第六章

機翼尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計與分析作業(yè)3計算如圖所示靜定六面體空間薄壁結(jié)構(gòu)的內(nèi)力。將1點和2’點視為基礎(chǔ)約束點，說明由1’點載荷對軸線1-2’所產(chǎn)生的彎矩是如何傳遞到基礎(chǔ)上的，是由那些內(nèi)力平衡的。2022/12/17

2作業(yè)42022/12/17

3求圖示單閉室剖面的剪流分布。壁板不承受正應(yīng)力，緣條面積2cm2，Qy=1000N。機翼設(shè)計大作業(yè)單梁多梁單塊開口掛架n=2.5，f=1.5初始參數(shù)確定有限元建模2022/12/17

46.1機翼尾翼的典型布置與結(jié)構(gòu)2022/12/17

52.機翼構(gòu)造元件縱向構(gòu)件：梁，桁條，縱墻橫向構(gòu)件：普通翼肋，加強翼肋蒙皮接頭6.2機翼的功用、設(shè)計要求和外載特點1.機翼的功用

(1)升力面:產(chǎn)生升力,還可增加橫側(cè)安定性

(上反角和后掠角)。 (2)增升裝置:襟翼、縫翼。

(3)操縱面:副翼、擾流片橫向操縱。

(4)外掛裝載:武器外掛、發(fā)動機、內(nèi)部燃油，旅客機現(xiàn)大多油全部裝在機翼中。大型客機尾部有配平油箱。

(5)連接其它部件:主起落架1.典型運輸機、戰(zhàn)斗機翼典型戰(zhàn)斗機142.設(shè)計要求氣動要求:主要產(chǎn)生升力,表面光滑保證一定的升阻比;由機翼增升裝置產(chǎn)生的升力系數(shù)增量值要盡可能地大;從亞音速飛行轉(zhuǎn)到超音速飛行時飛機的穩(wěn)定性、操縱性和氣動性能的變化要盡可能地?。?/p>

要滿足剛度要求：總剛度:彎\扭變形，防止顫振；強度大、重量最輕機翼的結(jié)構(gòu)重量占全機結(jié)構(gòu)重量的30%～50%，占全機重量的8%～15%。由它產(chǎn)生的阻力是全機阻力的30%～50%。如是整體油箱,則燃油系統(tǒng)的可靠性十分重要,為保證其安全,必須保證絕對可靠,必要時可犧牲重量。熱量要盡可能少地傳入結(jié)構(gòu)放置各種裝載物的容積要盡量大。3.機翼的外載特點分布?xì)鈩恿Γ阂晕蛪毫π问街苯幼饔迷诿善ど希粰C翼結(jié)構(gòu)的質(zhì)量力：分布在機翼整個體積上；集中力：與機翼連接的其它部件（如起落架、發(fā)動機）、裝載物（油箱、炸彈）以及各類增升翼面從它們的連接接頭上傳給機翼。機翼的總體受力模型

機翼的一般工作形式（簡化模型）：（A）懸臂梁----兩半機翼側(cè)面固定在機身邊（B）雙支點外伸梁----全機翼固定在機身（可以是中、上、下單翼）

靜平衡（等速直線水平飛行）整個飛機作各種飛行時靜不平衡（機動飛行）

就機翼本身作受力分析時均可用靜力學(xué)來分析

機翼是一個薄壁盒段，當(dāng)機翼受載時，一般Y不在其剛心上，有垂直向上的趨勢，且有彎和轉(zhuǎn)動趨勢。其所以沒有動，是因為機身限制了它，也即提供了約束（提供了支反力）。所以可認(rèn)為機身是機翼的支持，機翼把載荷傳給機身，最后達(dá)到總體平衡。

總體力

Y方向：QyMxMt

X方向：QxMyMt

機翼的外載特點但Mx>>My，因為Y/X=10/1，所以一般只討論Q(Qy)、M(Mx)、Mt，在承受和傳遞Q(Qy)、M(Mx)、Mt中起作用的受力的元件叫做參加總體受力（研究重點）；只承受局部氣動載荷的為非主要構(gòu)件。機翼的外載特點BlendedWingBody(BWB)整個翼面都有，吸力或壓力，合力R可按機體坐標(biāo)軸分為Y和X，Y與X之比約為10:1，機翼盒段B與H之比約10:1影響受力主要是Y的因素，討論一般以Y向力為例MX與MY之比約為10:1，但X與Y之比可能>>10:1（如為雙梁式盒子的情況）（1）分布?xì)鈩恿Ω鞣N受載情況下氣動載荷的弦向分布亞音速氣動力沿機翼弦向分布副翼不偏轉(zhuǎn)的超音速飛行時,可以認(rèn)為載荷沿翼弦為均勻分布力垂直于翼面β角很小，取cosβ=1，升力由機翼產(chǎn)生Ks為氣動力沿機翼展向的分布不均勻系數(shù)假定氣動力分布沿機翼翼展不變（Ks=1），于是：氣動力分布的近似方法（2）機翼結(jié)構(gòu)的質(zhì)量力

