飞机结构及其特点介绍

飞机结构及其特点介绍1.1飞机结构及组成飞机是使用最广泛、最具有代表性的航空飞行器，它主要由机体、飞机操纵系统、飞机动力装置和机载设备等部分组成，其中机体包括机翼、机身及尾翼等部件，构成飞机的主体结构，如图1-1和图1-2所示。1-机翼；2-机身；3-进气口(发动机在机身内)；4-起落架上轮；5-起落架前轮；6-升降舵；7-水下安定面；8-方向舵；9-垂直安定面；10-副翼；11-襟翼；12-驾驶员座舱；13-空速管；14-翼刀图1-1飞机的主要组成部分图1-2波音-747宽体客机1.2机翼1.2.1机翼概述机翼是飞机产生升力和滚转操纵力矩的主要部件，同时也是现代飞机存储燃油的地方。机翼作为飞机的主要气动面，是主要的承受气动载荷部件，其结构高度低，承载大。它一般由机冀主盒、襟翼、扰流片、副翼、前缘襟翼、发动机吊挂等部分组成，如图1-3所示。机翼重量—般占全机重量的8％~15％，机翼结构重量占机翼重量的30％~50％。机翼通常有以下气动布局形式：平直翼、梯形翼、三角翼、后掠翼、边条翼、前掠翼、变后掠翼和菱形翼等。图1-3机翼布置图1-4翼面的典型结构构件1.2.2机翼结构组成机翼结构属薄壁型结构形式，构造上主要由蒙皮和骨架结构组成，如图1-4所示。骨架结构中，纵向构件有翼梁、长桁和墙(腹板)；横向构件有普通肋和加强肋，在根部与其他翼段相连或与机身相连。这些构件的基本功用是形成和保持翼面外形，承受和传递外载荷。(1)蒙皮蒙皮的直接功用是保持机翼外形和承载。气动载荷直接作用在蒙皮上，蒙皮将作用在上而的局部气动力传给结构骨架。在总体承载时，蒙皮和翼粱或翼墙的腹板组合在一起，形成封闭的盒式薄壁结构承受翼面扭矩，与长桁—起形成壁板承受翼面弯矩引起的轴力。结构最简单又广泛使用的是硬铝蒙皮。蒙皮和桁条组成的壁板有组合式或整体式，如图1-5所示。某些结构形式(如多墙式蒙皮)的蒙皮很厚，可从几毫米到十几毫米，常做成整体壁板形式，这时，蒙皮将成为最主要的、甚至是惟—的承受弯矩的受力结构。整体壁板可以减少连接件的数目，提高翼面整体油箱的密封性，可在保证足够强度和刚度的条件下得到质量轻的光滑翼面。(a)金属蒙皮(b)整体蒙皮(整体壁板)图1-5蒙皮除了整体壁板外，近来夹芯蒙皮也得到推广。夹芯蒙皮由两层薄金属板或复合材料层板与轻质疏松或蜂窝结构夹，芯互相连接而成，如图l-6所示。夹芯蒙皮可以降低翼面结构质量，提高翼而刚度和表面品质(无铆缝)，并具有良好的隔热、隔音、防震、抵抗裂纹及其他损伤扩展能力。(a)塑料夹芯蒙皮(b)蜂窝夹芯蒙皮1-塑料芯；2-面版；3-蜂窝芯图1-6夹芯蒙皮(2)桁条(a)板弯型材(b)挤压型材图1-7桁条的标准型材桁条(也称长桁)是纵向较为细长的杆件，与蒙皮相连，对蒙皮起支持作用，一般还与翼肋相连，受翼肋支持。桁条是纵向骨架中的重要受力构件之—，承受翼面弯矩引起的轴向力和局部气动力引起的剪刀，这些力的大小取决于翼面的结构形式并决定桁条横截面的形状和面积。桁条按截而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，如图1-7所示。板弯开式犁材由板材制造，容易弯曲，与蒙皮贴合好，得到的翼面光滑，容易与蒙皮及其他构件固接。板弯的闭式型材，如图1-7(a)中的6、7所示，可提高型材和蒙皮压缩临界应力。挤压型材通常比板弯型材具有较厚的腹板，在其他条件相同的情况下，它们的受力临界应力较高，但与蒙皮(特别是弯度大的蒙皮)难以固接。(3)翼梁翼梁由梁的腹板和缘条(或称突缘)组成，大多在根部与中翼段或与机身固接，如图1-8所示，剖面呈工字形或槽形。冀梁是单纯的受力件，缘条承受由弯矩引起的拉压轴力。由支柱加固的腹板承受剪力Q并能承受由扭矩引起的剪流，使翼面周边形成闭室并在这两种情况下受剪。在有的结构形式中，它是翼面主要的纵向受力件，承受翼面全部或大部分弯矩。1-上缘条；2-腹板；3-下缘条；4-支柱图1-8翼梁(4)纵墙纵墙的构造与翼梁相似，但缘条比梁缘条弱得多，—般与长桁相似，根部与其他部分的连接方式为铰接。具结构方案如图1-9所示。