飛機結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計(課件)下

1、第五章 現(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計(一) 機翼、尾翼設(shè)計第五、第六兩章將闡述現(xiàn)代飛機金屬機體結(jié)構(gòu)設(shè)計的基本知識、結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計的基本原理和設(shè)計考慮。它們同時適用于機翼、尾翼、各種活動面和機身、起落架等各類結(jié)構(gòu)。其中有些原則也適用于飛機上使用已越來越多的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，但鑒于復(fù)合材料與金屬材料在力學(xué)性能、疲勞損傷性能、工藝成形等方面具有完全不同的特點，因此復(fù)合材料結(jié)構(gòu)有顯著不同的設(shè)計內(nèi)容、設(shè)計特點和設(shè)計方法，對此將在第七章中作詳細介紹。5.1 飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計方法簡介一、結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計的基本概念在第一章中已闡述了，一個好的飛機設(shè)計，不論是軍用飛機或民用飛機，對影響飛機總體效能與全壽命周期費用比的眾多因素的綜合考

2、慮和權(quán)衡是十分重要的。飛機的高效能-費用比只能運用不斷涌現(xiàn)的新技術(shù)、新思維；用綜合設(shè)計的思想和系統(tǒng)工程的設(shè)計方法，才能得以解決。同時綜合設(shè)計方法還表現(xiàn)出與信息化、智能化、一體化協(xié)調(diào)發(fā)展的趨勢。例如隨控布局飛機，即是將飛行控制系統(tǒng)、空氣動力、飛機結(jié)構(gòu)以及航空電子等諸方面有機地結(jié)合起來。其功能中難度最大的一項-顫振主動抑制，即把過去主要用控制結(jié)構(gòu)剛度、質(zhì)量分布、加配重等結(jié)構(gòu)設(shè)計措施以及限制顫振臨界速度等方法，改為充分發(fā)揮自動控制系統(tǒng)的作用，用按一定的反饋控制律偏轉(zhuǎn)幾個操作面的方法，產(chǎn)生有利的氣動力去抑制顫振。隱身飛機除外形、布局與結(jié)構(gòu)設(shè)計有關(guān)外，還采用了很多新材料，必須應(yīng)用與之相適應(yīng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計方法

3、，蘇30MK戰(zhàn)斗機(圖5.1)采用了翼-身融合技術(shù)致使結(jié)構(gòu)趨于復(fù)雜。其中機翼(也即中機身)內(nèi)部為整體油箱；機身的前、后部，外翼，進氣道，主起落架，減速板等都連接在中機身上，這顯然增加了結(jié)構(gòu)設(shè)計難度。此外還有自適應(yīng)結(jié)構(gòu)、智能結(jié)構(gòu)等新結(jié)構(gòu)的出現(xiàn)，也對飛機設(shè)計方法帶來革新。上述一些高科技的應(yīng)用雖然主要對總體設(shè)計帶來了革新，但對結(jié)構(gòu)設(shè)計也產(chǎn)生了很大影響。正因如此，就結(jié)構(gòu)設(shè)計而言，綜合性特點變得越來越顯著，并已滲透到頂層設(shè)計、平臺設(shè)計和技術(shù)設(shè)計等各個層次。 圖5.1 蘇30MK戰(zhàn)斗攻擊機 1-機翼整體油箱；2-主起落架；3-外翼與中央翼段連接處；4-中央翼段結(jié)構(gòu)(油箱)；5-進氣道；6-前置鴨翼；7-前

4、起落架；8-裝有多功能雷達的頭錐；9-設(shè)備艙；10-前燃料箱；11-前緣襟翼；12-后緣襟副翼；13-垂直安定面；14-方向舵；15-尾部燃料箱；16-減速傘艙； 17-全動平尾；18-HII301機炮；19-PBBAE空空導(dǎo)彈；20-P73空空導(dǎo)彈； 21-電子對抗吊艙；22-X一29T(“發(fā)射后不管”)空對地導(dǎo)彈；23-X一31II反雷達導(dǎo)彈； 24-K一9吊艙；25-航空混凝土穿破炸彈；26-KAB一50KP電視制導(dǎo)炸彈； 27-X31A反艦導(dǎo)彈；(機體結(jié)構(gòu)廣泛采用了鈦合金)以國內(nèi)外目前已經(jīng)或正在研制發(fā)展的第四代戰(zhàn)斗機為例，其飛機的設(shè)計概念與第三代戰(zhàn)斗機有明顯不同，它著重強調(diào)飛機須同時具

5、備隱身技術(shù)、超音速巡航、超機動性(也有的稱之為過失速機動性)、短距起落等優(yōu)異性能。那么就結(jié)構(gòu)方面而言，在頂層設(shè)計中，在進行產(chǎn)品(飛機)的概念設(shè)計時應(yīng)確定采用哪些尖端技術(shù)? 在制定相應(yīng)的設(shè)計規(guī)范、設(shè)計原則時，則應(yīng)對上述的性能指標(biāo)與機體的結(jié)構(gòu)特性、可實現(xiàn)性以及全壽命周期費用之間進行權(quán)衡分析和最佳方案論證。在平臺設(shè)計階段可能要進行飛機機體發(fā)動機一體化、隱身結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計以及飛控/火控動力綜合控制與結(jié)構(gòu)的綜合設(shè)計等。在具體技術(shù)設(shè)計階段結(jié)構(gòu)的打樣設(shè)計和詳細設(shè)計中，則有結(jié)構(gòu)環(huán)境材料工藝的綜合設(shè)計考慮；結(jié)構(gòu)設(shè)計準則要求按強度、剛度、疲勞(或耐久性)、損傷、壽命等多目標(biāo)優(yōu)化綜合設(shè)計等。在第五七章中將就如何在結(jié)

6、構(gòu)設(shè)計中對結(jié)構(gòu)的性能(包括結(jié)構(gòu)完整性、重量特性、生存性、可靠性、維修性、保障性)和飛機技術(shù)要求以及全壽命周期費用之間的權(quán)衡折衷，結(jié)合實例，作初步分析。在實際設(shè)計中一般應(yīng)對幾種方案進行對比論證，以求取得最滿意的設(shè)計。自80年代中期發(fā)展起來的并行工程方法可更好地實現(xiàn)綜合設(shè)計的最佳效果。理想的并行工程體制需要一個廣泛的計算機環(huán)境，以形成一個集成的信息管理環(huán)境和決策支持環(huán)境，但這并不妨礙在尚未具備十分完善的客觀條件的情況下，利用已廣泛應(yīng)用的不同程度的計算機輔助設(shè)計系統(tǒng)，用并行工程的基本原理進行設(shè)計。正如第一章所介紹的，并行工程方法強調(diào)綜合綜合和聯(lián)合聯(lián)合工作。這體現(xiàn)在從研制一開始就綜合考慮全壽命周期中的

7、所有因素；建立多學(xué)科、跨專業(yè)的聯(lián)合工作集體，協(xié)同工作。對結(jié)構(gòu)設(shè)計，強調(diào)以下各個環(huán)節(jié)設(shè)計(焦點)、材料與工藝、生產(chǎn)制造、工藝裝備、可維護性和可修理性、以及應(yīng)力分析等環(huán)節(jié)的各方面有關(guān)人員，包括飛機的用戶，從設(shè)計初期起乃至設(shè)計的各個階段均共同介入各個階段均共同介入，不斷進行協(xié)同工作和審查，以便將生產(chǎn)、使用和保障階段可能出現(xiàn)的問題消滅在設(shè)計階段，以避免過多地反復(fù)修改，從而可在較短周期內(nèi)獲得高性能、低成本的產(chǎn)品。二、飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計的原始依據(jù)和設(shè)計內(nèi)容在五、六兩章中主要介紹機翼、尾翼與機身結(jié)構(gòu)設(shè)計以及結(jié)構(gòu)設(shè)計中的某些共同性問題。結(jié)構(gòu)設(shè)計之初一般已有以下原始依據(jù)： 飛機的類型、性能和全機主要參數(shù)，如翼載p=G

