飛機構造基礎飛機結構第1頁/共151頁第1章飛機結構

第2頁/共151頁1.1概述

第3頁/共151頁什么是固定翼飛機？所謂固定翼飛機是指飛機的機翼位置、后掠角等參數固定不變的飛機；相對現(xiàn)代一些超音速飛機，在以低速飛行時，為了得到較大的升力，機翼伸展較大（后掠角較?。陲w行中隨飛機速度增大，后掠角可以改變加大，這就不再是固定翼飛機了，典型的是直升機，和旋翼機，沒有固定的機翼；艦載飛機為了減少停放時占地面積，將機翼折疊；但飛行中機翼不能出現(xiàn)折疊動作的，或改變角度的，仍屬于固定翼飛機。目前民航客機都屬于固定翼飛機第4頁/共151頁固定翼飛機的歷史固定翼飛機是人類在20世紀所取得的最重大的科學技術成就之一，有人將它與電視和電腦并列為20世紀對人類影響最大的三大發(fā)明。關于世界上最早的固定翼機到底是由誰發(fā)明各國尚存在爭議，但較為普遍的觀點是由美國人萊特兄弟發(fā)明。他們在1903年12月17日進行的飛行作為“第一次重于空氣的航空器進行的受控的持續(xù)動力飛行”被國際航空聯(lián)合會（FAI）所認可第5頁/共151頁固定翼飛機或定翼機常簡稱為飛機，是指由動力裝置產生前進的推力或拉力，由機身的固定機翼產生升力，在大氣層內飛行的重于空氣的航空器。當今世界的飛機，主是固定翼飛機。

另有一種變后掠翼飛機，即機翼后掠角在飛行中可以改變的飛機，也屬于固定翼飛機。米格-23戰(zhàn)斗機、圖-160戰(zhàn)略轟炸機，以及歐洲的“狂風”和美國的F-14戰(zhàn)斗機、B-1戰(zhàn)略轟炸機都是變后掠翼飛機。第6頁/共151頁后掠翼使作戰(zhàn)飛機的最大速度提高很快，但低速時氣動效率低，升力較小。事實上，人們既希望飛機有很高的速度，又希望起降速度低，減少起降距離。解決這一問題的辦法之一是使機翼的面積和形狀可變，這就是可變后掠翼。可變后掠翼的一部分或全部可前后偏轉，在向前偏轉時，后掠角減小，展弦比增大，因而升力增加；向后偏轉并收起時，后掠角增大，升力和阻力都減小。這樣飛機通過改變機翼后掠角，使機翼面積和展弦比發(fā)生變化，適應了起飛和著陸階段以及高速飛行階段對升阻比的不同要求。變后掠翼飛機在起飛和著陸時，機翼是展開的，而在高空巡航飛機時，機翼是收攏的。

1951年6月20日，美國貝爾公司研制的世界第一架可變后掠翼試驗機X-5進行了首次飛行。試飛表明，采用可變后掠翼可增加航程35%，起飛著陸速度可降低20%，起降性能大為改善。20世紀60年代美國通用動力公司借鑒了可變后掠翼試驗機的技術成果，研制出世界上第一種實用可變后掠翼戰(zhàn)斗/攻擊機F-111，于1964年12月21日首次試飛。由于可變后掠翼兼有良好的低速和高速性能，所以許多戰(zhàn)斗機、轟炸機都采用了可變后掠翼。第7頁/共151頁固定翼飛機的機體組成機身、機翼、安定面、飛行操縱面和起落架其中安定面和飛行操縱面在這里主要指的是尾翼尾翼是用來平衡、穩(wěn)定和操縱飛機飛行姿態(tài)的部件，通常包括垂直尾翼（垂尾）和水平尾翼（平尾）兩部分。垂直尾翼由固定的垂直安定面和安裝在其后部的方向舵組成，水平尾翼由固定的水平安定面和安裝在其后部的升降舵組成，一些型號的飛機升降舵由全動式水平尾翼代替。方向舵用于控制飛機的航向運動，升降舵用于控制飛機的俯仰運動。第8頁/共151頁

機身：裝載。

機翼：產生升力。尾翼：使飛機具有操縱性與穩(wěn)定性。

起落架：起飛、著陸、滑跑用。第9頁/共151頁飛機的基本構造機翼垂直安定面水平安定面副翼襟翼升降舵方向舵前緣襟翼第10頁/共151頁1.2飛機載荷

第11頁/共151頁1.2飛機載荷載荷：飛機在起飛、飛行、著陸及地面停放等過程中，作用在飛機上的各種力外載荷：空氣動力、慣性力以及飛機在著陸、地面滑行和停機時地面的反作用力第12頁/共151頁一、平直飛行情況此時Y=G,P=X這種情況的外載荷特點是：作用在飛機上的升力等于飛機的重量，即(Y/G=1)。第13頁/共151頁二、俯沖拉起情況這是一種常用的在垂直平面內作曲線機動飛行的情況。作用在飛機上的外載荷有：Y、P、X、G

以及質量慣性力Ny。設飛機的速度為V，航線的曲率半徑為r，則法向（y向）加速度為離心慣性力為圖3-3俯沖攻擊后拉起時的受載情況第14頁/共151頁飛機的動平衡方程為由此可見，曲線飛行時，Y是G的ny倍。用ny表示Y/G，則該升力與重力之比值稱為過載系數，簡稱過載。當飛機在弧形航線的最低點，即=0(cos=1)時，其過載系數達到最大值圖3-3俯沖攻擊后拉起時的受載情況俯沖拉起情況第15頁/共151頁三、進入俯沖情況飛機在此情況下視V與r的不同情況，ny可以為正，也可以為負，還可以為零。四、垂直俯沖情況圖3-4進入俯沖情況飛機在此情況下Y=0，ny

=0在x方向可能存在過載nx=(T-X)/G=(Nx–G)/G第16頁/共151頁五、等速水平盤旋情況這是飛機機動性能的主要項目之一，此時的受載特點為盤旋傾斜角越大，ny越大。當大坡度盤旋=75°~80°時，ny=4~6。盤旋時水平方向的過載為當=75°~80°時，nh=3.7~5.7。第17頁/共151頁六、垂直突風（陣風）情況垂直突風是各種突風中的最嚴重情況。當飛機處于直線水平無側滑飛行時，遭遇到一個確定形狀和強度的孤立垂直陣風u，由于飛行速度V0

遠大于陣風速度，可以認為飛機仍以速度V0相對空氣運動，只增加機翼迎角。升力增量Y為又因垂直突風情況第18頁/共151頁則飛機平飛時遇突風過載ny為式中Cy—升力系數增量；

