛著陸后，加強翼肋上的部件固定接頭，以及加強翼肋與腹板、蒙皮連接的鉚釘仍可能因受力過大而損壞。因此，對這些部位，應(yīng)當特別注意檢查，修理這些部位時，也要特別注意保持其強度。有些飛機機翼上的集中載荷，是通過固定接頭上的螺釘或鉚釘直接作用在翼梁上的。這時，集中載荷由翼梁腹板和緣條直接傳給機身。維護工作中，對這些固定接頭，也應(yīng)加強檢查。機翼結(jié)構(gòu)中力的傳遞過程，可以簡要歸納如下： 蒙皮上的局部空氣動力，由桁條和直接同翼肋貼合的蒙皮傳給翼肋。 翼肋將空氣動力和集中載荷，按梁的抗彎剛

46、度成正比地傳給腹板，將它們對剛心扭矩傳給蒙皮。蒙皮將扭矩傳給與機身接合的周緣螺釘（或開口邊緣的加強翼肋）。 腹板把各個翼肋傳來的剪力，傳給機身隔框；把這些力產(chǎn)生的彎矩，通過縱向排列的鉚釘傳給上下緣條。 機翼翼梁的緣條，連同桁條和蒙皮，把由縱向鉚釘傳來的力，傳給機身的連接接頭。從力的傳遞的分析中可以看出：檢查機翼時應(yīng)當注意觀察各部分的鉚縫情況，因為機翼各構(gòu)件都是通過鉚釘來傳力的。檢查鉚縫時，可以根據(jù)飛機的具體情況，確定必須著重檢查的部位。例如，飛機粗猛著陸后，應(yīng)當著重檢查固定起落架部位的翼肋或翼梁上的鉚釘；飛機作劇烈的飛行動作后，則應(yīng)對固定大部件的加強翼肋上的鉚縫、翼根部位的腹板和緣條相連的鉚縫

47、等，進行仔細檢查。根據(jù)鉚縫的損傷現(xiàn)象，可以大致判斷造成損傷的原因。例如飛機粗猛著陸后，在過大的撞擊力作用下，機翼各部分的鉚釘可能受到過大的剪切作用而損壞，這時鉚釘孔則會因一側(cè)與鉚釘頭劇烈擠壓而變成橢圓形；又如飛機的飛行速度過大，蒙皮要承受過大的吸力，結(jié)果由于蒙皮或鉚釘?shù)淖冃?，在鉚釘孔周圍可能出現(xiàn)圓圈狀的痕跡。現(xiàn)代飛機機翼結(jié)構(gòu)中的蒙皮，不僅在傳遞扭矩時要受到剪切作用，而且在傳遞彎矩時還要承受壓縮和拉伸軸向力，因此，維護和修理工作中，經(jīng)常保持蒙皮具有良好的表面狀況和承載能力（強度、剛度、穩(wěn)定性），是十分重要的。飛行中，如果操縱動作過于劇烈，機翼蒙皮就可能因受剪或受壓失去穩(wěn)定性而出現(xiàn)曲皺，或因受力過

48、大而產(chǎn)生裂紋，此外，還會使蒙皮與其它構(gòu)件相連的鉚釘松動或脫落。這些故障都會使蒙皮表面粗糙和承載能力變差，維護、修理時，必須注意及時發(fā)現(xiàn)和修復(fù)。1.4.9. 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)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。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(fù)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

49、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)機身是飛機的一個重要部件，它的主要功用是：固定機翼、尾翼、起落架等部件，使之連成一個整體；同時，它還用來裝載人員（機組人員、乘客）、貨物、燃油及各種設(shè)備。飛行中，機身的阻力要占整個飛機阻力的較大一部分，因此，要求機身具有良好的流線形、光滑的表面、合理的截面形狀以及盡可能小的橫截面積。在

50、飛行和著陸過程中，機身不僅要承受作用于其表面的局部空氣動力，而且還要承受起落架和機身上其它部件傳來的集中載荷，所以機身結(jié)構(gòu)必須具有足夠的強度和剛度。1.5.1. 機身外部載荷一機身與機翼受力比較在飛行和著陸過程中，機身要承受由機翼、尾翼、起落架等部件的固定接頭傳來的集中載荷，同時還要承受機身上的各部件的質(zhì)量力、以及結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)量力。機身在上述載荷作用下，與機翼一樣，也要承受剪力、彎矩和扭矩。 機翼承受的載荷主要是分布的空氣動力，而機身承受的載荷主要是各個部件傳來的集中載荷。這是因為，在飛行中機身表面雖然也要承受局部空氣動力，但與機翼相比，機身的大部分表面承受的局部空氣動力較小，并且局部空氣動力

