飛機(jī)原理與構(gòu)造基礎(chǔ)概論畢業(yè)論文

1、 畢業(yè)設(shè)計(jì)飛機(jī)原理與構(gòu)造基礎(chǔ)概論 設(shè)計(jì)人：張萌指導(dǎo)老師：曹建華學(xué)號(hào)：095031-03目 錄 前言 3第一章 緒論 4 1-1 飛行器基本概念 4 1-2 飛機(jī)主要組成部分及功用5 1-3 飛機(jī)的研制過程“6 1-4 航空發(fā)動(dòng)機(jī)概述7第二章 機(jī)翼尾翼構(gòu)造分析 8 2-1 機(jī)翼尾翼的功用與要求8 2-2 機(jī)翼尾翼的外載特點(diǎn)9 2-3 后掠翼和三角翼受力分析10 2-4 操縱面的結(jié)構(gòu)分析“12第三章 機(jī)身結(jié)構(gòu)分析13 3-13-23-33-4 機(jī)身的功用、2 前 言 畢業(yè)設(shè)計(jì)是我們對(duì)專業(yè)所學(xué)的所有課程及相關(guān)內(nèi)容進(jìn)行一次全面的綜合檢查和總結(jié)，是一次理論和實(shí)踐相結(jié)合，理論應(yīng)用于指導(dǎo)實(shí)踐，而實(shí)踐來檢驗(yàn)理

2、論的實(shí)際操作過程。在設(shè)計(jì)過程中，在老師的耐心幫助指導(dǎo)下，完成飛機(jī)制造技術(shù)基本概論。此次畢業(yè)設(shè)計(jì)，我綜合運(yùn)用了以前學(xué)過的所有專業(yè)理論知識(shí)，并結(jié)合課程設(shè)計(jì)中所學(xué)到的知識(shí)，獨(dú)立的分析問題，對(duì)于飛機(jī)構(gòu)造的基本情況有了一定的了解，也熟悉了一些有關(guān)飛機(jī)構(gòu)造的圖表等技術(shù)資料。由于自身能力有限，才疏學(xué)淺，畢業(yè)設(shè)計(jì)有許多不足之處，忘各位老師給予批評(píng)和指正。 3 第一章 緒論1-1 飛行器的基本概念一、飛行器( flight vehicle)在大氣層內(nèi)或大氣層外空間(太空) 飛行的器械統(tǒng)稱為飛行器。飛行器可分為4 類: 航空器、航天器、火箭和導(dǎo)彈。在大氣層內(nèi)飛行的飛行器稱為航空器, 如氣球、飛艇、飛機(jī)等。它們靠空

3、氣的靜浮力或與空氣相對(duì)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的空氣動(dòng)力升空飛行。在太空飛行的飛行器稱為航天器, 如人造地球衛(wèi)星、空間站、載人飛船、空間探測(cè)器、航天飛機(jī)等。它們?cè)谶\(yùn)載火箭的推動(dòng)下獲得必要的速度進(jìn)入太空, 然后在引力作用下完成與天體類似的軌道運(yùn)動(dòng)。裝在航天器上的發(fā)動(dòng)機(jī)可提供軌道修正或改變姿態(tài)所需的動(dòng)力。 火箭是以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的飛行器(火箭發(fā)動(dòng)機(jī)也常簡(jiǎn)稱為火箭) , 可以在大氣層內(nèi), 也可以在大氣層外飛行。它不靠空氣靜浮力, 也不靠空氣動(dòng)力, 而是靠火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力升空飛行。導(dǎo)彈有主要在大氣層外飛行的彈道導(dǎo)彈和裝有翼面在大氣層內(nèi)飛行的地空導(dǎo)彈、巡航導(dǎo)彈等。有翼導(dǎo)彈在飛行原理上, 甚至在結(jié)構(gòu)上與飛機(jī)頗為相似。導(dǎo)

4、彈是裝有戰(zhàn)斗部的可控制的火箭。通常運(yùn)載火箭和導(dǎo)彈都只能使用一次, 人們往往把它們歸為一類。二、航空器(aircraft)能在大氣層內(nèi)進(jìn)行可控飛行的各種飛行器統(tǒng)稱為航空器。任何航空器都必須產(chǎn)生一個(gè)大 于自身重力的向上的力, 才能升入空中。根據(jù)產(chǎn)生向上力的基本原理的不同, 航空器可劃分為兩大類: 輕于空氣的航空器和重于空氣的航空器, 前者靠空氣靜浮力升空, 又稱浮空器; 后者靠空氣動(dòng)力克服自身重力升空。輕于空氣的航空器的主體是一個(gè)氣囊, 其中充以密度較空氣小得多的氣體( 氫或氦) , 利用大氣的浮力使航空器升空。氣球和飛艇都是輕于空氣的航空器, 二者的主要區(qū)別是前者沒有動(dòng)力裝置, 升空后只能隨風(fēng)飄

5、動(dòng), 或者被系留在某一固定位置上, 不能進(jìn)行控制; 后者裝有發(fā)動(dòng)機(jī)、空氣螺旋槳、安定面和操縱面, 可以控制飛行方向和路線。重于空氣的航空器的升力是由其自身與空氣相對(duì)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的。固定翼航空器主要由固定 的機(jī)翼產(chǎn)生升力。旋翼航空器主要由旋轉(zhuǎn)的旋翼產(chǎn)生升力。飛機(jī)是最主要的、應(yīng)用范圍最廣的航空器。它的特點(diǎn)是裝有提供拉力或推力的動(dòng)力裝置、 產(chǎn)生升力的固定機(jī)翼、控制飛行姿態(tài)的操縱面。20 世紀(jì)80 年代初出現(xiàn)的航天飛機(jī), 雖然也有機(jī)翼并具有與飛機(jī)類似的外形, 但它是靠火箭推動(dòng)在發(fā)射架上垂直發(fā)射而飛出大氣層, 然后在近地軌道上運(yùn)行的。航天飛機(jī)返回時(shí)主要靠無動(dòng)力滑翔著陸, 這是它與飛機(jī)的主要不同之處。滑翔機(jī)與

6、飛機(jī)的根本區(qū)別是, 它升高以后不用動(dòng)力而靠自身重力在飛行方向的分力向前滑翔。雖然有些滑翔機(jī)裝有小型發(fā)動(dòng)機(jī)(稱為動(dòng)力滑翔機(jī)) , 但主要是在滑翔飛行前用來獲得 初始高度。旋翼航空器由旋轉(zhuǎn)的旋翼產(chǎn)生空氣動(dòng)力。旋翼機(jī)的旋翼沒有動(dòng)力驅(qū)動(dòng), 當(dāng)它在動(dòng)力裝置 提供的拉力作用下前進(jìn)時(shí), 迎面氣流吹動(dòng)旋翼像風(fēng)車似地旋轉(zhuǎn), 從而產(chǎn)生升力。有的旋翼機(jī)還裝有固定小翼面, 由它提供一部分升力。直升機(jī)的旋翼是由發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)的, 升力和水平運(yùn) 4動(dòng)所需的拉力都由旋翼產(chǎn)生。撲翼機(jī)又名振翼機(jī), 它是人類早期試圖模仿鳥類飛行而制造的一種航空器。它用像飛鳥 翅膀那樣撲動(dòng)的翼面產(chǎn)生升力和拉力。但是, 由于人們對(duì)鳥類飛行時(shí)翅膀的復(fù)雜運(yùn)

7、動(dòng)還沒有 完全了解清楚, 加之制造像鳥翅膀那樣撲動(dòng)的翼面還有許多技術(shù)上的困難, 撲翼機(jī)至今還沒有獲得成功。航空器的應(yīng)用比較廣泛。在軍事上, 它可用于航空偵察、轟炸、反潛、空戰(zhàn), 運(yùn)輸兵員、武器和作戰(zhàn)物資; 在民用上, 可完成貨運(yùn)、客運(yùn)、農(nóng)業(yè)、漁業(yè)、林業(yè)、氣象、探礦、空中測(cè)量、空中攝影等方面的任務(wù)。此外, 航空器還是進(jìn)行科學(xué)研究的一種重要工具。在人造地球衛(wèi)星、載人飛船等航天器出現(xiàn)之前, 有關(guān)高空氣象、大氣物理、地球物理、地質(zhì)學(xué)、地理學(xué)等方面的許多研究工作,都借助于航空器。即使在航天器出現(xiàn)之后, 由于航空器的價(jià)格較低, 運(yùn)用方便, 仍是在高空進(jìn)行科學(xué)研究的重要工具。飛機(jī)誕生近百年來, 性能有了顯著