纵墙一般都不能承受弯矩，腹板主要用来承受剪力并传递到连接接头，与蒙皮组成到闭盒段以承受翼面的扭矩。纵墙还起到对蒙皮的支持，以提高蒙皮的屈曲承载能力。通常腹板没有减轻孔，为了提高临界应力，腹板用支持型材加强。后墙则还有封闭翼面内部容积的作用。1-腹板；2-弱缘条图1-9纵墙(5)翼肋翼肋分为普通翼肋和加强翼肋。普通翼肋构造上的功用是维持机翼剖而所需的形状，并将局部气动载荷从蒙皮和桁条传递到翼梁和蒙皮上，如图1-10所示。一般它与蒙皮、长桁相连，翼而受气动载荷时，它以自身平面内的刚度向蒙皮、长桁提供垂直方向的支持。同时，翼肋又沿周边支持在蒙皮和梁(或墙)的腹板上，在翼肋受载时，由蒙皮、腹板向翼肋提供各自平面内的支承剪流。l-腹板；2-周缘弯边；3-与腹板连接的弯边；4-减轻孔；A-前段；B-中段；C-后段；a-上部分；b-下部分图1-10腹板式翼肋加强翼肋除起普通翼肋的作用外，主要是用于承受固定在翼面上的部件(起落架、发动机、副翼及翼面其他活动部分悬挂接头)的集中力和力矩，并将它们传递转化为分散力传给蒙皮和翼梁、纵墙的腹板。结构不连续的地方也要布置加强肋，用于重新分配在纵向构件轴线转折处壁板和腹板之间的力，或在翼面结合处和大开口边界上将扭矩转变为力偶。加强肋有很大的横截面积，挤压型材制成的缘条、腹板不开口，用支撑角材加强，翼肋上的桁条重新对接，不需要切断翼肋缘条，如图1-11所示。有时这样的翼肋由锻件制造，或采用桁架式结构。机翼的特点是薄壁结构，以上各构件之间的连接大多采用分散连接，如铆接、螺接、点焊、胶接或它们的混合形式，如胶铆等。l-缘条；1-支柱；3-腹板；4-翼梁图1-11带支柱的腹板式加强翼肋1.2.3机翼结构形式机翼的主承力系统由承受作用在机翼上的力和力矩的构件组成，机翼的其他构件将局部载荷传递到主承力系统构件上，并与它—起形成机翼的整个承力系统。机翼结构形式是指结构中主承力系统的组成形式，通常按照强度设计的要求选择机翼结构形式，典型的受力形式有蒙皮骨架式、整体壁板式和夹层结构。(1)蒙皮骨架式翼面蒙皮骨架式即薄壁结构形式。随着现代飞机飞行速度增大和翼载荷提高，为了增大翼面的局部和总体刚度，开始全部采用硬蒙皮。最初的薄壁结构翼面，蒙皮很薄，只承担扭矩，不能承受弯矩，称为梁式结构。以后蒙皮不断加厚，支持蒙皮的桁条相应加强。蒙皮不仅承扭，还参与承弯，并且承弯程度越来越高，以至蒙皮与桁条一起组成的加强壁板成为主要的承弯构件，此时结构便发展成单块式结构。蒙皮进—步加厚，取消桁条，由多根纵墙对蒙皮提供支持，蒙皮单独成为承弯元件，此时结构便发展为多墙(腹板)式结构。按照抗弯材料的配置，蒙皮骨架式翼面可分为梁式、单块式和多墙式三种结构形式。1)梁式结构梁式结构多用于相对厚度大、结构载荷参数比较小、要大开口的翼面中或用在机翼与机身需要安排设计分离面的布局中。梁式结构的主要构造特点是蒙皮很薄，常用轻质铝合金制作，纵向翼梁很强，纵向长桁较少且弱，有时在与翼肋相交处断开，梁缘条的剖而与长桁相比要大得多。按翼梁的数目，梁式结构可分为单梁式(如图1-4所示)，双梁式(如图1-12)和多梁(3～5根梁)式。单梁式的翼梁通常放在剖面最高处，以便充分利用结构高度，提高翼梁的抗弯能力，减小缘条中因弯矩引起的拉压轴力，减轻翼梁质量。这种翼面通常布置l～2根纵墙形成闭室，提高翼面抗扭能力，前后纵墙还可用来固定副翼、襟翼及缝翼。双梁式对翼而内部空间合理利用较有利，两梁之间结构高度较大的部位可用来收藏起落架或放置燃油箱，但梁的高度降低，结构较重。多梁式多用于弦长较大的小展弦比机翼，安全性较高，可以设计成多通道传力。该形式的翼面通常不作为—个整体，而是分成左、右两个翼面，用几个梁、墙根部传递集中载的对接接头与机身连接。1-前梁；2-后梁：3-后墙；4-桁条；5-普通翼肋：6-蒙皮：7-梁缘条；8-立柱；9-接头；10-加强翼肋图1-12双梁结构梁式结构的主要优点是结构比较简单；抗弯材料集中在翼梁缘条上；在蒙皮上开口方便，对结构承弯能力影响较小。而且，中、外翼或翼身是通过翼梁根部的接头连接的，对接点少，连接简单。