飞机结构与系统讲义课件

单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,*,飞机结构,张宏伟,飞机外载荷,按作用形式分为,集中载荷,分布载荷,飞机外载荷,按作用性质分为,静载荷,动载荷,飞机外载荷,按飞机所处的状态分为,飞行时,起飞、着陆、地面运动时,飞行中的外载荷,种类,重力,空气动力,发动机推力（拉力）,状态,定常飞行,非定常飞行,水平飞行,超载,定义,飞行中，作用在飞机上的外载荷的大小和方向用超载n表示。,分类,沿纵轴,n,x,沿横轴,n,z,沿立轴,n,y,对飞机结构强度影响较大的超载是,n,y,超载,n,y,定义,飞机超载为代数值，既有大小又有正负。,大小表示升力是飞机重量的几倍。,正负表示升力的方向。,机动超载,L,W,N,n,突风超载,突风超载,部件超载,部件超载-沿纵轴变化,z,n,y,n,y,n,y,部件,部件超载-沿纵轴变化,部件超载-沿横轴变化,x,n,y,n,y,n,y,部件,飞机地面外载荷,空气动力,飞机重力,发动机推力,地面对飞机的作用力,起落架载荷系数,地面载荷,垂直载荷,水平载荷,侧向载荷,影响起落架垂直载荷的因素,垂直载荷严重受力情况：飞机着陆。,.影响因素：着陆重量、飞机接地下沉速度和起落架减震器性能。,影响起落架水平载荷的因素,飞机着陆瞬间的机轮起旋载荷。,飞机着陆滑跑或中断起飞刹车时的地面摩擦力。,在不平坦地面滑行或遇到障碍物。,影响起落架侧向载荷的因素,飞机侧滑着陆。,地面滑行转弯。,单主轮先着陆。,在滑行中使飞机有侧向运动趋势的各种原因。,飞机结构承载能力,飞机结构承载能力表现在对飞机使用限制和飞机结构承载余量两个方面。,飞机使用限制,限制,CCAR25部中规定：,正限制机动超载：2.5,3.8,负限制机动超载：绝对值1.0,小速度、大迎角飞行,大速度、小迎角飞行,限制,机动飞行包线,突风超载飞行包线,飞机在地面上的使用限制,起落架受载的特殊性：多数受载情况为垂直载荷、水平载荷和侧向载荷的不同组合。,CCAR-25部对各种组合和相应的限制载荷系数都有具体规定。,飞机结构承载余量,安全系数,设计载荷与使用载荷之比。表示飞机在使用中结构不会破坏而又有一定强度储备的的系数。,CCAR-25部规定：除非另有规定，必须采用安全系数1.5。,剩余强度系数,构件的破坏应力与它在某受载情况设计载荷作用下的计算应力之比成为在此受载情况下该构件的剩余强度系数。该值一般应略大于l.0。它表示结构强度的实际富裕程度。,飞机结构适航性要求,结构的强度,结构的刚度,结构的稳定性,结构的抗疲劳性能,结构的强度要求,CCAR-25部要求要点,结构强度要用限制载荷和极限载荷来确定,要根据机动包线和突风包线典型的各点得到各部分结构的最大载荷。,用真实载荷对飞机进行静力实验以确定其强度时，结构必须能够承受极限载荷至少3秒而不破坏。,结构刚度的要求,CCAR-25部的基本要求,飞机结构必须能够承受限制载荷而无有害的永久变形。直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得妨害安全飞行。,结构稳定性要求,结构稳定性结构在载荷作用下保持原平衡状态的能力。失稳后载荷不变，变形增加。,CCAR-25部基本要求：主要受力结构不允许失稳。,飞机结构的抗疲劳要求,疲劳性能结构在交变载荷作用下，抵抗破坏的能力。,疲劳破坏的特点：在远小于使结构破坏的静载荷的疲劳载荷长期作用下，产生裂纹并且不断扩展，最后导致结构突然断裂。,CCAR-25部对飞机结构抗疲劳性能的要求,必须表明结构符合“结构的损伤容限和疲劳评定的要求”。,飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀或意外损伤引起的灾难性破坏。,对可能引起灾难性的每一部分（机翼、尾翼、操纵面及其系统、机身、发动机架、起落架以及上述各部分有关的主要连接）必须进行损伤容限（破损安全和离散源）评定。,对损伤容限不适用的某些特定结构必须进行疲劳（安全寿命）评定。对涡轮喷气飞机可能引起灾难性破坏的部分要进行声疲劳评定。,飞机结构件的分类,重要结构项目,一般结构项目,飞机结构受力基本概念,变形,飞机结构受力基本概念,内力,内力的基本形式有：拉力、压力、剪力、弯矩和扭矩。,飞机结构受力基本概念,应力和应变,应力的基本形式有：拉伸应力、压缩应力、剪切应力、弯曲应力和扭转应力。,飞机结构受力基本概念,应力和应变,正应力和正应变,飞机结构受力基本概念,应力和应变,剪应力和剪应变,飞机结构受力基本概念,弯矩,飞机结构受力基本概念,梁截面上正应力的分布,飞机结构受力基本概念,梁截面上剪应力的分布,紧固件和焊缝承受剪切,机翼上产生弯曲变形,飞机结构受力基本概念,扭矩,飞机结构基本构件,杆件,梁组件,板件,杆件,长度比横截面尺寸大很多的构件。细长杆件只能承受沿杆轴线的压力或拉力（二力杆）产生正应力和正应变。,飞机结构中常见的杆件：桁条、翼梁的缘条、腹板上的支柱、起落架上的阻力杆和侧撑杆等。,组成起落架的基本组件,梁组件,可以承受垂直组件轴线方向载荷作用的组件,闭合剖面的空心杆形梁：能承受弯矩、剪力、扭矩和轴向力，相应的在组件内产生弯曲正应力、剪应力和扭转剪应力。,工字形梁：只能承受结构平面内的弯矩和剪力，相应的在组件内产生弯曲正应力（主要由上下凸缘承受）和剪应力（主要由腹板承受）,组成机翼的基本组件,板件,厚度远小于平面内另两个尺寸的组件,承力特点：在杆-板结构中,板承受作用于板平面内分布力的能力很强，承受垂直于平面的载荷能力很弱。在飞机结构强度计算中，主要考虑作用在其平面内的载荷。