8、的提高, 已研制出最大飛行速度超過三倍音速、飛行高度達(dá)30 km 的軍用偵察機(jī); 活動(dòng)半徑可達(dá)4 000 多公里、載彈量超過20 t 的超音速轟炸機(jī); 以及載客300500 人、能進(jìn)行洲際飛行的旅客機(jī)。直升機(jī)的歷史雖然只有50 多年, 但也已發(fā)展成為比較完善的、有特殊功能( 垂直起降, 空中懸停) 的航空器。三、飛機(jī)(airplane)由動(dòng)力裝置產(chǎn)生前進(jìn)推力, 由固定機(jī)翼產(chǎn)生升力, 在大氣層中飛行的重于空氣的航空器稱為飛機(jī)。無動(dòng)力裝置的滑翔機(jī)、以旋翼作為主要升力面的直升機(jī)以及在大氣層外飛行的航天 飛機(jī)都不屬于飛機(jī)的范圍。飛機(jī)按用途可分為軍用飛機(jī)和民用飛機(jī)兩大類。軍用飛機(jī)是按各種軍事用途設(shè)計(jì)的飛

9、 機(jī), 其中主要包括殲擊機(jī)( 戰(zhàn)斗機(jī))、截?fù)魴C(jī)、殲擊轟炸機(jī)、強(qiáng)擊機(jī)( 攻擊機(jī))、轟炸機(jī)、反潛機(jī)、偵察機(jī)、預(yù)警機(jī)、電子干擾飛機(jī)、軍用運(yùn)輸機(jī)、空中加油機(jī)、艦載飛機(jī)等。民用飛機(jī)則泛指一切非軍事用途的飛機(jī), 包括旅客機(jī)、貨機(jī)、公務(wù)機(jī)、農(nóng)業(yè)機(jī)、體育運(yùn)動(dòng)機(jī)、救護(hù)機(jī)、試驗(yàn)研究機(jī)等。其中旅客機(jī)、貨機(jī)和客貨兩用飛機(jī)又統(tǒng)稱為民用運(yùn)輸機(jī)?，F(xiàn)代運(yùn)輸機(jī)具有快速、舒適、安全可靠的優(yōu)點(diǎn), 并且不受復(fù)雜地形的影響, 能在兩地之間完成最短距離的航行。四、直升機(jī)( helicopter)以動(dòng)力驅(qū)動(dòng)的旋翼作為主要升力來源, 能垂直起落的重于空氣的航空器稱為直升機(jī)。它 既區(qū)別于以旋翼作為主要升力來源但不能垂直起落的旋翼機(jī), 又區(qū)別于

10、不是以旋翼作為主要升力來源的垂直起落飛機(jī)。直升機(jī)屬于旋翼航空器, 裝有一副或幾副類似于大直徑螺旋槳的旋翼。旋翼安裝在機(jī)體上方近于鉛垂的旋翼軸上, 由動(dòng)力裝置驅(qū)動(dòng), 能在靜止空氣和相對(duì)氣流中產(chǎn)生向上的升力。旋翼受自動(dòng)傾斜器操縱又可產(chǎn)生向前、向后、向左或向右的水平分力。因此, 直升機(jī)既能垂直上升下降、空中懸停, 又能向前后左右任一方向飛行。直升機(jī)可以在狹小場(chǎng)地上垂直起飛和降落而無需跑道。在超載情況下, 有機(jī)輪的直升機(jī)也可以滑跑起飛。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)在空中停車時(shí), 直升機(jī)還可以利用旋翼自轉(zhuǎn)下滑, 安全著陸。1-2 飛機(jī)的主要組成部分及功用飛機(jī)的主要組成部件有機(jī)翼、尾翼、機(jī)身、起落架、飛機(jī)操縱系統(tǒng)、飛機(jī)動(dòng)力裝

11、置和機(jī)載設(shè)備等(見圖1 1 )。 5 (1 ) 機(jī)翼: 是飛機(jī)產(chǎn)生升力的部分。通常在機(jī)翼上有用于橫向操縱的副翼和擾流片, 機(jī)翼前后緣部分還設(shè)有各種型式的襟翼, 用于增加升力或改變機(jī)翼升力的分布。(2 ) 尾翼: 通常在飛機(jī)尾部, 分為水平尾翼和垂直尾翼兩部分。個(gè)別飛機(jī)的尾翼設(shè)計(jì)成v形, 它兼起縱向和航向穩(wěn)定、操縱的作用, 稱為v 形尾翼。一般水平尾翼由水平安定面和升降舵組成, 垂直尾翼由垂直安定面和方向舵組成。在超音速飛機(jī)上, 為了提高飛機(jī)縱向操縱能力, 常將水平尾翼做成一個(gè)整體( 不分水平安定面和升降舵) , 它可以操縱偏轉(zhuǎn), 稱為全動(dòng)平尾。有的飛機(jī)上(主要是變后掠翼飛機(jī)) 還將全動(dòng)水平尾具

12、設(shè)計(jì)成可以差動(dòng)偏轉(zhuǎn)的型式, 即平尾的左右兩半翼面不僅可以同向偏轉(zhuǎn), 且可反向偏轉(zhuǎn), 此時(shí)可起橫向操縱作用, 這種型式稱為差動(dòng)平尾。帶方向舵的垂直尾翼已能滿足超音速飛行時(shí)的航向操縱要求, 所以較少采用全動(dòng)垂直尾翼。在有些飛機(jī)上, 水平尾翼不是裝在飛機(jī)尾部, 而是移到機(jī)翼的前面, 它稱為前翼或鴨翼。(3 ) 機(jī)身: 處于飛機(jī)的中央, 主要用于容納人員、貨物或其他載重和設(shè)備, 別的部件也多與機(jī)身相連。但是機(jī)身并不是飛機(jī)不可缺少的部件, 早期飛機(jī)僅有個(gè)連接各部件的構(gòu)架, 這樣的機(jī)身在初級(jí)滑翔機(jī)和超輕型飛機(jī)上還可見到。后來為了減少阻力, 發(fā)展成為流線外形的機(jī)身, 并用以容納貨物、人員和設(shè)備等體積較大的載

13、重物。如果飛機(jī)足夠大, 能將人員、貨物、燃油等全部裝在機(jī)翼內(nèi)部, 則可以取消機(jī)身, 成為飛翼式飛機(jī), 簡(jiǎn)稱飛翼。(4 ) 起落架: 是飛機(jī)起飛、著陸滑跑和在地面( 或水面)停放、滑行中支持飛機(jī)的裝置, 一般由承力支柱、減震器、帶剎車的機(jī)輪(或滑橇、滾筒)和收放機(jī)構(gòu)組成。在低速飛機(jī)上用不可收放的固定式起落架以減輕重量, 在支柱和機(jī)輪上有時(shí)裝整流罩以減小阻力。對(duì)于陸地上或艦上起落的飛機(jī)用機(jī)輪, 在冰上或雪地起落的飛機(jī)用滑橇代替機(jī)輪, 浮筒式水上飛機(jī)則代之以浮筒。(5 ) 操縱系統(tǒng): 包括駕駛桿(盤)、腳蹬、拉桿、搖臂或鋼索、滑輪等。駕駛桿(盤)控制升降舵(或全動(dòng)水平尾翼) 和副翼, 腳蹬控制方向舵

14、。為了改善操縱性和穩(wěn)定性, 現(xiàn)代飛機(jī)操縱系統(tǒng)中還配備有各種助力系統(tǒng)(液壓的和電動(dòng)的) 、增穩(wěn)裝置和自動(dòng)駕駛儀等。(6 ) 動(dòng)力裝置: 包括產(chǎn)生推力的發(fā)動(dòng)機(jī)和保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作所需的附件和系統(tǒng), 其中包括發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)、操縱、固定、燃油、滑油、散熱、防火、滅火、進(jìn)氣和排氣等裝置或系統(tǒng)。(7 ) 機(jī)載設(shè)備: 包括飛行儀表、通信、導(dǎo)航、環(huán)境控制、生命保障、能源供給等設(shè)備, 以及與飛機(jī)用途有關(guān)的一些機(jī)載設(shè)備, 如戰(zhàn)斗機(jī)的武器和火控系統(tǒng), 旅客機(jī)的客艙生活服務(wù)設(shè)施等。1-3 飛機(jī)的研制過程一種新飛機(jī)的投入使用, 需經(jīng)過下述4個(gè)階段。1 .擬訂技術(shù)要求通常可由飛機(jī)設(shè)計(jì)單位和訂貨單位協(xié)商后共同擬訂新飛機(jī)的戰(zhàn)術(shù)

