《航空概論》課件-第4章

第4章飛機(jī)的基本構(gòu)造4.1飛機(jī)的基本組成結(jié)構(gòu)4.2機(jī)翼、尾翼及其載荷4.3機(jī)身及其載荷4.4起落架4.5直升機(jī)的基本構(gòu)造思考題與習(xí)題

4.1飛機(jī)的基本組成結(jié)構(gòu)

4.1.1飛機(jī)的組成結(jié)構(gòu)及其功用飛機(jī)是一個龐大而復(fù)雜的、駛離地面的飛行器系統(tǒng)，是人類制造的最復(fù)雜的產(chǎn)品之一。飛機(jī)自誕生以來，結(jié)構(gòu)形式雖然在不斷變化，但到目前為止，除了極少數(shù)特殊形式的飛機(jī)之外，大多數(shù)的飛機(jī)都是由機(jī)翼、尾翼、機(jī)身、起落架、操縱系統(tǒng)、動力裝置和機(jī)載設(shè)備等幾個部分組成的。圖4-1是一架噴氣式旅客機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖。圖4-1飛機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖

(1)機(jī)翼。機(jī)翼的主要功用是產(chǎn)生升力，以支持飛機(jī)在空中的飛行，另外，機(jī)翼還起一定的穩(wěn)定和操縱作用。

(2)機(jī)身。機(jī)身用來裝載人員、物資和各種設(shè)備，還把飛機(jī)其他部分連接起來組成一個整體。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，成為機(jī)翼式飛機(jī)，簡稱飛翼。

(3)尾翼。尾翼是安裝在飛機(jī)后部，起穩(wěn)定和操縱作用的部件。尾翼一般分為垂直尾翼和水平尾翼。垂直尾翼簡稱垂尾，由固定的垂直安定面和可動的方向舵組成，在飛機(jī)上主要起方向穩(wěn)定和方向操縱的作用。根據(jù)垂尾的數(shù)目，飛機(jī)可分為單垂尾、雙垂尾、三垂尾和四垂尾飛機(jī)。水平尾翼簡稱平尾，由固定的水平安定面和可動的升降舵組成，在飛機(jī)上主要起縱向穩(wěn)定和俯仰操縱的作用。

(4)動力裝置。動力裝置包括產(chǎn)生推力的發(fā)動機(jī)，以及保證發(fā)動機(jī)正常工作所需要的附屬系統(tǒng)和附件傳動裝置，其中包括發(fā)動機(jī)的啟動、操縱、固定、燃油、滑油、散熱、防火、滅火、進(jìn)氣和排氣等裝置和系統(tǒng)。

(5)操縱系統(tǒng)。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(或全動水平尾翼)和副翼，腳蹬控制方向舵。為了改善操縱性能和穩(wěn)定性能，現(xiàn)代飛機(jī)操縱系統(tǒng)中還配備有各種助力系統(tǒng)(包括液壓式和電動式)、增穩(wěn)裝置和自動駕駛儀。

(6)機(jī)載設(shè)備。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。

與飛機(jī)相比，直升機(jī)的機(jī)身、動力裝置和起落架與飛機(jī)相似，而飛機(jī)上沒有旋翼。直升機(jī)的操縱系統(tǒng)的工作原理與飛機(jī)也完全不同。直升機(jī)的著陸裝置一般采用輪式起落架，而輕型直升機(jī)一般采用滑橇式起落架，在飛行中起落架一般不收回。渦輪螺旋槳飛機(jī)的槳葉構(gòu)造與大展弦比直升機(jī)的旋翼類似。

4.1.2載荷、變形和應(yīng)力的概念

1．載荷與載荷分類

任何結(jié)構(gòu)和結(jié)構(gòu)中的各個構(gòu)件，在工作過程中都會受到其他物體對它的作用力，這種作用力通常稱為載荷(或外部載荷)。例如，飛行中機(jī)翼上的空氣動力、起落架等部件的重力都是作用于機(jī)翼上的載荷。在載荷的作用下，各種構(gòu)件的支點(diǎn)都會對它產(chǎn)生反作用力。構(gòu)件承受的各種載荷和支點(diǎn)的反作用力，統(tǒng)稱為作用于該構(gòu)件的外力。

按作用方式，載荷主要分為集中載荷和分布載荷，如圖4-2所示。集中載荷是指集中作用于一點(diǎn)上的載荷；分布載荷是指作用在一個面積或長度上的載荷。如果分布載荷的作用面積相對較小，可以把它近似看作是集中載荷，這樣在實(shí)際中可使問題簡化。例如吊裝在機(jī)翼上的發(fā)動機(jī)，對機(jī)翼的載荷可認(rèn)為是集中載荷。

圖4-2作用于機(jī)翼上的外載荷

2．構(gòu)件在載荷作用下的變形

構(gòu)件在載荷作用下，尺寸和形狀都會有不同程度的改變，這種尺寸和形狀的改變稱為變形。構(gòu)件在載荷作用下所產(chǎn)生的變形，當(dāng)載荷去掉后即能消失的叫彈性變形；不能消失的叫永久變形(或殘余變形)。

構(gòu)件承受載荷的情況不同，所產(chǎn)生的變形形式也不一樣，但基本變形為拉伸、壓縮、剪切、扭轉(zhuǎn)和彎曲五種。實(shí)際上，飛機(jī)結(jié)構(gòu)受力時，各構(gòu)件的變形往往是比較復(fù)雜的，常常是幾種變形的組合，稱為復(fù)合變形。

3．內(nèi)力和應(yīng)力的概念

當(dāng)構(gòu)件受到外力作用而變形時，材料分子之間的距離發(fā)生變化，這時分子之間會產(chǎn)生一種反抗變形、力圖使分子間的距離恢復(fù)原狀的力，這種力叫內(nèi)力。構(gòu)件受力變形時所產(chǎn)生的內(nèi)力，可以利用截面法求得。

要判斷構(gòu)件受力的嚴(yán)重程度，僅知道內(nèi)力的大小是不夠的。構(gòu)件在外力作用下，單位橫截面面積上的內(nèi)力叫做應(yīng)力。如果內(nèi)力是均勻分布的，則構(gòu)件任意截面上的應(yīng)力等于截面上的總內(nèi)力除以橫截面積。應(yīng)力可以分成垂直于所取截面和平行于所取截面的兩個分量：垂直于橫截面的應(yīng)力稱為正應(yīng)力；平行于橫截面的應(yīng)力稱為剪應(yīng)力。

4．強(qiáng)度、剛度和穩(wěn)定性的概念

構(gòu)件在傳力過程中，橫截面上的應(yīng)力要隨著載荷的增大而增大。對于由一定材料制成的構(gòu)件來說，當(dāng)截面上的應(yīng)力增大到一定限度后，構(gòu)件就會損壞(產(chǎn)生顯著的永久變形或斷裂)。構(gòu)件在外力作用下，抵抗破壞(或斷裂)的能力叫作構(gòu)件的強(qiáng)度。構(gòu)件的強(qiáng)度越大，表示它開始損壞時所受到的載荷越大。為了使構(gòu)件在規(guī)定的載荷作用下可靠工作，應(yīng)保證它具有足夠的強(qiáng)度。

5．飛機(jī)承受的主要應(yīng)力

所有飛機(jī)都要承受拉伸應(yīng)力、壓縮應(yīng)力、扭轉(zhuǎn)應(yīng)力(扭矩)、剪切應(yīng)力和彎曲應(yīng)力(彎矩)等五種主要應(yīng)力，如圖4-3所示。其中，拉伸應(yīng)力是抵抗試圖拉斷物體的應(yīng)力；壓縮應(yīng)力是抵抗壓力的應(yīng)力；扭矩是抵抗產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形的應(yīng)力；剪切應(yīng)力是抵抗試圖引起材料某一層與相鄰一層產(chǎn)生相對錯動之力的應(yīng)力；彎曲應(yīng)力是壓縮應(yīng)力和拉伸應(yīng)力的組合，當(dāng)桿件受到彎曲作用時，彎曲的內(nèi)側(cè)面縮短(壓縮)，而外側(cè)面拉長(拉伸)。

圖4-3作用于飛機(jī)上的五種基本應(yīng)力

4.1.3對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的基本要求

1．飛機(jī)的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)和使用技術(shù)要求

為了完成各種不同的任務(wù)，對于不同的飛機(jī)就有不同的技術(shù)要求。對于軍用飛機(jī)稱為戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求；對于民用飛機(jī)稱為使用技術(shù)要求。除了滿足飛機(jī)最大速度、升限、航程、起飛著陸、載重、機(jī)動性(對戰(zhàn)斗機(jī))等主要技術(shù)特性外，軍用飛機(jī)還應(yīng)滿足使用部門根據(jù)國家的戰(zhàn)略方針，以及將來面臨的作戰(zhàn)環(huán)境而對飛機(jī)提出的任務(wù)和使命等戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求；民用飛機(jī)還應(yīng)滿足其使用技術(shù)要求。

