飛機(jī)結(jié)構(gòu)與工藝及歷史發(fā)展淺述

1、飛機(jī)結(jié)構(gòu)與工藝及歷史發(fā)展淺述機(jī) 翼 1.機(jī)翼的基本結(jié)構(gòu)元件及受力 機(jī)翼的基本結(jié)構(gòu)元件是由縱向骨架、橫向骨架以及蒙皮和接頭等組成，現(xiàn)將各個(gè)結(jié)構(gòu)元件的作用及受力分述如下： 1.縱向骨架沿翼展方向安置的構(gòu)件，包括梁、縱檣和桁條。 （1）梁最強(qiáng)有力的縱向構(gòu)件。它承受著全部或大部分的彎矩和剪力。梁的椽條承受由彎矩而產(chǎn)生的正應(yīng)力；腹板承受剪力。梁的數(shù)量一般為一根或兩根，也有兩根以上的。機(jī)翼結(jié)構(gòu)只有一根梁者稱(chēng)為單梁機(jī)翼；有兩根者稱(chēng)為雙梁機(jī)翼；兩根以上者稱(chēng)為多梁機(jī)翼；沒(méi)有翼梁稱(chēng)為單塊式機(jī)翼。 翼梁的位置：在雙翼及有支撐的機(jī)翼上，根據(jù)統(tǒng)計(jì)，前梁在1218%翼弦處；后梁在5570%翼弦處。在懸臂式單翼機(jī)上，單梁機(jī)

2、翼的梁位于2540%翼弦處。雙梁機(jī)翼的前梁在2030%翼弦處；后梁在5070%翼弦處。 （2）縱檣承受由彎矩和扭轉(zhuǎn)而產(chǎn)生的剪力。與梁的區(qū)別是椽條較弱，椽條不與機(jī)身相連。其長(zhǎng)度與翼展相等或僅為翼展的一部分。縱檣通常放置在機(jī)翼的前緣或后緣，與機(jī)翼上下蒙皮相連，形成一封閉的盒段以承受扭矩。 （3）桁條承受局部空氣力載荷；支持和加強(qiáng)蒙皮；并將翼肋互相連系起來(lái)。而且還可以承受由彎曲而產(chǎn)生的正應(yīng)力。有的機(jī)翼為了更加強(qiáng)蒙皮，桁條需要很密，因而導(dǎo)致使用波紋板來(lái)代替桁條，或者把桁條與蒙皮作成一體，形成整體壁鈑。 2.橫向骨架沿翼弦方向安置的構(gòu)件。主要包括普通翼肋和加強(qiáng)翼肋。 （1）普通翼肋將縱向骨架和蒙皮連成一

3、個(gè)整體；把由蒙皮傳來(lái)的空氣動(dòng)力載荷傳給翼梁；并保證翼剖面之形狀。參與一部分機(jī)翼結(jié)構(gòu)的受力。 （2）加強(qiáng)翼肋除了起普通翼肋作用外，還承受集中載荷。 3.蒙皮它固定在橫向和縱向骨架上而形成光滑的表面。 布質(zhì)蒙皮主要是承受局部空氣動(dòng)力載荷，并把它傳給骨架。硬質(zhì)蒙皮除了上述作用外，還參與結(jié)構(gòu)整體受力。視具體結(jié)構(gòu)的不同，蒙皮可能承受剪應(yīng)力，也可能還承受正應(yīng)力。 4.接頭把載荷從一個(gè)構(gòu)件傳到另一個(gè)構(gòu)件上去的構(gòu)件。如機(jī)翼與機(jī)身的連接、副翼與機(jī)翼連接等，均需用接頭。機(jī)翼接頭的形式很多，常見(jiàn)的有耳片式接頭，套管式接頭、對(duì)孔式接頭，墊板式和角條式接頭等多種。 機(jī)翼構(gòu)造的發(fā)展 在機(jī)翼構(gòu)造的發(fā)展過(guò)程中，最主要的變化就

4、是維形件和受力件的逐漸合并。在飛機(jī)發(fā)展的初期，為了減小重量，完全根據(jù)受力件和維形件分開(kāi)，并且分段地承受載荷的原理來(lái)安排機(jī)翼的構(gòu)造。這種構(gòu)造形式的受力骨架是一個(gè)由翼梁、張線及橫支柱（或翼肋）所組成的空間桁架系統(tǒng)。它承受所有的彎矩、扭矩和剪力。機(jī)翼的表面和機(jī)翼的形狀是用亞麻的蒙皮和翼肋形成的。所以這種機(jī)翼可以叫作構(gòu)架式機(jī)翼。 隨著飛機(jī)速度的增大，翼載荷的增大，出現(xiàn)了蒙皮承受剪力和部分正應(yīng)力的梁式機(jī)翼。這種機(jī)翼構(gòu)造型式的特點(diǎn)是有強(qiáng)有力的梁，以及光滑的硬質(zhì)蒙皮，這種機(jī)翼的蒙皮是金屬鉚接結(jié)構(gòu)，為現(xiàn)在飛機(jī)所廣泛采用。它的翼梁腹板承受剪力，蒙皮和腹板組成的盒段承受扭矩，蒙皮也參與翼梁椽條的承受彎矩的作用。但

5、是梁式機(jī)翼的蒙皮較薄，桁條也較少，有的機(jī)翼的桁條還是分段斷開(kāi)的，有的甚至沒(méi)有桁條。因此梁式機(jī)翼蒙皮承受由彎矩引起的拉壓作用不大。 飛機(jī)場(chǎng)速度進(jìn)一步增大，為保持機(jī)翼有足夠的局部剛度和抗扭剛度，需要加厚蒙皮和增多桁條。這樣，由厚蒙皮和桁條組成的壁鈑已經(jīng)能夠承擔(dān)大部分彎矩，因而梁的椽條可以減弱，直至變?yōu)榭v檣，于是就發(fā)展成為單塊式機(jī)翼。 它的特點(diǎn)是全部彎矩主要由桁條所加強(qiáng)的蒙皮壁鈑來(lái)承受。結(jié)構(gòu)中的梁變成了縱檣，主要只承受剪力。其椽條部分很弱，只用來(lái)固定蒙皮。圖5.4是一種高速飛機(jī)的單塊式機(jī)翼的構(gòu)造。上下壁鈑分開(kāi)制造，裝配時(shí)先將蒙皮放在托架上，然后將骨架鉚在蒙皮上，因而能得到更準(zhǔn)確的外形。在單塊式機(jī)翼內(nèi)

6、，維形件和受力件已經(jīng)完全合并了。 至于三角機(jī)翼，由于展弦比很小而機(jī)翼根部的弦長(zhǎng)很大，因此不僅機(jī)翼本身的縱向和橫向構(gòu)件布置比較復(fù)雜，而且機(jī)翼與機(jī)身的連接接頭也很多。圖5.5是我國(guó)殲擊7型飛機(jī)的三角機(jī)翼構(gòu)造圖。 增升原理與裝置 高速飛機(jī)機(jī)翼的構(gòu)造和外形，主要是從有利于作高速飛行的觀點(diǎn)來(lái)設(shè)計(jì)的。這種機(jī)翼在高速飛行時(shí)，即使迎角很小，但由于速度大，仍然可產(chǎn)生足夠的升力來(lái)維持水平飛行。但在低速時(shí)，特別是起飛和著陸時(shí)，由于速度大大降低，雖然增大迎角，升力仍然很小，不能維持飛機(jī)的平飛。為此，需要在機(jī)翼上采用增升裝置。 增升裝置的增升原理不外乎下列四種。 1.增大機(jī)翼剖面的彎度 2.增大機(jī)翼面積 3.控制機(jī)翼上

7、附面層，使氣流不致過(guò)早分離。 4.在機(jī)翼上引入發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣流，改變空氣在機(jī)翼上的流動(dòng)狀態(tài)。不同的增升原理，其增升效果不盡相同。圖5.6表示在不同的增升原理下Cy曲線的變化情況。根據(jù)這四項(xiàng)原理，在機(jī)翼上采用不同的增升裝置，其中包括：前緣縫翼、襟翼、附面層控制和噴氣襟翼等。（一）前緣縫翼前緣縫翼是裝在機(jī)翼前緣的一個(gè)小翼面。打開(kāi)時(shí)，就與機(jī)翼表面形成一道縫隙。下翼面壓強(qiáng)較大的氣流通過(guò)這道縫隙，得到加速而流向上翼面，增大了機(jī)翼上表面附面層中氣流的速度，降低了壓強(qiáng)，消除了這里的大量旋渦。因而延緩了氣流分離，避免了大迎角下的失速，從而使Cymax提高。前緣縫翼的作用相當(dāng)于附面層控制，因此它在提高Cymax的同

