飛機蒙皮結(jié)構(gòu).doc

飛機結(jié)構(gòu)詳細講解2006年12月18日 星期一 上午 02:25機翼機翼是飛機的重要部件之一，安裝在機身上。其最主要作用是產(chǎn)生升力，同時也可以在機翼內(nèi)布置彈藥倉和油箱，在飛行中可以收藏起落架。另外，在機翼上還安裝有改善起飛和著陸性能的襟翼和用于飛機橫向操縱的副翼，有的還在機翼前緣裝有縫翼等增加升力的裝置。由于飛機是在空中飛行的，因此和一般的運輸工具和機械相比，就有很大的不同。飛機的各個組成部分要求在能夠滿足結(jié)構(gòu)強度和剛度的情況下盡可能輕，機翼自然也不例外，加之機翼是產(chǎn)生升力的主要部件，而且許多飛機的發(fā)動機也安裝在機翼上或機翼下，因此所承受的載荷就更大，這就需要機翼有很好的結(jié)構(gòu)強度以承受這巨大的載荷，同時也要有很大的剛度保證機翼在巨大載荷的作用下不會過分變形。機翼的基本受力構(gòu)件包括縱向骨架、橫向骨架、蒙皮和接頭。其中接頭的作用是將機翼上的載荷傳遞到機身上，而有些飛機整個就是一個大的飛翼，如B2隱形轟炸機則根本就沒有接頭。以下是典型的梁式機翼的結(jié)構(gòu)。一、縱向骨架 機翼的縱向骨架由翼梁、縱檣和桁條等組成，所謂縱向是指沿翼展方向，它們都是沿翼展方向布置的。 * 翼梁是最主要的縱向構(gòu)件，它承受全部或大部分彎矩和剪力。翼梁一般由凸緣、腹板和支柱構(gòu)成（如圖所示）。凸緣通常由鍛造鋁合金或高強度合金鋼制成，腹板用硬鋁合金板材制成，與上下凸緣用螺釘或鉚釘相連接。凸緣和腹板組成工字型梁，承受由外載荷轉(zhuǎn)化而成的彎矩和剪力。* 縱檣與翼梁十分相像，二者的區(qū)別在于縱檣的凸緣很弱并且不與機身相連，其長度有時僅為翼展的一部分?？v檣通常布置在機翼的前后緣部分，與上下蒙皮相連，形成封閉盒段，承受扭矩。靠后緣的縱檣還可以懸掛襟翼和副翼。* 桁條是用鋁合金擠壓或板材彎制而成，鉚接在蒙皮內(nèi)表面，支持蒙皮以提高其承載能力，并共同將氣動力分布載荷傳給翼肋。二、橫向骨架 機翼的橫向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加強翼肋，橫向是指垂直于翼展的方向，它們的安裝方向一般都垂直于機翼前緣。* 普通翼肋的作用是將縱向骨架和蒙皮連成一體，把由蒙皮和桁條傳來的空氣動力載荷傳遞給翼梁，并保持翼剖面的形狀。* 加強翼肋就是承受有集中載荷的翼肋。隨著現(xiàn)代航空技術(shù)的進步，新的飛行動力理論的應(yīng)用，飛機機身的外形也呈現(xiàn)千姿百態(tài)，變化多端，如隱身戰(zhàn)斗機所使用的機翼和機身融為一體的翼身融合體；除去機身和尾翼的飛翼；除去機翼的升力體機身；以汽車作為機身的汽車飛機等等。三、蒙皮 蒙皮是包圍在機翼骨架外的維形構(gòu)件，用粘接劑或鉚釘固定于骨架上，形成機翼的氣動力外形。蒙皮除了形成和維持機翼的氣動外形之外，還能夠承受局部氣動力。早期低速飛機的蒙皮是布質(zhì)的，而如今飛機的蒙皮多是用硬鋁板材制成的金屬蒙皮。* 按機翼的數(shù)量分類：可分為單翼機、雙翼機、多翼機等； * 按機翼的平面形狀分類：可分為平直翼、后掠翼、前掠翼、三角翼等等；* 按機翼的構(gòu)造形式分類：可分為構(gòu)架式、梁式、壁板式、整體式等等。此外，機翼的剖面形狀也是多種多樣，隨著生產(chǎn)技術(shù)以及流體力學(xué)的發(fā)展，從早期的平直矩形機翼剖面到后來的流線形剖面、菱形剖面，機翼的升力性能越來越好，相反受到的空氣阻力越來越小，也就是說機翼的升力系數(shù)越來越大，相同面積的機翼所產(chǎn)生的升力就越來越大。