第四章__机翼尾翼的结构分析

,*,*,*,*,*,单击此处编辑母版文本样式,第二级,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,单击此处编辑母版标题样式,第,4,章 机翼尾翼的结构分析,4.1,机翼的功用、设计要求和受载特点,4.1.1,机翼的功用和设计要求,一、机翼的用途,气动作用：保证飞机的飞行性能和机动性 能，横向稳定性和操纵性,安装起落架、发动机、贮放燃油、武器等。,图,4.1,现代旅客机的机翼,机翼的,结构重量,占全机结构重量的,30%50%,，占全机重量的,8%15%,。由它产生的,阻力,是全机阻力的,30%50%,。,二、设计要求,总体要求（,4,点）,气动要求：保证一定的,升阻比,K,C,y,/,C,x,；由 机翼增升装置产生的升力系数增量,C,y,max,值要尽可能地大；从亚音速飞行转到超音 速飞行时飞机的稳定性、操纵性和气动性 能的变化要尽可能地小，,热量,要尽可能少地传入结构,放置各种装载物的,容积,要尽量大。,4.1.2,机翼的受载,分布气动力：,以吸力和压力形式直接作用 在蒙皮上；,机翼结构的质量力：,分布在机翼整个体积 上；,集中力：,与机翼连接的其它部件,(,如起落架 发动机,),、装载物,(,油箱、炸弹,),以及各类增 升翼面从它们的连接接头上传给机翼。,各种受载情况下气动载荷的弦向分布,亚音速气动力沿机翼弦向分布如图所示,副翼不偏转时的超音速飞行时可以认为载 荷沿翼弦为均匀分布,角很小，取,cos,=1,，升力由机翼产生,q,b,l,n,d,GK,s,K,s,为气动力沿机翼展向的分布不均匀系数,假定气动力分布,沿机翼翼展不变,(,K,s,1),， 于是,:,S,q,b,n,d,G,b,图,4.3,三角机翼上 的气动力分布,对 于 三 角 形 机 翼 在,M,a,1,时:,q,b,(,nG,/,S,),b,压力中心在翼弦上的位置：,sec,b,x,p,c,y,c,y,m,z,m,z0,式中,m,z0,是零升力矩系数。对于对称翼型，,m,z0,=0,，并且机翼的压力中心与焦点重合， 即,p,=,F,。,= -（ ）,图,4.4,机翼焦点位置与飞行,M,数的变化关系,机翼结构的质量力为空气动力的,8,15%,，,它们按与空气动力同,样的规律分配：,q,w,质量力,q,w,的作用点,x,m,就是剖面的,质心,，,一般位于距前缘,40,50%,的弦长处。,q,q,b,q,w,q,b,(1,m,w,),它距前缘的距离为：,x,eqi,(,q,b,x,p,q,w,x,m,) /,q,n,d,G,w,S,b,装在机翼内或悬挂在其上的各部件和装载 物的,质量力,P,p,作用在部件或装载物的质心 上 。,通过,与机翼的连接点,传递到机翼上去，机翼某横截面承受的,扭矩,，等于该横截面外端机翼上所有外力对机翼刚心轴力矩的代数和。,二、机翼在外载荷作用下的受载情况,图,4.5,气动载荷沿翼展和翼弦方向的分布,在,a-a,切面上产生了限制位移的内力,剪力,Q,和,弯矩,M,相对于,z-z,轴，产生了,扭矩,M,t,剪力,Q,使翼梁腹 板或墙腹板受 剪；,弯矩,M,作用下 机翼承受弯曲 变形,扭矩,M,t,的作用 下机翼承受总 体扭转变形,机翼的,Q,和,M,图,z,Q,q,d,z,P,p,l,/ 2,z,M,Q,d,z,l,/ 2,机翼上的展向分布载荷近似为：,SS,w,w,b,q,q,q,G,G,w,nb,nG,(1,m,),b,图,4.8,转直后的后掠机翼各剖面上的,Q,和,M,(,近似值,),三、机翼剖面上的,Q,和,M,值的近似求法,如果载荷沿机翼翼展与翼弦长成比例，则在,z,剖面处 ：,sec,S,q,d,z,nG,(1,m,w,),S,Q,z,(,l,/ 2),0,而弯矩,M,=,Qc,，式中,b,3,sec,q,d,z,nG,(1,m,w,),S,Q,z,(,l,/ 2),0,而弯矩,M,=,Qc,，式中,b,b,t,sec,q,d,z,nG,(1,m,w,),S,Q,z,(,l,/ 2),0,而弯矩,M,=,Qc,，式中,(,l,/ 2),0,z,b,2,b,t,c,m,z,q,b,(,x,z,x,p,),q,w,(,x,m,x,z,),四、扭矩,M,t,z,M,z,m,z,d,z,M,z p,l,/ 2,分布力,q,b,和,q,w,相对 于,Z,轴产生的,分布扭矩,:,部件的集中力产生 的相对于,Z,轴的力矩,之和,M,z,P,M,z,P,P,P,x,P,Ph,图,4.9,计算机翼的,M,图,得到,M,z,和,Q,图以后，可以对任一剖面求出 力,Q,作用点到,Z,轴的距离：,(,图,4.10),。若已知刚性轴的位置,(,距离,d,),，对它的,扭转为,M,t,=,dQ,。,图,4.10,扭矩,M,t,4.2.1,蒙皮的初始受力,蒙皮,支持在桁条和翼肋上，以压力和吸力形式直接承受气动载荷。 此时，蒙皮受拉伸（如果是厚蒙皮,它也受横向弯曲,),。