飛機(jī)構(gòu)造基礎(chǔ)飛機(jī)結(jié)構(gòu)PPT課件

1、飛機(jī)構(gòu)造學(xué) 第1章 飛機(jī)結(jié)構(gòu) 1.1 概述 什么是固定翼飛機(jī)？ 所謂固定翼飛機(jī)是指飛機(jī)的機(jī)翼位置、后掠角等 參數(shù)固定不變的飛機(jī)；相對(duì)現(xiàn)代一些超音速飛機(jī)， 在以低速飛行時(shí)，為了得到較大的升力，機(jī)翼伸展 較大（后掠角較小），在飛行中隨飛機(jī)速度增大， 后掠角可以改變加大，這就不再是固定翼飛機(jī)了， 典型的是直升機(jī)，和旋翼機(jī)，沒(méi)有固定的機(jī)翼；艦 載飛機(jī)為了減少停放時(shí)占地面積，將機(jī)翼折疊；但 飛行中機(jī)翼不能出現(xiàn)折疊動(dòng)作的，或改變角度的， 仍屬于固定翼飛機(jī)。目前民航客機(jī)都屬于固定翼飛 機(jī) 固定翼飛機(jī)的歷史 固定翼飛機(jī)是人類在20世紀(jì)所取得的最重大的科學(xué)技術(shù)成就之 一，有人將它與電視和電腦并列為20世紀(jì)對(duì)人類

2、影響最大的三 大發(fā)明。關(guān)于世界上最早的固定翼機(jī)到底是由誰(shuí)發(fā)明各國(guó)尚存 在爭(zhēng)議，但較為普遍的觀點(diǎn)是由美國(guó)人萊特兄弟發(fā)明。他們?cè)?1903年12月17日進(jìn)行的飛行作為“第一次重于空氣的航空器進(jìn) 行的受控的持續(xù)動(dòng)力飛行”被國(guó)際航空聯(lián)合會(huì)（FAI）所認(rèn)可 固定翼飛機(jī)或定翼機(jī)常簡(jiǎn)稱為飛機(jī)，是指由動(dòng) 力裝置產(chǎn)生前進(jìn)的推力或拉力，由機(jī)身的固定機(jī) 翼產(chǎn)生升力，在大氣層內(nèi)飛行的重于空氣的航空 器。當(dāng)今世界的飛機(jī)，主是固定翼飛機(jī)。 另有一種 變后掠翼飛機(jī)，即機(jī)翼后掠角在飛 行中可以改變的飛機(jī)，也屬于固定翼飛機(jī)。米格 -23戰(zhàn)斗機(jī)、圖-160戰(zhàn)略轟炸機(jī)，以及歐洲的 “狂風(fēng)”和美國(guó)的F-14戰(zhàn)斗機(jī)、B-1戰(zhàn)略轟炸機(jī)

3、都是變后掠翼飛機(jī)。 后掠翼使作戰(zhàn)飛機(jī)的最大速度提高很快，但低速時(shí)氣動(dòng) 效率低，升力較小。事實(shí)上，人們既希望飛機(jī)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(wèn) 題的辦法之一是使機(jī)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(shí)，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(shí)，后掠角增大，升力和阻力都減小。 這樣飛機(jī)通過(guò)改變機(jī)翼后掠角，使機(jī)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(duì)升 阻比的不同要求。變后掠翼飛機(jī)在起飛和著陸時(shí)，機(jī)翼 是展開的，而在高空巡航飛機(jī)時(shí)，機(jī)翼是收攏的。 1951年6月20日，美國(guó)貝爾公司

4、研制的世界第一架 可變后掠翼試驗(yàn)機(jī)X-5進(jìn)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(jì)60年代美國(guó)通用動(dòng) 力公司借鑒了可變后掠翼試驗(yàn)機(jī)的技術(shù)成果，研制出世 界上第一種實(shí)用可變后掠翼戰(zhàn)斗/攻擊機(jī)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(jī)、轟炸機(jī)都采用了 可變后掠翼。 固定翼飛機(jī)的機(jī)體組成 機(jī)身、機(jī)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(lái)平衡、穩(wěn)定和操縱飛機(jī)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

5、。垂直尾翼由固定的垂直安定面 和安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(hào)的飛機(jī)升降舵由全動(dòng)式水平尾翼代替。方 向舵用于控制飛機(jī)的航向運(yùn)動(dòng)，升降舵用于控制 飛機(jī)的俯仰運(yùn)動(dòng)。 機(jī)身機(jī)身：裝載。 機(jī)翼機(jī)翼：產(chǎn)生升力。 尾翼尾翼：使飛機(jī)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(jī)載荷 1.2 飛機(jī)載荷 載荷：飛機(jī)在起飛、飛行、著陸及地面停放等過(guò)程中， 作用在飛機(jī)上的各種力 外載荷：空氣動(dòng)力、慣性力以及飛機(jī)在著陸、 地面滑行和停機(jī)時(shí)地面的反作用力 一、平直飛行情況一、平直飛行情況 此時(shí) Y = G , P = X 這種情況的外

6、載荷特點(diǎn)是： 作用在飛機(jī)上的升力等于 飛機(jī)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(jī)動(dòng)飛行的情況。 作用在飛機(jī)上的外載荷 有：Y、P、X、G 以及質(zhì) 量慣性力Ny。 設(shè)飛機(jī)的速度為V，航線 的曲率半徑為r，則法向 （y向）加速度為 r V a y 2 離心慣性力為 r V mmaN yy 2 圖3-3 俯沖攻擊后拉起時(shí)的受載情況 飛機(jī)的動(dòng)平衡方程為 r V mGY 2 cos 由此可見，曲線飛行時(shí)， Y是G的ny倍。 GnY gr V G Y n y y cos 2 用ny表示Y/G，則 該升力與重力之比值稱為過(guò)載系數(shù)，簡(jiǎn)稱。

7、 當(dāng)飛機(jī)在弧形航線的最低點(diǎn)，即 = 0 ( cos = 1 ) 時(shí)，其過(guò)載系 數(shù)達(dá)到最大值 gr V G Y n y 2 max 1 圖3-3 俯沖攻擊后拉起時(shí)的受載情況 俯沖拉起情況俯沖拉起情況俯沖拉起情況俯沖拉起情況俯沖拉起情況俯沖拉起情況 三、進(jìn)入俯沖情況三、進(jìn)入俯沖情況 r V mGY 2 - cos 飛機(jī)在此情況下 視 V 與 r 的不同情況，ny可以為正，也可以為 負(fù)，還可以為零。 gr V G Y ny 2 cos- 四、垂直俯沖情況 圖3-4 進(jìn)入俯沖情況 飛機(jī)在此情況下 Y = 0 ，ny = 0 在x方向可能存在過(guò)載 nx = (T-X)/G = (Nx G)/G 五、等速

8、水平盤旋情況五、等速水平盤旋情況 這是飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能的主要項(xiàng)目之一，此 時(shí)的受載特點(diǎn)為 盤旋傾斜角 越大， ny 越大。當(dāng)大坡 度盤旋 =7580 時(shí)， ny = 46。 GY cos cos 1 G Y n y 盤旋時(shí)水平方向的過(guò)載為 sin sin yh n G Y n 當(dāng) =7580 時(shí)， nh = 3.75.7。 六、垂直突風(fēng)（陣風(fēng)）情況六、垂直突風(fēng)（陣風(fēng)）情況 垂直突風(fēng)是各種突風(fēng)中的最嚴(yán)重情況。 SqCKY y 當(dāng)飛機(jī)處于直線水平無(wú)側(cè)滑飛行時(shí)，遭遇到一個(gè)確定形狀和強(qiáng)度的 孤立垂直陣風(fēng) u，由于飛行速度V0 遠(yuǎn)大于陣風(fēng)速度，可以認(rèn)為飛機(jī)仍以 速度V 0相對(duì)空氣運(yùn)動(dòng)，只增加機(jī)翼迎角。升力增