8、時(shí)也使機(jī)翼的臨界迎角加大。前緣縫翼在大迎角下，特別是接近或超過(guò)臨界迎角時(shí)才使用。從構(gòu)造上看，前緣縫翼有固定式和自動(dòng)式兩種，目前，應(yīng)用最多的是自動(dòng)式前緣縫翼。這種前緣縫翼用滑動(dòng)機(jī)構(gòu)與機(jī)翼相連，依靠空氣動(dòng)力的壓力和吸力來(lái)閉合或打開(kāi)。當(dāng)飛機(jī)在小迎角下飛行時(shí)，空氣動(dòng)力將它壓在機(jī)翼上處于閉合狀態(tài)。如果迎角增大，則前緣的空氣動(dòng)力變或吸力把它吸開(kāi)。（二）襟翼襟翼的種類(lèi)很多，常用的有：分裂襟翼、簡(jiǎn)單襟翼、開(kāi)縫襟翼和后退襟翼等。所有襟翼的共同特點(diǎn)是，它們都位于機(jī)翼后緣，靠近機(jī)身，在副翼的內(nèi)側(cè)。襟翼放下既可增大升力，同時(shí)也增大了阻力。所以多用于著陸。這時(shí)襟翼放下到最大角度（約50到60度）。有時(shí)也用于起飛，但放下

9、角度較?。s15到20度），以減小阻力，避免影響飛機(jī)起飛滑跑時(shí)的加速。1. 分裂襟翼這種襟翼本身象塊薄板，緊貼于機(jī)翼后邊緣并形成機(jī)翼的一部分，使用時(shí)放下，在后緣與機(jī)翼之間形成一個(gè)低壓區(qū)，對(duì)機(jī)翼上表面的氣流具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了機(jī)翼上下的壓強(qiáng)差，即增大了升力。此外，襟翼放下后增大了翼型的彎度，同樣可提高升力。分裂襟翼一般可把最大升力系數(shù)Cymax提高7585。但臨界迎角稍有減小。 2. 簡(jiǎn)單襟翼簡(jiǎn)單襟翼的構(gòu)造比較簡(jiǎn)單，其形狀與副翼相似，平時(shí)閉合，形成機(jī)翼后緣的一部分，用時(shí)可放下。它主要靠增大翼型彎度來(lái)增大升力。由于它只有一種增升原理，所以增升效果不高。當(dāng)它著陸偏轉(zhuǎn)50到60度時(shí)，

10、大約只能使Cymax增大6575。 3. 開(kāi)縫襟翼它是在簡(jiǎn)單襟翼的基礎(chǔ)上改進(jìn)的。其特點(diǎn)是，當(dāng)它放下時(shí)，一方面能增大機(jī)翼翼型的彎度，另一方面它的前緣與機(jī)翼之間形成一個(gè)縫隙。下翼面的高壓氣流通過(guò)它，以高速流向上翼面，使上翼面附面層中的氣流速度增大，因而延緩了氣流分離，達(dá)到增升目的。所以它的增升效果也較好，一般可增大Cymax值約8595。4. 后退襟翼后退襟翼有兩種型式，一種叫“襟翼”（是前蘇聯(lián)中央流體動(dòng)力研究院的縮寫(xiě)），它的后退量不太多，機(jī)翼面積增大得不很大。另一種叫“富勒（Fowler）襟翼”，其后退量和面積增大量都比前者為多。增升效果更好。后退襟翼工作時(shí)，襟翼沿滑軌向后滑出增加機(jī)翼面積，同時(shí)

11、向下偏轉(zhuǎn)一定的角度增大翼型彎度，并且在襟翼與機(jī)翼之間形成縫隙，具有與開(kāi)縫襟翼類(lèi)似的作用。因此后退襟翼的增升效果是很好的。襟翼一般可使翼型的最大升力系數(shù)Cymax值增大110115，而富勒襟翼可使Cymax值增大110140。 （三）前緣襟翼和“克魯格”襟翼 把襟翼的位置移到前緣，就成了前緣襟翼，當(dāng)飛機(jī)在大迎角情況下，前緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)，既可減小前緣與相對(duì)氣流之間的角度，使氣流能夠平滑地沿上翼面流過(guò)，避免發(fā)生局部氣流分離產(chǎn)生旋渦，同時(shí)也可增大翼型的彎度。前緣襟翼和襟翼配合使用可以進(jìn)一步提高增升效果。 與前緣襟翼作用相同的還有一種“克魯格”（Krueger）襟翼。它一般位于機(jī)翼根部的前緣，象一塊板。

12、它靠作動(dòng)筒收放。打開(kāi)時(shí)突出于機(jī)翼前緣，即可增大機(jī)翼面積，又可增大翼剖面彎度，所以具有很好的增升效果。 （四）附面層控制 以上幾種增升裝置，使飛機(jī)的最大升力得到很大提高，從而使起落性能得到很大的改進(jìn)。然而由于翼剖面相對(duì)厚度的減小使Cymax跟著減小，此外，大后掠角小展弦比也都會(huì)削弱增升裝置作用，因此，開(kāi)始出現(xiàn)附面層控制系統(tǒng)來(lái)改善飛機(jī)的起落性能。附面層控制可大大提高一般增升裝置的增升作用，能獲得很大的Cymax值和臨界迎角，同時(shí)又可降低飛機(jī)的翼型阻力。 附面層控制系統(tǒng)的增升作用主要是用氣流吹除或用泵吸取機(jī)翼上的附面層。以防止氣流分離。這種增升裝置的增升作用，比一般的增升裝置要大得多，前緣縫翼和后緣

13、襟翼可獲得的Cymax值一般為1.8到2?？墒遣捎酶矫鎸涌刂葡到y(tǒng)，則Cymax值可增大到超過(guò)4。 圖5.13所示為英國(guó)高亞音速度強(qiáng)擊機(jī)“海盜”的附面層吹除裝置。它既從機(jī)翼前緣吹氣，也從后緣襟翼上吹氣。此外，在著陸時(shí)，機(jī)身尾部的阻力板打開(kāi)，因此可大大提高起落性能，縮短起飛和著陸距離。飛機(jī)的水平尾翼前緣吹氣是為了提高升降舵的操縱效率。因?yàn)樵谑褂昧烁矫鎸哟党b置后，飛機(jī)的起飛和著陸速度減小，加上機(jī)翼Cymax值的增大，使機(jī)翼下洗流增強(qiáng)，從而降低了平尾的效率。另外在副翼前也裝設(shè)了附面層吹除裝置。這是為了副翼下偏時(shí)，不出現(xiàn)氣流分離，提高副翼的操縱效率。 （五）噴氣襟翼 這是目前正在研究中的一種增升裝置。

14、它的基本原理是：利用從渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)引出的壓縮空氣或燃?xì)饬?，通過(guò)機(jī)翼后緣的縫隙沿整個(gè)翼展向后下方以高速噴出形成一片噴氣“幕”，從而起襟翼的增升作用。噴氣襟翼一方面改變了機(jī)翼周?chē)牧鲌?chǎng)，增加了上下壓力差，另一方面噴氣的反作用力垂直方向上的分力也使機(jī)翼升力大大增加。所以噴氣襟翼的增升效果極大。據(jù)試驗(yàn)，Cymax值可增大到12.4，約為一般附面層控制系統(tǒng)增升效果的2到3倍。 在空氣動(dòng)力學(xué)中有一種叫顫振的現(xiàn)象，它是機(jī)翼在飛行中的有害振動(dòng)。飛機(jī)飛得太快時(shí)，這種顫振往往會(huì)造成翼折人亡的事故。但自然界中的生物在千百萬(wàn)年的進(jìn)化過(guò)程中，翅痣早就發(fā)展了一種對(duì)抗顫振的措施。在蜻蜓翅膀末端前緣有發(fā)暗的色素斑翅痣。如果