,4.2,典型受力型式机翼的气动载荷传力分析,4.2.2,桁条将载荷传到翼肋上,1,补偿片；,2,梁；,3,壁板筋条；,4,整体壁板；,5,角撑；,6,翼肋缘条；,7,翼肋腹板；,8,对接接头。,图,4.13,蒙皮、翼肋和桁条之间的互相连接型式,4.2.3,翼肋将载荷传到蒙皮和翼梁腹板上,翼肋传递到蒙皮上的载荷,q,t,i,为 ：,cont,i,cont,i,2,F,2,F,Q,i,c,i,M,t,i,q,t,i,式中：,F,cont,-,闭室面积；,c,i,-,剖面上刚心和压心之间的距离。,剪力,Q,由两个翼梁共同承受,，它们承受与 其抗弯刚度成比例的力,Q,1,i,和,Q,2,i,：,2,1,1i,(,EJ,),1,i,(,EJ,),(,EJ,),Q,Q,剖面上相对于刚心的,扭矩,M,t,为：,M,t,i,Q,i,(,x,p,x,g,),Q,i,c,刚心相对于前翼梁腹板的位置,x,g,可以按以下公式求出,:,2,1,2,(,EJ,),1,(,EJ,),(,EJ,),Q,Q,g,(,EJ,),2,(,EJ,),1,(,EJ,),2,x,B,4.2.4,翼梁的受力,根据翼梁腹板的平衡情况,(,图,4.15(c),，可知：,梁腹板,还要受来自于上下缘条连接铆,。,钉的,剪流,q,f,的作用，并且：,q,f,q,1,i,缘条在,q,f,的作用下产生,轴向力流,S,f,(,图,4.15( a),，向机翼根部累积，在机翼根剖面由前,(,第,1),梁固定接头的,反力,S,1,和后,(,第,2),翼梁固定接头的,反力,S,2,平衡,(,图,4.15(d),、,(e),。,由翼梁腹板传递到缘条上的剪流在向机翼根部累积的过程中其轴向载荷使壁板受载，壁板以此形式承受弯矩。此时轴向载荷在纵向构件,(,翼梁缘条和壁板,),之间,按抗弯刚度分配,(,图,4.15(d),、,(e),。,4.2.5,蒙皮的总体受载,由翼肋传递到蒙皮闭室上的,剪流,形成,沿翼肋阶梯式累积的,扭转力矩,，该扭矩由蒙 皮和后墙形成的闭室承受。扭矩,从翼梢向翼 根累积,，在机翼根部剖面处的扭矩,M,tr,等于,(,图,4.16),。这一力矩在机翼根部剖面由力臂为,B,的力偶,R,t,来平衡,:,R,t,M,tr,/,B,由于,M,t,的作用，机翼蒙皮如同翼梁腹板一样受剪。,图,4.16,机翼受扭图,蒙皮以剪切形式承受扭矩,M,t,。为使扭矩 能以闭环剪流,q,t,的形式沿蒙皮传递，必须满足以下条件：,(1),蒙皮应是封闭的，周边不应有开口，切向应力沿闭室周边传递。,(2),在机翼根部，蒙皮应支持在根部加强肋上,，,该翼肋能将,M,tr,转换为力偶,R,t,；,(3),在使用载荷作用下，蒙皮不应失稳；,(4),蒙皮应有足够的厚度，以防止在飞行中由于机翼扭转变形。,双梁机翼传力分析综述,蒙皮,扭矩,弯矩,剪力,局部气动力,翼肋,长桁,梁,蒙皮,蒙皮,长桁,接头机身,一对剪力（形成力偶）,蒙皮,根部加强肋,剪力,扭矩,机翼的主要受力构件,4.3.1,蒙皮,形成良好的气动外形,传递局部气动载荷,薄蒙皮与前后梁（墙）组成闭室传扭,厚蒙皮与前后梁（墙）组成闭室传扭，与 长桁、缘条组成壁板传弯,依据飞机的受力分析，蒙皮的质量占机翼质量的,2540,。,4.3,机翼主要受力构件的用途和结构型式,图,4.17,蒙皮的对接,4.3.2,桁条,支持蒙皮形成外形,传递局部气动载荷,参与总体受力,(,机翼由弯矩引起的轴向力,这些力的大小取决于机翼的结构受力型 式、桁条横截面的形状和面积。,),桁条质量与机翼质量之比为从梁式机翼的,48,到单块式机翼的,2530,。,图,4.18,桁条型材的剖面形状,桁条的分类及特点：,桁条按照截面形状有,开式和闭式,截面，按制造方法有,板弯桁条,和,挤压桁条,。,板弯开式桁条：,容易弯曲，与蒙皮贴合好，得到的翼面光滑。容易与蒙皮和其他构件固接。稳定性差，不承受弯矩。,板弯闭式桁条：,稳定性好。可以参与承受一些机翼的弯矩，提高桁条和蒙皮压缩的临界应力。但是这种桁条和蒙皮铆接时有两条铆缝，对于保持机翼表面的光滑性不利。,挤压式桁条：,硬铝挤压而成，有较厚的腹板，稳定性好，圆头加强边可以增大桁条的抗弯刚度，还可以对桁条壁起支持作用。,4.3.3,翼梁,传递总体剪力,(,加强支柱加强的腹板,),总体弯矩,(,缘条,),腹板与机翼周边形成闭室，参与承受扭矩,M,t,支持处,固接,翼梁质量与机翼质量之比为从单块式机翼的,711%,到梁式机翼的,2328%,。,根据,腹板的结构型式,，翼梁有,腹板式,(,图,4.19(a),、,桁架式,(,图,4.19(c),和,整体式,。,图,4.19,梁式和桁架式结构的翼梁。翼梁切面上 剪力,Q,和弯矩,M,的平衡,4.3.4,纵墙,纵墙处于受扭的横切面之中，承受,M,t,引,起的剪切,传递总体剪力,局部弯矩,缘条较弱，支持处,铰接,纵墙还把机翼翼盒与前后增升装置分开,图,4.20,纵墙结构方案,4.3.5,翼肋,翼肋按其功用和结构型式可分为：,普通肋,加强肋,一、普通肋,形成机翼剖面所需的形状,给长桁和蒙皮支持，,将原始气动载荷,(,从 蒙皮和桁条,),传到翼梁和蒙皮上，并将局 部扭矩传给闭室,翼肋,对蒙皮和桁条提供支持，,并提高它 们的失稳临界应力。