9、量Y 為 S uV KCVS V u KCY H yHy 22 1 0 2 0 0 又因 2/,/, 2 00 Vq=VuCC Hyy 垂直突風(fēng)情況 則飛機(jī)平飛時(shí)遇突風(fēng)過(guò)載ny 為 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(jī)原平飛升力；飛機(jī)原平飛升力； u 垂直突風(fēng)速度；垂直突風(fēng)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(fēng)衰減系數(shù)。當(dāng)垂直突風(fēng)來(lái)得愈突然垂直突風(fēng)衰減系數(shù)。當(dāng)垂直突風(fēng)來(lái)得愈突然 （擾動(dòng)氣流影響區(qū)（擾動(dòng)氣流影響區(qū)L愈?。。琕0愈大，愈

10、大，K值就愈接近于值就愈接近于 1。在暴風(fēng)雨中飛行時(shí)，u可達(dá)40m/s，將產(chǎn)生較大的過(guò)載。 除此之外，周期性突風(fēng)還將引起振動(dòng)而產(chǎn)生疲勞，同時(shí)產(chǎn) 生附加的振動(dòng)過(guò)載。 p uV KC G YY n H yy 2 1 00 七、考慮飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的過(guò)載七、考慮飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的過(guò)載 在距重心 xi 處 i 點(diǎn)的線加速度為 iz xa 在 i 點(diǎn) y 方向總加速度 ai 為 iznni xaaaa 飛機(jī)在空中飛行時(shí)，通常既有平移運(yùn)動(dòng)，又有旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。若飛 機(jī)在對(duì)稱面內(nèi)作曲線運(yùn)動(dòng)，平尾上會(huì)產(chǎn)生使飛機(jī)作機(jī)動(dòng)的載荷Ytm， 使飛機(jī)產(chǎn)生繞z軸的角速度z 。 ni 隨飛機(jī)各處 xi 的不同而不同， xi 有正有負(fù)，附加力矩

11、有一 定方向性，因而旋轉(zhuǎn)慣性力及其附加的旋轉(zhuǎn)過(guò)載也有正有負(fù)。 由上式可以方便地計(jì)算某一處局部的過(guò)載或外載。 如果 i 點(diǎn)處物體的重力為Gi ，則質(zhì)量力為 Gi cos +mi ai （見圖3- 8b）。 i 點(diǎn)處的過(guò)載系數(shù) ni 為 i z y izn i iii i x g n g x g a G amG n cos cos 飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的過(guò)載飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的過(guò)載飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的過(guò)載飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的過(guò)載飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的過(guò)載飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的過(guò)載 著陸時(shí)，作用在飛機(jī)上的外載荷有哪些？ 著陸時(shí)，作用在飛機(jī)上的外載著陸時(shí)，作用在飛機(jī)上的外載 荷包括重力，升力，及地面的荷包括重力，升力，及地面的 反作用力。反作用力。 飛機(jī)

12、的過(guò)載 1.2.1 飛機(jī)重心的過(guò)載 一、過(guò)載的基本概念 在曲線飛行中，作用于飛機(jī)上的升力經(jīng)常不等于飛機(jī)的重量。為了衡量飛機(jī)在某一飛行狀態(tài)下受外載 荷的嚴(yán)重程度，引出過(guò)載(或稱載荷因數(shù))這一概念。 過(guò)載系數(shù)過(guò)載系數(shù) 除重力外，作用在飛機(jī)上的某方向上所有外力之合力與當(dāng)時(shí)飛機(jī) 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(gè)矢量，用符號(hào)n表示它在機(jī)體坐標(biāo)軸系三個(gè)主軸方向的分量如 圖 過(guò)載的定義 作用在飛機(jī)某方向的除重力之外的外載 荷與飛機(jī)重量的比值，稱為該方向的飛 機(jī)重心過(guò)載，用n表示。 飛機(jī)在Y軸方向的過(guò)載，等于飛機(jī)升力 （Y）與飛機(jī)重量的比值，即 G Y ny 過(guò)載系數(shù)的物理意義過(guò)載

13、系數(shù)的物理意義 G 用來(lái)計(jì)算實(shí)際載荷的大小。如果我們知道了飛機(jī)的過(guò)載系數(shù)， 就能很方便地求得飛機(jī)實(shí)際載荷的大小和方向，這便于設(shè)計(jì)飛 機(jī)的結(jié)構(gòu)，檢驗(yàn)其強(qiáng)度、剛度。 G 過(guò)載系數(shù)與飛機(jī)機(jī)動(dòng)性等飛行狀態(tài)密切相關(guān)，因此它是飛機(jī)設(shè) 計(jì)的一個(gè)重要參數(shù)。設(shè)計(jì)時(shí)如能正確選取過(guò)載系數(shù)的極限，則既能使飛 機(jī)滿足機(jī)動(dòng)性要求，又能使飛機(jī)滿足結(jié)構(gòu)的重量要求。 過(guò)載系數(shù)表示了飛機(jī)實(shí)際的外力與飛機(jī)重力 的關(guān)系。它是用倍數(shù)的概念來(lái)表示的，是一個(gè) 相對(duì)值。 y n G Y 一般情況下，x 和 z 方向的過(guò)載系數(shù)均較小，常略去不計(jì)，主 要考慮 y 方向的過(guò)載。 另一方面，過(guò)載系數(shù)又表示飛機(jī)實(shí)際的質(zhì)量力的 情況。以俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行

14、為例，實(shí)際y向質(zhì)量力 (Gcos + Ny) 是G的多少倍，這個(gè)倍數(shù)就是ny，即 y y n G NG cos 3. 過(guò)載系數(shù)的實(shí)際應(yīng)用 飛機(jī)在X軸方向的過(guò)載等于發(fā)動(dòng)機(jī)推力P與 飛機(jī)阻力X之差與飛機(jī)重量的比值，即 G XP nx )( 飛機(jī)在飛機(jī)在Z Z軸方向的過(guò)載等于飛機(jī)側(cè)向力（軸方向的過(guò)載等于飛機(jī)側(cè)向力（Z Z） 與與 飛機(jī)重量的比值，即飛機(jī)重量的比值，即 G Z nz 飛機(jī)在飛行中，Y軸方向的過(guò)載 往往較大， 它是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的主要指標(biāo)之一，飛機(jī)的結(jié)構(gòu) 強(qiáng)度主要取決于Y方向的過(guò)載。而其它兩個(gè)方向的 過(guò)載（ ）較小，它們對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度 的影響也較小。 yn xnzn n什么是飛機(jī)的重心過(guò)

15、載？什么是飛機(jī)升力方 向的過(guò)載？ n作用在飛機(jī)某方向的除重力之外的外載 荷與飛機(jī)重量的比值，稱為該方向的飛 機(jī)重心過(guò)載。飛機(jī)在升力方向的過(guò)載等 于飛機(jī)升力與飛機(jī)重量的比值. 三、過(guò)載的大小 在不同的飛行狀態(tài)下，飛機(jī)重心過(guò)載的大小往往 不一樣。過(guò)載可能大于1、小于1、等于1、等于零甚至 是負(fù)值，這決定于曲線飛行時(shí)升力的大小和方向。 飛機(jī)平飛時(shí)，升力等于飛機(jī)的重量， 等于1； 曲線飛行時(shí)，升力經(jīng)常不等于1。 飛行員柔和推桿使飛機(jī)由平飛進(jìn)入下滑的過(guò)程中，升 力比飛機(jī)重量稍小一些， 就小于1； 當(dāng)飛機(jī)平飛時(shí)遇到強(qiáng)大的垂直向下的突風(fēng)或在垂直平 面內(nèi)做機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，駕駛員推桿過(guò)猛，升力就會(huì)變成 負(fù)值， 也就

16、變?yōu)樨?fù)值； 當(dāng)飛機(jī)以無(wú)升力迎角垂直俯沖時(shí)，載荷因數(shù)就等于零。 yn yn yn 的正、負(fù)號(hào)與升力的正、負(fù)號(hào)一致，而升力的正、負(fù)號(hào)取決于升 力與飛機(jī)Y軸（立軸）的關(guān)系。如果升力的方向與Y軸相同，則取正號(hào)；反之 則取負(fù)號(hào)。 yn 四、著陸時(shí)的載荷系數(shù)四、著陸時(shí)的載荷系數(shù) 這里的過(guò)載定義與空中飛行情況不同。這里的過(guò)載定義與空中飛行情況不同。 當(dāng)空中勻速飛行時(shí)當(dāng)空中勻速飛行時(shí), 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(shí)地面滑行或停止態(tài)時(shí), ,再以升力來(lái)定義已毫無(wú)意義再以升力來(lái)定義已毫無(wú)意義, , 應(yīng)以用地面的支撐載荷與重量之比來(lái)定義應(yīng)以用地面的支撐載荷與重量之比來(lái)