8、S(G為起飛重量，S為機翼面積)、設(shè)計載荷系數(shù)ny等； 由總體設(shè)計確定的外形參數(shù)，如機翼展長l、展弦比、后掠角翼型相對厚度c、機身的長度與高度等； 機翼與機身的相對位置上單翼、中單翼還是下單翼；機翼能否以某種形式貫穿機身，或是分兩半在機身側(cè)邊與機身連接； 機翼、機身的內(nèi)部裝載，與發(fā)動機、起落架和武器外掛的連接協(xié)調(diào)關(guān)系； 通過計算給出的所設(shè)計結(jié)構(gòu)的載荷數(shù)據(jù)。c 結(jié)構(gòu)設(shè)計基本上分結(jié)構(gòu)設(shè)計基本上分打樣設(shè)計打樣設(shè)計和和詳細設(shè)計詳細設(shè)計( (也稱工作設(shè)計也稱工作設(shè)計) )兩個階段兩個階段。并行工程原理所要求的對“一”中提及的各因素的權(quán)衡分析應(yīng)貫穿在整個設(shè)計工作中。只是對強度、剛度、損傷容限、耐久性(后兩

9、項可視不同型號飛機的具體要求改用損傷容限、疲勞配套方案)等設(shè)計準則的綜合考慮，在兩個階段中側(cè)重點和深度、細化程度有所不同。1打樣設(shè)計 主要工作內(nèi)容如下： 根據(jù)使用要求和協(xié)調(diào)關(guān)系進行機翼、機身中各項裝載的內(nèi)部安排； 選擇部件的結(jié)構(gòu)型式，布置主要受力構(gòu)件； 選擇分離面，確定對接方式和接點位置； 初步確定主要結(jié)構(gòu)元件的剖面尺寸和蒙皮分塊； 確定維護檢查口蓋的位置、大小。上述的結(jié)構(gòu)布局工作主要以強度和損傷容限準則為基礎(chǔ)，之后進行耐久性打樣設(shè)計。打樣設(shè)計階段損傷容限、耐久性設(shè)計主要從材料、應(yīng)力水平控制、結(jié)構(gòu)布局(結(jié)構(gòu)型式選擇和主要受力構(gòu)件布置)和細節(jié)設(shè)計四個因素考慮。然后確定關(guān)鍵件和重要細節(jié)部位，對它們

10、，特別是重要承力構(gòu)件的連接區(qū)作初步分析，必要時還須配以一定的試驗研究。除上述各結(jié)構(gòu)設(shè)計準則外，設(shè)計中還必須綜合考慮結(jié)構(gòu)的工藝性以及滿足內(nèi)部裝載和管道、電纜、附件等系統(tǒng)的位置協(xié)調(diào)和使用維護要求最后繪出打樣圖；并根據(jù)梁、長桁、肋(或框)的布置結(jié)果，繪出機翼(或機身)的結(jié)構(gòu)理論圖結(jié)構(gòu)理論圖。須指出的是，上述有些工作是和飛機總體設(shè)計工作同時進行的。如美國的F4戰(zhàn)斗機曾論證了75種機翼平面形狀以及機翼與機身的相對位置和連接關(guān)系。每一種方案均論證了它們在結(jié)構(gòu)上實施的可能性和優(yōu)缺點，最后確定最終方案。2詳細設(shè)計(工作設(shè)計) 進行機翼、機身結(jié)構(gòu)元件，包括壁板(蒙皮和長桁)、梁、肋、框的結(jié)構(gòu)設(shè)計。 選擇各構(gòu)件的

11、構(gòu)造形式、材料，確定其幾何尺寸和構(gòu)件間的連接。其間應(yīng)對損傷容限、耐久性打樣設(shè)計結(jié)果進一步深化和細化，除對關(guān)鍵件的總體尺寸和局部細節(jié)尺寸精確確定外，還要對公差、表面粗糙度、表面處理及特殊加工工藝和檢測方法等進行精確控制。同時結(jié)構(gòu)分析人員作結(jié)構(gòu)強度、剛度和顫振的校核計算，并進行更為細致深入的損傷容限、耐久性分析；完成必要的試驗，給出檢查周期和經(jīng)濟壽命。 最后設(shè)計若已滿足各方面的設(shè)計要求，即可發(fā)出全部生產(chǎn)圖紙。5.2 機翼結(jié)構(gòu)型式選擇一、機翼內(nèi)部布置 機翼的內(nèi)部布置是機翼結(jié)構(gòu)布局時必須考慮的因素之一，同時為了使讀者對機翼全貌有一了解，現(xiàn)結(jié)合實例對此作簡單介紹。 現(xiàn)代軍用飛機和旅客機機翼的重要特點是機

12、翼前緣、后緣基本上都為活動面；固定的受力盒段結(jié)構(gòu)內(nèi)基本上均作放置燃油的油箱艙和收藏主起落架之用。(1) 圖1.1，圖5.1圖5.4所示的幾種外國設(shè)計制造的戰(zhàn)斗機，機翼盒段結(jié)構(gòu)的大部分空間均為結(jié)構(gòu)整體油箱，我國的殲-7、殲-8在機翼根部結(jié)構(gòu)高度較大處也均在每側(cè)布置了兩個整體油箱。 現(xiàn)代一些大、中型旅客機則全部燃油都放置在機翼中：如圖5.2，圖5.3所示波音707和我國的運-10沿整個外翼翼展每側(cè)為四個整體油箱，中央翼內(nèi)則安排了7個或6個用尼龍繩吊裝的薄壁橡膠油箱。為此在油箱區(qū)的下壁和較高的翼肋腹板上布置有維修口蓋和供維修人員出入的維修孔。燃油可對機翼起卸載作用，合理設(shè)計時可減輕機翼的結(jié)構(gòu)重量，對

13、旅客機則還增加了旅客的安全。圖圖5.2 波音波音707320C 1-主起落架機輪；主起落架機輪；2-填角襟翼；填角襟翼；3-主起落架收放轉(zhuǎn)軸軸線；主起落架收放轉(zhuǎn)軸軸線；4-擾流扳；擾流扳；5-折流板；折流板；6-內(nèi)襟翼；內(nèi)襟翼；7-內(nèi)發(fā)吊艙軸線；內(nèi)發(fā)吊艙軸線；8-內(nèi)副翼；內(nèi)副翼；9-外襟翼；外襟翼；10-外發(fā)吊艙軸線：外發(fā)吊艙軸線：11-外副翼；外副翼； 12-前緣襟翼；前緣襟翼；13-整體油箱；整體油箱；14-中央翼內(nèi)軟油箱艙中央翼內(nèi)軟油箱艙外副翼外副翼內(nèi)副翼內(nèi)副翼 撓流板撓流板圖圖5.3 運運-10機翼口蓋布置機翼口蓋布置1-中央翼；中央翼；2-前梁；前梁；3-后梁；后梁；4-下壁板橢圓形

14、檢查孔；下壁板橢圓形檢查孔；5-密封肋；密封肋；6-可卸半肋；可卸半肋；7-翼肋上檢查孔；翼肋上檢查孔；8-干燥箱；干燥箱；9-扭力盒；扭力盒；10-檢查口蓋檢查口蓋(2)大部分飛機的主起落架固定在機翼上以取得較大的橫向輪距，改善起落時的橫向性能。收起時把主起落架的全部或一部分(如支柱)收入機翼盒段內(nèi)。 (3)戰(zhàn)斗機的翼根部位一般安裝有機關(guān)炮(圖5.1，圖5.4)。圖圖5.4 法國法國“陣風(fēng)陣風(fēng)”單座戰(zhàn)斗機單座戰(zhàn)斗機1-前緣縫翼；前緣縫翼；2-主起落架；主起落架；3-副油箱；副油箱；4-鋁鋁鋰翼身連接板；鋰翼身連接板；5-翼翼身連接主骨架；身連接主骨架；6-機炮；機炮；7-右側(cè)進氣口；右側(cè)進氣

