第4章机翼尾翼的结构分析ppt课件.ppt

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1、飞机结构设计,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Kcy/cx；由机翼增升装置产生的升力系数增量cymax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

2、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,假定气动力分布沿机翼翼展不变(Ks1)，于是,Ks为气动力沿机翼展向的分布不均匀系数,图4.3 三角机翼上的气动力分布,对于三角形机翼在M1时:qb(nG/S)b,压力中心在翼弦上的位置：,式中m

3、z0是零升力矩系数。对于对称翼型，mz0=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815%，它们按与空气动力同样的规律分配：,质量力qw的作用点xm就是剖面的质心，一般位于距前缘4050%的弦长处。,它距前缘的距离为：,装在机翼内或悬挂在其上的各部件和装载物的质量力Pp作用在部件或装载物的质心上。,图4.5 气动载荷沿翼展和翼弦方向的分布,二、机翼在外载荷作用下的受载情况,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Mt,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Mt

4、的作用下机翼承受总体扭转变形,机翼的Q 和M图,机翼上的展向分布载荷近似为：,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：,而弯矩M=Qc，式中,四、扭矩Mt,分布力qb和qw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,图4.9 计算机翼的M图,得到Mz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Mt=dQ。,图4.10 扭矩Mt,4.2典型受力型式机翼的气动载荷传力分析,4.2.1 蒙皮的初始受力,蒙皮支持在桁条和

5、翼肋上以压力和吸力形式直接承受气动载荷。蒙皮受拉伸（如果是厚蒙皮它也受横向弯曲)。,局部气动载荷传给长桁和翼肋，近似按对角线划分分配,4.2.2桁条将载荷传到翼肋上,桁条支持在翼肋上承受蒙皮传递过来的气动载荷。桁条受弯,图4.13 蒙皮、翼肋和桁条之间的互相连接型式,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。,4.2.3翼肋将载荷传到蒙皮和翼梁腹板上,支持在翼梁、蒙皮上承受蒙皮、桁条传递过来的气动载荷。受弯,剪力Q由两个翼梁共同承受，按刚度分配：,刚心位置,剖面上相对于刚心的扭矩Mt为：,式中：ci剖面上刚心和压心之间的距离。,翼肋传递到蒙皮上的载荷q

6、ti为：,式中：Fcont闭室面积；,问题：扭矩可以由两个梁承担吗？,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qf的作用，并且：。,缘条在qf的作用下产生轴向力流Sf(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S1和后(第2)翼梁固定接头的反力S2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

7、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Mtr等于(图4.16)。这一力矩在机翼根部剖面由力臂为B的力偶Rt来平衡。,由于Mt的作用，机翼蒙皮如同翼梁腹板一样受剪。,4.2.5蒙皮的总体受载,Mt的作用使机翼蒙皮如同翼梁腹板一样受剪。,蒙皮以剪切形式承受扭矩Mt。为使扭矩能以闭环剪流qt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Mtr转换为力偶Rt；(3)在使用载荷作用下，蒙皮不应失稳；(4)蒙

8、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,扭矩,剪力,一对剪力（形成力偶）,弯矩,剪力,局部气动力,翼肋,长桁,梁,蒙皮,接头,蒙皮,长桁,机身,蒙皮,根部加强肋,?,两个重要概念：剪流反传参与区,参与区,传力分析总结：受到什么载荷（谁传递过来的）？如何被支撑（约束）？约束力到哪里去了？支撑能提高正确的约束力吗？是否符合传力特性？分离体是否平衡？所有的力都传递到基础上吗？,4.3 机翼主要受力构件的用途和结构型式,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

9、弯 依据飞机的受力分析，蒙皮的质量占机翼质量的2540。,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,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Mt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%。结构型式腹板式桁架式,腹板式桁架式,4.3.4 纵墙,传递总体剪力局部弯矩缘条较弱

10、，支持处铰接纵墙处于受扭的横切面之中，承受Mt引起的剪切纵墙还把机翼翼盒与前后增升装置分开。,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,形成机翼剖面所需的形状将原始气动载荷(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,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