51、沿橫截面周緣大致對稱分布的，基本上能自相平衡而不再傳給機身的其它部分?？烧J為局部空氣動力只對結(jié)構(gòu)中局部構(gòu)件的受力有一定影響（如一些突出部分），而不會影響到整個機身的結(jié)構(gòu)的受力。此外，機身結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)量力也相對較小，通常是把它附加到各個集中載荷上去考慮。因此分析機身的受力時，只考慮集中載荷的作用。 機翼沿水平方向的抗彎剛度很大而載荷較小。在研究機翼的受力時，可以不考慮水平載荷的作用。但在研究機身的受力時，就必須考慮側(cè)向水平載荷。因為，一方面機身的截面形狀大多是圓形或接近圓形的，它沿水平方向和垂直方向的抗彎剛度相差不多；另一方面，機身承受的側(cè)向水平載荷和垂直載荷也相差不大，而且在承受側(cè)向水平載荷時

52、，往往還要受到扭轉(zhuǎn)作用。二機身外部載荷圖 1 - 31 機身在對稱載荷作用下的剪力、彎矩RARBRCRDDq剪力圖彎矩圖ABCD作用于機身上的載荷通?？梢苑譃閷ΨQ載荷與不對稱載荷。l 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。如圖所示1-31，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

53、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。圖 1 - 32 側(cè)滑時水平尾翼上的不對稱載荷l 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： 水平尾翼不對稱載荷當水平尾翼的升力不對稱時，水平尾翼形成不對稱載荷。 垂直尾翼側(cè)向水平載荷 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、和扭轉(zhuǎn)。圖 1 - 33 橫滾時水平尾翼上的不對稱載荷圖 1 - 34 在不對稱載荷作用下機身的

54、扭矩1.5.2. 機身的結(jié)構(gòu)形式一構(gòu)架式機身圖 1 - 35 構(gòu)架式機身構(gòu) 架緣 條桁 條支 柱斜支柱隔 框布質(zhì)蒙皮在早期的低速飛機上，機身的承力構(gòu)架都做成四緣條的立體構(gòu)架。為了減小飛機的阻力，在承力構(gòu)架外面，固定有整形用的隔框、桁條和布質(zhì)蒙皮（或木制蒙皮），這些構(gòu)件只承受局部空氣動力，不參加整個結(jié)構(gòu)的受力。機身的剪力、彎矩和扭矩全部由構(gòu)架承受。其中彎矩引起的軸向力，由構(gòu)架的四根緣條承受；垂直方向的剪力由構(gòu)架兩側(cè)的支柱和斜支柱（或各對張線）承受；水平方向的剪力由上、下平面內(nèi)的支柱、斜支柱（或張線）承受；機身的扭矩，則由四個平面構(gòu)架組成的立體結(jié)構(gòu)承受。構(gòu)架式機身的抗扭剛度差，空氣動力性能不好，其

55、內(nèi)部容積也不易得到充分利用。只有一些小型低速飛機機身采用構(gòu)架式機身。二硬殼式機身隔 框 框 架蒙 皮圖 1 - 36 硬殼式機身結(jié)構(gòu)蒙 皮框 架桁 條隔 框圖 1 - 37 半硬殼式機身結(jié)構(gòu)硬殼式機身采用框架、隔框形成機身的外形，而蒙皮承受主要的應(yīng)力。硬殼式機身結(jié)構(gòu)沒有縱向加強件，因而蒙皮必須足夠強以維持機身的剛性。其主要問題是重量較重，現(xiàn)代飛機較少采用這種結(jié)構(gòu)。三半硬殼式機身為了使機身結(jié)構(gòu)的剛度能滿足飛行速度日益增大的要求，需要使蒙皮參加整個結(jié)構(gòu)的受力。因此，目前的機身結(jié)構(gòu)，廣泛采用了金屬蒙皮，并且將蒙皮與隔框、大梁、桁條牢固地鉚接起來，成為一個受力的整體，通常稱為半硬殼式機身。在半硬殼式機身中，大梁和桁條用來承受彎矩引起的軸向力；蒙皮除了要不同程度地承受軸向力外，還要承受全部剪力和扭矩；隔框用來保持機身的外形和承受局部空氣動力，此外，還要承受各部件傳來的集中載荷，并將這些載荷分散地傳給蒙皮。l 桁梁式機身桁梁式機身由幾根較強的大梁、較弱的桁條、較薄的蒙皮和隔框組成。機身彎曲時，彎矩引起的軸向力主要由大梁承受。蒙皮和桁條組成的壁板，截面積較小，受壓穩(wěn)定性較差，只能承受一小部分彎矩引起的軸向力。桁梁式機身，由于采用了較強的大梁，因而可以開大的艙口而不會顯著地降低結(jié)構(gòu)的強度和剛度。隔 框蒙 皮桁 條大 梁圖 1 - 38 桁梁式機身l 桁條式機身圖 1 - 39 桁條式機身蒙