15、技術(shù)要求或使用技術(shù)要求; 也可由飛機(jī)設(shè)計(jì)單位或訂貨單位的某一方為主, 擬訂出技術(shù)要求。技術(shù)要求通常確定了飛機(jī)的主要性能指標(biāo)、主要使用條件和機(jī)載設(shè)備等。設(shè)計(jì)單位必須保證新飛機(jī)能達(dá)到這些技術(shù)要求, 訂貨單位則根據(jù)這些要求來驗(yàn)收新飛機(jī)。因此, 飛機(jī)的技術(shù)要求是飛機(jī)設(shè)計(jì)的基本依據(jù), 在新飛機(jī)的整個(gè)研制過程中, 必須圍繞這個(gè)中心進(jìn)行考慮。62 .飛機(jī)設(shè)計(jì)過程飛機(jī)設(shè)計(jì)單位根據(jù)已經(jīng)擬訂好的飛機(jī)技術(shù)要求, 進(jìn)行飛機(jī)的總體設(shè)計(jì), 即把飛機(jī)的主要參數(shù)、基本外形與部位安排確定下來。此時(shí)必須通過仔細(xì)的分析、計(jì)算和試驗(yàn), 以保證所確定的總體設(shè)計(jì)能滿足飛機(jī)的技術(shù)要求。在飛機(jī)總體設(shè)計(jì)階段以后進(jìn)行的是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)階段。結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)階

16、段需繪制完成飛機(jī)結(jié)構(gòu)的所有圖紙, 并使所設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)能滿足總體設(shè)計(jì)的要求, 當(dāng)然也應(yīng)與飛機(jī)的技術(shù)要求相協(xié)調(diào)。一架現(xiàn)代新型飛機(jī)的設(shè)計(jì)工作, 通常要設(shè)計(jì)幾百?gòu)埖綆浊垐D紙, 做幾百到幾千小時(shí)試驗(yàn), 設(shè)計(jì)人員通常為幾百人, 設(shè)計(jì)周期在13 年左右。3 .飛機(jī)制造過程飛機(jī)制造工廠根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)單位提供的全套圖紙與技術(shù)資料進(jìn)行制造。飛機(jī)工廠在制造 出整架飛機(jī)的結(jié)構(gòu)以后, 還應(yīng)把飛機(jī)所需的設(shè)備、系統(tǒng)都完整地裝好。飛機(jī)工廠制造出的飛機(jī)應(yīng)能保證滿足設(shè)計(jì)圖紙和技術(shù)資料規(guī)定的要求。這樣, 由飛機(jī)工廠首批試制出來的新飛機(jī)即可投入試飛和全機(jī)強(qiáng)度試驗(yàn)。設(shè)計(jì)與制造是密切相關(guān)的。設(shè)計(jì)人員應(yīng)了解工廠的生產(chǎn)條件、新工藝和新材料的發(fā)

17、展情 況, 以設(shè)計(jì)出性能好而又結(jié)合工廠生產(chǎn)條件的飛機(jī)結(jié)構(gòu)。工廠的工藝技術(shù)人員應(yīng)關(guān)心飛機(jī)性 能的提高, 與設(shè)計(jì)人員協(xié)作, 制訂出良好的工藝方案, 以使設(shè)計(jì)人員設(shè)計(jì)出的結(jié)構(gòu)能較好地投入生產(chǎn)。4 .飛機(jī)的試飛、定型過程一種新飛機(jī)試制出來以后, 是不能也不應(yīng)馬上投入使用的。盡管我們已做了大量的分析、計(jì)算、試驗(yàn)等研究工作, 但還不能完全肯定這種飛機(jī)能否真正投入使用, 還必須通過試飛來檢驗(yàn)飛機(jī)能否確保安全, 性能是否滿足技術(shù)要求。若在試飛過程中發(fā)現(xiàn)有缺點(diǎn)或問題, 則必須進(jìn)一步更改設(shè)計(jì)或改進(jìn)制造方法。當(dāng)把試飛中出現(xiàn)的問題都排除完畢, 則可把此時(shí)的設(shè)計(jì)圖紙與制造方法確定下來, 只有通過飛機(jī)的試飛過程把一種新飛

18、機(jī)初步定型后, 方可由飛機(jī)工廠進(jìn)行小批量生產(chǎn)。在新飛機(jī)的研制過程中, 須配合做很多試驗(yàn)。譬如為了選擇較好的飛機(jī)外形, 須做風(fēng)洞試驗(yàn); 為了保證有足夠的強(qiáng)度與壽命, 要做結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度試驗(yàn)與壽命試驗(yàn)。在新飛機(jī)的研制過程中, 往往還要進(jìn)行相當(dāng)數(shù)量的科研課題研究, 例如飛機(jī)的選型問題、 主要結(jié)構(gòu)的疲勞設(shè)計(jì)或斷裂設(shè)計(jì)等問題。研制新飛機(jī)還與飛機(jī)的使用密切相關(guān)。在設(shè)計(jì)過程中既要利用已有的使用經(jīng)驗(yàn), 又要在 本飛機(jī)的使用過程中不斷改進(jìn)這種新飛機(jī)的設(shè)計(jì)。1-4 航空發(fā)動(dòng)機(jī)概述為航空器提供飛行所需動(dòng)力的發(fā)動(dòng)機(jī)稱為航空發(fā)動(dòng)機(jī)。航空發(fā)動(dòng)機(jī)可以分為3 種類型。 (1 ) 活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī): 早期在飛機(jī)或直升機(jī)上應(yīng)用的航空

19、發(fā)動(dòng)機(jī), 用它帶動(dòng)螺旋槳或旋翼。大型活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)的功率可達(dá)2500 kw( 3400 馬力)。后來逐漸為功率大、高速性能好的燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)所取代。但是小功率的活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)還廣泛地被用在輕型飛機(jī)、直升機(jī)以及超輕型飛機(jī)上。(2 ) 燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī): 是現(xiàn)代飛機(jī)和直升機(jī)上應(yīng)用最廣的發(fā)動(dòng)機(jī)。它包括渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)和渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)。它們都具有壓氣機(jī)、燃燒室和燃?xì)鉁u輪。渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)主要用于速度小于800 km/ h 的飛機(jī), 渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)主要用作直升機(jī)的動(dòng)力, 速度更高的飛機(jī)則用渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)主要用于超音速飛機(jī)。(3 ) 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī): 特點(diǎn)是無壓氣

20、機(jī)和燃?xì)鉁u輪, 進(jìn)入燃燒室的空氣是利用高速飛行時(shí)的沖壓作用來增壓的。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)造簡(jiǎn)單, 推力大, 特別適用于高速高空飛行。由于不能 7自行起動(dòng)和低速性能不好, 限制了它在航空器上的應(yīng)用, 僅用在導(dǎo)彈和在空中發(fā)射的靶彈上。這三類發(fā)動(dòng)機(jī)都由大氣中吸取空氣作為燃料燃燒的氧化劑, 所以又稱吸空氣發(fā)動(dòng)機(jī)。航 空器上應(yīng)用的其他發(fā)動(dòng)機(jī)還有火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)和航空電動(dòng)機(jī)?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)燃料消耗率太大, 不適于長(zhǎng)時(shí)間工作, 在飛機(jī)上僅用于短時(shí)間加速(如起動(dòng)加速器) 。脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)也是一種吸空氣發(fā)動(dòng)機(jī), 主要用于低速靶機(jī)和航空模型飛機(jī)。由太陽(yáng)能電池驅(qū)動(dòng)的航空電動(dòng)機(jī)僅用于輕型飛機(jī), 尚處在試驗(yàn)階段。 第二章 機(jī)翼尾

21、翼構(gòu)造分析2-1 機(jī)翼尾翼的功用與要求一、機(jī)翼的功用與要求1 .機(jī)翼的功用機(jī)翼是飛機(jī)的一個(gè)重要部件, 其主要功用是產(chǎn)生升力。當(dāng)它具有上反角時(shí), 可為飛機(jī)提供一定的橫向穩(wěn)定性。在它的后緣, 一般布置有橫向操縱用的副翼、擾流片等附翼。為了改善機(jī)翼的空氣動(dòng)力效用, 在機(jī)翼的前、后緣越來越多地裝有各種型式的襟翼、縫翼等增升裝置,以提高飛機(jī)的起飛著陸或機(jī)動(dòng)性能。機(jī)翼上常安裝有起落架、發(fā)動(dòng)機(jī)等其他部件。近代殲擊機(jī)和殲擊轟炸機(jī)往往在機(jī)翼下布置多種外掛, 如副油箱和導(dǎo)彈、炸彈、火箭彈等軍械設(shè)備。機(jī)翼的內(nèi)部空間常用來收藏起落架、放置一些小型設(shè)備、附件和儲(chǔ)存燃油。特別是旅客機(jī), 為了保證旅客安全, 很多飛機(jī)不在機(jī)

