機(jī)翼尾翼的結(jié)構(gòu)分析

機(jī)翼的功用、設(shè)計(jì)要求和受載特點(diǎn)機(jī)翼的功用和設(shè)計(jì)要求一、機(jī)翼的用途氣動(dòng)作用：保證飛機(jī)的飛行性能和機(jī)動(dòng)性能，橫向穩(wěn)定性和操縱性安裝起落架、發(fā)動(dòng)機(jī)、貯放燃油、武器等。圖4.1

現(xiàn)代旅客機(jī)的機(jī)翼機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量占全機(jī)結(jié)構(gòu)重量的30%~50%，占全機(jī)重量的8%~15%。由它產(chǎn)生的阻力是全機(jī)阻力的30%~50%。二、設(shè)計(jì)要求總體要求（4點(diǎn)）氣動(dòng)要求：保證一定的升阻比K＝cy/cx；由機(jī)翼增升裝置產(chǎn)生的升力系數(shù)增量△cymax值要盡可能地大；從亞音速飛行轉(zhuǎn)到超音速飛行時(shí)飛機(jī)的穩(wěn)定性、操縱性和氣動(dòng)性能的變化要盡可能地小，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。4.1.2

機(jī)翼的受載分布?xì)鈩?dòng)力：以吸力和壓力形式直接作用在蒙皮上；機(jī)翼結(jié)構(gòu)的質(zhì)量力：分布在機(jī)翼整個(gè)體積上；集中力：與機(jī)翼連接的其它部件(如起落架發(fā)動(dòng)機(jī))、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(jī)翼。各種受載情況下氣動(dòng)載荷的弦向分布亞音速氣動(dòng)力沿機(jī)翼弦向分布如圖所示副翼不偏轉(zhuǎn)時(shí)的超音速飛行時(shí)可以認(rèn)為載荷沿翼弦為均勻分布β角很小，取cosβ=1，升力由機(jī)翼產(chǎn)生qb

l

nd

GK

sKs為氣動(dòng)力沿機(jī)翼展向的分布不均勻系數(shù)假定氣動(dòng)力分布沿機(jī)翼翼展不變(Ks＝1)，于是:

ndGbSqb圖4.3 三角機(jī)翼上的氣動(dòng)力分布對(duì)

于

三

角

形

機(jī)

翼

在

M<１

時(shí)

，

當(dāng)cysecb=cywbav時(shí)，系數(shù)Ks等于１qb=nG/l=常數(shù)當(dāng)M>1時(shí): qb≈(nG/S)b壓力中心在翼弦上的位置：secyyxpcmz0

)

c

(

mzb式中mz0是零升力矩系數(shù)。對(duì)于對(duì)稱翼型，mz0=0，并且機(jī)翼的壓力中心與焦點(diǎn)重合，即хp=хF。圖4.4 機(jī)翼焦點(diǎn)位置與飛行M數(shù)的變化關(guān)系機(jī)翼結(jié)構(gòu)的質(zhì)量力為空氣動(dòng)力的8～15%，它們按與空氣動(dòng)力同n

樣G

的規(guī)律分配：qw

d w

bS質(zhì)量力qw的作用點(diǎn)xm就是剖面的質(zhì)心，一般位于距前緣40

50%的弦長(zhǎng)處。q

q

b

qw

qb(1

mw)qw

xm

)

/

q它距前緣的距離為：xeqi

(qb

xp裝在機(jī)翼內(nèi)或懸掛在其上的各部件和裝載物的質(zhì)量力Pp作用在部件或裝載物的質(zhì)心上。二、機(jī)翼在外載荷作用下的受載情況圖4.5

氣動(dòng)載荷沿翼展和翼弦方向的分布在a-a切面上產(chǎn)生了限制位移的內(nèi)力—剪力Q和彎矩M相對(duì)于z-z軸，產(chǎn)生了扭矩Mt剪力Q使翼梁腹板或墻腹板受剪；彎矩M作用下機(jī)翼承受彎曲變形扭矩Mt的作用下機(jī)翼承受總體扭轉(zhuǎn)變形機(jī)翼的Q

和M圖zQ

qdz

Ppl/

2zM

Qdzl/

2機(jī)翼上的展向分布載荷近似為：wwb

G

Gw

nb

nG

(1

m

)bS Sq

q

q圖4.8 轉(zhuǎn)直后的后掠機(jī)翼各剖面上的Q和M(近似值)三、機(jī)翼剖面上的Q和M值的近似求法如果載荷沿機(jī)翼翼展與翼弦長(zhǎng)成比例，則在z剖面處

：secwSSznG(1

m

)Q

qdz

(l

/

2)

0而彎矩M=Qc，式中c

(l/2)

0

zb

2bt3 b

bt分布力qb和qw相對(duì)于Z軸產(chǎn)生的分布扭矩:xz

)xp

)

q

w

(xmmz

qb

(xzzM

z

mzdz

M

zpl/

2四、扭矩Mt部件的集中力產(chǎn)生的相對(duì)于Z軸的力矩

MzP

PPxP

Ph圖4.9

計(jì)算機(jī)翼的M圖得到Mz和Q圖以后，可以對(duì)任一剖面求出力Q作用點(diǎn)到Z軸的距離：(圖4.10)。若已知?jiǎng)傂暂S的位置(距離d)，對(duì)它的扭轉(zhuǎn)為Mt=dQ。圖4.10

扭矩Mt典型受力型式機(jī)翼的氣動(dòng)載荷傳力分析蒙皮的初始受力蒙皮

支持在桁條和翼肋上，以壓力和吸力形式直接承受氣動(dòng)載荷。此時(shí)，蒙皮受拉伸（如果是厚蒙皮—它也受橫向彎曲)。局部氣動(dòng)載荷傳給長(zhǎng)桁和翼肋，近似按對(duì)角線劃分分配4.2.2桁條將載荷傳到翼肋上1－補(bǔ)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(duì)接接頭。圖4.13

蒙皮、翼肋和桁條之間的互相連接型式4.2.3翼肋將載荷傳到蒙皮和翼梁腹板上翼肋傳遞到蒙皮上的載荷

qti為

：icont

i2Fcont

Qici2F

M

titi

q式中：Fcont

閉室面積；ci

剖面上剛心和壓心之間的距離。剪力Q由兩個(gè)翼梁共同承受，它們承受與其抗彎剛度成比例的力

Q1i和

Q2i：211i(EJ

)1i(EJ)

(EJ

)

Q

Q剖面上相對(duì)于剛心的扭矩

Mt為：

Mti

Qi(xp

xg)

Qic剛心相對(duì)于前翼梁腹板的位置xg可以按以下公式求出:212(EJ

)1(EJ)

(EJ

)

Q

Qg(EJ

)2(EJ

)

1

(EJ

)2x

B4.2.4翼梁的受力根據(jù)翼梁腹板的平衡情況(圖4.15(c))