盡管機翼的外形五花八門、多種多樣，然而，不論采用什么樣的形狀，設(shè)計者都必須使飛機具有良好的氣動外形，并且使結(jié)構(gòu)重量盡可能的輕。所謂良好的氣動外形，是指升力大、阻力小、穩(wěn)定操縱性好。以下是用來衡量機翼氣動外形的主要幾何參數(shù)翼展：翼展是指機翼左右翼尖之間的長度，一般用l表示。翼弦：翼弦是指機翼沿機身方向的弦長。除了矩形機翼外，機翼不同地方的翼弦是不一樣的，有翼根弦長b0、翼尖弦長b1。一般常用的弦長參數(shù)為平均幾何弦長bav，其計算方法為：bav（b0b1）/2。展弦比：翼展l和平均幾何弦長bav的比值叫做展弦比，用表示，其計算公式可表示為：l/ bav。同時，展弦比也可以表示為翼展的平方于機翼面積的比值。展弦比越大，機翼的升力系數(shù)越大，但阻力也增大，因此，高速飛機一般采用小展弦比的機翼。后掠角：后掠角是指機翼與機身軸線的垂線之間的夾角。后掠角又包括前緣后掠角（機翼前緣與機身軸線的垂線之間的夾角，一般用0表示）、后緣后掠角（機翼后緣與機身軸線的垂線之間的夾角，一般用1表示）及1/4弦線后掠角（機翼1 /4弦線與機身軸線的垂線之間的夾角，一般用0.25表示）。如果飛機的機翼向前掠，則后掠角就為負值，變成了前掠角。根梢比：根梢比是翼根弦長b0與翼尖弦長b1的比值，一般用表示，b0/b1。相對厚度：相對厚度是機翼翼型的最大厚度與翼弦b的比值。除此之外，機翼在安裝時還可能帶有上反角或者下反角。上反角是指機翼基準面和水平面的夾角，當(dāng)機翼有扭轉(zhuǎn)時，則是指扭轉(zhuǎn)軸和水平面的夾角。當(dāng)上反角為負時，就變成了下反角(Cathedral angle)。機身飛機機身的功用主要是裝載人員、貨物、燃油、武器、各種裝備和其他物資，它還可用于連接機翼、尾翼、起落架和其他有關(guān)的構(gòu)件，并把它們連接成為一個整體。按照機身的功用，首先在使用方面，應(yīng)要求它具有盡可能大的空間，使它的單位體積利用率最高，以便能裝載更多的人和物資，同時連接必須安全可靠。應(yīng)有良好的通風(fēng)加溫和隔音設(shè)備；視界必須廣調(diào)，以利于飛機的起落。其次在氣動方面，它的迎風(fēng)面積應(yīng)減小到最小，表面應(yīng)光滑，形狀應(yīng)流線化而沒有突角和縫隙，以便盡可能地減小阻力。另外，在保證有足夠的強度、剛度和抗疲勞的能力情況下，應(yīng)使它的重量最輕。對于具有氣密座艙的機身，抗疲勞的能力尤為重要。 飛機機身的型式一般有機身型、船身型和短艙型，機身型是陸上飛機的機體，水上飛機機體一般采用船身型，至于短艙型則是沒有尾翼的機體，它包括雙機身和雙尾撐。另外，二戰(zhàn)中還有一種偵察/轟炸飛機，介于雙機身和雙尾撐形式之間：一側(cè)機身有座艙，另一側(cè)機身則連接尾翼，這種不對稱布局在飛機上較少見。機身的外形和發(fā)動機的類型、數(shù)目及安裝位置有關(guān)。例如活塞發(fā)動機螺旋槳式飛機的機身，就與噴氣式發(fā)動機飛機的機身有所不同。從機身外形來看，不外乎側(cè)面形狀和剖面形狀兩種。側(cè)面形狀一般為拉長的流線體?，F(xiàn)代飛機的側(cè)面形狀受到駕駛艙的很大影響。有的駕駛艙平滑地露于氣流之中，有的則埋藏在機身之內(nèi)，前者多用于中小型飛機，后者多用于大型飛機?