15、把它們切除，蜻蜓飛起來(lái)就會(huì)蕩來(lái)蕩去。翅痣就是蜻蜓對(duì)抗顫振的裝置。現(xiàn)代飛機(jī)在機(jī)翼翼尖的前緣常常裝有配重，這是用來(lái)消除顫振的措施。如果人們能早一點(diǎn)弄清蜻蜓翅痣的功用，就可以避免長(zhǎng)期的探索和犧牲了。 機(jī)身應(yīng)該有足夠的內(nèi)部空間來(lái)安排各種設(shè)備和裝置，在結(jié)構(gòu)上應(yīng)滿足使用維護(hù)的要求，同時(shí)又必需保證強(qiáng)度和剛度。機(jī)身構(gòu)造型式的發(fā)展與機(jī)翼構(gòu)造型式的發(fā)展類(lèi)似，也隨著飛行速度的提高，主要受力件與輔助受力件逐漸合并，維形件逐漸參加受力。由空間桁架蒙布式機(jī)身演變?yōu)榻饘倜善さ牧菏綑C(jī)身。早期的構(gòu)架式機(jī)身，一般由水平和垂直平面內(nèi)的直桿和斜桿以及張線組成空間桁架，飛機(jī)的其它部件都連接在它的節(jié)點(diǎn)上。桁架外圍用木質(zhì)成形架和布質(zhì)蒙皮構(gòu)

16、成外形。由于構(gòu)架式機(jī)身不能滿足不斷提高的空氣動(dòng)力要求，并且飛機(jī)內(nèi)部設(shè)備日益增加，而構(gòu)架式機(jī)身中的橫向構(gòu)件使內(nèi)部容積不能充分利用。因此隨著飛機(jī)速度的增大，逐步發(fā)展了梁式薄壁結(jié)構(gòu)?，F(xiàn)代一般梁式薄壁結(jié)構(gòu)機(jī)身是由縱向骨架桁梁和桁條，橫向骨架框以及蒙皮組成的空間薄壁梁。桁梁或桁條承受彎曲所產(chǎn)生的正應(yīng)力。維持機(jī)身外形，參與機(jī)身總體受力和承受氣動(dòng)力載荷的框稱(chēng)為普通框，如果還受集中載荷的框稱(chēng)為加強(qiáng)框。蒙皮用來(lái)維持外形，承受剪力和扭矩。由于飛行速度提高，對(duì)總體和局部剛度的要求使得蒙皮不斷加厚，參加承受彎曲的作用也逐漸增大，直到蒙皮成為抗彎的主要構(gòu)件。梁式薄壁結(jié)構(gòu)中桁梁式機(jī)身的特點(diǎn)是有強(qiáng)有力的桁梁作為抗彎的主要構(gòu)

17、件，較弱的桁條和蒙皮只承受剪力和部分承受彎曲，因此蒙皮未能充分利用，使結(jié)構(gòu)重量較大，但在開(kāi)口附近及接頭處比較容易加強(qiáng)，這是它的優(yōu)點(diǎn)。因此，桁梁式機(jī)身廣泛地用于小型飛機(jī)和大開(kāi)口較多的飛機(jī)上。加厚桁梁式機(jī)身的蒙皮，加多桁條，削弱桁梁使其成為一般的桁條即演變成為桁條式機(jī)身。彎曲由桁條和蒙皮承受，而在局部載荷較大的地方則加強(qiáng)桁條，這種機(jī)身的重量較輕，生存力較好，但不便于大開(kāi)口。它廣泛地應(yīng)用在旅客機(jī)等大型飛機(jī)上。蒙皮的進(jìn)一步加厚，以至完全代替了桁梁或桁條，整個(gè)結(jié)構(gòu)由蒙皮和隔框構(gòu)成。這就是所謂硬殼式機(jī)身。有時(shí)人們也把桁梁式和桁條式機(jī)身稱(chēng)為半硬殼式機(jī)身。硬殼式機(jī)身不便于開(kāi)口，因此飛機(jī)上用得較少?，F(xiàn)代飛機(jī)機(jī)身

18、的構(gòu)造受力型式主要是桁梁式和桁條式，但是實(shí)際上又常常是這兩種結(jié)構(gòu)的混合形式。象殲擊7型飛機(jī)的前機(jī)身屬于桁梁式，而后機(jī)身卻是桁條式的。 內(nèi)部機(jī)身 機(jī)身內(nèi)部布置的合理與否將直接影響飛機(jī)內(nèi)部容積的利用及飛機(jī)的使用性能。首先，座艙的安排是機(jī)身內(nèi)部布置的重要內(nèi)容，不僅因?yàn)樽撜紦?jù)了機(jī)身內(nèi)部的較大容積，更重要的是它乘載了對(duì)飛機(jī)起主導(dǎo)作用的空勤人員。對(duì)于殲擊機(jī)來(lái)說(shuō)，良好的視界是很重要的，因此座艙一般布置在機(jī)身的前部，且突出于機(jī)身之外，這樣就破壞了機(jī)身的氣動(dòng)力外形，因此要采用和機(jī)身平滑連接的座艙罩來(lái)減小阻力。 座艙罩一般由三部分組成。（1）風(fēng)檔固定在機(jī)身上座艙罩的前部，前面有較厚的（5070毫米）防彈玻璃。采

19、用雷達(dá)瞄準(zhǔn)具的超音速飛機(jī)上為了減小波阻，采用帶尖棱的中央支架而將風(fēng)檔玻璃放在兩側(cè)。（2）座艙蓋有四種型式：1）前后滑動(dòng)式，2）向側(cè)向打開(kāi)式，3）向后上方打開(kāi)式，4）向前上方打開(kāi)式。（3）后罩固定在機(jī)身上的整流部分。一般單座殲擊機(jī)座艙的內(nèi)部尺寸在操縱臺(tái)之間寬550毫米，高1100毫米，長(zhǎng)1200毫米。駕駛員兩側(cè)為左右操縱臺(tái)，左操縱臺(tái)上固定有發(fā)動(dòng)機(jī)、襟翼、起落架收放等操縱手柄，右操縱臺(tái)上固定有起動(dòng)裝置，無(wú)線電設(shè)備的操縱手柄等。武器系統(tǒng)的進(jìn)彈、總電門(mén)等，放在儀表板的下部。為了便于工作，各系統(tǒng)涂有不同顏色：燃料系統(tǒng)操縱手柄涂黃色；滑油系統(tǒng)棕色；液壓系統(tǒng)綠色；氧氣設(shè)備藍(lán)色；冷氣系統(tǒng)黑色；應(yīng)急手柄紅色。儀

20、表板置于駕駛員的前方，為了便于觀察，儀表板涂上暗黑色，下半部并傾斜25角。儀表板一般有減震和非減震兩種：非減震儀表板固定在機(jī)身框上；減震儀表板通過(guò)減震器和機(jī)身相連。各種儀表借助于一種特制的環(huán)固定在儀表板上，儀表的位置安排有一定的標(biāo)準(zhǔn)型式，一般是高度表，空速表、時(shí)鐘、羅盤(pán)等固定在減震儀表上，而無(wú)線電羅盤(pán)指示儀、轉(zhuǎn)速表、噴口溫度表，煤油壓力表等固定在非減震儀表上，圖5.21是我國(guó)強(qiáng)5型飛機(jī)儀表板布置圖。座椅的構(gòu)造除須使乘員有舒適的環(huán)境條件外，還應(yīng)保證其工作的要求。例如：為保證駕駛員有良好的視界，其座椅做成可調(diào)節(jié)式；而領(lǐng)航員與無(wú)線電員為了工作方便其座椅做成可旋轉(zhuǎn)式；軍用飛機(jī)上，為了保證空勤人員能在危

21、急的情況下脫離飛機(jī)而采用了彈射座椅。對(duì)旅客來(lái)說(shuō)客艙是機(jī)身的最主要部分，占機(jī)身的大部分容積?？团摬贾帽仨殱M足安全和舒適兩大要求?，F(xiàn)代高空高速客機(jī)要求客艙具有與低空或地面相同的良好生活條件。因此，要求有良好的密封、完善的空氣增壓及調(diào)節(jié)系統(tǒng)，以保證一定的空氣壓力、溫度和溫度。窗戶玻璃往往制成雙層的，萬(wàn)一有一層損壞仍能保持客艙的密封。另外還有極容易打開(kāi)的緊急窗門(mén)。為了防火，客艙內(nèi)的裝飾都是用不易燃燒的材料制成。在舒適方面：客艙要求有寬敞的容積，舒適的座位；長(zhǎng)途飛行還要有臥鋪，一般的座椅也常常是可以調(diào)節(jié)的，使旅客可以半躺休息，一般短途客機(jī)每一旅客約占 1.52.0立方米的容積，而長(zhǎng)途旅客則占3.03.5