,薄板：主要承受平面内剪力产生的剪应力，承受拉和压的能力在杆-板结构中与杆件相比可忽略不计。典型组件：薄蒙皮和腹板。,较厚的板件：可承受平面内拉、压和剪力产生的正应力和剪应力。典型构件：高速飞机机翼的蒙皮。,板组件的受力情况,薄板,板组件的受力情况,厚板,蒙皮上作用的局部气动载荷,飞机结构件,杆系结构,薄壁结构：平面薄壁结构,空间薄壁结构,杆系结构,由杆件和杆件梁组成的结构。,典型结构,起落架受力结构、发动机吊挂及操纵面的安装支架等。,薄壁结构,薄壁结构：杆-板结构,平面薄壁结构,在同一平面内由杆和板组成的受力结构,主要承受作用在结构平面内的载荷产生的弯矩，剪力和轴向力。,典型构件,机翼大梁和上下壁、翼肋、机身隔框等。,空间薄壁结构,由在不同平面内的平面薄壁结构组成的立体受力结构。能承受外载荷产生的弯矩、剪力和扭矩。,典型构件,机翼、机身和尾翼等。,机翼各组件在承载中的作用,剪力：由大粱腹板承受，引起腹板剪切变形，在腹板内产生剪应力。,弯矩：由大梁缘条和桁条及蒙皮组成的上和下壁板以受拉和受压的轴向力形式承受，引起壁板拉伸和压缩变形，在上和下壁板内产生正应力（正弯矩使上壁板受压下壁板受拉，负弯矩则相反）。,扭矩：由前和后大梁腹板与上下蒙皮组成的封闭盒形以周边受剪切形式承受，引起扭转变形，在上下蒙皮和前后粱腹板内产生剪应力。,机翼各组件在承载中的作用,垂直尾翼的侧向载荷,垂直尾翼的侧向载荷会使飞机后机身承受水平剪力、水平弯矩和扭矩，在后机身构件中产生正应力和剪应力。,水平剪力-由上下蒙皮承受;扭矩-由周边蒙皮承受。,水平弯矩由后机身左右两侧蒙皮和桁条组成的壁板以受拉、受压的形式承担。在左右两侧蒙皮和桁条内产生拉、压正应力。,飞机结构设计思想,安全寿命设计思想,破损安全设计思想,损伤容限设计思想,耐久性设计思想,作用在机体结构中的主要疲劳载荷,周期性循环载荷：,地-空-地载荷。,气密座舱增压载荷。,随机载荷：,突风载荷。,机动载荷。,着陆撞击和地面滑行载荷。,安全寿命设计思想,安全寿命设计概念：认为新的结构不存在初始可检裂纹，要求结构在使用寿命期内不能出现宏观可检裂纹。即,仅考虑裂纹的形成寿命，不考虑带裂纹结构的裂纹扩展寿命,。,安,全寿命：在疲劳载荷作用下，无初始可检裂纹的结构从投入使用到出现可检宏观裂纹的时间间隔。,安全寿命设计任务：用数理统计方法，通过设计、试验和分析确定飞机的安全寿命，保证在寿命期内发生疲劳破坏的概率最小。,安全寿命设计过程：涉及并贯穿飞机设计、生产和使用的全过程。,安全寿命设计思想,安全寿命设计有几点不足之处：,安全寿命设计不能确保飞机结构安全,安全寿命设计不能发挥结构件的使用价值,安全寿命设计导致飞机结构重量增大,安全寿命设计无法制定科学而经济的维修方案,破损安全设计思想,破损安全设计概念：破损安全是指一个构件发生破坏之后，它所承担的载荷可以由其它残存结构件继续承担，不影响飞机的正常使用。允许飞机结构有破损，但必须保证飞机的安全。,破损安全结构：,破损安全多路传力结构。,破损安全止裂结构。,破损安全设计思想,损伤容限设计思想,基本含义,承认结构在使用前就带有初始缺陷，但必须把这些缺陷或损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一定的范围内，在此期间，结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞机结构的安全性和可靠性。由于损伤容限设计承认结构在使用前就带有初始缺陷，并认为由初始缺陷到形成临界裂纹的裂纹扩展寿命即是总寿命，所以它不考虑无裂纹寿命，只考虑带裂纹寿命。,损伤容限设计思想,基本方法,通过损伤容限特性分析与试验，对可检结构给出检修周期，对不可检结构给出最大允许初始损伤。以保证结构在给定的使用寿命期限内，不致由于未被发现的初始缺陷、裂纹或其它损伤扩展而发展成灾难性的破坏事故。,与传统的安全寿命设计相比，它是一种比较安全、合理和经济的方法。,损伤容限设计思想,专业名词,损伤容限,裂纹扩展寿命,剩余强度,损伤容限载荷,损伤容限设计思想,损伤容限结构分类,缓慢裂纹扩展结构,破损安全结构,破损安全多路传力结构,破损安全止裂结构,破损安全止裂结构,耐久性设计思想,耐久性设计,概念：,认为飞机结构在使用前就存在许多微小的初始缺陷，当结构在使用中逐渐形成一定长度和一定数量的裂纹和损伤群时（一个设计使用寿命），必须进行修理-经济性修理。这种修理可以进行若干次，直到满足使用寿命要求。,耐久性设计目标：满足经济修理要求和降低使用维护费用，提高飞机的备用性、寿命和可靠性。,耐久性设计的基本要求：飞机结构应具有大于一个设计使用寿命的经济寿命。在一个设计使用寿命期内结构不会出现功能消弱或失效。经济寿命必须通过分析和试验验证。,耐久性设计思想,结构装配技术,铆接,铆钉的材料,铆钉的安装质量,采用干涉配合和湿安装,实心铆钉,采用顶铁，通过敲击成型。,按材料和热处理状态分类,纯铝铆钉,（,A铆钉,）,纯铝制成，强度低，但防蚀性能好。只能用于客舱内饰和一般标牌等铆接上，不能用在结构上。,硬铝铆钉,外场铆钉,（,AD铆钉,）,2117铝合金制成。,这种铆钉即使是在淬火时效后，仍具有足够的塑性完成对铆钉的铆打。,使用前不需热处理,（生产厂家已热处理过），即时可用，适合用于外场修理。,具有较高的抗蚀能力，能与多类金属一起使用,实心铆钉,按材料和热处理状态分类,硬铝铆钉,“冰箱”铆钉,（,D、DD铆钉,）,2017和2024铝合金制成，剪切强度比AD铆钉高，其中DD铆钉最高。,使用前应经过热处理，并淬火后放在冰箱内冷冻保存（延迟时效硬化），施工时才从冰箱中取出。