缺点是蒙皮未能发挥承弯作用，蒙皮材料利用不充分；蒙皮失稳后易出现皱纹，影响气流质量，增大阻力，容易导致早期疲劳损坏；生存性比其他承弯材料分散性大的结构形式低。2)单块式结构单块式结构从构造上看，蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴力的壁板承受绝大部分弯矩；纵向长桁布置较密，长桁截面积与梁的横截面比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增强了翼丽结构的抗扭刚度。单块式结构的优点是蒙皮在气动载荷作用下变形较小，材料向剖面外缘分散，抗弯、抗扭强度及刚度均有所提高，安全可靠性比梁式结构好。缺点是结构比较复杂。大开口后，需加强周围结构以补偿承弯能力。与机身连接时，接头必须沿用边分布，结合点多，连接复杂。为了充分发挥单块式结构的受力特性，左、右翼面最好连成整体贯穿机身。有时为便于使用、维修，可在展向布置有设计分离面，分离面处采用沿翼盒周缘分散连接的形式将整个翼面连成—体，如图1-13所示，然后整个翼面另外通过几个接头与机身相连。3)多墙式结构多墙式结构由厚的承力蒙皮和多根墙组成，除在受集中力部位安排加强肋外，一般不安排普通肋。如图1-14所示。由于该结构的受压蒙皮通过墙得到受拉面蒙皮的支持，因此具有很高的应力水平和承弯能力。厚蒙皮翼盒结构承扭刚度大，对于高速飞机的薄机翼情况，特别适宜，可有效解决薄机翼的强度、刚度与减轻结构质量之间的矛盾。这种结构只能用于没有大开口的翼面，并被广泛设计成机翼整体油箱。多墙式结构的优点是抗弯材料分散在剖面上下缘，有较高的结构效率：局部刚度及总体刚度大；受力高度分散(多墙抗剪、蒙皮分散受弯及多闭室承扭)，破损安全性好，生存性高。缺点是不宜大开口；与机身连接点多。当左、右翼丽连成整体时与机身的连接与单块式类似。但有的也与梁式结构类似，分成左右翼面，在机身侧边与之相连。此时，往往由多墙式过渡到多梁式，用少于墙数量的几个梁的根部集中对接接头在根部与机身相连，如图1-15所示。1-长桁；2-翼肋；3-墙或梁的腹板图1-13单块式结构l-纵墙：2-蒙皮；3-襟翼；4-副翼；5-纵墙的缘条图1-14多墙式结构（2)整体壁板结构整体壁板结构山若干个大型整休件如整体蒙皮壁板、整体梁和整体肋组成，而整体件则是由整块毛坯加工制成的大型结构受力元件。整体壁板翼面由蒙皮与纵向构件、横向构件合并而成上下两块整体壁板，如图1—16所示，然后再铆接装配而成。整体壁板结构的特点是：蒙皮容易实现变厚度，加强筋可以合理布置，蒙皮材料离翼剖面中心最远，受力效果好，强度、刚度较大；构造简单、质量轻；铆缝少，表面光滑，气动外形好：零件少，装配协凋容易。整体壁板结构除了用金属材料制造以外，用复合材料制造也有很大的发展前景。1-整体壁板；2-襟翼；3-副翼图1-15F-104机翼根部构造图1-16整体壁板结构1-蜂窝夹芯蒙皮；2-纵墙；3-副翼；4-翼肋图1-17蜂窝夹层结构(3)夹层结构这种结构形式的特点是采用夹层板作为元件。夹层板是将单层板分成两层薄板，中间夹以芯层构成，芯层—般是轻质材料，轻质木材或硬泡木塑料，或各种金属材料，复合材料。面板有铝合金、不锈钢等。目前，应用最多的是铝蜂窝夹层结构。夹层结构又可分为夹板结构和夹层盒结构。夹层板结构主要由上下夹层板壁板，前后梁和若干翼肋组成。如图1-17所示。与同样质量的单层蒙皮相比，夹芯蒙皮的强度、刚度大，能够承受较大的局部气动力，气动外形好；夹芯蒙皮的两层面板之间充满着空气和绝热材料，耐热绝热性好。这种结构形式受力构件少，构造简单，装配工艺性好，密封性好。但制造工艺较复杂，工艺质量不稳定，特别是接头和分段处加工制造更加困难，且夹层结构上不宜开口。夹层盒结构主要针对相对厚度很小的翼面，上下夹层蒙皮的内层面板过于靠近，制成的全厚度夹层或全充填夹层结构。如图1-18所示为采用泡沫塑料作为填料的夹层盒翼面。该结构除在机翼尖部和根部安排翼肋外，不安排其他翼肋。其上蒙皮通过夹芯得到下蒙皮的支持，有很高的应力水平和轻的结构重量；但该结构内部不能装载，一般多用于无装载的外翼结构。机翼一般有多种不同的平面形状，如平直翼、后掠翼和三角翼等，分别由于不同速度、不同类型的飞机上。