飞机结构与工艺及历史发展浅述

飞机结构及工艺及历史发展浅述机翼1.机翼的基本结构元件及受力

机翼的基本结构元件是由纵向骨架、横向骨架以及蒙皮和接头等组成，现将各个结构元件的作用及受力分述如下：

1.纵向骨架——沿翼展方向安置的构件，包括梁、纵樯和桁条。

（1）梁——最强有力的纵向构件。它承受着全部或大部分的弯矩和剪力。梁的椽条承受由弯矩而产生的正应力；腹板承受剪力。梁的数量一般为一根或两根，也有两根以上的。机翼结构只有一根梁者称为单梁机翼；有两根者称为双梁机翼；两根以上者称为多梁机翼；没有翼梁称为单块式机翼。

翼梁的位置：在双翼及有支撑的机翼上，依据统计，前梁在12～18%翼弦处；后梁在55～70%翼弦处。在悬臂式单翼机上，单梁机翼的梁位于25～40%翼弦处。双梁机翼的前梁在20～30%翼弦处；后梁在50～70%翼弦处。

（2）纵樯——承受由弯矩和扭转而产生的剪力。及梁的区分是椽条较弱，椽条不及机身相连。其长度及翼展相等或仅为翼展的一部分。纵樯通常放置在机翼的前缘或后缘，及机翼上下蒙皮相连，形成一封闭的盒段以承受扭矩。

（3）桁条——承受局部空气力载荷；支持和加强蒙皮；并将翼肋相互连系起来。而且还可以承受由弯曲而产生的正应力。有的机翼为了更加强蒙皮，桁条须要很密，因而导致运用水纹板来代替桁条，或者把桁条及蒙皮作成一体，形成整体壁钣。

2.横向骨架——沿翼弦方向安置的构件。主要包括一般翼肋和加强翼肋。

（1）一般翼肋——将纵向骨架和蒙皮连成一个整体；把由蒙皮传来的空气动力载荷传给翼梁；并保证翼剖面之形态。参及一部分机翼结构的受力。

（2）加强翼肋——除了起一般翼肋作用外，还承受集中载荷。

3.蒙皮——它固定在横向和纵向骨架上而形成光滑的表面。

布质蒙皮主要是承受局部空气动力载荷，并把它传给骨架。硬质蒙皮除了上述作用外，还参及结构整体受力。视详细结构的不同，蒙皮可能承受剪应力，也可能还承受正应力。

4.接头——把载荷从一个构件传到另一个构件上去的构件。如机翼及机身的连接、副翼及机翼连接等，均需用接头。机翼接头的形式许多，常见的有耳片式接头，套管式接头、对孔式接头，垫板式和角条式接头等多种。机翼构造的发展在机翼构造的发展过程中，最主要的变更就是维形件和受力件的渐渐合并。在飞机发展的初期，为了减小重量，完全依据受力件和维形件分开，并且分段地承受载荷的原理来支配机翼的构造。这种构造形式的受力骨架是一个由翼梁、张线及横支柱（或翼肋）所组成的空间桁架系统。它承受全部的弯矩、扭矩和剪力。机翼的表面和机翼的形态是用亚麻的蒙皮和翼肋形成的。所以这种机翼可以叫作构架式机翼。

随着飞机速度的增大，翼载荷的增大，出现了蒙皮承受剪力和部分正应力的梁式机翼。这种机翼构造型式的特点是有强有力的梁，以及光滑的硬质蒙皮，这种机翼的蒙皮是金属铆接结构，为现在飞机所广泛采纳。它的翼梁腹板承受剪力，蒙皮和腹板组成的盒段承受扭矩，蒙皮也参及翼梁椽条的承受弯矩的作用。但是梁式机翼的蒙皮较薄，桁条也较少，有的机翼的桁条还是分段断开的，有的甚至没有桁条。因此梁式机翼蒙皮承受由弯矩引起的拉压作用不大。

飞机场速度进一步增大，为保持机翼有足够的局部刚度和抗扭刚度，须要加厚蒙皮和增多桁条。这样，由厚蒙皮和桁条组成的壁钣已经能够担当大部分弯矩，因而梁的椽条可以减弱，直至变为纵樯，于是就发展成为单块式机翼。

它的特点是全部弯矩主要由桁条所加强的蒙皮壁钣来承受。结构中的梁变成了纵樯，主要只承受剪力。其椽条部分很弱，只用来固定蒙皮。图5.4是一种高速飞机的单块式机翼的构造。上下壁钣分开制造，装配时先将蒙皮放在托架上，然后将骨架铆在蒙皮上，因而能得到更精确的外形。在单块式机翼内，维形件和受力件已经完全合并了。

至于三角机翼，由于展弦比很小而机翼根部的弦长很大，因此不仅机翼本身的纵向和横向构件布置比较困难，而且机翼及机身的连接接头也许多。图5.5是我国歼击7型飞机的三角机翼构造图。增升原理及装置

高速飞机机翼的构造和外形，主要是从有利于作高速飞行的观点来设计的。这种机翼在高速飞行时，即使迎角很小，但由于速度大，仍旧可产生足够的升力来维持水平飞行。但在低速时，特殊是起飞和着陆时，由于速度大大降低，虽然增大迎角，升力仍旧很小，不能维持飞机的平飞。为此，须要在机翼上采纳增升装置。