—迎角增量；

Y0

—飛機原平飛升力；u

—垂直突風速度；

Cy—升力線斜率；H

—飛行高度H上的空氣密度；

p=G/S

—翼載荷；

K

—垂直突風衰減系數。當垂直突風來得愈突然（擾動氣流影響區(qū)L愈?。琕0愈大，K值就愈接近于1。在暴風雨中飛行時，u可達40m/s，將產生較大的過載。除此之外，周期性突風還將引起振動而產生疲勞，同時產生附加的振動過載。第19頁/共151頁七、考慮飛機轉動時的過載在距重心xi

處i

點的線加速度為在i

點y

方向總加速度ai為

飛機在空中飛行時，通常既有平移運動，又有旋轉運動。若飛機在對稱面內作曲線運動，平尾上會產生使飛機作機動的載荷Ytm，使飛機產生繞z軸的角速度z。第20頁/共151頁

ni

隨飛機各處xi

的不同而不同，xi

有正有負，附加力矩有一定方向性，因而旋轉慣性力及其附加的旋轉過載也有正有負。由上式可以方便地計算某一處局部的過載或外載。如果i

點處物體的重力為Gi，則質量力為Gicos+miai

（見圖3-8b）。i

點處的過載系數ni

為飛機轉動時的過載第21頁/共151頁著陸時，作用在飛機上的外載荷有哪些？著陸時，作用在飛機上的外載荷包括重力，升力，及地面的反作用力。

第22頁/共151頁飛機的過載1.2.1飛機重心的過載一、過載的基本概念在曲線飛行中，作用于飛機上的升力經常不等于飛機的重量。為了衡量飛機在某一飛行狀態(tài)下受外載荷的嚴重程度，引出過載(或稱載荷因數)這一概念。第23頁/共151頁過載系數除重力外，作用在飛機上的某方向上所有外力之合力與當時飛機重量之比值，叫載荷系數。由上面定義可以看出，載荷系數是一個矢量，用符號n表示．它在機體坐標軸系三個主軸方向的分量如圖

第24頁/共151頁過載的定義作用在飛機某方向的除重力之外的外載荷與飛機重量的比值，稱為該方向的飛機重心過載，用n表示。飛機在Y軸方向的過載，等于飛機升力（Y）與飛機重量的比值，即第25頁/共151頁過載系數的物理意義用來計算實際載荷的大小。如果我們知道了飛機的過載系數，就能很方便地求得飛機實際載荷的大小和方向，這便于設計飛機的結構，檢驗其強度、剛度。過載系數與飛機機動性等飛行狀態(tài)密切相關，因此它是飛機設計的一個重要參數。設計時如能正確選取過載系數的極限，則既能使飛機滿足機動性要求，又能使飛機滿足結構的重量要求。過載系數表示了飛機實際的外力與飛機重力的關系。它是用倍數的概念來表示的，是一個相對值。一般情況下，x和z方向的過載系數均較小，常略去不計，主要考慮y方向的過載。另一方面，過載系數又表示飛機實際的質量力的情況。以俯沖拉起機動飛行為例，實際y向質量力(Gcos+Ny)是G的多少倍，這個倍數就是ny，即3.過載系數的實際應用第26頁/共151頁飛機在X軸方向的過載等于發(fā)動機推力P與飛機阻力X之差與飛機重量的比值，即第27頁/共151頁飛機在Z軸方向的過載等于飛機側向力（Z）與

飛機重量的比值，即飛機在飛行中，Y軸方向的過載往往較大，它是飛機結構設計中的主要指標之一，飛機的結構強度主要取決于Y方向的過載。而其它兩個方向的過載（）較小，它們對飛機結構強度的影響也較小。第28頁/共151頁什么是飛機的重心過載？什么是飛機升力方向的過載？作用在飛機某方向的除重力之外的外載荷與飛機重量的比值，稱為該方向的飛機重心過載。飛機在升力方向的過載等于飛機升力與飛機重量的比值.第29頁/共151頁三、過載的大小在不同的飛行狀態(tài)下，飛機重心過載的大小往往不一樣。過載可能大于1、小于1、等于1、等于零甚至是負值，這決定于曲線飛行時升力的大小和方向。飛機平飛時，升力等于飛機的重量，等于1；曲線飛行時，升力經常不等于1。飛行員柔和推桿使飛機由平飛進入下滑的過程中，升力比飛機重量稍小一些，就小于1；當飛機平飛時遇到強大的垂直向下的突風或在垂直平面內做機動飛行時，駕駛員推桿過猛，升力就會變成負值，也就變?yōu)樨撝?；當飛機以無升力迎角垂直俯沖時，載荷因數就等于零。第30頁/共151頁

的正、負號與升力的正、負號一致，而升力的正、負號取決于升力與飛機Y軸（立軸）的關系。如果升力的方向與Y軸相同，則取正號；反之則取負號。第31頁/共151頁四、著陸時的載荷系數①

這里的過載定義與空中飛行情況不同。當空中勻速飛行時,ny=1表示Y/G=1

地面滑行或停止態(tài)時,再以升力來定義已毫無意義,

應以用地面的支撐載荷與重量之比來定義,

即ny=1=Plg/G注意: i.這兩種情況下的ny=1,但飛機結構的承載方式卻完全不同,

勻速平飛是一種分布載荷作用,而著陸主要是以集中力形式作用于起落架上,通過起落架作用于機身。

ii.工程上,常稱平飛時ny=1為平飛1g(g以重力為單位)；停機時ny=1為停機的1g第32頁/共151頁四、著陸時的載荷系數

②

著陸時載荷分析:

從著陸前到完全著陸瞬間,飛機y向速度從-Vy減至零,故此時的減速度為:

所以，減速度a指向機體坐標系y的正向，故此時的慣性力(作用于地面)的方向是向下的。由動平衡分析:第33頁/共151頁四、著陸時的載荷系數

③

由著陸時的載荷(地面給予的外載荷)與重量之比的過載定義,即設:

④這個過載不允許過大,一般ny=3-4(因為與飛行時對結構與人的作用不同)

著陸或滑時的情況多樣,還可能發(fā)生nx,或nz.第34頁/共151頁五、飛機設計時最大載荷系數的選取①影響選擇最大載荷系數的因素:I.