，可知：梁腹板還要受來(lái)自于上下緣條連接鉚釘?shù)募袅鱭f的作用，并且：qf 。

q1i緣條在qf的作用下產(chǎn)生軸向力流Sf

(圖4.15(

a))，向機(jī)翼根部累積，在機(jī)翼根剖面由前(第1)梁固定接頭的反力S1和后(第2)翼梁固定接頭的反力S2平衡(圖4.15(d)、(e))。由翼梁腹板傳遞到緣條上的剪流在向機(jī)翼根部累積的過(guò)程中其軸向載荷使壁板受載，壁板以此形式承受彎矩。此時(shí)軸向載荷在縱向構(gòu)件(翼梁緣條和壁板)之間按抗彎剛度分配

(圖4.15(d)、(e))。4.2.5蒙皮的總體受載由翼肋傳遞到蒙皮閉室上的剪流形成沿翼肋階梯式累積的扭轉(zhuǎn)力矩，該扭矩由蒙皮和后墻形成的閉室承受。扭矩從翼梢向翼根累積，在機(jī)翼根部剖面處的扭矩Mt

r等于(圖4.16)。這一力矩在機(jī)翼根部剖面由力臂為B的力偶Rt來(lái)平衡:

Rt

Mtr/

B由于Mt的作用，機(jī)翼蒙皮如同翼梁腹板一樣受剪。圖4.16 機(jī)翼受扭圖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(kāi)口，切向應(yīng)力沿閉室周邊傳遞。在機(jī)翼根部，蒙皮應(yīng)支持在根部加強(qiáng)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(jī)翼扭轉(zhuǎn)變形。雙梁機(jī)翼傳力分析綜述蒙皮一彎矩局部氣翼肋剪力動(dòng)力扭矩長(zhǎng)桁梁蒙皮接頭蒙皮長(zhǎng)桁機(jī)身蒙皮對(duì)剪力（形成力偶）根部加強(qiáng)肋剪力扭矩翼盒受力機(jī)翼傳力參與區(qū)4.3

機(jī)翼主要受力構(gòu)件的用途和結(jié)構(gòu)型式蒙皮形成良好的氣動(dòng)外形傳遞局部氣動(dòng)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(zhǎng)桁、緣條組成壁板傳彎

依據(jù)飛機(jī)的受力分析，蒙皮的質(zhì)量占機(jī)翼質(zhì)量的25~40％。圖4.17

蒙皮的對(duì)接4.3.2桁條支持蒙皮形成外形傳遞局部氣動(dòng)載荷參與總體受力(機(jī)翼由彎矩引起的軸向力,這些力的大小取決于機(jī)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(jī)翼質(zhì)量之比為從梁式機(jī)翼的4~8％到單塊式機(jī)翼的25~30％。圖4.18

桁條型材的剖面形狀翼梁傳遞總體剪力(加強(qiáng)支柱加強(qiáng)的腹板)總體彎矩(緣條)腹板與機(jī)翼周邊形成閉室，參與承受扭矩Mt支持處固接翼梁質(zhì)量與機(jī)翼質(zhì)量之比為從單塊式機(jī)翼的7~11%到梁式機(jī)翼的23~28%。根據(jù)腹板的結(jié)構(gòu)型式，翼梁有腹板式(圖4.19(a))和桁架式(圖4.19(c))。圖4.19

梁式和桁架式結(jié)構(gòu)的翼梁。翼梁切面上剪力Q和彎矩M的平衡4.3.4

縱墻起的剪切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Mt引縱墻還把機(jī)翼翼盒與前后增升裝置分開(kāi)。圖4.20

縱墻結(jié)構(gòu)方案4.3.5

翼肋翼肋按其功用和結(jié)構(gòu)型式可分為：普通肋加強(qiáng)肋一、普通肋形成機(jī)翼剖面所需的形狀給長(zhǎng)桁和蒙皮支持，將原始?xì)鈩?dòng)載荷(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(duì)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。翼肋又支持在翼梁和蒙皮圖4.21

翼肋結(jié)構(gòu)方案圖4.22

沿翼弦平面分為兩半的翼肋結(jié)構(gòu)圖4.23

翼肋的緣條和腹板與翼梁的緣條和腹板及機(jī)翼的壁板對(duì)接結(jié)構(gòu)方案二、加強(qiáng)翼肋承受與機(jī)翼相連的其他部件(起落架支柱、發(fā)動(dòng)機(jī)、副翼及機(jī)翼其它活動(dòng)部分懸掛接頭)傳來(lái)的集中力和力矩，并將它們傳遞到機(jī)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(jī)翼對(duì)接處和在大開(kāi)口兩邊將Mt轉(zhuǎn)變?yōu)橐粚?duì)力偶。圖4.24

加強(qiáng)翼肋的結(jié)構(gòu)受載和平衡圖4.25

根肋的結(jié)構(gòu)和受載4.4

直機(jī)翼的結(jié)構(gòu)受力型式能承受剖面上總體載荷(剪力、彎矩和扭矩)的機(jī)翼構(gòu)件的總和形成了機(jī)翼的基本承力系統(tǒng)（主要元件的組成形式）。彎矩M是機(jī)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(jī)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(jī)翼分為：梁式（集中式）整體式機(jī)翼（分散式）：?jiǎn)螇K式、多腹板式梁式機(jī)翼：縱向的梁很強(qiáng)（單梁、雙梁、多梁）；蒙皮較??；長(zhǎng)桁較少且弱；有時(shí)有縱墻: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

。整體式機(jī)翼：彎矩主要由蒙皮及其加強(qiáng)桁條或波紋形壁板承受。這種機(jī)翼的蒙皮較厚、桁條較強(qiáng)，而梁(墻)較弱。單塊式機(jī)翼：腹板較少，且腹板緣條承受彎矩的能力較弱。長(zhǎng)桁較多且強(qiáng)；蒙皮較厚；縱梁較弱；有時(shí)無(wú)縱梁而只有縱墻多腹板式機(jī)翼：有較多的縱向梁和墻（一般多于5個(gè)）；厚蒙皮；無(wú)長(zhǎng)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(jī)注意：這些受力形式在同一機(jī)翼上混合存在從現(xiàn)代飛機(jī)的冀面結(jié)構(gòu)來(lái)看，薄蒙皮粱式結(jié)構(gòu)已很少采用；大型高亞音速的現(xiàn)代運(yùn)輸機(jī)和有些超音速戰(zhàn)斗機(jī)采用多梁?jiǎn)螇K式翼面結(jié)構(gòu)；而M數(shù)較大的超音速戰(zhàn)斗機(jī)，很多采用多墻<或多梁)式機(jī)翼結(jié)構(gòu)(圖5．4)，間或采用混合式結(jié)構(gòu)型式.4.4.1

梁式機(jī)翼(單梁、雙梁和多梁機(jī)翼)一、單梁式機(jī)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(jī)翼上布置一個(gè)或兩個(gè)縱墻在加強(qiáng)肋(它們與后墻的對(duì)接處)上固定有懸掛襟翼和副翼的連接支臂。4.26

帶前后墻的單梁式直機(jī)翼單梁（單、雙）墻直機(jī)翼的傳力分析氣動(dòng)力蒙皮長(zhǎng)桁翼肋墻梁蒙皮側(cè)邊肋接頭機(jī)身蒙皮蒙皮長(zhǎng)桁二、雙梁式機(jī)翼前梁布置在20