機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力為分布載荷，大約為氣動載荷的8～15%，它們按與氣動載荷同樣的規(guī)律分配：工程計算中，它的分布規(guī)律可似認(rèn)為與弦長成正比。質(zhì)量力qw的作用點xm就是剖面的質(zhì)心，一般位于距前緣40～50%的弦長處。

（3）其他部件（操縱面）傳來的力

通過接頭，則大多為集中力；起落架上本身受的力（撞擊力）其它裝載如：發(fā)動機----推力+質(zhì)量力（集中力、力矩形式）油----如是結(jié)構(gòu)油箱主要是分布力（質(zhì)量力+內(nèi)壓力）

內(nèi)壓力=1～0.2大氣壓

H=6Km時p=0.5大氣壓

H=11Km時p=0.2大氣壓6.3機翼典型受力型式的傳力分析2022/12/1727

重心：機翼剖面上，重力與

弦線交點。

剛心：當(dāng)剪力作用于該點時，

機翼只彎不扭，或機翼

受扭時，將繞其旋轉(zhuǎn)。

剛心位置約在38－40％ｂ。

1.機翼剖面的“三心”和一點焦點：由迎角所變化引起的升力的作用點，迎角變化產(chǎn)生的升力對該氣動力矩為零。。約在28％ｂ處。不隨迎角變化而改變。壓心：總空氣動力R與機翼弦線的交點，即空氣動力合力作用點。它的位置隨著α角（Cy）而變化。

α增大→Cy增大→壓心前移，接近焦點。蒙皮—支持在桁條和翼肋上。氣動載荷以壓力和吸力形式直接作用在其上，此時，蒙皮受拉伸。（如果是厚蒙皮—它也受橫向彎曲）。2.機翼載荷的傳遞(1).蒙皮蒙皮：由翼肋和長桁支持。abcd局部氣動載荷傳給長桁和翼肋，近似按對角線劃分分配