2．空氣動力要求和設(shè)計(jì)一體化要求

飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)具有良好的空氣動力外形，以及必要的準(zhǔn)確度和表面質(zhì)量。飛機(jī)的氣動外形，主要取決于飛機(jī)性能和飛行品質(zhì)(操縱性、穩(wěn)定性等)。如果飛機(jī)結(jié)構(gòu)達(dá)不到必要的氣動要求，將會導(dǎo)致飛行阻力增加，升力降低，飛行性能和飛行品質(zhì)變壞。

為了提高軍用飛機(jī)的生存能力和戰(zhàn)斗力，世界各國正努力發(fā)展低可見度的隱身技術(shù)，提出飛機(jī)設(shè)計(jì)應(yīng)向綜合性和一體化方向發(fā)展，這對飛機(jī)結(jié)構(gòu)提出了新的要求。圖1-11中的F-117A隱身攻擊機(jī)，因隱身要求，機(jī)翼下表面與機(jī)身上表面均為由許多小平面構(gòu)成的三棱錐面，并采用了不設(shè)任何外掛架的埋入式布局，滿足了隱身、結(jié)構(gòu)一體化的要求。

3．結(jié)構(gòu)完整性要求

所謂的結(jié)構(gòu)完整性，是指關(guān)系到飛機(jī)安全使用、使用費(fèi)用和功能的機(jī)體結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度、剛度、損傷容限及耐久性(或疲勞安全壽命)等飛機(jī)所要求的結(jié)構(gòu)特性，是飛機(jī)結(jié)構(gòu)特性的總體要求。

4．最小重量要求

在滿足飛機(jī)的空氣動力要求和結(jié)構(gòu)完整性的前提下，應(yīng)使結(jié)構(gòu)的重量盡可能減輕，即達(dá)到最小重量要求。因?yàn)榻Y(jié)構(gòu)重量的增加，在總重量不變的情況下，就意味著有效載荷的減小，或飛行性能的降低。減輕結(jié)構(gòu)重量是飛機(jī)設(shè)計(jì)和制造人員的重要使命，也是飛機(jī)型號研制成功的關(guān)鍵。世界各國所有的飛機(jī)設(shè)計(jì)和制造部門，都有一個共同的口號：“為減輕飛機(jī)的每一克重量而奮斗”。

合理的結(jié)構(gòu)布局是減輕結(jié)構(gòu)重量最主要的環(huán)節(jié)，飛機(jī)通常用結(jié)構(gòu)重量系數(shù)來表示結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)水平。結(jié)構(gòu)重量系數(shù)是用飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量與飛機(jī)正常起飛重量的百分比來表示的。統(tǒng)計(jì)結(jié)果表明，第一代殲擊機(jī)的結(jié)構(gòu)重量系數(shù)平均在35%左右，第二代殲擊機(jī)的結(jié)構(gòu)重量系數(shù)平均在33%左右，第三代殲擊機(jī)的結(jié)構(gòu)重量系數(shù)平均在30.5%左右。目前發(fā)展的第四代殲擊機(jī)，如美國的F-22飛機(jī)，據(jù)悉結(jié)構(gòu)重量系數(shù)為28%。

5．使用維修要求

飛機(jī)的各部分(包括主要結(jié)構(gòu)和裝在飛機(jī)內(nèi)的電子設(shè)備、燃油系統(tǒng)等各個重要設(shè)備和系統(tǒng))，必須分別按規(guī)定的周期檢查、維護(hù)和修理。良好的維修性可以提高飛機(jī)在使用中的安全可靠性和保障性，并能有效地降低保障使用成本。對于軍用飛機(jī)，盡量縮短每飛行小時的維修時間和再次出動的時間，還可以保證飛機(jī)及時處于臨戰(zhàn)狀態(tài)，提高戰(zhàn)備完好性。為了使飛機(jī)有良好的維修性，在結(jié)構(gòu)上需要布置合理的分離面與各種艙口，在結(jié)構(gòu)內(nèi)部安排必要的檢查、維修通道，增加結(jié)構(gòu)的開敞性和可達(dá)性。

6．工藝要求

飛機(jī)結(jié)構(gòu)要求有良好的工藝性，便于加工、裝配。這些工藝要求，必須結(jié)合產(chǎn)品的數(shù)量、機(jī)種、需要的迫切性與加工條件等綜合考慮。對于復(fù)合材料等新材料，還應(yīng)對材料、結(jié)構(gòu)的制作和結(jié)構(gòu)修理的工藝性予以重視。

7．經(jīng)濟(jì)性要求

經(jīng)濟(jì)性要求過去主要是指生產(chǎn)和使用成本。近年來，全壽命周期費(fèi)用(LCC)概念(也稱全壽命成本)被提出。全壽命周期費(fèi)用，主要是指在飛機(jī)的概念設(shè)計(jì)、方案論證、全面研制、生產(chǎn)、使用與保障等五個階段，直到退役或報(bào)廢期間所付出的一切費(fèi)用之和。其中，生產(chǎn)費(fèi)用與使用、保障費(fèi)用約占全壽命周期費(fèi)用的85%左右。而減少生產(chǎn)費(fèi)用最根本的措施是提高結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的合理性；影響使用和保障費(fèi)用的關(guān)鍵是提高可靠性和維護(hù)性，也與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)直接有關(guān)。

4.2機(jī)翼、尾翼及其載荷

4.2.1機(jī)翼載荷

(1)空氣動力載荷?？諝鈩恿d荷是分布載荷(見圖4-2)，單位為。它可以是吸力或壓力，直接作用在機(jī)翼的表面上，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。

(2)部件、裝載傳來的集中載荷，包括機(jī)翼上連接的其他部件(如起落架、發(fā)動機(jī))、副翼、襟翼等，以及布置在機(jī)翼內(nèi)、外的各種裝載(如油箱、炸彈)。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)相連接的，因此不論是起落架傳來的地面撞擊力，或是副翼等翼面上的氣動載荷，以及機(jī)翼上各部件、裝載本身的質(zhì)量力(包括重力和慣性力)，都是通過連接點(diǎn)以集中載荷的形式傳給機(jī)翼的(見圖4-2)。機(jī)翼整體油箱的燃油載荷(包括燃油的質(zhì)量力和油箱增壓載荷等)，則為分布載荷。

(3)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，其大小與分布情況取決于機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量的大小與分布規(guī)律，它的數(shù)值比氣動載荷要小得多。在工程計(jì)算中，其分布規(guī)律可近似認(rèn)為與弦長成正比。

(4)機(jī)翼的總體受力。機(jī)翼的各種外載荷都在機(jī)翼和機(jī)身的連接處，由機(jī)身提供支持來平衡。這樣，就可以把機(jī)翼看作是固定在機(jī)身上的一個“梁”。當(dāng)機(jī)翼分成兩半，與機(jī)身在其左、右兩側(cè)相連接時，可把每半個機(jī)翼看作是支持在機(jī)身上的懸臂梁；若左、右機(jī)翼連接成一個整體，則可把它看作是支持在機(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，但對機(jī)翼結(jié)構(gòu)來說，都可以看作是固定在機(jī)身上的懸臂梁，因而要產(chǎn)生彎曲和扭轉(zhuǎn)變形。因此，在各種外載荷作用下，機(jī)翼的各截面要承受剪力、彎矩和扭矩。由于機(jī)翼結(jié)構(gòu)沿水平方向尺寸較大，所以水平剪力和水平彎矩對飛機(jī)結(jié)構(gòu)受力影響較小，在受力分析時只分析垂直剪力、扭矩和垂直彎矩，如圖4-4所示。

圖4-4機(jī)翼上所受的剪力、彎矩和扭矩

4.2.2機(jī)翼受力構(gòu)件的基本構(gòu)造

機(jī)翼結(jié)構(gòu)的受力構(gòu)件主要分蒙皮和骨架結(jié)構(gòu)，如圖4-5所示。骨架結(jié)構(gòu)中，縱向構(gòu)件有翼梁、長桁(桁條)、縱墻(腹板)，橫向構(gòu)件有翼肋(普通翼肋和加強(qiáng)翼肋)。

圖4-5機(jī)翼結(jié)構(gòu)的基本組成構(gòu)件

1．翼梁

在各種形式的機(jī)翼結(jié)構(gòu)中，翼梁是單純的受力構(gòu)件，主要承受剪力和彎矩。在有的結(jié)構(gòu)形式中，它是機(jī)翼主要的縱向受力構(gòu)件，承受機(jī)翼的全部或大部分彎矩。翼梁大多是根部與機(jī)身牢固連接。翼梁的結(jié)構(gòu)形式可以分為腹板式、整體式和桁架式三種，如圖4-6所示。