,一般用在受力大的部位，如翼根部位、加强肋或加强框部位等。,如果超过了贮存时限或在冰箱外放置超过规定时间，应将铆钉重新热处理。,实心铆钉,按材料和热处理状态分类,超硬铝铆钉,（,KE铆钉,）,有7050和7075两种，剪切强度比硬铝铆钉高。,采用-T73过时效处理后，铆钉有较高的耐应力腐蚀和耐疲劳断裂能力。,使用前不需要热处理。,在结构修理中，可以用来代替DD铆钉。,防锈铝铆钉,（,B铆钉,）,5056铝镁合金制成，可以在室温下储存和使用。,主要用来铆接镁合金件，防止电化学腐蚀。,钢铆钉,包括软钢铆钉和不锈钢铆钉。,软钢铆钉用于铆接钢质零件；,不锈钢铆钉用于铆接不锈钢件，如发动机防火墙、尾喷口等。,实心铆钉,按材料和热处理状态分类,蒙乃尔镍合金铆钉,（,M铆钉,）,镍 - 铜合金制成，可以在室温下储存和使用。,剪切强度高于超硬铝铆钉，低于不锈钢铆钉。,在剪切强度要求不太高的地方，可用来代替不锈钢铆钉。,实心铆钉,铆钉钉头型式,AN426,（,MS20426,）,埋头铆钉,主要用于对气动外形要求严格的机体外表面，如机翼前缘、机翼上表面等部位。,AN470,（,MS20470,）,普通头铆钉,强度高，阻力也较小，主要用于受力较大，气动外形要求不太严格的机体外表面。,AN430 ,半圆头铆钉,强度高，阻力较大，主要用于机体内部受力较大的部位。,AN442 ,平头铆钉,与半圆头铆钉一样，也是用于机体内部受力较大的部位。,实心铆钉,铆钉材料的识别,铆钉头上的标记表明该铆钉所用金属材料,。,不锈钢铆钉没有标记；蒙乃尔铆钉的钉头上有两个凹坑。,铆钉直径和长度的表示法,铆钉直径以1/32in为单位进行度量，长度以1/16in为单位进行度量。,MS20470 AD,5-6,/ AN470 AD,5-6,:,5:,5/32 inch,-6:,6/16 inch,注意：,埋头铆钉从头部开始测量长度,通用铆钉只测量铆钉杆的长度,各種形狀鉚釘長度量測方法如下,:,铆钉尺寸及标识符号,铆钉的件号标识应表明铆钉的,钉头型式,、,铆钉材料,、,直径,和,长度,。,AN430AD4 8,表示是用2117材料制成的直径为4/32 in、长度为8/16 in的半圆头铆钉。,MS20470AD4 4,表示是用 2117材料制成的直径为 4/32 in、长度为4/16 in的普通头铆钉。,用在飞机结构件上的受力铆钉，直径在3/32,3/8 in之间。直径小于3/32 in的铆钉不能用作受力铆钉。,选择铆钉之长度=铆合总长度+1.5D,鉚 釘 的 配 置,边距为2D,4D（最佳2.5D）,铆钉钉距3D,12D（最佳4D,8D）,交错列距为钉距的75%,80%）,铆接,a) 对接,b) 搭接,c) 角接,铆缝形式及其应用常用的形式有：,铆缝形式,用途,搭接,一般用于没有严格要求的结构连接,垫板对接,用于要求表面平滑的结构连接,双面垫板对接,用于受力很大的结构连接,型材连接,用于飞机骨架与蒙皮连接及架构铆接,高锁螺栓（Hi-Lok螺栓）和锁螺栓（Lockbolt）,Hi-Lok,紧固件是由一个螺栓和一个固定套环组成。,螺栓头有平头和埋头两种形式螺杆端头带有一段螺纹，螺纹的类型能与,AN,系列的螺栓、螺帽配合。,固定套环由锁紧螺帽、剪切环和拧动装置三部分组成。,Hi-Lok螺栓（六角拧紧螺栓），与带六角螺帽的套环配合安装。当拧紧力矩达到规定值后，六角螺帽被剪断。拧紧时不需要力矩扳手。,Hi-Lok,紧固件有足够的剪切和挤压强度，可以和实心铆钉一样依靠铆钉杆和钉孔之间的挤压以及铆钉杆的剪切传递载荷。,在飞机结构修理中，厚度在0.08in以上的构件，常采用Hi-Lok螺栓作为紧固件。,在飞机结构上，不能使用直径小于3/16 in的Hi-lok螺栓。,典型的螺纹端部视图,Hi-Lok,螺栓示意图,结构装配技术,螺栓,采用干涉配合,为防应力腐蚀进行密封,采用预紧力指示垫圈,螺纹类型、配合等级和标识符号,配合等级,螺纹的配合等级有1,5级五个等级。,等级1螺纹是松配合；,指用手指就可以将螺帽拧到底。,等级2螺纹是自由配合；,等级3螺纹是中级配合；,等级4螺纹和等级5螺纹是紧配合。,指从开始到最后都要借助扳手将螺帽拧动。,飞机上使用的螺栓一般都是3级配合的细螺纹，而螺钉是2级或3级配合。,螺纹类型、配合等级和标识符号,标识符号,螺栓的直径、长度等信息，可以从零件的标识符号中获得（表3-1）,如没有特别说明，直径的间隔为1/16 in，长度的间隔为1/8 in。,AN4-7表示螺栓的直径为1/4 in，长度为7/8 in。,当长度等于l in时，短横后面的数字不是8，而是10。,当长度大于l in时，在短横后面用两位数字表示：第一位数字表示长度的整英寸数，第二位数字则表示长度的分数是八分之几英寸。,直径等于或小于 l/4 in的带有螺纹的紧固件属于螺钉系列。,结构装配技术,胶接,胶接连接的方式,胶铆连接方式,胶螺连接方式,胶焊连接方式,胶接2,胶接件的缺陷有时不易发现。,有良好的密封性、绝缘性和防腐性。,胶接的特点,与铆接、焊接相比，胶接的主要优点：,主要缺点：,联接件的材料范围宽广；,联接后的重量轻，材料的利用率高；,成本低；,在全部胶接面上应力集中小，故耐疲劳性能好；,抗剥离、抗弯曲及抗冲击振动性能差；,耐老化及耐介质,(,如酸、碱等,),性能差；,胶粘剂对温度变化敏感，影响胶接强度；,设计接头时应尽可能使接头承受剪切或拉伸载荷。,表面清洁和防护,飞机表面的清洁工作,飞机表面上的油渍、污物、水份和灰尘等不但会导致和加重机体金属的腐蚀，也会增加飞行阻力和飞机飞行重量，降低飞机的飞行性能，所以，保持飞机机体的清洁就是一件非常重要的工作。