22、身內(nèi)儲(chǔ)存燃油, 而把燃油全部?jī)?chǔ)存在機(jī)翼內(nèi)。放置燃油的油箱有整體油箱和軟油箱兩種, 為了減輕重量, 近代飛機(jī)機(jī)翼油箱恨多為整體油箱(見圖7-1)。2 .機(jī)翼的設(shè)計(jì)要求機(jī)翼的設(shè)計(jì)要求與飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的五項(xiàng)基本要求是一致的, 只是各種部件因功用不同, 而側(cè)重點(diǎn)有所不同。(1 ) 機(jī)翼主要用于產(chǎn)生升力, 因此滿足空氣動(dòng)力方面的要求是首要的。機(jī)翼除保證升力外, 還要求阻力盡量小( 少數(shù)特殊機(jī)動(dòng)情況除外)。機(jī)翼的氣動(dòng)特性主要取決于其外形參數(shù)( 如展弦比、相對(duì)厚度、后掠角、翼型等) , 這些參數(shù)在總體設(shè)計(jì)時(shí)確定; 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)則應(yīng)從強(qiáng)度、剛度、表面光滑度等各方面來保證機(jī)翼氣動(dòng)外形要求的實(shí)現(xiàn)。(2 ) 在外形、裝載

23、和連接情況已定的條件下, 重量要求是機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的主要要求, 具體地說就是要設(shè)計(jì)出一個(gè)既能滿足強(qiáng)度、剛度和耐久性要求, 又盡可能輕的結(jié)構(gòu)來。強(qiáng)度包括靜強(qiáng)度、動(dòng)強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度。對(duì)于按“安全壽命”或“ 損傷容限”設(shè)計(jì)的機(jī)翼, 應(yīng)在其受力構(gòu)件布置、各連接關(guān)系設(shè)計(jì)、零構(gòu)件細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)以及關(guān)鍵件的可檢性等各個(gè)環(huán)節(jié)中給予認(rèn)真考慮, 以便為結(jié)構(gòu)提供較長(zhǎng)的壽命和較好的破損安全特性, 從而保證結(jié)構(gòu)使用的可靠性。機(jī)翼外載隨過載系數(shù)的增大而增大。通常各類飛機(jī)的最大、最小過載系數(shù)由強(qiáng)度規(guī)范規(guī)8定, 如殲擊機(jī)最大過載系數(shù)可達(dá)+ 7 + 9。當(dāng)飛機(jī)在高速飛行時(shí), 很小的變形就可能嚴(yán)重惡化機(jī)翼的空氣動(dòng)力性能; 剛度不足還會(huì)引起

24、顫振和操縱面反效等嚴(yán)重問題。值得注意的是: 隨著飛行速度的提高, 機(jī)翼所受載荷增大; 然而, 由于減小阻力等空氣動(dòng)力的需要, 此時(shí)機(jī)翼的相對(duì)厚度卻越來越小, 再加上后掠角的影響, 致使機(jī)翼結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度、彎曲剛度越來越難保證, 這些都將引起機(jī)翼在飛行中的變形增加。因此對(duì)高速飛機(jī), 為滿足機(jī)翼的氣動(dòng)要求, 剛度問題必須給予足夠重視。然而也正由于上述原因, 此時(shí)要解決好機(jī)翼的最小重量要求與強(qiáng)度、剛度要求之間的矛盾將更為困難。這種矛盾促進(jìn)了機(jī)翼結(jié)構(gòu)的受力型式不斷發(fā)展, 在以后的分析中我們將更清楚地看到這一點(diǎn)。(3 ) 使用、維護(hù)要求。飛機(jī)應(yīng)該使用方便, 便于檢查、維護(hù)和修理。對(duì)于按損傷容限設(shè)計(jì)的飛機(jī)

25、, 還應(yīng)滿足相應(yīng)的特殊要求。當(dāng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)作為整體油箱艙使用時(shí), 必須保證燃油系統(tǒng)工作的高度可靠性。當(dāng)該可靠性要求與結(jié)構(gòu)重量輕的要求相矛盾時(shí), 應(yīng)首先保證燃油系統(tǒng)的可靠性, 因?yàn)樗婕暗斤w行的安全性。用作油箱艙的翼箱除滿足一般的強(qiáng)度、剛度要求外, 應(yīng)具有較高的疲勞強(qiáng)度、良好的破損安全性能, 并應(yīng)妥善解決密封問題。(4 ) 工藝性和經(jīng)濟(jì)性要求, 與一般飛機(jī)結(jié)構(gòu)相同, 此處不再重復(fù)。二、尾翼的功用與要求1 .尾翼的主要功用尾翼用于保證飛機(jī)的縱向和航向的平衡與穩(wěn)定性, 以及實(shí)施對(duì)飛機(jī)的縱向(俯仰) 和航向的操縱。一般飛機(jī)的尾翼由水平尾翼(簡(jiǎn)稱平尾) 和垂直尾翼(簡(jiǎn)稱垂尾) 兩部分組成。正常式平尾包括水平

26、安定面和升降舵。為了改善跨音速和超音速飛機(jī)在高速飛行中的縱向操縱性,在這類飛機(jī)上, 大多采用全動(dòng)水平尾翼。垂尾一般由垂直安定面和方向舵組成。2 .尾翼的設(shè)計(jì)要求尾翼的功用是通過它所產(chǎn)生的升力來實(shí)現(xiàn)的, 所以從本質(zhì)上說尾翼的直接功用就是產(chǎn)生升力, 它也是一個(gè)升力面, 因而尾翼的設(shè)計(jì)要求和構(gòu)造與機(jī)翼十分類似。對(duì)尾翼的主要要求也是保證它所承擔(dān)的空氣動(dòng)力任務(wù)的完成; 應(yīng)具有足夠的強(qiáng)度、剛度、壽命而重量盡可能輕。2-2 機(jī)翼尾翼的外載特點(diǎn)一、機(jī)翼的外載特點(diǎn)機(jī)翼的外載有以下三類(見圖7-2)。1 .空氣動(dòng)力載荷空氣動(dòng)力載荷qa 是分布載荷, 單位為n/ m2 。它可以是吸力或壓力, 直接作用在機(jī)翼表面上,

27、 形成機(jī)翼的升力和阻力, 其中升力是機(jī)翼最主要的外載荷。在各種設(shè)計(jì)情況下, 機(jī)翼的氣動(dòng)載荷的數(shù)值和分布情況是不同的, 因此其合力的大小、方向、作用點(diǎn)相應(yīng)地也不相同, 并將影響機(jī)翼的受力情況。2 .其他部件、裝載傳來的集中載荷機(jī)翼上連接有其他部件(如起落架、發(fā)動(dòng)機(jī))、副翼、襟翼等各類附翼和布置在機(jī)翼內(nèi)、外的各種裝載(如油箱、炸彈)。除了在以翼盒作為整體油箱情況下燃油產(chǎn)生的是分布載荷外, 由于這些部件、裝載一般都是以有限的連接點(diǎn)與機(jī)翼主體結(jié)構(gòu)相連, 因此, 不論是起落架傳來的地面撞擊力或副翼等翼面上的氣動(dòng)載荷, 以及其上各部件、裝載本身的質(zhì)量力( 包括重力和慣性力) , 都是通過接頭, 以集中載荷

28、的形式傳給機(jī)翼。其中有些力的數(shù)值可能很大。93 .機(jī)翼結(jié)構(gòu)的質(zhì)量力機(jī)翼本身結(jié)構(gòu)的質(zhì)量力為分布載荷qc( pa) , 其大小與分布情況取決于機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量的大小和分布規(guī)律。它的數(shù)值比氣動(dòng)載荷要小得多。在工程計(jì)算中, 它的分布規(guī)律可近似認(rèn)為與弦長(zhǎng)成正比。上述2 , 3 中提及的各種質(zhì)量力的大小和方向還與飛機(jī)過載系數(shù)有關(guān), 其方向與升力相反, 對(duì)機(jī)翼有卸載作用。綜上所述, 若以載荷形式分, 機(jī)翼的外載有兩種類型。一種是分布載荷, 以氣動(dòng)載荷為主,還包括機(jī)翼本身結(jié)構(gòu)的質(zhì)量力, 這是機(jī)翼的主要載荷形式; 另一種是由各接頭傳來的集中載荷(力或力矩) 。二、機(jī)翼的總體受力機(jī)翼的各種外載, 總要在機(jī)翼、機(jī)身連接