圖4-6翼梁的類型及其構(gòu)造

2．長桁

圖4-7是各種長桁的示意圖。長桁(也稱桁條)是與蒙皮和翼肋相連接的構(gòu)件，其上作用有氣動載荷。在現(xiàn)代機(jī)翼中，它一般都參與機(jī)翼的總體受力，承受由機(jī)翼彎矩引起的部分軸向力，是縱向骨架中的重要受力構(gòu)件之一。長桁支持蒙皮，防止蒙皮在承受局部空氣動力時產(chǎn)生過大的局部變形，并與蒙皮一起把局部空氣動力傳給翼肋，提高蒙皮的抗剪和抗壓穩(wěn)定性。

圖4-7各種長桁的示意

3．縱墻

縱墻(包括腹板)是縱向骨架構(gòu)件之一?？v墻與翼梁的區(qū)別在于其凸緣很薄，或者沒有凸緣，只有腹板?？v墻的緣條比翼梁的緣條弱得多，但大多強(qiáng)于一般的長桁?？v墻與機(jī)身的連接被看作鉸接，只能傳遞力，不能傳遞力矩。腹板或沒有緣條，或緣條與長桁的強(qiáng)度一樣?？v墻和腹板一般都不能承受彎矩，但可與蒙皮組成封閉盒段以承受機(jī)翼的扭矩，后墻還有封閉機(jī)翼內(nèi)部容積的作用。圖4-8是縱墻的示意圖。

圖4-8縱墻的示意1—腹板；2—很弱的緣條

4．翼肋

翼肋按其功用可分為普通翼肋和加強(qiáng)翼肋兩種。翼肋的構(gòu)造形式有腹板式普通翼肋、腹板式加強(qiáng)翼肋和桁架式翼肋，如圖4-9所示。普通翼肋的功用是構(gòu)成并保持規(guī)定的翼型，把蒙皮和長桁傳給它的局部空氣動力傳遞給翼梁腹板，而把局部空氣動力形成的扭矩通過鉚釘以剪力的形式傳給蒙皮，支持蒙皮、長桁和翼梁腹板，以提高它們的穩(wěn)定性。加強(qiáng)翼肋除了具有普通翼肋的作用外，還要承受和傳遞較大的集中載荷，在開口邊緣處的加強(qiáng)翼肋還要把扭矩集中起來傳給翼梁。

圖4-9翼肋的構(gòu)造示意

5．蒙皮

蒙皮是覆蓋在骨架外的受力構(gòu)件，它的直接功用是形成流線型的機(jī)翼外表面。為了使機(jī)翼的阻力盡量小，蒙皮應(yīng)力求光滑，減小它在飛行中的凹凸變形。從受力看，氣動載荷直接作用在蒙皮上，因此蒙皮承受垂直于其表面的局部氣動載荷。此外，蒙皮還參與機(jī)翼的總體受力，它和翼梁或翼墻的腹板組合在一起，形成封閉的盒式薄壁結(jié)構(gòu)，承受機(jī)翼的扭矩。當(dāng)蒙皮較厚時，它與長桁、翼梁緣條一起組成壁板，承受由機(jī)翼彎矩引起的剪切力。

現(xiàn)代飛機(jī)的機(jī)翼通常都采用鋁合金蒙皮，它的厚度隨機(jī)翼的結(jié)構(gòu)形式和它在機(jī)翼上的部位確定。由于機(jī)翼前緣承受的局部空氣動力較大，飛行中又要求它能夠更準(zhǔn)確地保持外形，而翼根部位承受的扭矩和彎矩通常較大，所以一般機(jī)翼的前緣和翼根部位的蒙皮最厚，后緣和翼尖部位的蒙皮較薄。為了避免由于各塊蒙皮的厚度不同而影響機(jī)翼表面的光滑性，某些飛機(jī)還采用了變厚度的過渡蒙皮。復(fù)合材料蒙皮，由于其特殊的優(yōu)異性能，被廣泛地用于第四代戰(zhàn)斗機(jī)和近些年來設(shè)計(jì)的飛機(jī)的機(jī)翼翼面結(jié)構(gòu)上。圖4-10是蒙皮的示意圖。

圖4-10蒙皮的示意(a)金屬蒙皮

(b)整體蒙皮(整體壁板)

4.2.3機(jī)翼結(jié)構(gòu)的基本構(gòu)造形式

機(jī)翼在載荷作用下，由某些構(gòu)件起主要受力作用，其他的構(gòu)件起次要作用。所謂機(jī)翼結(jié)構(gòu)的受力形式，是指結(jié)構(gòu)中那些起主要受力作用的構(gòu)件的組成形式。各種不同的受力形式表征了機(jī)翼結(jié)構(gòu)不同的總體受力特點(diǎn)，受力形式比相應(yīng)的真實(shí)機(jī)翼結(jié)構(gòu)簡單得多。傳統(tǒng)機(jī)翼根據(jù)受力形式不同有薄蒙皮梁式機(jī)翼、多梁單塊式機(jī)翼和多墻厚蒙皮式機(jī)翼等，此外還有混合式構(gòu)造的機(jī)翼。

1．薄蒙皮梁式機(jī)翼

薄蒙皮梁式機(jī)翼的主要構(gòu)造特點(diǎn)是縱向有強(qiáng)度較強(qiáng)的翼梁(有單梁、雙梁或多梁等)；蒙皮較??；長桁較少且弱；梁緣條的剖面與長桁相比要大得多；有時還布置有縱墻。薄蒙皮梁式機(jī)翼通常不制作成一個整體，而是分為左、右兩個機(jī)翼。機(jī)翼在機(jī)身的左、右側(cè)邊處設(shè)計(jì)有分離面，并在分離面處借助幾個梁、墻根部傳遞集中載荷的對接接頭與機(jī)身連接，如圖4-11所示。

圖4-11薄蒙皮梁式機(jī)翼

2．多梁單塊式機(jī)翼

從構(gòu)造上看，多梁單塊式機(jī)翼的長桁較多且強(qiáng)度較強(qiáng)，蒙皮較厚，長桁、蒙皮與翼梁緣條組成可以承受軸向力的壁板而承受總體彎矩。一般翼梁緣條的剖面面積與長桁的剖面面積接近或略大，有時就只布置有縱墻。翼梁或縱墻與壁板形成封閉的盒段，增強(qiáng)了翼面結(jié)構(gòu)抵抗扭矩的剛度。為了充分發(fā)揮多梁單塊式機(jī)翼的受力特點(diǎn)，左、右機(jī)翼一般連成整體并貫穿機(jī)身。有時為了使用、維護(hù)的方便，在展向布置有設(shè)計(jì)分離面。分離面處采用沿翼盒周緣分散連接的形式將整個機(jī)翼連成一體，然后整個機(jī)翼另外通過幾個接頭與機(jī)身相連接，如圖4-12所示。

圖4-12多梁單塊式機(jī)翼1—長桁；2—翼肋；3—縱墻或翼梁的腹板

3．多墻厚蒙皮式機(jī)翼

多墻厚蒙皮式機(jī)翼有時稱為多梁厚蒙皮式機(jī)翼。這類機(jī)翼布置了較多的縱墻(一般多于5個)，蒙皮厚(可從幾毫米到十幾毫米)，無長桁，翼肋很少，但結(jié)合承受集中力的需要，至少每側(cè)機(jī)翼上要布置3～5個加強(qiáng)翼肋。當(dāng)左、右機(jī)翼連成整體時，與機(jī)身的連接與多梁單塊式機(jī)翼類似。但有的與薄蒙皮梁式機(jī)翼類似，分成左、右機(jī)翼，在機(jī)身側(cè)邊與之相連。這時往往由多縱墻式過渡到多翼梁式，用少于縱墻數(shù)量的幾個翼梁的根部集中對接接頭，在根部與機(jī)身相連接，如圖4-13所示。

圖4-13多墻厚蒙皮式機(jī)翼1—縱墻；2—蒙皮；3—襟翼；4—副翼；5—縱墻的緣條

4.2.4機(jī)翼上的活動面

副翼和襟翼是附屬于機(jī)翼的常見活動小翼面，如圖4-14所示，其功用與工作原理在第2章中已經(jīng)闡述。它們的主要受力構(gòu)件與機(jī)翼相似，但因位于機(jī)翼前、后緣，故外形具有窄、長、薄的特點(diǎn)，在氣動力的作用下容易彎曲變形，導(dǎo)致操縱時偏轉(zhuǎn)不靈活，甚至出現(xiàn)“卡死”現(xiàn)象。所以某些大型飛機(jī)常將襟(副)翼分成幾段，以減少自由長度。

圖4-14飛機(jī)機(jī)翼上的活動面

4.2.5尾翼載荷及尾翼結(jié)構(gòu)