15、口；8-前起落架；前起落架；9-前鴨翼前鴨翼(復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu))；10-機翼多梁結(jié)構(gòu)，整體油箱；機翼多梁結(jié)構(gòu)，整體油箱； 11-機翼碳纖維復(fù)合材料蒙皮；機翼碳纖維復(fù)合材料蒙皮；12-垂直安定面碳纖維蒙板；垂直安定面碳纖維蒙板；13-方向舵復(fù)合材料結(jié)構(gòu)；方向舵復(fù)合材料結(jié)構(gòu)； 14-垂直安定面鋁垂直安定面鋁-鋰附件接頭；鋰附件接頭；15-內(nèi)、外側(cè)升降副翼內(nèi)、外側(cè)升降副翼(蜂窩芯子結(jié)構(gòu)蜂窩芯子結(jié)構(gòu)) (4)機翼內(nèi)部還安置有防冰系統(tǒng)(前緣處)和其他的燃油、操縱、液壓等各種系統(tǒng)的管道、附件、設(shè)備。 (5)機翼前、后緣一般為各類襟翼縫翼、副翼(或升降副翼)、擾流片、折流板等作為增升裝置或操

16、縱面的活動附翼。 (6)現(xiàn)代旅客機很多在機翼下懸掛發(fā)動機；而戰(zhàn)斗機、攻擊機常設(shè)有各種掛架，用以懸掛副油箱和導(dǎo)彈、炸彈、電子對抗艙等武器設(shè)備。圖1.1所示F-117A因隱身要求外形光潔，不設(shè)任何外掛架，武器收入機身內(nèi)，因此導(dǎo)彈須用彈射發(fā)射方式。二、機翼結(jié)構(gòu)型式的選擇機翼結(jié)構(gòu)的典型受力型式有薄蒙皮梁式、單塊式、多墻式(或多梁式)以及它們的混合式。機翼結(jié)構(gòu)型式的選擇與多方面因素有關(guān)，必須結(jié)合每一架具體飛機綜合考慮，然后在幾種可行方案中經(jīng)綜合分析，選出一種既能滿足各項設(shè)計要求而結(jié)構(gòu)重量最輕的一種。影響結(jié)構(gòu)型式選擇的有以下各影響結(jié)構(gòu)型式選擇的有以下各主要因素：主要因素：1. 不同結(jié)構(gòu)型式的受力特性及其與

17、機翼幾何參數(shù)的關(guān)系不同結(jié)構(gòu)型式的受力特性及其與機翼幾何參數(shù)的關(guān)系現(xiàn)代飛機除某些輕型、超輕型飛機外，多數(shù)飛機速度較大，此現(xiàn)代飛機除某些輕型、超輕型飛機外，多數(shù)飛機速度較大，此時采用單塊式、多墻時采用單塊式、多墻(或多梁或多梁)式比較有利。與薄蒙皮梁式相比，式比較有利。與薄蒙皮梁式相比，它們用以承受機翼主要內(nèi)力它們用以承受機翼主要內(nèi)力彎矩彎矩M的壁板或厚蒙皮的面積的壁板或厚蒙皮的面積更為分散，故翼盒的有效高度更為分散，故翼盒的有效高度Heff結(jié)構(gòu)效率較高，且彎、扭剛結(jié)構(gòu)效率較高，且彎、扭剛度大。后掠機翼剛度特性較直機翼差，一般當(dāng)相對厚度度大。后掠機翼剛度特性較直機翼差，一般當(dāng)相對厚度c較大較大時，

18、選用彎時，選用彎-扭剛度較好、受正應(yīng)力元件的面積較分散、使扭剛度較好、受正應(yīng)力元件的面積較分散、使Heff較大的單塊式結(jié)構(gòu)比較合適。速度更大的超音速戰(zhàn)斗機較大的單塊式結(jié)構(gòu)比較合適。速度更大的超音速戰(zhàn)斗機c很小，很小，則選用受正應(yīng)力元件面積更為分散、則選用受正應(yīng)力元件面積更為分散、Heff相對更大的厚蒙皮多相對更大的厚蒙皮多墻墻(或多梁或多梁)式結(jié)構(gòu)更好些。但并不是任何情況下受正應(yīng)力元件式結(jié)構(gòu)更好些。但并不是任何情況下受正應(yīng)力元件愈分散愈好。為此可以提出兩個與設(shè)計原始依據(jù)愈分散愈好。為此可以提出兩個與設(shè)計原始依據(jù)機翼外載機翼外載和幾何形狀有關(guān)的參數(shù)；和幾何形狀有關(guān)的參數(shù)；MHB和訂。和訂。(開。

19、開。=HeffHmax)作參考，對結(jié)構(gòu)型式的選擇作作參考，對結(jié)構(gòu)型式的選擇作初定量分析。初定量分析。effHeffHcc相對載荷相對載荷MHB代表單位寬度翼盒壁板上代表單位寬度翼盒壁板上的軸力，的軸力，M為最大彎矩，為最大彎矩，H和和B分別為翼盒分別為翼盒的平均高度和寬度。的平均高度和寬度。Heff為有效高度比。為有效高度比。若略去若略去和和的影響，則可假設(shè)：的影響，則可假設(shè)：effHclSGn.b.bc.lSSGnHBM 2606080421 MHB大、大、Heff小，則采用承彎能力相對較高小，則采用承彎能力相對較高的單塊式或多墻式顯然較合理。的單塊式或多墻式顯然較合理。 但對低速飛機，但對

20、低速飛機，c大、大、MHB較小，則單塊式可較小，則單塊式可能導(dǎo)致壁板上為數(shù)很多的長桁面積過小，以致在受能導(dǎo)致壁板上為數(shù)很多的長桁面積過小，以致在受拉區(qū)強度足夠的情況下，在受壓區(qū)卻因失穩(wěn)臨界應(yīng)拉區(qū)強度足夠的情況下，在受壓區(qū)卻因失穩(wěn)臨界應(yīng)力力cr過低而不得不加大長桁面積。此時采用薄蒙皮過低而不得不加大長桁面積。此時采用薄蒙皮梁式可使軸力集中于少數(shù)幾根梁緣條上，其面積和梁式可使軸力集中于少數(shù)幾根梁緣條上，其面積和cr不致太小，反而可能使結(jié)構(gòu)重量更輕。不致太小，反而可能使結(jié)構(gòu)重量更輕。 三角機翼一般用于速度很大的超音速飛機上，三角機翼一般用于速度很大的超音速飛機上，c小；但展弦比??；但展弦比也小，且根

21、梢比也小，且根梢比大；根弦長，故梁大；根弦長，故梁根部高度的絕對值較大，梁的結(jié)構(gòu)效率尚較好；且根部高度的絕對值較大，梁的結(jié)構(gòu)效率尚較好；且三角機翼的剛度特性較大后掠角的機翼好。故此時三角機翼的剛度特性較大后掠角的機翼好。故此時可選用多梁式結(jié)構(gòu)，這樣也便于與機身連接。但在可選用多梁式結(jié)構(gòu)，這樣也便于與機身連接。但在氣動載荷較大、結(jié)構(gòu)高度很小的三角翼翼尖和前緣氣動載荷較大、結(jié)構(gòu)高度很小的三角翼翼尖和前緣部位，仍宜采用單塊式或整體結(jié)構(gòu)部位，仍宜采用單塊式或整體結(jié)構(gòu)(圖圖5.4，圖，圖5.9)。cc 按損傷容限要求，傳力路線不宜過于按損傷容限要求，傳力路線不宜過于集中。長桁集中。長桁蒙皮加筋板單塊式結(jié)

22、構(gòu)和厚蒙皮加筋板單塊式結(jié)構(gòu)和厚蒙皮多墻式結(jié)構(gòu)都可看成是分散傳力結(jié)構(gòu)蒙皮多墻式結(jié)構(gòu)都可看成是分散傳力結(jié)構(gòu)布局。此時若壁板上長桁強一些，對提高布局。此時若壁板上長桁強一些，對提高壁板的止裂能力，并從而提高壁板的剩余壁板的止裂能力，并從而提高壁板的剩余強度，延長裂紋擴展壽命均更為有利。強度，延長裂紋擴展壽命均更為有利。2. 不同結(jié)構(gòu)型式損傷容限特性不同結(jié)構(gòu)型式損傷容限特性比較比較 3.機翼-機身對接形式的影響機翼-機身相對位置及機身的內(nèi)部布置會影響到機翼-機身的對接形式，并進而影響到機翼的結(jié)構(gòu)型式(主要在翼根部分)，梁式機翼梁式機翼只需通過少量的集中接頭連接，簡單、方便。而單塊式和多墻式機翼單塊式和