通常,等距分布,。,翼肋又,支持在翼梁和蒙皮,上，,翼肋在自身平面内承受弯曲和剪切。,图,4.21,翼肋结构方案,图,4.22,沿翼弦平面分为两半的翼肋结构,图,4.23,翼肋的缘条和腹板与翼梁的缘条和腹板 及机翼的壁板对接结构方案,二、加强翼肋,承受与机翼相连的其他部件,(,起落架支柱、 发动机、副翼及机翼其它活动部分悬挂接头,),传来的,集中力和力矩,，并将它们传递到机翼的,大梁和闭室上,；,在纵向构件轴线转折处,重新分配,壁板和腹板上的载荷；,用于在机翼对接处和在大开口两边,将,M,t,转 变为一对力偶。,图,4.24,加强翼肋的结构受载和平衡,图,4.25,根肋的结构和受载,普通翼肋和加强翼肋的功能,维持机翼的翼型,支持蒙皮、桁条、腹板，提高它们的稳定性,传递载荷，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。,加强翼肋除了上述功能外，还要承受和传递较大的集中载荷。,4.4,直机翼的结构受力型式,能承受剖面上总体载荷,(,剪力、弯矩和扭 矩,),的机翼构件的总和形成了机翼的,基本承 力系统,（主要元件的组成形式）。,弯矩,M,是机翼横剖面上的主要载荷,(,用于承受它的结构质量占机翼总质量的,50%),。,根据蒙皮、桁条和翼梁缘条参与承受弯矩的 程度，把机翼分为：,梁式,（集中式）,整体式机翼,（分散式）：单块式、多腹板式,梁式机翼：,纵向的梁很强（单梁、双梁、,多梁）；蒙皮较薄；长桁较少且弱；有时有 纵墙,:,弯矩,主要由翼梁缘条承受。,剪力,由翼梁腹板承受,扭矩,由蒙皮和后梁,(,后墙,),腹板形成的闭室 承受 。,整体式机翼：,弯矩主要由蒙皮及其加强桁条或波纹形壁板承受。这种机翼的蒙皮较 厚、桁条较强，而梁(墙)较弱。,单块式机翼：,腹板较少，且腹板缘条承受弯矩的能力较弱。长桁较多且强；蒙皮较厚；纵梁较弱；有时无纵梁而只有纵墙,。,多腹板式机翼：,有较多的纵向梁和墙（一般多于,5,个）；厚蒙皮；无长桁；少翼肋，弯矩由缘条和蒙皮共同承受。多用于小展弦比的高速薄翼飞机,。,注意：这些受力形式在同一机翼上,混合存在,从现代飞机的,翼,面结构来看，薄蒙皮,梁,式结构已很少采用；大型高亚音速的现代运输机和有些超音速战斗机采用,多梁单块式翼面结构,；而,M,数较大的超音速战斗机，很多采用,多墙,（,或多梁,),式机翼结构,(,图,5,.,4),，间或采用混合式结构型式,。,4.4.1,梁式机翼,(,单梁、双梁和多梁机翼,),一、单梁式机翼,翼梁布置在翼剖面结构高度最大的部位， 刚心处,为形成具有抗扭刚度的闭室，在单梁机翼 上布置一个或两个纵墙,在加强肋,(,它们与后墙的对接处,),上固定有,悬挂襟翼和副翼的连接支臂。,4.26,带前后墙的单梁式直机翼,单梁（单、双）墙直机翼的传力分析,气动力,蒙皮,长桁,翼肋,墙,梁,蒙皮,侧边肋,接头,机身,蒙皮,蒙皮,长桁,二、双梁式机翼,前梁布置,在,20,30%,弦长处,后梁布置,在,60,70%,弦长处,相对于后梁，前梁的横截面面积、剖面高度和惯性矩要大些，它分担大部分的剪力,Q,和弯矩,M,。,图,4.27,双梁式直机翼结构,三、多梁,(,多墙,),式机翼,当蒙皮有足够的刚度时，这样的结构中可以不用翼肋,将,蒙皮厚度减小,，而用较密的翼梁或纵墙,(,或两者,),来加强蒙皮,机翼不仅,刚度大,，,生存力强,，而且,重量也轻,，因为蒙皮薄，且,无普通翼肋,。,多梁式机翼,(,在小后掠角时,),扭矩的传递可以近似地认为与双梁式机翼相似。,图,4.28,多梁式机翼结构,梁式机翼的构造特点,装有,一根或两根,强有力的翼梁,蒙皮很薄,桁条的数量不多而且较弱，,有的桁条还是分段断开的,便于,在机翼上,开口，,方便检查,与机身（或机翼中段）,连接比较简单,生存力较差，,不适用于作整体油箱。,梁式机翼的受力特点,桁条承受,轴向力,的能力较小,蒙皮几乎,不参与,受力,弯矩引起的轴向力主要由,翼梁缘条承受,4.4.2,单块式机翼,经常有中央翼,也有采用围框式连接,图,4.29,整体式机翼结构及其 对接接头：,外翼之间、外翼与中翼,(a)(b)(c)(d)(e),的连接；,机翼壁板与其纵向受力构件 (f)、(g)、(h)、(i)的连接，中翼与机身(j)、(k) 的连接； 发动机(i)和起落架(i)、(m)、 (n)的连接。翼尖(1中央翼壁板；,2对接型材；,3 整流翼尖；4普通肋；,5 机翼前缘；6机翼后缘,7，8梁；9接头；,10支柱,；,11角撑（托架）；,12连 接接头； 13加强肋；14 机身加强框；,15，16飞机主起落架支柱,接头；17锻造丁字形材 )。,二、单块式机翼传力分析,弯矩主要的部分将由长桁和蒙皮组成的壁板来承受,一般都将蒙皮承受正应力的能力折算到桁条上,空气动力,蒙皮,长桁,蒙皮,肋围框,机身,墙,蒙皮、桁条围框,机身,围框：,拉压、剪切,蒙皮：,拉压、剪切,图,4.30,机翼壁板总体受弯和载荷在元件中的传递,1,梁腹板 传给缘条的剪流；,2,缘条传给蒙皮的剪流；,3蒙皮对梁缘条的支反力；4梁缘条内的轴向力,5长桁内的轴向力；6蒙皮上的剪流,机翼、机身由集中连接变为分散连接,参与区很小,重量轻,单块式机翼的结构特点,翼梁（也叫纵樯）的,缘条很弱,蒙皮较厚,（上部蒙皮往往比下部蒙皮厚），在飞行中能够较好的保持翼型。