飛機(jī)的尾翼是重要的部件之一，其主要功用是保證飛機(jī)的縱向和橫向平衡，并使飛機(jī)在縱向、橫向兩個方向具有必要的穩(wěn)定性和操縱性。一般飛機(jī)的尾翼包括水平尾翼(簡稱平尾)和垂直尾翼(簡稱垂尾或立尾)。通常低速飛機(jī)的尾翼都是分為可動的舵面(方向舵、升降舵)和固定的安定面(垂直安定面、水平安定面)兩個部分，如圖4-15所示。但是在超聲速飛機(jī)飛行時，因?yàn)槎婷娴牟倏v效能大大降低，有時甚至降低一半，要保證尾翼的操縱能力，就必須使整個尾翼都偏轉(zhuǎn)，于是在高速飛機(jī)上就出現(xiàn)了全動尾翼。

圖4-15尾翼的組成

尾翼一般也是由梁、肋、桁條和蒙皮組成的，構(gòu)成的方法與機(jī)翼相似，如圖4-16所示。尾翼承受的應(yīng)力也與機(jī)翼相似，由氣動載荷引起的彎矩、扭矩和剪力，從一個構(gòu)件傳到另一個構(gòu)件。每個構(gòu)件分擔(dān)一部分應(yīng)力，而把剩余的應(yīng)力傳給其他構(gòu)件，最終傳給翼梁，翼梁再把它傳到機(jī)身結(jié)構(gòu)上。

圖4-16尾翼結(jié)構(gòu)

4.3機(jī)身及其載荷

4.3.1機(jī)身載荷機(jī)身是飛機(jī)的一個重要部件，它的主要功用是安置空勤人員、旅客，裝載燃油、武器、設(shè)備和貨物等。把機(jī)翼、尾翼和起落架(殲擊機(jī)一般還有發(fā)動機(jī))連接在一起，就構(gòu)成一架完整的飛機(jī)。機(jī)翼、尾翼和起落架部件通過固定在機(jī)身上的接頭，把作用在其上的載荷都傳到機(jī)身上，和機(jī)身上的其他載荷一起達(dá)到受力平衡，因而機(jī)身是整架飛機(jī)的受力基礎(chǔ)。機(jī)身上的主要載荷有以下四種：

(1)空氣動力載荷。由于機(jī)身基本上為對稱流線體，因而機(jī)身上除局部位置外，氣動載荷都較小，只有在機(jī)身頭部和一些曲度較大的突出部位(如座艙蓋)的局部氣動載荷較大，因此，空氣動力應(yīng)作為這些部位的主要設(shè)計(jì)載荷之一。但是機(jī)身分布的氣動力對機(jī)身的總體載荷基本沒有影響，如圖4-17所示。

圖4-17機(jī)身表面的壓力分布(對稱情況)

(2)裝載加給機(jī)身的力。機(jī)身內(nèi)的各種裝載與機(jī)身結(jié)構(gòu)本身都會產(chǎn)生質(zhì)量力，其中尤以各種裝載的質(zhì)量力影響較大。質(zhì)量力的大小與載荷因數(shù)成正比，而沿機(jī)身軸線各點(diǎn)上的裝載大小與方向不一定相同，故也會影響到質(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接到機(jī)身結(jié)構(gòu)上時)，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。其他部件傳來的力主要指在飛行或起飛、著陸滑跑中，從機(jī)翼、尾翼或起落架上傳來的力。若發(fā)動機(jī)安裝在機(jī)身上，則還有發(fā)動機(jī)推力和陀螺效應(yīng)產(chǎn)生的集中力。

(4)增壓載荷。增壓載荷在機(jī)身增壓艙部位，基本保持自身平衡，不影響機(jī)身的總體載荷，但它會在機(jī)身增壓艙結(jié)構(gòu)內(nèi)產(chǎn)生軸向正應(yīng)力和機(jī)身橫截面內(nèi)的環(huán)向正應(yīng)力，對氣密艙的前、后端框產(chǎn)生側(cè)壓力。對于旅客機(jī)的氣密艙而言，這是一個重要的疲勞載荷。

機(jī)身的總體受力特點(diǎn)是機(jī)身上的全部載荷在與機(jī)翼連接處得到平衡，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。支點(diǎn)數(shù)以及支點(diǎn)提供的支反力性質(zhì)，視機(jī)身、機(jī)翼的連接接頭的具體情況而定。當(dāng)機(jī)身受到各種情況下的載荷時，機(jī)身結(jié)構(gòu)會產(chǎn)生在垂直對稱面內(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)地，在機(jī)身結(jié)構(gòu)中，也會引起兩個平面內(nèi)的剪力、彎矩和繞軸向直線的扭矩等內(nèi)力，如圖4-18所示。

圖4-18機(jī)身對稱平面內(nèi)的載荷及內(nèi)力

綜上所述，機(jī)身的受力一般與機(jī)翼很相似。但對機(jī)翼來說，水平載荷較其垂直載荷(如升力)小得多，而且機(jī)翼結(jié)構(gòu)在水平方向的尺度較垂直方向大，因而在結(jié)構(gòu)分析時，常略去水平載荷。對于機(jī)身來說，垂直方向和水平方向的載荷為同一數(shù)量級，且機(jī)身結(jié)構(gòu)在這兩個方向上的尺度相差不大，因此在機(jī)身結(jié)構(gòu)分析時，兩個方向上的載荷都要考慮。

4.3.2機(jī)身受力構(gòu)件的基本構(gòu)造

現(xiàn)代飛機(jī)的機(jī)身是由縱向構(gòu)件(沿機(jī)身縱軸方向)如長桁、桁梁，以及垂直于機(jī)身縱軸的橫向構(gòu)件如隔框、蒙皮組合而成的。機(jī)身結(jié)構(gòu)各構(gòu)件的功用，與機(jī)翼結(jié)構(gòu)中相應(yīng)的長桁、翼肋、蒙皮的功用基本相同。

1．隔框

作為橫向構(gòu)件的隔框分為普通框和加強(qiáng)框。

普通框主要用于維持機(jī)身的截面形狀，承受蒙皮的局部載荷，一般沿機(jī)身周邊的空氣壓力對稱分布，這時空氣動力在框上自身平衡，不再傳到機(jī)身的其他結(jié)構(gòu)上去。普通框一般都為環(huán)形框，如圖4-19所示。當(dāng)機(jī)身為圓截面時，普通框的內(nèi)力為環(huán)向拉應(yīng)力；當(dāng)機(jī)身截面有局部是接近平直段時，普通框內(nèi)就會產(chǎn)生彎曲內(nèi)力。此外，普通框還受到因機(jī)身彎曲變形而引起的分布壓力p1，

p1是自身平衡的力系，如圖4-20所示。普通框還對蒙皮和長桁起支持作用，且隔框的間距影響長桁的總體穩(wěn)定性。

圖4-19普通框的構(gòu)造圖4-20普通框的載荷

圖4-21是加強(qiáng)框的構(gòu)造圖。加強(qiáng)框除了有普通框的作用外，其主要功用是將裝載的質(zhì)量力和其他部件(如機(jī)翼、尾翼等)上的載荷，經(jīng)連接接頭傳遞到機(jī)身結(jié)構(gòu)上的集中力加以分散，然后以剪流的形式將力傳給機(jī)身蒙皮。

圖4-21加強(qiáng)框的構(gòu)造

2．長桁與桁梁

長桁作為機(jī)身結(jié)構(gòu)的縱向構(gòu)件，在桁條式機(jī)身中主要承受機(jī)身彎曲時引起的軸向力。另外，長桁對蒙皮有支持作用，提高了蒙皮的受壓、受剪失穩(wěn)的臨界應(yīng)力，承受了部分作用在機(jī)身蒙皮上的空氣動力并傳給隔框。桁梁的作用與機(jī)翼的長桁相似，只是截面積比長桁大。

3．蒙皮

機(jī)身蒙皮在構(gòu)造上的功用是構(gòu)成機(jī)身的氣動外形，并保持表面光滑，承受局部空氣動力。在增壓密封座艙部位的蒙皮將承受內(nèi)壓載荷，并將其傳遞給機(jī)身骨架。蒙皮在機(jī)身總體受載中起著很重要的作用，承受了垂直和水平兩個平面內(nèi)的剪力和扭矩。同時，它和長桁等一起組成壁板，承受垂直和水平兩個平面內(nèi)的彎矩引起的軸向力。但是隨構(gòu)造形式的不同，機(jī)身承受彎矩時它的作用大小也不同。

4.3.3機(jī)身結(jié)構(gòu)的基本構(gòu)造形式

根據(jù)蒙皮承受彎矩的程度不同，機(jī)身可分為桁梁式機(jī)身、桁條式機(jī)身和硬殼式機(jī)身三種構(gòu)造形式，如圖4-22所示。

圖4-22機(jī)身的構(gòu)造形式

1．桁梁式機(jī)身

桁梁式機(jī)身(見圖4-22(a))的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)是有幾根強(qiáng)度較強(qiáng)的桁梁，且桁梁的截面積較大，而機(jī)身結(jié)構(gòu)上的長桁數(shù)量較少，強(qiáng)度較弱。長桁甚至可以不連續(xù)，且蒙皮較薄。這種結(jié)構(gòu)的機(jī)身，由彎曲引起的拉、壓軸向力主要由桁梁承受，蒙皮和長桁只承受很小一部分的軸向力，而剪力則全部由蒙皮承受。普通隔框的作用是維持機(jī)身外形，支持縱向構(gòu)件。加強(qiáng)隔框除維持外形外，主要承受集中載荷，如機(jī)翼、尾翼和機(jī)身連接的接頭等都安排有加強(qiáng)隔框。