17、定義, , 即即 n ny y=1=P=1=Plg lg/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(jī)結(jié)構(gòu)的承載方式卻完全不同但飛機(jī)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(guò)起落架作用于機(jī)身。通過(guò)起落架作用于機(jī)身。 ii.ii.工程上工程上, ,常稱平飛時(shí)常稱平飛時(shí) 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(jī)時(shí)停機(jī)時(shí) n ny y=1 =1 為停機(jī)的為停機(jī)的1

18、g1g 四、著陸時(shí)的載荷系數(shù)四、著陸時(shí)的載荷系數(shù) 著陸時(shí)載荷分析: 從著陸前到完全著陸瞬間,飛機(jī)y向速度從-Vy減至零, 故此時(shí)的減速度為: 所以，減速度a指向機(jī)體坐標(biāo)系 y的正向，故此時(shí)的慣性力 (作用于地面)的方向是向下的。 由動(dòng)平衡分析: t v t v a yy )(0 ly YNGP lg 四、著陸時(shí)的載荷系數(shù)四、著陸時(shí)的載荷系數(shù) 由著陸時(shí)的載荷(地面給予的外載荷)與重量之比的過(guò)載定義,即設(shè): 這個(gè)過(guò)載不允許過(guò)大,一般ny=3-4 (因?yàn)榕c飛行時(shí)對(duì)結(jié)構(gòu)與人的作用不同) 著陸或滑時(shí)的情況多樣,還可能發(fā)生nx,或nz. G YNG P P n ly o y lg lg 影響選擇最大載荷系

19、數(shù)的因素: I. 載荷系數(shù)實(shí)際反映了飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能,因此越 大越好,但對(duì)運(yùn)輸機(jī)或客機(jī)則沒(méi)有太大必要。 . 載荷系數(shù)又反映了對(duì)結(jié)構(gòu)的載荷作用, 載荷 系數(shù)越大,表明飛機(jī)結(jié)構(gòu)的承載越大,要有足夠 的剛、強(qiáng)度，則結(jié)構(gòu)重量大。 .載荷系數(shù)的載荷作用，不僅對(duì)結(jié)構(gòu)有作用，而且 對(duì)機(jī)載設(shè)備及乘員有載荷作用。載荷系數(shù)越大， 對(duì)他們的作用越強(qiáng)，要視他們的承受能力而定。 .飛行時(shí)的載荷系數(shù)（除突風(fēng)干擾外），一般來(lái)自 于發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，載荷系數(shù)大，結(jié)構(gòu)要重，發(fā)動(dòng) 機(jī)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(duì)過(guò)載的反映： 說(shuō)明人在短時(shí)間承受較大過(guò)

20、載尚可，特 別是正過(guò)載。較長(zhǎng)時(shí)間承受過(guò)載能力很 差，特別是負(fù)過(guò)載。 戰(zhàn)斗機(jī)的過(guò)載一般為-3+8 民機(jī)則無(wú)必要。 提高人抗過(guò)載的能力： 抗過(guò)載服。 規(guī)范中的過(guò)載系數(shù)可供選擇（飛行包線 上給定）。 四、過(guò)載的意義 過(guò)載表示飛機(jī)的外載荷（除重力 外）與飛機(jī) 重力的關(guān)系。這種關(guān) 系用倍數(shù)來(lái)表示，是一個(gè)相對(duì)值。 1.2.2 飛機(jī)各部位的局部過(guò)載 在研究飛機(jī)各部件的載荷時(shí)，只知道飛機(jī)的過(guò)載是不夠的，還必須知道部件的過(guò)載。部件過(guò)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(dāng)飛機(jī)沒(méi)有對(duì)重心的角加速度時(shí)，部件的過(guò)載等于飛機(jī)的 過(guò)載；當(dāng)飛機(jī)有對(duì)重心的角加速度時(shí)，飛機(jī)重心以外各部件的過(guò)載，等于飛機(jī)的過(guò)載

21、加上或減去一個(gè)附加 過(guò)載。 前面在研究飛機(jī)過(guò)載時(shí)，是把整架飛機(jī)當(dāng)作一個(gè)質(zhì)點(diǎn)來(lái)看待的，因此，計(jì)算 得到的過(guò)載是指飛機(jī)重心處的過(guò)載。當(dāng)飛機(jī)繞重心有角加速度 (抬頭為正) 時(shí)，飛機(jī)各部位的過(guò)載值就會(huì)發(fā)生改變。 z z 當(dāng)飛機(jī)繞重心有一個(gè)抬頭的角加速度 時(shí)， 在機(jī)身上某一點(diǎn) 處，就會(huì)產(chǎn)生一個(gè)線加速 度： z i 這個(gè)附加的線加速度 將產(chǎn)生一個(gè)附加的過(guò)載 ，即 式中 g-重力加速度。 因此，在 i點(diǎn)處的局部過(guò)載 為 yi a i n g x g a n iz yi i i n g x nnnn iz ii 飛機(jī)各部位的局部過(guò)載沿飛機(jī)長(zhǎng)度 是按直線規(guī)律變化的。部件距離飛 機(jī)的重心越遠(yuǎn)，或飛機(jī)繞重心轉(zhuǎn)動(dòng) 的

22、角加速度越大，該部件的附加過(guò) 載也越大。只有當(dāng)飛機(jī)繞重心的角 加速度為零時(shí)，飛機(jī)上沿縱向各點(diǎn) 處的過(guò)載才相等，都等于飛機(jī)重心 處的過(guò)載。 0 z 1.2.3 1.2.3 飛機(jī)著陸時(shí)的過(guò)載飛機(jī)著陸時(shí)的過(guò)載 飛機(jī)著陸接地時(shí)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(guò)程 中逐漸消失的，因此飛機(jī)沿水平方向的受力 不大；垂直分速是在飛機(jī)與地面相對(duì)撞擊后 很短的時(shí)間內(nèi)消失的，故飛機(jī)沿垂直方向的 撞擊力較大。飛機(jī)著陸接地時(shí)承受的載荷， 主要就是作用于起落架的垂直撞擊力。飛機(jī) 接地時(shí)垂直方向的過(guò)載，為作用于起落架上 的垂直撞擊力與飛機(jī)重量的比值。 飛機(jī)著陸時(shí)，由于飛機(jī)的垂直下降速度在很短的飛

23、機(jī)著陸時(shí)，由于飛機(jī)的垂直下降速度在很短的 時(shí)間內(nèi)降為零，出現(xiàn)很大的負(fù)加速度，這將引起時(shí)間內(nèi)降為零，出現(xiàn)很大的負(fù)加速度，這將引起 著陸過(guò)載著陸過(guò)載。 飛機(jī)著陸過(guò)載：起落架的實(shí)際著陸外載荷與 飛機(jī)停放在地面時(shí)起落架的 停機(jī)載荷之比，即： G YNG p p n lY y lg, 0 lg 如果飛機(jī)沒(méi)有繞重心的角加速度，則部件如果飛機(jī)沒(méi)有繞重心的角加速度，則部件 的過(guò)載就等于飛機(jī)重心的過(guò)載；否則，還要的過(guò)載就等于飛機(jī)重心的過(guò)載；否則，還要 加上由角加速度引起的附加過(guò)載。加上由角加速度引起的附加過(guò)載。 例如：前三點(diǎn)式起落架飛機(jī)以兩個(gè)主輪接地例如：前三點(diǎn)式起落架飛機(jī)以兩個(gè)主輪接地 時(shí)，作用于起落架的載荷