增升装置的增升原理不外乎下列四种。

1.增大机翼剖面的弯度

2.增大机翼面积

3.限制机翼上附面层，使气流不致过早分别。

4.在机翼上引入发动机喷气流，变更空气在机翼上的流淌状态。

不同的增升原理，其增升效果不尽相同。图5.6表示在不同的增升原理下—α曲线的变更状况。

依据这四项原理，在机翼上采纳不同的增升装置，其中包括：前缘缝翼、襟翼、附面层限制和喷气襟翼等。

（一）前缘缝翼

前缘缝翼是装在机翼前缘的一个小翼面。打开时，就及机翼表面形成一道缝隙。下翼面压强较大的气流通过这道缝隙，得到加速而流向上翼面，增大了机翼上表面附面层中气流的速度，降低了压强，消退了这里的大量旋涡。因而延缓了气流分别，避开了大迎角下的失速，从而使提高。前缘缝翼的作用相当于附面层限制，因此它在提高的同时也使机翼的临界迎角加大。前缘缝翼在大迎角下，特殊是接近或超过临界迎角时才运用。

从构造上看，前缘缝翼有固定式和自动式两种，目前，应用最多的是自动式前缘缝翼。这种前缘缝翼用滑动机构及机翼相连，依靠空气动力的压力和吸力来闭合或打开。当飞机在小迎角下飞行时，空气动力将它压在机翼上处于闭合状态。假如迎角增大，则前缘的空气动力变或吸力把它吸开。

（二）襟翼

襟翼的种类许多，常用的有：分裂襟翼、简洁襟翼、开缝襟翼和后退襟翼等。

全部襟翼的共同特点是，它们都位于机翼后缘，靠近机身，在副翼的内侧。襟翼放下既可增大升力，同时也增大了阻力。所以多用于着陆。这时襟翼放下到最大角度（约50到60度）。有时也用于起飞，但放下角度较小（约15到20度），以减小阻力，避开影响飞机起飞滑跑时的加速。

1.分裂襟翼——这种襟翼本身象块薄板，紧贴于机翼后边缘并形成机翼的一部分，运用时放下，在后缘及机翼之间形成一个低压区，对机翼上表面的气流具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了机翼上下的压强差，即增大了升力。此外，襟翼放下后增大了翼型的弯度，同样可提高升力。分裂襟翼一般可把最大升力系数提高75～85％。但临界迎角稍有减小。

2.简洁襟翼——简洁襟翼的构造比较简洁，其形态及副翼相像，平常闭合，形成机翼后缘的一部分，用时可放下。它主要靠增大翼型弯度来增大升力。由于它只有一种增升原理，所以增升效果不高。当它着陆偏转50到60度时，大约只能使增大65～75％。

3.开缝襟翼——它是在简洁襟翼的基础上改进的。其特点是，当它放下时，一方面能增大机翼翼型的弯度，另一方面它的前缘及机翼之间形成一个缝隙。下翼面的高压气流通过它，以高速流向上翼面，使上翼面附面层中的气流速度增大，因而延缓了气流分别，达到增升目的。所以它的增升效果也较好，一般可增大值约85～95％。

4.后退襟翼——后退襟翼有两种型式，一种叫“ЦＡΓИ襟翼”（ЦＡΓИ是前苏联中心流体动力探讨院的缩写），它的后退量不太多，机翼面积增大得不很大。另一种叫“富勒（）襟翼”，其后退量和面积增大量都比前者为多。增升效果更好。

后退襟翼工作时，襟翼沿滑轨向后滑出增加机翼面积，同时向下偏转肯定的角度增大翼型弯度，并且在襟翼及机翼之间形成缝隙，具有及开缝襟翼类似的作用。因此后退襟翼的增升效果是很好的。ЦΑΓИ襟翼一般可使翼型的最大升力系数值增大110～115％，而富勒襟翼可使值增大110～140％。（三）前缘襟翼和“克鲁格”襟翼

把襟翼的位置移到前缘，就成了前缘襟翼，当飞机在大迎角状况下，前缘襟翼向下偏转，既可减小前缘及相对气流之间的角度，使气流能够平滑地沿上翼面流过，避开发生局部气流分别产生旋涡，同时也可增大翼型的弯度。前缘襟翼和襟翼协作运用可以进一步提高增升效果。

及前缘襟翼作用相同的还有一种“克鲁格”（）襟翼。它一般位于机翼根部的前缘，象一块板。它靠作动筒收放。打开时突出于机翼前缘，即可增大机翼面积，又可增大翼剖面弯度，所以具有很好的增升效果。

（四）附面层限制

以上几种增升装置，使飞机的最大升力得到很大提高，从而使起落性能得到很大的改进。然而由于翼剖面相对厚度的减小使跟着减小，此外，大后掠角小展弦比也都会减弱增升装置作用，因此，起先出现附面层限制系统来改善飞机的起落性能。附面层限制可大大提高一般增升装置的增升作用，能获得很大的值和临界迎角，同时又可降低飞机的翼型阻力。

附面层限制系统的增升作用主要是用气流吹除或用泵吸取机翼上的附面层。以防止气流分别。这种增升装置的增升作用，比一般的增升装置要大得多，前缘缝翼和后缘襟翼可获得的值一般为1.8到2。可是采纳附面层限制系统，则值可增大到超过4。

图5.13所示为英国高亚音速度强击机“海盗”的附面层吹除装置。它既从机翼前缘吹气，也从后缘襟翼上吹气。此外，在着陆时，机身尾部的阻力板打开，因此可大大提高起落性能，缩短起飞和着陆距离。飞机的水平尾翼前缘吹气是为了提高升降舵的操纵效率。因为在运用了附面层吹除装置后，飞机的起飞和着陆速度减小，加上机翼值的增大，使机翼下洗流增加，从而降低了平尾的效率。另外在副翼前也装设了附面层吹除装置。这是为了副翼下偏时，不出现气流分别，提高副翼的操纵效率。