從桁梁式機(jī)身的受力特點(diǎn)可以看出，在桁梁之間布置大開口不會顯著降低機(jī)身的抗彎強(qiáng)度和剛度。雖然因大開口會減小結(jié)構(gòu)的抗剪強(qiáng)度和剛度而必須補(bǔ)強(qiáng)，但相對桁條式機(jī)身和硬殼式機(jī)身的結(jié)構(gòu)來說，同樣的開口，桁梁式機(jī)身的補(bǔ)強(qiáng)引起的重量增加較少，因此桁梁式機(jī)身便于開較大的艙口。

2．桁條式機(jī)身

桁條式機(jī)身(見圖4-22(b))的特點(diǎn)是沒有桁梁，而長桁布置得較密、強(qiáng)度較強(qiáng)，蒙皮較厚。這時，機(jī)身彎曲引起的拉、壓軸向力，將由許多長桁與較厚的蒙皮組成的壁板來承受，剪力則全部由蒙皮承受。普通隔框和加強(qiáng)隔框的作用與桁梁式機(jī)身相同。

從桁條式機(jī)身受力的特點(diǎn)可以看出，蒙皮上不宜開大口。但與桁梁式機(jī)身相比，它的彎、扭剛度(尤其是扭轉(zhuǎn)剛度)較大。由于蒙皮較厚，在空氣動力的作用下，蒙皮的局部變形也小，有利于改善空氣動力性能。

3．硬殼式機(jī)身

硬殼式機(jī)身(見圖4-22(c))由蒙皮與少數(shù)隔框組成，其特點(diǎn)是沒有縱向構(gòu)件。蒙皮較厚，由蒙皮承受機(jī)身的總體彎、剪、扭引起的全部軸向力和剪力。普通隔框和加強(qiáng)隔框用于維持機(jī)身的截面形狀，支持蒙皮和承受、擴(kuò)散隔框平面內(nèi)的集中力。

硬殼式機(jī)身的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡單，氣動外形光滑，內(nèi)部空間可全部利用。但機(jī)身的相對載荷較小，而且機(jī)身不可避免地要大開口，這樣會使蒙皮材料利用率不高。因?yàn)殚_口補(bǔ)強(qiáng)增重較大，所以硬殼式機(jī)身實(shí)際上用得很少，只在機(jī)身結(jié)構(gòu)中某些氣動載荷較大、要求蒙皮局部剛度較大的部位，如機(jī)身頭部、機(jī)頭罩、尾錐等處采用。

4.4起落架

現(xiàn)代飛機(jī)的起落架不單純是一個機(jī)構(gòu)，而且是一種相當(dāng)復(fù)雜的機(jī)械裝置，如圖4-23所示。它包括緩沖系統(tǒng)、受力支柱(有時這兩者合二為一)、撐桿、機(jī)輪、剎車裝置和防滑控制系統(tǒng)、收放機(jī)構(gòu)、電氣系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)，以及其他一些系統(tǒng)和裝置。因此，起落架結(jié)構(gòu)比飛機(jī)其他結(jié)構(gòu)要涉及更多的工程，涉及起落架的技術(shù)是一門跨學(xué)科的綜合技術(shù)。圖4-23小車式主起落架(四機(jī)輪)

4.4.1起落架的配置形式

在飛機(jī)出現(xiàn)的初期，曾采用過四點(diǎn)式起落架。后來的實(shí)踐證明，只要有三個支點(diǎn)，飛機(jī)就可以在地面穩(wěn)定地運(yùn)動。起落架按機(jī)輪支點(diǎn)數(shù)目和位置來分，一般有后三點(diǎn)式起落架、前三點(diǎn)式起落架和自行車式起落架三種。

1．后三點(diǎn)式起落架

圖4-24為后三點(diǎn)式起落架的示意圖。它的兩個支點(diǎn)(主輪)對稱地安置在飛機(jī)重心前面，第三個支點(diǎn)(尾輪)位于飛機(jī)機(jī)身的尾部。與前輪(主輪)相比，尾部受載小，結(jié)構(gòu)簡單，重量較輕，又短又小，容易布置和收藏。同時，著陸滑跑時迎角大，可利用較大的阻力來進(jìn)行減速，縮短滑跑距離。小型低速裝有活塞式發(fā)動機(jī)的飛機(jī)，一般采用后三點(diǎn)式起落架。

圖4-24后三點(diǎn)式起落架

但是，采用后三點(diǎn)式起落架的飛機(jī)，在高速滑跑時，為了縮短滑跑距離，在機(jī)輪上安裝了剎車裝置，結(jié)果卻增大了飛機(jī)向前倒立(俗稱“拿大頂”)的可能性。再者，起飛、著陸時操縱困難，滑行穩(wěn)定性差。在停機(jī)、起落滑跑時，機(jī)身仰起，向下的視線也不好。

2．前三點(diǎn)式起落架

圖4-25為前三點(diǎn)式起落架的示意圖。它的兩個支點(diǎn)(主輪)對稱地安置在飛機(jī)重心后面，第三個支點(diǎn)(前輪)位于飛機(jī)機(jī)身的前部。這樣，飛機(jī)著陸時容易操縱，在地面運(yùn)動的方向穩(wěn)定性好。同時，飛機(jī)著陸時可猛烈剎車，不會使飛機(jī)發(fā)生倒立，從而可采用高效率剎車裝置，以大大縮短著陸滑跑距離，這對高速飛機(jī)很有利。再者，飛機(jī)的縱向軸線接近水平位置，因此乘員較舒適，駕駛員的前方視界好；飛機(jī)滑跑阻力小，起飛加速快，可避免噴氣式發(fā)動機(jī)的噴流燒壞機(jī)場跑道。隨著飛機(jī)速度的增大，為保證飛機(jī)的著陸安全，現(xiàn)代高速飛機(jī)廣泛采用前三點(diǎn)式起落架。

圖4-25前三點(diǎn)式起落架

3．自行車式起落架

圖4-26為自行車式起落架的示意圖。它的兩個機(jī)輪(前、主起落架)分別安置在機(jī)身下的飛機(jī)重心前后，并收藏在機(jī)身內(nèi)。為防止飛機(jī)在滑行和停放時傾斜，另有兩個輔助輪對稱地安置在機(jī)翼(通常是在翼尖處)下面。

圖4-26自行車式起落架

4.4.2起落架的結(jié)構(gòu)形式

起落架(機(jī)輪起落架)主要由受力支柱、緩沖器(當(dāng)受力支柱和緩沖器合成一個構(gòu)件時則稱為緩沖支柱)、扭力臂或搖臂、機(jī)輪和剎車裝置等主要構(gòu)件組成。常用的起落架結(jié)構(gòu)有構(gòu)架式、支柱式和搖臂式三種。

1．構(gòu)架式起落架

構(gòu)架式起落架的受力支柱和緩沖器合為緩沖支柱，既承受飛機(jī)重力，又起緩沖作用，如圖4-27所示。承力構(gòu)件中的緩沖支柱及其他桿件(如撐桿)都是互相鉸接的，機(jī)輪通過承力構(gòu)件與機(jī)身和機(jī)翼相連接(與機(jī)身的加強(qiáng)隔框或機(jī)翼的加強(qiáng)翼肋通過連接接頭相連)。當(dāng)機(jī)輪與地面撞擊時，只承受拉伸或壓縮的軸向力，不承受彎矩，因此構(gòu)造較簡單，重量也較輕。但這種起落架的外廓尺寸大，很難收入飛機(jī)內(nèi)部，都是固定不能收放的。構(gòu)架式起落架主要用于輕型低速飛機(jī)，對于現(xiàn)代高速飛機(jī)來說，因難于收放已不再采用。

圖4-27構(gòu)架式起落架

2．支柱式起落架

支柱式起落架的支柱就是由外筒和活塞桿套接起來的緩沖支柱，機(jī)輪直接裝在支柱下端，支柱上端固定在機(jī)身骨架上。支柱套筒式起落架分單支柱套筒式起落架和雙支柱套筒式起落架。雙支柱套筒式起落架的重量和體積較大，而且兩個緩沖支柱的動作很難做到完全一致，因此目前已很少采用。

單支柱套筒式起落架又可分為張臂式起落架和撐桿式起落架兩種，如圖4-28所示。張臂式起落架的支柱就像一根一端固定在機(jī)身骨架上的張臂梁(見圖4-28(a))。為了減小起落架支柱的受力，很多飛機(jī)采用了撐桿式起落架(見圖4-28(b))。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，支柱所承受的側(cè)向彎矩可大大減小。斜撐桿往往還作為起落架的收放連桿，或者斜撐桿本身就是收放作動筒。扭力臂的作用是制止緩沖支柱的外筒和內(nèi)部活塞桿的相對運(yùn)動，因而不影響機(jī)輪的滑跑方向。撐桿式起落架常用于起落架較長、使用跑道路面較好、前方撞擊較小的飛機(jī)，并更多地在主起落架上采用。