24、對(duì)飛機(jī)重心的力矩，時(shí)，作用于起落架的載荷對(duì)飛機(jī)重心的力矩， 要使飛機(jī)產(chǎn)生機(jī)頭下俯的角加速度。這時(shí)，要使飛機(jī)產(chǎn)生機(jī)頭下俯的角加速度。這時(shí)， 飛機(jī)重心后面的部件，其過(guò)載等于飛機(jī)重心飛機(jī)重心后面的部件，其過(guò)載等于飛機(jī)重心 過(guò)載加上一個(gè)附加過(guò)載；而飛機(jī)重心前面的過(guò)載加上一個(gè)附加過(guò)載；而飛機(jī)重心前面的 部件，則應(yīng)減去一個(gè)附加過(guò)載。部件，則應(yīng)減去一個(gè)附加過(guò)載。 1.3 飛機(jī)最大使用過(guò)載和最大允許速壓 1.3.1 飛機(jī)的最大使用過(guò)載 GnY y 過(guò)載ny越大，說(shuō)明作用在飛機(jī)上的升力Y也越大。 所以，飛機(jī)在飛行中的過(guò)載值ny就表示了飛機(jī)受力的 大小。通常把飛機(jī)在飛行中出現(xiàn)的過(guò)載值ny稱為使用 過(guò)載，用ny,s

25、er表示。設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)所規(guī)定的最大使用 過(guò)載值，稱為最大使用過(guò)載，用ny,ser,max表示。 各種飛機(jī)的最大使用過(guò)載，主要是由飛機(jī)的機(jī) 動(dòng)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(duì)于不能做特技飛行的飛機(jī)，例如大型運(yùn)輸機(jī)， 其最大使用過(guò)載通常是由飛機(jī)在不穩(wěn)定氣流中 飛行時(shí)可能產(chǎn)生的過(guò)載來(lái)確定的。大型運(yùn)輸機(jī) 的最大使用正過(guò)載大約為34，最大使用負(fù)過(guò)載 為1.52.5。 一架飛機(jī)的最大使用過(guò)載規(guī)定得越大，飛機(jī)結(jié) 構(gòu)承受外載荷的能力就越強(qiáng)。 機(jī)翼結(jié)構(gòu) 產(chǎn)生升力。當(dāng)它具有 上反角時(shí)，可為飛機(jī)提 供一定的橫側(cè)穩(wěn)定性。 1.4.1 機(jī)翼的功用 有橫向操縱用

26、的副翼、 擾流片等。為了改善機(jī)翼 的空氣動(dòng)力效用 在機(jī)翼的前、后緣越來(lái) 越多地裝有各種形式的襟翼、 縫翼等增升裝置，以提高 飛機(jī)的起降或機(jī)動(dòng)性能。 機(jī)翼上常安裝有起落架、 發(fā)動(dòng)機(jī)等其它部件。機(jī)翼 的內(nèi)部空間常用來(lái)收藏主 起落架和貯存燃油 . v機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的垂直位置 三種形式：上單翼、中單翼、下單翼 翼型選擇 下單翼 中單翼 上單翼 從機(jī)翼與機(jī)身的干擾阻力來(lái)看，以中單翼為最小，上單翼次之， 下單翼最大。從機(jī)身內(nèi)部容積的利用來(lái)看，以上單翼為最優(yōu)躍。 因?yàn)樯蠁我盹w機(jī)機(jī)翼通過(guò)機(jī)身的部分骨架，位于機(jī)身上部，不 影響機(jī)身內(nèi)部容積的利用；中單翼的翼梁要橫穿機(jī)身中部，對(duì) 機(jī)身內(nèi)容積的利用有一定影響；下單翼飛

27、機(jī)機(jī)身內(nèi)的可用容積 較大，但固定在機(jī)身下部的翼梁，會(huì)限制安裝在機(jī)翼下部部件 的尺寸。吊裝在下單翼飛機(jī)下部的發(fā)動(dòng)機(jī)可使發(fā)動(dòng)機(jī)的維護(hù)方 便。從起落架的配置來(lái)看，如果將起落架裝在機(jī)翼上，上單翼 飛機(jī)的起落架較長(zhǎng)，這樣不僅重量大，而且不易收放。在這方 面，下單翼機(jī)比較有利。此外，上單翼飛機(jī)由于機(jī)翼位置較高， 檢修、拆裝機(jī)翼上的發(fā)動(dòng)機(jī)或其它附件，以及向機(jī)翼內(nèi)的油箱 加添燃油都不方便，這會(huì)給維護(hù)工作帶來(lái)困難。 選擇上下位置時(shí)，必須認(rèn)真分析不同布局的特點(diǎn)， 結(jié)合飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求才能確定。一般來(lái)說(shuō)，輕型飛 機(jī)采用下單翼，軍用戰(zhàn)斗機(jī)采用中單翼，軍用運(yùn)輸 機(jī)采用上單翼，旅客機(jī)采用下單翼 機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力是機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量

28、和它在飛行中產(chǎn)生的慣性力的總稱，即機(jī)翼結(jié)機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力是機(jī)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(jī)翼結(jié) 構(gòu)重量和變速運(yùn)動(dòng)慣性力。構(gòu)重量和變速運(yùn)動(dòng)慣性力。 機(jī)翼在外部載荷作用下，象一根固定在機(jī)身上的懸臂梁一樣，要產(chǎn)生彎曲和扭機(jī)翼在外部載荷作用下，象一根固定在機(jī)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(jī)翼各截面要承受剪力、彎矩和扭矩。轉(zhuǎn)變形，因此，在這些外載荷作用下，機(jī)翼各截面要承受剪力、彎矩和扭矩。 機(jī)翼上的外載荷與受力圖 機(jī)翼主要受兩種類型的外載荷：機(jī)翼主要受兩種類型的外載荷： 一種是以空氣動(dòng)力載荷為主，包括機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力的分布載荷；一種是以空氣動(dòng)力載荷為主，

29、包括機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力的分布載荷； 另一種是由各連接點(diǎn)傳來(lái)的集中載荷。這些外載荷在機(jī)身與機(jī)翼的連接處，由機(jī)身提供的支反力取得平衡。另一種是由各連接點(diǎn)傳來(lái)的集中載荷。這些外載荷在機(jī)身與機(jī)翼的連接處，由機(jī)身提供的支反力取得平衡。 如果機(jī)翼上只有空氣如果機(jī)翼上只有空氣 動(dòng)力和機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力，動(dòng)力和機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力， 則越靠近機(jī)翼根部，橫則越靠近機(jī)翼根部，橫 載面上的剪力、彎矩和載面上的剪力、彎矩和 扭矩越大。扭矩越大。 當(dāng)機(jī)翼上同時(shí)作用有當(dāng)機(jī)翼上同時(shí)作用有 部件集中質(zhì)量力時(shí)，上部件集中質(zhì)量力時(shí)，上 述力圖會(huì)在集中質(zhì)量力述力圖會(huì)在集中質(zhì)量力 作用處產(chǎn)生突變或轉(zhuǎn)折。作用處產(chǎn)生突變或轉(zhuǎn)折。 剪力圖 彎矩圖 扭矩

30、圖 P部件 空氣動(dòng)力分布載荷 機(jī)翼重力 分布載荷 一、平直機(jī)翼各截面的 剪力、彎矩和扭矩圖 剛心軸的定義? 機(jī)翼的每個(gè)橫截面上，都有一個(gè) 特殊的點(diǎn)，當(dāng)外力通過(guò)這一點(diǎn)時(shí)， 不會(huì)使橫截面轉(zhuǎn)動(dòng)，這個(gè)特殊的 點(diǎn)稱為該橫截面的剛心。機(jī)翼各 橫截面剛心的連線稱為機(jī)翼的剛 心軸。 剪力圖 彎矩圖 扭矩圖 二、后掠機(jī)翼各截面的剪 力、彎矩和扭矩圖 機(jī)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(zhǎng)桁、墻(腹板) 橫向元件有翼肋(普通翼肋和加強(qiáng)翼肋) 以及包在縱、橫元件組成的骨架外面的蒙皮 當(dāng)蒙皮較厚時(shí)，它常與長(zhǎng)桁一起 組成壁板，承受機(jī)翼彎矩引起的軸力。 蒙皮還參與機(jī)翼的總體受力 它和