30%弦長(zhǎng)處后梁布置在60

70%弦長(zhǎng)處相對(duì)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。圖4.27雙梁式直機(jī)翼結(jié)構(gòu)三、多梁(多墻)式機(jī)翼當(dāng)蒙皮有足夠的剛度時(shí)，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(lái)加強(qiáng)蒙皮機(jī)翼不僅剛度大，生存力強(qiáng)，而且重量也輕，因?yàn)槊善け?，且無(wú)普通翼肋。多梁式機(jī)翼(在小后掠角時(shí))扭矩的傳遞可以近似地認(rèn)為與雙梁式機(jī)翼相似。圖4.28

多梁式機(jī)翼結(jié)構(gòu)4.4.2單塊式機(jī)翼經(jīng)常有中央翼也有采用圍框式連接圖4.29

整體式機(jī)翼結(jié)構(gòu)及其對(duì)接接頭：外翼之間、外翼與中翼((a)(b)(c)(d)(e))的連接；機(jī)翼壁板與其縱向受力構(gòu)件((f)、(g)、(h)、(i))的連接，中翼與機(jī)身((j)、(k))的連接；發(fā)動(dòng)機(jī)(i)和起落架(i)、(m)、(n))的連接。翼尖(1－中央翼壁板；2－對(duì)接型材；3－整流翼尖；4－普通肋；

5－機(jī)翼前緣；6－機(jī)翼后緣7，8－梁；9－接頭；10－支柱；11－角撐（托架）；12－連接接頭；

13－加強(qiáng)肋；14－機(jī)身加強(qiáng)框；15，16－飛機(jī)主起落架支柱接頭；17－鍛造丁字形材

l)。二、單塊式機(jī)翼傳力分析空氣動(dòng)力長(zhǎng)桁蒙皮 肋蒙皮圍框機(jī)身墻蒙皮、桁條圍框彎矩主要的部分將由長(zhǎng)桁和蒙皮組成的壁板來(lái)承受一般都將蒙皮承受正應(yīng)力的能力折算到桁條上機(jī)身圍框：拉壓、剪切蒙皮：拉壓、剪切圖4.30機(jī)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(duì)梁緣條的支反力；4－梁緣條內(nèi)的軸向力5－長(zhǎng)桁內(nèi)的軸向力；6－蒙皮上的剪流機(jī)翼、機(jī)身由集中連接變?yōu)榉稚⑦B接參與區(qū)很小——重量輕4.4.3

多腹板式機(jī)翼多用于小展弦比的高速薄翼飛機(jī)上圖4.32多腹板式機(jī)翼的受載4.5

各種結(jié)構(gòu)受力型式機(jī)翼的對(duì)接原則機(jī)翼各部分之間的對(duì)接原則、對(duì)接接頭的位置和數(shù)量取決于機(jī)翼的結(jié)構(gòu)受力型式和機(jī)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(diǎn)：重量大連接處應(yīng)力集中4.5.1梁式機(jī)翼與機(jī)身的對(duì)接圖4.33

梁式機(jī)翼連接接頭的結(jié)構(gòu)和受載情況圖4.34

(a)、(b)加強(qiáng)框的受載和平衡。（c）機(jī)翼連接接頭的結(jié)構(gòu)方案4.5.2

整體式機(jī)翼與中央翼的對(duì)接固接接頭：翼梁圍框式接頭：壁板和腹板對(duì)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(duì)稱彎距）傳到機(jī)身，中央翼梁的腹板應(yīng)與機(jī)身隔框相連，用于傳遞力Q和扭矩Mt形成的力偶Rt。螺栓受力更有利梁－圍框式機(jī)翼機(jī)身對(duì)接4.5.3

對(duì)接接頭的特點(diǎn)及其對(duì)機(jī)翼受載的影響圖4.38

機(jī)翼連接接頭型式對(duì)受力構(gòu)件的受力特性的影響4.6機(jī)翼開(kāi)口處的結(jié)構(gòu)型式原因：使用、維護(hù)要求開(kāi)口區(qū)結(jié)構(gòu)需加強(qiáng)，為此要付出重量代價(jià)。結(jié)構(gòu)受力型式開(kāi)口的位置開(kāi)口大小作用載荷的性質(zhì)。小開(kāi)口：如油箱注油口，要加蓋快卸口蓋，而開(kāi)口周圍用圍框式墊板或沖壓框加強(qiáng)。稍大些的開(kāi)口：例如，位于機(jī)翼上的飛機(jī)燃油及其它系統(tǒng)的定期檢查開(kāi)口，要加承力口框和用螺釘固定的承力口蓋，使口蓋能象蒙皮一樣承受剪切，就象沒(méi)有開(kāi)口一樣。開(kāi)口很大時(shí)(用于安裝燃油箱或用作起落架輪艙)，在開(kāi)口兩端要布置加強(qiáng)翼肋。當(dāng)整體式機(jī)翼有大開(kāi)口時(shí)，需要在開(kāi)口邊緣兩端用螺栓連接壁板和口蓋上的蒙皮和桁條

。圖4.39

開(kāi)口處的結(jié)構(gòu)4.7.1后掠機(jī)翼的結(jié)構(gòu)受力型式和根部受載特點(diǎn)一、后掠機(jī)翼根部的結(jié)構(gòu)受力型式梁式機(jī)翼整體式機(jī)翼后掠機(jī)翼的載荷傳遞特點(diǎn)取決于與機(jī)身直接相連的機(jī)翼根部區(qū)域的結(jié)構(gòu)型式(圖4.40和圖4.41上的區(qū)域1-2-3)。(a)單梁機(jī)翼;(b)雙梁機(jī)翼;(c)多梁機(jī)翼后掠機(jī)翼可分為：機(jī)翼縱向受力構(gòu)件軸線在機(jī)身側(cè)邊轉(zhuǎn)折的機(jī)翼，有些整體機(jī)翼的根部在機(jī)翼平面上帶外置梁(圖4.41(b)；縱向受力構(gòu)件軸線不轉(zhuǎn)折的后掠機(jī)翼—帶內(nèi)撐梁的梁式機(jī)翼。1.剛度特點(diǎn)后掠→實(shí)際翼長(zhǎng)增長(zhǎng)，弦長(zhǎng)減小，剛度下降.高速→薄翼問(wèn)題：①翼尖彎曲變形大，②扭轉(zhuǎn)變形大剛心線剛心線2.變形特點(diǎn)：–

剛心線為一斜線，且靠前→順氣流方向的翼剖面沿剛心線彎曲時(shí)，后緣的撓度>前緣的撓度，后掠，外翼剖面落后于根部剖面→大的扭矩→副翼反效傳力特點(diǎn)：后掠效應(yīng)載荷向后緣傳遞，應(yīng)力向后緣集中的現(xiàn)象（后掠效應(yīng)）前緣處的根長(zhǎng)，剛度?。‥F/l），傳力路線長(zhǎng).靜不定結(jié)構(gòu)，按剛度分配