（五）喷气襟翼

这是目前正在探讨中的一种增升装置。它的基本原理是：利用从涡轮喷气发动机引出的压缩空气或燃气流，通过机翼后缘的缝隙沿整个翼展向后下方以高速喷出形成一片喷气“幕”，从而起襟翼的增升作用。喷气襟翼一方面变更了机翼四周的流场，增加了上下压力差，另一方面喷气的反作用力垂直方向上的分力也使机翼升力大大增加。所以喷气襟翼的增升效果极大。据试验，值可增大到12.4，约为一般附面层限制系统增升效果的2到3倍。

在空气动力学中有一种叫颤振的现象，它是机翼在飞行中的有害振动。飞机飞得太快时，这种颤振往往会造成翼折人亡的事故。但自然界中的生物在千百万年的进化过程中，翅痣早就发展了一种对抗颤振的措施。在蜻蜓翅膀末端前缘有发暗的色素斑—翅痣。假如把它们切除，蜻蜓飞起来就会荡来荡去。翅痣就是蜻蜓对抗颤振的装置。现代飞机在机翼翼尖的前缘常常装有配重，这是用来消退颤振的措施。假如人们能早一点弄清蜻蜓翅痣的功用，就可以避开长期的探究和牺牲了。

机身应当有足够的内部空间来支配各种设备和装置，在结构上应满足运用维护的要求，同时又必需保证强度和刚度。

机身构造型式的发展及机翼构造型式的发展类似，也随着飞行速度的提高，主要受力件及协助受力件渐渐合并，维形件渐渐参与受力。由空间桁架蒙布式机身演化为金属蒙皮的梁式机身。早期的构架式机身，一般由水平和垂直平面内的直杆和斜杆以及张线组成空间桁架，飞机的其它部件都连接在它的节点上。桁架外围用木质成形架和布质蒙皮构成外形。

由于构架式机身不能满足不断提高的空气动力要求，并且飞机内部设备日益增加，而构架式机身中的横向构件使内部容积不能充分利用。因此随着飞机速度的增大，逐步发展了梁式薄壁结构。现代一般梁式薄壁结构机身是由纵向骨架桁梁和桁条，横向骨架框以及蒙皮组成的空间薄壁梁。桁梁或桁条承受弯曲所产生的正应力。维持机身外形，参及机身总体受力和承受气动力载荷的框称为一般框，假如还受集中载荷的框称为加强框。蒙皮用来维持外形，承受剪力和扭矩。由于飞行速度提高，对总体和局部刚度的要求使得蒙皮不断加厚，参与承受弯曲的作用也渐渐增大，直到蒙皮成为抗弯的主要构件。

梁式薄壁结构中桁梁式机身的特点是有强有力的桁梁作为抗弯的主要构件，较弱的桁条和蒙皮只承受剪力和部分承受弯曲，因此蒙皮未能充分利用，使结构重量较大，但在开口旁边及接头处比较简洁加强，这是它的优点。因此，桁梁式机身广泛地用于小型飞机和大开口较多的飞机上。

加厚桁梁式机身的蒙皮，加多桁条，减弱桁梁使其成为一般的桁条即演化成为桁条式机身。弯曲由桁条和蒙皮承受，而在局部载荷较大的地方则加强桁条，这种机身的重量较轻，生存力较好，但不便于大开口。它广泛地应用在旅客机等大型飞机上。

蒙皮的进一步加厚，以至完全代替了桁梁或桁条，整个结构由蒙皮和隔框构成。这就是所谓硬壳式机身。有时人们也把桁梁式和桁条式机身称为半硬壳式机身。硬壳式机身不便于开口，因此飞机上用得较少。

现代飞机机身的构造受力型式主要是桁梁式和桁条式，但是事实上又常常是这两种结构的混合形式。象歼击7型飞机的前机身属于桁梁式，而后机身却是桁条式的。内部机身机身内部布置的合理及否将干脆影响飞机内部容积的利用及飞机的运用性能。首先，座舱的支配是机身内部布置的重要内容，不仅因为座舱占据了机身内部的较大容积，更重要的是它乘载了对飞机起主导作用的空勤人员。对于歼击机来说，良好的视界是很重要的，因此座舱一般布置在机身的前部，且突出于机身之外，这样就破坏了机身的气动力外形，因此要采纳和机身平滑连接的座舱罩来减小阻力。

座舱罩一般由三部分组成。

（1）风档——固定在机身上座舱罩的前部，前面有较厚的（50～70毫米）防弹玻璃。采纳雷达瞄准具的超音速飞机上为了减小波阻，采纳带尖棱的中心支架而将风档玻璃放在两侧。

（2）座舱盖——有四种型式：

1）前后滑动式，2）向侧向打开式，3）向后上方打开式，4）向前上方打开式。

（3）后罩——固定在机身上的整流部分。

一般单座歼击机座舱的内部尺寸在操纵台之间宽>550毫米，高>1100毫米，长>1200毫米。驾驶员两侧为左右操纵台，左操纵台上固定有发动机、襟翼、起落架收放等操纵手柄，右操纵台上固定有起动装置，无线电设备的操纵手柄等。武器系统的进弹、总电门等，放在仪表板的下部。为了便于工作，各系统涂有不同颜色：燃料系统操纵手柄涂黄色；滑油系统——棕色；液压系统——绿色；氧气设备——蓝色；冷气系统——黑色；应急手柄——红色。

仪表板置于驾驶员的前方，为了便于视察，仪表板涂上暗黑色，下半部并倾斜25°角。仪表板一般有减震和非减震两种：非减震仪表板固定在机身框上；减震仪表板通过减震器和机身相连。各种仪表借助于一种特制的环固定在仪表板上，仪表的位置支配有肯定的标准型式，一般是高度表，空速表、时钟、罗盘等固定在减震仪表上，而无线电罗盘指示仪、转速表、喷口温度表，煤油压力表等固定在非减震仪表上，图5.21是我国强5型飞机仪表板布置图。