長桁:由翼肋支持。

(2)長桁蒙皮、桁條和翼肋之間的互相連接型式1-補償片2-梁3-壁板筋條4-整體壁板5-角撐6-翼肋緣條7-翼肋腹板8-對接接頭

分布?xì)鈩恿ψ饔迷谝砝吆烷L桁，誰支持翼肋和長桁？——翼肋將載荷傳到蒙皮和翼梁腹板上(3)翼肋載荷翼肋載荷的傳出:扭——蒙皮

剪切力——梁腹板翼肋傳遞到蒙皮上的載荷為：式中：Fcont—閉室面積；

ci—剖面上剛心和壓心之間的距離。

剪力Q同兩個翼梁共同承受，它們承受與其抗彎剛度成比例的力△Q1i和△Q2i

：翼梁載荷近似計算Xp為壓心到前緣的舉例，剖面上相對于剛心的扭矩△Mt為：

剛心相對于前翼梁腹板的位置xg可以按以下公式求出：剛心和扭矩的計算(4)翼梁機翼受扭圖（5）蒙皮整體受載

蒙皮以剪切形式承受扭矩Mt。為使扭矩能以閉環(huán)剪流qt的形式沿蒙皮傳遞，必須滿足以下條件：蒙皮應(yīng)是封閉的，周邊不應(yīng)有開口，切向應(yīng)力沿閉室周邊傳遞；在機翼根部，蒙皮應(yīng)支持在根部加強肋上，該翼肋能將Mtr轉(zhuǎn)換為力偶Rt；在使用載荷作用下，蒙皮不應(yīng)失穩(wěn)；蒙皮應(yīng)有足夠的厚度，以防止在飛行中由于機翼扭轉(zhuǎn)變形。6.4機翼主要受力構(gòu)件的用途和結(jié)構(gòu)形式2022/12/1741形成良好的氣動外形傳遞局部氣動載荷薄蒙皮與前后梁（墻）組成閉室傳扭厚蒙皮與前后梁（墻）組成閉室傳扭，與長桁、緣條組成壁板傳彎依據(jù)飛機的受力分析，蒙皮的質(zhì)量占機翼質(zhì)量的25～40%1蒙皮2桁條支持蒙皮形成外形傳遞局部氣動載荷參與總體受力（承受機翼彎矩引起的軸向力，這些力的大小取決于機翼的結(jié)構(gòu)受力型式、桁條橫截面的形狀和面積。）桁條質(zhì)量與機翼質(zhì)量之比為從梁式機翼的4～8%到單塊機翼的25～30%。受壓情況下，桁條因失穩(wěn)而破壞桁條型材的剖面形狀2桁條3翼梁傳遞總體剪力（加強支柱加強的腹板）總體彎矩（緣條）腹板與機翼周邊形成閉室，參與承受扭矩Mt支持處成固接翼梁質(zhì)量與機翼質(zhì)量之比從單塊式機翼的7～11%到梁式機翼的23～28%。翼梁有腹板式和桁架式。翼梁切面上剪力Q和彎矩M的平衡梁式和桁架式結(jié)構(gòu)的翼梁4縱墻

傳遞總體剪力局部彎矩緣條較弱，支持處鉸接縱墻處于受扭的橫切面之中，承受扭矩Mt引起的剪切縱墻還把機翼翼盒與前后增升裝置分開。5翼肋翼肋按其功用和結(jié)構(gòu)型式可分為：普通肋加強肋一、普通肋形成機翼剖面所需的形狀。給長桁和蒙皮支持，將原始?xì)鈩虞d荷（從蒙皮和桁條）傳到翼梁和蒙皮上，并將局部扭矩傳給閉室。翼肋對蒙皮和桁條提供支持，并提高它們的失穩(wěn)臨界應(yīng)力。通常等距分布。翼肋又受翼梁和蒙皮的支持。（a）分為兩段板彎模壓件；（b）分為四段的翼肋沿翼弦平面分為兩半的翼肋結(jié)構(gòu)翼肋的緣條和腹板與翼梁的緣條和腹板及機翼的壁板對接結(jié)構(gòu)方案二、加強翼肋承受與機翼相連的其他部件（起落架支柱、發(fā)動機、副翼及機翼其它活動部分懸掛接頭）傳來的集中力和力矩，并將它們傳遞到機翼的大梁和閉室上；在縱向構(gòu)件軸線轉(zhuǎn)折處重新分配壁板和腹板上的載荷；用于在機翼對接處和在大開口兩邊將Mt轉(zhuǎn)變?yōu)橐粚αε?。加強翼肋的結(jié)構(gòu)受載和平衡根肋的結(jié)構(gòu)和受載6.5直機翼的結(jié)構(gòu)受力型式機翼結(jié)構(gòu)類型

彎矩M是機翼橫剖面上的主要載荷（用于承受它的結(jié)構(gòu)質(zhì)量占機翼總質(zhì)量的50%）。

根據(jù)蒙皮、桁條和翼梁緣條參與承受彎矩的程度，把機翼分為：梁式（集中式）整體式機翼（分散式）：單塊式、多梁（多墻）式1.薄蒙皮梁式機翼結(jié)構(gòu)特點縱向的梁很強（單梁、雙梁、多梁）；蒙皮較??；長桁較少且弱；有時有縱墻。傳力特點彎矩主要由翼梁緣條承受。剪力由翼梁腹板承受。扭矩由蒙皮和后梁（后墻）腹板形成的閉室承受。（1）單梁式機翼翼梁布置在翼剖面結(jié)構(gòu)高度最大的部位，剛心處為形成具有抗扭剛度的閉室，在單梁機翼上布置一個或兩個縱墻在加強肋上固定有懸掛襟翼和副翼的連接支臂。帶前后墻的單梁式直機翼(2)雙梁式機翼前梁布置在20～30%弦長處后梁布置在60～70%弦長處相對于后梁，前梁的橫截面面積、剖面高度和慣性矩要大些，它分擔(dān)大部分的剪力Q和彎矩M。雙梁式直機翼結(jié)構(gòu)(3).多梁（多墻）式機翼當(dāng)蒙皮有足夠的剛度時，這樣的結(jié)構(gòu)中可以不用翼肋將蒙皮厚度減小，而用較密的翼梁或縱墻（或兩者）來加強蒙皮機翼不僅剛度大，生存力強，而且重量也輕，因為蒙皮薄，且無普通翼肋多梁式機翼（在小后掠角時）扭矩的傳遞可以近似地認(rèn)為與雙梁式機翼相似。多梁式機翼結(jié)構(gòu)2.整體式機翼