31、翼梁或翼墻的腹板組合在一起， 形成封閉的盒式薄壁梁承受機(jī)翼的扭矩 一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流線型的機(jī)翼外表面。 蒙皮受到垂直于其表面的局部氣動(dòng)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(dòng)力 2021-5-4 蒙皮:承受局部空氣動(dòng) 力，形成和維持機(jī)翼外 形，并承受扭矩，有些 機(jī)翼蒙皮還承受彎矩。 （a）金屬蒙皮（b）整體壁板（蒙皮） 二、二、長(zhǎng)桁(也稱桁條) ? 長(zhǎng)桁的主要功用是： 支持蒙皮，防止在空氣動(dòng)力作 用下產(chǎn)生過(guò)大的局部變形，并 與蒙皮一起把空氣動(dòng)力傳到翼 肋上去； 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(jī)翼

32、 的扭矩和彎矩； 長(zhǎng)桁還能承受由彎矩引起的部 分軸力。 蒙 皮 傳來(lái)的力 桁 條 翼 肋 傳來(lái)的力 翼 肋 蒙 皮 傳來(lái)的力 桁 條 翼 肋 桁 條 翼 肋 蒙 皮 蒙 皮 傳來(lái)的力 各種長(zhǎng)桁 （a）（d）擠壓成型 （b）（c）板彎成型 2021-5-4 長(zhǎng)桁: 第一是支持蒙皮，防止蒙皮因受局 部空氣動(dòng)力而產(chǎn)生變形過(guò)大； 第二是把蒙皮傳來(lái)的氣動(dòng)力傳給翼 肋： 第三是同蒙皮一起承受由彎矩而產(chǎn) 生的拉、壓力。 三、翼肋三、翼肋 翼肋是機(jī)翼結(jié)構(gòu)的橫向受力構(gòu)件翼肋是機(jī)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(qiáng)翼肋兩種。翼肋按其功用可分為普通翼肋和加強(qiáng)翼肋兩種。 普通翼肋的功用是：構(gòu)成并保持

33、規(guī)定的翼型；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(dòng)力傳遞給翼把蒙皮和桁條傳給它的局部空氣動(dòng)力傳遞給翼 梁腹板，而把局部空氣動(dòng)力形成的扭矩，通過(guò)梁腹板，而把局部空氣動(dòng)力形成的扭矩，通過(guò) 鉚釘以剪流的形式傳給蒙皮；支持蒙皮、桁條、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。翼梁腹板，提高它們的穩(wěn)定性等。 2021-5-4 翼肋:分為普通翼肋和加強(qiáng)翼肋。 普通翼肋用來(lái)維持翼剖面形狀，將 蒙皮上的空氣動(dòng)力傳到其它承力構(gòu) 件上去，并支持桁條和蒙皮。加強(qiáng) 翼肋除具有普通翼肋的功用外，還 作為機(jī)翼結(jié)構(gòu)的局部加強(qiáng)件，承受 較大的集中載荷或懸掛部件

34、。 腹板式普通翼肋通常都用鋁合金板制成，其彎邊用來(lái)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(qiáng)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(guò)副翼、襟翼等傳動(dòng)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(shí)腹板上還鉚著加強(qiáng)支柱，或者壓成凹槽。 加強(qiáng)翼肋除具有上述作用外，還要承受和傳遞較大的集中載荷。加強(qiáng)翼肋除具有上述作用外，還要承受和傳遞較大的集中載荷。 在開口端部或翼根部位的加強(qiáng)翼肋，其主要功用是把機(jī)翼盒段上由一圈閉合剪在開口端部或翼根部位的加強(qiáng)翼肋，其主要功用是把機(jī)翼盒段上由一圈閉

35、合剪 流構(gòu)成的扭矩，轉(zhuǎn)換成一對(duì)垂直力構(gòu)成的力偶分別傳給翼梁或機(jī)身加強(qiáng)框。流構(gòu)成的扭矩，轉(zhuǎn)換成一對(duì)垂直力構(gòu)成的力偶分別傳給翼梁或機(jī)身加強(qiáng)框。 Q 剛 心 q扭 M扭 q1 q2 四、翼梁四、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 支柱起連接翼肋和提高腹板支柱起連接翼肋和提高腹板 受剪穩(wěn)定性的作用受剪穩(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(jī)翼翼梁的主要功用是承受機(jī)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 AA 截面 C

36、C 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:一般由緣條和腹板等組 成。主要功用是承受彎矩和剪 力。梁的上下緣條承受由彎矩 引起的軸向拉、壓內(nèi)力。剪力 則主要由腹板承受。 五、縱墻(包含腹板) 縱墻的緣條比梁緣條弱得多，但大多強(qiáng)于一般長(zhǎng)桁，縱墻與機(jī)身的連接為鉸接。有些腹板沒(méi)有緣條，有些 腹板的緣條與長(zhǎng)桁一樣強(qiáng)。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(lái)承受機(jī)翼的扭 矩。后墻則還有封閉機(jī)翼內(nèi)部容積的作用。 縱墻(腹板):相當(dāng)于翼梁，但緣 條很弱，甚至沒(méi)有緣條。墻一 般不能承受彎矩，所以與機(jī)身 的連接為鉸接，但縱墻能承受 剪力，可和蒙皮組

37、成封閉盒段 承受扭矩。 1.腹板 2.弱緣條 接頭:用來(lái)連接機(jī)翼與機(jī)身，把 機(jī)翼上的力傳遞到機(jī)身隔框上。 接頭分為固接和鉸接兩種，固 接的接頭，接點(diǎn)既不可移動(dòng)， 也不可轉(zhuǎn)動(dòng)；因此，它既能傳 遞剪力又能傳遞彎矩。鉸接不 可移動(dòng)、但可以旋轉(zhuǎn)，只傳剪 力，不傳彎矩。 機(jī)翼的特點(diǎn)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(diǎn)焊、膠接 或它們的混合形式如膠鉚等。 腹板 表示鉚接 關(guān)系 緣條 緣條 翼肋桁條 蒙皮 翼梁 2.1.5 機(jī)翼結(jié)構(gòu)的典型受力形式 機(jī)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(jī)翼。 梁式機(jī)

38、翼通常有單梁式和雙梁式兩種。它們裝有一根或兩根強(qiáng)有力的翼梁， 蒙皮很薄，桁條的數(shù)量不多而且較弱，有些機(jī)翼的桁條還是分段斷開的。 梁式機(jī)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(dòng)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(jī)翼蒙皮的抗 壓穩(wěn)定性很差，機(jī)翼彎曲時(shí)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(dān)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(jī)翼叫做梁式機(jī)翼。 梁式機(jī)翼的受力特點(diǎn)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(duì)雙梁式機(jī)翼的扭矩可由前后梁腹板與上下蒙皮組成的

39、盒段（合圍框）、前梁腹 板與前緣蒙皮組成的盒段承受。 梁式機(jī)翼的主要受力構(gòu)件是翼梁，因此，它具有便于開口、與機(jī)身 (或機(jī)翼中段) 連接較簡(jiǎn)便等優(yōu)點(diǎn)。 翼 肋 桁 條 翼 梁 蒙 皮 副 翼 襟 翼 單塊式機(jī)翼 現(xiàn)代飛機(jī)多采用單塊式機(jī)翼。 單塊式機(jī)翼的構(gòu)造特點(diǎn)是：蒙皮較厚； 桁條較多而且較強(qiáng)；翼梁的緣條較弱， 有時(shí)緣條的橫截面積和桁條差不多。 這種機(jī)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，因這種機(jī)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(jī)翼的扭矩，而且能同桁條一起承受機(jī)翼的大部分彎此，它不僅能更好地承受機(jī)翼的扭矩，而且能同桁條一起