,桁条较多且较强,；上部桁条比下部桁条多，截面积也较大,有,2-4,个纵樯,。双樯单块式结构的内部容积能得到较好的利用。,能够较好的,利用结构高度,来减轻重量,生存力强,机翼连接,接头比较复杂,不便于,开大的舱口,单块式机翼的受力特点,机翼的蒙皮有良好的,抗剪稳定性,和较好的,抗压稳定性,机翼的蒙皮能更好的承受机翼的,扭矩,，而且能同桁条一起承受机翼的,大部分弯矩,不便于,承受,集中载荷,4.4.3,多腹板式机翼,多用于,小展弦比的高速薄翼,飞机上,图,4.32,多腹板式机翼的受载,机翼构造总结,1.梁式:,强梁，薄蒙皮，弱长桁，,常分左右机翼-用几个集中接头相连。,2.单块式:,强桁，弱梁，较厚蒙皮，,左右机翼一般连成整体穿过机身，,但机翼本身可能分成几段。,3.多腹板式:,厚蒙皮，多墙，少肋，无长桁，,左右翼连成整体,贯穿机身。,4.5,各种结构受力型式机翼的对接原则,机翼各部分之间的对接原则、对接接头 的位置和数量取决于机翼的结构受力型式和 机翼的尺寸。,铰接接头,(,只传递力,),固接接头,(,传递力和力矩,),围框式接头,(,传递力和力矩,),分离面的缺点：,重量大,连接处应力集中,4.5.1,梁式机翼与机身的对接,图,4.33,梁式机翼连接接头的结构和受载情况,图,4.34 (a),、,(b),加强框的受载和平衡。,（,c,）机翼连接接头的结构方案,4.5.2,整体式机翼与中央翼的对接,固接接头,：翼梁,围框式接头,：壁板和腹板,对称弯矩,M,可在,中央翼,上自身平衡,剪力,Q,和扭矩,M,t,（包括不对称弯距）传到 机身，中央翼梁的腹板应与机身隔框相连， 用于传递力,Q,和扭矩,M,t,形成的,力偶,R,t,。,螺栓受力更有利,梁围框式机翼机身对接,4.5.3,对接接头的特点及其对机翼受载的影响,图,4.38,机翼连接接头型式对受力构件的受力特 性的影响,4.6,机翼开口处的结构型式,原因：,使用、维护要求 开口区结构需加强，为此要付出重量代价。,结构受力型式,开口的位置,开口大小,作用载荷的性质。,小开口,：如油箱注油口，要加盖快卸口,盖，而开口周围用,围框式垫板或冲压框,加强。 稍大些的开口：例如，位于机翼上的飞,机燃油及其它系统的定期检查开口，要加承 力口框和用螺钉固定的,承力口盖,，使口盖能,象蒙皮一样承受剪切，就,像,没有开口一样。,开口很大,时,(,用于安装燃油箱或用作起落架 轮舱,),，在开口两端要布置加强翼肋。当整 体式机翼有大开口时，需要在开口边缘两 端用螺栓连接壁板和口盖上的蒙皮和桁条。,图,4.39,开口处的结构,一.后掠机翼的传力分析,1. 结构特点和受力特点,刚度特点：,因为v、c,更细、长、薄，所以弯曲刚、扭转刚,均比直机翼差。,变形特点：,弯曲附加的扭转变形副翼反效加剧,v，要求总刚和局部刚度更高，所以刚度强度与重,量的矛盾更突出，特别是刚度。,用单块式，但常不易带中央翼，所以出现混合式。,(中机身容积紧张；或根部壁板有开口：如起落架,舱门、机关炮）,受力特点：,三角区的存在，导致,“,后掠效应,”,机翼后掠时，一般翼肋仍垂直于梁(或墙)的居多。,此时外段的情况与直机翼相同；不同之处：根部出,现三角区后掠效应。,4.7 后掠翼传力分析,后掠机翼,必须布置能传递弯矩,M,的受力构件：,纵向受力构件轴线转折处的,加强侧肋,图a-d,纵向构件轴线不转折时的,机翼内撑梁,图e,（e）,后掠机翼翼肋的布置方案,直机翼与后掠翼,变形特点,刚心线为一斜线，且靠前顺气流方向的翼剖面沿刚心线弯曲时，后缘的挠度,前缘的挠度，后掠，外翼剖面落后于根部剖面大的扭矩副翼反效,后掠效应：,由于三角区的存在，导致弯矩M引起的正应力向后缘集中，即越靠近后缘，正应力越大的情况。,因长桁长度不一，刚度就不同，后缘长桁刚度大，分配的载荷也大。或换个说法：M作用下，因为B、C点支持刚度不同，剖面不符合平剖面假设，出现翘曲。,后掠翼结构和受力特点,后掠翼有各种结构形式，如单块式、梁式、多腹板式和根部梁架式等。,1.,梁式后掠翼结构特点,梁式后掠翼由根部和外段组成。根部往往开有舱口，主要由主梁、前梁、后梁等若干个翼梁和加强翼肋、侧肋等组成。其结构特点是：纵向有很强的翼梁(单梁、双梁或多梁等)，蒙皮较薄，长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要大得多，有时还同时布置有纵墙。,外段为单块式结构，由翼梁、翼肋、蒙皮和长桁等组成。其特点是：长桁较多且较强，蒙皮较厚，翼梁(或纵墙)的缘条较弱，有时缘条的截面积和长桁差不多。,纵向受力构件轴线在机身侧边转折的后掠机翼,单梁,后掠,机翼,梁,1-3-5,后墙,2-6,机翼根部区域加强肋（侧肋,1-2,、根肋,2-3-4,和根肋,1-7,） 桁条支持的蒙皮,外翼段的一系列普通肋和加强肋等构 件组成。