彎矩主要由蒙皮及其加強桁條或波紋形壁板承受。這種機翼的蒙皮較厚、桁條較強，而梁（墻）較弱。單塊式機翼：腹板較少，且腹板緣條承受彎矩的能力較弱。長桁較多且強；蒙皮較厚；縱梁較弱；有時無縱梁而只有縱墻。多腹板式機翼：有較多的縱向梁和墻（一般多于5個）；厚蒙皮；無長桁；少翼肋，彎矩由緣條和蒙皮共同承受。多用于小展弦比的高速薄翼飛機。(1)單塊式機翼腹板較少，且腹板緣條承受彎矩的能力較弱。長桁較多且強；蒙皮較厚；縱梁較弱；有時無縱梁而只有縱墻。經(jīng)常有中央翼也有采用圍框式連接機翼、機身由集中連接變?yōu)榉稚⑦B接參與區(qū)很小——重量輕（a）單塊式機翼、（b）壁板、(c)外翼、（d）中外翼

（e）中央翼、（f）蒙皮、梁、肋連接；(g)梁機翼壁板總體受彎和載荷在元件中的傳遞1-梁腹板傳給緣條的剪流、2-緣條傳給蒙皮的剪流、3-蒙皮對梁緣條的支反力、4-梁緣條內(nèi)的軸向力、5-長桁內(nèi)的軸向力、6-蒙皮上的剪流（2）多腹板式機翼結(jié)構(gòu)與傳力多用于小展弦比的高速薄翼飛機上多腹板式機翼1-腹板、2-蒙皮、3-襟翼、4-副翼、5-翼梁多腹板式機翼的受力6.6各種結(jié)構(gòu)受力型式機翼的對接原則（1）對接形式

機翼各部分之間的對接原則、對接接頭的位置和數(shù)量取決于機翼的結(jié)構(gòu)受力型式和機翼的尺寸。鉸接接頭（只傳遞力）固接接頭（傳遞力和力矩）圍框式接頭（傳遞力和力矩）分離面的缺點：重量大連接處應(yīng)力集中梁式機翼連接接頭的結(jié)構(gòu)和受載情況（a）雙梁式機翼、（b）單梁雙墻式機翼；（c）機翼上的接頭、（d），（e）梁耳片、（f）墻耳片（2）梁式機翼連接接頭的結(jié)構(gòu)和受載情況（a）無中央翼的機翼機身對接,機翼連接接頭的結(jié)構(gòu)方案（b）有中央翼的梁式機翼對接（3）梁式機翼與機身的對接(4)整體式機翼與中央翼的對接固接接頭：翼梁圍框式接頭：壁板和腹板對稱彎矩M可在中央翼上自身平衡剪力Q和扭矩Mt（包括不對稱彎矩）傳到機身，中央翼梁的腹板應(yīng)與機身隔框相連，用于傳遞力Q和扭矩Mt形成的力偶Rt

。（a）對接機構(gòu)方案、（b）對接結(jié)構(gòu)載荷傳遞與平衡安-124飛機中央翼與機身的對接結(jié)構(gòu)1、2、3、4-中央翼梁；5-加強框；梁—圍框式機翼機身對接（5）對接接頭的特點及其對機翼受載的影響機翼連接接頭型式對受力構(gòu)件的受力特性的影響（a）單梁機翼墻緣條軸力向梁轉(zhuǎn)移（b）（c）雙梁機翼壁板正應(yīng)力向翼梁緣條轉(zhuǎn)移圖中B的含義？6.7機翼開口處的結(jié)構(gòu)型式2022/12/17