，F(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機根據(jù)跨音速飛行的阻力特點，首先采用了跨音速面積律，即安裝機翼部位的機身截面適當(dāng)縮小，形成蜂腰機身；其次它的機頭往往做得很尖，或者在頭部用空速管作為激波桿，遠遠地伸出在迎面氣流之中。這也有助于削弱激波的強度，減小波阻；第三是隨著速度的不斷增長，飛機機身的“長細比”不斷增大，即用細而長的旋轉(zhuǎn)體作機身。現(xiàn)代超音速飛機機身的長細比已超過10。所謂長細比即是機身長度與機身剖面的最大直徑的比值，這一比值越大，則機身越細越長。而且隨著速度的提高，飛機機身相對于機翼尺寸也越來越大。還有些超音速飛機為了減小阻力，盡量將駕駛艙埋藏于機身外形輪廓線之內(nèi)。這樣就使得飛機在著陸時座艙視界大大惡化。為了改善這種情況，就將機頭做成活動的，著陸時可以下垂。例如“協(xié)和”號超音速旅客機機頭就可下垂17.5度。其機頭可有三種狀態(tài)。超音速飛行時，機頭呈流線形；亞音速飛行時，檔整流罩放下，以擴大駕駛員的視界；進場和著陸時則全部下垂，駕駛員視界就更擴大了。常用的機身剖面形狀有圓、橢圓、方、梯形等，這些形狀適用于不同用途及速度范圍的飛機。例如低速飛機可用方形，而具有氣密座艙的高亞音速大型客機，則多用圓形或橢圓形。噴氣式戰(zhàn)斗機一般采用不規(guī)則的形狀。隨著現(xiàn)代航空技術(shù)的進步，新的飛行動力理論的應(yīng)用，飛機機身的外形也呈現(xiàn)千姿百態(tài)，變化多端，如隱身戰(zhàn)斗機所使用的機翼和機身融為一體的翼身融合體；除去機身和尾翼的飛翼；除去機翼的升力體機身；以汽車作為機身的汽車飛機等等。起落架大家都知到，任何人造的飛行器都有離地升空的過程，而且除了一次性使用的火箭導(dǎo)彈和不需要回收的航天器之外，絕大部分飛行器都有著陸或回收階段。對飛機而言，實現(xiàn)這一起飛著陸功能的裝置主要就是起落架。起落架就是飛機在地面停放、滑行、起飛著陸滑跑時用于支撐飛機重力，承受相應(yīng)載荷的裝置。簡單地說，起落架有一點象汽車的車輪，但比汽車的車輪復(fù)雜的多，而且強度也大的多，它能夠消耗和吸收飛機在著陸時的撞擊能量。概括起來，起落架的主要作用有以下四個：* 承受飛機在地面停放、滑行、起飛著陸滑跑時的重力；* 承受、消耗和吸收飛機在著陸與地面運動時的撞擊和顛簸能量；* 滑跑與滑行時的制動；* 滑跑與滑行時操縱飛機。在過去，由于飛機的飛行速度低，對飛機氣動外形的要求不十分嚴格，因此飛機的起落架都是固定的，這樣對制造來說不需要有很高的技術(shù)。當(dāng)飛機在空中飛行時，起落架仍然暴露在機身之外。隨著飛機飛行速度的不斷提高，飛機很快就跨越了音速的障礙，由于飛行的阻力隨著飛行速度的增加而急劇增加，這時，暴露在外的起落架就嚴重影響了飛機的氣動性能，阻礙了飛行速度的進一步提高。因此，人們便設(shè)計出了可收放的起落架，當(dāng)飛機在空中飛行時就將起落架收到機翼或機身之內(nèi)，以獲得良好的氣動性能，飛機著陸時再將起落架放下來。然而，有得必有失，這樣做的不足之處是由于起落架增加了復(fù)雜的收放系統(tǒng)，使得飛機的總重增加。但總的說來是得大于失，因此現(xiàn)代飛機不論是軍用飛機還是民用飛機，它們的起落架絕大部分都是可以收放的，只有一小部分超輕型飛機仍然采用固定形式的起落架（如蜜蜂系列超輕型飛機）。 起落架的布置形式是指飛機起落架支柱(支點)的數(shù)目和其相對于飛機重心的布置特點。目前，飛機上通常采用四種起落架形式：* 后三點式：這種起落架有一個尾支柱和兩個主起落架。