座椅的构造除须使乘员有舒适的环境条件外，还应保证其工作的要求。例如：为保证驾驶员有良好的视界，其座椅做成可调整式；而领航员及无线电员为了工作便利其座椅做成可旋转式；军用飞机上，为了保证空勤人员能在紧急的状况下脱离飞机而采纳了弹射座椅。

对旅客来说客舱是机身的最主要部分，占机身的大部分容积。

客舱布置必需满足平安和舒适两大要求。

现代高空高速客机要求客舱具有及低空或地面相同的良好生活条件。因此，要求有良好的密封、完善的空气增压及调整系统，以保证肯定的空气压力、温度和温度。窗户玻璃往往制成双层的，万一有一层损坏仍能保持客舱的密封。另外还有极简洁打开的紧急窗门。为了防火，客舱内的装饰都是用不易燃烧的材料制成。在舒适方面：客舱要求有宽敞的容积，舒适的座位；长途飞行还要有卧铺，一般的座椅也常常是可以调整的，使旅客可以半躺休息，一般短途客机每一旅客约占1.5～2.0立方米的容积，而长途旅客则占3.0～3.5立方米。客舱要有足够高度、过道宽敞；座椅附有小桌，单独的送风器、照明设备等。客舱的色调应选择适当，以得到宁静而开心的感觉。

炸弹舱是轰炸机机身的重要组成部分，由于炸弹是特殊的消耗性载荷，在投弹前后的载重有突然的变更，因此要求布置在飞机重心旁边，以免投弹时造成飞机抬头和俯冲现象，一般轰炸机是依据不同的目标来装置不同的炸弹，因此要求炸弹舱具有通用性。可以悬挂单个或少量的大型炸弹，也可以悬挂大量的小型炸弹。为了保证投弹时不发生碰撞，炸弹之间留有空隙，炸弹舱门要能快速打开。炸弹舱要求机身大开口，因此在构造上弹舱的前后都有加强隔框，开口处有加强桁梁，中间有框和侧壁等。尾翼和操纵面重量平衡及气动平衡为了防止机翼和尾翼由于操纵面而发生颤振，保证飞行的平安，有效的方法是在操纵面的转轴前安装配重，把操纵面的重心移到转轴之前或及转轴轴线重合。

重量平衡主要有两种构造型式。一是集中式配重，配重用支撑构件固定在操纵面之前。这样可有效地把操纵面重心前移，但是它突出在气流中，会增加阻力。另一种是分散式配重，即把配重分散置于操纵面的前部。这种形式配重在翼剖面内部不增加阻力，但由于离转轴较近，所以重量较大。

“气动平衡”的作用是在长时间稳定飞行时，消退驾驶杆或脚蹬上的力，以解除驾驶员长时间握杆或踩蹬的单调和疲惫。另外，也用以消退飞机本身由制造误差而产生的不平衡力矩。

主要的气动平衡有配平调整片，固定调整片和调整水平安定面安装角等措施。

配平调整片见图5.33中左侧其次图。当飞机须要平衡时，驾驶员不干脆操纵舵面，通过独立的转盘或手柄操纵配平调整片。假如须要使舵面对下，就使配平调整片向上。调整片上产生的空气动务向下使舵向下偏转。于是舵面产生向上的空气动力来平衡飞机的力矩。这时调整片和舵面产生的绕舵面转轴的力矩刚好抵消，驾驶杆上的力为零，但舵面产生的气动力远大于调整片。

固定调整片见图5.33中左侧第一图。它依据试飞结果，偏转肯定角度后固定在舵面后缘的小翼面。用以消退飞机制造误差引起的气动力平衡。在飞行时是不能操纵的。

气动平衡也采纳变更水平安定面的安装角来达到，但这种方法机构困难，只用于大型客机上。气动补偿

气动补偿是为了使驾驶员操纵飞机时省力。主要有轴式补偿、角式补偿、内补偿和补偿片，轴式补偿是将操纵面的转轴从前缘向后移到某一位置，角式补偿是在操纵面的端部向转轴前伸出一部分“角”形面积，一般这部分面积占操纵面的百分之六到十二。这两种补偿的原理都是让操纵面上位于转轴前方的空气动力对转轴所产生的力矩抵消一部分转轴后方的空气动力对转轴所产生的力矩，使整个舵面对转轴的力矩减小，因此也减小了驾驶杆力。

内补偿是由轴式补偿发展而来，一般多用于副翼上。它的补偿面位于机翼后缘的空腔内，这一空腔由气密胶布隔成上下两部分，互不通气。副翼偏转时，空腔内形成上下压力差作用在补偿面上。补偿面形成的力矩帮助驾驶员克服铰链力矩，补偿面的面积一般为副翼面积的百分之五十。

图5.33中右侧两图和左侧最下图都是补偿片。右侧上图称为随动补偿片，当舵面偏转时由于连杆的带动使补偿片向反方向偏转，补偿片上产生的气动力抵消了一部分舵面的铰链力矩以减轻驾驶杆力。它是随着舵面的偏转而偏转的，故称为随动补偿片。右侧下图的补偿片是在操纵力超过肯定值之后才起作