29、處, 由機(jī)身提供支持力來平衡。因此在上述載荷作用下, 可把機(jī)翼看作是固定在機(jī)身上的一個(gè)“ 梁”。當(dāng)機(jī)翼分成兩半, 與機(jī)身在其左右兩側(cè)相連時(shí), 可把每半個(gè)機(jī)翼看作支持在機(jī)身上的懸臂梁; 若左右機(jī)翼連成一個(gè)整體時(shí), 則可把它看作支持在機(jī)身上的雙支點(diǎn)外伸梁。這兩種情況雖然在支持形式上有所不同, 但對(duì)外翼結(jié)構(gòu)來說, 都可以看作懸臂梁。但必須指出, 在把機(jī)翼看作為一個(gè)“工程梁”時(shí), 它與材料力學(xué)課程中介紹的一般工程梁相比, 有其特殊性。(1 ) 機(jī)翼高度( 厚度)小, 但其弦向尺寸(相當(dāng)于梁寬) 大多與翼展有相同量級(jí)( 尤其是三角機(jī)翼)。而一般工程梁是指高度和寬度均比長(zhǎng)度要小得多的單尺度梁, 這類梁僅注

30、重沿長(zhǎng)度方向分布的載荷。而對(duì)于機(jī)翼, 弦向分布的載荷也很重要。(2 ) 一般工程梁支承簡(jiǎn)單, 計(jì)算簡(jiǎn)化也容易。而機(jī)翼在機(jī)身上的固定形式要復(fù)雜得多。 此外考慮到結(jié)構(gòu)支承的彈性效應(yīng), 精確計(jì)算中, 應(yīng)認(rèn)為機(jī)身是一彈性支承。三、尾翼的外載特點(diǎn)在全動(dòng)水平尾翼與舵面上, 作用有分布的氣動(dòng)載荷和自身的質(zhì)量力。安定面上除作用有 這類載荷外, 還有舵面懸掛接頭傳來的集中力。由于舵面與安定面、全動(dòng)平尾與機(jī)身的連接情況和機(jī)翼與機(jī)身的連接情況有所不同, 因而此時(shí)安定面或機(jī)身各自提供的支持力的形式也不同。水平尾翼和垂直尾翼同樣可根據(jù)其外載和支持力或操縱力作出剪力、彎矩和扭矩圖。從圖(7-5)可見, 安定面的受力情況與

31、機(jī)翼相似。尾翼上的氣動(dòng)載荷以它的作用分, 有以下3 類。1 . 平衡載荷平衡載荷是用以保證飛機(jī)縱向氣動(dòng)力矩平衡時(shí)平尾上的載荷。此時(shí)水平安定面上的載荷往往與升降舵的載荷方向相反, 所以平尾受有很大扭矩。2 .機(jī)動(dòng)載荷在不平靜氣流或機(jī)動(dòng)飛行時(shí)偏轉(zhuǎn)升降舵或方向舵產(chǎn)生的附加載荷, 這是尾翼的主要受力情況。3 .不對(duì)稱載荷對(duì)平尾來說由于側(cè)滑或橫滾引起的載荷是不對(duì)稱載荷, 它們一般比機(jī)動(dòng)載荷小得多。但此不對(duì)稱載荷引起的mx 卻較大, 所以對(duì)結(jié)構(gòu)有一定的影響。垂尾除上述橫滾影響外, 不對(duì)稱的發(fā)動(dòng)機(jī)推力也會(huì)引起垂尾上的不對(duì)稱載荷。需要指出的是,飛機(jī)在飛行中的飛行狀態(tài)10經(jīng)常變化, 尾翼上載荷的大小和方向也隨著

32、改變; 大氣中的不穩(wěn)定氣流也會(huì)使尾翼的載荷經(jīng)常發(fā)生變化, 因而尾翼上的載荷具有重復(fù)載荷的性質(zhì)。2-3 后掠翼和三角翼受力分析一、后掠機(jī)翼的受力特點(diǎn)后掠機(jī)翼可看做由直機(jī)翼向后轉(zhuǎn)動(dòng)一個(gè)角度而得。它的左、右兩側(cè)的機(jī)翼不是彼此連續(xù) 的直梁, 而是一個(gè)有轉(zhuǎn)折的盒式梁。因而其外段實(shí)質(zhì)上就是一個(gè)直機(jī)翼, 所有關(guān)于直機(jī)翼受力分析的結(jié)論仍然適用。其主要特點(diǎn)反映在根部三角區(qū)1 2 3 內(nèi)( 見圖7-39)。當(dāng)機(jī)翼受載 產(chǎn)生彎曲變形時(shí), 由于根部剖面的變形( 轉(zhuǎn)角) 在后梁區(qū)受到了機(jī)身的限制, 不能自由變形, 致使整個(gè)剖面發(fā)生翹曲(見圖7-39) 。因而平剖面假設(shè)在根部區(qū)不能成立, 從而使機(jī)翼根部的應(yīng)力分布與根據(jù)平

33、剖面假設(shè)得到的結(jié)果相比發(fā)生了重大變化。以一單塊式后掠機(jī)翼(見圖7-40)為例, 取出其根部附近的一段機(jī)翼(包括三角區(qū)a b 2、 c)。當(dāng)機(jī)翼受垂直氣動(dòng)載荷作用時(shí), 上、下壁板上的各縱向構(gòu)件(長(zhǎng)桁、梁的緣條等)分受軸向拉、壓。由于根部三角區(qū)的存在, 這些縱向構(gòu)件的長(zhǎng)度不等(靠近前梁附近的縱向構(gòu)件較長(zhǎng), 靠近后梁附近的較短) 。而桿元的拉、壓剛度與其長(zhǎng)度成反比。因此, 根部各縱向構(gòu)件的拉、壓剛度必定不相等。當(dāng)它們受到由彎矩產(chǎn)生的軸力時(shí), 為了滿足相應(yīng)的變形一致條件, 將按它們的剛度大小分配它們共同承擔(dān)的軸向力。因前梁附近的縱向構(gòu)件剛度小, 分配到的載荷較小, 應(yīng)力較低; 而后梁附近的縱向構(gòu)件剛度

34、大, 分配到的載荷也較大, 應(yīng)力較高。因此出現(xiàn)了應(yīng)力向后緣集中的現(xiàn)象, 通常稱之為“ 后掠效應(yīng)”。理論研究和試驗(yàn)證明, 根部剖面1 3處的應(yīng)力沿剖面的x 軸近似呈雙曲線分布( 見圖7-41)。后掠機(jī)翼也有各種結(jié)構(gòu)型式, 如單塊式、梁架式等。 二、三角翼的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)隨著飛行速度的提高, 機(jī)翼后掠角增大。當(dāng)后掠角大于55之后, 對(duì)機(jī)翼的強(qiáng)度、剛度的要求與后掠翼在結(jié)構(gòu)上實(shí)現(xiàn)的可能性之間的矛盾越來越尖銳。因此, 在飛行m 數(shù)大于1 .5 以上的飛機(jī), 很多采用了各種形式的三角翼, 它保持了后掠翼氣動(dòng)方面的優(yōu)越性。然而由于它的后掠角大(= 5575)、根梢比大( 可達(dá)十幾)且展弦比小(1 .52 .5 )

35、 , 因此機(jī)翼大部分面積靠近根部, 壓力中心內(nèi)移, 使根部彎矩減小; 而且壓力中心相對(duì)于根部剖面剛心的力臂減小, 扭矩也就相應(yīng)的減小。三角翼根弦長(zhǎng), 在相對(duì)厚度珋c 相等的條件下, 根部結(jié)構(gòu)的絕對(duì)高度較大, 梁的結(jié)構(gòu)效率較高, 因而其根部結(jié)構(gòu)的抗彎曲剛度和扭轉(zhuǎn)剛度11較大, 大大改善了機(jī)翼的強(qiáng)度、剛度特性。由于三角翼的翼肋相對(duì)于后掠翼的翼肋長(zhǎng),為了改善翼肋的受力, 應(yīng)適當(dāng)增加翼肋沿弦向的支持點(diǎn), 這就意味著要增加縱向翼梁或墻的數(shù)量(見圖7-44) , 與機(jī)身的連接點(diǎn)比后掠翼與機(jī)身的連接點(diǎn)要多。三角翼也有梁式、單塊式等多種結(jié)構(gòu)型式, 但較多采用多梁式結(jié)構(gòu)?？紤]到三角機(jī)翼雖然相對(duì)厚度較小, 但由于