圖4-28支柱式起落架

支柱式起落架的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)：其一，結(jié)構(gòu)緊湊，重量較輕，容易收藏；其二，在飛機(jī)著陸和滑行過程中，起落架在承受水平撞擊時，載荷通常不通過支柱軸線，起落架要承受較大的彎矩，緩沖支柱不能很好地起緩沖作用；其三，緩沖支柱要承受較大的彎矩，使活塞桿和支柱外筒接觸的部位產(chǎn)生較大的摩擦力。這樣，不僅容易磨損緩沖支柱的密封裝置，而且也將影響其工作性能。由于密封性較差，緩沖器內(nèi)部灌充的氣體壓力將受到限制，因而緩沖器行程較大，整個支柱較長，重量增加。

3．搖臂式起落架

搖臂式起落架的機(jī)輪不與緩沖支柱直接相連，而是通過一個搖臂懸掛在承力支柱和緩沖器下面，故叫搖臂式起落架。它有兩種形式，如圖4-29所示。一種是緩沖器與承力支柱分開的搖臂式起落架(見圖4-29(a))，大多用作主起落架；另一種是緩沖器與承力支柱合二為一的搖臂式起落架(見圖4-29(b))，往往用作前三點(diǎn)式起落架飛機(jī)的前起落架。另外，搖臂式起落架還適用于起落架高度較小，著陸速度較大或使用的跑道較差的飛機(jī)。

圖4-29搖臂式起落架

搖臂式起落架的特點(diǎn)如下。

(1)搖臂式起落架不僅對垂直撞擊有緩沖能力，而且對前方撞擊(如在不平的跑道上顛簸)和剎車等均有不同的緩沖能力。機(jī)輪可隨搖臂前支點(diǎn)上、下移動，提高了對不平跑道面的適應(yīng)性，減小了過載，改善了起落架的受力性能。

(2)緩沖器只承受軸向力，不承受彎矩，改善了受力性能，因而密封性較好，可提高緩沖器內(nèi)部的充氣壓力。這樣，緩沖器吸收同樣的能量時，行程縮短，尺寸可做得比較小，與構(gòu)架式起落架、支柱式起落架相比，搖臂式起落架的整個高度就可以減小。

(3)由于搖臂受力大且復(fù)雜，交點(diǎn)多，協(xié)調(diào)關(guān)系也多，因此它的構(gòu)造和工藝均較復(fù)雜，一般比較重，起落架前后方向的尺寸也將有所增大。

4.4.3起落架的收放

早期飛機(jī)的起落架是不可以收放的。為了減小飛行阻力，提高飛行速度，增大航程和改善飛行性能，現(xiàn)代飛機(jī)的起落架一般都是可以收放的。起落架收放機(jī)構(gòu)是一個復(fù)雜的空間機(jī)構(gòu)，要滿足各方面的要求有時相當(dāng)困難?，F(xiàn)在由于計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)與制造的應(yīng)用與發(fā)展，已能較方便地通過計(jì)算機(jī)計(jì)算協(xié)調(diào)，并直接用三維圖像檢查收放機(jī)構(gòu)和起落架的運(yùn)動軌跡，以及與機(jī)身的協(xié)調(diào)關(guān)系。起落架的收放，一般是對主起落架而言的，就是將起落架按預(yù)定的方式收藏于指定的飛機(jī)機(jī)身空間或起落架艙內(nèi)，通常有以下幾種收放形式：

(1)沿機(jī)身軸線方向收放。前起落架多裝于飛機(jī)的機(jī)頭部位，一般沿機(jī)身軸線方向向前或向后收藏于機(jī)身內(nèi)，如圖4-30所示。前輪收放應(yīng)與主起落架配合好，在前主輪收放過程中，應(yīng)盡量使飛機(jī)重心前后移動不要太大。自行車式起落架的兩個機(jī)輪(前、主起落架)收放，也是這種形式。

圖4-30前起落架

(2)沿翼展方向收放。沿翼展方向收放是指主起落架沿翼展方向收入機(jī)翼，或?qū)⒅е杖霗C(jī)翼，而把尺寸較大的機(jī)輪直接或轉(zhuǎn)一角度后收入機(jī)身側(cè)邊或下方，如圖4-31所示。

圖4-31沿翼展方向收入起落架時，轉(zhuǎn)動輪面的機(jī)構(gòu)

(3)沿翼弦方向收放。這種方式是指主起落架沿弦向收入機(jī)翼、專用短艙或發(fā)動機(jī)短艙內(nèi)，如圖4-32所示。但這時，機(jī)輪必須相對支柱轉(zhuǎn)動一定角度，使機(jī)輪平面大致與機(jī)翼弦平面平行，這樣有利于收入有限的空間內(nèi)。

圖4-32弦向收入起落架

4.4.4起落架的緩沖系統(tǒng)

1．緩沖原理

物體相撞，總要產(chǎn)生撞擊力。不同的物體相撞時，撞擊力的大小往往不一樣。如果兩個質(zhì)量相等的鋼球從同一高度自由落下，甲鋼球掉在石塊上，乙鋼球掉在彈簧上，它們與石塊和彈簧接觸時的速度都相同，而且最終都要減小到零。但甲鋼球與石塊相撞，兩者都很硬，不容易產(chǎn)生變形，甲鋼球的速度勢必在極短的時間內(nèi)消失，負(fù)加速度很大；而乙鋼球與彈簧相撞，彈簧較軟，容易產(chǎn)生變形，乙鋼球的速度是在這段變形的過程中逐漸消失的，時間較長，負(fù)加速度較小。

根據(jù)牛頓第二定律：物體產(chǎn)生的加速度與外力成正比，與物體質(zhì)量成反比(F

=

ma)。甲、乙兩鋼球的質(zhì)量相等，但乙鋼球的負(fù)加速度較小，則乙鋼球受到的撞擊力也較小。而且乙鋼球所撞擊的彈簧越軟，受到的撞擊力就越小。起落架緩沖裝置減小撞擊力的道理也是這樣：輪胎和緩沖器像彈簧那樣產(chǎn)生壓縮變形，增長垂直分速度的消失時間，從而減小撞擊力。

2．對緩沖系統(tǒng)的基本要求

飛機(jī)起落架的緩沖系統(tǒng)由緩沖器和輪胎組成。其中，緩沖器(舊稱減震器)是所有現(xiàn)代飛機(jī)的起落架所必須具備的構(gòu)件，也是最重要的構(gòu)件。某些起落架可以沒有機(jī)輪、剎車、收放系統(tǒng)等，但是它們都必須具備某些形式的緩沖器。當(dāng)飛機(jī)以一定的下沉速度著陸時，起落架會受到很大的撞擊，并來回顛簸跳動。緩沖裝置的主要作用就是吸收飛機(jī)著陸和滑行時的撞擊能量，以使作用到機(jī)身上的載荷減小到可以接受的程度，同時必須使飛機(jī)因撞擊而引起的顛簸跳動很快衰減。一般的起落架緩沖裝置在性能方面應(yīng)滿足以下要求。

(1)緩沖裝置在達(dá)到最大壓縮量時，應(yīng)能吸收完規(guī)定的最大能量，而載荷不超過規(guī)定的最大值。如果載荷超過規(guī)定值，飛機(jī)各部分受力就會過大；如果吸收不完規(guī)定的最大能量，則會產(chǎn)生剛性撞擊，同樣會使飛機(jī)各部分的受力增大。

(2)緩沖裝置要有盡可能大的熱耗作用。緩沖裝置的熱耗作用越大，就越能減弱飛機(jī)的顛簸跳動，而使飛機(jī)迅速平穩(wěn)下來。

(3)緩沖裝置要有連續(xù)接受撞擊的能力，應(yīng)有必要的能量和伸展壓力使起落架恢復(fù)到伸出狀態(tài)。伸展釋放能量時要柔和，這樣可消除回跳。緩沖裝置完成一次壓縮和伸張的時間(工作周期)不能太長，一般不能超過0.8?s。

(4)緩沖裝置在壓縮過程中承受的載荷，應(yīng)隨壓縮量的增大而逐漸增大。如果在壓縮量不大時就承受很大的載荷，則緩沖裝置即使在吸收較小的撞擊動能(如飛機(jī)在不平的地面上滑行)時，也會使各部分經(jīng)常受到很大的力。若長期如此，飛機(jī)的某些結(jié)構(gòu)就會因疲勞而提前損壞。