=

o+

o=

M/HBt“次應(yīng)力”

是一組自身平衡的應(yīng)力，使前梁卸載，后梁加載，為

o的30%～40%圣維南原理：如果在一個(gè)彈性體的任一部分A上作用一自身平衡力系，那么該自身平衡力系在此物體內(nèi)所引起的應(yīng)力，隨著對(duì)A部分的距離加大而很快減小，這個(gè)影響區(qū)域大致和載荷作用區(qū)域的大小相當(dāng)。衰減區(qū)大約為翼箱寬度B～1.5B二、后掠翼根部的受力特點(diǎn)(1)

必須布置能傳遞彎矩M的受力構(gòu)件：縱向受力構(gòu)件軸線轉(zhuǎn)折處的加強(qiáng)側(cè)肋縱向構(gòu)件軸線不轉(zhuǎn)折時(shí)的機(jī)翼內(nèi)撐梁(2) 對(duì)于梁式機(jī)翼，為了以點(diǎn)2和點(diǎn)3處的力偶形式傳遞扭矩Mt，必須有根部翼肋2-3。整體式后掠機(jī)翼的根部三角區(qū)1-2-3可以承受剪力，所以這種機(jī)翼可以沒(méi)有加強(qiáng)翼肋。(3)

梁式機(jī)翼中由于翼梁長(zhǎng)度不同，翼梁的剛度也不一樣；整體式機(jī)翼的前、后墻腹板上壁板的長(zhǎng)度l也不同

(圖4.41(a)，在翼梁之間沿壁板上單位寬度的正應(yīng)力

要重新分配。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(jī)翼中線布置受力特點(diǎn)

：無(wú)太大的影響翼肋順氣流方向布置，較易維持機(jī)翼外形，但因?yàn)橛行苯牵砝咻^長(zhǎng)、較重，翼肋與翼梁腹板和蒙皮的連接工藝較為復(fù)雜，費(fèi)料在翼肋間距相同的情況下，順氣流翼肋和桁條之間的蒙皮對(duì)角線較長(zhǎng)，蒙皮的失穩(wěn)臨界應(yīng)力值較小，但數(shù)量少圖4.43

后掠機(jī)翼翼肋的布置方案4.7.2縱向受力構(gòu)件軸線轉(zhuǎn)折的后掠機(jī)翼一、單梁機(jī)翼梁1-3-5后墻2-6機(jī)翼根部區(qū)域加強(qiáng)肋（側(cè)肋1-2、根肋2-3-4和根肋1-7）桁條支持的蒙皮外翼段的一系列普通肋和加強(qiáng)肋等構(gòu)件組成。圖4.40 縱向受力構(gòu)件軸線在機(jī)身側(cè)邊和在機(jī)身對(duì)稱面轉(zhuǎn)折的后掠機(jī)翼傳力分析：外翼部分根部剖面2－3－4之前的外翼部分，載荷的傳遞與單梁直機(jī)翼一樣。傳力分析：機(jī)翼根部剪力Q：由翼梁1-3段受剪和受彎的形式傳遞到接頭1(由剪力Q在翼梁上產(chǎn)生的附加彎矩MQ如圖4.44所示)；傳力分析：機(jī)翼根部點(diǎn)1處的彎矩M：M1-1=Mcos

(力偶S1-1)傳遞到機(jī)身部分的翼梁(加強(qiáng)框)1-1上，并同左邊梁上對(duì)應(yīng)的力矩平衡(在對(duì)稱受載時(shí))。M1-2=Msin

(力偶S1-2)由側(cè)肋1-2承受，并以力偶R1-2的形式傳遞到機(jī)翼與機(jī)身的連接接頭1和2上(這時(shí)側(cè)肋承受橫向彎曲，如圖4.45(b))。扭矩Mt：一部分由根肋2-3-4的支點(diǎn)2、3處的支反力平衡。傳到點(diǎn)3的力Rt以1-3段翼梁剪切和彎曲形式傳到節(jié)點(diǎn)1。扭矩Mt：一部分由前緣閉室傳到1-7短肋。翼肋1-7作為懸臂梁承受彎曲和剪切。該肋在接頭1處固支，它的腹板用角片同翼梁腹板相連，而緣條用加強(qiáng)墊板同翼梁及側(cè)肋連接。圖4.46

單梁式后掠機(jī)翼二、雙梁機(jī)翼兩個(gè)翼梁：1-5和2-6側(cè)肋1-2在點(diǎn)1和點(diǎn)2處與翼梁固接(在緣條上用連接板)根肋2-3-4鉸接在點(diǎn)2和點(diǎn)3處的翼梁上(側(cè)肋腹板與翼梁腹板是連接的)。圖4.48

雙梁式后掠機(jī)翼的結(jié)構(gòu)1－前梁接頭；2－側(cè)肋上緣條；3－側(cè)肋下緣條；4－側(cè)肋腹板；5－支柱；6－后梁接頭；7－前、后梁；8－加強(qiáng)墊板外翼段同直機(jī)翼根部剖面附近，后梁較短，剛性較大，因此承受更多的剪力Q和彎矩M，而前梁上的載荷減少。剪力Q1加到接頭3上，使翼梁1-3段上受到附加的彎矩剪力Q2將直接傳到接頭2上。在接頭1和接頭2處，翼梁1和2上的力矩由側(cè)肋1-2和加強(qiáng)框或機(jī)身翼梁段1-1和2-2承受(圖4.40(b))，而側(cè)肋1-2將承受橫向彎曲(圖4.47)。扭矩Mt的傳遞與單梁機(jī)翼上的情況一樣。圖4.47

雙梁式機(jī)翼的側(cè)肋1－2三、多梁機(jī)翼傳力分析同雙梁式機(jī)翼是相似的。沿第j個(gè)梁的腹板傳到根肋2-3-4(圖4.40(c))上的剪力Qj將傳遞到固定該翼梁的連接接頭上，同時(shí)在該翼梁上產(chǎn)生附加彎矩，翼梁腹板由于力Q的作用而受剪。1-2在連接翼梁與側(cè)肋1-2的接頭處，翼梁上的彎矩將對(duì)側(cè)肋有分彎矩Mj (圖4.49(c)),由于該力矩的作用，側(cè)肋將承受橫向彎曲。扭矩Mt以閉室剪流qt的形式傳到根肋2－3－4上，與翼肋1-2類似，

Mt以力矩RtB的形式在該翼肋的支點(diǎn)上平衡。圖4.49

(a)、（b）－多梁式后掠機(jī)翼結(jié)構(gòu)；(c)－側(cè)肋受載情況四、單塊式機(jī)翼這種機(jī)翼通常將每個(gè)中央翼翼梁連接在機(jī)身加強(qiáng)框1-1和2-2上。然而，它的中央翼可以嵌入機(jī)身中，這時(shí)，中央翼的壁板和腹板利用接頭和加強(qiáng)帶板同機(jī)身側(cè)邊(框)連接起來(lái)。外翼沿翼盒周緣和翼梁緣條同中央翼相連。圖4.41(a)中翼盒沿周緣在機(jī)身側(cè)邊固定在中央翼上。由于壁板上正應(yīng)力