在日常的维护工作中，要注意机体表面的清洁，在100小时检查和年检前还要对机体进行彻底的清洁。,典型部位清洁注意事项,对高强度钢、不锈钢和高强度铝合金构件，不要和酸性或碱性溶剂接触以防发生氢脆破坏。,对需润滑的部位清洁后要重新润滑。对钢索要用擦拭法清洁。,对透明塑料、橡胶制品只能用肥皂水和清水，以防有机溶剂的浸蚀。,对有特殊涂层或镀层表面（雷达罩、橡胶除冰带）要防止损坏。,表面清洁和防护,铝合金表面防护,表面包覆纯铝,表面氧化膜（阳极化处理）,涂阿洛酊,表面清洁和防护,合金钢的表面保护,镀镉：属于阳极镀层，表面致密、不透气、不透液。,镀锌：属于阳极镀层,表面清洁和防护,漆层保护,阳极化和涂阿洛酊处理,铬酸锌底层涂料,环氧树脂底层涂料,站位编码与区域划分,飞机站位编号,站位编码与区域划分,机翼站位编号,站位编码与区域划分,水线和纵剖线,飞机机体区域划分,飞机机体校装和对称性检查,技术资料来源,飞机型号合格证数据单,飞机维护手册,飞机校装检查项目,方格坐标板,飞机校装检查项目,检查机翼上反角,飞机校装检查项目,检查机翼安装角,飞机校装检查项目,飞机对称性检查,飞机校装检查项目,垂尾的垂直度检查,飞机结构,机翼功用,飞机结构,机翼结构组成,翼梁,纵墙,桁条,翼肋,蒙皮,翼梁,桁架式翼梁,翼梁,桁架式翼梁,这种翼梁由上下缘条和缘条间的直支柱、斜支柱连接而成。缘条和支柱，有的采用钢管或硬铝管制成，有的则用厚壁开口型材制成。翼梁承受剪力时，缘条之间的支柱承受拉力或压力。该式梁常用在翼型较厚的低速重型飞机的机翼上。,翼梁,腹板式翼梁,翼梁,腹板式翼梁,这种翼梁由缘条和腹板铆接而成。缘条用硬铝或合金钢的厚壁型材制成，截面形状多为“T”形或“L”形。腹板用硬铝板制成。薄壁腹板上往往还铆接了许多硬铝支柱，以增强其抗剪稳定性和连接翼肋。为了合理地利用材料和减轻机翼的结构重量，缘条和腹板的截面积，一般都是沿翼展方向改变的，即翼根部分的截面积较大，翼尖部分的截面积较小。,腹板式翼梁的优点是能够较好地利用机翼的结构高度来减轻重量，而且生存力较强，制造也较方便。现代飞机的机翼，一般都采用腹板式金属翼梁。,翼梁,整体式翼梁,翼梁,整体式翼梁,整体式翼梁实际上是一种用高强度合金钢锻制成的腹板式翼梁。它的优点是:刚度较大，截面尺寸可以更好地做得符合等强度要求。该式梁主要用于某些高速飞机的机翼。,纵墙,纵墙,纵墙也是机翼的主要纵向受力构件。,纵墙与翼梁相似，但纵墙的缘条比梁缘条弱得多。,纵墙腹板上没有开减轻孔。为了提高失稳临界应力，腹板用型材支柱加强。,腹板和缘条的横截面面积向翼梢方向逐渐减小。有些腹板没有缘条，有些腹板的缘条与桁条一样强。,墙和腹板一般都不能承受弯矩，但它与蒙皮组成封闭的盒段可以承受扭矩。,后墙则还有封闭机翼内部容积的作用。纵墙与机身的连接为铰接连接。,桁条,桁条,桁条为长条形薄壁构件，因此又称为长桁。桁条与蒙皮和翼肋相连，其主要功用是：支持蒙皮，防止它在承受局部空气动力时产生过大的局部变形，并与蒙皮一起把空气动力传给翼肋；提高蒙皮的抗剪和抗压稳定性，使它能更好地承受机翼的扭矩和弯矩；与蒙皮一起承受由弯矩引起的轴向力。,按制造方法分，桁条分为板弯件和挤压型材，其剖面形状分别如图a和b所示。板弯件桁条一般用于梁式机翼。挤压型材桁条多用于单块式机翼。,翼肋,a) 腹板式普通翼肋,b) 腹板式加强翼肋,c) 桁架式加强翼肋,翼肋,按其构造型式可分为腹板式和构架式,按其功能分为普通翼肋和加强翼肋,普通翼肋的功能是：维持机翼的翼型；支持蒙皮、桁条和梁腹板，提高它们的稳定性；把蒙皮和桁条传给它的局部空气动力传给梁腹板，而把局部空气动力形成的扭矩，通过铆钉以剪流的形式传给蒙皮和梁腹板。,加强翼肋除具有上述作用外，还要承受和传递较大的集中载荷。在开口端部或翼根部的加强翼肋，其主要功能是把机翼盒段上由一圈闭合剪流构成的扭矩，转换成一对垂直力构成的力偶分别传给翼梁或机身加强框。,蒙皮,蒙皮作用,蒙皮包在机翼受力构件组成的受力骨架的外面，形成机翼光滑的气动外表。在飞行时，蒙皮承受并传递局部气动载荷。当蒙皮和翼梁或纵墙的腹板组合在一起形成封闭的盒式薄壁梁时，蒙皮还能够承受机翼的扭矩。当蒙皮较厚时，它常与桁条一起组成壁板，承受机翼弯矩引起的轴力。,蒙皮,蒙皮构造,蒙皮可分为单层蒙皮和夹层蒙皮。单层蒙皮一般都由包铝板制成，其厚度有从零点几毫米到十几毫米到不等的规格尺寸。夹层蒙皮通常由铝合金面板与铝蜂窝芯板胶接而成。,蒙皮的厚度根据飞机和受力的不同而不同，前缘蒙皮通常比后缘蒙皮厚。,蒙皮和桁条组合构成机翼壁板。机翼壁板分组合式和整体式壁板两种。,组合式壁板是由较厚的蒙皮与桁条铆接形成的。整体壁板是将蒙皮和加强筋（桁条、肋缘条等）合为一体，由同样的材料整体加工而成。,整体式蒙皮,优点,在结构上便于按等强度分布材料；结构的总体和局部刚度好；由于减少了连接铆钉的数量，且蒙皮不易失稳，因此机翼表面更加光滑；大大减少了连接件数量，因此可减少装配工作量，同时也减少了应力集中和钉孔对壁板截面积的削弱，还减轻了连接件本身的重量；便于密封，减少了密封材料的用量，为整体油箱设计提供了很有利的条件。,整体式蒙皮,缺点,在装配时，可能会产生残余应力，易引起应力腐蚀，并对裂纹扩展比较敏感。,现代民航客机的机翼蒙皮，特别是机翼结构油箱处的蒙皮，常做成整体壁板形式。,机翼结构形式,梁式机翼,铰接接头,固定接头,铰接接头,翼梁,固定接头,固定接头,前梁,后梁,加强翼肋,机翼结构形式,梁式机翼,梁式机翼中，桁条较弱，蒙皮较薄。剪力由翼梁腹板承受，扭矩由蒙皮与前、后梁或纵墙腹板形成的盒形结构承受。