例如平直翼主要用于低速飞机，后掠翼主要用于高亚音速和超音速飞机上，三角翼和小展弦比直机翼用于超音速飞机上。不同类型形状的翼面，往往采用不同形式的翼面结构。即便是同一类型的平面形状，其结构形式也由于具体的设计要求不同而各异。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结构；马赫数较大的超音速战斗机，多采用多墙(或多梁)式机翼结构(如图1-19所示)，或采用混合式结构形式，例如在根部要开口的部位采用梁式，外端较薄处为增大刚度而采用单块式。1-填料；2-蒙皮；3-纵墙图1-18实心夹层盒结构l-前缘缝翼；2-主起落架；3-副油箱；4-铝锂翼身连接板；5-冀身连接主骨架；6-机炮；7-右侧进气口；8-前起落架；9-前鸭翼(复合材料胶接结构)；10-机翼多梁结构，整体油箱；11-机翼碳纤维复合材料蒙皮；11-垂直安定面碳纤维板；13-方向舵复合材料结构；14-垂直安定面铝锂附件接头；15-内、外侧升降副冀(蜂窝芯子结构)图1-19法国“阵风”单座战斗机1.3机身1.3.1机身结构概述机身是指飞机机体结构中除各机翼结构之外的机体结构部分。机身结构包括机身、短舱、尾撑等筒形结构，主要用于装载和传力，同时将机翼、尾翼、发动机和起落架等部件连接在一起，此外，可以安置空勤组人员和旅客、装载燃油、武器、各种仪器设备和货物等。1.3.2机身结构组成机身结构一般由蒙皮和内部骨架组成。内部骨架由纵向元件——长桁、桁梁和垂直于机体纵轴的横向骨架——隔框组成。通常，机身结构各元件的功用相应地与机翼结构中各元件的功用相同。（1）蒙皮机身的蒙皮和机翼的蒙皮作用相同，构成飞机的气动外形，并保持表面光滑。在承受局部载荷时，如承受局部气动力，增压密封座舱部位的蒙皮将承受内压载荷，蒙皮将其传递给机身骨架。在承受总体载荷时，蒙皮承受垂直和水平方向的剪力，还承受和平衡机身上的扭矩；蒙皮与长桁组成的加筋板承受垂直和水平方向的弯矩。（2）纵向骨架长桁与桁梁均为机身的纵向构件。结构中长桁与机翼的长桁相似，长桁承受部分作用在蒙皮上的气动力并将其传给隔框。在桁条式机体结构中，长桁与蒙皮组成加强壁板承受机身弯曲时产生的轴力以及轴向载荷引起的轴力。另外，长桁对蒙皮起支持作用，提高蒙皮受压、受剪时失稳临界应力。在桁梁式机体结构中，布置了横截面积较大的桁梁来承受机身弯曲时产生轴力以及轴向载荷引起的轴力。同时，桁梁又可作为开口处加强件和承受集中载荷。（3）横向骨架横向骨架主要由普通框和加强框组成。框的功用与机翼中的肋相同。普通框用于维持机身的截面形状以及固定蒙皮和桁条，承受蒙皮的局部载荷，对桁条提供支持。普通框的典型结构如图1-20所示。框截面有两个缘条和—个腹板，能保证框承受弯曲和剪切。加强框主要是传递机翼、尾翼的集中力和集中装载等。通过连接件以剪流形式将力分散传给机身蒙皮。图1-20普通框的典型结构和框截面形状1.3.3机身结构形式机身通常要承受剪力、弯矩以及沿机体轴向的轴力和扭矩，而且内部需要装载货物、乘员和发动机等，故—般采用刚性薄壁空间结构。主要有下列几种典型结构形式。(1)桁架式结构桁架式结构的机身是—个立体构架，如图l-2l所示。构架由两个垂直的(侧面的)和两个水平面的(上面和下面)桁架组成，中间有构架式框和斜撑杆。桁架的组成元件(杆)只承受拉力或压力，而蒙皮起维形作用，只承受局部气动载荷。桁架—般是静定结构，故桁架结构生存性差，空间利用困难。目前这种结构仅在小型或轻型飞机上采用。图1-21桁架式结构(2)桁条式结构(单块式结构)桁条式结构特点是长桁较密、较强，蒙皮较厚。长桁与蒙皮组成壁板来承受弯曲引起的轴力，剪力和扭矩引起的剪流由蒙皮承受，如图1-22所示。结构的弯曲和扭转刚度大，故结构质量轻。但从其受力特点可以看出，蒙皮不宜开大口，开口处加强困难。1-桁条；2-蒙皮；3-隔框；4-接头；图1-22桁条式结构(3)桁梁式结构该结构特点是结构纵向具有较强的桁梁(如图l-23所示)，桁梁的截面很大但桁条很弱，甚至桁条可以不连续，蒙皮较薄。桁梁式结构一般安置四根纵梁，纵梁布置除考虑最佳承受弯矩状态外，还考虑大开口处结构加强和集中载荷传递。