用的。操纵摇臂通过扭力杆及舵面相连，当操纵力小于肯定值时扭力不发生扭转变形，摇臂干脆带动舵面偏转，补偿片不起作用。在操纵力达到肯定值后超过了扭力杆的反抗力，扭力杆发生扭转变形，使补偿片随舵面的偏转而偏转，形成及随动补偿片类似的补偿力矩。而左侧最下图是驾驶员不干脆操纵舵面而只操纵补偿片，用补偿片产生的气动力矩来使舵面偏转。因此驾驶员所克服的力矩只是补偿片对其转轴的力矩，这个力矩是很小的。操纵系统操纵系统的型式及分类

现代飞机上须要操纵的部分是许多的，如前面讲座过的增升装置、操纵面以及起落装置和动力装置等。使这些部件或装置依据飞行员的意志进行动作的机构或系统“操纵系统”。

在这些部件和装置中有的是常常要操纵的如副翼、方向舵、升降舵（全动水平尾翼），用来操纵这些部件的机构称“主操纵系统”。而其他部件则不是常常要操纵的，它们的操纵机构称“协助操纵系统”。

依据人的生理反应，驾驶力的大小，舵面偏转精确度的要求不同，主操纵又可分为两个完全独立的系统：手操纵和脚操纵。手操纵是操纵升降舵和副翼，脚操纵是操纵方向舵。

在早期的飞机上，操纵系统的能源为人力，目前亚音速及跨音速飞机上，人力仍为主操纵系统的主要能源，也就是通过驾驶员的力气来操纵飞机，所以无论是手操纵或脚操纵都应当使手和脚的运动方向及人的本能运动相一样，例如驾驶员向后拉杆，飞机就应当抬头向上，假如向右压杆，飞机就应当向右后偏斜，假如左脚前蹬，飞机就该向左转弯等等。

在低速飞机上，多运用软式操纵系统，它的传动系统主要是由钢索及滑轮组成的，这种传动系统可以很便利地变更走一直避开飞机上其他构件或设备，可以很便利地布置在最平安的地方。构造较轻也较简洁。由于钢索在外力的作用下简洁伸长，所以在装配时都要加预张力，但操纵时仍会产生弹性变形，因而驾驶杆上有“弹性间隙”的感觉。这就使舵面的偏转滞后于驾驶杆的动作，降低了操纵面的跟随性，并且在运用过程中仍会伸长，因而要常常调整。

当飞机的速度不断增大，对操纵面的跟随性要求渐渐提高，并且铰链力矩也不断增大，因此发展了用拉杆、摇臂代替钢索、滑轮的硬式操纵系统。由于拉杆不会伸长。在连接处装有滚珠轴承，所以摩擦力较小，没有弹性，因而也不发生弹性间隙现象，使操纵面的跟随性大大地提高。并且生存力也较高。所以虽然重量增大，并且制造困难，不易在飞机内布置，但还是广泛地用于一般歼击机和高速飞机上。液压助力器

飞机速度的提高以及飞机尺寸的加大，都会引起驾驶杆力的加大。为了减小操纵力，在操纵系统中出现了液压助力装置。

液压助力器实质上是一个液压随动机构，驾驶员通过传动系统限制助力器的分油活门，从而限制助力器的液压作动筒的伸缩来操作舵面。因此舵面上铰链力矩由液压助力器承受而不传给驾驶员，而驾驶同要克服的分油活门的摩擦力是很小的。假如驾驶员推动驾驶杆使连接在驾驶杆上的分油活门通过摇臂向前移动，则高压来油将通过活塞杆中下方的通道流入作动筒的左室，同时右室的液压油通过上方通道经过分油活门中间的通道从回油管流回液压系统的液压油箱。这样，活塞左边的压力大于右边就推动活塞杆向右移动。因为作动筒体是连接在飞机上的，所以及舵面连接的活塞杆上的力不传给驾驶员而干脆由飞机机体担当。假如驾驶杆的移动方向相反，则通过分油活门高压来油将进入作动筒右室，而左室的油经回油管流回油箱。于是作动筒活塞杆也同驾驶杆一样向相反方向运动。

采纳助力器的操纵系统有两种；有回力液压助力系统和无回力液压助力系统。两者的区分仅在于操纵系统的传动系统及舵面和助力器的连接方式不同。

在有回力助力系统中，当驾驶员通过传动杆将力加在杠杆的下端时就拉动分油活门使液压油路及作动筒接通，高压油进入作动筒迫使活塞移动，在活塞移动的同时，把油液作用在活塞上的力加在杠杆的上端。而杠杆的支点是固定在舵面摇臂上的，因此支点上克服舵面铰链力矩所需的操纵力由驾驶员所施加的力和液压助力器所施加的力组成。驾驶员操纵舵面的力只是总操纵力的一部分，因而部分操纵力可以为驾驶员供应操纵感觉。

无回力助力系统及有回力助力系统的不同之处，在于取消了杠杆，而使传动杆干脆及分油活门相连，并使液压作动筒的活塞杆干脆及舵面摇臂相连，这样，克服舵面铰链力矩的只有液压作动筒的力，而驾驶员施加的力只用来带动分油活门。为了使驾驶员在操纵驾驶杆时仍旧能有力的感觉，在无回力助力系统中采纳了感觉模拟装置（载荷机构）。它能使驾驶杆力随舵面偏转角、飞机速度、高度等变更，给驾驶员以应有的操纵感觉。操纵系统的主要组成方式

下面以歼六飞机的全动水平尾翼无回力液压助力操纵系统为例，说明操纵系统的主要组成方式。系统的布置主要考虑以下三个问题：

首先是驾驶杆力的模拟，系统中采纳载荷机构用弹簧模拟驾驶杆力，但是载荷机构所给出的驾驶杆力完全由驾驶杆的位移所确定，及飞机速度、飞行高度无关。因此，它不行能使驾驶员精确地操纵飞机。为此在传动系统中设置了力臂调整器。它在C点及机体铰接，A、B、D三点分别及载荷机构、助力器及驾驶杆的拉杆相连。当飞行速度增加时，皮托管感受的动压增加，带动平衡电桥的电刷，电桥失去平衡而对马达供电，马达带动力臂调整器内的蜗轮，使蜗杆下移，力臂减小，而力臂增大，从而使在同样的驾驶杆位移下，水平尾翼偏转角减小，而驾驶杆力增加。速度减小时，其作用相反。