,传力分析：,外翼部分,：,根部剖面,2,3,4,之前的外翼部分，载荷的传递与单梁直机翼一样。,机翼根部,：,剪力,Q,：由翼梁,1-3,段受剪和受弯的形式传递到接头,1(,由剪力,Q,在翼梁上产生的附加弯矩,M,Q,),；,点,1,处的,弯矩,M,：,M,1-1,=,M,cos,(,力偶,S,1-1,),传递到机身部分的翼梁,(,加强框,)1-1,上，并同左边梁上对应的力矩平衡,(,在对称受载时,),。,M,1-2,=,M,sin,(,力偶,S,1-2,),由侧肋,1-2,承受，并以力偶,R,1-2,的形式传递到机翼与机身的连接接头,1,和,2,上,(,这时侧肋承受横向弯曲,),。,传力分析：机翼根部,扭矩,M,t,：一部分由前缘闭室传到,1-7,短肋。翼肋,1-7,作为悬臂梁承受弯曲和剪切。该肋在接头,1,处固支，它的腹板用角片同翼梁腹板相连，而缘条用加强垫板同翼梁及侧肋连接。,扭矩,M,t,：,一部分由根肋,2-3-4,的支点,2,、,3,处的支反力平衡。传到点,3,的力,R,t,以,1-3,段翼梁剪切和弯曲形式传到节点,1,。,双梁,后掠,机翼,两个翼梁：,1-5,和,2-6,侧肋,1-2,在点,1,和点,2,处与翼梁固接,(,在缘条上用连接板,),根肋,2-3-4,铰接在点,2,和点,3,处的翼梁上,(,侧肋腹板与翼梁腹板是连接的,),。,双梁式后掠机翼的结构,1,前梁接头；,2,侧肋上缘条；,3,侧肋下缘条；,4,侧肋腹板；,5支柱；6后梁接头；7前、后梁；8加强垫板,外翼段同直机翼,；,根部剖面附近，后梁较短，刚性较大，因此承受更多的剪力,Q,和弯矩,M,，而前梁上的载荷减少,；,剪力,Q,1,加到接头3上，使翼梁1-3段上受到附加的弯矩,；,剪力,Q,2,将直接传到接头2上；,在接头,1,和接头,2,处，翼梁,1,和,2,上的力矩由侧肋,1-2,和加强框或机身翼梁段,1-1,和,2-2,承受,，,而侧肋,1-2,将承受横向弯曲,；,扭矩,M,t,的传递与单梁机翼上的情况一样。,多梁,后掠,机翼,同双梁式机翼是相似的。沿第,j,个梁的腹板传到根肋,2-3-4(,图,c),上的剪力,Q,j,将传递到固定该翼梁的连接接头上，同时在该翼梁上产生附加弯矩，翼梁腹板由于力,Q,的作用而受剪。,传力分析,在连接翼梁与侧肋,1-2,的接头处，翼梁上的,弯矩,将对侧肋有分弯矩,M,j,1-2,由于该力矩的作用，侧肋将承受横向弯曲。,扭矩,M,t,以闭室剪流,q,t,的形式传到根肋,2,3,4,上，与翼肋,1-2,类似，,M,t,以力矩,R,t,B,的形式在该翼肋的支点上平衡。,纵向受力构件轴线在机身对称面发生转折的后掠机翼,如图,(d),所示。其机身部分可以是梁式受力型式，也可以是整体式受力型式。在这两种情况下，都应该有中央加强肋,0,0,。,2单块式后掠机翼,以上共同点：壁板受正应力，所以三角壁板也可受剪切。,在机身侧边至少有四个铰接接头。,2单块式后掠机翼,这种机翼通常将每个中央翼翼梁连接在机身加强框,1-1,和,2-2,上。然而，它的中央翼可以嵌入机身中，这时，中央翼的壁板和腹板利用接头和加强带板同机身侧边,(,框,),连接起来。外翼沿翼盒周缘和翼梁缘条同中央翼相连。,扭矩,M,t,通过两条路线传递：根肋,2-3,的弯曲和根部三角区,1-2-3,的剪切。如果根部三角区壁板的刚度较大，这种结构中也可以没有翼肋,2-3,。因为 三角区,1-2-3(,与梁式机翼中的不同,),可以受剪，同时，一部分扭矩以,2,、,3,点的支反力平衡，,3,点的支反力使前梁受剪（弯）。,2.,单块式,后掠,机翼,远离根部剖面,(Z,l,2-3,),的外翼段，剪力,Q,根据 梁的弯曲刚度按比例分配。在接近根部截面,(Z,l,2-3,),处，剪力进行重新分配，后梁腹板加载，前梁腹板卸载。力,Q,2,传到支点,2,上，而力,Q,3,分两路传递,：,Q,3,2,部分将以翼肋,2,3,上的剪力传递到接头,2,，而,Q,3,1,部分将以前梁腹板的剪力传递到接头,1,。根据剪应力互等定律可 以得出：,Q,b,Q,r,=,Q,3,/2,，,机翼根部的总应力是,Q,、,M,和,M,t,引起的应力之和。,2.,单块式,后掠,机翼,3,.,纵向受力构件轴线不转折,带内撑梁的后掠翼,图,4.41(c),带内撑梁的后掠机翼的结构受力型式,3.梁架式根部后掠翼：,设计原因：,机身容积紧张，不允许中央翼通过，只能用集中接头。,起落架舱（开口), 破坏了闭室盒段和壁板。,梁式：,i) 如用双梁等。由于双梁效应，后梁载荷大，,但H后小，所以受力不利。,ii) M有很大分弯矩，需很强侧肋；Mt在根肋处转,成一对力 ，改由两梁受，可能导致梁加载或,卸载。,带内撑梁的后掠翼,特点,特点：,前后梁与机身铰支,不传弯矩给机身，不存在由于梁转折引起的分弯矩。,内撑梁,/,主梁与机身垂直，承受弯矩，用很强的侧边肋。,优点：,可以取消侧加强肋，有利于改善根部受力情况，提高结构刚度，便于布置起落架的支点和收藏起落架。,机翼的承扭能力取决于下壁板上有无破 坏剖面闭室的开口,1-2-4,。