23、多墻式機翼從傳力有利看，最好能將左、右機翼做成整體貫穿機身，將中央翼與機身固定。這對于大多數(shù)采用上單翼或下單翼布局的運輸機比較容易實現(xiàn)。但大多數(shù)戰(zhàn)斗機為中單翼布局，由于機身內(nèi)部布置的限制，機翼往往難以貫通機身；此外像F-104，F(xiàn)-16等多墻式結(jié)構(gòu)的外翼有十幾根墻，若在機身側(cè)邊與機身連接則要布置十幾個接頭和相應(yīng)的對接框，一般說于全機結(jié)構(gòu)重量不利，對機身內(nèi)部布置也可能造成困難。因而，F(xiàn)-104在根部由13根墻轉(zhuǎn)成多梁式結(jié)構(gòu)(5根梁)；有的單塊式機翼到根部也轉(zhuǎn)成多梁式(如殲-7)或梁架式(如米格-15、殲-6)(圖5.5)，這樣只需幾個接頭與機身相連。但機翼-機身的對合交點數(shù)也不宜太少，因為交點多

24、，傳力路線就多，較容易實現(xiàn)破損安全結(jié)構(gòu)特征。如圖5.6所示F-16外翼的11根墻到根部轉(zhuǎn)成多梁式，有4個傳彎接頭與機身連接。如果某一接頭失效，其余3個接頭還有一定承載能力。反之如米格-17、殲-6等機翼根部轉(zhuǎn)成梁架式結(jié)構(gòu)，且根部只有主梁接頭能傳彎，同時又采用了斷裂韌性差的30CrMnSiNi2A高強度合金鋼，裂紋擴展速率高，一旦斷裂，此種單傳力途徑結(jié)構(gòu)就可能造成災(zāi)難性事故，不利于保證損傷容限要求。圖圖5.5 集中傳力的單梁式集中傳力的單梁式(根部根部) 機翼結(jié)構(gòu)布局機翼結(jié)構(gòu)布局圖圖5.6 F-16戰(zhàn)斗機多交點配置戰(zhàn)斗機多交點配置 應(yīng)注意到上述情況下由于結(jié)構(gòu)型式的應(yīng)注意到上述情況下由于結(jié)構(gòu)型式的

25、轉(zhuǎn)換，勢必會使過渡區(qū)的部分承彎構(gòu)件轉(zhuǎn)換，勢必會使過渡區(qū)的部分承彎構(gòu)件(壁壁板或厚蒙皮板或厚蒙皮)處于參與區(qū)而不能充分利用，處于參與區(qū)而不能充分利用，使機翼結(jié)構(gòu)重量可能有所增加，但有時這使機翼結(jié)構(gòu)重量可能有所增加，但有時這是不可避免的，從全局觀點看可能是更合是不可避免的，從全局觀點看可能是更合理的結(jié)構(gòu)布局。理的結(jié)構(gòu)布局。4機翼內(nèi)部布置及大開口的影響機翼內(nèi)部布置及大開口的影響當(dāng)主起落架收入翼盒內(nèi)時必然影響到起當(dāng)主起落架收入翼盒內(nèi)時必然影響到起落架艙附近的結(jié)構(gòu)型式，局部選擇梁式落架艙附近的結(jié)構(gòu)型式，局部選擇梁式結(jié)構(gòu)將便于大開口用于布置起落架艙結(jié)構(gòu)將便于大開口用于布置起落架艙(如圖如圖5.5所示所示)

26、。5. 變后掠機翼的布局特點變后掠機翼的布局特點美國的美國的F-14，F(xiàn)-111，B-1和俄羅斯的米格和俄羅斯的米格-23均采用均采用可變幾何形狀機翼可變幾何形狀機翼(圖圖5.7)。F-14的可動外翼處于平直的可動外翼處于平直位置時位置時=7；高速飛行時后收，；高速飛行時后收，=65，=2.6。因。因此變后掠翼飛機能在一個較寬的速度范圍內(nèi)飛行，它此變后掠翼飛機能在一個較寬的速度范圍內(nèi)飛行，它的結(jié)構(gòu)型式也就應(yīng)兼顧到各種速度和平面形狀下的氣的結(jié)構(gòu)型式也就應(yīng)兼顧到各種速度和平面形狀下的氣動載荷和結(jié)構(gòu)受力特點。它們的相對厚度比速度相應(yīng)動載荷和結(jié)構(gòu)受力特點。它們的相對厚度比速度相應(yīng)的一般超音速飛機大?？?/p>

27、動部分可采用多墻式或單塊的一般超音速飛機大?？蓜硬糠挚刹捎枚鄩κ交騿螇K式結(jié)構(gòu)式結(jié)構(gòu)(如如F-14)，F(xiàn)-14的中央翼則為鈦合金焊成的等的中央翼則為鈦合金焊成的等截面盒形梁，宜承受各種載荷。變后掠翼從結(jié)構(gòu)強度截面盒形梁，宜承受各種載荷。變后掠翼從結(jié)構(gòu)強度和損傷容限觀點看有其不足之處，特別是單傳力途徑和損傷容限觀點看有其不足之處，特別是單傳力途徑的機翼轉(zhuǎn)動樞軸，必須采取一系列措施保證飛機安全的機翼轉(zhuǎn)動樞軸，必須采取一系列措施保證飛機安全性，因此增加了設(shè)計難度，且結(jié)構(gòu)重量較大。性，因此增加了設(shè)計難度，且結(jié)構(gòu)重量較大。5.3 機翼主要受力構(gòu)件布置機翼主要受力構(gòu)件布置機翼主要受力構(gòu)件布置是指確定機翼翼面

28、壁板中的機翼主要受力構(gòu)件布置是指確定機翼翼面壁板中的蒙皮蒙皮長桁長桁(或整體壁板中的筋條或整體壁板中的筋條)、梁、墻、加強翼、梁、墻、加強翼肋、普通翼肋以及機翼肋、普通翼肋以及機翼機身連接接頭等的機身連接接頭等的數(shù)量和數(shù)量和位置位置。影響受力構(gòu)件布置的因素很多，包括機翼的。影響受力構(gòu)件布置的因素很多，包括機翼的載荷情況、平面形狀、內(nèi)部布置、使用維護和工藝載荷情況、平面形狀、內(nèi)部布置、使用維護和工藝性要求等。構(gòu)件布置首先要保證受力合理。最主要性要求等。構(gòu)件布置首先要保證受力合理。最主要的是以下兩點：的是以下兩點： (1)確保氣動載荷引起的彎、剪、扭能順利傳到確保氣動載荷引起的彎、剪、扭能順利傳到

29、機身。為此要特別注意結(jié)構(gòu)不連續(xù)處的構(gòu)件布置，機身。為此要特別注意結(jié)構(gòu)不連續(xù)處的構(gòu)件布置，如開口處、結(jié)構(gòu)型式變化處、梁和長桁的軸線轉(zhuǎn)折如開口處、結(jié)構(gòu)型式變化處、梁和長桁的軸線轉(zhuǎn)折處等。處等。 (2)在集中力、集中力矩作用處布置相應(yīng)構(gòu)件，在集中力、集中力矩作用處布置相應(yīng)構(gòu)件，必要時加輔助短梁或加強肋，其作用是將集中載荷必要時加輔助短梁或加強肋，其作用是將集中載荷擴散；并將擴散后的分布力傳給機翼受力盒段的相擴散；并將擴散后的分布力傳給機翼受力盒段的相應(yīng)元件，傳往機身。應(yīng)元件，傳往機身。 在承受和傳遞所有載荷時除使結(jié)構(gòu)受在承受和傳遞所有載荷時除使結(jié)構(gòu)受力合理，還應(yīng)有利于提高整個機翼結(jié)構(gòu)的力合理，還應(yīng)有