75（1）開口類型小開口：如油箱注油口，要加蓋快卸口蓋，而開口周圍用圍框式墊板或沖壓框加強。稍大些的開口：例如，位于機翼上的飛機燃油及其它系統(tǒng)的定期檢查開口，要加承力口框和用螺釘固定的承力口蓋，使口蓋能像蒙皮一樣承受剪力，就象沒有開口一樣。大開口，用于安裝燃油箱或用作起落架輪艙。開口處的結(jié)構(gòu)彎、剪、扭（開剖面）（2）大開口處的傳載開口很大時，在開口兩端要布置加強翼肋。當(dāng)整體式機翼有大開口時，需要在開口邊緣兩端用螺栓連接壁板和口蓋上的蒙皮及桁條。盒段式（整體）機翼，大開口情況下，要保證口蓋不僅承扭矩引起的剪力，而且要承受彎矩引起的軸力。盒段開口邊緣要安裝一圈螺栓固定口蓋，增重較大，因此最好用梁式機翼。6.8后掠機翼結(jié)構(gòu)及受力（a）單梁機翼（b）雙梁機翼（c）（d）多梁機翼（根部轉(zhuǎn)折/不轉(zhuǎn)折）三角區(qū)，加強根肋2-3-4加強根肋后載荷再分配（1）梁式后掠機翼梁式機翼和整體式機翼根部受載區(qū)別80（a）梁式后掠機翼根部三角區(qū)不承受剪力；（b）整體式后掠機翼根部傳力（a）(b)機身側(cè)壁帶有縱向承力構(gòu)件轉(zhuǎn)折的盒段式后掠翼（整體式）（c）帶有內(nèi)支承梁的機翼（2）轉(zhuǎn)折構(gòu)件傳載（3）剛度變形特點a.剛度特點后掠，實際翼長增長，弦長減小，剛度下降高速，薄翼情況下剛度問題突出問題：翼尖彎曲變形大；扭轉(zhuǎn)變形大b.變形特點：

副翼反效“次應(yīng)力”△σ是一組自身平衡的應(yīng)力，使前梁卸載，后梁加載，為σ0的30～40%。c.載荷重新分布后掠翼受彎矩作用下的應(yīng)力（1）后機翼根部的應(yīng)力分布（b）作用在根部加強翼肋外段機翼上的附加應(yīng)力（4）后掠翼和三角翼中翼肋的布置順氣流方向布置垂直于某一翼梁或剛性軸布置垂直于機翼中線布置6.8.2縱向受力構(gòu)件軸線轉(zhuǎn)折的后掠機翼2022/12/17

86（1）單梁后掠機翼（a）機身部分翼梁1-1（b）弦側(cè)翼肋1-2受載根部翼肋2-3-42022/12/1789短翼肋1-7的受力（2）雙梁后掠機翼兩個翼梁：1-5和2-6側(cè)肋1-2在點1和點2處與翼梁固接根肋2-3-4鉸接在點2，點3處的翼梁上雙梁式后掠機翼的側(cè)肋受力（3）多梁后掠機翼(4)單塊式機翼這種機翼通常將每個中央翼翼梁連接在機身加強框1-1和2-2上。然而，它的中央翼可以嵌入機身中，這時，中央翼的壁板和腹板利用接頭和加強帶板同機身側(cè)邊（框）連接起來。外翼沿翼盒周緣和翼梁緣條同中央翼相連。圖（a）中翼盒沿周緣在機身側(cè)邊固定在中央翼上。盒段式后掠機翼受載圖及翼盒部分構(gòu)件的受載（a）力分解、（b）分布力、（c）側(cè)肋1-2力圖、（d）弦側(cè)肋2-3受力、（e）（f）根部1-2-3的剪切、（g）承受剪切的壁板1-2-3的平衡(5)縱向受力構(gòu)件軸線在機身對稱面發(fā)生轉(zhuǎn)折的后掠機翼（a）中央翼雙墻式（b）中央翼單塊（c）機身單塊6.8.3縱向受力構(gòu)件軸線不轉(zhuǎn)折特點：前后梁與機身鉸支，不傳彎矩給機身，不存在由于梁轉(zhuǎn)折引起的分彎矩內(nèi)撐梁/主梁與機身垂直，承受彎矩，用很強的側(cè)邊肋優(yōu)點：可以取消側(cè)加強肋，有利于改善根部受力情況，提高結(jié)構(gòu)剛度，便于布置起落架的支點和收藏起落架。(1)帶內(nèi)撐梁的后掠機翼帶內(nèi)撐梁的后掠機翼結(jié)構(gòu)簡圖J-5J-6基于內(nèi)撐梁的幾種布置Q-5后梁與主梁固接，提高后梁承彎能力加一根2-7縱梁支持機翼根部結(jié)構(gòu)，提高三角區(qū)局部剛度，加厚根部區(qū)蒙皮——局部剛度加一根3-7縱梁支持后梁MIG-29機翼結(jié)構(gòu)1—梁；2—機身加強框；3—梳狀固接接頭；5—加強翼肋；6—支座；7—內(nèi)撐梁；8—梳狀固接接頭；9—加強框；10—翼梁(2)混合結(jié)構(gòu)受力型式的多梁后掠翼6.9前掠翼(1)前掠翼的特點結(jié)構(gòu)受力型式與后掠翼相同前梁根部和靠近前梁的根部壁板時承受的載荷較大機身內(nèi)部布置容易符合面積律要求升阻比高氣動彈性發(fā)散臨界速度Vcrd較低2022/12/17