40、承受機(jī)翼的大部分彎 矩。由于這種機(jī)翼結(jié)構(gòu)，是由蒙皮、桁條和緣條組成一個(gè)整塊構(gòu)件來(lái)承受彎矩矩。由于這種機(jī)翼結(jié)構(gòu)，是由蒙皮、桁條和緣條組成一個(gè)整塊構(gòu)件來(lái)承受彎矩 所引起的軸向力，所以叫做單塊式機(jī)翼。所引起的軸向力，所以叫做單塊式機(jī)翼。 單塊式機(jī)翼的受力特點(diǎn)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(jī)翼的優(yōu)點(diǎn)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(diǎn)是：不便于開大艙口。不便于承受集中載荷。接頭聯(lián)接復(fù)雜。 說(shuō)明單塊式機(jī)翼蒙皮在機(jī)翼受力、傳說(shuō)明單塊式機(jī)翼蒙皮在機(jī)翼受力、傳 力中的作用？力中的作用？

41、 1 2 1 1、形成機(jī)翼的氣動(dòng)外形，承受機(jī)翼表面的氣動(dòng)載荷；、形成機(jī)翼的氣動(dòng)外形，承受機(jī)翼表面的氣動(dòng)載荷； 2 2、與翼梁腹板或墻腹板組成閉室，受剪傳遞扭矩；、與翼梁腹板或墻腹板組成閉室，受剪傳遞扭矩； 3 3、與長(zhǎng)桁、梁緣條組成壁板，受拉壓傳遞彎矩。、與長(zhǎng)桁、梁緣條組成壁板，受拉壓傳遞彎矩。 機(jī)翼型式蒙皮桁 條翼 梁 梁式機(jī)翼薄弱，少，有時(shí)斷開強(qiáng)，承受剪力和彎矩 單 塊 式厚多，強(qiáng)較弱，承受剪力，小部分彎矩 梁式、單塊式機(jī)翼的結(jié)構(gòu)特點(diǎn) 機(jī)翼型式 剪 力彎 矩扭 矩 梁式機(jī)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

42、、單塊式機(jī)翼的受力特點(diǎn) 多腹板式(或?yàn)槎嗔菏?： 這類機(jī)翼布置了較多的縱墻(一般多余5個(gè))； 蒙皮較厚(可從幾mm到十幾mm)；無(wú)長(zhǎng)桁；有 少肋、多肋兩種。但由于受集中力的需要， 每側(cè)機(jī)翼上至少要布置35個(gè)加強(qiáng)翼肋. 機(jī)翼的平面形狀 分為：直機(jī)翼、后掠翼、三角翼、 小展弦比直機(jī)翼四種 直機(jī)翼主要用于低速飛機(jī)上。后掠翼主要用于高亞音速和超音速飛機(jī)上。 國(guó)外還有變后掠機(jī)翼的飛機(jī)，后掠角可在2070之間變化，以適應(yīng)飛機(jī)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(jī)翼用于超音速 飛機(jī)上不同類型的平面形狀的機(jī)翼。 機(jī)翼結(jié)構(gòu)橫剖面的內(nèi)力有哪些？飛機(jī)在負(fù)過(guò)機(jī)翼結(jié)構(gòu)橫剖面的內(nèi)力有哪些？飛機(jī)

43、在負(fù)過(guò) 載下，機(jī)翼的哪些部位受拉，哪些部位受壓？載下，機(jī)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(diǎn) 1典型元件的受力功用 （1）蒙皮 （2）翼肋 （3）翼梁和墻 （4）長(zhǎng)桁 2. 各典型型式受力特點(diǎn)的比較 （1）單純的梁式機(jī)翼，薄蒙皮和弱長(zhǎng)桁均不參加機(jī)翼總體彎矩的傳 遞，只有的緣條承受彎矩引起時(shí)軸力。 （2）在單塊式，多墻式機(jī)翼中，蒙皮、長(zhǎng)桁，乃至主要是蒙皮發(fā)展 成為主要的承彎構(gòu)件，機(jī)翼結(jié)構(gòu)一般說(shuō)材料利用率較高 （3）在承受總體力中的剪力和扭矩時(shí)，幾種形式中各元件的作用基 本相同。 翼梁腹板 桁 條蒙 皮空氣動(dòng)力 剪 力 蒙 皮 彎 矩 扭 矩 翼 肋 翼梁緣條 整體壁板 機(jī)身

44、 機(jī)翼結(jié)構(gòu)中力的傳遞 機(jī)翼小結(jié) 飛行中，機(jī)翼的外部載荷有空氣動(dòng)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(jī)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(jī)翼結(jié)構(gòu)不斷改進(jìn)的主要原因。金屬蒙皮機(jī)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(diǎn)，并且盡量避 免它們的缺點(diǎn)，目前有些飛機(jī)的機(jī)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(jī)翼在受力方面的共同點(diǎn)是：剪力和扭矩都要通過(guò)翼肋 分別傳給腹板和蒙皮承受。不同點(diǎn)是：梁式機(jī)翼的彎矩，主要是通過(guò)腹板縱向鉚縫 傳給翼梁緣條承受的；而單塊式機(jī)翼則要傳給由蒙皮、桁條和緣條組成的壁板承受。 從機(jī)翼結(jié)構(gòu)中

45、力的傳遞情況可知，在維護(hù)、修理工作中，對(duì)于加強(qiáng)翼肋、翼梁根部 等部位的鉚釘，必須特別注意檢查；對(duì)機(jī)翼蒙皮進(jìn)行細(xì)心的維護(hù)也非常重要。 后掠機(jī)翼具有很大的后掠角，因此結(jié)構(gòu)受力有本身的特點(diǎn)。 1.5 機(jī)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(jī)翼、尾翼、 起落架及發(fā)動(dòng)機(jī)連接 在一起，形成一架完 整的飛機(jī)。 . 機(jī)翼、尾翼、 起落架等部件 的固定接頭傳 來(lái)的集中載荷 機(jī)身上各 部件及裝載 的質(zhì)量力 . 機(jī)身結(jié)構(gòu) 本身的 質(zhì)量力 氣密座艙 的 增壓載荷 機(jī)身結(jié)構(gòu)的 主要外載荷 飛機(jī)在飛行和著陸過(guò)程中，機(jī)身結(jié)構(gòu)承受的外載荷飛機(jī)在飛行和著陸過(guò)程中，機(jī)身結(jié)構(gòu)承受

46、的外載荷 有哪些？有哪些？ 飛機(jī)在飛行和著陸過(guò)程中， 機(jī)身結(jié)構(gòu)承受由機(jī)翼、尾翼、起 落架等部件的固定接頭傳來(lái)的集 中載荷，承受機(jī)身上各部件及裝 載的質(zhì)量力、機(jī)身結(jié)構(gòu)本身的質(zhì) 量力以及氣密座艙的增壓載荷。 作用在機(jī)身上的外載荷，通?？梢苑譃閷?duì)稱載荷和不對(duì)稱載荷兩 種。與機(jī)身對(duì)稱面對(duì)稱的外載荷，稱為對(duì)稱載荷，反之稱為不對(duì) 稱載荷。 一、對(duì)稱載荷一、對(duì)稱載荷 與機(jī)身對(duì)稱面對(duì)稱的載荷稱為對(duì)稱載荷。飛機(jī)平飛和在垂直平面內(nèi)作曲線飛行時(shí)， 由機(jī)翼和水平尾翼的固定接頭傳給機(jī)身的載荷，以及當(dāng)飛機(jī)以三點(diǎn)或兩點(diǎn)（兩主 輪）接地時(shí)，傳到機(jī)身上的地面撞擊力等，都屬于對(duì)稱載荷。 在對(duì)稱載荷作用下，機(jī)身要受到對(duì)稱面內(nèi)的剪切

47、和彎曲作用。一般在機(jī)身與機(jī)翼 聯(lián)接點(diǎn)處，機(jī)身承受的剪力和彎矩最大。 1 1飛機(jī)在垂直平面內(nèi)做機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，機(jī)飛機(jī)在垂直平面內(nèi)做機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，機(jī) 身承受的對(duì)稱載荷身承受的對(duì)稱載荷 飛機(jī)在垂直平面內(nèi)做機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，機(jī)身除了要承受由機(jī)翼、尾翼固定接頭傳來(lái)的 對(duì)稱載荷外，還要承受作用于對(duì)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(dāng)飛機(jī)具有對(duì)重心的角加速度時(shí)，在沿機(jī)身縱向離開飛機(jī)重心的某處， 其過(guò)載應(yīng)等于飛機(jī)重心的過(guò)載n加上由角加速度引起的附加過(guò)載n。 RA RB RC RDD q 剪力圖 彎矩圖 A B C D 如圖所示，機(jī)身 由A、B兩個(gè)連接 接頭與機(jī)翼相連， 機(jī)翼接頭對(duì)機(jī)身 的支點(diǎn)的反作用