根肋,3-4,可以在点,3,和,4,处铰支在腹板,2-6,和内撑梁,2-4,上,(,图,4.41(c),，或者在点,4,处固支在内撑梁和翼梁上,(,图,4.52),。,(1),没有开口,1-2-4,，且只有根肋,2-7 (2),有开口,1-2-4 ,根肋铰支在点,3,和,4,处,(3),根肋固支在点,4,的悬臂梁,(,图,4.52)(,翼肋,3,4,、内撑梁,2,4,和翼梁的缘条用加强板,5,相连,),图,4.41(c),带内撑梁的后掠机翼的结构受力型式,图4.52内撑梁和根肋的对接接头结构,受力特点,根部梁架结构主要用来承受和传递机翼外段传来的弯矩、剪力和扭矩，作用在主梁上的力有：,前梁传来的向上的剪力；,前梁弯矩传来的向上的集中力；,加强翼肋传来的向下的集中力。,如图1-2所示，上述三个力均作用在B点。前梁各截面的剪力相同，但根部c点的弯矩最大。前梁和后梁主要承受外段传来的弯矩，其中，前梁B点处的弯矩最大。,17,加强翼肋主要传递扭矩在扭矩和支点反力作用下，翼肋各截面要承受剪力和弯矩。其中，剪力由翼肋腹板承受，弯矩由翼肋缘条承受。蒙皮和桁条只承受局部空气动力。,后掠机翼的根部结构,图,4.53,带内撑梁的后掠机翼结构简图,内撑梁式结构连接关系分析,前梁与机身最好铰接，,否则产生分弯矩，加重侧边肋的负担，同时因为前梁处结构高度不高，距离远，固接会增重。,前梁与主梁可铰接，也可固接，,固接可分担一部分根肋的扭矩，但使主梁受扭，不符合其传力特性,后梁与主梁可铰接，也可固接。,因后梁处结构高度小，固接增加后梁的刚度，加重后掠效应，但传力直接。,短肋与侧边肋和前梁必须固接，,方能传递前缘闭室的扭矩。,根肋在主梁处最好固接，,以提供对后梁的支持。,4.11.1,增升装置的功用,改善飞机的,起飞,着陆,性能,提高轻型高速飞机的,机动性能,部分增升装置,(,如前缘缝翼,),还用于改善飞 机大迎角下飞行时的,横向稳定性和操纵 性，,特别是后掠翼飞机。,1,前缘缝翼；,2,减速板；,3,扰流板；,4,单缝、双缝或三缝 式襟翼；,5,外侧副翼；,6,内侧副翼；,7,调整片；,8,前缘襟 翼；,9,偏转式或后退式襟翼；,10,襟副翼,4.11.2,对机翼增升装置的要求,1.,在飞机处于,着陆攻角且增升装置偏至着陆,状态时，,C,y,增加最大；,2.,当增升装置处于,收起位置,时，,C,x,的增加最小；,3.,当飞机以小推重比进行加速滑跑时，气动性能要处于最佳状态，而对于推重比大的飞机，当增升装置偏转到起飞位置时，要能提供较大的,C,y,增量；,4.,当增升装置偏转至工作状态，,m,z,的变化,(,机翼压心的移动,),要尽可能小,5.,左、右翼上的增升装置作用要同步，结构要简单，工作要可靠。,4.11.3,机翼增升装置的种类,开裂襟翼,:,增大了翼型的有效弯度和增大 机翼面积（后退式）,分为,:,有固定转轴的,(a),后退式的,(b),弦长,b,sf,占机翼弦长的,2530,起飞时的偏转角,sf,达,20,着陆时偏角,sf,为,5060,，使飞机大大减 速，从而可增大下滑斜率并减小,L,ld,4-,通条和铰链 ；,拉杆,8,沿其支座,5,轴向移动 ；,通过拉杆,8,和松紧 螺杆,7,实现操纵,滑轨,9,； 托架,10,；撑杆,11,对滑轨进行加固。,形剖面的大梁,1,和骨架上下的蒙 皮，以此形成能承受扭转的闭室,图,4.74,襟翼 （,a,）转动式；（,b,）,后退式；,（,c,）开缝式；（,d,）多缝式,转动式襟翼，襟翼弦长,b,f,与机翼弦长,b,的 比值约为,b,f,/,b,=0.30.4,，,f,=4050,多缝襟翼，,f,5060,，,S,f,/,S,w,=0.150.25,。,转动式,襟翼结构中有骨架和蒙皮。,骨架,通常由一个大梁,(,有时是管形大梁,以便承受,M,t,),、几根桁条和翼肋组成。,大梁上安装,了襟翼悬挂和操纵接头。操 纵接头上固定着作动筒拉杆以使襟翼偏 转。,襟翼的后缘部分,可以采用,蜂窝结构,来提 高刚度并减轻重量。,这种襟翼利用安装在机翼加强肋和后大 梁,(,后壁板,),接头上的支臂,2,来,悬挂,转动式襟翼,后退式襟翼,带有导流板的开缝襟翼：襟翼,1,本身、,导流板,4,、滑板,5,和收放机构,8,滑板,单轨,10,是钢制弧形工字型材,单轨缘条的表面进行了磨削和镀铬处理,结构上最简单的方法,是将襟翼和导流板悬挂在外置支臂 上，但附加的阻力,(,甚至在支臂上有整流罩时,),会降低飞机 在巡航状态的经济性。,三缝式后退襟翼,的结构由主要段,2,、尾段,1,及导流板,4,组成,两根梁,5,和,7,、 蜂窝夹层壁板,6,、 翼肋,8,和前后缘 蒙皮,襟翼主段的结构是由夹层壁板形成的翼盒,螺杆收放机构的轴向销,12,悬挂尾段用的支臂,13,和导轨,14,；滑板,11,；尾段由骨 架,(,大梁和前缘翼肋,),和蒙皮组成；可以采用蜂窝结构来提 高刚度和降低重量,导轨,18,图,4.77,三缝襟翼及其构件的结构,4.11.4,减速板和扰流板,放出时向上偏，引起气流分离,(,图,4.78(a),，使升力下降，阻力增加，而在收起位置时，埋入机翼中,减速板，,它们在左右机翼上对称地向上偏转,扰流板，,只需要使往其倾斜的那一边机翼上的扰流板偏转。