其次是在超音速飞机上，调整片的偏转不能显著地变更操纵面上的压力分布，因此在全动式尾翼上不采纳调整片。但驾驶杆力的平衡仍旧须要，因此在系统中布置了调整片效应机构，其外壳固定在机体上，本身是一个电动舵机，外伸的蜗杆通过摇臂及载荷机构的活塞杆相连。驾驶员要松驾驶杆时，可按动驾驶杆上的按钮，使舵机的电路接通，外伸蜗杆移动，从而操纵了载荷机构中的活塞杆，使处于压缩状态的弹簧松驰，从而消退了驾驶杆力，而驾驶杆和水平尾翼仍旧保持原有的位置。

最终是系统平安牢靠的问题。在超音速飞机上，驾驶杆力很大，即使在短时的紧急状况下，驾驶员也很难干脆操纵飞机，因此保证系统平安牢靠就更加重要。为此在系统中采纳了四套独立的装置。

第一套是正常的助力液压系统。

其次套是主液压系统，平常它是用作协助操纵系统的动力源。当助力液压系统损坏时，即通过分流转换装置动用主液压系统作为助力器的动力源。

第三套是应急电动机构，当以上两个液压系统皆损坏时，转换活门右边的压力降低，活塞在弹簧的作用下向右移动，而使H点接通了继电器J，使电动马达转动而偏转水平尾翼。第四套是应急按钮操纵，在以上两三套全部损坏时，即可操纵驾驶杆上的按钮，利用调整片效应机构在压缩载荷机构中的弹簧的同时，使整个载荷机构移动，而带动水平尾翼和驾驶杆偏转。然而应急按钮操纵量是很小的。起落装置组成、作用及分布型式

现代飞机的起落架——机轮、掣动装置、减震系统、支柱和相应的收放机构——是飞机的主要组成部分之一。它大约占飞机总重量的3.5～5.0%，占飞机结构重量的15～20%。起落架是飞机上受力较大的部件，它的工作性能的好坏，干脆影响着飞机的起飞、着陆性能和平安。

起落架的功用是保证飞机起飞前和着陆后在地面滑行，以及使飞机在机场上移动和停放。它承受起飞着陆及滑行和停放时地面给飞机的反作用载荷，缓和飞机着陆及在不平地面上运动时的撞击。现代飞机上大都采纳可收放的的起落架。起落架的类型确定于飞机在地面上支持点的数目及其在飞机上的位置。常见的有前三点式、后三点式及自行车式三大类。

后三点式起落架曾经是活塞式飞机的基本型式，因为这种起落架的结构简洁、重量较轻，比较简洁布置。但是随着飞机陆速度的增长，为保证着陆平安性，导致现代飞机广泛应用前三点式起落架。其缘由是：

1.前三点起落架避开了后三点起落架的“倒立”和“飘起”的危急。后三点起落架在大速度滑行遇到前方撞击或猛烈掣动时，由于惯性力和撞击力（或地面摩擦力）所形成的力矩简洁使飞机向前倒立。当后三点起落架只以主轮着陆时地面撞击力使飞机迎角增加，结果飞机升力增加向上飘起。

2.前三点起落架不简洁“倒立”，因此可以猛烈掣动，从而获得较短的着陆滑跑距离。

3.前三点起落架的方向稳定性比后三点好。飞机在地面滑行时假如由于某种外部缘由产生使飞机偏离直线运动的力矩M，那么飞机上除了有机轮摩擦力的合力T作用外，还产生作用在重心的惯性力J。对于前三点起落架，摩擦力和惯性力组成的力矩M1使飞机复原原来运动状态，而后三点起落架所产生的力矩M2使飞机进一步偏离原来运动方向。因此为了改善后三点式飞机的地面运

动方向稳定性，在滑跑时必需将尾轮锁住，使其不能偏转。

在有些大型上单翼飞机以及机翼结构高度较小的飞机上，起落架在机翼上连接和保藏都很困难，于是便运用自行车式起落架。自行车式起落架的两个主轮都及机身连接，排列在飞机重心前后。为防止飞机在停机和滑行时机翼向一边倾侧，采纳翼下协助机轮，协助机轮的尺寸和重量比主轮小得多，保藏比较简洁。起落架的构造型式

在早期固定式起落架的飞机上，由于当时桁架的广泛运用及重量比较轻，采纳了构架式起落架。当飞行速度增加到肯定程度。要求起落架做成可以收放的，这时构架式起落架已不合适，因此出现了常见的悬臂式和支撑式起落架。

悬臂式起落架如同一端固定的悬臂梁，作用在机轮上的外载荷全部通过固定端传递。在实际构造上，悬臂式起落架固定在圆柱铰链上（收放旋转轴），放下后有强有力的锁来防止自行收起。由于没有撑杆，当起落架较长时固定端的弯矩很大，在重量上是不利的。同时减震器的密封系统也简洁磨损。但是它构造简洁，保藏简洁，因此主要用于支柱较短的轻型飞机起落架上。