22、立方米?？团撘凶銐蚋叨取⑦^(guò)道寬敞；座椅附有小桌，單獨(dú)的送風(fēng)器、照明設(shè)備等。客艙的色調(diào)應(yīng)選擇適當(dāng)，以得到安靜而愉快的感覺(jué)。炸彈艙是轟炸機(jī)機(jī)身的重要組成部分，由于炸彈是特殊的消耗性載荷，在投彈前后的載重有突然的變化，因此要求布置在飛機(jī)重心附近，以免投彈時(shí)造成飛機(jī)抬頭和俯沖現(xiàn)象，一般轟炸機(jī)是根據(jù)不同的目標(biāo)來(lái)裝置不同的炸彈，因此要求炸彈艙具有通用性?？梢詰覓靻蝹€(gè)或少量的大型炸彈，也可以懸掛大量的小型炸彈。為了保證投彈時(shí)不發(fā)生碰撞，炸彈之間留有空隙，炸彈艙門(mén)要能迅速打開(kāi)。炸彈艙要求機(jī)身大開(kāi)口，因此在構(gòu)造上彈艙的前后都有加強(qiáng)隔框，開(kāi)口處有加強(qiáng)桁梁，中間有框和側(cè)壁等。尾翼和操縱面重量平衡與氣動(dòng)平衡 為了防

23、止機(jī)翼和尾翼由于操縱面而發(fā)生顫振，保證飛行的安全，有效的方法是在操縱面的轉(zhuǎn)軸前安裝配重，把操縱面的重心移到轉(zhuǎn)軸之前或與轉(zhuǎn)軸軸線重合。 重量平衡主要有兩種構(gòu)造型式。一是集中式配重，配重用支撐構(gòu)件固定在操縱面之前。這樣可有效地把操縱面重心前移，但是它突出在氣流中，會(huì)增加阻力。另一種是分散式配重，即把配重分散置于操縱面的前部。這種形式配重在翼剖面內(nèi)部不增加阻力，但由于離轉(zhuǎn)軸較近，所以重量較大。 “氣動(dòng)平衡”的作用是在長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定飛行時(shí)，消除駕駛桿或腳蹬上的力，以解除駕駛員長(zhǎng)時(shí)間握桿或踩蹬的單調(diào)和疲勞。另外，也用以消除飛機(jī)本身由制造誤差而產(chǎn)生的不平衡力矩。主要的氣動(dòng)平衡有配平調(diào)整片，固定調(diào)整片和調(diào)整水平

24、安定面安裝角等措施。配平調(diào)整片見(jiàn)圖5.33中左側(cè)第二圖。當(dāng)飛機(jī)需要平衡時(shí)，駕駛員不直接操縱舵面，通過(guò)獨(dú)立的轉(zhuǎn)盤(pán)或手柄操縱配平調(diào)整片。如果需要使舵面向下，就使配平調(diào)整片向上。調(diào)整片上產(chǎn)生的空氣動(dòng)務(wù)向下使舵向下偏轉(zhuǎn)。于是舵面產(chǎn)生向上的空氣動(dòng)力來(lái)平衡飛機(jī)的力矩。這時(shí)調(diào)整片和舵面產(chǎn)生的繞舵面轉(zhuǎn)軸的力矩剛好抵消，駕駛桿上的力為零，但舵面產(chǎn)生的氣動(dòng)力遠(yuǎn)大于調(diào)整片。 固定調(diào)整片見(jiàn)圖5.33中左側(cè)第一圖。它根據(jù)試飛結(jié)果，偏轉(zhuǎn)一定角度后固定在舵面后緣的小翼面。用以消除飛機(jī)制造誤差引起的氣動(dòng)力平衡。在飛行時(shí)是不能操縱的。氣動(dòng)平衡也采用改變水平安定面的安裝角來(lái)達(dá)到，但這種方法機(jī)構(gòu)復(fù)雜，只用于大型客機(jī)上。 氣動(dòng)補(bǔ)償

25、氣動(dòng)補(bǔ)償是為了使駕駛員操縱飛機(jī)時(shí)省力。主要有軸式補(bǔ)償、角式補(bǔ)償、內(nèi)補(bǔ)償和補(bǔ)償片，軸式補(bǔ)償是將操縱面的轉(zhuǎn)軸從前緣向后移到某一位置，角式補(bǔ)償是在操縱面的端部向轉(zhuǎn)軸前伸出一部分“角”形面積，一般這部分面積占操縱面的百分之六到十二。這兩種補(bǔ)償?shù)脑矶际亲尣倏v面上位于轉(zhuǎn)軸前方的空氣動(dòng)力對(duì)轉(zhuǎn)軸所產(chǎn)生的力矩抵消一部分轉(zhuǎn)軸后方的空氣動(dòng)力對(duì)轉(zhuǎn)軸所產(chǎn)生的力矩，使整個(gè)舵面對(duì)轉(zhuǎn)軸的力矩減小，因此也減小了駕駛桿力。 內(nèi)補(bǔ)償是由軸式補(bǔ)償發(fā)展而來(lái)，一般多用于副翼上。它的補(bǔ)償面位于機(jī)翼后緣的空腔內(nèi)，這一空腔由氣密膠布隔成上下兩部分，互不通氣。副翼偏轉(zhuǎn)時(shí)，空腔內(nèi)形成上下壓力差作用在補(bǔ)償面上。補(bǔ)償面形成的力矩幫助駕駛員克服鉸鏈力

26、矩，補(bǔ)償面的面積一般為副翼面積的百分之五十。圖5.33中右側(cè)兩圖和左側(cè)最下圖都是補(bǔ)償片。右側(cè)上圖稱(chēng)為隨動(dòng)補(bǔ)償片，當(dāng)舵面偏轉(zhuǎn)時(shí)由于連桿的帶動(dòng)使補(bǔ)償片向反方向偏轉(zhuǎn)，補(bǔ)償片上產(chǎn)生的氣動(dòng)力抵消了一部分舵面的鉸鏈力矩以減輕駕駛桿力。它是隨著舵面的偏轉(zhuǎn)而偏轉(zhuǎn)的，故稱(chēng)為隨動(dòng)補(bǔ)償片。右側(cè)下圖的補(bǔ)償片是在操縱力超過(guò)一定值之后才起作用的。操縱搖臂通過(guò)扭力桿與舵面相連，當(dāng)操縱力小于一定值時(shí)扭力不發(fā)生扭轉(zhuǎn)變形，搖臂直接帶動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)，補(bǔ)償片不起作用。在操縱力達(dá)到一定值后超過(guò)了扭力桿的抵抗力，扭力桿發(fā)生扭轉(zhuǎn)變形，使補(bǔ)償片隨舵面的偏轉(zhuǎn)而偏轉(zhuǎn)，形成與隨動(dòng)補(bǔ)償片類(lèi)似的補(bǔ)償力矩。而左側(cè)最下圖是駕駛員不直接操縱舵面而只操縱補(bǔ)償片，

27、用補(bǔ)償片產(chǎn)生的氣動(dòng)力矩來(lái)使舵面偏轉(zhuǎn)。因此駕駛員所克服的力矩只是補(bǔ)償片對(duì)其轉(zhuǎn)軸的力矩，這個(gè)力矩是很小的。操縱系統(tǒng) 操縱系統(tǒng)的型式及分類(lèi) 現(xiàn)代飛機(jī)上需要操縱的部分是很多的，如前面講座過(guò)的增升裝置、操縱面以及起落裝置和動(dòng)力裝置等。使這些部件或裝置按照飛行員的意志進(jìn)行動(dòng)作的機(jī)構(gòu)或系統(tǒng)“操縱系統(tǒng)”。 在這些部件和裝置中有的是經(jīng)常要操縱的如副翼、方向舵、升降舵（全動(dòng)水平尾翼），用來(lái)操縱這些部件的機(jī)構(gòu)稱(chēng)“主操縱系統(tǒng)”。而其他部件則不是經(jīng)常要操縱的，它們的操縱機(jī)構(gòu)稱(chēng)“輔助操縱系統(tǒng)”。 根據(jù)人的生理反應(yīng)，駕駛力的大小，舵面偏轉(zhuǎn)準(zhǔn)確度的要求不同，主操縱又可分為兩個(gè)完全獨(dú)立的系統(tǒng)：手操縱和腳操縱。手操縱是操縱升降舵