11、，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Mt转变为一对力偶。,图4.24 加强翼肋的结构受载和平衡,为什么不是这样的？,图4.25 根肋的结构和受载,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

12、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可能混合存在从现代飞机的冀面结构来看，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

13、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，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或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,带前后墙的单梁式直机翼,单梁（单、双）墙直机翼的传力分析,二、双梁式机翼,前梁布置在2030%弦长处后梁布置在6070%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

14、(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,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

15、）；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 l)。,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,肋,长桁,蒙皮,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,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

16、.32多腹板式机翼的受载,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,图4.33 梁式机翼连接接头的结构和受载情况,4.5.1梁式机翼与机身的对接,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Mt（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

17、Q和扭矩Mt形成的力偶Rt。,螺栓受力更有利,梁围框式机翼机身对接,图4.38 机翼连接接头型式对受力构件的受力特性的影响,4.5.3 对接接头的特点及其对机翼受载的影响,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，就象没有开口一样。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

18、。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,4.7后掠机翼的结构受力型式和根部受载特点,4.7.1后掠机翼的结构受力型式和根部受载特点一、后掠机翼根部的结构受力型式梁式机翼整体式机翼后掠机翼的载荷传递特点取决于与机身直接相连的机翼根部区域的结构型式(图4.40和图4.41上的区域1-2-3)。,(a)单梁机翼(b)双梁机翼(c)多梁机翼,后掠机翼可分为：,(1)机翼纵向受力构件轴线在机身侧边转折的机翼，有些整体机翼的根部在机翼平面上带外置梁(图4.41(b)；(2)纵向受力构件轴线不转折的后掠机翼带内撑梁的梁式机翼。,1.刚度特点

19、,后掠实际翼长增长，弦长减小，刚度下降.高速薄翼问题：翼尖弯曲变形大，扭转变形大,刚心线,刚心线,后掠机翼特点,2.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,3.传力特点：后掠效应载荷向后缘传递，应力向后缘集中的现象（后掠效应）前缘处的根长，刚度小（EF/l），传力路线长。静不定结构，按刚度分配,=o+o=M/HBt“次应力”是一组自身平衡的应力，使前梁卸载，后梁加载，为o的30%40%,o,圣维南原理：如果在一个弹性体的任一部分A上作用一自身平衡力系，那么该自身平衡力系在此物体内所引起的应力，随着对A

20、部分的距离加大而很快减小，这个影响区域大致和载荷作用区域的大小相当。衰减区大约为翼盒宽度B1.5B,二、后掠翼根部的受力特点,(1)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纵向构件轴线不转折时的机翼内撑梁,(2)对于梁式机翼，为了以点2和点3处的力偶形式传递扭矩Mt，必须有根部翼肋2-3。整体式后掠机翼的根部三角区1-2-3可以承受剪力，所以这种机翼可以没有加强翼肋,(3)梁式机翼中由于翼梁长度不同，翼梁的刚度也不一样；整体式机翼的前、后墙腹板上壁板的长度l也不同，在翼梁之间沿壁板上单位宽度的正应力要重新分配。,后掠翼和三角翼中翼肋的布置,顺气流方向布置垂直于某一翼梁或

21、刚性轴布置垂直于机翼中线布置,受力特点：无太大的影响 翼肋顺气流方向布置，较易维持机翼外形，但因为有斜角，翼肋较长、较重，翼肋与翼梁腹板和蒙皮的连接工艺较为复杂，费料 在翼肋间距相同的情况下，顺气流翼肋和桁条之间的蒙皮对角线较长，蒙皮的失稳临界应力值较小，但数量少,图4.43 后掠机翼翼肋的布置方案,4.7.2纵向受力构件轴线转折的后掠机翼,一、单梁机翼,传力分析：外翼部分,根部剖面234之前的外翼部分，载荷的传递与单梁直机翼一样。,传力分析：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MQ如图所示)；,传力分析：机翼根部,点1处的弯矩M：M1-