載荷系數實際反映了飛機的機動性能,因此越大越好,但對運輸機或客機則沒有太大必要。Ⅱ.載荷系數又反映了對結構的載荷作用,載荷系數越大,表明飛機結構的承載越大,要有足夠的剛、強度，則結構重量大。第35頁/共151頁五、飛機設計時最大載荷系數的選?、?載荷系數的載荷作用，不僅對結構有作用，而且對機載設備及乘員有載荷作用。載荷系數越大，對他們的作用越強，要視他們的承受能力而定。Ⅳ.飛行時的載荷系數（除突風干擾外），一般來自于發(fā)動機的推力，載荷系數大，結構要重，發(fā)動機的加力性能要好，即剩余推力要大。Ⅴ.載荷系數的選擇影響因素眾多，要依據技術性能要求綜合確定,并不是越大越好。第36頁/共151頁五、飛機設計時最大載荷系數的選取

②人對過載的反映：說明人在短時間承受較大過載尚可，特別是正過載。較長時間承受過載能力很差，特別是負過載。戰(zhàn)斗機的過載一般為-3—+8民機則無必要。③提高人抗過載的能力：抗過載服。④規(guī)范中的過載系數可供選擇（飛行包線上給定）。第37頁/共151頁四、過載的意義過載表示飛機的外載荷（除重力外）與飛機重力的關系。這種關系用倍數來表示，是一個相對值。第38頁/共151頁1.2.2飛機各部位的局部過載在研究飛機各部件的載荷時，只知道飛機的過載是不夠的，還必須知道部件的過載。部件過載是該部件在某一飛行狀態(tài)中的質量力與其本身重量的比值。當飛機沒有對重心的角加速度時，部件的過載等于飛機的過載；當飛機有對重心的角加速度時，飛機重心以外各部件的過載，等于飛機的過載加上或減去一個附加過載。第39頁/共151頁

前面在研究飛機過載時，是把整架飛機當作一個質點來看待的，因此，計算得到的過載是指飛機重心處的過載。當飛機繞重心有角加速度(抬頭為正)時，飛機各部位的過載值就會發(fā)生改變。第40頁/共151頁當飛機繞重心有一個抬頭的角加速度時，在機身上某一點

處，就會產生一個線加速度：

這個附加的線加速度將產生一個附加的過載，即式中g--重力加速度。因此，在i點處的局部過載為第41頁/共151頁飛機各部位的局部過載沿飛機長度是按直線規(guī)律變化的。部件距離飛機的重心越遠，或飛機繞重心轉動的角加速度越大，該部件的附加過載也越大。只有當飛機繞重心的角加速度為零時，飛機上沿縱向各點處的過載才相等，都等于飛機重心處的過載。第42頁/共151頁1.2.3飛機著陸時的過載飛機著陸接地時的速度可分解為水平分速和垂直分速。由于水平分速是在著陸滑跑過程中逐漸消失的，因此飛機沿水平方向的受力不大；垂直分速是在飛機與地面相對撞擊后很短的時間內消失的，故飛機沿垂直方向的撞擊力較大。飛機著陸接地時承受的載荷，主要就是作用于起落架的垂直撞擊力。飛機接地時垂直方向的過載，為作用于起落架上的垂直撞擊力與飛機重量的比值。第43頁/共151頁飛機著陸時，由于飛機的垂直下降速度在很短的時間內降為零，出現(xiàn)很大的負加速度，這將引起著陸過載。

飛機著陸過載：起落架的實際著陸外載荷與飛機停放在地面時起落架的停機載荷之比，即：第44頁/共151頁如果飛機沒有繞重心的角加速度，則部件的過載就等于飛機重心的過載；否則，還要加上由角加速度引起的附加過載。

例如：前三點式起落架飛機以兩個主輪接地時，作用于起落架的載荷對飛機重心的力矩，要使飛機產生機頭下俯的角加速度。這時，飛機重心后面的部件，其過載等于飛機重心過載加上一個附加過載；而飛機重心前面的部件，則應減去一個附加過載。

第45頁/共151頁1.3飛機最大使用過載和最大允許速壓1.3.1飛機的最大使用過載

過載ny越大，說明作用在飛機上的升力Y也越大。所以，飛機在飛行中的過載值ny就表示了飛機受力的大小。通常把飛機在飛行中出現(xiàn)的過載值ny稱為使用過載，用ny,ser表示。設計飛機時所規(guī)定的最大使用過載值，稱為最大使用過載，用ny,ser,max表示。第46頁/共151頁各種飛機的最大使用過載，主要是由飛機的機動飛行能力，飛行員生理上的限制，以及在飛行中因氣流不穩(wěn)定而可能受到的外載荷等因素確定的。對于不能做特技飛行的飛機，例如大型運輸機，其最大使用過載通常是由飛機在不穩(wěn)定氣流中飛行時可能產生的過載來確定的。大型運輸機的最大使用正過載大約為34，最大使用負過載為1.52.5。一架飛機的最大使用過載規(guī)定得越大，飛機結構承受外載荷的能力就越強。第47頁/共151頁機翼結構第48頁/共151頁產生升力。當它具有上反角時，可為飛機提供一定的橫側穩(wěn)定性。1.4.1機翼的功用有橫向操縱用的副翼、擾流片等。為了改善機翼的空氣動力效用在機翼的前、后緣越來越多地裝有各種形式的襟翼、縫翼等增升裝置，以提高飛機的起降或機動性能。

機翼上常安裝有起落架、發(fā)動機等其它部件。機翼的內部空間常用來收藏主起落架和貯存燃油.第49頁/共151頁機翼相對機身的垂直位置三種形式：上單翼、中單翼、下單翼翼型選擇第50頁/共151頁下單翼中單翼上單翼從機翼與機身的干擾阻力來看，以中單翼為最小，上單翼次之，下單翼最大。從機身內部容積的利用來看，以上單翼為最優(yōu)躍。因為上單翼飛機機翼通過機身的部分骨架，位于機身上部，不影響機身內部容積的利用；中單翼的翼梁要橫穿機身中部，對機身內容積的利用有一定影響；下單翼飛機機身內的可用容積較大，但固定在機身下部的翼梁，會限制安裝在機翼下部部件的尺寸。吊裝在下單翼飛機下部的發(fā)動機可使發(fā)動機的維護方便。從起落架的配置來看，如果將起落架裝在機翼上，上單翼飛機的起落架較長，這樣不僅重量大，而且不易收放。在這方面，下單翼機比較有利。此外，上單翼飛機由于機翼位置較高，檢修、拆裝機翼上的發(fā)動機或其它附件，以及向機翼內的油箱加添燃油都不方便，這會給維護工作帶來困難。第51頁/共151頁選擇上下位置時，必須認真分析不同布局的特點，結合飛機的設計要求才能確定。一般來說，輕型飛機采用下單翼，軍用戰(zhàn)斗機采用中單翼，軍用運輸機采用上單翼，旅客機采用下單翼第52頁/共151頁機翼結構質量力是機翼結構重量和它在飛行中產生的慣性力的總稱，即機翼結構重量和變速運動慣性力。機翼在外部載荷作用下，象一根固定在機身上的懸臂梁一樣，要產生彎曲和扭轉變形，因此，在這些外載荷作用下，機翼各截面要承受剪力、彎矩和扭矩。第53頁/共151頁機翼上的外載荷與受力圖機翼主要受兩種類型的外載荷：一種是以空氣動力載荷為主，包括機翼結構質量力的分布載荷；另一種是由各連接點傳來的集中載荷。這些外載荷在機身與機翼的連接處，由機身提供的支反力取得平衡。第54頁/共151頁①如果機翼上只有空氣動力和機翼結構質量力，則越靠近機翼根部，橫載面上的剪力、彎矩和扭矩越大。