28、和副翼，腳操縱是操縱方向舵。 在早期的飛機(jī)上，操縱系統(tǒng)的能源為人力，目前亞音速及跨音速飛機(jī)上，人力仍為主操縱系統(tǒng)的主要能源，也就是通過(guò)駕駛員的力量來(lái)操縱飛機(jī)，所以無(wú)論是手操縱或腳操縱都應(yīng)該使手和腳的運(yùn)動(dòng)方向與人的本能運(yùn)動(dòng)相一致，例如駕駛員向后拉桿，飛機(jī)就應(yīng)該抬頭向上，如果向右壓桿，飛機(jī)就應(yīng)該向右后偏斜，如果左腳前蹬，飛機(jī)就該向左轉(zhuǎn)彎等等。 在低速飛機(jī)上，多使用軟式操縱系統(tǒng)，它的傳動(dòng)系統(tǒng)主要是由鋼索及滑輪組成的，這種傳動(dòng)系統(tǒng)可以很方便地改變走向來(lái)避開(kāi)飛機(jī)上其他構(gòu)件或設(shè)備，可以很方便地布置在最安全的地方。構(gòu)造較輕也較簡(jiǎn)單。由于鋼索在外力的作用下容易伸長(zhǎng)，所以在裝配時(shí)都要加預(yù)張力，但操縱時(shí)仍會(huì)產(chǎn)生彈

29、性變形，因而駕駛桿上有“彈性間隙”的感覺(jué)。這就使舵面的偏轉(zhuǎn)滯后于駕駛桿的動(dòng)作，降低了操縱面的跟隨性，并且在使用過(guò)程中仍會(huì)伸長(zhǎng)，因而要經(jīng)常調(diào)整。 當(dāng)飛機(jī)的速度不斷增大，對(duì)操縱面的跟隨性要求逐漸提高，并且鉸鏈力矩也不斷增大，因此發(fā)展了用拉桿、搖臂代替鋼索、滑輪的硬式操縱系統(tǒng)。由于拉桿不會(huì)伸長(zhǎng)。在連接處裝有滾珠軸承，所以摩擦力較小，沒(méi)有彈性，因而也不發(fā)生彈性間隙現(xiàn)象，使操縱面的跟隨性大大地提高。并且生存力也較高。所以雖然重量增大，并且制造復(fù)雜，不易在飛機(jī)內(nèi)布置，但還是廣泛地用于一般殲擊機(jī)和高速飛機(jī)上。 液壓助力器 飛機(jī)速度的提高以及飛機(jī)尺寸的加大，都會(huì)引起駕駛桿力的加大。為了減小操縱力，在操縱系統(tǒng)中

30、出現(xiàn)了液壓助力裝置。 液壓助力器實(shí)質(zhì)上是一個(gè)液壓隨動(dòng)機(jī)構(gòu)，駕駛員通過(guò)傳動(dòng)系統(tǒng)控制助力器的分油活門(mén)，從而控制助力器的液壓作動(dòng)筒的伸縮來(lái)操作舵面。因此舵面上鉸鏈力矩由液壓助力器承受而不傳給駕駛員，而駕駛同要克服的分油活門(mén)的摩擦力是很小的。如果駕駛員推動(dòng)駕駛桿使連接在駕駛桿上的分油活門(mén)通過(guò)搖臂向前移動(dòng)，則高壓來(lái)油將通過(guò)活塞桿中下方的通道流入作動(dòng)筒的左室，同時(shí)右室的液壓油通過(guò)上方通道經(jīng)過(guò)分油活門(mén)中間的通道從回油管流回液壓系統(tǒng)的液壓油箱。這樣，活塞左邊的壓力大于右邊就推動(dòng)活塞桿向右移動(dòng)。因?yàn)樽鲃?dòng)筒體是連接在飛機(jī)上的，所以與舵面連接的活塞桿上的力不傳給駕駛員而直接由飛機(jī)機(jī)體承擔(dān)。如果駕駛桿的移動(dòng)方向相反，

31、則通過(guò)分油活門(mén)高壓來(lái)油將進(jìn)入作動(dòng)筒右室，而左室的油經(jīng)回油管流回油箱。于是作動(dòng)筒活塞桿也同駕駛桿一樣向相反方向運(yùn)動(dòng)。 采用助力器的操縱系統(tǒng)有兩種；有回力液壓助力系統(tǒng)和無(wú)回力液壓助力系統(tǒng)。兩者的區(qū)別僅在于操縱系統(tǒng)的傳動(dòng)系統(tǒng)與舵面和助力器的連接方式不同。 在有回力助力系統(tǒng)中，當(dāng)駕駛員通過(guò)傳動(dòng)桿將力加在杠桿的下端時(shí)就拉動(dòng)分油活門(mén)使液壓油路與作動(dòng)筒接通，高壓油進(jìn)入作動(dòng)筒迫使活塞移動(dòng)，在活塞移動(dòng)的同時(shí)，把油液作用在活塞上的力加在杠桿的上端。而杠桿的支點(diǎn)是固定在舵面搖臂上的，因此支點(diǎn)上克服舵面鉸鏈力矩所需的操縱力由駕駛員所施加的力和液壓助力器所施加的力組成。駕駛員操縱舵面的力只是總操縱力的一部分，因而部分操

32、縱力可以為駕駛員提供操縱感覺(jué)。 無(wú)回力助力系統(tǒng)與有回力助力系統(tǒng)的不同之處，在于取消了杠桿，而使傳動(dòng)桿直接與分油活門(mén)相連，并使液壓作動(dòng)筒的活塞桿直接與舵面搖臂相連，這樣，克服舵面鉸鏈力矩的只有液壓作動(dòng)筒的力，而駕駛員施加的力只用來(lái)帶動(dòng)分油活門(mén)。為了使駕駛員在操縱駕駛桿時(shí)仍然能有力的感覺(jué)，在無(wú)回力助力系統(tǒng)中采用了感覺(jué)模擬裝置（載荷機(jī)構(gòu)）。它能使駕駛桿力隨舵面偏轉(zhuǎn)角、飛機(jī)速度、高度等變化，給駕駛員以應(yīng)有的操縱感覺(jué)。 操縱系統(tǒng)的主要組成方式 下面以殲六飛機(jī)的全動(dòng)水平尾翼無(wú)回力液壓助力操縱系統(tǒng)為例，說(shuō)明操縱系統(tǒng)的主要組成方式。系統(tǒng)的布置主要考慮以下三個(gè)問(wèn)題： 首先是駕駛桿力的模擬，系統(tǒng)中采用載荷機(jī)構(gòu)用彈

33、簧模擬駕駛桿力，但是載荷機(jī)構(gòu)所給出的駕駛桿力完全由駕駛桿的位移所決定，與飛機(jī)速度、飛行高度無(wú)關(guān)。因此，它不可能使駕駛員準(zhǔn)確地操縱飛機(jī)。為此在傳動(dòng)系統(tǒng)中設(shè)置了力臂調(diào)節(jié)器。它在C點(diǎn)與機(jī)體鉸接，A、B、D三點(diǎn)分別與載荷機(jī)構(gòu)、助力器及駕駛桿的拉桿相連。當(dāng)飛行速度增加時(shí)，皮托管感受的動(dòng)壓增加，帶動(dòng)平衡電橋的電刷，電橋失去平衡而對(duì)馬達(dá)供電，馬達(dá)帶動(dòng)力臂調(diào)節(jié)器內(nèi)的蝸輪，使蝸桿AB下移，力臂BC減小，而力臂AC增大，從而使在同樣的駕駛桿位移下，水平尾翼偏轉(zhuǎn)角減小，而駕駛桿力增加。速度減小時(shí)，其作用相反。 其次是在超音速飛機(jī)上，調(diào)整片的偏轉(zhuǎn)不能顯著地改變操縱面上的壓力分布，因此在全動(dòng)式尾翼上不采用調(diào)整片。但駕駛