分布的不均勻性，軸向分布力q

沿壁板寬度也呈現(xiàn)不均勻性。側(cè)肋1-2基本上只承受剪力。側(cè)肋的彎矩是由于q

1－2的不均勻性而產(chǎn)生的，所以值不大。如果不需要通過(guò)側(cè)肋將外翼壁板同中央翼對(duì)接，翼肋1-2的緣條可以做得弱一些。扭矩Mt通過(guò)兩條路線傳遞：根肋2-3的彎曲(圖4.50(d))和根部三角區(qū)1-2-3的剪切

(圖4.50(e))。如果根部三角區(qū)壁板的剛度較大，這種結(jié)構(gòu)中也可以沒(méi)有翼肋2-3。因?yàn)槿菂^(qū)1-2-3(與梁式機(jī)翼中的不同)可以受剪(圖4.50(f))，同時(shí)，一部分扭矩以2、3點(diǎn)的支反力平衡，3點(diǎn)的支反力使前梁受剪（彎）。遠(yuǎn)離根部剖面(Z>l2-3)的外翼段，剪力Q根據(jù)梁的彎曲剛度按比例分配。在接近根部截面(Z<l2-3)處，剪力進(jìn)行重新分配，后梁腹板加載，前梁腹板卸載。力Q2傳到支點(diǎn)2上，而力Q3分兩路傳遞：Q3－2部分將以翼肋2－3上的剪力傳遞到接頭2，而Q3－1部分將以前梁腹板的剪力傳遞到接頭1。根據(jù)剪應(yīng)力互等定律可以得出：Qb＝Qr=Q3/2

，機(jī)翼根部的總應(yīng)力是Q、M和Mt引起的應(yīng)力之和。五、縱向受力構(gòu)件軸線在機(jī)身對(duì)稱面發(fā)生轉(zhuǎn)折的后掠機(jī)翼如圖4.40(d)所示。其機(jī)身部分可以是梁式受力型式，也可以是整體式受力型式。在這兩種情況下，都應(yīng)該有中央加強(qiáng)肋0－

0“。當(dāng)機(jī)身部分有雙墻式中央翼時(shí)，受力情況如圖4.51(a))。如果機(jī)身部分為單塊式結(jié)構(gòu)時(shí)，受力情況如圖4.51(c)。圖4.51

縱向受力構(gòu)件在機(jī)身對(duì)稱面轉(zhuǎn)折的后掠式機(jī)翼的受載情況4.7.3

縱向受力構(gòu)件軸線不轉(zhuǎn)折—帶內(nèi)撐梁的后掠翼圖4.41(c)

帶內(nèi)撐梁的后掠機(jī)翼的結(jié)構(gòu)受力型式特點(diǎn)：前后梁與機(jī)身鉸支 不傳彎矩給機(jī)身，不存在由于梁轉(zhuǎn)折引起的分彎矩。內(nèi)撐梁/主梁與機(jī)身垂直，承受彎矩，用很強(qiáng)的側(cè)邊肋。優(yōu)點(diǎn)：可以取消側(cè)加強(qiáng)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(diǎn)和收藏起落架。機(jī)翼的承扭能力取決于下壁板上有無(wú)破壞剖面閉室的開(kāi)口1-2-4。根肋3-4可以在點(diǎn)3和4處鉸支在腹板2-6和內(nèi)撐梁2-4上(圖4.41(c))，或者在點(diǎn)4處固支在內(nèi)撐梁和翼梁上(圖4.52)。(1)沒(méi)有開(kāi)口1-2-4，且只有根肋2-7(2)有開(kāi)口1-2-4

,根肋鉸支在點(diǎn)3和4處(3)根肋固支在點(diǎn)4的懸臂梁(圖4.52)(翼肋3－4、內(nèi)撐梁2－4和翼梁的緣條用加強(qiáng)板5相連)圖4.52

內(nèi)撐梁和根肋的對(duì)接接頭結(jié)構(gòu)圖4.53

帶內(nèi)撐梁的后掠機(jī)翼結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖傳力分析1、構(gòu)造2‘1’2164352-4

主梁根部固接1-4

前梁雙鉸支2-3

后梁雙鉸支345

根肋在前梁處固支1-6

短肋在根部固支1-2-3

三角區(qū)為起落架艙2、傳力分析R主剪力Q：142R主Qq423由主梁傳遞34QhR后R后彎矩M：后梁14Mq傳給主梁傳給1-1框32

Mn傳給2-2框傳給根肋3后梁扭矩Mn:Mq’6側(cè)邊肋1前梁13傳給主梁面主梁肋平面前梁4肋平613Mq’23.內(nèi)撐梁式結(jié)構(gòu)連接關(guān)系分析前梁與機(jī)身最好鉸接，否則產(chǎn)生分彎矩，加重側(cè)邊肋的負(fù)擔(dān)，同時(shí)因?yàn)榍傲禾幗Y(jié)構(gòu)高度不高，距離遠(yuǎn)，固接會(huì)增重。前梁與主梁可鉸接，也可固接，固接可分擔(dān)一部分根肋的扭矩，但使主梁受扭，不符合其傳力特性后梁與主梁可鉸接，也可固接。因后梁處結(jié)構(gòu)高度小，固接增加后梁的剛度，加重后掠效應(yīng)，但傳力直接。短肋與側(cè)邊肋和前梁必須固接，方能傳遞前緣閉室的扭矩。根肋在主梁處最好固接，以提供對(duì)后梁的支持。J-5576243加一根3-7縱梁支持后梁J－61243657加一根2-7縱梁支持機(jī)翼根部機(jī)構(gòu)，提高三角區(qū)局部剛度加厚根部區(qū)蒙皮——局部剛度Q-51243657后梁與主梁固接，提高后梁承彎能力，其余與J-6相同。二、混合結(jié)構(gòu)受力型式的多梁后掠翼MIG-29機(jī)翼結(jié)構(gòu)1－梁；2－機(jī)身加強(qiáng)框；3－梳狀固接接頭；4－側(cè)肋；5－加強(qiáng)翼肋；6－支座；7－內(nèi)撐梁；8－梳狀固接接頭；9－加強(qiáng)框；10翼梁剪力Q和扭矩Mt從外翼到翼肋5的承受與傳遞情況與上述的相同

(翼梁腹板受剪切承受Q，上、下壁板和前、后翼梁腹板形成的閉室以蒙皮受剪的形式承受Mt)。從翼肋5處的切面開(kāi)始，Q以最短的路徑通過(guò)內(nèi)撐梁7以內(nèi)撐梁受剪(腹板)和受彎(緣條)的形式傳遞到將內(nèi)撐梁連接到加強(qiáng)框上的梳狀接頭8上。翼肋5上的扭矩Mt轉(zhuǎn)換成將與翼肋相連的前、后翼梁上連接處的力偶，并通過(guò)內(nèi)撐梁7以最短路徑傳遞到接頭8上。4.8