并且飛機的重心在主起落架之后。后三點式起落架多用于低速飛機上。前三點式：這種起落架有一個前支柱和兩個主起落架。并且飛機的重心在主起落架之前。前三點式起落架目前廣泛應(yīng)用于高速飛機上。* 自行車式：這種起落架除了在飛機重心前后各有一個主起落架外，還具有翼下支柱，即在飛機的左、右機翼下各有一個輔助輪。* 多支柱式：這種起落架的布置形式與前三點式起落架類似，飛機的重心在主起落架之前，但其有多個主起落架支柱，一般用于大型飛機上。如美國的波音747旅客機、C-5A(軍用運輸機（起飛質(zhì)量均在350噸以上)以及蘇聯(lián)的伊爾86旅客機(起飛質(zhì)量206噸)。顯然，采用多支柱、多機輪可以減小起落架對跑道的壓力，增加起飛著陸的安全性。在這四種布置形式中，前三種是最基本的起落架形式，多支柱式可以看作是前三點式的改進形式。目前，在現(xiàn)代飛機中應(yīng)用最為廣泛的起落架布置形式就是前三點式。起落架的結(jié)構(gòu)分類* 構(gòu)架式起落架構(gòu)架式起落架的主要特點是：它通過承力構(gòu)架將機輪與機翼或機身相連。承力構(gòu)架中的桿件及減震支柱都是相互鉸接的。它們只承受軸向力(沿各自的軸線方向)而不承受彎矩。因此，這種結(jié)構(gòu)的起落架構(gòu)造簡單，質(zhì)量也較小，在過去的輕型低速飛機上用得很廣泛。但由于難以收放，現(xiàn)代高速飛機基本上不采用。* 支柱式起落架支柱式起落架的主要特點是：減震器與承力支柱合而為一，機輪直接固定在減震器的活塞桿上。減震支柱上端與機翼的連接形式取決于收放要求。對收放式起落架，撐桿可兼作收放作動筒。扭矩通過扭力臂傳遞，亦可以通過活塞桿與減震支柱的圓筒內(nèi)壁采用花鍵連接來傳遞。這種形式的起落架構(gòu)造簡單緊湊，易于放收，而且質(zhì)量較小，是現(xiàn)代飛機上廣泛采用的形式之一。支柱式起落架的缺點是：活塞桿不但承受軸向力，而且承受彎矩，因而容易磨損及出現(xiàn)卡滯現(xiàn)象，使減震器的密封性能變差，不能采用較大的初壓力。* 搖臂式起落架搖臂式起落架的主要特點是：機輪通過可轉(zhuǎn)動的搖臂與減震器的活塞桿相連。減震器亦可以兼作承力支柱。這種形式的活塞只承受軸向力，不承受彎矩，因而密封性能好，可增大減震器的初壓力以減小減霞器的尺寸，克服了支柱式的缺點，在現(xiàn)代飛機上得到了廣泛的應(yīng)用。搖臂式起落架的缺點是構(gòu)造較復(fù)雜，接頭受力較大，因此它在使用過程中的磨損亦較大。水平尾翼水平尾翼簡稱平尾，安裝在機身后部，主要用于保持飛機在飛行中的穩(wěn)定性和控制飛機的飛行姿態(tài)。尾翼的內(nèi)部結(jié)構(gòu)與機翼十分相似，通常都是由骨架和蒙皮構(gòu)成，但它們的表面尺寸一般較小，厚度較薄，在構(gòu)造形式上有一些特點。一般來說，水平尾翼由固定的水平安定面和可偏轉(zhuǎn)的升降舵組成。* 水平安定面安定面的作用是使飛機具有適當(dāng)?shù)撵o穩(wěn)定性。當(dāng)飛機在空中作近似勻速直線運動飛行時，常常會受到各種上升氣流或者側(cè)向風(fēng)的影響，此時飛機的航行姿態(tài)就會發(fā)生改變，飛機會圍繞質(zhì)心左右（偏航）、上下（俯仰）以及滾轉(zhuǎn)。如果飛機是靜不穩(wěn)定的，就無法自動恢復(fù)到原來的飛行姿態(tài)，即如果飛機受到風(fēng)的擾動而抬頭，那么飛機就會持續(xù)抬頭，而且當(dāng)這股擾動氣流消失以后，飛機就會保持抬頭姿態(tài)，而無法恢復(fù)到原來的姿態(tài)。