34、桿力的平衡仍然需要，因此在系統(tǒng)中布置了調(diào)整片效應(yīng)機(jī)構(gòu)，其外殼固定在機(jī)體上，本身是一個(gè)電動(dòng)舵機(jī)，外伸的蝸桿通過(guò)搖臂FG與載荷機(jī)構(gòu)的活塞桿相連。駕駛員要松駕駛桿時(shí)，可按動(dòng)駕駛桿上的按鈕，使舵機(jī)的電路接通，外伸蝸桿移動(dòng)，從而操縱了載荷機(jī)構(gòu)中的活塞桿，使處于壓縮狀態(tài)的彈簧松馳，從而消除了駕駛桿力，而駕駛桿和水平尾翼仍然保持原有的位置。 最后是系統(tǒng)安全可靠的問(wèn)題。在超音速飛機(jī)上，駕駛桿力很大，即使在短時(shí)的緊急情況下，駕駛員也很難直接操縱飛機(jī)，因此保證系統(tǒng)安全可靠就更加重要。為此在系統(tǒng)中采用了四套獨(dú)立的裝置。 第一套是正常的助力液壓系統(tǒng)。 第二套是主液壓系統(tǒng)，平時(shí)它是用作輔助操縱系統(tǒng)的動(dòng)力源。當(dāng)助力液壓系

35、統(tǒng)損壞時(shí)，即通過(guò)分流轉(zhuǎn)換裝置動(dòng)用主液壓系統(tǒng)作為助力器的動(dòng)力源。 第三套是應(yīng)急電動(dòng)機(jī)構(gòu)，當(dāng)以上兩個(gè)液壓系統(tǒng)皆損壞時(shí)，轉(zhuǎn)換活門(mén)右邊的壓力降低，活塞在彈簧的作用下向右移動(dòng)，而使H點(diǎn)接通了繼電器J，使電動(dòng)馬達(dá)轉(zhuǎn)動(dòng)而偏轉(zhuǎn)水平尾翼。第四套是應(yīng)急按鈕操縱，在以上兩三套全部損壞時(shí)，即可操縱駕駛桿上的按鈕，利用調(diào)整片效應(yīng)機(jī)構(gòu)在壓縮載荷機(jī)構(gòu)中的彈簧的同時(shí)，使整個(gè)載荷機(jī)構(gòu)移動(dòng)，而帶動(dòng)水平尾翼和駕駛桿偏轉(zhuǎn)。然而應(yīng)急按鈕操縱量是很小的。起落裝置 組成、作用及分布型式 現(xiàn)代飛機(jī)的起落架機(jī)輪、掣動(dòng)裝置、減震系統(tǒng)、支柱和相應(yīng)的收放機(jī)構(gòu)是飛機(jī)的主要組成部分之一。它大約占飛機(jī)總重量的3.55.0%，占飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量的1520%。起

36、落架是飛機(jī)上受力較大的部件，它的工作性能的好壞，直接影響著飛機(jī)的起飛、著陸性能和安全。 起落架的功用是保證飛機(jī)起飛前和著陸后在地面滑行，以及使飛機(jī)在機(jī)場(chǎng)上移動(dòng)和停放。它承受起飛著陸及滑行和停放時(shí)地面給飛機(jī)的反作用載荷，緩和飛機(jī)著陸及在不平地面上運(yùn)動(dòng)時(shí)的撞擊?，F(xiàn)代飛機(jī)上大都采用可收放的的起落架。起落架的類(lèi)型決定于飛機(jī)在地面上支持點(diǎn)的數(shù)目及其在飛機(jī)上的位置。常見(jiàn)的有前三點(diǎn)式、后三點(diǎn)式及自行車(chē)式三大類(lèi)。 后三點(diǎn)式起落架曾經(jīng)是活塞式飛機(jī)的基本型式，因?yàn)檫@種起落架的結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、重量較輕，比較容易布置。但是隨著飛機(jī)陸速度的增長(zhǎng)，為保證降落安全性，導(dǎo)致現(xiàn)代飛機(jī)廣泛應(yīng)用前三點(diǎn)式起落架。其原因是： 1. 前三點(diǎn)起

37、落架避免了后三點(diǎn)起落架的“倒立”和“飄起”的危險(xiǎn)。后三點(diǎn)起落架在大速度滑行遇到前方撞擊或強(qiáng)烈掣動(dòng)時(shí)，由于慣性力和撞擊力（或地面摩擦力）所形成的力矩容易使飛機(jī)向前倒立。當(dāng)后三點(diǎn)起落架只以主輪著陸時(shí)地面撞擊力使飛機(jī)迎角增加，結(jié)果飛機(jī)升力增加向上飄起。2.前三點(diǎn)起落架不容易“倒立”，因此可以強(qiáng)烈掣動(dòng)，從而獲得較短的著陸滑跑距離。3.前三點(diǎn)起落架的方向穩(wěn)定性比后三點(diǎn)好。飛機(jī)在地面滑行時(shí)如果由于某種外部原因產(chǎn)生使飛機(jī)偏離直線運(yùn)動(dòng)的力矩M，那么飛機(jī)上除了有機(jī)輪摩擦力的合力T作用外，還產(chǎn)生作用在重心的慣性力J。對(duì)于前三點(diǎn)起落架，摩擦力和慣性力組成的力矩M1使飛機(jī)恢復(fù)原來(lái)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，而后三點(diǎn)起落架所產(chǎn)生的力矩M

38、2使飛機(jī)進(jìn)一步偏離原來(lái)運(yùn)動(dòng)方向。因此為了改善后三點(diǎn)式飛機(jī)的地面運(yùn)動(dòng)方向穩(wěn)定性，在滑跑時(shí)必需將尾輪鎖住，使其不能偏轉(zhuǎn)。在有些大型上單翼飛機(jī)以及機(jī)翼結(jié)構(gòu)高度較小的飛機(jī)上，起落架在機(jī)翼上連接和收藏都很困難，于是便使用自行車(chē)式起落架。自行車(chē)式起落架的兩個(gè)主輪都與機(jī)身連接，排列在飛機(jī)重心前后。為防止飛機(jī)在停機(jī)和滑行時(shí)機(jī)翼向一邊傾側(cè)，采用翼下輔助機(jī)輪，輔助機(jī)輪的尺寸和重量比主輪小得多，收藏比較容易。起落架的構(gòu)造型式 在早期固定式起落架的飛機(jī)上，由于當(dāng)時(shí)桁架的廣泛使用及重量比較輕，采用了構(gòu)架式起落架。當(dāng)飛行速度增加到一定程度。要求起落架做成可以收放的，這時(shí)構(gòu)架式起落架已不合適，因此出現(xiàn)了常見(jiàn)的懸臂式和支撐式

39、起落架。 懸臂式起落架猶如一端固定的懸臂梁，作用在機(jī)輪上的外載荷全部通過(guò)固定端傳遞。在實(shí)際構(gòu)造上，懸臂式起落架固定在圓柱鉸鏈上（收放旋轉(zhuǎn)軸），放下后有強(qiáng)有力的鎖來(lái)防止自行收起。由于沒(méi)有撐桿，當(dāng)起落架較長(zhǎng)時(shí)固定端的彎矩很大，在重量上是不利的。同時(shí)減震器的密封系統(tǒng)也容易磨損。但是它構(gòu)造簡(jiǎn)單，收藏容易，因此主要用于支柱較短的輕型飛機(jī)起落架上。 支撐式起落架以旋轉(zhuǎn)軸與飛機(jī)相連外，不通過(guò)連接在支柱下端的撐桿和飛機(jī)相連接。這種起落架的支柱相當(dāng)于一根雙支點(diǎn)外伸梁，由于斜撐桿的支持作用，支柱所承受的彎矩可大大減小。在能夠收放的起落架上，撐桿往往還作為起落架的收放連桿，或者撐桿本身就是收放作動(dòng)筒。支撐式起落架與

40、懸臂式起落架相比，由于結(jié)構(gòu)重量較輕，在現(xiàn)代飛機(jī)上獲得廣泛應(yīng)用。另外，從減震器和受力支柱之間的構(gòu)造關(guān)系來(lái)看，起落架又有套筒梁柱式和搖臂式之分。 套筒梁式起落架即一般稱(chēng)為支柱式起落架。它的特點(diǎn)是支柱本身就構(gòu)成了減震器，-機(jī)輪固定在支柱下部的活動(dòng)桿上。由于減震支柱的活塞桿與套筒之間不能直接傳遞來(lái)自機(jī)輪的扭矩，因此在活塞桿與套筒之間用扭力臂連接。 搖臂式起落架的特點(diǎn)是機(jī)輪通過(guò)可轉(zhuǎn)動(dòng)的搖臂與減震器活動(dòng)桿相連。這種起落架由于減震器基本上不受彎曲，故密封性能良好、尺寸小、減震性能也比套筒梁柱式起落架優(yōu)越。 搖臂式起落架中又有兩種不同的形式。圖5.49是我國(guó)強(qiáng)五飛機(jī)的前起落架和主起茫架。主起落架是受力支柱與減