②當機翼上同時作用有部件集中質量力時，上述力圖會在集中質量力作用處產生突變或轉折。剪力圖彎矩圖扭矩圖P部件空氣動力分布載荷機翼重力分布載荷一、平直機翼各截面的剪力、彎矩和扭矩圖

第55頁/共151頁剛心軸的定義?機翼的每個橫截面上，都有一個特殊的點，當外力通過這一點時，不會使橫截面轉動，這個特殊的點稱為該橫截面的剛心。機翼各橫截面剛心的連線稱為機翼的剛心軸。第56頁/共151頁剪力圖彎矩圖扭矩圖二、后掠機翼各截面的剪力、彎矩和扭矩圖

第57頁/共151頁機翼結構的典型元件蒙皮桁條翼肋翼梁緣條翼梁腹板縱向元件有翼梁、長桁、墻(腹板)橫向元件有翼肋(普通翼肋和加強翼肋)以及包在縱、橫元件組成的骨架外面的蒙皮第58頁/共151頁當蒙皮較厚時，它常與長桁一起組成壁板，承受機翼彎矩引起的軸力。

蒙皮還參與機翼的總體受力——它和翼梁或翼墻的腹板組合在一起，形成封閉的盒式薄壁梁承受機翼的扭矩

一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流線型的機翼外表面。

蒙皮受到垂直于其表面的局部氣動載荷；第59頁/共151頁蒙皮分為：布質蒙皮、金屬鉚接蒙皮、整體蒙皮（壁板式蒙皮）、夾芯蒙皮等布質蒙皮:只受空氣動力第60頁/共151頁2023/5/4蒙皮:承受局部空氣動力，形成和維持機翼外形，并承受扭矩，有些機翼蒙皮還承受彎矩。（a）金屬蒙皮（b）整體壁板（蒙皮）第61頁/共151頁二、長桁(也稱桁條)?長桁的主要功用是：?支持蒙皮，防止在空氣動力作用下產生過大的局部變形，并與蒙皮一起把空氣動力傳到翼肋上去；?提高蒙皮的抗剪和抗壓穩(wěn)定性，使蒙皮能更好地參與承受機翼的扭矩和彎矩；?長桁還能承受由彎矩引起的部分軸力。第62頁/共151頁蒙皮傳來的力桁條翼肋傳來的力翼肋蒙皮傳來的力桁條翼肋桁條翼肋蒙皮蒙皮傳來的力第63頁/共151頁各種長桁（a）（d）擠壓成型（b）（c）板彎成型2023/5/4長桁:第一是支持蒙皮，防止蒙皮因受局部空氣動力而產生變形過大；第二是把蒙皮傳來的氣動力傳給翼肋：第三是同蒙皮一起承受由彎矩而產生的拉、壓力。第64頁/共151頁三、翼肋翼肋是機翼結構的橫向受力構件翼肋按其功用可分為普通翼肋和加強翼肋兩種。普通翼肋的功用是：構成并保持規(guī)定的翼型；把蒙皮和桁條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，通過鉚釘以剪流的形式傳給蒙皮；支持蒙皮、桁條、翼梁腹板，提高它們的穩(wěn)定性等。第65頁/共151頁2023/5/4翼肋:分為普通翼肋和加強翼肋。普通翼肋用來維持翼剖面形狀，將蒙皮上的空氣動力傳到其它承力構件上去，并支持桁條和蒙皮。加強翼肋除具有普通翼肋的功用外，還作為機翼結構的局部加強件，承受較大的集中載荷或懸掛部件。第66頁/共151頁腹板式普通翼肋通常都用鋁合金板制成，其彎邊用來同蒙皮和翼梁腹板鉚接。周緣彎邊和與它鉚接在一起的蒙皮，作為翼肋的緣條承受彎矩。翼肋的腹板則承受剪力。這種翼肋的腹板，強度一般都有富裕，為了減輕重量，腹板上往往開有大孔。利用這些大孔還可穿過副翼、襟翼等傳動構件。為了提高腹板的穩(wěn)定性，開孔處往往還壓成卷邊，有時腹板上還鉚著加強支柱，或者壓成凹槽。第67頁/共151頁

加強翼肋除具有上述作用外，還要承受和傳遞較大的集中載荷。第68頁/共151頁在開口端部或翼根部位的加強翼肋，其主要功用是把機翼盒段上由一圈閉合剪流構成的扭矩，轉換成一對垂直力構成的力偶分別傳給翼梁或機身加強框。ΔQ剛心Δq扭