前掠翼前掠翼的特點(diǎn)：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承受的載荷較大機(jī)身內(nèi)部布置容易符合面積律要求升阻比高氣動(dòng)彈性發(fā)散臨界速度Vcr

d較低圖4.49

后掠機(jī)翼和前掠機(jī)翼的重量和發(fā)散臨界速度比較(a)

發(fā)散臨界速度；(b)

機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量。圖4.55

機(jī)翼彎曲時(shí)前、后掠機(jī)翼剖面的攻角改變圖4.56 前掠翼的結(jié)構(gòu)受力型式4.9

回轉(zhuǎn)翼可變后掠翼可變安裝角機(jī)翼折疊翼4.9.1

變后掠角機(jī)翼一、變后掠角機(jī)翼包括：不動(dòng)的根部—中央翼(圖4.57(a))機(jī)翼可旋轉(zhuǎn)部分(圖4.57(b))機(jī)翼旋轉(zhuǎn)接頭(圖4.57(c))機(jī)翼旋轉(zhuǎn)操縱系統(tǒng)圖4.57

可變后掠翼及其樞軸的結(jié)構(gòu)圖4.58 B-1飛機(jī)的可變后掠機(jī)翼及其樞軸的結(jié)構(gòu)1－外翼；2－襯套；3－中央翼；4－螺栓；5－軸承圖4.59

可變后掠機(jī)翼及其根部（連接）結(jié)構(gòu)圖4.60

F-14飛機(jī)的可變后掠翼圖4.57所示機(jī)翼的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)是：載荷Q、M和Mt從機(jī)翼回轉(zhuǎn)部分向機(jī)翼固定根部(中央翼)傳遞時(shí)不是靠若干個(gè)承力構(gòu)件(如在梁式機(jī)翼中)或是整個(gè)剖面的閉室(如在整體式或多梁機(jī)翼中)，而是只(或僅僅)借助1個(gè)樞軸來(lái)實(shí)現(xiàn)的。樞軸接頭布置在距機(jī)身側(cè)壁lpi處，lpi越小，可轉(zhuǎn)動(dòng)部分的面積S就越大：效率高樞軸接頭載荷大轉(zhuǎn)動(dòng)引起的焦點(diǎn)位置移動(dòng)大lpi＝

(0.1~0.25)l/2圖4.61

樞軸的位置圖兩種不同的結(jié)構(gòu)受力型式：所有載荷(Q、M、Mt)只通過(guò)樞軸傳遞，要求

機(jī)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(qiáng)的耳片

。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(dòng)的輔助滑塊2來(lái)傳遞(圖4.62)。4.62

帶承受剪力Q和扭矩Mt

的輔助支點(diǎn)的可變后掠翼1－滑軌；2－滑塊；3－支點(diǎn)；4－輔助承力構(gòu)件二、樞軸的受載和承載Mx=Mcos

Mz=Msin

圖4.63

作用在樞軸上的力和力矩4.64

最大容許使用過(guò)載隨機(jī)翼后掠角

的變化關(guān)系可變安裝角的機(jī)翼可對(duì)飛機(jī)進(jìn)行直接控制，改善機(jī)動(dòng)性能；結(jié)構(gòu)與全動(dòng)平尾結(jié)構(gòu)相似；如果發(fā)動(dòng)機(jī)位于機(jī)翼上，并同機(jī)翼一起轉(zhuǎn)動(dòng)，

以便在起飛和著陸時(shí)產(chǎn)生垂直推力。結(jié)構(gòu)復(fù)雜4.9.3折疊機(jī)翼用途：基本上用在艦載飛機(jī)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(jī)型：美國(guó)海軍艦載機(jī)F-18

，蘇聯(lián)艦載機(jī)SU－27K。折疊方式：翼尖部分通過(guò)液壓作動(dòng)筒繞機(jī)翼旋轉(zhuǎn)軸向上旋轉(zhuǎn)。圖4.65

可折疊式機(jī)翼4.10

三角機(jī)翼的傳力分析

飛機(jī)速度的提高

更大的后掠角、更薄的翼型（?。?/p>

氣動(dòng)性能要求

結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度矛盾更突出很自然地發(fā)展三角翼飛機(jī)結(jié)構(gòu)1.大后掠角

=55~75之間小展弦比

=1.5~2.5長(zhǎng)根弦

盡管相對(duì)厚度?。╟=3~5%），但b根大c根小大部分機(jī)翼面積靠近機(jī)身，壓心中心離機(jī)身較近，機(jī)翼根部的彎矩小2.根梢比大，翼尖和前后緣薄，局部剛度i可突出。根部結(jié)構(gòu)高度大，一般采用梁式結(jié)構(gòu)。因根弦長(zhǎng)，一般采用多點(diǎn)連接多接頭如何協(xié)調(diào)由于根弦長(zhǎng)，機(jī)身遮擋部分占整個(gè)機(jī)翼的比例較大，為提高飛機(jī)的性能，應(yīng)設(shè)計(jì)成翼身融合體。問(wèn)題：但由于前緣后掠角大，前緣增升裝置效率降低，而機(jī)翼后緣的翼展不大，限制了機(jī)翼后緣增升裝置的能力，降低了機(jī)翼的升力特性。圖4.66

三角機(jī)翼的結(jié)構(gòu)受力型式4.10.1帶有平行翼梁的多梁三角翼結(jié)構(gòu)組成：若干個(gè)(1…n

)翼梁

，前梁2－3、側(cè)肋2-n以及蒙皮和支持蒙皮并將氣動(dòng)載荷從蒙皮傳到翼梁上的翼肋。圖4.67

三角機(jī)翼上的氣動(dòng)力分布圖4.68

帶平行梁的三角機(jī)翼上翼梁的受載圖特點(diǎn)：梁在機(jī)身側(cè)邊處緣條面積最大；梁腹板較薄（多梁）；側(cè)肋有實(shí)心梁腹板；蒙皮??；重量輕；梁緣條沿長(zhǎng)度方向的外形是曲面，與之連接的蒙皮也是其面，工藝?yán)щy。圖4.69

帶平行翼梁的三角翼結(jié)構(gòu)(“協(xié)號(hào)和”

)4.10.2帶有輔助翼梁的單梁三角翼的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)組成:主梁4-5、若干個(gè)輔助翼梁i-i、側(cè)肋2-n、前墻2-3、蒙皮及其加強(qiáng)翼肋。墻在機(jī)身側(cè)邊與機(jī)身鉸接。每個(gè)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：lbiRbi

Qbi

qbi

dz0同時(shí)，沿翼梁周緣上有支反剪流：qci

Qbicbi/(2Fbi

)該反剪流由側(cè)肋腹板、蒙皮和前隔板構(gòu)成的閉室承受。各翼梁的Q圖和M圖如圖4.70

，根據(jù)內(nèi)力圖，可判斷出緣條面積在中部應(yīng)最大

。側(cè)肋只承受剪切，因此，也不需要加強(qiáng)緣條。這種機(jī)翼的蒙皮較厚，因?yàn)樽饔迷诿善ど系目偧袅魇怯筛鬏o助翼梁的剪流qci之和。圖4.70