从结构总体受力分析看，弯曲引起的轴向力主要由桁梁承受，蒙皮和长桁只承受很小部分的轴力，剪力全部由蒙皮承受。桁梁式结构中开口可布置在两桁梁之间，这样不会显著地降低机身的抗弯强度和刚度，开口处加强所引起的质量增加较小。图1-23桁梁式结构(4)梁式结构此类结构由蒙皮、隔框和纵向大梁组成，如图1-24所示。载荷主要由大梁承受，蒙皮只承受剪力不参加纵向承力。当粱式结构一端传入弯矩和轴力时，大梁将承受釉力；这类结构适用于当结构承受轴向集中载荷较大，并间需要大开口的情况。由于蒙皮不参加纵向承力而只承受剪力，材料利用率不高，故相对于桁梁式结构而言，梁式结构质量较大。1-蒙皮；2-梁；3-隔框图1-24梁式结构(5)硬壳式结构硬壳式结构是一个厚壁筒壳，由蒙皮和少数隔框组成(如图1-25所示)，没有纵向构件，蒙皮很厚或采用夹层结构。由蒙皮承受结构总体弯曲、剪切和扭转载荷。在弯矩作用下蒙皮中产生拉伸或压缩正应力，但蒙皮利用率不高，离开削面惯性轴较远处蒙皮承载较大，而在剖面惯性轴附近蒙皮中正应力很小。硬壳式结构由于蒙皮较厚，结构具有较大的抗扭刚度；但结构质量重，不易开口，目前飞机上采用较少。1-蒙皮；2-隔桁图1-25硬壳式结构硬壳式结构形式又可分为下列几种：1)厚蒙皮式整体结构结构由较厚蒙皮和隔框组成，没有纵向构件，如图1—26所示。隔框只起维形和各舱段间连接作用，蒙皮承受全部载荷。当结构截面尺寸增大时，蒙皮的临界应力降低，要增加蒙皮厚度才能保证其承载能力。此类结构优点是结构简单，装配工作量少，气动外形好，容易保证舱段的密封，有效容积大，一般适用于小型强击机防弹舱段。此类结构不宜开口，若必须开舱口时，均应采用受力式口盖。口盖需参加整体受力，因此，结构质量增加。2)加肋壳式结构结构由带肋条的整体壁板和框组成(如图1-27所示)，整体壁板可用锻造、铸造或化学腐蚀等方法制成，壁板内有纵向和横向肋条以提高壁板的强度和刚度，并且不参加总体受力。在需要开口地方和受集中力附近可布置—些较强的纵、横向加强肋条。机身的进气道侧壁等常采用这类结构。1-纵向加强筋；2-横向加强筋图1-26厚蒙皮式整体结构图1-27加强壳式结构3)波纹板式结构波纹板式结构，外壳可以由一层波纹板与一层或两层光滑蒙皮构成，连接方式可以是焊接、胶接或热扩散成犁。材料用铝合金、钛合金或不锈钢。这种结构最大特点是：当沿波纹截面垂直方向作用压缩载荷，或者垂直蒙皮有径向载荷时，其临界应力很高，临界应力与材料的屈服应力的比值可达到0.7～0.8。对于主要承受轴向载荷的舱段或进气道侧壁可采用此结构。4)蜂窝夹层结构此类结构一般为两层光滑蒙皮与中间一层蜂窝夹芯组成，材料可选用铝合金、钛合金或复合材料，根据结构承载需要和结构使用温度确定。此类结构刚度大、质量轻，但不宜开口，与其他元件连接复杂。一般用于不需大开口的大型结构。1.3.4机身典型结构布局为提高飞机的维护性，战斗机机身结构要有很高的开口率。因此往往使结构传力路线布置变得十分困难。在总体布局时，特别要综合处理好维护性与合理传力的矛盾。一般情况，新—代战斗机的机身开口率可达50％，特别是机身腹部有前起落架舱开口，内埋武器舱开口，用于脱装发动机的大开口等。对于机身起落架布局的飞机，主起落架舱形成了更多的机身大开门。机头电子舱、设备舱也几乎将机头部位全部开口。因此机身结构大都采用梁式布局。只有老式较少开口的结构才采用单块式结构形式。由于尾翼的气动弹性特性受机身刚度影响十分大，机身结构设计不仅要考虑机身本身的强度、刚度要求，而且特别要注意尾翼气功弹性对机身的要求。许多飞机为满足尾翼的刚度要求，在后机身两侧布置了加强边条。F-16、苏-27飞机就采用了这种布局形式。图1-28所示苏-27机身是由前机身、机身中段和后机身三部分组成。该机采用翼身融合体技术，悬壁式中单翼，翼根外有光滑弯曲前伸的边条翼，双垂尾正常式布局，楔型进气道位于翼身融合休的前下方，有很好的气动性能，进气道底部及侧壁有栅型辅助门，以防起落时吸入异物。全金属半硬壳式机身，机头略向下垂，大量采用铝合金和钛合金，传统三梁式机翼。