22、1=Mcos(力偶S1-1)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)。M1-2=Msin(力偶S1-2)由侧肋1-2承受，并以力偶R1-2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)。,扭矩Mt：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Rt以1-3段翼梁剪切和弯曲形式传到节点1。,扭矩Mt：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。,图4.46 单梁式后掠机翼,二、双梁机翼,两个翼梁：1-5和2-6侧肋

23、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)。,图4.48 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Q1加到接头3上，使翼梁1-3段上受到附加的弯矩剪力Q2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Mt的传递与单梁机翼上的情况一样。,图4.47

24、 双梁式机翼的侧肋12,三、多梁机翼,传力分析,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上的剪力Qj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。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Mj1-2,由于该力矩的作用，侧肋将承受横向弯曲。扭矩Mt以闭室剪流qt的形式传到根肋234上，与翼肋1-2类似，Mt以力矩RtB的形式在该翼肋的支点上平衡。,多梁式后掠机翼结构 侧肋受载情况,四、单块式机翼,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

25、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。图中翼盒沿周缘在机身侧边固定在中央翼上。,由于壁板上正应力分布的不均匀性，轴向分布力q沿壁板宽度也呈现不均匀性。侧肋1-2基本上只承受剪力。侧肋的弯矩是由于q12的不均匀性而产生的，所以值不大。如果不需要通过侧肋将外翼壁板同中央翼对接，翼肋1-2的缘条可以做得弱一些。,扭矩Mt通过两条路线传递：根肋2-3的弯曲(图d)和根部三角区1-2-3的剪切(图e)。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(图f)，同时，一部分扭矩以2、3点的支反力平衡，3点

26、的支反力使前梁受剪（弯）。,远离根部剖面(Zl2-3)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(Zl2-3)处，剪力进行重新分配，后梁腹板加载，前梁腹板卸载。力Q2传到支点2上，而力Q3分两路传递：Q32部分将以翼肋23上的剪力传递到接头2，而Q31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：QbQr=Q3/2，机翼根部的总应力是Q、M和Mt引起的应力之和。,五、纵向受力构件轴线在机身对称面发生转折 的后掠机翼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“。当机身部分有双墙式中央翼时，受力情况如图4.51(a

27、)。如果机身部分为单块式结构时，受力情况如图4.51(c)。,图4.51 纵向受力构件在机身对称面转折的后掠式机翼的受载情况,4.7.3 纵向受力构件轴线不转折带内撑梁的后掠翼,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，不用很强的侧边肋。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。没有开口1-2-4，且只有根肋2-7有开口1-2-4,根肋铰支在点3和4处根肋固支在点4的悬臂梁（翼肋3-4、内撑梁2-4和翼梁的缘条用加强

28、板5相连),图4.52 内撑梁和根肋的对接接头结构,图4.53 带内撑梁的后掠机翼结构简图,2,1,2,1,6,4,3,5,2-4 主梁根部固接1-4 前梁双铰支2-3 后梁双铰支345 根肋在前梁处固支1-6 短肋在根部固支1-2-4 三角区为起落架舱,1、构造,传力分析,剪力Q：,1,4,R主,Qq,2,R主,4,2,3,R后,Qh,3,4,弯矩M：,Mq,后梁,传给1-1框,传给主梁,1,4,Mn,传给2-2框,传给根肋,3,后梁,2,3,扭矩Mn:,Mq,6,侧边肋,1,2,前梁,1,3,传给主梁,肋平面,主梁,肋平面,前梁,1,6,4,3,Mq,3.内撑梁式结构连接关系分析,前梁与机

29、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。,加一根3-7纵梁支持后梁,5,2,6,4,3,7,J-5,加一根2-7纵梁支持机翼根部机构，提高三角区局部刚度加厚根部区蒙皮局部刚度,J6,Q-5,后梁与主梁固接，提高后梁承弯能力，其余与J-6相同。,二、混合结构受力型式的多梁