三角翼上主梁和輔助梁上的受載圖4.10.2

帶有輔助翼梁的單梁三角翼的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)組成:主梁4-5、若干個(gè)輔助翼梁i-i、側(cè)肋2-n、前墻2-3、蒙皮及其加強(qiáng)翼肋。墻在機(jī)身側(cè)邊與機(jī)身鉸接。每個(gè)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：lbiRbi

Qbi

qbi

dz0同時(shí)，沿翼梁周緣上有支反剪流：qci

Qbicbi/(2Fbi

)該反剪流由側(cè)肋腹板、蒙皮和前隔板構(gòu)成的閉室承受。各翼梁的Q圖和M圖如圖4.63，根據(jù)內(nèi)力圖，可判斷出緣條面積在中部應(yīng)最大

。側(cè)肋只承受剪切，因此，也不需要加強(qiáng)緣條。這種機(jī)翼的蒙皮較厚，因?yàn)樽饔迷诿善ど系目偧袅魇怯筛鬏o助翼梁的剪流qci之和。圖4.65

三角翼上主梁和輔助梁上的受載圖4.10.3

帶有聚交翼梁的三角翼結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)：需要有加強(qiáng)側(cè)肋；工藝性好；梁多，剛度好，生存性好。圖4.66

等百分比布置的多梁式三角翼結(jié)構(gòu)圖4.67

帶輔助翼梁的單塊式三角翼結(jié)構(gòu)4.10.4

帶有輔助翼梁的整體式三角翼結(jié)構(gòu)特點(diǎn)：翼盒代替翼梁，提高了剛度；翼盒中段用鉸接接頭與機(jī)身隔框相連。4.10.5

帶內(nèi)撐梁的梁式三角翼結(jié)構(gòu)型式垂直于機(jī)身布置了一根內(nèi)撐梁；剛度大，生存力強(qiáng)，重量輕；內(nèi)撐梁使前梁卸載；機(jī)翼內(nèi)布置油箱。圖4.67

帶輔助翼梁的單塊式三角翼結(jié)構(gòu)圖4.69

帶內(nèi)撐梁的三角翼結(jié)構(gòu)4.11.1增升裝置的功用改善飛機(jī)的起飛—著陸性能提高輕型高速飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能部分增升裝置(如前緣縫翼)還用于改善飛機(jī)大迎角下飛行時(shí)的橫向穩(wěn)定性和操縱性，特別是后掠翼飛機(jī)。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4.11.2對(duì)機(jī)翼增升裝置的要求在飛機(jī)處于著陸攻角且增升裝置偏至著陸狀態(tài)時(shí)，增加最大；當(dāng)增升裝置處于收起位置時(shí)，的增加最?。划?dāng)飛機(jī)以小推重比進(jìn)行加速滑跑時(shí)，氣動(dòng)性能要處于最佳狀態(tài)，而對(duì)于推重比大的飛機(jī)，當(dāng)增升裝置偏轉(zhuǎn)到起飛位置時(shí)，要能提供較大的增量；當(dāng)增升裝置偏轉(zhuǎn)至工作狀態(tài)，mz的變化(機(jī)翼壓心的移動(dòng))要盡可能小左、右翼上的增升裝置作用要同步，結(jié)構(gòu)要簡(jiǎn)單，工作要可靠。4.11.3機(jī)翼增升裝置的種類開(kāi)裂襟翼:增大了翼型的有效彎度和增大機(jī)翼面積（后退式）分為:有固定轉(zhuǎn)軸的后退式的弦長(zhǎng)bsf占機(jī)翼弦長(zhǎng)的25~30％起飛時(shí)的偏轉(zhuǎn)角

sf達(dá)20°著陸時(shí)偏角

sf為50~60°，使飛機(jī)大大減速，從而可增大下滑斜率并減小Lld4-通條和鉸鏈

；拉桿8沿其支座5軸向移動(dòng)

；通過(guò)拉桿8和松緊螺桿7實(shí)現(xiàn)操縱滑軌9

；

托架10；撐桿11對(duì)滑軌進(jìn)行加固。

形剖面的大梁1和骨架上下的蒙皮，以此形成能承受扭轉(zhuǎn)的閉室圖4.74襟翼

（a）－轉(zhuǎn)動(dòng)式；（b）—后退式；（c）－開(kāi)縫式；（d）－多縫式轉(zhuǎn)動(dòng)式襟翼，襟翼弦長(zhǎng)bf與機(jī)翼弦長(zhǎng)b的比值約為bf/b=0.3~0.4，δf=40~50°多縫襟翼，δf

＝50~60°，Sf/Sw=0.15~0.25。襟翼結(jié)構(gòu)中有骨架和蒙皮。骨架通常由一個(gè)大梁(有時(shí)是管形大梁,以便承受Mt)、幾根桁條和翼肋組成。大梁上安裝了襟翼懸掛和操縱接頭。操縱接頭上固定著作動(dòng)筒拉桿以使襟翼偏轉(zhuǎn)。襟翼的后緣部分可以采用蜂窩結(jié)構(gòu)來(lái)提高剛度并減輕重量。這種襟翼利用安裝在機(jī)翼加強(qiáng)肋和后大梁(后壁板)接頭上的支臂2來(lái)懸掛轉(zhuǎn)動(dòng)式襟翼后退式襟翼帶有導(dǎo)流板的開(kāi)縫襟翼：襟翼1本身、導(dǎo)流板4、滑板5和收放機(jī)構(gòu)8滑板滑板及其固定接頭的結(jié)構(gòu)單軌10是鋼制弧形工字型材單軌緣條的表面進(jìn)行了磨削和鍍鉻處理結(jié)構(gòu)上最簡(jiǎn)單的方法是將襟翼和導(dǎo)流板懸掛在外置支臂上，但附加的阻力(甚至在支臂上有整流罩時(shí))會(huì)降低飛機(jī)在巡航狀態(tài)的經(jīng)濟(jì)性。三縫式后退襟翼的結(jié)構(gòu)由主要段2、尾段1及導(dǎo)流板4組成兩根梁5和7、蜂窩夾層壁板6、翼肋8和前后緣蒙皮襟翼主段的結(jié)構(gòu)是由夾層壁板形成的翼盒螺桿收放機(jī)構(gòu)的軸向銷12懸掛尾段用的支臂13和導(dǎo)軌14

；滑板11

；尾段由骨架(大梁和前緣翼肋)和蒙皮組成；可以采用蜂窩結(jié)構(gòu)來(lái)提高剛度和降低重量導(dǎo)軌18圖4.77

三縫襟翼及其構(gòu)件的結(jié)構(gòu)4.11.4減速板和擾流板放出時(shí)向上偏，引起氣流分離(圖4.78(a))，使升力下降，阻力增加，而在收起位置時(shí)，埋入機(jī)翼中減速板，它們?cè)谧笥覚C(jī)翼上對(duì)稱地向上偏轉(zhuǎn)擾流板，只需要使往其傾斜的那一邊機(jī)翼上的擾流板偏轉(zhuǎn)。因此，擾流板是飛機(jī)橫向的操縱機(jī)構(gòu)。為了提高飛機(jī)相對(duì)于其縱軸的操縱效率，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Mχ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(duì)稱時(shí)可減小力矩Mχ的力臂。圖4.78 擾流板及其懸掛接頭和操縱接頭的結(jié)構(gòu)聯(lián)合使用擾板片和副翼。擾流板的主要缺點(diǎn)是在擾流板開(kāi)始偏轉(zhuǎn)時(shí)，升力變化有滯后效應(yīng)，這就降低了飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能。4.11.5