36、其根弦長(zhǎng), 所以根部結(jié)構(gòu)的絕對(duì)高度仍較大.梁的結(jié)構(gòu)效率較高。同時(shí)機(jī)翼翼盒的閉室面積也仍較大, 因而蒙皮不需要很厚。在這種情況下, 主要由幾根翼梁來承彎是合理的。此時(shí)三角機(jī)翼與機(jī)身的連接點(diǎn)比后掠翼與機(jī)身的連接點(diǎn)要多。但連接點(diǎn)不宜布置太多, 不然機(jī)身就要相應(yīng)地布置很多加強(qiáng)框, 給機(jī)身的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)帶來困難。然而若交點(diǎn)太少,梁之間的寬度增大, 則當(dāng)機(jī)翼壁板參加受彎時(shí), 壁板在根部的參與區(qū)將占機(jī)翼相當(dāng)大的一部分面積(見圖7-45)、勢(shì)必降低結(jié)構(gòu)的材料利用率, 使結(jié)構(gòu)重量增加。綜上所述, 三角機(jī)翼較多采用多梁式的結(jié)構(gòu)型式, 一般不布置長(zhǎng)桁或布置較弱的長(zhǎng)桁, 為了維持機(jī)翼外形, 翼肋可布置得較密。多梁式三角翼

37、按其梁的布置形式有正交梁( 指翼梁與機(jī)身軸線垂直)形式、匯交梁形式和混合式等(見圖7-46)。（圖7-47）為某超音速殲擊機(jī)混合多梁式三角翼的結(jié)構(gòu)。三角翼受力分析較為復(fù)雜, 限于篇幅, 在此不再討論。 2-4 操作面的結(jié)構(gòu)分析尾翼的展弦比較小。一般平尾的= 34、垂尾的(不計(jì)機(jī)身部分)為1 .5 左右。對(duì)于超音速飛機(jī), 由于操縱性的需要, 水平尾翼一般改為全動(dòng)平尾。平尾與垂尾的相互位置主要由氣動(dòng)要求決定, 應(yīng)盡量避免兩者之間的不利氣動(dòng)干擾。但由于希望不要在機(jī)身上設(shè)計(jì)太多的連接加強(qiáng)框以及裝配時(shí)的方便, 尾翼位置應(yīng)結(jié)合這一要求進(jìn)行協(xié)調(diào)。對(duì)于ma0. 6 的亞音速飛機(jī), 尾翼的顫振問題尚不嚴(yán)重; 對(duì)

38、于ma0. 8 的飛機(jī), 必須妥善考慮尾翼的顫振問題; 對(duì)于ma = 2 的薄尾翼, 更需注意。為解決顫振問題對(duì)尾翼提出的要求大致可歸納為以下幾點(diǎn): 對(duì)舵面, 應(yīng)盡量使舵面重心靠前, 最好能位于鉸鏈軸前面不遠(yuǎn)處; 對(duì)安定面, 重心也希望靠前一些, 且希望扭轉(zhuǎn)剛度盡可能大一些; 對(duì)于全動(dòng)平尾, 其重心要求類似于舵面、扭轉(zhuǎn)剛度要求類似于安定面。尾翼的安定面、飛機(jī)操縱面的結(jié)構(gòu)分析1 .安定面的結(jié)構(gòu)布置 12安定面上無大開口, 常作成雙梁?jiǎn)螇K式結(jié)構(gòu)。這樣一方面可提高它的結(jié)構(gòu)剛度和結(jié)構(gòu)效 率, 同時(shí)又便于在后面懸掛舵面。由于尾翼的載荷特點(diǎn)是舵面載荷很大, 故安定面往往取后梁為主梁, 前梁也可用墻代之。懸

39、掛接頭處應(yīng)布置加強(qiáng)肋, 用以擴(kuò)散舵面通過接頭傳來的集 中力。2 .操縱面的構(gòu)造和受力分析操縱面可看作在氣動(dòng)載荷作用下支持在懸掛接頭上的多支點(diǎn)連續(xù)梁。由氣動(dòng)載荷在操縱面上產(chǎn)生的剪力q、彎矩m 都通過懸掛接頭以集中力形式傳給安定面。由氣動(dòng)載荷相對(duì)于轉(zhuǎn) 軸產(chǎn)生的扭矩最后由操縱搖臂上的操縱力與接頭支反力構(gòu)成的力矩來平衡(見圖7-55)。 根據(jù)顫振提出的要使鉸鏈軸后的結(jié)構(gòu)重量盡量輕, 以及充分利用原來很小的剖面結(jié)構(gòu)高度的要求, 操縱面一般都在靠近前緣處布置單梁。3 .操縱面前緣缺口的補(bǔ)強(qiáng)操縱面扭矩一般由前緣閉室承受。然而在懸掛接頭處, 前緣要開口, 破壞了扭矩的傳力路線, 因此需在缺口處補(bǔ)強(qiáng)。(1 )

40、可加一對(duì)斜加強(qiáng)肋, 與梁構(gòu)成三角架。扭矩由斜肋受彎和缺口段的梁承受附加彎矩來傳遞。(2 ) 加一短墻, 與缺口兩端的加強(qiáng)肋構(gòu)成一局部閉室。扭矩在缺口段由局部閉室傳遞。 (3 ) 對(duì)某些小型低速飛機(jī), 載荷很小時(shí), 可直接對(duì)梁進(jìn)行局部加強(qiáng), 由梁本身受扭57(c)。4 .重量平衡為防止操縱面的顫振, 應(yīng)使舵面重心位于轉(zhuǎn)軸之前或轉(zhuǎn)軸上。這點(diǎn)從結(jié)構(gòu)本身較難做到。除盡量減輕后部重量外, 大多需在前緣加配重。5 .氣動(dòng)補(bǔ)償氣動(dòng)補(bǔ)償是為了減小操縱面的鉸鏈力矩, 從而減小駕駛桿力。常用的補(bǔ)償方法有以下 幾種:(1 ) 軸式補(bǔ)償和角式補(bǔ)償: 軸式補(bǔ)償是將操縱面轉(zhuǎn)軸靠后布置, 利用轉(zhuǎn)軸前面的一部分面積相對(duì)于轉(zhuǎn)軸

41、產(chǎn)生方向相反的力矩, 減小鉸鏈力矩, 起補(bǔ)償作用。角式補(bǔ)償也是如此。但過大的軸式和角式補(bǔ)償會(huì)使舵面在大偏角下前緣過分突出, 引起氣流分離, 甚至還會(huì)出現(xiàn)破壞操縱習(xí)慣的“過補(bǔ)償”現(xiàn)象。(2 ) 13用一四連桿機(jī)構(gòu)使補(bǔ)償板作上、下平行移動(dòng), 就不會(huì)對(duì)舵面的偏轉(zhuǎn)有過分的限制。 第三章 機(jī)身結(jié)構(gòu)分析3-1 機(jī)身的功用、內(nèi)部布置和設(shè)計(jì)要求一、機(jī)身的功用機(jī)身是飛機(jī)的一個(gè)重要部件。它的主要功用為:(1 ) 安置空勤人員、旅客, 裝載燃油、武器、設(shè)備和貨物等。(2 ) 把機(jī)翼、尾翼、起落架( 對(duì)殲擊機(jī)一般還有發(fā)動(dòng)機(jī))連接在一起, 形成一架完整的飛機(jī)。這些部件通過固定在機(jī)身上的接頭, 把作用在各部件上的載荷都傳

42、到機(jī)身上, 和機(jī)身上的其他載荷一起達(dá)到受力平衡, 因此機(jī)身是整架飛機(jī)的受力基礎(chǔ)。二、機(jī)身的內(nèi)部布置機(jī)身的內(nèi)部布置了各種裝載。圖8 1 為某強(qiáng)擊機(jī)的部位安排情況。內(nèi)部布置時(shí)應(yīng)將各裝載、燃油等合理地布置在機(jī)身內(nèi), 同時(shí)協(xié)調(diào)機(jī)身與機(jī)翼、尾翼、起落架等部件的受力結(jié)構(gòu)。有效載重的布置應(yīng)使它們所處的位置滿足其本身的技術(shù)條件要求。如前方搜索雷達(dá)天線要求安排在機(jī)身最前端; 燃油及炸彈應(yīng)盡可能置于飛機(jī)重心附近, 以期達(dá)到不因燃油的消耗與炸彈的投放而使飛機(jī)重心變化超出規(guī)定的范圍等。除位置要求外, 還必須滿足各種裝載的使用、檢測(cè)、維護(hù)、更換等要求。如空勤人員和旅客進(jìn)出、貨物裝卸、炸彈投放等都需在機(jī)身上開很大的艙門;