飛機的水平安定面就能夠使飛機在俯仰方向上（即飛機抬頭或低頭）具有靜穩(wěn)定性。水平安定面是水平尾翼中的固定翼面部分。當(dāng)飛機水平飛行時，水平安定面不會對飛機產(chǎn)生額外的力矩；而當(dāng)飛機受到擾動抬頭時，此時作用在水平安定面上的氣動力就會產(chǎn)生一個使飛機低頭的力矩，使飛機恢復(fù)到水平飛行姿態(tài)；同樣，如果飛機低頭，則水平安定面產(chǎn)生的力矩就會使飛機抬頭，直至恢復(fù)水平飛行為止。* 升降舵上面所說的情況是假設(shè)飛機作自由運動，而沒有飛行員操縱。當(dāng)我們需要操縱飛機抬頭或低頭時，水平尾翼中的升降舵就會發(fā)生作用。升降舵是水平尾翼中可操縱的翼面部分，其作用是對飛機進行俯仰操縱。當(dāng)需要飛機抬頭向上飛行時，駕駛員就會操縱升降舵向上偏轉(zhuǎn)，此時升降舵所受到的氣動力就會產(chǎn)生一個抬頭的力矩，飛機就抬頭向上了（如上圖所示）。反之，如果駕駛員操縱升降舵向下偏轉(zhuǎn)，飛機就會在氣動力矩的作用下低頭。隨著飛機的不斷發(fā)展，為了進一步提高飛機的操縱性能，尤其是在超音速飛行時的操縱能力，如今許多超音速飛機（尤其是高性能的戰(zhàn)斗機，如俄羅斯的Su27、美國的F15“鷹”戰(zhàn)斗機等）都將水平尾翼設(shè)計成可偏轉(zhuǎn)的整體，稱為全動平尾。全動平尾是將飛機的水平安定面和升降舵合而為一的部件，它通過轉(zhuǎn)軸與機身結(jié)合，飛行員可以控制整個平尾偏轉(zhuǎn)，這使得飛機的操縱性能大大提高。根據(jù)轉(zhuǎn)軸的安排形式，全動平尾可分為兩大類：直軸式全動平尾和斜軸式全動平尾。 * 直軸式全動平尾直軸式全動平尾的轉(zhuǎn)軸與機身軸線相垂直，構(gòu)造比較簡單，適用于小展弦比的梯形和三角形平尾。其缺點是空氣動力載荷對轉(zhuǎn)軸的扭矩較大。* 斜軸式全動平尾斜軸式全動平尾的轉(zhuǎn)軸與機身軸線不垂直，往往帶有一定的后掠角，適用于后掠平尾。斜軸式全動平尾的優(yōu)點是便于將轉(zhuǎn)軸安排在平尾翼型最大厚度線附近，也有利于減小空氣動力載荷對轉(zhuǎn)軸的扭矩。其缺點是：轉(zhuǎn)軸在機身內(nèi)的安排比較復(fù)雜，此外，如果要在左右轉(zhuǎn)軸連接處用一個搖臂推動兩邊的平尾同時偏轉(zhuǎn)，則接頭的構(gòu)造相當(dāng)復(fù)雜。垂 直 尾 翼垂直尾翼簡稱垂尾，也叫做立尾，安裝在機身后部，其功能與水平尾翼類似，也是用來保持飛機在飛行中的穩(wěn)定性和控制飛機的飛行姿態(tài)。不同的是垂直尾翼是使飛機在左右（偏航）方向具有一定的靜穩(wěn)定性，并控制飛機在左右（偏航）方向的運動。同水平尾翼一樣，垂直尾翼由固定的垂直安定面和可偏轉(zhuǎn)的方向舵組成。垂直安定面 飛機的垂直安定面的作用是使飛機在偏航方向上（即飛機左轉(zhuǎn)或右轉(zhuǎn)）具有靜穩(wěn)定性。垂直安定面是垂直尾翼中的固定翼面部分。當(dāng)飛機沿直線作近似勻速直線運動飛行時，垂直安定面不會對飛機產(chǎn)生額外的力矩，但當(dāng)飛機受到氣流的擾動，機頭偏向左或右時，此時作用在垂直安定面上的氣動力就會產(chǎn)生一個與偏轉(zhuǎn)方向相反的力矩，使飛機恢復(fù)到原來的飛行姿態(tài)。而且一般來說，飛機偏航得越厲害，垂直安定面所產(chǎn)生的恢復(fù)力矩就越大。方向