作用在外翼剖面上的剪力和扭矩，在机翼根部传给机身加强框。,梁式机翼结构特点是有一根或者数根很强的翼梁，蒙皮很薄，长桁的数量少，而且较弱。根据翼梁的多少，梁式机翼又可以分为单梁式、双梁式两种。,优点：机翼上便于开口，机翼与机身连接简单。,缺点：生存力较差。蒙皮薄，在速度近一步提高的情况下，不能保证局部刚度和机翼扭转刚度。,机翼结构形式,整体式机翼,机翼结构形式,整体式机翼,整体式机翼又可细分为单块式机翼和多腹板式机翼。如果腹板较少，且腹板缘条承受弯矩的能力较弱，这样的整体式机翼称为单块式机翼。在单块式机翼中，可以用纵墙代替翼梁，它只承受剪力；扭矩由后墙和蒙皮形成的盒形结构来承受；剪力和扭矩传给中央翼与机身加强框的连接接头；来自两侧外翼的弯矩在中央翼上自身平衡。,单块式机翼结构特点是：相比之下翼梁缘条的强度并不十分突出，蒙皮较厚，桁条多而且较强。蒙皮和桁条组成的机翼上、下很强的壁板，一起承担总体弯矩。,单块式机翼的优点是蒙皮厚，局部刚度和扭转刚度较大，受力构件分散，生存力较强，适用于高速飞机。其缺点是机翼上不便于开口，机翼和机身连接接头比较复杂。,机翼结构形式,复合结构机翼,在靠近翼根而要开舱口的部分采用梁式结构，其余部分采用单块式结构。在复合式结构内，单块式部分的受力是分散的，梁式部分的受力是集中的，为了把单块式部分各构件分散承受的力，集中起来传递到梁式部分的翼梁上去，在单块式结构过渡到梁式结构的部位，通常都装有一些加强构件(例如加强内蒙皮等)，把两部分的受力构件很好地连接起来。,机翼传力分析,空气动力,蒙皮,桁条,翼肋,剪力,弯矩,扭矩,翼梁腹板,翼梁缘条,蒙皮,机身,机翼气动载荷的传递路线,结构油箱,前梁,后梁,缘条（缝内密封）,缘条（缝内密封）,缘条（缝内密封）,缘条（缝内密封）,桁条（填角密封）,结构油箱的密封形式,蒙皮,框,密封胶,密封胶,密封胶,密封胶,密封胶,a) 缝内密封,b) 缝外密封,密封材料,密封材料,紧固件的密封形式,口盖的密封,b) 胶槽密封,b) 胶垫密封,机翼操纵面,飞机机翼上安装有多个辅助翼面，如在机翼后缘外侧的副翼，机翼前缘的襟翼/缝翼，机翼后缘的襟翼和机翼上表面的扰流板等。,副翼,副翼构造,a）,b）,c）,副翼,副翼安装,前缘襟翼（收上）,前缘襟翼（放下）,克鲁格襟翼,克鲁格襟翼,前缘缝翼（收上）,前缘缝翼（打开）,前缘缝翼（打开）,开裂式后缘襟翼（收上）,开裂式后缘襟翼（打开）,开裂式后缘襟翼（打开）,开裂式后缘襟翼（打开）,后退式后缘襟翼,（收上）,后退式后缘襟翼,（收上）,后退式三开缝襟翼（收上）,后退式三开缝襟翼（收上）,开缝式襟翼,1-襟翼 2-导流板 3-滑板 4-撑杆 5-接头 6-收放机构,7-机翼后梁 8-接头9-导轨 10-支座 11-撑杆的连接耳片,开缝式襟翼,襟翼大梁剖面一般为工字形，其上安装了用以固定滑板和收放机构的支臂。滑轨是钢制弧形工字型材，它通过支臂和撑杆连接到机翼的后梁和加强肋上。滑轨缘条的表面进行了磨削和镀铬处理。,这种滑板和滑轨结构最简单、也最可靠，因而得到了广泛应用。,导流板由隔板、蒙皮和尾部桁条组成。隔板由带缘条的腹板组成。导流板通过安装支座固定在襟翼上。滚珠螺杆式收放机构由传动装置驱动，并通过襟翼大梁上的支臂与襟翼相连，来完成对襟翼的收放。收放机构的第2个支座是机翼加强肋和后梁连接处的接头，由液压来驱动传动轴的旋转。最简单的结构是将襟翼和导流板悬挂在外置支臂上，但附加的阻力会降低飞机巡航状态的经济性。,后退式三开缝襟翼,1-尾段 2-主段 3-导流板支座 4-导流板 5、7-梁 6-蒙皮壁板 8-肋,9-滑板 10-尾段悬挂支臂 11-滑轨 12-加强肋 13-后大梁 14-耳片 15-导轨,后退式三开缝襟翼,三缝式襟翼由主段、尾段及导流板组成。,主段是指中间的升力面，也是主要的受力构件，,尾段和导流板装在它的上面。主段上的主要受力构件有两根梁、蜂窝夹芯壁板、翼肋和前后缘蒙皮。悬挂尾段用的支臂和导轨构造。,固定有滑板接头和操纵接头的前缘翼肋用型材加强。襟翼的主要结构悬挂在导轨上，它通过滚珠螺杆收放装置在滑板上沿导轨移动。,襟翼的尾段由大梁与前缘翼肋构成的骨架和蒙皮组成，常采用蜂窝结构来提高其刚度和降低重量。放出襟翼时，为使该段伸出和偏转，可采用常规的导轨和滑板。,如果导流板是滑动式的，为使其滑出，可使用导轨滑板系统，这时导轨与导流板连接，而滑板与襟翼主结构连接。襟翼的导轨是由高强度钢制成的工字形剖面悬臂梁，采用螺栓将导轨与加强肋和机翼后大梁的接头连接固定在一起。,扰流板和减速板,扰流板和减速板,扰流板和减速板,1-扰流板壁板 2、5-接头 3-前墙 4-支臂 6-端肋,7-尾部桁条 8-机翼后大梁 9-耳片 10-支臂 11-作动筒 12-耳片,扰流板和减速板,每块减速板都由几段组成。各段的主承力结构是与中间的支臂连接的两块板，该板由大梁和两个形截面的端肋、上、下蒙皮、尾部桁条、金属蜂窝夹芯、前墙和封严型材构成。中间的悬挂支臂是沿整个翼弦的工字形截面整体梁。支臂上有耳片，耳片9用于将各段悬挂到机翼后大梁的支臂上，耳片12用于固定液压作动筒。这种带有中间支臂（在一个接头中综合了两种功能）的整段结构方案能减轻重量，并提高结构刚度。扰流片的辅助悬挂接头位于两个加强端肋上。,机身结构类型,构架式机身,构架式机身,早期木布结构的机身是构架式的。一般受力骨架是由纵向四根桁梁及直支柱，斜支柱，横支柱等构成的空间桁架，受力骨架外面蒙上棉布或亚麻布的蒙皮。机身的总体载荷：弯矩、剪力、扭矩，均由空间桁架各构件承受拉压来传递，布质蒙皮仅仅形成机身气动外形，承受局部气动载荷，是典型的维形件。