支撑式起落架以旋转轴及飞机相连外，不通过连接在支柱下端的撑杆和飞机相连接。这种起落架的支柱相当于一根双支点外伸梁，由于斜撑杆的支持作用，支柱所承受的弯矩可大大减小。在能够收放的起落架上，撑杆往往还作为起落架的收放连杆，或者撑杆本身就是收放作动筒。支撑式起落架及悬臂式起落架相比，由于结构重量较轻，在现代飞机上获得广泛应用。另外，从减震器和受力支柱之间的构造关系来看，起落架又有套筒梁柱式和摇臂式之分。

套筒梁式起落架即一般称为支柱式起落架。它的特点是支柱本身就构成了减震器，-机轮固定在支柱下部的活动杆上。由于减震支柱的活塞杆及套筒之间不能干脆传递来自机轮的扭矩，因此在活塞杆及套筒之间用扭力臂连接。

摇臂式起落架的特点是机轮通过可转动的摇臂及减震器活动杆相连。这种起落架由于减震器基本上不受弯曲，故密封性能良好、尺寸小、减震性能也比套筒梁柱式起落架优越。

摇臂式起落架中又有两种不同的形式。图5.49是我国强五飞机的前起落架和主起茫架。主起落架是受力支柱及减震器分开的摇臂式起落架而前起落架是受力支柱及减震器做成一体的。减震器系统起落架减震器系统由轮胎和减震器两部分组成。它的功用是：减小飞机在着陆接地时和地面运动时所受的撞击。并减弱飞机因撞击而引起的颠簸跳动。随着飞机的不断发展，减震器也有很大发展，曾经运用过和目前正在运用的减震器有：

1.橡皮减震器；

2.弹簧减震器；

3.空气式减震器；

4.油液空气式减震器；

5.全油液式减震器。

其中油液空气式减震器（简称油气式减震器）是目前应用最广泛的一种。它的主要组成部分有：外筒、活塞、活塞杆、掣动活门、密封装置等。当飞机着陆及地面发生撞击时，撞击载荷使活塞杆向上滑动，减震器内的油液被迫冲开掣动活门以高速流过几小孔。油液及小孔发生猛烈摩擦产生热量经过活塞杆和外筒而消散。同时外筒中的油液压缩而上升，使空气的体积缩小，压力增大，汲取了撞击动能。当空气被压缩到最小体积，活塞上升到顶点时，空气作为一个弹性体而起先膨胀，推动活塞杆向下滑动。这时活塞中的油液将掣动活门关闭，使小孔数目削减，油液以更高速度通过小孔发生摩擦，消散了更多的动能，这样便汲取并消耗一部分动能并打算进行下一个工作循环，经过几个循环就可将全部撞击动能逐步转化为热能而消散，缓和了飞机的着陆冲击。液压、冷气系统典型飞机液压系统

在现代飞机上液压冷气系统得到了广泛的应用，如收放起落架、襟翼、副翼和减速板；变更水平安定面的安装角；开闭起落架整流板及弹舱门；操纵散热器风门和航空发动机机罩的鱼鳞片；供机轮刹车及机炮上弹等方面的运用。有时液压传动装置亦可作为工作机构应用于飞机自动系统及半自动系统中，如涡喷气发动机转速自动调整装置，螺旋桨自动变距调整装置以及自动驾驶仪系统中常用的液压传动。

为了使读者对飞机液压系统的全貌有一初步了解，首先介绍一个典型的飞机液压系统。

该系统主要是用来操纵起落架的收放，襟翼的收放以及机轮刹车。

系统由下列主要附件组成：高压油箱1，单向活门4，齿轮油泵17，油滤（图中未示出），卸荷活门3，安排开关8和9，平安活门7，刹车操纵活门10，手摇泵11，蓄压器5，作动筒14和16等。

该系统的工作原理如下：齿轮式液压泵17从油箱1吸取液压油，经过卸荷活门3，通向蓄压器5然后再通至起落架及襟翼的安排开关9及8中，安排开关依据要求收放的位置将液压油引向作动筒16及14的上腔或下腔，而从作动筒非工作腔排出的液压油则经安排活门的另一通道回到油箱，这样便完成了起落架和襟翼的收放动作。从蓄压器引出的部分油液通向刹车操纵活门10，从而引至刹车机构中去，当松开刹车时，可操纵开关，使液压油放回油箱。

当蓄压器内压力达到额定值后，卸荷活门便将液压泵工作腔的压力油引至油箱从而使油泵空转。当蓄压器内压力低于额定值时卸荷活门便将通至油箱的通路关闭，因而油泵重新向蓄压器充压。系统中平安活门7的作用是当卸荷活门的工作发生故障时，能保证系统的平安，其压力调整得较卸荷活门为高。平安活门13用来防止襟翼放下时的气动载荷超过允许值。

系统中尚装有遮断活门2，其作用是避开拆卸时油液的流出。

手摇泵11是作应急用，在运用时将手摇泵开关12打开，从手摇泵引出的液体便通过卸荷活门，注入蓄压器，并流入系统中去。液压泵目前在飞机上液压系统中一般采纳下列三种液压泵，即齿轮式液压泵，活塞式液压泵及旋板式液压泵。

1.齿轮式液压泵：

齿轮式液压泵应用最广，其特点为制造简洁，尺寸小，重量轻，运用便利，工作牢靠。其有效效率约为0.6～0.65。工作压力可达到980～1170。齿轮泵由一对相互啮合的齿轮及容纳该齿轮的外壳所组成，在外壳上，位于齿轮进入啮合及退出啮合处装有进出油嘴。当齿轮沿着箭头方向旋转时，由进油嘴输来的液体依次地注入齿间容积从而被带到增压腔由油嘴排出。