101（a）發(fā)散臨界速度（b）機翼結(jié)構(gòu)重量(2)后掠機翼和前掠機翼的重量和發(fā)散臨界速度比較前掠翼——氣彈發(fā)散后掠翼——副翼反效(3)機翼彎曲時前、后掠機翼剖面的攻角改變（a）雙梁式前掠翼；（b）帶內(nèi)撐桿雙梁式前掠翼；（c）帶前掠翼和前置平尾的X-29飛機(4)前掠翼的結(jié)構(gòu)受力型式6.10回轉(zhuǎn)翼可變后掠翼可變安裝角機翼折疊翼1.變后掠角機翼一、變后掠角機翼包括：不動的根部—中央翼機翼可旋轉(zhuǎn)部分機翼旋轉(zhuǎn)接頭機翼旋轉(zhuǎn)操縱系統(tǒng)可變后掠翼及其樞軸的結(jié)構(gòu)（a）機翼；（b）中央翼(1)結(jié)構(gòu)形式（2）傳載1.所有載荷（Q、M和Mt

）只通過樞軸傳遞，要求機翼回轉(zhuǎn)部分有整體壁板，該整體壁板在旋轉(zhuǎn)接頭區(qū)域內(nèi)變成很強的耳片。2.彎矩M由安裝在主梁上的樞軸接頭傳遞，而剪力Q和扭矩Mt不僅由樞軸傳遞，而且還借助于安裝在輔助翼梁3上的、在滑軌1上滑動的輔助滑塊2來傳遞。帶承受剪力Q和扭矩Mt的輔助支點的可變后掠翼1—滑軌；2—滑塊；3—支點；4—輔助承力構(gòu)件樞軸的位置圖2022/12/17

109樞軸位置=(0.1～0.25)l/2可轉(zhuǎn)動部分的面積S就越大：效率高，但樞軸接頭載荷大；轉(zhuǎn)動引起的焦點位置移動大2.可變安裝角的機翼可對飛機進(jìn)行直接控制，改善機動性能；結(jié)構(gòu)與全動平尾結(jié)構(gòu)相似；如果發(fā)動機位于機翼上，并同機翼一起轉(zhuǎn)動，以便在起飛和著陸時產(chǎn)生垂直推力。結(jié)構(gòu)復(fù)雜3.折疊機翼用途基本上用在艦載飛機上，為了減小其外形尺寸，方便在甲板上或艦艙內(nèi)停放。典型機型美國海軍艦載機F-18蘇聯(lián)艦載機ＳＵ－２７Ｋ折疊方式翼尖部分通過液壓作動筒繞機翼旋轉(zhuǎn)軸向上旋轉(zhuǎn)。6.11三角機翼的傳力分析2022/12/17