ΔM扭

Δq1

Δq2

第69頁/共151頁四、翼梁翼梁由腹板和緣條(也稱凸緣)組成。緣條橫剖面形狀多為“T”型材或角型材。腹板上還鉚接上許多支柱，這些支柱起連接翼肋和提高腹板受剪穩(wěn)定性的作用。緣條和腹板的橫剖面面積，由翼尖向翼根逐漸增大。翼梁的主要功用是承受機翼的剪力和部分或全部彎矩。腹板式翼梁整體式翼梁桁架式翼梁B—B截面A—A截面C—C截面D—D截面A—A截面B—B截面腹板支柱緣條直支柱斜支柱緣條第70頁/共151頁翼梁:一般由緣條和腹板等組成。主要功用是承受彎矩和剪力。梁的上下緣條承受由彎矩引起的軸向拉、壓內力。剪力則主要由腹板承受。第71頁/共151頁五、縱墻(包含腹板)縱墻的緣條比梁緣條弱得多，但大多強于一般長桁，縱墻與機身的連接為鉸接。有些腹板沒有緣條，有些腹板的緣條與長桁一樣強。墻和腹板一般都不能承受彎矩，但可以與蒙皮組成封閉的盒段來承受機翼的扭矩。后墻則還有封閉機翼內部容積的作用。第72頁/共151頁縱墻(腹板):相當于翼梁，但緣條很弱，甚至沒有緣條。墻一般不能承受彎矩，所以與機身的連接為鉸接，但縱墻能承受剪力，可和蒙皮組成封閉盒段承受扭矩。1.腹板2.弱緣條第73頁/共151頁接頭:用來連接機翼與機身，把機翼上的力傳遞到機身隔框上。接頭分為固接和鉸接兩種，固接的接頭，接點既不可移動，也不可轉動；因此，它既能傳遞剪力又能傳遞彎矩。鉸接不可移動、但可以旋轉，只傳剪力，不傳彎矩。第74頁/共151頁機翼的特點是薄壁結構，因此以上各元件之間的連接大多采用分散連接：如鉚釘連接、螺栓連接、點焊、膠接或它們的混合形式——如膠鉚等。腹板表示鉚接關系緣條緣條翼肋桁條蒙皮翼梁第75頁/共151頁第76頁/共151頁第77頁/共151頁第78頁/共151頁2.1.5機翼結構的典型受力形式機翼的典型受力形式有：梁式、單塊式、多腹板式或混合式等薄壁結構，此外還有一些厚壁結構(如整體壁板式)的機翼。梁式機翼通常有單梁式和雙梁式兩種。它們裝有一根或兩根強有力的翼梁，蒙皮很薄，桁條的數量不多而且較弱，有些機翼的桁條還是分段斷開的。第79頁/共151頁梁式機翼的桁條承受軸向力的能力極小，其主要作用是與蒙皮一起承受局部空氣動力，并提高蒙皮的抗剪穩(wěn)定性，使之能夠更好地承受扭矩。這種機翼蒙皮的抗壓穩(wěn)定性很差，機翼彎曲時受壓部分的蒙皮幾乎不能參與受力；而受拉部分的蒙皮，由于截面積很小，分擔的拉伸力也很小。由此可見，彎矩引起的軸向力主要是由翼梁緣條承受的。所以，這種機翼叫做梁式機翼。第80頁/共151頁梁式機翼的受力特點是：彎曲引起的軸向力主要由翼梁的緣條承受。剪力由翼梁的腹板承受。對雙梁式機翼的扭矩可由前后梁腹板與上下蒙皮組成的盒段（合圍框）、前梁腹板與前緣蒙皮組成的盒段承受。梁式機翼的主要受力構件是翼梁，因此，它具有便于開口、與機身(或機翼中段)連接較簡便等優(yōu)點。第81頁/共151頁翼肋桁條翼梁蒙皮副翼襟翼單塊式機翼現(xiàn)代飛機多采用單塊式機翼。單塊式機翼的構造特點是：蒙皮較厚；桁條較多而且較強；翼梁的緣條較弱，有時緣條的橫截面積和桁條差不多。

第82頁/共151頁這種機翼的蒙皮，不僅具有良好的抗剪穩(wěn)定性，而且有較好的抗壓穩(wěn)定性，因此，它不僅能更好地承受機翼的扭矩，而且能同桁條一起承受機翼的大部分彎矩。由于這種機翼結構，是由蒙皮、桁條和緣條組成一個整塊構件來承受彎矩所引起的軸向力，所以叫做單塊式機翼。

第83頁/共151頁單塊式機翼的受力特點是：彎曲引起的軸向力由蒙皮、桁條和緣條組成的整體壁板承受。剪力由翼梁腹板承受。扭矩由蒙皮與翼梁腹板形成的閉室承受。單塊式機翼的優(yōu)點是：①通較好地保持翼型。②抗彎、扭剛度較大。③受力構件分散。缺點是：①不便于開大艙口。②不便于承受集中載荷。③接頭聯(lián)接復雜。第84頁/共151頁說明單塊式機翼蒙皮在機翼受力、傳力中的作用？121、形成機翼的氣動外形，承受機翼表面的氣動載荷；2、與翼梁腹板或墻腹板組成閉室，受剪傳遞扭矩；3、與長桁、梁緣條組成壁板，受拉壓傳遞彎矩。

第85頁/共151頁機翼型式蒙皮桁條翼梁梁式機翼薄弱，少，有時斷開強，承受剪力和彎矩單塊式厚多，強較弱，承受剪力，小部分彎矩梁式、單塊式機翼的結構特點第86頁/共151頁機翼型式剪力彎矩扭矩梁式機翼翼梁腹板翼梁緣條蒙皮與翼梁腹板的盒段單塊式翼梁腹板翼梁緣條、桁條、蒙皮組成壁板蒙皮與翼梁腹板的合段梁式、單塊式機翼的受力特點

第87頁/共151頁多腹板式(或為多梁式)：這類機翼布置了較多的縱墻(一般多余5個)；蒙皮較厚(可從幾mm到十幾mm)；無長桁；有少肋、多肋兩種。但由于受集中力的需要，每側機翼上至少要布置3～5個加強翼肋.第88頁/共151頁機翼的平面形狀分為：直機翼、后掠翼、三角翼、小展弦比直機翼四種直機翼主要用于低速飛機上。后掠翼主要用于高亞音速和超音速飛機上。國外還有變后掠機翼的飛機，后掠角可在20°～70°之間變化，以適應飛機低空低速、高空高速、低空高速的性能變化要求。三角翼和小展弦比直機翼用于超音速飛機上不同類型的平面形狀的機翼。第89頁/共151頁機翼結構橫剖面的內力有哪些？飛機在負過載下，機翼的哪些部位受拉，哪些部位受壓？