因此，扰流板是飞机横向的操纵机构。,为了提高飞机相对于其纵轴的操纵效率，,扰流板,应远离该轴布置，通常，,放在外侧 襟翼的前面,，增大力矩,M,的力臂；,减速板放在内侧襟翼前面,，在减速板偏转 不对称时可减小力矩,M,的力臂。,图,4.78,扰流板及其悬挂接头和 操纵接头的结构,联合使用扰,流板,和副翼。扰流板的,主要 缺点,是在扰流板开始偏转时，升力变化 有滞后效应，这就降低了飞机的机动性 能。,4.11.5,机翼前缘的增升装置,机翼,前缘的增升装置,通过延迟机翼绕流 在大迎角下的分离来提高值。,机翼前缘增升装置中应用最广的是,前缘 缝翼,和,前缘襟翼,(,图,4.79),。,前缘缝翼,前缘缝翼,1,的结构:,大梁,3,桁条,肋,4,隔板,2,蒙皮,导轨,5,带滑轮,8,的滑板,固定螺杆收放装置 和导轨的支臂,7,导轨和螺杆机构,(,图,4.79(a),、,(b),摇臂机构,11,前缘襟翼,用在相对厚度小、前缘薄、难以布置增 升机构的飞机机翼上,克鲁格襟翼,后掠翼上的前缘缝翼配合使用以,防止飞机进入过失速攻角,。克鲁格襟翼只能保证在,小于某一迎角,时机翼绕流不分离，超过该迎角后，气流开始急剧分离。因此，当后掠翼翼尖气流尚无分离、而其翼根部气流的提前分离会产生使迎角减小的低头力矩,，,提高了飞行安全。,增升装置主要通过三个方面实现增升：,1.增大翼型的弯度，提高上下翼面压强差,2.延缓上表面气流分离，提高临界迎角和最大升力系数。,3.增大机翼面积,4.11.6,增升装置的受载,增升装置承力构件,(,开裂式襟翼、襟翼等,),的受力情况同机翼各受力构件的受力情 况是类似的,由,大梁传来的载荷,将以通条上的剪力经襟翼的铰链,4,传递到机翼大梁,(,壁板,),的铰链上。作为开裂襟翼支持点的松紧螺杆,7,，将承受压力，并将自身的载荷经操纵杆,8,的支座,5,传递到机翼加强肋上。,对于后退式开裂襟翼，支持点是滑板和操纵拉杆的滑轮。滑板的滑轮经滑轨的固定接头将来自襟翼的载荷传递到加强肋上，进而传递到机翼大梁的腹板和蒙皮上。来自操纵拉杆的载荷传递到固定作动筒的那些机翼承力构件上。,4.12.1,副翼的用途,副翼,是位于机翼后缘外部并在左右翼上 同时反向偏转以产生滚转力矩的机翼活 动部分。它对飞机实现,横向控制,基本要求,避免在飞行中由于机翼弯曲使副翼卡死；,对副翼进行重量配平；,减小铰链力矩；,减小偏转和收起状态下的附加阻力；,减小副翼偏转时的偏航力矩等。,副翼的上偏角为,25,下偏角为,15,25,。副翼向下偏转引起攻角增大，,这在大攻角飞行时会导致该半机翼上的气流分离和反效。因此，要限制副翼的下偏角。机翼上表面的弯度较大，当副 翼向上、向下偏转同样角度时，机翼上的阻力不同，会导致产生不期望的偏航力矩,M,y,，因此要求的上偏角度要大些 。,襟副翼,改善飞机的起降性能，它,即可以当作副,翼使用，也可以当作襟翼使用,为,避免横向反操纵,副翼反效现象的 发生，开始采用内、外副翼,(,图,4.72),和扰,流板。而且外副翼仅用于起飞、着陆时 飞行速度不大的状态，而内副翼位于机 翼刚度较大的部分，在整个飞行期间均 被使用。,扰流片偏转时升力变化的滞后效应,(,气流 不立即分离,),，将扰流片与副翼联合使用，,从而,提高横向操纵效率,升降副翼,无水平尾翼,的飞机上，为保证横向和纵 向稳定性，机翼上的操纵机构既当副翼， 又当升降舵，其面积和偏角比常规布局 飞机的要大，因为从飞机质心到升降副 翼的力臂小一些。,4.12.2,副翼的结构,副翼的结构由,骨架,和,蒙皮,组成。骨架由 大梁、桁条、肋、隔板以及为加强副翼 前缘悬挂接头开口处,(,图,4.80(a),和安装在大梁上的操纵系统通道开口处的加强板组成。,图,4.80,副翼及其悬挂接头的结构,重量平衡,防止,机翼弯曲副翼偏转颤振,集中配重,7(,图,4.80(a),沿副翼前缘沿翼展布置,分散配重,(,金属棒,18,，图,4.80(e),后缘采用,蜂窝夹芯结构,，以此减轻副翼 后缘的重量,4.12.3,气动补偿,减小副翼,(,舵面,),操纵系统中的,铰链力矩,减小,驾驶杆力,轴式补偿,：,将副翼转轴向后移动，使其距压心更近,内补偿 ：,利用,A,腔和,B,腔中的压差来获得 附加力矩,M,h,伺服补偿 ：,利用各种伺服补偿器，减小操纵铰链力矩。,图,4.81,气动补偿,(a),轴式补偿；（,b,）,内 补偿；（,c,）,伺服补偿；,(d),带弹性元件的 伺服补偿器,4.12.4,调整片,调整片,(,图,4.82(a),和图,4.82(b),位于副翼,(,舵 面,)5,的后部，它用于在改变飞行状态时 减小,(,消除,),飞机操纵摇臂上的杆力。,图,4.82,调整片及其悬挂接头和操纵接头的结构,4.12.5,副翼的受载,副翼是一变刚度的多支点梁，承受垂直 于弦平面的分布气动载荷,q,ail,和操纵拉杆 的操纵力,图,4.83,副翼的受载及副翼的,Q,、,M,、,M,t,图,操纵面前缘缺口补强,操纵面扭矩一般由前缘闭室承受。