48、力分別為RA和RB； 水平尾翼的外載 荷通過(guò)垂直尾翼 機(jī)身相連的接頭C 和D傳給機(jī)身，它 們分別是RC和RD； 機(jī)身的質(zhì)量力為q。 由此可做出飛機(jī) 在垂直平面內(nèi)做 機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的剪 力圖和彎矩圖。 2 2飛機(jī)接地時(shí)，機(jī)身承受的對(duì)稱載荷飛機(jī)接地時(shí)，機(jī)身承受的對(duì)稱載荷 當(dāng)前三點(diǎn)式飛機(jī)以兩點(diǎn)接地時(shí)，主輪的載荷和此時(shí)機(jī)翼上的升力由機(jī)翼的固定當(dāng)前三點(diǎn)式飛機(jī)以兩點(diǎn)接地時(shí)，主輪的載荷和此時(shí)機(jī)翼上的升力由機(jī)翼的固定 接頭傳給機(jī)身；此外，機(jī)身還要承受質(zhì)量力。以上這些外載荷都是對(duì)稱載荷接頭傳給機(jī)身；此外，機(jī)身還要承受質(zhì)量力。以上這些外載荷都是對(duì)稱載荷。 前三點(diǎn)式飛機(jī)以兩點(diǎn)接地時(shí)，飛機(jī)有繞重心旋轉(zhuǎn)的角加速度。因此，機(jī)

49、身上沿前三點(diǎn)式飛機(jī)以兩點(diǎn)接地時(shí)，飛機(jī)有繞重心旋轉(zhuǎn)的角加速度。因此，機(jī)身上沿 縱向各點(diǎn)處的過(guò)載應(yīng)等于飛機(jī)重心的過(guò)載與旋轉(zhuǎn)角加速度所引起的附加過(guò)載之縱向各點(diǎn)處的過(guò)載應(yīng)等于飛機(jī)重心的過(guò)載與旋轉(zhuǎn)角加速度所引起的附加過(guò)載之 和。和。 二、不對(duì)稱載荷二、不對(duì)稱載荷 與機(jī)身對(duì)稱面不對(duì)稱的載荷稱為不對(duì)稱載荷。與機(jī)身對(duì)稱面不對(duì)稱的載荷稱為不對(duì)稱載荷。 機(jī)身的不對(duì)稱載荷主要有如下形式：機(jī)身的不對(duì)稱載荷主要有如下形式： 水平尾翼不對(duì)稱載荷水平尾翼不對(duì)稱載荷 當(dāng)水平尾翼的升力不對(duì)稱時(shí)，水平尾翼形成不當(dāng)水平尾翼的升力不對(duì)稱時(shí)，水平尾翼形成不 對(duì)稱載荷。對(duì)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(gè)主輪接地時(shí)

50、的撞擊力一個(gè)主輪接地時(shí)的撞擊力 飛機(jī)作急轉(zhuǎn)彎或側(cè)滑等飛行動(dòng)作時(shí)，機(jī)身上飛機(jī)作急轉(zhuǎn)彎或側(cè)滑等飛行動(dòng)作時(shí)，機(jī)身上 的部件產(chǎn)生的側(cè)向慣性力。的部件產(chǎn)生的側(cè)向慣性力。 在不對(duì)稱載荷作用下，機(jī)身要承受剪切、彎曲、在不對(duì)稱載荷作用下，機(jī)身要承受剪切、彎曲、 和扭轉(zhuǎn)和扭轉(zhuǎn) 。 側(cè)滑時(shí)水平尾翼上的不對(duì)稱載荷 橫滾時(shí)水平尾翼上的不對(duì)稱載荷 當(dāng)水平尾翼受到不對(duì)稱載荷時(shí)，一方 面機(jī)身要受到對(duì)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(guò)機(jī)身軸線，機(jī)身各橫 截面還要受到扭矩作用 在不對(duì)稱載荷作用下機(jī)身的扭矩 上圖表示當(dāng)尾翼載荷產(chǎn)生的力矩與機(jī)翼前、后接頭傳來(lái)的力矩平衡 時(shí)，機(jī)身的扭矩圖。 后機(jī)身

51、的扭矩是由什么載荷引起的？后機(jī)身的扭矩是由什么載荷引起的？ （1）水平尾翼的不對(duì)稱載荷； （2）垂直尾翼的側(cè)向水平載荷； （3）一個(gè)主輪先接地時(shí)的撞擊載荷。 水平尾翼的 不對(duì)稱載荷在后機(jī)身內(nèi) 引起什么內(nèi)力？ 對(duì)稱面內(nèi)的剪力、 彎矩，還有扭矩。 三、其它載荷 飛行中，機(jī)身除承受機(jī)翼、尾翼傳來(lái)的集中載荷 和質(zhì)量力外，還要承受局部空氣動(dòng)力載荷和氣密座 艙的增壓載荷。 飛行中，機(jī)身表面還要承受局部空氣動(dòng)力。但 是，由于大部分表面承受的局部空氣動(dòng)力較小，并 且局部空氣動(dòng)力沿橫截面周緣大致是對(duì)稱分布的， 基本上能自相平衡而不再傳給機(jī)身的其它部分。因 此，可以認(rèn)為局部空氣動(dòng)力不會(huì)影響到整個(gè)機(jī)身結(jié) 構(gòu)的受力，

52、只對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)的局部受力有一定的影響。 機(jī)身結(jié)構(gòu)的傳力分析 機(jī)翼、尾翼和起落架等部件傳來(lái)的集中載荷，都直接作用在加強(qiáng)隔框上。加強(qiáng)隔 框周緣是與蒙皮鉚接在一起的。加強(qiáng)隔框沿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，并將彎矩傳遞給大梁和桁條。 一垂直載荷的傳遞 加強(qiáng)隔框在承受垂直方向的對(duì)稱載荷時(shí)，要沿 垂直方向移動(dòng)。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(dòng)；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(dòng)。因此， 蒙皮是支持加強(qiáng)隔框的主要構(gòu)件。這時(shí)，加強(qiáng) 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

53、；蒙皮則產(chǎn)生反作 用剪流，來(lái)平衡加強(qiáng)隔框上的載荷。 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 勻的。機(jī)身兩側(cè)的蒙皮，抵抗垂直方向變形的能力比上下蒙皮強(qiáng)，因此，這個(gè)部位 剪流較大。為了研究方便，可以認(rèn)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(lái)平衡。即傳遞垂直載荷時(shí)，機(jī)身兩側(cè)蒙皮的作用 相當(dāng)于翼梁的腹板。 在連接機(jī)翼的主要接頭處，在連接機(jī)翼的主要接頭處， 機(jī)身橫截面上承受的剪力最大，機(jī)身橫截面上承受的剪力最大， 因而這個(gè)部位的蒙皮較厚因而這個(gè)部位的蒙皮較厚 當(dāng)加強(qiáng)隔框受到不對(duì)稱垂直集中載荷作用時(shí)，可以把不對(duì)稱集中載

54、荷分解為對(duì) 稱部分和反對(duì)稱部分。 反對(duì)稱集中載荷部分相當(dāng)于作用在加強(qiáng)隔框上一個(gè)扭矩。加強(qiáng)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(duì)隔框中心 的反力矩，使隔框平衡。 當(dāng)加強(qiáng)隔框受到相對(duì)機(jī)身軸線不對(duì)稱垂直集中載荷作用時(shí)，隔框周緣同時(shí)產(chǎn) 生兩個(gè)剪流，周緣各處總剪流的大小就等于這兩個(gè)剪流的代數(shù)和。 二水平載荷的傳遞 作用于加強(qiáng)隔框的水平載荷（例如來(lái)自垂直尾翼的載荷）通常是不對(duì)稱的，它對(duì) 隔框的作用，相當(dāng)于一個(gè)作用于隔框中心處的力（即對(duì)機(jī)身的剪力），和一個(gè)對(duì) 隔框中心的力矩（即對(duì)機(jī)身的扭矩）。 接近垂直尾翼部分機(jī)身上蒙皮具有最大剪流。它等于水平剪力和扭矩產(chǎn)生的剪接近