43、 設(shè)備、附件等要經(jīng)常檢測(cè)、維護(hù), 有些是每一個(gè)起落都要檢查。這就需要?jiǎng)?chuàng)造條件便于方便地接近它們。在大型飛機(jī)上, 絕大部分可從機(jī)艙內(nèi)部接近; 但在殲擊機(jī)上, 卻必須在機(jī)身殼體上開很多大小不一的檢查窗口。對(duì)于按損傷容限要求設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu), 要考慮可檢測(cè)性。三、機(jī)身結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)要求飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)一般性要求都適用于機(jī)身結(jié)構(gòu)。只是機(jī)身的功用與機(jī)、尾翼有不同的側(cè)重 點(diǎn), 所以在設(shè)計(jì)要求上也有不同側(cè)重點(diǎn)。 (1 ) 機(jī)身必須滿足各種裝載根據(jù)本身的特殊需要提出的眾多的使用要求, 并應(yīng)與機(jī)翼、尾翼等相連部件的主要受力構(gòu)件的布置、連接點(diǎn)位置進(jìn)行總體協(xié)調(diào), 這與減輕飛機(jī)總重 14量有關(guān)。(2 ) 機(jī)身應(yīng)有足夠的強(qiáng)度, 以保

44、證機(jī)身結(jié)構(gòu)在預(yù)定的使用期限內(nèi), 承受強(qiáng)度規(guī)范中規(guī)定的各種載荷而不破壞。(3 ) 機(jī)身應(yīng)有足夠的剛度。機(jī)身結(jié)構(gòu)受載后的總變形與局部變形都應(yīng)在規(guī)范或戰(zhàn)術(shù)/ 使用技術(shù)要求允許的范圍之內(nèi)。機(jī)身的總體剛度直接影響著尾翼的效率和尾翼顫振特性; 機(jī)身結(jié)構(gòu)局部變形過大, 對(duì)阻力特性不利。(4 ) 機(jī)身應(yīng)有足夠的開敞性以便于維修。開敞性直接影響飛機(jī)的維修性, 而維修性的好壞與飛機(jī)的利用率及運(yùn)營(yíng)成本等均有關(guān)。相對(duì)于機(jī)、尾翼等部件, 由于機(jī)身內(nèi)裝載多, 本身結(jié)構(gòu)復(fù)雜, 因而這一要求對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)就更為突出。(5 ) 機(jī)身結(jié)構(gòu)的重量應(yīng)盡可能小。(6 ) 機(jī)身結(jié)構(gòu)應(yīng)有良好的工藝性, 生產(chǎn)成本要低。機(jī)身基本不產(chǎn)生升力, 所以

45、氣動(dòng)力方面主要是要求阻力小, 因此機(jī)身一般做成細(xì)長(zhǎng)的流線體, 并希望外形光滑, 盡量少突起等。從上面分析可以看到, 很多要求往往是矛盾的。比如駕駛艙為了滿足駕駛員的視界要求,座艙蓋常凸出機(jī)身外形, 引起阻力增大。但為了滿足使用要求, 只好在氣動(dòng)要求上作些讓步。又如機(jī)身上的各種大、小開口, 破壞了機(jī)身結(jié)構(gòu)的完整性, 而進(jìn)行補(bǔ)強(qiáng)必定會(huì)增加重量, 但為滿足各種使用或維修要求不得不在重量上作出犧牲。3-2 機(jī)身的外載和受力特點(diǎn)一、機(jī)身上的外載機(jī)身上的外載主要有以下4種。1 .空氣動(dòng)力載荷由于機(jī)身基本上為對(duì)稱流線體, 故機(jī)身上除局部地區(qū)外, 氣動(dòng)載荷都較小。只有在頭部和一些曲度較大的突出部位(如座艙蓋)

46、 等處局部氣動(dòng)載荷較大, 因此空氣動(dòng)力應(yīng)作為這些部位的主要設(shè)計(jì)載荷之一。但機(jī)身分布?xì)鈩?dòng)力對(duì)機(jī)身的總體載荷基本沒有影響(圖8-2)。 2 .質(zhì)量力機(jī)身內(nèi)的載重與機(jī)身結(jié)構(gòu)本身都會(huì)產(chǎn)生質(zhì)量力, 其中尤以各種裝載的質(zhì)量力影響較大。 沿軸線各點(diǎn)上的過載大小與方向不一定相同, 故也會(huì)影響到質(zhì)量力的大小與方向。它們有的 為集中力形式(如裝載通過集中接頭連到機(jī)身結(jié)構(gòu)上時(shí)) ; 有的為分布力形式(如客艙、貨艙內(nèi)載重的質(zhì)量力)。3 .其他部件傳來的力這里主要指在飛行或起飛著陸滑跑中由機(jī)翼、平尾、垂尾或起落架上傳來的力。若發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在機(jī)身上, 則還有發(fā)動(dòng)機(jī)推力和陀螺效應(yīng)產(chǎn)生的集中力。4 .增壓載荷15它在機(jī)身增壓艙

47、部分自身平衡而不影響機(jī)身的總體載荷。由于機(jī)身的特殊性, 上述2 , 3 項(xiàng)對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)是主要的外載荷。二、機(jī)身的總體受力特點(diǎn)機(jī)身上的全部載荷在機(jī)翼處得到平衡, 因此可把機(jī)身看成是支持在機(jī)翼上的雙支點(diǎn)(或多支點(diǎn)) 外伸梁。根據(jù)各種設(shè)計(jì)情況下的載荷, 機(jī)身會(huì)產(chǎn)生在垂直對(duì)稱面內(nèi)和水平面內(nèi)的彎曲以及繞機(jī)身軸線的扭轉(zhuǎn)。相應(yīng)的在機(jī)身結(jié)構(gòu)中引起兩個(gè)平面內(nèi)的剪力、彎矩和繞x 軸的扭矩等內(nèi)力(見圖8-3)。綜上所述, 機(jī)身的受力一般說與機(jī)翼很相似。但對(duì)機(jī)翼,水平載荷較其垂直載荷( 如升力)小得多,而機(jī)翼結(jié)構(gòu)在水平方向的尺度較垂直方向大, 所以在結(jié)構(gòu)分析時(shí), 常略去水平載荷。對(duì)于機(jī)身, 垂直方向和水平方向的載荷為同

48、一數(shù)量級(jí),且機(jī)身結(jié)構(gòu)在這兩個(gè)方向上的尺度又相差不大, 因此在機(jī)身結(jié)構(gòu)分析時(shí), 兩個(gè)方向上的載荷都要考慮。 3-3 機(jī)身的加強(qiáng)框機(jī)身加強(qiáng)框與機(jī)翼加強(qiáng)肋的作用類似, 除了維持外形外, 主要用來承受和傳遞框平面內(nèi)的集中載荷, 并傳給機(jī)身蒙皮。加強(qiáng)框的受力較大, 重量也比較大。根據(jù)其受力型式, 加強(qiáng)框大致可分為剛框(環(huán)形) 式、腹板式及構(gòu)架式3 大類。一、剛框式( 環(huán)形)加強(qiáng)框機(jī)身隔框(包括普通框) 多數(shù)是剛框式, 這是為了充分利用機(jī)身內(nèi)部空間。圖8-12 ( a ) 為一機(jī)翼機(jī)身連接的剛框式加強(qiáng)框, 它主要承受框兩側(cè)翼梁傳來的集中力。圖8-12 ( b )是在框上部承受垂直尾翼傳來的集中力的剛框式加

49、強(qiáng)框。剛框式加強(qiáng)框是由內(nèi)、外緣條、腹板、支柱等元件組成。根據(jù)這3 種元件的構(gòu)成情況不同, 剛框又可分成組合框( 見圖8-12 ( b) )、整體式(見圖8-12 ( a ) ) 和混合式3 種。組合式剛框由擠壓型材彎制的緣條、腹板及支柱鉚接而成;16 整體式剛框是用整體鍛造毛坯經(jīng)機(jī)械加工而成; 混合式剛框是上述兩者之組合。二、腹板式加強(qiáng)剛框機(jī)身上總是需要布置一些腹板式加強(qiáng)框(簡(jiǎn)稱腹板框) 。腹板框的形狀也是由部位安排決定的, 有的腹板只占機(jī)身截面的一部分, 其余部分為剛框; 而有的腹板占機(jī)身截面的全部。圖(8-13)是幾種腹板框的結(jié)構(gòu)。腹板框除了承受框平面內(nèi)的集中載荷外, 有些腹板框還同時(shí)作用