(5)工作性能受外界因素(如大氣溫度)變化的影響?。幻芊庋b置應(yīng)保證緩沖器不漏氣、不漏油，不因摩擦力過大而妨礙緩沖器的正常壓縮和伸張等。

3．緩沖器的類型

(1)橡膠緩沖器和鋼質(zhì)彈簧緩沖器，即由橡膠或鋼制或的固體彈簧式緩沖器。其構(gòu)造簡單，工作可靠性高，維護(hù)要求低，價(jià)格低。但由于存在耗散能量小等缺點(diǎn)，只適用于輕型低速飛機(jī)，以及后三點(diǎn)式起落架的尾輪，在速度較高的飛機(jī)上基本不采用。

鋼質(zhì)彈簧緩沖器以鋼質(zhì)彈簧為介質(zhì)，由彈性變形來吸收振動能量。其中，裝有彈簧的摩擦墊圈通過與內(nèi)筒的內(nèi)壁摩擦，來增大耗能作用，如圖4-33所示。但它吸收的能量少，轉(zhuǎn)化為熱能而消散的能量更少，所以回跳比較厲害。

圖4-33鋼質(zhì)彈簧緩沖器

(2)全油液式緩沖器、氣體式緩沖器和油氣式緩沖器，即使用油液、氣體或兩者混合的流體“彈簧”式緩沖器。氣體式緩沖器利用氣體作介質(zhì)，靠介質(zhì)的變形來吸收振動能量，靠介質(zhì)內(nèi)的分子摩擦來消耗能量。它耗散能量小，可靠性也較差，目前已不再使用。

油氣式緩沖器主要是依靠壓縮空氣受壓時產(chǎn)生的變形來吸收撞擊動能；并利用油液高速流過小孔時產(chǎn)生的摩擦發(fā)熱來消耗動能，其吸收能量大而回跳小，是目前性能最好、使用最廣泛的緩沖器，如圖4-34所示。

圖4-34油氣式緩沖器的工作原理

(3)自適應(yīng)緩沖器。現(xiàn)代飛機(jī)的重量增加，起飛和著陸滑跑速度增大，跑道不平度引起的起落架和機(jī)身的動響應(yīng)載荷等，已成為影響起落架承力結(jié)構(gòu)壽命的主要因素。因而，研究起落架緩沖系統(tǒng)動響應(yīng)載荷的理論計(jì)算方法，控制非線性振動系統(tǒng)中的主要參數(shù)，以求得最優(yōu)動響應(yīng)，從而提高起落架的壽命是當(dāng)前起落架緩沖系統(tǒng)研究的一個重要方面。

但是在著陸撞擊與地面滑跑這兩種工作狀態(tài)下，對起落架緩沖器的填充、阻尼系數(shù)的要求會出現(xiàn)矛盾，解決的方法是采用自適應(yīng)技術(shù)。國外對此已進(jìn)行了多年的研究。目前，這種自適應(yīng)控制方法，基本上是在常規(guī)油氣式緩沖器上增加一個或幾個額外的油氣室。將飛機(jī)在著陸和滑跑過程中測得的響應(yīng)量作為反饋信息，由傳感器反饋給控制系統(tǒng)作為系數(shù)調(diào)整的依據(jù)。然后，按事先設(shè)計(jì)的最優(yōu)規(guī)律調(diào)整油、氣流量，形成一個閉環(huán)系統(tǒng)，從而達(dá)到改善緩沖器性能的目的，如圖4-35所示。

圖4-35自適應(yīng)控制原理

4.4.5起落架的剎車裝置

飛機(jī)著陸接地時，具有較大的水平分速度。但滑跑過程中，氣動阻力與機(jī)輪滾動阻力對飛機(jī)的減速作用卻比較小。如果不想辦法增大飛機(jī)的阻力，使之迅速減速，則著陸滑跑的距離和滑跑時間勢必很長，起落的跑道也將很長。因而，飛機(jī)的起落架都裝有減速裝置，機(jī)輪剎車裝置就是其中最主要、應(yīng)用最廣泛的一種。

剎車裝置一般裝在機(jī)輪的輪轂內(nèi)，通過靜、動摩擦件的相互接觸，起到剎車制動作用。剎車裝置應(yīng)能滿足的要求有：正常著陸時的剎車作用；中止起飛時，猛烈的剎車不應(yīng)起火或損壞；能滿足多次連續(xù)起飛和著陸的要求；在整個使用期內(nèi)應(yīng)保證必要的效率；當(dāng)發(fā)動機(jī)在最大狀態(tài)(或額定狀態(tài))下工作時，在起飛線上基本能剎住機(jī)輪

(1)圓盤式剎車裝置。圖4-36是圓盤式剎車裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。目前大多數(shù)的飛機(jī)起落架都使用圓盤式剎車裝置，分為單圓盤式剎車裝置(見圖4-36(a))和多圓盤式剎車裝置(見圖4-36(b))。它用冷氣或液壓動力驅(qū)使靜、動兩組剎車盤(也稱散熱片)擠緊，相互摩擦進(jìn)行剎車，有時還在轉(zhuǎn)動盤和固定盤的兩側(cè)裝有摩擦墊片。圓盤式剎車裝置的結(jié)構(gòu)緊湊，工作平穩(wěn)，剎車力矩大，效率高，徑向尺寸小，因而獲得了廣泛的使用。但其結(jié)構(gòu)重量較大，摩擦產(chǎn)生的熱量不容易消散，容易引起剎車盤變形，產(chǎn)生裂紋，甚至熱熔合。目前，正不斷研究輕質(zhì)的、熱穩(wěn)定性好的摩擦材料來彌補(bǔ)其不足。

(2)彎塊式剎車裝置。彎塊式剎車裝置由剎車盤和剎車套組成，如圖4-37所示。它用冷氣或液壓動力推動作動筒活塞，使彎塊壓住剎車套，利用彎塊與剎車套之間的摩擦力形成剎車力矩。解除剎車時，壓力消失，由恢復(fù)彈簧將彎塊拉回到原來的位置。彎塊式剎車裝置的彎塊表面很難與剎車盤同心，容易使摩擦面壓力不均，因而效率不高。而且彎塊與剎車盤的間隙需仔細(xì)檢查、調(diào)整，維護(hù)困難。但因其結(jié)構(gòu)簡單、重量輕，目前仍用于輕型低速飛機(jī)上。

(3)軟管式剎車裝置。軟管式剎車裝置用冷氣或液壓動力，將表面附有剎車塊的軟管鼓起，使其與剎車盤摩擦進(jìn)行剎車。由于軟管可調(diào)節(jié)各處的壓力，故剎車柔和，摩擦面接觸良好，各處的摩擦力較均勻，效率較高，重量也較輕。缺點(diǎn)是動作較慢，工作靈敏性稍差，剎車高溫容易使軟管老化變質(zhì)，軟管容易漏氣、漏油，現(xiàn)在多用于中、輕型飛機(jī)上。

圖4-36圓盤式剎車裝置的結(jié)構(gòu)示意圖4-37彎塊式剎車裝置的示意

4.5直升機(jī)的基本構(gòu)造

4.5.1直升機(jī)的組成圖4-38是一架單旋翼帶尾槳的直升機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖。它的基本組成部分有旋翼和尾槳、動力裝置、傳動裝置、操縱系統(tǒng)、起落裝置、機(jī)身、儀表和特種設(shè)備等。圖4-38單旋翼帶尾槳的直升機(jī)結(jié)構(gòu)示意

(1)旋翼。旋翼是產(chǎn)生升力的部件，安裝在機(jī)身上方的鉛垂軸上，由動力裝置驅(qū)動。當(dāng)升力沿鉛垂方向向上時，直升機(jī)作垂直升降運(yùn)動(上升、下降或懸停)；當(dāng)旋翼傾斜時，升力產(chǎn)生某一方向的水平分量，使直升機(jī)前進(jìn)、后退、左飛或右飛。有的直升機(jī)還裝有輔助機(jī)翼，直升機(jī)前飛時，可以提供部分升力。

(2)尾槳。尾槳是安裝在直升機(jī)尾端的小螺旋槳。它產(chǎn)生拉力，用以平衡旋翼旋轉(zhuǎn)時給直升機(jī)的反作用扭矩，使直升機(jī)保持預(yù)定的飛行方向；通過改變尾槳的安裝角，可以改變拉力，實(shí)現(xiàn)方向操縱。尾槳也起飛機(jī)安定面的作用，保證飛行過程中的航向穩(wěn)定性。有的直升機(jī)用反向旋轉(zhuǎn)的旋翼平衡反作用扭矩，這類直升機(jī)有共軸式雙旋翼(兩副旋翼安裝在同一根軸上)直升機(jī)，串列式雙旋翼(前后各有一副旋翼)直升機(jī)，并列式雙旋翼(左右各有一副旋翼)直升機(jī)等。

(3)動力裝置。動力裝置包括發(fā)動機(jī)和有關(guān)的附件，發(fā)動機(jī)的功用是驅(qū)動旋翼并帶動尾槳轉(zhuǎn)動?，F(xiàn)代直升機(jī)通常采用渦輪軸發(fā)動機(jī)，而輕型直升機(jī)則常用活塞式發(fā)動機(jī)。