2.径向活塞泵：

径向活塞泵在现代飞机上的应用较为广泛，特殊是在重型飞机上。径向活塞泵的效率一般比齿轮式为高，容积效率最高可达99%。其缺点就是构造较困难。

径向活塞泵由下列部件组成：转子上沿径向分布有5～9个油缸，缸内有直径为10～12毫米的活塞；鼓轮即定子圈，其内圆表面及活塞之顶部接触；安排轴颈上有两个槽：一为吸入槽，一为压出槽。

当马达带动转子围绕安排轴颈转动时，则活塞将在油缸内作往复运动，当其中活塞对转子作离心方向运动时，则液压油便经过安排轴颈的吸入槽进入油缸，此即为吸油过程。而当活塞对转子作向心运动时，则油缸内的液压油，便通过安排轴颈的压出槽而压出，此即为压送过程，每一个油缸内的活塞，在转子不断地转动下，依次反复地完成上述过程，构成了整个油泵的连续供油工作。

3.旋板式液压泵：

此类液压泵构造极为简洁。但由于压力较低，通常不超过20个大气压，因此只能在飞机的汽油系统及滑油系统中应用。

旋板式液压泵由一转子及一外壳构成，转子装有旋板，而旋板始终及外壳保持接触。转子中心及外壳中心有偏心距，当油泵按图示箭头方向旋转时，则液体便由左方管道吸入而从右方管道压出。

双旋板式液压泵的供油脉动很大，为了消退这种流量的不匀称性，通常采纳多旋板的液压泵，一般采纳的旋板数为4～12。冷气系统高速轻型歼击机上还常常应用冷气系统。冷气系统常用于机轮刹车，气密座舱的密封。飞机上还有用冷气系统来作应急放下起落架和襟翼之用。图5.55是某轻型歼击机的冷气系统原理图。这时包括主气压系统，应急气压系统。图中亦画出了及液压系统相交的管道。

主气压系统供压部分中有贮藏高压气体的贮气瓶。起飞前用地面气瓶进行充注。充气时高压气体由地面充气嘴充注。经过气滤30，通过单向活门6，并经予先旋开的气压总开关24而注入两个主贮气瓶19，同时，座舱内的主贮气瓶压力表23指示其压力。主贮气瓶子压力充至110公斤/厘米2为止。单向活门6的功用是当取掉地面充气瓶时，气压总开关未关闭或发生漏气时阻挡气体从充气接头处跑出。气压总开关只有在充注时打开。

主贮气瓶气体通过减压器—50即图中28（降低压力至50公斤/厘米2）后作机炮装弹用；又经另一单向活门6供刹车用，并经过开关5充注起落架应急贮气瓶（在起落架支柱内）和襟翼应急贮气瓶之用。再有一路通过减压器即图中32（降低压力至3公斤/厘米2）供座舱密封用。

刹车系统由刹车气门ΠУ—7（图中之22）和刹车安排器ΠУ—8（图中之20），双针压力表27及导管等组成。

当压紧ΠУ—7时，气压即经ΠУ—8刹车安排器，或同时通到两个主轮，或通至一个主轮。当松开ΠУ—7时，主轮刹车胶囊通过ΠУ—8和ΠУ—7及大气相通而松开刹车。若主气压系统发生故障，则着陆时就可用应急贮气瓶的气体进行刹车。应急刹车时，必需打开应急系统充气开关5。应急系统充气开关及—50减压器之间的单向活门6是防止应急系统的气体经损坏的主气压系统漏走。

应急气压系统包括起落架应急贮气瓶15，襟翼贮气瓶11和应急开关2，4及残油分别活门7，压力表等。

地面充气时，打开应急系统充气开关5就可对三个应急贮气瓶充气，然后关闭5，就可使应急系统独立于主系统之外。

为使应急系统更加牢靠，使应急放下起落架系统和应急放下襟翼系统彼此分开，这靠在起落架应急开关和襟翼应急开关之间的单向活门6来实现。假如起落架应急贮气瓶破坏的话，襟翼应急放下系统内压力不致下降，这样保证了襟翼应急放下更加牢靠。需应急放下襟翼时，拧开开关4，于是应急襟翼贮气瓶内空气便经残油分别活门7通过襟翼开锁作动筒18和带应急活门的襟翼液压锁，而后放下襟翼。残油分别活门的功用在于正常运用液压系统时，难免有些油液从液压系统（17、18、9等处）漏至及应急气压系统相交连的管道中去。残油分别活门可使这些残油不至漏入冷气系统而引回油箱。同时又可保证在运用应急气压系统时，不至让空气冲到油箱中去。飞机的设计及制造过程总体设计

飞机的设计及制造是一项困难而工作量极大的工程。据国外资料统计，三十年头设计一架战斗机约需四万个工时，而目前设计一架超音速战斗机所需的工时约为四百万，大致等于过去的一百倍。制造一架高速歼击机，工人的干脆劳动时间一般约为一万到二万小时。其中铆接装配约占总工时的百分之35，焊接装配约占百分之7；仪表及设备的安装约占百分之12，另外机械加工约占百分之28，钣金加工约占百分之13。

飞机设计起先于对飞机提出要求。对新飞机的设计要求分为两类——“

技术要求”和“运用技术要求”。前者是由国防机构对军用机提的，后者是民航部门对民用机提的要求。

例如，对战术轰炸机提的战术技术要求包括：一、任务，二、乘员组，三、动力装置，四、主要性能：1）速度2）升限3）巡航高度4）活动半径5）起飞着陆距离6）轮胎压力，五、载弹量，六、设备要求，七、防卫武器。

对拦截歼击机提的战术技术要求包括：一、任务，二乘员，三动力装置，四、主要性能：1）最大爬升率2）升限3）最大平飞马赫数4）着陆速度5）续航时间，五、军械设备，六、其它要求。

再如对大型涡轮螺旋桨客机的运用