30、利于提高整個機翼結(jié)構(gòu)的損傷容限特性，在構(gòu)件間的連接設(shè)計中注損傷容限特性，在構(gòu)件間的連接設(shè)計中注意損傷容限、耐久性細節(jié)設(shè)計。意損傷容限、耐久性細節(jié)設(shè)計。 對同樣的設(shè)計要求和設(shè)計原始數(shù)據(jù)，對同樣的設(shè)計要求和設(shè)計原始數(shù)據(jù)，往往可提出多個可行的布置方案，應(yīng)由有往往可提出多個可行的布置方案，應(yīng)由有關(guān)各方綜合權(quán)衡協(xié)調(diào)，從中選出結(jié)構(gòu)效率關(guān)各方綜合權(quán)衡協(xié)調(diào)，從中選出結(jié)構(gòu)效率佳、重量輕、又能較好滿足各方面要求的佳、重量輕、又能較好滿足各方面要求的一種方案。一種方案。一、機翼翼盒受力構(gòu)件布置一、機翼翼盒受力構(gòu)件布置1.翼面壁板結(jié)構(gòu)翼面壁板結(jié)構(gòu)現(xiàn)代飛機的大多數(shù)機翼為單塊式、多墻現(xiàn)代飛機的大多數(shù)機翼為單塊式、多墻(或

31、多梁或多梁)式式厚蒙皮結(jié)構(gòu)，翼面結(jié)構(gòu)可能占到整個機翼結(jié)構(gòu)重量厚蒙皮結(jié)構(gòu)，翼面結(jié)構(gòu)可能占到整個機翼結(jié)構(gòu)重量的的5070左右，設(shè)計時應(yīng)盡可能使它具有最大左右，設(shè)計時應(yīng)盡可能使它具有最大的承載效能。由于各類飛機的正過載系數(shù)均大于負的承載效能。由于各類飛機的正過載系數(shù)均大于負過載系數(shù)，所以過載系數(shù)，所以上翼面結(jié)構(gòu)主要受壓，設(shè)計重點主上翼面結(jié)構(gòu)主要受壓，設(shè)計重點主要是防止屈曲；而下翼面結(jié)構(gòu)主要是受拉，設(shè)計以要是防止屈曲；而下翼面結(jié)構(gòu)主要是受拉，設(shè)計以疲勞和損傷容限要求為重點。疲勞和損傷容限要求為重點。因此，下壁板一般選因此，下壁板一般選用靜強度較低，而疲勞和斷裂性能較好的材料，同用靜強度較低，而疲勞和斷

32、裂性能較好的材料，同時要控制應(yīng)力水平，其容許的拉應(yīng)力往往低于上翼時要控制應(yīng)力水平，其容許的拉應(yīng)力往往低于上翼面的最大壓應(yīng)力，故一般下翼面較重。面的最大壓應(yīng)力，故一般下翼面較重。壁板有長桁蒙皮鉚接組合式和整體壁板兩種。壁板有長桁蒙皮鉚接組合式和整體壁板兩種。在整在整體油箱區(qū)大多采用機械加工的整體蒙皮或整體壁板，體油箱區(qū)大多采用機械加工的整體蒙皮或整體壁板，較便于密封。較便于密封。(1)鉚接組合式壁板確定長桁數(shù)量以及蒙皮與長桁的面積比確定長桁數(shù)量以及蒙皮與長桁的面積比：長桁：長桁的數(shù)量與長桁間距有關(guān)，還與長桁的總剖面面的數(shù)量與長桁間距有關(guān)，還與長桁的總剖面面積和蒙皮的總剖面面積比有關(guān)。該面積比視飛

33、積和蒙皮的總剖面面積比有關(guān)。該面積比視飛機的速度、機翼的相對厚度和載荷等因素而定。機的速度、機翼的相對厚度和載荷等因素而定。一般高亞音速一般高亞音速較大的運輸機，較大的運輸機，c較大，壁板采較大，壁板采用以長桁面積為主的強長桁用以長桁面積為主的強長桁-弱蒙皮配置形式較弱蒙皮配置形式較多，如波音多，如波音-707；而在高速、；而在高速、c較小的飛機中一較小的飛機中一般希望受正應(yīng)力面積的分散度更高些，則蒙皮般希望受正應(yīng)力面積的分散度更高些，則蒙皮所占比例更大些。對按損傷容限設(shè)計的飛機，所占比例更大些。對按損傷容限設(shè)計的飛機，該面積比還與兩桁條間蒙皮出現(xiàn)裂紋并被止裂該面積比還與兩桁條間蒙皮出現(xiàn)裂紋并

34、被止裂后所要求的剩余強度有關(guān)，應(yīng)通盤考慮。后所要求的剩余強度有關(guān)，應(yīng)通盤考慮。cc長桁間距與蒙皮失穩(wěn)臨界應(yīng)力直接相關(guān)。當(dāng)取長桁間距與蒙皮失穩(wěn)臨界應(yīng)力直接相關(guān)。當(dāng)取長桁和蒙皮的局部皺折失穩(wěn)臨界應(yīng)力相等；或長桁和蒙皮的局部皺折失穩(wěn)臨界應(yīng)力相等；或取長桁總體失穩(wěn)力和蒙皮失穩(wěn)的臨界應(yīng)力相等取長桁總體失穩(wěn)力和蒙皮失穩(wěn)的臨界應(yīng)力相等時，面積比可參考時，面積比可參考12、13中的統(tǒng)計數(shù)據(jù)和中的統(tǒng)計數(shù)據(jù)和計算結(jié)果。有時可用增厚蒙皮、同時減少長桁計算結(jié)果。有時可用增厚蒙皮、同時減少長桁數(shù)數(shù)(也即長桁間距增大也即長桁間距增大)的辦法減小重量。文獻的辦法減小重量。文獻12中介紹，某機翼用此方法減少了中介紹，某機翼用

35、此方法減少了40 000個個緊固件、緊固件、1 000個桁條個桁條-翼肋連接角片和大量油翼肋連接角片和大量油箱密封材料，最終使機翼重量減少約箱密封材料，最終使機翼重量減少約180 kg。此外還能降低制造成本，同時與相應(yīng)的蒙皮較此外還能降低制造成本，同時與相應(yīng)的蒙皮較薄、長桁較多的壁板相比，由于蒙皮增厚，不薄、長桁較多的壁板相比，由于蒙皮增厚，不但使扭轉(zhuǎn)剛度增大，而且降低了應(yīng)力，使疲勞但使扭轉(zhuǎn)剛度增大，而且降低了應(yīng)力，使疲勞壽命延長。由上可知長桁數(shù)量的確定實際上與壽命延長。由上可知長桁數(shù)量的確定實際上與多方面因素相互關(guān)聯(lián)，必須視具體情況具體分多方面因素相互關(guān)聯(lián)，必須視具體情況具體分析，綜合權(quán)衡。

36、析，綜合權(quán)衡。長桁走向長桁走向：一般說長桁布置有兩種類型。按：一般說長桁布置有兩種類型。按等百比線布置等百比線布置(聚聚交式布置交式布置)，此時桁條本身無扭曲，制造方便；，此時桁條本身無扭曲，制造方便；平行于前梁或平行于前梁或后梁布置后梁布置(圖圖5.8)會使長桁扭曲，影響裝配，但當(dāng)機翼蒙皮較會使長桁扭曲，影響裝配，但當(dāng)機翼蒙皮較厚時影響不嚴重。為了盡量滿足等強度設(shè)計，長桁可沿展向厚時影響不嚴重。為了盡量滿足等強度設(shè)計，長桁可沿展向采用改變規(guī)格或經(jīng)機械加工修削剖面面積的辦法；也可以用采用改變規(guī)格或經(jīng)機械加工修削剖面面積的辦法；也可以用改變展向各剖面處長桁數(shù)量的辦法來達到。平行于梁布置會改變展向