機翼結構橫剖面的內力有：剪力、彎矩和扭矩。飛機在負過載下，機翼的上表面受拉，下表面受壓。

第90頁/共151頁翼面典型結構傳力分析要點1．典型元件的受力功用 （1）蒙皮 （2）翼肋 （3）翼梁和墻 （4）長桁2.各典型型式受力特點的比較 （1）單純的梁式機翼，薄蒙皮和弱長桁均不參加機翼總體彎矩的傳遞，只有的緣條承受彎矩引起時軸力。 （2）在單塊式，多墻式機翼中，蒙皮、長桁，乃至主要是蒙皮發(fā)展成為主要的承彎構件，機翼結構一般說材料利用率較高 （3）在承受總體力中的剪力和扭矩時，幾種形式中各元件的作用基本相同。第91頁/共151頁翼梁腹板桁條蒙皮空氣動力剪力蒙皮彎矩扭矩翼肋翼梁緣條整體壁板機身機翼結構中力的傳遞第92頁/共151頁機翼小結飛行中，機翼的外部載荷有空氣動力、結構質量力和部件質量力。在外部載荷作用下，機翼各截面要承受剪力、彎矩和扭矩。飛行速度的提高是促使機翼結構不斷改進的主要原因。金屬蒙皮機翼結構有梁式（單梁、雙梁）和單塊式兩類。為了綜合利用兩類結構型式的優(yōu)點，并且盡量避免它們的缺點，目前有些飛機的機翼，采用翼根部位為梁式、翼尖部位為單塊式的復合式結構。梁式、單塊式機翼在受力方面的共同點是：剪力和扭矩都要通過翼肋分別傳給腹板和蒙皮承受。不同點是：梁式機翼的彎矩，主要是通過腹板縱向鉚縫傳給翼梁緣條承受的；而單塊式機翼則要傳給由蒙皮、桁條和緣條組成的壁板承受。從機翼結構中力的傳遞情況可知，在維護、修理工作中，對于加強翼肋、翼梁根部等部位的鉚釘，必須特別注意檢查；對機翼蒙皮進行細心的維護也非常重要。后掠機翼具有很大的后掠角，因此結構受力有本身的特點。第93頁/共151頁1.5機身結構(1)安置空勤組成員、旅客，裝載燃油、各種系統(tǒng)、設備以及貨物等；(2)把機翼、尾翼、起落架及發(fā)動機連接在一起，形成一架完整的飛機。第94頁/共151頁機身結構的外部載荷.

機翼、尾翼、起落架等部件的固定接頭傳來的集中載荷機身上各部件及裝載的質量力.機身結構本身的質量力

氣密座艙的增壓載荷機身結構的主要外載荷

第95頁/共151頁飛機在飛行和著陸過程中，機身結構承受的外載荷有哪些？飛機在飛行和著陸過程中，機身結構承受由機翼、尾翼、起落架等部件的固定接頭傳來的集中載荷，承受機身上各部件及裝載的質量力、機身結構本身的質量力以及氣密座艙的增壓載荷。第96頁/共151頁作用在機身上的外載荷，通?？梢苑譃閷ΨQ載荷和不對稱載荷兩種。與機身對稱面對稱的外載荷，稱為對稱載荷，反之稱為不對稱載荷。

第97頁/共151頁一、對稱載荷與機身對稱面對稱的載荷稱為對稱載荷。飛機平飛和在垂直平面內作曲線飛行時，由機翼和水平尾翼的固定接頭傳給機身的載荷，以及當飛機以三點或兩點（兩主輪）接地時，傳到機身上的地面撞擊力等，都屬于對稱載荷。在對稱載荷作用下，機身要受到對稱面內的剪切和彎曲作用。一般在機身與機翼聯(lián)接點處，機身承受的剪力和彎矩最大。第98頁/共151頁1．飛機在垂直平面內做機動飛行時，機身承受的對稱載荷

飛機在垂直平面內做機動飛行時，機身除了要承受由機翼、尾翼固定接頭傳來的對稱載荷外，還要承受作用于對稱面的裝載(人員、燃油、設備)以及結構本身的質量力。當飛機具有對重心的角加速度時，在沿機身縱向離開飛機重心的某處，其過載應等于飛機重心的過載n加上由角加速度引起的附加過載Δn。第99頁/共151頁RARBRCRDDq剪力圖彎矩圖ABCD如圖所示，機身由A、B兩個連接接頭與機翼相連，機翼接頭對機身的支點的反作用力分別為RA和RB；水平尾翼的外載荷通過垂直尾翼機身相連的接頭C和D傳給機身，它們分別是RC和RD；機身的質量力為q。由此可做出飛機在垂直平面內做機動飛行時的剪力圖和彎矩圖。第100頁/共151頁

2．飛機接地時，機身承受的對稱載荷當前三點式飛機以兩點接地時，主輪的載荷和此時機翼上的升力由機翼的固定接頭傳給機身；此外，機身還要承受質量力。以上這些外載荷都是對稱載荷。前三點式飛機以兩點接地時，飛機有繞重心旋轉的角加速度。因此，機身上沿縱向各點處的過載應等于飛機重心的過載與旋轉角加速度所引起的附加過載之和。第101頁/共151頁二、不對稱載荷與機身對稱面不對稱的載荷稱為不對稱載荷。機身的不對稱載荷主要有如下形式：①水平尾翼不對稱載荷當水平尾翼的升力不對稱時，水平尾翼形成不對稱載荷。②垂直尾翼側向水平載荷③一個主輪接地時的撞擊力④飛機作急轉彎或側滑等飛行動作時，機身上的部件產生的側向慣性力。在不對稱載荷作用下，機身要承受剪切、彎曲、和扭轉。第102頁/共151頁側滑時水平尾翼上的不對稱載荷橫滾時水平尾翼上的不對稱載荷當水平尾翼受到不對稱載荷時，一方面機身要受到對稱面內的剪切和彎曲作用，另一方面由于兩側水平尾翼升力的合力Y不通過機身軸線，機身各橫截面還要受到扭矩作用第103頁/共151頁在不對稱載荷作用下機身的扭矩上圖表示當尾翼載荷產生的力矩與機翼前、后接頭傳來的力矩平衡時，機身的扭矩圖。

第104頁/共151頁后機身的扭矩是由什么載荷引起的？

（1）水平尾翼的不對稱載荷；（2）垂直尾翼的側向水平載荷；（3）一個主輪先接地時的撞擊載荷。第105頁/共151頁

水平尾翼的不對稱載荷在后機身內引起什么內力？對稱面內的剪力、彎矩，還有扭矩。第106頁/共151頁

三、其它載荷飛行中，機身除承受機翼、尾翼傳來的集中載荷和質量力外，還要承受局部空氣動力載荷和氣密座艙的增壓載荷。飛行中，機身表面還要承受局部空氣動力。但是，由于大部分表面承受的局部空氣動力較小，并且局部空氣動力沿橫截面周緣大致是對稱分布的，基本上能自相平衡而不再傳給機身的其它部分。因此，可以認為局部空氣動力不會影響到整個機身結構的受力，只對機身結構的局部受力有一定的影響。第107頁/共151頁機身結構的傳力分析機翼、尾翼和起落架等部件傳來的集中載荷，都直接作用在加強隔框上。加強隔框周緣是與蒙皮鉚接在一起的。加強隔框沿鉚縫把載荷以剪流的形式傳給蒙皮。蒙皮本身承受和傳遞全部剪力和扭矩，并將彎矩傳遞給大梁和桁條。