30、后掠翼,MIG-29 机翼结构1梁；2机身加强框；3梳状固接接头；4侧肋；5加强翼肋；6支座；7内撑梁；8梳状固接接头；9加强框；10翼梁,剪力Q和扭矩Mt从外翼到翼肋5的承受与传递情况与上述的相同(翼梁腹板受剪切承受Q，上、下壁板和前、后翼梁腹板形成的闭室以蒙皮受剪的形式承受Mt)。从翼肋5处的切面开始，Q以最短的路径通过内撑梁7以内撑梁受剪(腹板)和受弯(缘条)的形式传递到将内撑梁连接到加强框上的梳状接头8上。翼肋5上的扭矩Mt转换成将与翼肋相连的前、后翼梁上连接处的力偶，并通过内撑梁7以最短路径传递到接头8上。,4.8 前掠翼,前掠翼的特点：1.结构受力型式与后掠翼相同 2.前梁根部和靠

31、近前梁的根部壁板承受的载荷较大3.机身内部布置容易4.符合面积律要求 5.升阻比高6.气动弹性发散临界速度Vcrd较低,图4.49 后掠机翼和前掠机翼的重量和发散临界速度比较(a)发散临界速度；(b)机翼结构重量。,图4.55 机翼弯曲时前、后掠机翼剖面的攻角改变,图4.56 前掠翼的结构受力型式,4.9 回转翼,可变后掠翼 可变安装角机翼 折叠翼,图4.57 可变后掠翼及其枢轴的结构,4.9.1 变后掠角机翼,图4.58 B-1飞机的可变后掠机翼及其枢轴的结构,1外翼；2衬套；3中央翼；4螺栓；5轴承,图4.59 可变后掠机翼及其根部（连接）结构,图4.60 F-14飞机的可变后掠翼,枢轴接

32、头布置在距机身侧壁lpi处，lpi越小，可转动部分的面积S就越大：效率高枢轴接头载荷大转动引起的焦点位置移动大 lpi(0.10.25)l/2,两种不同的结构受力型式：(1)所有载荷(Q、M、Mt)只通过枢轴传递，要求 机翼回转部分有整体壁板，该整体壁板在旋转接头区域内变成很强的耳片。(2)弯矩M由安装在主梁上的枢轴接头传递，而剪力Q和扭矩Mt不仅由枢轴传递，而且还借助于安装在辅助翼梁3上的、在滑轨1上滑动的辅助滑块2来传递(图4.62)。,4.62 带承受剪力Q和扭矩Mt 的辅助支点的可变后掠翼 1滑轨；2滑块；3支点；4辅助承力构件,图4.63 作用在枢轴上的力和力矩,二、枢轴的受载和承载

33、,Mz=Msin,Mx=Mcos,4.64 最大容许使用过载随机翼后掠角的变化关系,4.9.2 可变安装角的机翼,1.可对飞机进行直接控制，改善机动性能；2.结构与全动平尾结构相似；3.如果发动机位于机翼上，并同机翼一起转动，以便在起飞和着陆时产生垂直推力。4.结构复杂,4.9.3 折叠机翼,用途：基本上用在舰载飞机上，为了减小其外形尺寸，方便在甲板上或舰舱内停放。典型机型：美国海军舰载机F-18，苏联舰载机SU27K。折叠方式：翼尖部分通过液压作动筒绕机翼旋转轴向上旋转。,图4.65 可折叠式机翼,飞机速度的提高更大的后掠角、更薄的翼型（小）气动性能要求结构强度和刚度矛盾更突出 很自然地发展

34、三角翼飞机结构,4.10 三角机翼的传力分析,1.大后掠角=5575之间 小展弦比=1.52.5 长根弦 尽管相对厚度小(35%)，但b根 大，实际高度不小 大部分机翼面积靠近机身，压心中心离机身较近，机翼根部的弯矩小 2.根梢比大，翼尖和前后缘薄，局部刚度问题突出.,3.根部结构高度大，一般采用梁式结构。因根弦长，一般采用多点连接多接头如何协调4.由于根弦长，机身遮挡部分占整个机翼的比例较大，为提高飞机的性能，应设计成翼身融合体。,问题：但由于前缘后掠角大，前缘增升装置效率降低，而机翼后缘的翼展不大，限制了机翼后缘增升装置的能力，降低了机翼的升力特性。,图4.66 三角机翼的结构受力型式,图