37、各剖面處長桁數(shù)量的辦法來達到。平行于梁布置會自動切斷某些長桁，但在長桁終止處要精心進行細節(jié)設(shè)計，自動切斷某些長桁，但在長桁終止處要精心進行細節(jié)設(shè)計，以免在與梁相鄰處產(chǎn)生疲勞裂紋。以免在與梁相鄰處產(chǎn)生疲勞裂紋。圖圖5.8 長桁布置形式長桁布置形式(a)聚交式；聚交式； (b)長桁平行于梁長桁平行于梁(2)整體壁板整體壁板整體壁板的蒙皮與筋條整體壁板的蒙皮與筋條(相當(dāng)于長桁相當(dāng)于長桁)是一是一個整體，大大減少了鉚釘，有利于整體個整體，大大減少了鉚釘，有利于整體油箱密封，且機翼表面更光滑。它可由油箱密封，且機翼表面更光滑。它可由機械加工成不同厚度，較易實現(xiàn)等強度。機械加工成不同厚度，較易實現(xiàn)等強度。

38、總的說是重量輕、強度高的結(jié)構(gòu)形式。總的說是重量輕、強度高的結(jié)構(gòu)形式。 (3)蒙皮厚度與分塊蒙皮厚度與分塊蒙皮一般要分塊，因為在不同部位根據(jù)應(yīng)蒙皮一般要分塊，因為在不同部位根據(jù)應(yīng)力大小需要力大小需要不同厚度不同厚度的蒙皮；或因的蒙皮；或因加工條加工條件限制件限制，只能加工出一定長、寬的蒙皮。，只能加工出一定長、寬的蒙皮。實際上每一個蒙皮展向接縫處還相當(dāng)于一實際上每一個蒙皮展向接縫處還相當(dāng)于一個個“撕裂抑制器撕裂抑制器”，蒙皮上的弦向裂紋在，蒙皮上的弦向裂紋在彎矩引起的拉應(yīng)力作用下擴展時，可利用彎矩引起的拉應(yīng)力作用下擴展時，可利用蒙皮分塊的自然邊界以及對接縫處的加強蒙皮分塊的自然邊界以及對接縫處的

39、加強桁條止裂，以保證結(jié)構(gòu)的剩余強度。桁條止裂，以保證結(jié)構(gòu)的剩余強度。很多現(xiàn)代旅客機，如波音很多現(xiàn)代旅客機，如波音-737，L-1011，DC-10，A-300等采用由厚板經(jīng)等采用由厚板經(jīng)機械加工機械加工的整體加強板蒙皮的整體加強板蒙皮和和機械加工的長桁機械加工的長桁鉚接鉚接組合而成的壁板組合而成的壁板。蒙皮藉此獲得不同部位。蒙皮藉此獲得不同部位的所需厚度，例如向翼尖漸?。辉陂_口周的所需厚度，例如向翼尖漸薄；在開口周圍或某些連接部位加厚等，此時可省去鉚圍或某些連接部位加厚等，此時可省去鉚接局部襯墊或加強板。實踐表明這種壁板接局部襯墊或加強板。實踐表明這種壁板是減輕結(jié)構(gòu)重量的很有效的結(jié)構(gòu)。是減輕結(jié)

40、構(gòu)重量的很有效的結(jié)構(gòu)。2梁與墻的布置梁承受機翼的彎、剪，是機翼的主要受力構(gòu)件，即使在單塊式結(jié)構(gòu)中也是如此。現(xiàn)代飛機的機翼至少應(yīng)有兩根梁，有的為3梁或4梁(見表5.1，圖1.1，圖5.15.4，圖5.11)。一些小展弦比三角翼常有3根以上的梁(圖5.4，圖5.9)。梁和壁板(有時還有墻)構(gòu)成單閉室或多閉室抗扭翼盒；翼盒密封后常用作整體結(jié)構(gòu)油箱。采用多根梁不僅可使結(jié)構(gòu)中載荷分配比較均衡，且有助于提高機翼結(jié)構(gòu)的破損安全特性，特別對于無中央翼、在機身側(cè)邊與機身相連接的機翼更是如此。有些機翼布置有墻，它的結(jié)構(gòu)特點是緣條比有些機翼布置有墻，它的結(jié)構(gòu)特點是緣條比梁弱，且根部一般與機身鉸接，它可與梁、梁弱，且

41、根部一般與機身鉸接，它可與梁、壁板一起構(gòu)成閉室，在厚蒙皮壁板一起構(gòu)成閉室，在厚蒙皮多墻式結(jié)構(gòu)多墻式結(jié)構(gòu)中它承受機翼的剪力。除這種型式的結(jié)構(gòu)外，中它承受機翼的剪力。除這種型式的結(jié)構(gòu)外，對采用薄蒙皮的單梁式小型低速飛機機翼，對采用薄蒙皮的單梁式小型低速飛機機翼，墻則是構(gòu)成閉室不可缺少的構(gòu)件墻則是構(gòu)成閉室不可缺少的構(gòu)件(如圖如圖5.13的英國的英國“噴氣校長噴氣校長”式飛機式飛機)。 梁應(yīng)盡可能梁應(yīng)盡可能布置在剖面高度較大的部位布置在剖面高度較大的部位，同，同時時軸線盡量不要轉(zhuǎn)折軸線盡量不要轉(zhuǎn)折，以使傳力直接、連續(xù)，這，以使傳力直接、連續(xù)，這樣對結(jié)構(gòu)的強度、剛度有利，可減輕結(jié)構(gòu)重量。樣對結(jié)構(gòu)的強度、

42、剛度有利，可減輕結(jié)構(gòu)重量。一旦有轉(zhuǎn)折，必須布置另一構(gòu)件一旦有轉(zhuǎn)折，必須布置另一構(gòu)件(如另一梁或加強如另一梁或加強肋肋)來承受由此出現(xiàn)的彎矩分量。來承受由此出現(xiàn)的彎矩分量。 其次梁沿展向其次梁沿展向最好按弦長的等百分比線布置最好按弦長的等百分比線布置，否則緣條表面可能為雙曲面，給工藝帶來困難。否則緣條表面可能為雙曲面，給工藝帶來困難。但實際情況，梁的布置很大程度上受機翼的平面但實際情況，梁的布置很大程度上受機翼的平面布局和內(nèi)部裝載的影響。如前、后梁布局和內(nèi)部裝載的影響。如前、后梁(墻墻)一般應(yīng)一般應(yīng)照顧前、后緣的襟翼、縫翼、副翼等增升裝置、照顧前、后緣的襟翼、縫翼、副翼等增升裝置、操縱面的位置。

43、另由于內(nèi)部空間的需要，例如為操縱面的位置。另由于內(nèi)部空間的需要，例如為了安置主起落架；為擴大翼盒空間以增大整體油了安置主起落架；為擴大翼盒空間以增大整體油箱容積或增大扭轉(zhuǎn)剛度，一般難以將梁布置在翼箱容積或增大扭轉(zhuǎn)剛度，一般難以將梁布置在翼剖面的最大高度處，有時還可能須向前、向后轉(zhuǎn)剖面的最大高度處，有時還可能須向前、向后轉(zhuǎn)折折(如圖如圖5.2中波音中波音-707的機翼后梁的機翼后梁)。以圖以圖5.9所示殲所示殲-7機翼為例。其前梁和機翼為例。其前梁和主梁位置很大程度上取決于起落架轉(zhuǎn)主梁位置很大程度上取決于起落架轉(zhuǎn)軸的位置，在前、主梁之間為收藏起軸的位置，在前、主梁之間為收藏起落架還留出一個三角形

44、空間，它的下落架還留出一個三角形空間，它的下翼面為開口翼面為開口(帶不受力艙門帶不受力艙門)。前梁前。前梁前面和主梁后面各設(shè)置了整體油箱。后面和主梁后面各設(shè)置了整體油箱。后墻主要用以與副翼、襟翼連接。在后墻主要用以與副翼、襟翼連接。在后墻之前另安排了油箱隔板粱，在兩者墻之前另安排了油箱隔板粱，在兩者之間留出空間供安排襟翼作動筒和液之間留出空間供安排襟翼作動筒和液壓管道之用，同時這也有利于減小后壓管道之用，同時這也有利于減小后盒段因單塊式轉(zhuǎn)為多梁式時根部壁板盒段因單塊式轉(zhuǎn)為多梁式時根部壁板的參與區(qū)。為了加強前盒段并承受三的參與區(qū)。為了加強前盒段并承受三角翼前緣較大的氣動載荷，布置了一角翼前緣較大