41、震器分開(kāi)的搖臂式起落架而前起落架是受力支柱與減震器做成一體的。 減震器系統(tǒng) 起落架減震器系統(tǒng)由輪胎和減震器兩部分組成。它的功用是：減小飛機(jī)在著陸接地時(shí)和地面運(yùn)動(dòng)時(shí)所受的撞擊。并減弱飛機(jī)因撞擊而引起的顛簸跳動(dòng)。隨著飛機(jī)的不斷發(fā)展，減震器也有很大發(fā)展，曾經(jīng)使用過(guò)和目前正在使用的減震器有： 1.橡皮減震器；2.彈簧減震器；3.空氣式減震器；4.油液空氣式減震器；5.全油液式減震器。 其中油液空氣式減震器（簡(jiǎn)稱(chēng)油氣式減震器）是目前應(yīng)用最廣泛的一種。它的主要組成部分有：外筒、活塞、活塞桿、掣動(dòng)活門(mén)、密封裝置等。當(dāng)飛機(jī)著陸與地面發(fā)生撞擊時(shí)，撞擊載荷使活塞桿向上滑動(dòng)，減震器內(nèi)的油液被迫沖開(kāi)掣動(dòng)活門(mén)以高速流過(guò)

42、幾小孔。油液與小孔發(fā)生劇烈摩擦產(chǎn)生熱量經(jīng)過(guò)活塞桿和外筒而消散。同時(shí)外筒中的油液壓縮而升高，使空氣的體積縮小，壓力增大，吸收了撞擊動(dòng)能。當(dāng)空氣被壓縮到最小體積，活塞上升到頂點(diǎn)時(shí)，空氣作為一個(gè)彈性體而開(kāi)始膨脹，推動(dòng)活塞桿向下滑動(dòng)。這時(shí)活塞中的油液將掣動(dòng)活門(mén)關(guān)閉，使小孔數(shù)目減少，油液以更高速度通過(guò)小孔發(fā)生摩擦，消散了更多的動(dòng)能，這樣便吸收并消耗一部分動(dòng)能并準(zhǔn)備進(jìn)行下一個(gè)工作循環(huán)，經(jīng)過(guò)幾個(gè)循環(huán)就可將全部撞擊動(dòng)能逐步轉(zhuǎn)化為熱能而消散，緩和了飛機(jī)的著陸沖擊。液壓、冷氣系統(tǒng) 典型飛機(jī)液壓系統(tǒng) 在現(xiàn)代飛機(jī)上液壓冷氣系統(tǒng)得到了廣泛的應(yīng)用，如收放起落架、襟翼、副翼和減速板；改變水平安定面的安裝角；開(kāi)閉起落架整流板

43、及彈艙門(mén)；操縱散熱器風(fēng)門(mén)和航空發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)罩的魚(yú)鱗片；供機(jī)輪剎車(chē)及機(jī)炮上彈等方面的使用。有時(shí)液壓傳動(dòng)裝置亦可作為工作機(jī)構(gòu)應(yīng)用于飛機(jī)自動(dòng)系統(tǒng)及半自動(dòng)系統(tǒng)中，如渦噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速自動(dòng)調(diào)節(jié)裝置，螺旋槳自動(dòng)變距調(diào)節(jié)裝置以及自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)中常用的液壓傳動(dòng)。 為了使讀者對(duì)飛機(jī)液壓系統(tǒng)的全貌有一初步了解，首先介紹一個(gè)典型的飛機(jī)液壓系統(tǒng)。 該系統(tǒng)主要是用來(lái)操縱起落架的收放，襟翼的收放以及機(jī)輪剎車(chē)。 系統(tǒng)由下列主要附件組成：高壓油箱1，單向活門(mén)4，齒輪油泵17，油濾（圖中未示出），卸荷活門(mén)3，分配開(kāi)關(guān)8和9，安全活門(mén)7，剎車(chē)操縱活門(mén)10，手搖泵11，蓄壓器5，作動(dòng)筒14和16等。 該系統(tǒng)的工作原理如下：齒輪式液壓泵1

44、7從油箱1吸取液壓油，經(jīng)過(guò)卸荷活門(mén)3，通向蓄壓器5然后再通至起落架及襟翼的分配開(kāi)關(guān)9及8中，分配開(kāi)關(guān)根據(jù)要求收放的位置將液壓油引向作動(dòng)筒16及14的上腔或下腔，而從作動(dòng)筒非工作腔排出的液壓油則經(jīng)分配活門(mén)的另一通道回到油箱，這樣便完成了起落架和襟翼的收放動(dòng)作。從蓄壓器引出的部分油液通向剎車(chē)操縱活門(mén)10，從而引至剎車(chē)機(jī)構(gòu)中去，當(dāng)松開(kāi)剎車(chē)時(shí)，可操縱開(kāi)關(guān)，使液壓油放回油箱。 當(dāng)蓄壓器內(nèi)壓力達(dá)到額定值后，卸荷活門(mén)便將液壓泵工作腔的壓力油引至油箱從而使油泵空轉(zhuǎn)。當(dāng)蓄壓器內(nèi)壓力低于額定值時(shí)卸荷活門(mén)便將通至油箱的通路關(guān)閉，因而油泵重新向蓄壓器充壓。系統(tǒng)中安全活門(mén)7的作用是當(dāng)卸荷活門(mén)的工作發(fā)生故障時(shí)，能保證系統(tǒng)

45、的安全，其壓力調(diào)節(jié)得較卸荷活門(mén)為高。安全活門(mén)13用來(lái)防止襟翼放下時(shí)的氣動(dòng)載荷超過(guò)允許值。 系統(tǒng)中尚裝有遮斷活門(mén)2，其作用是避免拆卸時(shí)油液的流出。 手搖泵11是作應(yīng)急用，在使用時(shí)將手搖泵開(kāi)關(guān)12打開(kāi)，從手搖泵引出的液體便通過(guò)卸荷活門(mén)，注入蓄壓器，并流入系統(tǒng)中去。 液壓泵 目前在飛機(jī)上液壓系統(tǒng)中一般采用下列三種液壓泵，即齒輪式液壓泵，活塞式液壓泵及旋板式液壓泵。 1.齒輪式液壓泵： 齒輪式液壓泵應(yīng)用最廣，其特點(diǎn)為制造簡(jiǎn)單，尺寸小，重量輕，使用方便，工作可靠。其有效效率約為0.60.65。工作壓力可達(dá)到9801170Pa。齒輪泵由一對(duì)相互嚙合的齒輪與容納該齒輪的外殼所組成，在外殼上，位于齒輪進(jìn)入嚙合

46、及退出嚙合處裝有進(jìn)出油嘴。當(dāng)齒輪沿著箭頭方向旋轉(zhuǎn)時(shí)，由進(jìn)油嘴輸來(lái)的液體依次地注入齒間容積從而被帶到增壓腔由油嘴排出。 2.徑向活塞泵： 徑向活塞泵在現(xiàn)代飛機(jī)上的應(yīng)用較為廣泛，特別是在重型飛機(jī)上。徑向活塞泵的效率一般比齒輪式為高，容積效率最高可達(dá)99%。其缺點(diǎn)就是構(gòu)造較復(fù)雜。 徑向活塞泵由下列部件組成：轉(zhuǎn)子上沿徑向分布有59個(gè)油缸，缸內(nèi)有直徑為1012毫米的活塞；鼓輪即定子圈，其內(nèi)圓表面與活塞之頂部接觸；分配軸頸上有兩個(gè)槽：一為吸入槽，一為壓出槽。 當(dāng)馬達(dá)帶動(dòng)轉(zhuǎn)子圍繞分配軸頸轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，則活塞將在油缸內(nèi)作往復(fù)運(yùn)動(dòng)，當(dāng)其中活塞對(duì)轉(zhuǎn)子作離心方向運(yùn)動(dòng)時(shí)，則液壓油便經(jīng)過(guò)分配軸頸的吸入槽進(jìn)入油缸，此即為吸油過(guò)