图1-28苏-27战斗机（1）前机身布局前机身主要是由雷达罩、设备舱、座舱、进气道、油箱、前起落架舱等组成。雷达罩应设计成能满足透波性能的非金属罩，目前—般采用重量较轻的蜂窝结构或非金属壳结构。新一代隐身飞机的雷达罩，要求采用既满足隐身要求，又能保持良好的自身雷达透波能力的结构设计。为便于使用维护，一般雷达罩设计成可向侧面翻转打开形式。设备舱一般设计成由纵向隔板和水平隔板组成的受力骨架，由快卸锁与口盖式蒙皮相连组成舱段。座舱—般为密封舱结构，上面由可密封的座体座舱和风挡玻璃组成，前后多是整体框，两侧和地板是密封铆接的筋板框结构，设计要考虑座舱增压的疲劳载荷。为满足隐身要求，风挡与座舱玻璃要采用表面增镀来减少座舱的雷达波反射。新式飞机的机身多采用整体油箱结构，该结构与老式软油箱布局相比，可减轻结构重量和提高载油量。进气道设计要特别注意由于压力脉动引起的蒙皮抖动以及由此带来的蒙皮疲劳和掉铆钉问题；其结构—般采用蜂窝板结构或密加筋板结构。前起落架舱通常利用座舱前后加强框间下面的空间。起落架支在其中的—个加强框上。为安全起见，—般情况起落架向前收，支点设在舱后面的加强框上。(2)中机身布局中机身一般由进气道、油箱、部分发动机舱、设备舱和武器舱组成，中机身处于与机翼相连接部位，是机身受力最大部位，一般力求减少开口。对于上下单翼布局的飞机多采用翼盒穿过中机身形式，并采用接头与机身结构相连接，这时飞机翼只将剪力和扭矩通过接头传给机身，而机翼大部分弯矩通过穿过机身的翼盒自身平衡。中单翼机翼布局情况，两侧机翼结构通过接头与机身加强框相连结，机翼的弯矩、扭矩、剪力全部传给机身的加强框结构；机身加强框再将这些载荷传给机身蒙皮和纵向传力结构。这种连接形式的左右机翼比穿过机身的机翼结构形式易于分解，便于运输；但机身框上弯曲载荷特别大，设计比较困难，同时结构重量较大。尽管如此，歼击机仍常用这种布局。如图1-29所示的苏-27飞机中机身。该机具有翼身融合的气动外形，机身中段从气动布局角度看，属于机翼的一部分，称为中央翼；而从结构功能角度看，则为机身中段。机身中段主要由1、2号油箱、主起落架舱和设备附件舱组成。机身中段为厚壁板框架式半硬壳式结构，大开口较少，机身的纵向弯矩由成型架大梁和纵向构件与壁板组成机身盒段承受，剪力由纵向构件腹板和翼肋传递，扭矩由机身中段的封闭盒段承受。外翼传入弯矩、剪力和扭矩在中央翼平衡。1-l号油箱4号腹板；2-桁条；3-1号油箱1腹板；4-上壁板；5-中央翼前舱；6-1号油箱3号腹板；7-前起落架收放支杆固定接头；8-阻力板固定接头；9-下壁板；10-18框侧壁板；11-机轮舱内7号肋；12-机轮舱内8号肋；13-2号油箱节6号内肋；14-中翼与外翼固定销孔；15-阻力板大梁；16、7-主起落架梁固定接头；18、19-进气口固定接头；20-2号油箱上壁板；21、25、26-2号油箱7、5、4号翼肋；22-阻力板；23-作动筒；24-起落架梁图1-29苏-27中机身结构图(3)后机身布局后机身主要是用于支持尾翼、装载发动机及部分设备。为便于维护，—般情况发动机采用向下脱出的方案装卸，因此，后机身下部要设计成大开口形式。如何将尾翼载荷传递至中机身，特别在有大开口的情况下如何传递扭矩是结构布局的关键，另一关键问题是确保后机身有足够的刚度，使得尾翼能够满足颤振设计要求。对于有大开口的后机身，通常采用梁式结构，还要在开口梁处设计出一个传扭闭室。发动机安装在后机身的布局，其结构设计要考虑隔热和通风。耐热的钛合金材料往往被广泛用于后机身结构中。对于双发飞机，考虑进气道布局、翼身融合体布局和面积律设计后，机身外形变得十分复杂，结构布局也应根据具体情况，多方案比较后确定。为满足隐身要求，机身所有开口都要早锯齿形并安要求做好密封。F-22飞机的口盖设计是十分典型的。如图1-30所示的苏-27飞机后机身。由左、右舱和中间舱两大部分组成。34框开始到尾尖的阻力伞舱整流罩，左、右舱从第28框至发动机舱尾整流罩，从第28框到第34框左、右舱在中央翼下方。左、右舱前部为进气道，右部为发动机舱。