45、的氣動載荷，布置了一根縱貫整個前盒的前墻，它也作為前根縱貫整個前盒的前墻，它也作為前油箱的隔板。由此例可見，實際上梁、油箱的隔板。由此例可見，實際上梁、墻的布置與很多因素有關(guān)，是綜合平墻的布置與很多因素有關(guān)，是綜合平衡各種因素影響后的結(jié)果。衡各種因素影響后的結(jié)果。 圖圖5.9 殲殲-7機翼的構(gòu)件布置機翼的構(gòu)件布置1-整體油箱；整體油箱；2-前梁；前梁；3-前墻；前墻；4-后梁；后梁；5-副翼；副翼； 6-襟翼；襟翼；7-隔板梁；隔板梁；8-主梁；主梁；9-主起落架支柱；主起落架支柱；10-主起落架機輪主起落架機輪3翼肋布置翼肋包括普通翼肋和加強翼肋翼肋包括普通翼肋和加強翼肋后掠機翼上翼肋有后掠

46、機翼上翼肋有 兩種形式兩種形式(圖圖5.10) 順氣流布置順氣流布置正交正交(指垂直于某一梁指垂直于某一梁)布置布置 順氣流翼肋對維持機翼剖面形狀較好，為傳遞根部扭矩只需一個加強肋，在肋距相同時，順氣流肋比正交肋數(shù)量要少。 正交肋的優(yōu)、缺點恰好與順氣流肋相反，在現(xiàn)代飛機上采用較多，如圖1.1所示的F-117A、圖5.1所示的蘇-30MK和圖5.11所示的波音-747等。 圖圖1-1 F-117A隱身戰(zhàn)斗攻擊機隱身戰(zhàn)斗攻擊機圖5.1 蘇30MK戰(zhàn)斗攻擊機圖圖5.11 波音波音-747和和A-300的梁、肋布置的梁、肋布置 順氣流肋則一般用于平直翼、三角翼(如圖5.4“陣風(fēng)”戰(zhàn)斗機)以及機翼蒙皮較

47、厚、翼肋對蒙皮支持作用較小的多墻式機翼、或機翼的局部區(qū)域，如波音-707和A-300機翼到根部逐漸由正交肋轉(zhuǎn)為順氣流肋(圖5.3，圖5.11)圖圖5.4 法國法國“陣風(fēng)陣風(fēng)”單座戰(zhàn)斗單座戰(zhàn)斗機機肋距與蒙皮、壁板的失穩(wěn)臨界應(yīng)力有關(guān)。肋距小可使臨界應(yīng)力提高，壁板重量會有所降低；但肋的總重量將會有所增加。最佳肋距應(yīng)是翼肋、壁板重量之和最小時的值。圖5.12表示了某機翼的重量與肋距的關(guān)系曲線。圖圖5.12 結(jié)構(gòu)重量與肋距的關(guān)系曲線結(jié)構(gòu)重量與肋距的關(guān)系曲線 加強翼肋加強翼肋的布置十分重要，這些翼肋所受載荷比普通肋要大得多。它一般布置在集中力一般布置在集中力作用處和結(jié)構(gòu)不連續(xù)區(qū)作用處和結(jié)構(gòu)不連續(xù)區(qū)，還應(yīng)注

48、意加強件綜合利用。如殲-7機翼的6，9，11肋上固定有襟翼或副翼的懸掛接頭；13前肋上連有特設(shè)掛架，同時它還承受位于13，14前肋之間主起落架轉(zhuǎn)軸支座傳來的載荷。結(jié)構(gòu)不連續(xù)處包括開口、結(jié)構(gòu)型式改變、受力構(gòu)件布置變化處(如梁有增、減；梁、長桁軸線轉(zhuǎn)折等)，殲-7的15前肋、6肋就屬于因結(jié)構(gòu)變化而布置的載荷再分配肋。 圖圖5.9 殲殲-7機翼的構(gòu)件布置機翼的構(gòu)件布置1-整體油箱；整體油箱；2-前梁；前梁；3-前墻；前墻；4-后梁；后梁；5-副翼；副翼； 6-襟翼；襟翼；7-隔板梁；隔板梁；8-主梁；主梁；9-主起落架支柱；主起落架支柱；10-主起落架機輪主起落架機輪22框框25框框28框框16框框

49、13框框 4機翼機身連接形式的確定 機翼機身連接設(shè)計是飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中最重要的環(huán)節(jié)之一，連接接頭是損傷容限和耐久性設(shè)計最重要的關(guān)鍵件之一。機翼機身連接大多為固定連接；變后掠機翼則通過樞軸與中央翼相連，為可動連接。 當(dāng)有中央翼穿過機身時，機翼一般主要用幾個鉸接接頭(如銷子或角盒)與機身相連，并配合有其他一些輔助連接。 大多數(shù)戰(zhàn)斗機為中單翼，往往因空間限制不能布置中央翼，此時機翼通過幾個集中接頭與機身在其側(cè)邊相連。連接至少要有一個固接接頭和一個鉸接接頭，這樣雖然可以把機翼載荷傳給機身，但傳彎為單傳力途徑，于破損安全不利，因此交點數(shù)不宜太少。交點多，傳力路線多，有利于實現(xiàn)破損安全設(shè)計。但如果不適當(dāng)?shù)卦?/p>

50、多，則將會給結(jié)構(gòu)協(xié)調(diào)、結(jié)構(gòu)重最和裝配工藝帶來不利。連接的具體設(shè)計將在第六章詳述。二、集中載荷作用處加強構(gòu)件的布置二、集中載荷作用處加強構(gòu)件的布置下面將以幾個實際例子，分析當(dāng)機翼上下面將以幾個實際例子，分析當(dāng)機翼上作用有各種方向的集中力作用有各種方向的集中力Px，Py，Pz以以及由此引起的各種力矩時應(yīng)如何布置。及由此引起的各種力矩時應(yīng)如何布置?？偟恼f肋平面內(nèi)的載荷須布置加強肋；總的說肋平面內(nèi)的載荷須布置加強肋；yoz平面內(nèi)的平面內(nèi)的z向載荷由原有的梁、墻或向載荷由原有的梁、墻或另布置輔助梁承受；主受力盒段外的集另布置輔助梁承受；主受力盒段外的集中載荷布置必要的構(gòu)件傳給主受力盒段。中載荷布置必要的

51、構(gòu)件傳給主受力盒段。1”噴氣校長”式教練機機翼結(jié)構(gòu)布置該機機翼為單梁式平直翼(圖5.13)，主梁布置在30弦長的翼剖面最大高度處。主起落架沿展向向內(nèi)收藏，連接點在主梁之后。為此在連接處布置了加強肋AD，它可承受Py，Px力。在(7075)弦長處布置了一后輔助梁，因它與機身鉸接，因此由AD肋加到它上面的垂直載荷所引起的彎矩只能向機翼外側(cè)倒傳，通過有一定長度的ABCD盒段受扭傳給主梁，因此該盒段要適當(dāng)加強(圖5.13 (a)起落架支承處還受有側(cè)向力Pz和由它引起的Mx的作用。為此沿展向布置一輔助短梁，同時由于內(nèi)側(cè)要收藏起落架，只得往AD肋外側(cè)布置(圖5.13(b)，由ABCD盒段的蒙皮傳到兩個梁上

52、。圖圖5.13 “噴氣校長噴氣校長”式飛機機翼式飛機機翼 (a)后輔助梁上垂直載荷的傳遞后輔助梁上垂直載荷的傳遞 (b)側(cè)向加強件的布置側(cè)向加強件的布置1-起落架側(cè)向桿連接點；起落架側(cè)向桿連接點；2-起落架主接點；起落架主接點；3-主梁；主梁；4-后輔助梁；后輔助梁；5-展向加強件展向加強件2.波音707飛機主起落架附近構(gòu)件布置該機翼為雙梁單塊式結(jié)構(gòu)。主起落架的轉(zhuǎn)軸支座在受力盒段之后，因此此處受力構(gòu)件布置的要點是要將起落架載荷向前傳到主受力盒段上。圖圖5.14 波音波音707飛機主起落架抗扭盒飛機主起落架抗扭盒 (a)抗扭盒在機翼上的部位抗扭盒在機翼上的部位 (b)構(gòu)成抗扭盒的各構(gòu)件構(gòu)成抗扭盒