機(jī)翼前緣的增升裝置機(jī)翼前緣的增升裝置通過(guò)延遲機(jī)翼繞流在大迎角下的分離來(lái)提高值。機(jī)翼前緣增升裝置中應(yīng)用最廣的是前緣縫翼和前緣襟翼(圖4.79)。前緣縫翼前緣縫翼1的結(jié)構(gòu):大梁3桁條肋4隔板2蒙皮導(dǎo)軌5帶滑輪8的滑板固定螺桿收放裝置和導(dǎo)軌的支臂7導(dǎo)軌和螺桿機(jī)構(gòu)(圖4.79(a)、(b))搖臂機(jī)構(gòu)11前緣襟翼用在相對(duì)厚度小、前緣薄、難以布置增升機(jī)構(gòu)的飛機(jī)機(jī)翼上克魯格襟翼后掠翼上的前緣縫翼配合使用以防止飛機(jī)進(jìn)入過(guò)失速攻角?？唆敻窠笠碇荒鼙ＷC在小于某一迎角時(shí)機(jī)翼繞流不分離，超過(guò)該迎角后，氣流開(kāi)始急劇分離。因此，當(dāng)后掠翼翼尖氣流尚無(wú)分離、而其翼根部氣流的提前分離會(huì)產(chǎn)生使迎角減小的低頭力矩，提高了飛行安全。4.11.6

增升裝置的受載增升裝置承力構(gòu)件(開(kāi)裂式襟翼、襟翼等)的受力情況同機(jī)翼各受力構(gòu)件的受力情況是類似的由大梁傳來(lái)的載荷將以通條上的剪力經(jīng)襟翼的鉸鏈4傳遞到機(jī)翼大粱(壁板)的鉸鏈上。作為開(kāi)裂襟翼支持點(diǎn)的松緊螺桿7，將承受壓力，并將自身的載荷經(jīng)操縱桿8的支座5傳遞到機(jī)翼加強(qiáng)肋上。對(duì)于后退式開(kāi)裂襟翼，支持點(diǎn)是滑板和操縱拉桿的滑輪?；宓幕喗?jīng)滑軌的固定接頭將來(lái)自襟翼的載荷傳遞到加強(qiáng)肋上，進(jìn)而傳遞到機(jī)翼大梁的腹板和蒙皮上。來(lái)自操縱拉桿的載荷傳遞到固定作動(dòng)筒的那些機(jī)翼承力構(gòu)件上。4.12.1

副翼的用途副翼是位于機(jī)翼后緣外部并在左右翼上同時(shí)反向偏轉(zhuǎn)以產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩的機(jī)翼活動(dòng)部分。它對(duì)飛機(jī)實(shí)現(xiàn)橫向控制基本要求避免在飛行中由于機(jī)翼彎曲使副翼卡死；對(duì)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(shí)的偏航力矩等。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(shí)會(huì)導(dǎo)致該半機(jī)翼上的氣流分離和反效。因此，要限制副翼的下偏角。機(jī)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(shí)，機(jī)翼上的阻力不同，會(huì)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

。襟副翼改善飛機(jī)的起降性能，它即可以當(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，開(kāi)始采用內(nèi)、外副翼(圖4.72)和擾流板。而且外副翼僅用于起飛、著陸時(shí)飛行速度不大的狀態(tài)，而內(nèi)副翼位于機(jī)翼剛度較大的部分，在整個(gè)飛行期間均被使用。擾流片偏轉(zhuǎn)時(shí)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升降副翼無(wú)水平尾翼的飛機(jī)上，為保證橫向和縱向穩(wěn)定性，機(jī)翼上的操縱機(jī)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(jī)的要大，因?yàn)閺娘w機(jī)質(zhì)心到升降副翼的力臂小一些。4.12.2

副翼的結(jié)構(gòu)副冀的結(jié)構(gòu)由骨架和蒙皮組成。骨架由大梁、桁條、肋、隔板以及為加強(qiáng)副翼前緣懸掛接頭開(kāi)口處(圖4.80(a))和安裝在大梁上的操縱系統(tǒng)通道開(kāi)口處的加強(qiáng)板組成。圖4.80

副翼及其懸掛接頭的結(jié)構(gòu)重量平衡防止機(jī)翼彎曲－副翼偏轉(zhuǎn)顫振集中配重7(圖4.80(a))沿副翼前緣沿翼展布置分散配重(金屬棒18，圖4.80(e))后緣采用蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)，以此減輕副翼后緣的重量4.12.3

氣動(dòng)補(bǔ)償減小副翼(舵面)操縱系統(tǒng)中的鉸鏈力矩減小駕駛桿力軸式補(bǔ)償就是將副翼轉(zhuǎn)軸向后移動(dòng)，使其距壓心更近內(nèi)補(bǔ)償

：利用A腔和B腔中的壓差來(lái)獲得附加力矩△Mh伺服補(bǔ)償

：圖4.81

氣動(dòng)補(bǔ)償

(a)

軸式補(bǔ)償；（b）

內(nèi)補(bǔ)償；（c）

伺服補(bǔ)償；(d)

帶彈性元件的伺服補(bǔ)償器4.12.4

調(diào)整片調(diào)整片(圖4.82(a)和圖4.82(b))位于副翼(舵面)5的后部，它用于在改變飛行狀態(tài)時(shí)減小(消除)飛機(jī)操縱搖臂上的桿力。圖4.82

調(diào)整片及其懸掛接頭和操縱接頭的結(jié)構(gòu)4.12.5

副翼的受載副翼是一變剛度的多支點(diǎn)梁，承受垂直于弦平面的分布?xì)鈩?dòng)載荷qail和操縱拉桿的操縱力圖4.83

副翼的受載及副翼的Q、M、Mt圖操縱面前緣缺口補(bǔ)強(qiáng)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(kāi)口，破壞了扭矩的傳力路線，因此需在缺口處補(bǔ)強(qiáng)?？杉右粚?duì)斜加強(qiáng)肋，與梁構(gòu)成三角架加一短墻，與缺口兩端的加強(qiáng)肋構(gòu)成一局部閉室對(duì)某些小型低速飛機(jī)，載荷很小時(shí)，可直接對(duì)梁進(jìn)行局部加強(qiáng)，由梁本身受扭4.13.1

尾翼的用途和對(duì)尾翼的要求飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的升力面水平尾翼用于保證飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性和操縱性垂直尾翼用于保證飛機(jī)的航向穩(wěn)定性和操縱性圖4.84

尾翼布局圖4.85

水平尾翼上的流場(chǎng)擾動(dòng)圖采用全動(dòng)式水平尾翼能明顯提高水平尾翼的效率，特別是在超音速時(shí)很少采用全動(dòng)式