1-28框上固定中翼接头；2-31框上固定中翼接头；3-进气道；4-上部大梁；5-机身尾部中舱；6-设备舱；7-阻力伞舱；8-固定平尾半轴；9-45框；lO-42框；11-38框；12-发动机固定接头；13-34框；14-31框；15-28框；16-心气口前缘图1—30苏27后机身结构通常机身在外载荷作用下其总体内力可归纳为弯矩、剪力和扭矩，这三类内力在机身结构中传递和平衡。而机身结构主要由蒙皮、桁条、桁梁和隔框组成的空间薄壁结构式的壳休来承受内力。由于机身中安置各种装载物，与机身相连的各部件位置和受力形式不同，在机身承受集中力或大开口处需布置相应的纵向构件（如加强短梁）和加强框。并且需布置一定构件将集中载荷扩散成剪流传到蒙皮、长桁、隔框等组成的机身盒段结构上。因此实际结构的具休构造要复杂得多。同时，结构形式选择，结构布局和具体结构设计，不仅仅从受力形式考虑，还应考虑结构疲劳和损伤容限以及可靠性，结构内部设备的使用维护性，结构的工艺性和维修性，结构质量以及经济性等要求。不论对原有结构的分析或新结构设计都应从总体布置、受力形式、使用、维护、材料和工艺等方面综合分析，使结构满足质量最轻的要求。1.4尾翼1.4.1尾翼结构概述尾翼用于保证飞机的纵向和航向的平衡与安定性，以及实施对飞机的纵向、俯仰和航向的操纵。—般常规飞机的尾翼由水平尾翼和垂直尾翼两部分组成。水平尾翼由水平安定面和升降舵组成；垂直尾翼由垂直安定面和方向舵组成。升降舵和方向舵统称为舵面。从本质上说尾翼的直接功用也是产生升力，因而尾翼的设计要求和构造与机翼十分类似，通常都是由骨架和蒙皮构成，但它们的表面尺寸—般较小，厚度较薄，在构造形式上有—些特点。随着飞机的不断发展，为了改善跨声速和超声速飞行器在高速飞行中的纵向操纵性，如今许多超音速飞机(尤其是高性能的战斗机，如俄罗斯的苏-27、美国的F-15“鹰”战斗机等)都将水平尾翼设计成可偏转的整体，称为全动平尾。(a)晋通尾翼布局(b)T形尾布局图1-31尾翼的典型布局1.4.2安定面的结构特点及布局安定面的结构和翼面基本相同，受力特性也相同。但安定面不同于机翼结构设计的特点是安定而内很少有装载，故安定面完全可以按受力要求进行结构设计。安定面的结构布局及承力系统的安排是否合适，对结构效率有重要影响。同时尾翼的气动布局形式不同，安定面的结构布局与承力系统安排也有所不同。普通尾翼与T形尾翼的典型布局如图1-31所示。安定面常采用的结构布局形式有梁式、单块式、多墙式、整体式、全蜂窝式或混合式等。轻型飞机的安定而大多采用双梁式（后梁为主)或一粱(后)一墙(前)式结构。现代速度较高的飞机一般采用双梁(或多梁)、壁板和多肋的单块式结构。使用多梁的目的是增大结构刚度，提高防颤振特性，例如，波音-747和波音-767的水平安定面和垂直安定而都是双梁加—辅助前梁(前墙)的双闭室结构。现代的高速运输机还有采用由数根梁、密排翼肋和变厚度蒙皮组成的结构，其翼面不用桁条，这种形式的制造成本低、抗扭刚度高，尤其对防颤振有较好的效果。这种设计已用于波音-707和波音-727的水平安定面上。安定面通常将后梁设计成主梁，且在悬挂接头处布置有加强肋，如图1-32所示。这是因为舵面一般悬挂在后面，而尾翼的载荷特点是舵面载荷大。水平安定面与机身有两种连接方式。一种是固定式，水平安定面分段，在机身侧面，固定在机身上；或者整个水平安定面贯穿机身，前后用4个接头固定在机身上。另—种是可调式，水平安定面的安装角可凋，应用在—些高亚声速运输机上，目的是提高平尾的配平效率。可调式水平安定面中央翼盒贯穿机身，后面用两个铰链接头支撑在机身加强框上，前面用1-2个接头连制动器，飞行中可以通过制动器调节安定而的迎角，改变飞机的俯仰角，对飞机起配平作用。它的优点是比舵面的配平阻力小。近代许多大型运输机如1-1011、DC-10(如图1-33所示)和波音系列客机都采用这种形式。安装两个制动器可以使安定面的支撑及操纵具有破损安全特性。也有的飞机是在前梁的正中间单独装有—个螺旋操纵机构，此时应将连接接头本身设计成具有损伤容限特性，如图1-32(d)所示。可调式水平安定面引起的结构问题是机身开缺口，影响尾段结构受力特性，还要增设密封板。