第108頁/共151頁一．垂直載荷的傳遞

加強隔框在承受垂直方向的對稱載荷時，要沿垂直方向移動。大梁抵抗垂直方向變形的能力很小，不能有效地阻止隔框垂直移動；而蒙皮（尤其是兩側蒙皮）抵抗垂直方向變形的能力較大，它能有效地阻止隔框垂直移動。因此，蒙皮是支持加強隔框的主要構件。這時，加強隔框沿兩邊與蒙皮連接的鉚縫，把集中載荷以剪流的形式分散地傳給蒙皮；蒙皮則產生反作用剪流，來平衡加強隔框上的載荷。第109頁/共151頁剪流反作用剪流由于沿隔框周緣各部分蒙皮抵抗垂直方向變形的能力不同，周緣剪流的分布是不均勻的。機身兩側的蒙皮，抵抗垂直方向變形的能力比上下蒙皮強，因此，這個部位剪流較大。為了研究方便，可以認為作用在隔框平面內的垂直載荷完全傳給了兩側蒙皮，并由它產生的反作用剪流來平衡。即傳遞垂直載荷時，機身兩側蒙皮的作用相當于翼梁的腹板。第110頁/共151頁在連接機翼的主要接頭處，機身橫截面上承受的剪力最大，因而這個部位的蒙皮較厚第111頁/共151頁當加強隔框受到不對稱垂直集中載荷作用時，可以把不對稱集中載荷分解為對稱部分和反對稱部分。反對稱集中載荷部分相當于作用在加強隔框上一個扭矩。加強隔框沿周緣的鉚釘把扭矩以剪流的形式均勻地傳給蒙皮，蒙皮則產生反作用剪流，形成對隔框中心的反力矩，使隔框平衡。第112頁/共151頁當加強隔框受到相對機身軸線不對稱垂直集中載荷作用時，隔框周緣同時產生兩個剪流，周緣各處總剪流的大小就等于這兩個剪流的代數和。第113頁/共151頁二．水平載荷的傳遞作用于加強隔框的水平載荷（例如來自垂直尾翼的載荷）通常是不對稱的，它對隔框的作用，相當于一個作用于隔框中心處的力（即對機身的剪力），和一個對隔框中心的力矩（即對機身的扭矩）。第114頁/共151頁飛機在飛行中，垂直尾翼受到水平載荷時，在機身蒙皮哪部分產生的剪流最大，為什么？接近垂直尾翼部分機身上蒙皮具有最大剪流。它等于水平剪力和扭矩產生的剪流之和。第115頁/共151頁加強隔框傳遞作用于中心處的力的情況，與傳遞垂直載荷相似，它同樣是沿鉚縫以剪流的形式將載荷分散地傳給蒙皮的。但由于力的方向是水平的，所以，機身上下蒙皮截面上產生的剪流最大。加強隔框承受扭矩時，要在自己的平面內旋轉。蒙皮組成的合圍框具有較大的抗扭剛度，它能通過鉚釘來阻止隔框旋轉。這樣，加強隔框便沿周緣鉚縫把扭矩以剪流的形式均勻地傳給蒙皮，蒙皮則產生反作用剪流，形成對隔框中心的反力矩，使隔框平衡。第116頁/共151頁加強隔框承受水平載荷時，隔框周緣要同時產生兩個剪流，即平衡力P的剪流和平衡力矩M的剪流。周緣各處的總剪流的大小，就是這兩個剪流的代數和。在承受垂直尾翼傳來的載荷時，隔框上部兩個剪流的方向相同，而下部方向相反。因此，固定垂直尾翼的加強隔框，上部受力較大，這些隔框的上部往往做得較強，而且機身尾段上部的蒙皮一般也比較厚。對于固定前起落架的加強隔框來說，在承受由前起落架傳來的側向水平載荷時，隔框下部的受力比上部大，所以，這種隔框的下部通常做得較強。第117頁/共151頁機身構件的構造機身結構中，蒙皮、桁條和構造，與機翼的相應構件相似，因此，下面僅說明機身中大梁和隔框的構造。大梁從受力性質來說，機身的大梁相當于翼梁的緣條，它是承受彎矩引起的軸向力的主要構件。機身的大梁的構造比較簡單，通常就是一根用鋁合金或高強度合金鋼軋制成的型材；在大型飛機上，也有采用鉚合梁的。第118頁/共151頁隔框機身隔框可分為普通隔框和加強隔框兩種。普通隔框功用是形成和保持機身的外形、提高蒙皮的穩(wěn)定性以及承受局部空氣動力；加強隔框除了有上述作用外，主要是承受和傳遞某些大部件傳來的集中載荷。隔框還可分為板式隔框、環(huán)形隔框和球形隔框。第119頁/共151頁影響疲勞強度的因素應力集中的影響當構件受力時，在截面突變處應力會局部增大。這種應力局部增大的現(xiàn)象，稱為應力集中。應力集中對靜強度的影響程度與材料的性質有關，對脆性材料的影響較大，對塑性較好的材料影響較小。這是因為對于塑性較好的材料，在靜載荷作用下，破壞前構件內的應力已趨于均勻化。應力集中對疲勞強度有著重大的影響，它會使疲勞強度大大降低。第120頁/共151頁表面加工的影響在交變載荷作用下，疲勞裂紋常發(fā)生在零構件的表面。這是因為在彎曲和扭轉載荷作用下，表面層的應力最高，另外，在表面層的缺陷也往往最多。因此，表面的加工質量對疲勞強度有很大的影響。表面光潔度對疲勞強度的影響是隨表面光潔度的提高，疲勞強度也提高。反之，表面加工越粗糙，疲勞強度的降低也就越嚴重。第121頁/共151頁溫度對疲勞強度的影響溫度是影響疲勞強度的另一個重要因素。當材料在低于蠕變溫度(例如，對于鋁合金，蠕變溫度為205C)的高溫下工作時，高溫對長壽命疲勞的影響是降低其疲勞強度。碳鋼的疲勞強度大約在100C時最低，以后隨溫度升高疲勞強度也升高，到350C左右時，疲勞強度達到最大，然后隨溫度繼續(xù)升高，疲勞強度迅速下降。同一種材料，熱處理不同，高溫下的疲勞性能也會有較大差別。