55、垂直尾翼部分機(jī)身上蒙皮具有最大剪流。它等于水平剪力和扭矩產(chǎn)生的剪 流之和。流之和。 加強(qiáng)隔框傳遞作用于中心處的力的情況，與傳 遞垂直載荷相似，它同樣是沿鉚縫以剪流的形 式將載荷分散地傳給蒙皮的。但由于力的方向 是水平的，所以，機(jī)身上下蒙皮截面上產(chǎn)生的 剪流最大。 加強(qiáng)隔框承受扭矩時(shí)，要在自己的平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)。 蒙皮組成的合圍框具有較大的抗扭剛度，它能 通過(guò)鉚釘來(lái)阻止隔框旋轉(zhuǎn)。這樣，加強(qiáng)隔框便 沿周緣鉚縫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(duì)隔框中心 的反力矩，使隔框平衡。 加強(qiáng)隔框承受水平載荷時(shí)，隔框周緣要同時(shí)產(chǎn) 生兩個(gè)剪流，即平衡力P的剪流和平衡力矩M的 剪流。周緣各處

56、的總剪流的大小，就是這兩個(gè) 剪流的代數(shù)和。在承受垂直尾翼傳來(lái)的載荷時(shí)， 隔框上部?jī)蓚€(gè)剪流的方向相同，而下部方向相 反。因此，固定垂直尾翼的加強(qiáng)隔框，上部受 力較大，這些隔框的上部往往做得較強(qiáng)，而且 機(jī)身尾段上部的蒙皮一般也比較厚。對(duì)于固定 前起落架的加強(qiáng)隔框來(lái)說(shuō)，在承受由前起落架 傳來(lái)的側(cè)向水平載荷時(shí)，隔框下部的受力比上 部大，所以，這種隔框的下部通常做得較強(qiáng)。 機(jī)身構(gòu)件的構(gòu)造 機(jī)身結(jié)構(gòu)中，蒙皮、桁條和構(gòu)造，與機(jī)翼的相應(yīng)構(gòu)件相似，因 此，下面僅說(shuō)明機(jī)身中大梁和隔框的構(gòu)造。 大梁 從受力性質(zhì)來(lái)說(shuō)，機(jī)身的大梁相當(dāng)于翼梁的緣條，它是承受彎 矩引起的軸向力的主要構(gòu)件。機(jī)身的大梁的構(gòu)造比較簡(jiǎn)單，通常 就

57、是一根用鋁合金或高強(qiáng)度合金鋼軋制成的型材；在大型飛機(jī)上， 也有采用鉚合梁的。 隔框 機(jī)身隔框可分為普通隔框和加強(qiáng)隔框兩種。普通隔框功用是形成和保 持機(jī)身的外形、提高蒙皮的穩(wěn)定性以及承受局部空氣動(dòng)力；加強(qiáng)隔框 除了有上述作用外，主要是承受和傳遞某些大部件傳來(lái)的集中載荷。 隔框還可分為板式隔框、環(huán)形隔框和球形隔框。 影響疲勞強(qiáng)度的因素 應(yīng)力集中的影響 當(dāng)構(gòu)件受力時(shí)，在截面突變處應(yīng)力會(huì)局部增大。 這種應(yīng)力局部增大的現(xiàn)象，稱為應(yīng)力集中。 應(yīng)力集中對(duì)靜強(qiáng)度的影響程度與材料的性質(zhì)有 關(guān)，對(duì)脆性材料的影響較大，對(duì)塑性較好的材 料影響較小。這是因?yàn)閷?duì)于塑性較好的材料， 在靜載荷作用下，破壞前構(gòu)件內(nèi)的應(yīng)力已趨于

58、 均勻化。 應(yīng)力集中對(duì)疲勞強(qiáng)度有著重大的影響，它會(huì)使 疲勞強(qiáng)度大大降低。 表面加工的影響 在交變載荷作用下，疲勞裂紋常發(fā)生在零構(gòu)件的表面。這是因?yàn)樵趶澢团まD(zhuǎn)載 荷作用下，表面層的應(yīng)力最高，另外，在表面層的缺陷也往往最多。因此，表面 的加工質(zhì)量對(duì)疲勞強(qiáng)度有很大的影響。 表面光潔度對(duì)疲勞強(qiáng)度的影響是隨表面光潔度的提高，疲勞強(qiáng)度也提高。反之， 表面加工越粗糙，疲勞強(qiáng)度的降低也就越嚴(yán)重。 溫度對(duì)疲勞強(qiáng)度的影響 溫度是影響疲勞強(qiáng)度的另一個(gè)重要因素。當(dāng)材料在 低于蠕變溫度(例如，對(duì)于鋁合金，蠕變溫度為 205C)的高溫下工作時(shí)，高溫對(duì)長(zhǎng)壽命疲勞的影響 是降低其疲勞強(qiáng)度。 碳鋼的疲勞強(qiáng)度大約在100C時(shí)最

59、低，以后隨溫度 升高疲勞強(qiáng)度也升高，到350C左右時(shí)，疲勞強(qiáng)度 達(dá)到最大，然后隨溫度繼續(xù)升高，疲勞強(qiáng)度迅速下 降。 同一種材料，熱處理不同，高溫下的疲勞性能也會(huì) 有較大差別。 在交變溫度作用下，就會(huì)引起交變的熱應(yīng)力，從而使構(gòu)件產(chǎn)生疲勞破壞。這種由 交變熱應(yīng)力引起的疲勞破壞稱為“熱疲勞”。 在高溫時(shí)發(fā)生的疲勞破壞有相當(dāng)大的部分是由這種熱疲勞引起的。發(fā)動(dòng)機(jī)不斷起 動(dòng)和停車，使渦輪葉片、尾噴管等經(jīng)常發(fā)生由熱疲勞引起的裂紋。 金屬材料在這種溫度下的疲勞強(qiáng)度較室溫下的疲勞強(qiáng)度高 其它影響的因素其它影響的因素 冷作硬化和殘余應(yīng)力對(duì)疲勞強(qiáng)度有相當(dāng)大的影響。一般 來(lái)說(shuō)，零構(gòu)件表面有一層均勻的殘余壓應(yīng)力對(duì)疲勞強(qiáng)

60、度 是有利的，但若這種殘余應(yīng)力分布很不均勻，情況就不 一樣了。反之，如果零構(gòu)件表面的殘余應(yīng)力是拉應(yīng)力， 則會(huì)降低疲勞強(qiáng)度。 金屬材料的熱處理方法及工藝過(guò)程對(duì)材料的靜強(qiáng)度及其 它機(jī)械性能有明顯影響，同樣對(duì)材料的疲勞強(qiáng)度也會(huì)有 明顯影響。 飛機(jī)結(jié)構(gòu)在生產(chǎn)裝配過(guò)程中，很多工藝因素會(huì)影響結(jié)構(gòu) 的疲勞強(qiáng)度。例如，過(guò)度的強(qiáng)迫裝配會(huì)影響疲勞強(qiáng)度。 噪聲環(huán)境對(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度也有影響。由于大功率噴氣 發(fā)動(dòng)機(jī)的作用，使靠近噴口附近部位的飛機(jī)結(jié)構(gòu)因受到 高聲強(qiáng)噪音的激勵(lì)而產(chǎn)生振動(dòng)，產(chǎn)生所謂的“聲疲勞”。 抗疲勞設(shè)計(jì)思想簡(jiǎn)介 安全壽命設(shè)計(jì)思想 安全壽命設(shè)計(jì)概念要求飛機(jī)結(jié)構(gòu)在使用壽命期內(nèi)不出現(xiàn)宏觀可檢裂紋，這也就是說(shuō)安