50、有垂直于框平面的分布?jí)毫?。腹板框的主要特征是通過布置在腹板上的型材受軸向力、腹板受剪而把集中力擴(kuò)散到機(jī) 身殼體蒙皮上。腹板框框緣中的應(yīng)力相對(duì)剛框要小得多, 所以這種加強(qiáng)框的緣條不需要很強(qiáng)。 17 三、構(gòu)架式加強(qiáng)框圖(8-18)為構(gòu)架式加強(qiáng)框的受力原理圖。某低速飛機(jī)機(jī)身與尾輪支柱連接的加強(qiáng)框就用 了這種受力形式。尾輪可以轉(zhuǎn)動(dòng), 故其側(cè)向力較小, 對(duì)其連接框來說主要受一個(gè)法向力, 框內(nèi)布置一三角形桁架可使法向力以切向力的方式作用到剛框上, 進(jìn)而與機(jī)身蒙皮的剪流平衡。對(duì)剛框來說, 法向力變成切向力, 框內(nèi)的彎矩就小多了, 從而可以將剛框設(shè)計(jì)得輕些。然而桿子會(huì)使剛框的重量增加, 因?yàn)槿鶙U子中有兩根受

51、壓, 按穩(wěn)定性設(shè)計(jì), 材料的利用率當(dāng)然差一些。由圖8-18 ( b)可見, 對(duì)于正圓形截面的機(jī)身, 三角形桁架的桿子受力更大, 故使桁架重量增加得更多。這種形式的加強(qiáng)框由于整個(gè)框的中間空間被桿子堵住, 不利于內(nèi)部布置大尺寸裝載, 又沒有部分腹板框那種可以綜合利用的優(yōu)點(diǎn), 故采用者甚少。但在某些大型飛機(jī)上, 為避免過大的腹板引起重量過大, 也有用構(gòu)架式加強(qiáng)框的。 3-4 氣密座艙的受力特點(diǎn)現(xiàn)代飛機(jī)大都在空氣稀薄的高空中飛行, 為了保證空勤人員和旅客在高空飛行時(shí)的正常工作條件和生理要求, 都采用了氣密座艙。在氣密艙中提供了必需的氧氣、空氣壓力、溫度和濕度。為了保證儀表、設(shè)備可靠地工作, 需要使它的

52、外界環(huán)境有一定的壓力和溫度, 因18而也需要把它們放在氣密艙中。氣密座艙是薄壁結(jié)構(gòu), 它除了受到由于氣密要求引起的壓差外, 也可能還是機(jī)身整體受力的一部分。關(guān)于座艙增壓的一般情況是: 當(dāng)高度低于20003000 m 時(shí), 艙內(nèi)壓力與外界一樣, 不必增壓。在高度超過20003000 m 以后, 才開始增壓。在圖(8-24)中曲線a 代表一種典型的增壓方式。它是從2000 m 高度開始增壓并保持壓 力不變, 當(dāng)飛行高度超過7400 m 后, 氣密座艙內(nèi)、外的壓差已經(jīng)達(dá)到4104 pa, 為了保證結(jié)構(gòu)不致破壞, 就必須維持壓差不再增加,于是氣密座艙內(nèi)部的壓力也將隨飛行高度的增加而下降。所以, 飛機(jī)從

53、海平面爬升到2000m 時(shí), 座艙內(nèi)的氣壓變化和標(biāo)準(zhǔn)大氣一致。在20007400 m的高度飛行時(shí), 艙內(nèi)氣壓卻始終相當(dāng)于2000 m 高度的標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力。當(dāng)飛行高度超過7400 m 以后, 艙內(nèi)氣壓雖然也隨飛行高度的上升而下降, 但始終比外界大4104pa。因此, 當(dāng)飛機(jī)在10000 m 的高度作巡航飛行時(shí), 艙內(nèi)氣壓只相當(dāng)于3300 m 高度時(shí)的氣壓, 再加上有調(diào)溫設(shè)備, 氣密艙內(nèi)的環(huán)境還是比較舒適的。在圖8-24 中曲線( b) 是從3000 開始增壓, 在7200 m 以后保持3104 pa 的壓差。它適用于巡航高度較低的飛機(jī)。從結(jié)構(gòu)重量的觀點(diǎn)來看, 氣密座艙使得飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量增加不少。為

54、了安置氣密座艙, 不僅蒙皮要加厚, 而且鉚縫還需用密封, 同時(shí)還要考慮飛機(jī)的疲勞, 所以必然會(huì)引起結(jié)構(gòu)重量的增加。 第四章 飛機(jī)的平衡、穩(wěn)定和操縱4-1 飛機(jī)的平衡一、平衡的概念飛機(jī)在飛行時(shí), 所有作用于飛機(jī)的外力與外力矩之和都等于零的狀態(tài)稱之為飛機(jī)的平衡狀態(tài), 等速直線運(yùn)動(dòng)是飛機(jī)的一種平衡狀態(tài)。研究飛機(jī)的運(yùn)動(dòng), 我們采用的是機(jī)體坐標(biāo)軸系。這種坐標(biāo)軸的原點(diǎn)o 取在飛機(jī)的重心, x軸在飛機(jī)的對(duì)稱面內(nèi)且與翼弦平行, 稱為飛機(jī)的縱軸, 以指向機(jī)頭為正; y 軸在飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi),垂直于x 軸, 稱為立軸, 以指向座艙蓋為正; z 軸通過重心和ox y 平面垂直, 以指向右翼為正,稱為飛機(jī)的橫軸(見圖5

55、1 )。x, y, z 軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系。飛機(jī)沿縱軸和立軸的移動(dòng), 以及繞橫軸的轉(zhuǎn)動(dòng), 與飛機(jī)的飛行速度和迎角有關(guān), 是發(fā)生在飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)的運(yùn)動(dòng), 通常稱為縱向運(yùn)動(dòng); 而飛機(jī)沿橫軸的移動(dòng)和繞縱軸的轉(zhuǎn)動(dòng), 稱為橫向運(yùn)動(dòng); 飛機(jī)繞立軸的轉(zhuǎn)動(dòng)稱為航向運(yùn)動(dòng)。飛機(jī)的平衡問題, 歸結(jié)為縱向平衡、橫向平衡和航向平衡的問題。下面分別討論飛機(jī)保持這3 個(gè)方向的平衡應(yīng)當(dāng)滿足什么條件, 以及保持平衡的方法。二、飛機(jī)平衡的分類 191 .飛機(jī)的縱向平衡飛機(jī)在縱向平面內(nèi)作等速直線飛行, 并且不繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)的這樣一種運(yùn)動(dòng)狀態(tài), 稱為縱向平衡。2 .飛機(jī)的橫向平衡飛機(jī)作等速直線飛行, 并且不繞縱軸滾轉(zhuǎn)的這樣一種飛行狀態(tài), 稱

56、為橫向平衡。3 .飛機(jī)的航向平衡飛機(jī)作等速直線飛行, 并且不繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)的這樣一種飛行狀態(tài), 稱為航向平衡。由于航向平衡和橫向平衡之間關(guān)系如此密切, 通常把二者合在一起, 稱為飛機(jī)的側(cè)向平衡, 又稱橫側(cè)平衡。顯然, 為了保持飛機(jī)的側(cè)向平衡, 經(jīng)常需要同時(shí)操縱副翼和方向舵。4-2 飛機(jī)的穩(wěn)定性一、穩(wěn)定性概念飛機(jī)不平衡的力矩是由一些長(zhǎng)久作用的因素造成的, 因而駕駛員適當(dāng)?shù)钠婢涂梢钥朔５酥? 飛機(jī)在飛行過程中, 還常常會(huì)碰到一些偶然的、瞬時(shí)作用的因素, 例如突風(fēng)的擾動(dòng)或偶而觸動(dòng)一下駕駛桿或腳蹬等, 也會(huì)使飛機(jī)的平衡狀態(tài)遭到破壞。并且, 在這種情況下, 飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)的變化比較劇烈, 駕駛員很難加以控制, 會(huì)影響預(yù)定任務(wù)的完成和飛行的安全。因此便對(duì)飛機(jī)本身提出了穩(wěn)定性的要求。 為了更好地說明穩(wěn)定性的概念和分析具備穩(wěn)定性的條件, 首先來研究圓球的穩(wěn)定問題。 如圖5 -8所示的3 種情況, 設(shè)圓球原來處于平衡狀態(tài)。現(xiàn)在給它一個(gè)瞬時(shí)小擾