(a)波音747尾翼(b)C-133尾翼1-安定面前梁；2-安定面后梁；3-墙：4-舵面梁；5-方向舵；6-次强框；7-强框；8-加强框；9-可拆卸前缘；10-壁板；11-铝蜂窝：12-铰链肋；13-玻纤蜂窝；14-可更换的后缘；15-配重；16-检查口图1-32安定面的结构布置与对接加强框的布置除个别飞机的垂直尾翼可动（如SR-71飞机具有全动式垂直尾翼）外，绝大多数飞机的垂直安定面是不可动的，安装固定在后机身上。根部连接处安定面梁与机身隔框有转折，需要沿机身纵向布置加强的构件承受和传递安定面梁传来的分弯矩，有些飞机将垂直安定面的梁直接插入机身，与机身加强框结合—起成为斜加强框。这样可以直接将弯矩传到机身结构上，避免在机身上因使用接头而带来疲劳问题。T形尾翼的垂直安定面，由于平尾固定在垂尾上，还必须能承受水平安定面传来的载荷。T形尾翼的垂直安定面，常用较厚的对称翼型，翼盒结构有较大的刚度，—定程度利于解决T形尾翼突出的颤振问题，该种垂直安定而的结构布局形式多采用双梁式（或多梁式）或双梁单块式。尤其是装有可调安装角平尾的丁形尾翼垂直安定面，双梁式或双梁单块式翼盒结构的前梁用来安装操纵下尾的助力器，后梁上安置支撑平尾翼盒的枢轴，这些连接点直接承受平尾传来的集中力。T形尾翼垂直安定面的翼展比常规的翼展约短三分之—，而它所需要的结构刚度却比常规大。因此，其盒段结构采用蒙皮—桁条加强板或整体加强板(整体式)最适合这种要求。1-蒙皮；2-翼肋；3-检查口盖；4-制动器螺杆连接接头；5-加强版；6-隔框；7-水下安定面枢轴图1-33水平安定面的中央翼盒1.4.3全动平尾当飞机超声速飞行时，因激波后的扰动不能前传，舵面偏转后不能像亚声速流中那样同时改变安定而的压力分布，共同提供操纵力或平衡力，因此尾翼效能下降。而飞机的纵向稳定性却因翼面压力中心后移而大大增加，二者之间产生了矛盾。为了提高尾翼的效能采用了全动平尾。全动平尾是指整个平尾可绕某一轴线偏转，起操纵面的作用。(1)转轴的形式及位置确定1)转轴的位置在确定全动平尾的转轴位置时，要综合考虑如下因素：转轴的位置和平尾的防颤振品质有很大关系，一般说转轴靠前有利于改善防颤振品质；尽可能利用平尾内有利的结构高度来布置转轴，以减轻转轴的质量，提高转轴的承载能力；尽量减小平尾气动合力至转轴的力臂，以减小铰链力矩。对后掠式平尾而言，亚声速压心位置约在28％～30％平均气动弦处，超声速压心在50％平均气动弦左右。为了减小铰链力矩应使亚声速铰链力矩的最大值等于超产速铰链力矩的最大值，因而转轴应落在两压心之间的某个位置。通常把轴线布置在两个压心的中间位置，约占平均气动弦的40％，如图1-34所示。转轴在此位置结构高度较高。图1-34全动平尾的转轴前后位置的确定2)转轴的形式全动平尾常采用的转轴形式有直轴式、斜轴式、转轴式、定轴式及直斜轴的混合式等。直轴式是指转轴垂直于飞机的对称轴线，如图1-35（a）所示。斜轴式是指转轴具有—定的后掠角，如图1-35(b)所示。直轴式在机身内容易布置，操纵机构也较简单，转轴质量比较轻。如果转轴要伸入平尾内，对于大后掠角平尾，转轴的结构高度将受到平尾结构高度的限制，在根部，轴所在位置靠近后缘，结构高度小，受载不利，轴的质量特性差。当平尾为平直翼或中等后掠或后缘较平直时，宜采用直轴式。斜轴式正好相反，对大后掠角的平尾，宜采用转轴伸人平尾内的斜轴式，转轴可以更好地利用结构最大高度，铰链力矩也比较小。转轴式千尾的轴与尾翼连接在—起，用固定在转轴上的摇臂操纵转轴，平尾与转轴一起偏转，如图l-36(a)所示。定轴式的轴不动，固定在机体上；尾翼套在轴上绕轴转动；操纵接头则布置在尾冀根部的加强肋上，如图1-36(b)所示。与转轴式相比，由于定轴式的操纵点和轴之间的力臂有时可设计得比转轴式长，可使操纵力相对较小，尾翼受力较好。缺点是在尾翼结构高度内要安放轴和轴承，限制了轴径，对轴受力不利；此外须在机体十开弧形槽，对机体有所削弱。转轴式的优、缺点与之相反。图1-35直轴式和斜轴式全动平尾示意图图1-36转轴式和定轴式全动平尾示意图图1-37单块式过渡到集中1-垂直尾翼；2-助力器；3-蜂窝结构；短粱形式的全动平尾4-全高度蜂窝构