35、4.67 三角机翼上的气动力分布,4.10.1带有平行翼梁的多梁三角翼,结构组成：若干个(1n)翼梁 前梁23侧肋2-n蒙皮翼肋。,图4.68 带平行梁的三角机翼上翼梁的受载图,特点：梁在机身侧边处缘条面积最大；梁腹板较薄（多梁）；侧肋有实心梁腹板；蒙皮薄；重量轻；梁缘条沿长度方向的外形是曲面，与之连接的蒙皮也是其面，工艺困难。,图4.69 带平行翼梁的三角翼结构(“协号和”),4.10.2带有辅助翼梁的单梁三角翼的结构特点,组成:主梁4-5若干个辅助翼梁i-I侧肋2-n前墙2-3蒙皮翼肋,每个墙上的分布剪力qbi=qa/b，它使梁的连接接头上产生的支反力 为：同时，沿翼梁周缘上有支反剪流：,

36、该反剪流由侧肋腹板、蒙皮和前隔板构成的闭室承受。各翼梁的Q图和M图如图4.70，根据内力图，可判断出缘条面积在中部应最大。侧肋只承受剪切，因此，也不需要加强缘条。这种机翼的蒙皮较厚，因为作用在蒙皮上的总剪流是由各辅助翼梁的剪流qci之和。,侧肋只承受剪切，因此，也不需要加强缘条,4.10.3 带有聚交翼梁的三角翼结构,结构特点：1.需要有加强侧肋；2.工艺性好；3.梁多，刚度好，生存性好；,4.10.4 带有辅助翼梁的整体式三角翼结构,特点：1.翼盒代替翼梁，提高了刚度；2.翼盒中段用铰接接头与机身隔框相连。,4.10.5 带内撑梁的梁式三角翼结构型式,垂直于机身布置了一根内撑梁；刚度大，生存

37、力强，重量轻；内撑梁使前梁卸载；机翼内布置油箱。,图4.67 带辅助翼梁的单块式三角翼结构,图4.69 带内撑梁的三角翼结构,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,在飞机处于着陆攻角且增升装置偏至着陆状态时，增加最大；当增升装置处于收起位置时，的增加最小；当飞机以小推重比进行加速滑跑时，气动性

38、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，要能提供较大的增量；当增升装置偏转至工作状态，mz的变化(机翼压心的移动)要尽可能小左、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:有固定转轴的后退式的,弦长bsf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Lld,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，

39、以此形成能承受扭转的闭室,普通襟翼,转动式襟翼绕与机翼连接的转轴转动的襟翼(图4.74(a)；后退襟翼相对于转轴转动并同时沿翼弦向后移动以增大机翼面积(图4.74(b)；开缝襟翼当襟翼偏转时，在襟翼前缘和机翼之间形成特形缝的襟翼(图4.74(c)；使通过缝隙的空气加速并使空气沿襟翼上表面流动。这就可以使飞机在起飞着陆时获得更高的值。多缝襟翼由几个活动段组成，由于各段的偏转角度不同，在各段之间形成不同形状的开缝(图4.74(d)。,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bf与机翼弦长b的比值约为bf/b=0.30.4，f=4050多缝襟翼f 50

40、60，Sf/Sw=0.150.25。,转动式襟翼,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Mt)、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,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,滑板及其固定接头的结构,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

41、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

42、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,联合使用扰板片和副翼。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)。,前缘缝翼结构,导轨和螺杆机构摇臂机构11,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

43、的支臂7,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。,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

44、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1525。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

45、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My，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、外副翼和扰流板。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，又当升降舵面积和偏角比常规布局飞机的要大，因

46、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,副冀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沿副翼前缘沿翼展布置分散配重(金属棒18)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,轴式补偿就是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Mh 伺服补偿：,图4.81 气动补偿(a)

47、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,用于在改变飞行状态时减小(消除)飞机操纵摇臂上的杆力。,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qail和操纵拉杆的操纵力,4.12.5 副翼的受载,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

48、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，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,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

49、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,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,水平安定面和升降舵组成的水平尾翼 全动式水平尾翼,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My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 相似

50、,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