1126.10三角機翼的傳力分析飛機速度的提高→更大的后掠角、更薄的翼型（?。鈩有阅芤蟆Y(jié)構(gòu)強度和剛度矛盾更突出很自然地發(fā)展三角翼飛機結(jié)構(gòu)1.三角機翼特點１.大后掠角=55～75°之間，小展弦比=1.5～2.5，長根弦盡管相對厚度?。╟=3～5%），但b很大。大部分機翼面積靠近機身，壓心中心離機身較近，機翼根部的彎矩?。?根梢比大，機翼面積靠近機身，壓心中心離機身較近，機翼根部的彎矩??；剛度大，重量輕；3.翼尖和前后緣薄，局部剛度弱，影響襟翼、副翼氣動性能，起飛著陸性能不好提高4.根部結(jié)構(gòu)高度大，一般采用梁式結(jié)構(gòu)。5.由于根弦長，機身遮擋部分占整個機翼的比例較大，為提高飛機的性能，應(yīng)設(shè)計成翼身融合體。2.三角機翼的結(jié)構(gòu)受力形式（a）帶有平行翼梁的多梁三角翼；（b）帶有輔助翼梁的單梁三角翼（c）帶有等百分比布置的三角翼（d）帶有輔助翼梁的整體式三角翼（e）帶有輔助翼梁的梁式三角翼結(jié)構(gòu)3.帶有平行翼梁的多梁三角翼氣動力分布翼梁的受載圖（a）靠近前緣翼梁的受載、（b）靠近后緣翼梁的受載。帶有平行翼梁的多梁三角翼結(jié)構(gòu)特點：梁在機身側(cè)邊處緣條面積最大；梁腹板較薄（多梁）；側(cè)肋有實心梁腹板；蒙皮??；重量輕；梁緣條沿長度方向的外形是曲面，與之連接的蒙皮也是曲面，工藝?yán)щy。帶平行翼梁的三角翼結(jié)構(gòu)（“協(xié)和號”）4.帶有輔助翼梁的單梁三角翼的結(jié)構(gòu)特點組成：主梁４－５若干個輔助翼梁i-i側(cè)肋2-n前墻2-3蒙皮及其加強翼肋墻在機身側(cè)邊與機身鉸接第i個墻上的分布剪力qbi=qa/b，它使梁的連接接頭上產(chǎn)生的支反力為：三角翼上主梁和輔助梁上的受載圖三角翼上主梁和輔助梁上的受載（5）帶有聚交翼梁的三角翼結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)特點：需要有加強側(cè)肋；工藝性好；梁多，剛度好，生存性好。等百分比布置的多梁式三角翼結(jié)構(gòu)(6)帶有輔助翼梁的整體式三角翼結(jié)構(gòu)特點：翼盒代替翼梁，提高了剛度；翼盒中段用鉸接接頭與機身隔框相連。(7)帶內(nèi)撐梁的梁式三角翼結(jié)構(gòu)型式垂直于機身布置了一根內(nèi)撐梁；剛度大，生存力強，重量輕；內(nèi)撐梁使前梁卸載；機翼內(nèi)布置油箱。6．12機翼的增升裝置2022/12/17

1251.增升裝置功用改善飛機的起飛—著陸性能提高輕型高速飛機的機動性能部分增升裝置（如前緣縫翼）還用于改善飛機大迎角下飛行時的橫向穩(wěn)定性的操縱性，特別是后掠翼飛機。１—前緣縫翼；２—減速板；３—擾流板；４—單縫、雙縫或三縫式襟翼；５—外側(cè)副翼；６——內(nèi)側(cè)副翼；７—調(diào)整片；８—前緣襟翼；９—偏轉(zhuǎn)式或后退式襟翼；10—襟副翼機翼上的活動部件前緣增升裝置2022/12/17128AircraftStructure典型前緣縫翼各種前、后緣增升裝置克魯格襟翼1-縫翼2-滑軌3-內(nèi)前緣上壁4-內(nèi)前緣下壁5-前梁2022/12/17129A380130每側(cè)機翼的前端有6個前緣襟翼，內(nèi)段為兩個固定下垂頭部前緣，后端有3個副翼、9個擾流片/減速板、3個后緣襟翼。機翼增升裝置的種類襟翼結(jié)構(gòu)（c)固定軸開裂襟翼的操縱；(d)后退開裂襟翼的安裝操縱；（e）Π型大梁1和骨架上下的蒙皮；f）滑軌９、托架１０、11對滑軌進(jìn)行加固。1-梁、2、3-后前桁條、4-通條和鉸鏈、5-支座、6-肋、7-松緊螺桿、8-拉桿、9-滑軌、10-托架、11-撐桿。2.減速板和擾流板放出時向上偏，引起氣流分離，使升力下降，阻力增加，而在收起位置時，埋入機翼中減速板，它們在左右機翼上對稱地向上偏轉(zhuǎn)擾流板，只需要使往其傾斜的那一邊機翼上的擾流板偏轉(zhuǎn)。擾流板是飛機橫向的操縱機構(gòu)。為了提高飛機相對于縱軸的操縱效率，擾流板應(yīng)遠(yuǎn)離該軸布置，通常，放在外側(cè)襟翼的前面，增大力矩Mx的力臂；減速板放在內(nèi)側(cè)襟翼前面，在減速板偏轉(zhuǎn)不對稱時可減小力矩Mx的力臂。減速板、擾流板及其懸掛接頭和操縱接頭的結(jié)構(gòu)（a）擾流板引起氣流分離；（b）、（c）、（d）伊爾-86飛機減速板及結(jié)構(gòu)；（e）輕型飛機減速板6．13副翼2022/12/171351.副翼的用途與設(shè)計要求基本用途