47、程。而當(dāng)活塞對(duì)轉(zhuǎn)子作向心運(yùn)動(dòng)時(shí)，則油缸內(nèi)的液壓油，便通過(guò)分配軸頸的壓出槽而壓出，此即為壓送過(guò)程，每一個(gè)油缸內(nèi)的活塞，在轉(zhuǎn)子不斷地轉(zhuǎn)動(dòng)下，依次反復(fù)地完成上述過(guò)程，構(gòu)成了整個(gè)油泵的連續(xù)供油工作。 3.旋板式液壓泵： 此類(lèi)液壓泵構(gòu)造極為簡(jiǎn)單。但由于壓力較低，通常不超過(guò)20個(gè)大氣壓，因此只能在飛機(jī)的汽油系統(tǒng)與滑油系統(tǒng)中應(yīng)用。 旋板式液壓泵由一轉(zhuǎn)子與一外殼構(gòu)成，轉(zhuǎn)子裝有旋板，而旋板始終與外殼保持接觸。轉(zhuǎn)子中心與外殼中心有偏心距，當(dāng)油泵按圖示箭頭方向旋轉(zhuǎn)時(shí)，則液體便由左方管道吸入而從右方管道壓出。 雙旋板式液壓泵的供油脈動(dòng)很大，為了消除這種流量的不均勻性，通常采用多旋板的液壓泵，一般采用的旋板數(shù)為412。

48、 冷氣系統(tǒng) 高速輕型殲擊機(jī)上還常常應(yīng)用冷氣系統(tǒng)。冷氣系統(tǒng)常用于機(jī)輪剎車(chē)，氣密座艙的密封。飛機(jī)上還有用冷氣系統(tǒng)來(lái)作應(yīng)急放下起落架和襟翼之用。圖5.55是某輕型殲擊機(jī)的冷氣系統(tǒng)原理圖。這時(shí)包括主氣壓系統(tǒng)，應(yīng)急氣壓系統(tǒng)。圖中亦畫(huà)出了與液壓系統(tǒng)相交的管道。 主氣壓系統(tǒng)供壓部分中有貯藏高壓氣體的貯氣瓶。起飛前用地面氣瓶進(jìn)行充注。充氣時(shí)高壓氣體由地面充氣嘴充注。經(jīng)過(guò)氣濾30，通過(guò)單向活門(mén)6，并經(jīng)予先旋開(kāi)的氣壓總開(kāi)關(guān)24而注入兩個(gè)主貯氣瓶19，同時(shí)，座艙內(nèi)的主貯氣瓶壓力表23指示其壓力。主貯氣瓶子壓力充至110公斤/厘米2為止。單向活門(mén)6的功用是當(dāng)取掉地面充氣瓶時(shí)，氣壓總開(kāi)關(guān)未關(guān)閉或發(fā)生漏氣時(shí)阻止氣體從充氣

49、接頭處跑出。氣壓總開(kāi)關(guān)只有在充注時(shí)打開(kāi)。 主貯氣瓶氣體通過(guò)減壓器PB50即圖中28（降低壓力至50公斤/厘米2）后作機(jī)炮裝彈用；又經(jīng)另一單向活門(mén)6供剎車(chē)用，并經(jīng)過(guò)開(kāi)關(guān)5充注起落架應(yīng)急貯氣瓶（在起落架支柱內(nèi)）和襟翼應(yīng)急貯氣瓶之用。再有一路通過(guò)減壓器即圖中32（降低壓力至3公斤/厘米2）供座艙密封用。 剎車(chē)系統(tǒng)由剎車(chē)氣門(mén)7（圖中之22）和剎車(chē)分配器8（圖中之20），雙針壓力表27及導(dǎo)管等組成。 當(dāng)壓緊7時(shí)，氣壓即經(jīng)8剎車(chē)分配器，或同時(shí)通到兩個(gè)主輪，或通至一個(gè)主輪。當(dāng)松開(kāi)7時(shí)，主輪剎車(chē)膠囊通過(guò)8和7與大氣相通而松開(kāi)剎車(chē)。若主氣壓系統(tǒng)發(fā)生故障，則著陸時(shí)就可用應(yīng)急貯氣瓶的氣體進(jìn)行剎車(chē)。應(yīng)急剎車(chē)時(shí)，必須打

50、開(kāi)應(yīng)急系統(tǒng)充氣開(kāi)關(guān)5。應(yīng)急系統(tǒng)充氣開(kāi)關(guān)與PB50減壓器之間的單向活門(mén)6是防止應(yīng)急系統(tǒng)的氣體經(jīng)損壞的主氣壓系統(tǒng)漏走。 應(yīng)急氣壓系統(tǒng)包括起落架應(yīng)急貯氣瓶15，襟翼貯氣瓶11和應(yīng)急開(kāi)關(guān)2，4及殘油分離活門(mén)7，壓力表等。 地面充氣時(shí)，打開(kāi)應(yīng)急系統(tǒng)充氣開(kāi)關(guān)5就可對(duì)三個(gè)應(yīng)急貯氣瓶充氣，然后關(guān)閉5，就可使應(yīng)急系統(tǒng)獨(dú)立于主系統(tǒng)之外。 為使應(yīng)急系統(tǒng)更加可靠，使應(yīng)急放下起落架系統(tǒng)和應(yīng)急放下襟翼系統(tǒng)彼此分開(kāi)，這靠在起落架應(yīng)急開(kāi)關(guān)和襟翼應(yīng)急開(kāi)關(guān)之間的單向活門(mén)6來(lái)實(shí)現(xiàn)。如果起落架應(yīng)急貯氣瓶破壞的話，襟翼應(yīng)急放下系統(tǒng)內(nèi)壓力不致下降，這樣保證了襟翼應(yīng)急放下更加可靠。需應(yīng)急放下襟翼時(shí)，擰開(kāi)開(kāi)關(guān)4，于是應(yīng)急襟翼貯氣瓶?jī)?nèi)空氣便經(jīng)

51、殘油分離活門(mén)7通過(guò)襟翼開(kāi)鎖作動(dòng)筒18和帶應(yīng)急活門(mén)的襟翼液壓鎖，而后放下襟翼。殘油分離活門(mén)的功用在于正常使用液壓系統(tǒng)時(shí)，難免有些油液從液壓系統(tǒng)（17、 18、9等處）漏至與應(yīng)急氣壓系統(tǒng)相交連的管道中去。殘油分離活門(mén)可使這些殘油不至漏入冷氣系統(tǒng)而引回油箱。同時(shí)又可保證在使用應(yīng)急氣壓系統(tǒng)時(shí)，不至讓空氣沖到油箱中去。飛機(jī)的設(shè)計(jì)與制造過(guò)程 總體設(shè)計(jì) 飛機(jī)的設(shè)計(jì)與制造是一項(xiàng)復(fù)雜而工作量極大的工程。據(jù)國(guó)外資料統(tǒng)計(jì)，三十年代設(shè)計(jì)一架戰(zhàn)斗機(jī)約需四萬(wàn)個(gè)工時(shí)，而目前設(shè)計(jì)一架超音速戰(zhàn)斗機(jī)所需的工時(shí)約為四百萬(wàn)，大致等于過(guò)去的一百倍。制造一架高速殲擊機(jī)，工人的直接勞動(dòng)時(shí)間一般約為一萬(wàn)到二萬(wàn)小時(shí)。其中鉚接裝配約占總工時(shí)的百

52、分之35，焊接裝配約占百分之 7；儀表及設(shè)備的安裝約占百分之12，另外機(jī)械加工約占百分之28，鈑金加工約占百分之13。 飛機(jī)設(shè)計(jì)開(kāi)始于對(duì)飛機(jī)提出要求。對(duì)新飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求分為兩類(lèi)“技術(shù)要求”和“使用技術(shù)要求”。前者是由國(guó)防機(jī)構(gòu)對(duì)軍用機(jī)提的，后者是民航部門(mén)對(duì)民用機(jī)提的要求。 例如，對(duì)戰(zhàn)術(shù)轟炸機(jī)提的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求包括：一、任務(wù)，二、乘員組，三、動(dòng)力裝置，四、主要性能：1）速度2）升限3）巡航高度4）活動(dòng)半徑5）起飛著陸距離6）輪胎壓力，五、載彈量，六、設(shè)備要求，七、自衛(wèi)武器。 對(duì)攔截殲擊機(jī)提的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求包括：一、任務(wù)，二乘員，三動(dòng)力裝置，四、主要性能：1）最大爬升率2）升限3）最大平飛馬赫數(shù)4）著陸速度5）續(xù)航時(shí)間，五、軍械設(shè)備，六、其它要求。 再如對(duì)大型渦輪螺旋槳客機(jī)的使用技術(shù)要求包括：一、功用，二動(dòng)力裝置數(shù)量，三、商務(wù)載重，四、乘員組，