,构架式机身的抗扭刚度差，空气动力性能不好，重量大,其内部容积也不易得到充分利用。构架式机身虽然存在着上述缺点，然而对于小型低速飞机来说，这些缺点并不显着。此外，它还具有结构简单、便于制造、开口方便等优点，因此，目前还有一些小型低速飞机和不少直升机的机身仍然采用构架式机身。 。,机身结构类型,半硬壳式,桁梁式机身,桁梁式机身,桁梁式机身由几根较强的大梁、弱的桁条、较薄的蒙皮和隔框等组成 。,桁梁式机身构造简单，机身上易实现开口，结构对接也容易实现。但因为没有充分发挥桁条、蒙皮承受弯矩的能力，结构重量较大，而且抗扭刚度较小，生存力也较差。所以，这种结构型式适合于小型飞机，或机身上开口较多的部位。,机身结构类型,半硬壳式,桁条式机身,桁条式机身,构造特点是纵向没有桁梁，桁条较密、较强；蒙皮较厚、较强；受压稳定性较好；弯矩引起的轴向力全都由桁条和蒙皮承受；剪力仍全部由蒙皮承受。由于蒙皮较厚，在空气动力作用下，蒙皮局部变形较小，因而改善了机身的空气动力性能，也增大了机身结构的抗扭刚度，与桁梁式机身相比，更适用于高速飞机。,机身结构类型,硬壳式,硬壳式,硬壳式机身采用框架、隔框、蒙皮形成机身的外形，而蒙皮承受主要的应力。由于硬壳式机身结构没有纵向加强件，因而蒙皮必须足够强，以维持机身的刚性。硬壳式机身面临的主要问题是重量较大，机身开口较困难。,机身主要构件,蒙皮,蒙皮可以用板材、带纵向构件的壁板、蜂窝(或其它)夹芯壁板或整体壁板制成。,桁条和桁梁,桁条和桁梁都是机身结构的纵向构件。它们的构造比较简单，一般采用标准的挤压和板弯型材。桁梁还有采用组合式构型的，一般由两个型材组合铆接而成。桁条和桁梁的截面形状与机翼中桁条的截面形状相似，有多种形状，只是桁梁的截面积比桁条的大。,桁条在桁条式机身中主要用以承受机身弯曲时产生的轴力。另外长桁对蒙皮有支持作用。桁梁的作用与桁条相似，它比桁条能承受更大的载荷。,机身主要构件,龙骨梁,后梁隔框接头,龙骨梁中央翼肋,阻力撑杆连接到龙骨梁的接头,飞机纵轴线,龙骨梁盒,龙骨梁缘条,龙骨梁缘条,整流包皮支撑框,龙骨梁支撑框,后梁翼肋,龙骨梁,龙骨梁是一个主要纵向机身部件,由上、下两个受压的弦杆和一个带有加强筋的承剪腹板结构件组成。,龙骨梁位于中央翼下方、两主轮舱之间的机身中心线上，,龙骨梁对于机身、机翼和起落架都是一个重要的支撑部件。由于龙骨梁的存在，轮舱区域不需要蒙皮和桁条系统，机身的侧边开口，便于在机身下部收放主起落架。,这个部位垂直方向的剪力由龙骨梁承受，它把飞机底部的增压地板和桁条连接起来。侧边支撑的主起落架载荷由该部位的机身锻造地板梁传给硬壳式机身。,隔框,普通隔框,形成和保持机身的外形、提高蒙皮的稳定性以及承受局部空气动力,加强隔框,除了有普通隔框作用外，主要是承受和传递某些大部件，如机翼、起落架和发动机等，传来的集中载荷。,机身主要构件,隔框,普通隔框,普通隔框,一般都用硬铝压制的型材做成圆环形状。框缘的截面形状有闭合的和非闭合的两种 。,普通隔框的构造，与机身的结构型式也有一定的关系。桁条式机身的普通隔框，通常都做成完整的圆环形；桁梁式机身上大的开口比较多，开口部位的普通隔框是不完整的。,机身主要构件,隔框,加强隔框,加强隔框,加强隔框的构造是根据它承受载荷的情况，以及机身中各部件、设备的布局等确定的。在不妨碍利用机身内部空间的地方，往往在整个隔框上铆接一块壁板和其它加强构件，这种隔框叫做壁板式加强隔框 。,机身上骨架组件与蒙皮的连接,蒙皮只与桁条相连,连接时，只有纵向铆缝，能得到较好的蒙皮质量，从气动观点看，它要好一些。但是，由于蒙皮没有横向支持，承剪能力较差，需要通过增加蒙皮厚度来对其进行加强。为了克服这个缺点，有时采用专门的补偿片使隔框与蒙皮连接 。,机身主要构件,机身上骨架组件与蒙皮的连接,1-蒙皮 2-桁条 3-框 4-补偿片,蒙皮既与框相连，又与桁条相连,该连接方式的情况为隔框上开有缺口，使桁条通过。此种情况下，桁条可能不直接同隔框连接，也可能与隔框直接连接。如果与隔框连接，可以通过弯边连接，或者通过角片连接。当机身隔框是加强框时，为了对隔框上的桁条缺口进行加强，采用专门的垫板。,这种蒙皮与骨架连接方式的缺点是蒙皮上有很多铆缝。另外，由于在框上开了缺口，隔框的结构较为复杂。但是，这种构造型式能使结构获得较大的刚度，且重量更轻，因而得到广泛地应用。,机身主要构件,框与桁条的连接,增压密封,增压区,非增压区,蒙皮与纵向加强件密封对接结构,1-蒙皮 2-壁板 3-密封胶 4-密封胶带,机身地板结构,机身地板结构,地板结构由地板骨架和安装在骨架上的地板组成。,地板骨架由纵梁和横梁组成。,横梁一般采用工字形或槽形挤压型材。横梁的两端连接在机身隔框上，并与纵梁和垂直支柱构成承力骨架。,纵梁同时还可以作为安装和固定座椅的导轨。地板本身由多块壁板组成，它们用螺栓固定在骨架上。,作为地板的壁板是由上、下面板、轻质芯材和加强条板组成的夹芯结构，芯材可以是泡沫塑料、轻质木材或其它材料。,机身开口,开口类型,大开口和中、小开口,开口大小是指它与所在部件的基准尺寸相比而言，而不是开口的绝对大小。,直接补偿开口和间接补偿开口,口盖类型,快卸口盖和一般口盖,非补偿口盖、部分补偿口盖和完全补偿口盖,一般口盖,特点：,其连接点较多，连接处较强，口盖可传递部分或全部载荷。,在安装受力舱口盖时，必须将所有的螺钉(螺栓)拧到同一紧度 。,维护注意事项：,必须定期检查和拧紧受力舱口盖的螺钉,在拆装大的受力舱口盖时，通常要在舱口附近用托架托住。,非补偿口盖、部分补偿口盖和完全补偿口盖,一般小开口的口盖大多为非补偿口盖；中开口的口盖各种类型都有，但大多为完全补偿口盖；大开口的口盖可能是完全补偿口盖，也可能是非补偿口盖。