滾轉(zhuǎn)力矩，橫向控制?；疽蟊苊庠陲w行中由于機翼彎曲使副翼卡死；對副翼進(jìn)行重量配平；減小鉸鏈力矩；減小偏轉(zhuǎn)和收起狀態(tài)下的附加阻力；減小副翼偏轉(zhuǎn)時的偏航力矩:

副翼的上偏角為25°，下偏角為15～25°。副翼向下偏轉(zhuǎn)引起

攻角增大，這在大攻角飛行時會導(dǎo)致該半機翼上的氣流分離和反

效。因此，要限制副翼的下偏角。機翼上表面的彎度較大，當(dāng)副

翼向上、向下偏轉(zhuǎn)同樣角度時，機翼上的阻力不同，會導(dǎo)致產(chǎn)生

不期望的偏航力矩Ｍy，因此要求的上偏角度要大些。2.襟副翼改善飛機的起降性能，它既可以當(dāng)作副翼使用，也可以當(dāng)作襟翼使用。為避免橫向反操縱—副翼反效現(xiàn)象的發(fā)生，外副翼僅用于起飛、著陸時飛行速度不大的狀態(tài)，而內(nèi)副翼位于機翼剛度較大的部分，在整個飛行期間均被使用。擾流片偏轉(zhuǎn)時升力變化的滯后效應(yīng)（氣流不立即分離），將擾流片與副翼聯(lián)合使用，從而提高橫向操縱效率。3升降副翼無水平尾翼的飛機上，為保證橫向和縱向穩(wěn)定性，機翼上的操縱機構(gòu)既當(dāng)副翼，又當(dāng)升降舵，其面積和偏角比常規(guī)布局飛機的要大，因為從飛機質(zhì)心到升降副翼的力臂小一些。2.副翼的結(jié)構(gòu)副翼及其懸掛接頭的結(jié)構(gòu)2.副翼的結(jié)構(gòu)重量平衡防止機翼彎曲—副翼偏轉(zhuǎn)顫振集中配重沿副翼前緣沿翼展布置分散配重（金屬棒）后緣采用蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)，以此減輕副翼后緣的重量3.氣動補償（a）—軸式補償；（b）—內(nèi)補償；（c）—伺服補償；（d）—帶彈性元件的伺服補償器調(diào)整片調(diào)整片位于副翼（舵面）５的后部，它用于在改變飛行狀態(tài)時減?。ㄏ╋w機操縱搖臂上的桿力。調(diào)整片及其懸掛接頭和操縱接頭的結(jié)構(gòu)4.副翼的受載副翼是一變剛度的多支點梁，承受垂直于弦平面的分布?xì)鈩虞d荷qail和操縱拉桿的操縱力副翼的受載及副翼的Q、M、Mt圖5.操縱面前緣缺口補強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，因此需在缺口處補強。強梁傳扭局部閉室斜肋和梁傳扭操縱面前緣缺口補強可加一對斜加強肋，與梁構(gòu)成三角架加一短墻，與缺口兩端的加強肋構(gòu)成一局部閉室對某些小型低速飛機，載荷很小時，可直接對梁進(jìn)行局部加強，由梁本身受扭6.14尾翼2022/12/17

1471.尾翼的用途和對尾翼的要求尾翼是保證飛機穩(wěn)定性和操縱性的升力面；水平尾翼用于保證飛機的縱向穩(wěn)定性和操縱性；垂直尾翼用于保證飛機的航向安定性和操縱性。尾翼布局2022/12/17

149尾翼布局（a）常規(guī)布局；（b）T形尾翼布局（提高垂尾效率）；(c)全動平尾布局，腹鰭。水平尾翼上的流場擾動圖M<1M>1采用全動式水平尾翼能明顯提高水平尾翼的效率，特別是在超聲速時。對于大型飛機為增加起飛著陸時的尾翼效率，通常采用可調(diào)安裝角設(shè)計，如波音737飛機水平尾翼設(shè)計；較少采用全動式垂直尾翼，因為在大多數(shù)情況下，方向舵的剩余效率足以保證飛機的正常操縱。激波后，擾動無法前傳不同氣動布局時水平尾翼的位置（a）正常布局（水平尾翼在機身軸線）；（b）T形尾翼（水平尾翼在上）；（c）鴨式布局（水平尾翼在前）；（d）飛翼（無水平尾翼）。2尾翼上的載荷和尾翼的承力結(jié)構(gòu)（1）、水平尾翼的受載氣動載荷平衡載荷機