(4)傳動裝置。傳動裝置的功用是將發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的動力傳給旋翼和尾槳，并且保證它們具有適宜的轉(zhuǎn)速。例如，活塞式發(fā)動機(jī)主軸的轉(zhuǎn)速為2400

r/min，經(jīng)過主減速器傳到旋翼后降為約200r/min；尾槳離發(fā)動機(jī)很遠(yuǎn)，要通過尾傳動軸、換向器和尾減速器傳動，其轉(zhuǎn)速約為1000r/min。

(5)操縱系統(tǒng)。操縱系統(tǒng)的功用是將飛行員對駕駛桿和腳蹬的操縱傳到有關(guān)的操縱機(jī)構(gòu)，用以改變直升機(jī)的飛行姿態(tài)和方向。操縱系統(tǒng)主要由駕駛桿、腳蹬、油門變距桿、自動傾斜器、液壓助力器、加載機(jī)構(gòu)、卸載機(jī)構(gòu)、旋翼剎車、連桿、搖臂等組成。它可以分為三部分，即：油門變距系統(tǒng)，用來操縱直升機(jī)的升降；腳操縱系統(tǒng)，用來操縱航向；駕駛桿操縱系統(tǒng)，使直升機(jī)朝所希望的方向飛行。

(6)起落裝置。起落裝置主要用于地面滑行和停放，同時在著陸時起緩沖作用。起落裝置常見的形式是輪式起落架；在水面上降落的直升機(jī)采用浮筒式起落架；有的小型直升機(jī)采用滑橇式起落裝置，它可以在泥濘的土地和松軟的雪地上起降。另外，有的直升機(jī)還設(shè)有尾橇，以防止尾槳觸地。由于直升機(jī)的飛行速度不高，常用固定式起落架，在飛行中不收起。當(dāng)然，為了減小阻力，提高飛行速度，有的直升機(jī)也采用可收放式起落架。

(7)機(jī)身、儀表和特種設(shè)備。機(jī)身的功用是裝載人員、貨物、設(shè)備和燃油等，同時將各個部分連接成一個整體。儀表和特種設(shè)備包括各種指示儀表、電氣系統(tǒng)、防水和加溫系統(tǒng)、滅火系統(tǒng)以及與直升機(jī)用途相配合的特種設(shè)備，如武裝直升機(jī)就必須有火控系統(tǒng)等。

4.5.2旋翼的構(gòu)造

旋翼是由槳轂和槳葉組成的。發(fā)動機(jī)工作時，通過減速器和旋翼軸，使槳轂和槳葉一起旋轉(zhuǎn)。根據(jù)槳轂的構(gòu)造形式，可以將旋翼分為全鉸接式旋翼、無鉸接式旋翼、半鉸接式旋翼(蹺蹺板式旋翼)和無軸承式旋翼四種，其中全鉸接式旋翼目前使用得最多。

1．全鉸接式旋翼的基本結(jié)構(gòu)

圖4-39為全鉸接式三槳葉旋翼的構(gòu)造示意圖。它的槳轂上有三個雙耳片，分別通過鉸接構(gòu)件與三片槳葉相連接。當(dāng)槳轂繞旋翼轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動時，帶動槳葉一起旋轉(zhuǎn)。同時，槳葉還可以繞三個鉸(軸向鉸、垂直鉸和水平鉸)的軸線，相對于槳轂在一定范圍內(nèi)作相對運(yùn)動。

圖4-39全鉸接式旋翼的構(gòu)造示意

(1)水平鉸的作用。發(fā)動機(jī)工作時，旋翼以一定的轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)動。在飛行過程中(如前飛)，由于飛行速度的存在，旋翼前行槳葉的相對氣流速度大于后行槳葉的相對氣流速度，從而使前行槳葉產(chǎn)生的升力大于后行槳葉產(chǎn)生的升力。若沒有水平鉸，則兩側(cè)槳葉升力大小不等所構(gòu)成的滾轉(zhuǎn)力矩將使直升機(jī)傾斜。有水平鉸時，情況則不同。前行槳葉升力大，便繞水平鉸向上揮舞；后行槳葉升力小，便繞水平鉸向下?lián)]舞。這樣，橫側(cè)不平衡的滾轉(zhuǎn)力矩就不會傳到機(jī)身，從而避免了直升機(jī)在前飛中產(chǎn)生傾斜。

(2)垂直鉸的作用。直升機(jī)前飛時，槳葉在繞旋翼軸轉(zhuǎn)動的同時還要繞水平鉸揮舞。槳葉作揮舞運(yùn)動時，槳葉重心距旋翼軸的距離不斷變化。由理論力學(xué)可知，旋轉(zhuǎn)著的質(zhì)量對旋轉(zhuǎn)軸沿徑向有相對運(yùn)動時，會受到哥氏力的作用，而揮舞運(yùn)動引起的哥氏力是周期交變力。有關(guān)直升機(jī)空氣動力的資料表明，一片槳葉的哥氏力的最大幅值可以高達(dá)槳葉自重的7倍以上。這樣大的哥氏力會在旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)造成很大的交變彎矩，在沒有垂直鉸的條件下，容易使槳葉根部因材料疲勞而提前損壞；如果傳到機(jī)身，還會導(dǎo)致機(jī)身振動加劇。有垂直鉸時，就可以使槳葉繞垂直鉸前后擺動一個角度，從而使槳葉根部承受的沿旋轉(zhuǎn)方向的交變彎矩大為減小。

(3)軸向鉸的作用。通過操縱機(jī)構(gòu)，可以使槳葉繞軸向鉸偏轉(zhuǎn)，以改變槳葉角(或稱槳距角)的大小，從而改變槳葉的拉力。槳葉角增大，拉力增大；槳葉角減小，則拉力減小。

2．槳葉的構(gòu)造

槳葉的結(jié)構(gòu)與大展弦比直機(jī)翼類似，早期常由鋼管梁、木質(zhì)骨架和蒙布制成，后來發(fā)展為以鋁合金壓制梁為基礎(chǔ)，蒙皮參與受力的金屬結(jié)構(gòu)。到了20世紀(jì)70年代，開始采用玻璃鋼結(jié)構(gòu)、夾芯結(jié)構(gòu)、整體結(jié)構(gòu)等。由于在旋轉(zhuǎn)運(yùn)動中，槳葉會承受周期變化的載荷，所以疲勞強(qiáng)度十分重要，可以使用疲勞強(qiáng)度較高的復(fù)合材料和鈦合金。

槳葉也存在彎扭顫振問題，其機(jī)理與大展弦比直機(jī)翼完全相同。防止顫振的積極方法是合理設(shè)計(jì)槳葉的構(gòu)造，盡可能使質(zhì)心軸處于剛心軸之前，或盡量靠近，同時從構(gòu)造形式和選材上提高槳葉本身的抗扭剛度。

3．其他形式的旋翼

(1)無鉸接式旋翼。與全鉸接式旋翼相比，無鉸接式旋翼留有軸向鉸，用來操縱槳葉角，取消了水平鉸和垂直鉸。槳葉的揮舞與擺振通過槳葉及槳轂有關(guān)部位的彈性變形來實(shí)現(xiàn)，如圖4-40所示。由于材料問題，無鉸接式旋翼目前僅在少量的中、小型直升機(jī)上采用。

圖4-40無鉸接式旋翼的示意

(2)半鉸接式旋翼。半鉸接式(蹺蹺板式)旋翼是用由上環(huán)、下環(huán)和槳轂組成的萬向支架充當(dāng)水平鉸，兩片槳葉裝在下環(huán)上，如圖4-41所示。由于沒有垂直鉸，槳葉承受的負(fù)荷較大，兩片槳葉同連一環(huán)，不能按各自的規(guī)律揮舞，因而這種旋翼只在某些小型直升機(jī)上采用。圖4-41半鉸接式旋翼的示意

(3)無軸承式旋翼。無軸承式旋翼取消了三個鉸，槳葉變距依靠其根部的扭轉(zhuǎn)變形來實(shí)現(xiàn)，另外兩種運(yùn)動則依靠其根部的彎曲變形來實(shí)現(xiàn)，如圖4-42所示。槳葉相對于槳轂成為完全的固定支點(diǎn)懸臂梁，構(gòu)造大為簡化，但要求槳葉根部的材料具有很高的抗彎強(qiáng)度和較低的抗扭強(qiáng)度。隨著新材料的開發(fā)與應(yīng)用，無軸承式旋翼的研究目前已經(jīng)有了一定的進(jìn)展。

圖4-42無軸承式旋翼的示意

4.5.3自動傾斜器

直升機(jī)的控制是通過旋翼實(shí)現(xiàn)的，而旋翼控制系統(tǒng)中最重要的部件就是自動傾斜器。通過自動傾斜器可以改變旋翼