,在飞机飞行中非补偿口盖完全不参与传力；部分补偿口盖一般只能传递剪切载荷；完全补偿口盖可以传递各种载荷。,机身开口,开口补强措施,无口盖小开口,只要在开口边缘加一个加强口框即可,机身开口,开口补强措施,有口盖小开口,可以在正应力载荷方向布置一些筋条,机身开口,开口补强措施,中开口补强措施,结构补强原则是充分利用原有的纵、横向构件，围绕开口布置“井”字形的加强件,机身开口,开口补强措施,中开口补强措施,机身窗户开口区通常采用双层铝条和高强度铝合金窗户骨架加强,客舱窗户开口处的加强结构,加强框,桁条,隔框,机身开口,开口补强措施,大开口补强措施,在这些部位常设置有开口的加强隔框,为了减轻结构重量，在设计时都尽量不使它有多余的强度,在维护工作中应注意检查,门窗,舱门,登机门,登机门的结构,登机门操纵,登机门操纵,登机门密封,常用的有：充压密封胶带、,具有填充物的密封带,和实心密封带 。,典型方式是采用具有海绵状橡胶或硅树脂填充的密封带，利用门框上密封型材压紧密封带形成密封线。,不随舱内压力的变化而变化，以确保密封的稳定性,因为这种密封带具有内衬，所以较之充压无内衬密封胶带，具有耐疲劳性好，便于维护的优点。,舱门的检查,检查内外蒙皮是否有划伤和腐蚀铰接整流罩是否有松弛和漏掉的螺钉,检查构架内部托架手柄机构箱和铰链是否有划伤腐蚀和松弛的螺钉,检查门和构架是否有划伤和腐蚀,检查舱门操纵机构是否有划伤和腐蚀过度磨损和松弛的螺栓,检查排漏孔是否被堵塞,检查舱门密封带是否有划伤裂口撕裂当舱门在关闭位置时密封带是否在正确的放置,应急出口,应急出口,1,2,3 详见A,4,5,6,7,8,9,10,11,17,18,15,14,13,12,16,打开应急出口的操作步骤,从内打开,从机内拉下操纵手柄可将门打开手柄的动作将锁定滚子脱出使门向机内下方移动然后一弹簧作动筒将门向外打开最后当门打开大概125度时门的铰接臂锁定机构会将门锁定在全开位,从外打开,从机外按压进出口门顶部的小面板再将门推入机内即可将门打开,货舱门,货舱门为嵌入式向内开启铰接点在门的上缘前后货舱门的形状设计和操作都是类似的但在尺寸上有少许的不同 。,开门,将门手柄从凹槽内拉出并反时针旋转并从机外打开货舱门一旦门脱离锁扣接头即可松开手柄手柄内的弹簧会使其回到正常锁定凹陷位此时用很小的力即可开门如果从飞机内部打开货舱门同样使用飞机内的不可藏的手柄但要顺时针旋转手柄便可打开货舱门,关门,向下拉松紧绳上的手柄可将门拉下然后顺时针旋转门手柄并将门锁上,驾驶舱窗户,正常开窗,开窗：握住触发器向后内侧转动手柄。窗户内移，然后再向后移动，直到在打开位置锁定。,关窗：向前拉锁定机构杆给窗户开锁。握住触发器向前移动窗户直到手柄可以向前外侧转动。松开触发器，窗户被锁定。,紧急操作,开窗：按下外部紧急门，拉出外部释放手柄。这将使窗户向内移动。然后向后移动窗户。,客舱窗户,外层玻璃,外层玻璃板,中间玻璃板,窗户安装卡销,密封/垫圈,小孔,飞机尾翼,水平安定面,上方向舵,垂直安定面,下方向舵,内侧升降舵,外侧升降舵,水平安定面,安定面中央段,背鳍,飞机的尾翼一般由水平尾翼和垂直尾翼两部分组成：水平尾翼包括水平安定面和升降舵，垂直尾翼包括垂直安定面和方向舵 。,尾翼的功用是使飞机能保持俯仰和方向平衡，并使飞机具有俯仰和方向安定性、操纵性。对尾翼的主要要求是：保证飞机平衡和具有必要的安定性及操纵性，强度、刚度足够而重量轻，尾翼载荷对机身的扭矩应尽可能小。,安定面的构造,安定面的构造与机翼基本相同。轻型飞机的安定面较小，如果采用单块式结构，施工比较困难，固定也比较复杂，所以一般都做成梁式结构。大型飞机的安定面，翼展较大而厚弦比较小，如果采用梁式结构，会造成结构重量大、抗弯刚度不足等缺点，所以，大多做成多纵墙的单块式结构。,水平安定面有整体的和可分离的两种。后掠水平尾翼的左右安定面做成一个整体时，往往采用有坚固中央翼肋的结构型式；如果做成可分离的，则多采用有坚固侧边翼肋的结构型式。,舵面的构造和连接,方向舵与垂直安定面的连接接头通常多于两个。当垂直尾翼被水平尾翼分隔为上下两部分时，上下两个方向舵的转轴是用万向接头连接的。,低速飞机上，左右升降舵的转轴大多是成一直线的。因此，往往将它做成一个整体，并用几个接头与水平安定面相连，中间的接头通常与操纵臂做成一体。,后掠水平尾翼两个升降舵的转轴不成一直线，所以左右升降舵只能各自用两个以上的接头连接在水平安定面上。左右升降舵的转轴，有的用万向接头连接，有的则分别与操纵机构的两根转动杆相连。,飞机结构装配,有中央翼的机翼连接,机翼和机身框各自独立结构的连接,中央翼梁与机身对接框为整体结构时的连接,无中央翼的机翼连接,集中式连接,分布式对接,飞机结构装配,机翼和机身框各自独立结构的连接,机身隔框,地板梁,机翼,龙骨梁,空心销,柔性板,当机翼和机身框为各自独立结构时，从原则上说带中央翼的机翼靠四个铰接接头就能将机翼的,剪力、扭矩和弯矩,传给机身。,机翼以嵌入形式插到前、后两个机身对接框之间，通过四个空心销将机翼的前、后梁与对接框连接。,空心销,是典型的铰接接头，构造简单，易于安装。,这种设计允许翼梁与框各自独立变形。机翼阻力和发动机推力主要通过机身下方的机身龙骨梁传给机身。龙骨梁上的柔性板能在机翼弯曲时，承受弯曲引起的力。,飞机结构装配,中央翼梁与机身对接框为整体结构时的连接,机身隔框,螺栓连接,机翼梁,机身下受压隔框,中央翼梁与机身对接框为整体结构是指将机翼梁设计制造成为机身加强隔框的一部分，做成整体结构主要是为了减轻结构重量。,飞机结构装配,集中式连接,集中式连接,集中连接型式只需要少数几个连接接头。