53、的各構(gòu)件1-后梁腹板；后梁腹板； 2-5號肋延伸段；號肋延伸段； 3-帶后軸承的模鍛件；帶后軸承的模鍛件； 4-4號肋延伸段；號肋延伸段；5-帶前軸承的模鍛件；帶前軸承的模鍛件； 6-4號肋；號肋； 7-后梁腹板模鍛件；后梁腹板模鍛件； 8-起落架支柱轉(zhuǎn)軸軸線；起落架支柱轉(zhuǎn)軸軸線；9-壁板；壁板；10-海貍尾加強板海貍尾加強板當(dāng)轉(zhuǎn)軸上受有起落架傳來的Py力時，分別傳給前、后模鍛件。前模鍛件因與上、下蒙皮不連，故受PY1后以雙支點外伸梁形式由構(gòu)件4和后梁(于“7”所在處)提供支反力。后模鍛件上的PY2向構(gòu)件4傳遞，其偏心距由后模鍛件傳給抗扭盒，再向前傳給主盒段。Px，Pz力的傳遞讀者可自行分析。

54、3變后掠機翼轉(zhuǎn)軸附近區(qū)域的構(gòu)件布置圖5.1 5為其原理圖。轉(zhuǎn)軸處中央翼盒有上、下兩組耳片接頭，可傳遞可動段傳來的Qx,Qy，彎矩Mx和扭矩Mt。阻力引起的水平面內(nèi)彎矩My必須由轉(zhuǎn)軸和操縱作動筒(機翼不動時它處于鎖住狀態(tài)，可受軸力)一起承受，機翼結(jié)構(gòu)布置的特點是，必須在可動外翼根部把載荷通過轉(zhuǎn)軸(傳My還需作動筒)傳給中央翼。因此首先在根部必須布置加強肋，同時應(yīng)將與轉(zhuǎn)軸直接相連的縱向構(gòu)件在根部加強；在根部壁板上可再布置一手掌形加強板，把彎矩引起的軸力通過參與，集中到與轉(zhuǎn)軸連接的縱向構(gòu)件上然后通過轉(zhuǎn)軸傳給中央翼。圖圖5.15 單鉸點軸承式變后掠機翼單鉸點軸承式變后掠機翼1-固定內(nèi)翼；固定內(nèi)翼；2-

55、可轉(zhuǎn)動外翼；可轉(zhuǎn)動外翼；3-轉(zhuǎn)軸；轉(zhuǎn)軸； 4-操縱作動筒；操縱作動筒；5-加強板；加強板； 6-中翼翼盒；中翼翼盒；7-機身；機身；8-側(cè)肋側(cè)肋三、受力構(gòu)件布置的若干原則綜上所述，受力構(gòu)件布置作為設(shè)計工作中的一環(huán)也必須處處以綜合設(shè)計的思想權(quán)衡各方面的影響。對內(nèi)部布置以及與機翼連接的其他部件如機身、起落架以及發(fā)動機和其他外掛的協(xié)調(diào)和使用要求；強度、剛度、損傷容限-最小結(jié)構(gòu)重量要求；工藝性要求等作統(tǒng)盤考慮。為此往往要修改、調(diào)整構(gòu)件布置情況，甚至改變局部區(qū)域的結(jié)構(gòu)型式。以下歸納幾點具有普遍意義的原則作為綜合設(shè)計時受力構(gòu)件布置考慮的重點。 1.受力、傳力合理 構(gòu)件布置、構(gòu)件構(gòu)造和構(gòu)件間的連接設(shè)計合理，

56、能保證機翼上的載荷順利、可靠地傳給機身。 2. 在保證強度、剛度的前提下結(jié)構(gòu)重量最輕這可以從以下幾方面考慮： (1)加強件綜合利用。承受、傳遞氣動載荷和集中力以及不同集中力所需的構(gòu)件盡量綜合利用，因為有些載荷不是在同一狀態(tài)中同時出現(xiàn)(如起落架載荷主要在著陸時出現(xiàn)，而機動襟翼只有在機動飛行中才有載荷)；即使是同時出現(xiàn)的載荷，在一個構(gòu)件上引起的重量增加也往往比用兩個構(gòu)件分別承載增加的重量一般要少。 (2)一般說傳力路線越短、越直接，結(jié)構(gòu)重量越輕。利用靜不定結(jié)構(gòu)中載荷按剛度分配的規(guī)律，精心調(diào)整各構(gòu)件的剛度比、支持剛度和連接關(guān)系，使結(jié)構(gòu)中的載荷分配更為合理，讓傳力路線最短的構(gòu)件傳遞更多的載荷，從而減輕

57、結(jié)構(gòu)重量。 以圖5.16中靜不定結(jié)構(gòu)為例。當(dāng)三桿剖面剛度(EF) 相等，各桿夾角為60時，可解得三桿的內(nèi)力如下：N1=N2=(1/5)P，N3=(45)P。可見大多數(shù)載荷分配給傳力路線最直接的桿3。此時若加大桿3的剛度，則必然會使載荷更多地分配給長度最短的桿3，顯然可減輕重量，這點已由優(yōu)化設(shè)計的分析所證實。 此外，載荷在各構(gòu)件中的分配還和它們的支持剛度有關(guān)。機翼中梁的支持剛度主要是與它對接的加強框的結(jié)構(gòu)剛度。表5.2列出了殲7三角機翼在現(xiàn)有框剛度下和如果改變某些框的結(jié)構(gòu)剛度后，對各梁支反力、支反彎矩數(shù)值的影響?，F(xiàn)以框受單位彎矩后的轉(zhuǎn)角M=1來表示各對接框的柔度。接頭載荷分配(A情況)原計算數(shù)值

58、M=116框=710-7radM=122框=3310-8 rad增大前盒支持剛度M=116框=3.0910-7rad增大后盒支持剛度M=122框=20.610-8 rad減小后盒支持剛度 M=122框=41.210-8 rad不計框彈性計入框彈性計入框彈性計入框彈性計入框彈性R13N6 7774 7373 609減2 442減3 030減R16N18 663 23 56628 411增14 112減26 979增M16/Nm65 90368 45373 553增65 393減73 199增R22N102 69998 97294 951減106 896增96 609減M22/Nm269 7912

59、63 416261 455減269 771增262 004減R25N88 03788 82292 362增89 195增89 469增R28N 2l 05621 13420 742減24 871增22 409增 表 52比較表5.2中的數(shù)值可知，如果改變各框的剛度比，各接頭上載荷值之和不變，但將改變載荷的分配情況。 當(dāng)增大前盒主要支持點16框的剛度；或減小后盒主要支持點22框的剛度，則1 6框處的支反剪力R16和彎矩M16將增大，而后盒上的支反力和彎矩將減小。 若增大后盒主要對接框剛度時效果相反。支反力和支反彎矩的改變意味著各梁(尤其是根部)的載荷分配也有改變。 必須指出，上述特點對小展弦比的

60、多梁式三角翼有時會產(chǎn)生明顯的影響，但對其他幾何形狀，尤其是大展弦比的機翼，影響并非都是如此顯著。22框框25框框28框框16框框13框框 3布置受力構(gòu)件時要有全局觀點 布置機翼的受力構(gòu)件時要同時考慮由其引起機身重量特性的變化；還有如長桁間距和蒙皮厚度，壁板承載能力和肋距之間的有機聯(lián)系等。必須通盤考慮，使機翼、機身的總結(jié)構(gòu)重量最輕。4. 損傷容限設(shè)計受力構(gòu)件布置可從以下幾方面采取損傷容限設(shè)計措施：多傳力途徑；蒙皮分塊和布置長桁時結(jié)合止裂考慮；增加結(jié)構(gòu)的可檢查度。 增加可檢度的措施之一，在關(guān)鍵構(gòu)件上或其附近布置必要的檢查、維修口蓋，這對改善結(jié)構(gòu)的使用、維護也是必要的?？谏w附近的結(jié)構(gòu)設(shè)計將在第六章中