第122頁/共151頁在交變溫度作用下，就會引起交變的熱應力，從而使構件產生疲勞破壞。這種由交變熱應力引起的疲勞破壞稱為“熱疲勞”。在高溫時發(fā)生的疲勞破壞有相當大的部分是由這種熱疲勞引起的。發(fā)動機不斷起動和停車，使渦輪葉片、尾噴管等經常發(fā)生由熱疲勞引起的裂紋。金屬材料在這種溫度下的疲勞強度較室溫下的疲勞強度高第123頁/共151頁其它影響的因素冷作硬化和殘余應力對疲勞強度有相當大的影響。一般來說，零構件表面有一層均勻的殘余壓應力對疲勞強度是有利的，但若這種殘余應力分布很不均勻，情況就不一樣了。反之，如果零構件表面的殘余應力是拉應力，則會降低疲勞強度。金屬材料的熱處理方法及工藝過程對材料的靜強度及其它機械性能有明顯影響，同樣對材料的疲勞強度也會有明顯影響。飛機結構在生產裝配過程中，很多工藝因素會影響結構的疲勞強度。例如，過度的強迫裝配會影響疲勞強度。噪聲環(huán)境對結構的疲勞強度也有影響。由于大功率噴氣發(fā)動機的作用，使靠近噴口附近部位的飛機結構因受到高聲強噪音的激勵而產生振動，產生所謂的“聲疲勞”。第124頁/共151頁抗疲勞設計思想簡介安全壽命設計思想安全壽命設計概念要求飛機結構在使用壽命期內不出現(xiàn)宏觀可檢裂紋，這也就是說安全壽命設計僅考慮裂紋的形成壽命，不考慮裂紋的擴展壽命。由于檢測裂紋手段的限制，裂紋形成壽命實際上是指結構從開始使用到形成一定尺寸裂紋(通常稱為工程可檢裂紋)的使用時間。這段使用時間也稱為安全使用壽命。第125頁/共151頁安全壽命設計思想是以結構無初始缺陷假設為基礎的。安全壽命設計方法及相應的規(guī)范不能夠確保飛機結構的安全性。另外，靠用大的安全壽命系數來保證安全性和可靠性，又往往使構件設計得太保守，所以，這種設計方法需要改進。目前在飛機結構設計中，已普遍采用損傷容限設計方法，但是對于認為不宜采用損傷容限概念的結構，例如起落架和發(fā)動機架等，仍然采用安全壽命設計。第126頁/共151頁破損安全設計思想

破損安全是指一個構件破壞之后，它承擔的載荷可能由其他結構件繼續(xù)承擔，以防止飛機的破壞，或造成剛度的降低過多而影響飛機的正常使用。也就是說，這種設計思想允許飛機結構有局部破損，但必須保證飛機的安全。第127頁/共151頁

例如，民用飛機機身結構中要求長桁和框緣直接鉚接或點焊在蒙皮上，使機身蒙皮上出現(xiàn)的疲勞裂紋有可能被限制在兩根長桁和框緣組成的格子內。有的飛機機身上還加有環(huán)向止裂帶（例如，在DC一10飛機上沿機身框處就有鈦合金止裂帶），這種止裂帶是為了阻止裂紋在環(huán)向應力作用下沿縱向不斷擴展而設置的。如左圖所示三緣條環(huán)形框，當抗剪腹板外部（或內部）出現(xiàn)裂紋后，裂紋的擴展會被設置的中間突緣（角材）限制住。三緣條環(huán)形框

第128頁/共151頁右圖所示為一由三塊整體壁板通過鋁鉚釘連接組成的下翼面，使用中任一塊壁板破裂時，載荷即可通過展向鉚釘傳到相鄰的壁板上去。當然，在設計時要求鉚釘的連接強度，除了負擔正常的剪切載荷外，還能負擔這種載荷的傳遞。由三塊整體壁板連接組成的下翼面

第129頁/共151頁損傷容限設計思想

損傷容限設計思想的基本含義是：承認結構在使用前就帶有初始缺陷，但必須把這些缺陷或損傷在規(guī)定的未修使用期內的增長控制在一定的范圍內，在此期間，結構應滿足規(guī)定的剩余強度要求，以保證飛機結構的安全性和可靠性。第130頁/共151頁損傷容限的設計目標通過損傷容限設計和進行裂紋擴展與剩余強度分析，保證飛機結構在未修使用期內，其剩余結構(帶損傷結構)仍然能夠承受使用載荷作用，不出現(xiàn)結構的破壞或過分變形。損傷容限設計思想的基本方法是：通過損傷容限特性分析與試驗，對可檢結構給出檢修周期，對不可檢結構給出最大允許初始損傷。以保證結構在給定的使用壽命期限內，不致由于未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷、裂紋或其它損傷擴展而發(fā)展成災難性的破壞事故。第131頁/共151頁

耐久性設計思想耐久性是指飛機在規(guī)定的期限內，飛機結構抵抗疲勞開裂(包括應力腐蝕和氫脆所引起的開裂)、腐蝕、熱退化、剝離、脫層、磨損和外來物損傷作用的能力。第132頁/共151頁耐久性設計的基本要求是：飛機結構應具有大于一個設計使用壽命的經濟壽命。所謂經濟壽命是指結構出現(xiàn)大范圍的裂紋，以致于要修理不經濟，不修理又會影響使用功能。在經濟壽命內，結構不會出現(xiàn)功能消弱或失效，例如油箱滲漏、座艙失壓等。經濟壽命指標應根據特定的飛機要求及用戶對飛機性能和維修費用可接受的程度來確定。第133頁/共151頁1.6尾翼和副翼第134頁/共151頁

資料:美國波音飛機的零部件在全球70多個國家生產,最后在美國的西雅圖組裝。新一代波音737的尾翼是在中國制造的。上海飛機制造廠負責生產水平尾翼；西安飛機制造廠負責生產垂直尾翼；沈陽飛機制造廠負責生產機身尾部第４８段，三者合起來，就構成新一代737飛機一個完整的尾翼。第135頁/共151頁尾翼的主要作用是：①保持飛機縱向平衡②飛機縱向和方向安定性③實現(xiàn)飛機縱向和方向操縱。桁條肋梁方向舵垂直安定面第136頁/共151頁一、尾翼、操縱面的結構設計特點1、尾翼和副翼的功用和設計要求尾翼平尾垂尾

水平安定面升降舵垂直安定面方向