机翼与机身以集中连接型式在机身侧边对接时，至少要有一个固接接头和一个铰接接头。,梁式机翼都采用集中连接的型式来连接。,集中式连接,耳片垂直（螺栓水平）放置的梁式翼面对接接头，垂直剪力和垂直弯矩靠螺栓受剪传力，水平剪力靠耳片挤压传力，水平弯矩也靠螺栓剪切传力。,如果对接耳片水平放置，螺栓垂直，则垂直剪力靠耳片挤压传递，这时，须在上下水平耳片之间配置加强筋来提高耳片在垂直方向的刚度。垂直弯矩、水平剪力和水平弯矩均由螺栓受剪传力。,耳片的传力性质取决于耳片的方向：耳片平面方向的刚度大，因此能够传递位于其平面内的载荷，传力时螺栓受剪；垂直于耳片方向，耳片刚度差，只能靠耳片直接受挤压传递载荷。,飞机结构装配,梳妆型材接头围框对接,翼肋,螺栓槽盖板,螺栓孔,螺栓孔,梁腹板加强立柱,翼面壁板通过多个受剪螺栓连接在梳状型材接头上，螺栓展向放置，梁缘条也通过受剪螺栓连接在梁缘条接头上。梳状型材接头与梁缘条接头搭接，型材接头和梁缘条接头处开有受拉螺栓槽，通过受拉螺栓把两段翼面壁板和梁缘条连为一体。两段的梁腹板端设有加强立柱，通过螺栓将立柱及腹板连为一体。翼肋螺栓槽盖板螺栓孔螺栓孔梁腹板加强立柱,传递向上的垂直弯矩时，下翼面对接螺栓受拉，上翼面对接螺栓不受力，轴向压力直接通过接头端面以挤压方式传递；反之，上翼面对接螺栓受拉，下翼面对接螺栓不受力。,多个单接头围框对接,多个单个接头围框对接形式，沿翼面对接剖面设置许多单个接头。每个单个接头与壁板的蒙皮和长桁通过受剪螺栓连接。两翼段的相应接头通过受拉螺栓对接。这种对接形式轴力和剪力传递与梳状型材接头围框对接相同。与梳状型材接头围框对接相比，装配工艺性好,接头便于加工和装配，结构简单；但多个接头连接结构传递扭矩能力差，只有在两翼段的对接接头间设置一个板状加强肋，以对接螺栓受剪传递扭矩，这造成该种接头形式结构质量增大。,尾翼与机身连接,尾翼与机身的连接同机翼与机身的连接没有根本的区别，因为尾翼与机身连接接头上的承力构件所承受的载荷与机翼是一样的。如同机翼连接接头一样，尾翼固定接头的结构在很多方面取决于尾翼的形式、位置、结构受力型式、机身的布局和受力形式。,前起落架连接,加强框,短梁缘条,加强型材,加强型材,短梁缘条,短梁腹板,加强型材,座舱地板,加强框,主起落架连接,详图A,详图D,详图C,详图B,侧撑杆,起落架支撑梁,机翼后梁,阻力支柱,减震支柱,见详图A,见详图B,见详图C,见详图D,减震支柱,主起落架支撑梁,轴颈,球轴承,轴颈支撑接头,游动梁支撑接头,作动筒,机翼后梁,游动梁,游动梁,游动梁支撑,球轴承,阻力支柱,隔框,机翼后梁接,轴颈,游动梁接耳,支撑接头,上侧撑杆,上部轴,起落架连接安全剪切销,障碍物,起落架安装梁,阻力支柱,剪切销,翼梁,喷气式发动机的位置,双发,喷气式发动机的位置,三发,喷气式发动机的位置,四发,发动机吊舱,进气整流罩,风扇,整流罩,侧整流罩,吊架前整流罩,吊架,结构保险销,吊架后缘整流罩,吊架后缘整流罩门,接近门,侧整流罩,短舱,发动机吊舱通常用于：密闭发动机，使其形成流线型的罩壳，以改善飞机的空气动力性能；支撑和保护发动机及其附件；引导气流进入发动机；承受发动机的载荷并将其传递到机翼结构。,吊舱包括吊架或安装支架和短舱两部分。,吊架,前发动机,安装点,后发动机,安装点,后吊架安装点,前吊架安装点,推力连杆,前梁安装点,后梁安装点,吊架又称为吊挂，实质上是由框架和蒙皮构成的扭力盒结构。,框架是由梁、加强筋、肋等构件通过铆接或焊接而形成的构架。框和梁都是钢制的。吊架蒙皮的材料是铝合金。在吊架的前后安装隔框上分别安装着发动机的安装点。吊架通过吊架上前梁安装点和后梁安装点与机翼连接在一起。,安全剪切销,a）,b）,c）,A：发动机前安装点,B：发动机后安装点,发动机,发动机,吊架,机翼,机翼,地面,地面,翼盒,结构保险销或保险螺栓的作用是：当发动机遭到严重损坏而导致剧烈振动或巨大阻力时，该保险销或保险螺栓被剪断使发动机及其吊架脱离机翼，防止损坏机翼而避免出现更大的灾难性的破坏。,防火墙,发动机前安装点,前安装隔框,后安装隔框,构架,防火墙,发动机后安装连杆,斜支撑杆,机翼前梁,中梁,上梁,下梁,防火墙,防火墙或防火罩一般用既耐高温又防腐蚀的不锈钢、钛合金或因康合金板材制成。,防火墙把发动机及其附件与飞机的其它部分隔开，保护吊架和系统免于高温和火灾的危险。防火墙必须能够封堵火焰和有害气体。为此，防火墙上所有的通孔以及穿过防火墙的构件在与防火墙接触处必须采用紧密配合的防火密封圈、密封垫等构件进行密封。在吊架中还安装有燃油管路、液压油管路和电力线等。,短舱,发动机短舱是指发动机上的所有流线型外罩，包括外涵道、整流罩。短舱对发动机不起支持作用，它主要是在发动机和机翼之间形成一个低阻力空气动力的外形。,整流罩通常就是指那些必须经常接近的部位（诸如发动机、附件机匣、发动机架或防火墙）的可拆卸包皮。可活动的整流罩盖板与吊架用铰链连接。当需要检查发动机时，就可打开整流罩，使用内侧撑杆可使整流罩处于打开位置。整流罩由骨架和蒙皮面板构成。骨架为金属构件；蒙皮面板一般由铝合金薄板、不锈钢薄板、钛合金薄板或复合材料制成。,翼吊发动机连接,推力连杆,发动机1#连接点,锥形螺栓,左前安装连杆,发动机前连接点支撑,发动机,2#连接点,右前安装连杆,支撑连杆,发动机3#连接点,锥形螺栓,发动机后连接点支撑,翼吊发动机是通过安装在其前安装点上的两个锥形螺栓和一个安装在其后安装支座上的锥形螺栓分别与发动机吊架上安装点头配合，然后用螺母紧固固定的 。,机尾安装发动机,安装扭力盒,安装扭力盒,防火墙接近门,后发动机安装架,前发动机,安装架,后机身吊舱安装发动机,