然 而在悬挂接头处，前缘要开口，破坏了扭 矩的传力路线，因此需在缺口处补强。,可加一对斜加强肋,，与梁构成三角架,加一短墙,，与缺口两端的加强肋构成 一局部闭室,对某些小型低速飞机，载荷很小时， 可,直接对梁进行局部加强,，由梁本身 受扭,4.13.1,尾翼的用途和对尾翼的要求,飞机稳定性和操纵性的升力面,水平尾翼,用于保证飞机的,纵向,稳定性和 操纵性,垂直尾翼,用于保证飞机的,航向,稳定性和 操纵性,图,4.84,尾翼布局,图,4.85,水平尾翼上的流场扰动图,采用全动式水平尾翼能明显提高水平尾 翼的效率，,特别是在超音速时,很少采用全动式垂直尾翼，因为在大多 数情况下，方向舵的剩余效率足以保证 飞机的正常操纵,图,4.86,不同气动布局时水平尾翼的不同位置,提高垂尾的效率,:,采用了,腹鳍,7(,图,4.84(c),，使机身,也能起稳定作用。采用这种垂直安定面，可以在大攻角飞行时降低由于机翼和机身对垂尾的遮挡对航向稳定性的影响,垂直安定面的前段,，也就是,背鳍,也可以提高垂尾垂尾的效率。,基本要求,保证飞机具有所要求的稳定性和操纵性,合理选择尾翼的形状、参数和布局,4.13.2,尾翼上的载荷和尾翼的承力结构,一、水平尾翼的受载,气动载荷,平衡载荷,机动载荷,在扰动气流中飞行时阵风作用下的升力 增量,质量载荷,图,4.87,水平尾翼位置不同时作用在飞机上的力,气动载荷沿弦向的分布,水平安定面和升降舵组成的水平尾翼全动式水平尾翼,根据吹风结果和,“,强度规范,”,要求给出,载荷沿翼展的分布大约与弦长成正比,二、垂直尾翼上的载荷,垂直尾翼上的载荷的计算与水平尾翼的 载荷计算相似,多发动机飞机，一侧发动机停车造成飞 机偏离对称平面,相对,Y,轴产生的力矩,M,y,基本上要被垂直尾翼抵消,三、尾翼各部分的受力情况,左右两半水平安定面，垂直安定面：悬 臂梁,左右两半连为一体的整体式水平安定面： 双支点外伸梁,受力型式与机翼结构受力型式,4.13.3,水平尾翼的结构,安定面上无大开口，常作成双梁单块式,结构,图,4.89,典型水平尾翼及其结构,图,4.90 A-10,飞机的尾翼结构,图,4.91,典型,T,型尾翼的结构,4.13.4,垂直尾翼的结构,一、常规布局和,T,型布局的后掠垂直尾翼的 结构,图,4.92,垂直安定面及其与机身的连接接头结构,由于来自水平尾翼附加载荷的作用，在,T,型尾翼的垂直安定面上，垂直安定面上的所有承力构件都应加强,(,增大梁缘条的面积，整个梁的腹板用垫板和支柱加强等,),。,因为梁与垂直安定面固定接 头之间的角度比较大，侧肋 因此承受着大部分由梁传来 的弯矩，所以侧肋通常很强， 腹板上不开孔，并且用支柱 加强，侧肋缘条用垫板,1,同梁缘条和连接接头连接在一起。,（b）,带有一个或数个内撑梁的结构受力型式,非常适合用在双垂尾上，它可以减小垂直安定面的重量。对于高度不大的垂尾,(,短梁,),，多梁式结构 受力型式也是较为合理的,图,4.94,尾翼和布置在后机身或后机身上方的发动机,4.13.5,全动水平尾翼,转轴式,定轴式,转轴式全动水平尾翼，各种形式的载荷，包括剪力,Q,、弯矩,M,和扭矩,M,t,，都只通过轴,10,传递到机身上,在定轴式结构型式中，轴,17,在,Q,和,M,的作用下受剪切和弯曲，而,M,t,被操纵杆力产生的操纵力矩平衡，而轴不承受扭转，这样，就可将它做成适合承受,Q,和,M,的工字梁。,全动水平尾翼转轴的位置,直轴,(,axi,0),与压力中心较远，在全动式水平尾翼操纵时，铰链力矩,M,h,较大,斜轴,(,axi,0),能使,M,h,值减小，特别是当轴位于,M,1,的压力中心点和,M,1,的压力中心点之间时更是如此,随着轴后掠角,axi,的增大，尾翼效率会降 低，升阻比也会降低，因为当,axi,值较大时，尾翼的偏转方向可分解为与来流平行的方向和与来流垂直的方向，这就使尾翼上的升力降低，阻力增加。当,axi,增 大后，在水平安定面左右段上布置操纵传动装置的难度也随之增加。,当采用直轴时,(,axi,0),时最容易布置传动装置,现代歼击机上、如,Su,27,、,F-15,、,F-16,等其他一些飞机上都采用了直轴,(,图,4.98),。当采用直轴时，为了降低,M,h,，水平尾翼的平面形状是小展弦比的三角形或梯形。,转轴式全动水平尾翼的结构,J-6,全动平尾,传力分析,剪力：,由前、后墙传到,B,、,C,点上，再由,AB,、,AC,肋通过水平螺栓传给转轴，使转轴受弯距,扭矩：,一部分由,BC,肋将外侧传来的分布 剪流转换成一对方向相反的垂直力。然后以同样的路线由水平螺栓和垂直螺栓传给转轴，但均是对转轴产生扭矩；一部分由壁板受剪力形式作用到垂直螺栓上,弯距：,外侧机翼壁板上的分散轴力由加 强蒙皮、加强板通过结构参与逐步集中到加强板上，由四个垂直螺栓传给转轴使之受弯。,定轴式全动水平尾翼的结构,一般，轴与尾翼的壁板、前、后墙均无 直接连接，为此要布置两个纵向短梁和 两个加强肋，以便把壁板上的已在根部 逐渐集中起来的轴力通过两纵向短梁