机翼、尾翼和机身的典型结构课件

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機翼、尾翼和機身的典型結構**3.0機翼、尾翼和機身的典型結構

一.機翼結構:波音飛機結構**3.0機翼、尾翼和機身的典型結構

一.機翼結構:殲7飛機機翼**3.0機翼、尾翼和機身的典型結構

一.機翼結構:殲6飛機機翼**3.0機翼、尾翼和機身的典型結構

一.機翼結構:U2飛機機翼**3.0機翼、尾翼和機身的典型結構

一.機翼結構:零式飛機機翼**3.0機翼、尾翼和機身的典型結構

一.機翼結構:木質機翼結構**3.0機翼、尾翼和機身的典型結構

一.機翼結構:機翼機身接頭**3.0機翼、尾翼和機身的典型結構

二.尾翼結構:殲6平尾**3.0機翼、尾翼和機身的典型結構

二.尾翼結構:RF-101平尾**3.0機翼、尾翼和機身的典型結構

三.機身結構:轟5機身結構**3.0機翼、尾翼和機身的典型結構

三.機身結構:轟5機身結構**3.0機翼、尾翼和機身的典型結構

三.機身結構:轟5機身結構**3.0機翼、尾翼和機身的典型結構

三.機身結構:轟5機身結構**3.1機翼與尾翼的功用設計要求和外載特點

1.機翼的功用

(1)升力面:產生升力,還可增加橫側安定性

(上反角和後掠角)。

(2)增升裝置:襟翼、縫翼。

(3)操縱面:副翼、擾流片橫向操縱。

(4)外掛裝載:武器外掛、發動機、內部如油，旅客機現大多油全部裝在機翼中。

(5)連接其他部件:主起落架

一.機翼的功用與設計要求**3.1機翼與尾翼的功用設計要求和外載特點

2.設計要求

(1)主要產生升力所以氣動要求高，即剛度要求總剛度:彎\扭變形局部剛度:凸凹表面光滑要滿足很多特殊設計要求——增升、增阻減升、橫向操縱

(2)強度、重量最輕

(3)如是整體油箱,則燃油系統的可靠性十分重要,為保證其安全,必須保證絕對可靠,必要時可犧牲重量。

(示圖,運十機翼下表面有一大排減輕孔)**3.1機翼與尾翼的功用設計要求和外載特點

1.尾翼的功用水準尾翼（平尾）：縱向（俯仰）安定性、縱向操縱性；正常式平尾包括水準安定面和升降舵超音速飛機全動水準尾翼垂直尾翼：航向安定性、航向操縱性；垂尾包括垂直安定面和方向舵

2.尾翼的設計要求尾翼也是一個升力面，設計要求和構造與機翼類似二、尾翼的功用與設計要求**3.1機翼與尾翼的功用設計要求和外載特點三、外載特點

（1）分佈氣動力

整個翼面都有，吸力或壓力，合力R可按機體坐標軸分為Y和X，Y與X之比約為10:1

機翼盒段H與B之比約10:1C從15%--5-6%

影響受力主要是Y的因素，討論一般以Y向力為例

MX與MY之比約為10:1，但

MX與

MY之比可能100:1

（如為雙梁式盒子的情況）**3.1機翼與尾翼的功用設計要求和外載特點

（2）其他部件（操縱面）傳來的力

通過接頭，則大多為集中力；起落架上本身受的力（撞擊力）其他裝載如：發動機----推力+品質力（集中力、力矩形式）油----如是結構油箱主要是分佈力（品質力+內壓力）

內壓力=1—0.2大氣壓

H=6Km時p=0.5大氣壓

H=11Km時p=0.2大氣壓**3.1機翼與尾翼的功用設計要求和外載特點(4)機翼的一般工作形式（簡化模型）：

（A）懸臂梁----兩半機翼側面固定在機身邊（B）雙支點外伸梁----全機翼固定在機身（可以是中、上、下單翼）問題:

靜平衡（等速直線水準飛行）整個飛機作各種飛行時靜不平衡（機動飛行）如何分析?

就機翼本身作受力分析時均可用靜力學來分析，為何呢？

**3.1機翼與尾翼的功用設計要求和外載特點答：以升力為例----升力是傳到機身上，由機身帶起全機。或說扣除機翼上自己那部分，其他部分給機身。所以如果把机翼拿出来进行受力分析，即研究對象就是機翼和機身之間的關係，機身作為支持，而它們相互之間固定不動，故研究它們之間力的傳遞時，可用靜力平衡方法分析。**3.1機翼與尾翼的功用設計要求和外載特點

機翼是一個薄壁盒段，即當機翼受載時，一般Y不在其剛心上，所以有垂直向上的趨勢，且有彎和轉動的趨勢。其所以沒有動，是因為機身限制了它，也即提供了約束（提供了支反力）。所以可認為機身是機翼的支持，機翼把載荷傳給機身，最後達到總體平衡。總體力

Y方向：QyMxMt

X方向：QxMyMt

**3.1機翼與尾翼的功用設計要求和外載特點

但Mx>>My，因為Y/X=10/1，所以一般只討論Q(Qy)、

M(Mx)、Mt，在承受和傳遞Q(Qy)、M(Mx)、Mt中起作用的受力的元件叫做參加總體受力（研究重點）；只承受局部氣動載荷的為非主要構件。**3.2機身的載荷特點1.

機身上所受的載荷及承載方式（1）

裝載引起的品質力（2）

各部件傳來的集中力（3）

作用在飛機機身上的空氣動力（4）

機身結構的品質力**3.2機身的載荷特點

**3.2機身的載荷特點

**3.2機身的載荷特點

2.飛行載荷下圖顯示了飛機勻速直線飛行時作用在機身上的各種載荷。這些載荷包括發動機推力，阻力，重力和升力。

**3.2機身的載荷特點

飛機水準勻速直線飛行時，機身的受載形式類似於承受集中載荷及分佈載荷的變剛度梁。如下圖所示。**3.2機身的載荷特點

可以將後機身看成是懸臂梁，所有載荷在“支點”（即升力中心）處得到了平衡。對於後機身，水準尾翼產生的總體平衡載荷將使後機身在水準方向產生彎曲變形，如下圖所示。**3.2機身的載荷特點

3.機身增壓載荷民用飛機要通過機身增壓來滿足乘坐飛機的舒適性要求。機身增壓時，機身蒙皮結構類似於內部充氣的薄壁物體，例如氫氣球。機身內外的壓力差（△P）在機身結構產生縱向和環向拉伸載荷。機身內部增壓導致的縱向和環向拉伸載荷在機身蒙皮壁板、隔框以及機身前後的球形端框內部形成平衡力系。**3.2機身的載荷特點圖下描述了機身蒙皮在壓差△P作用下的變形情況。機身內外壓強差導致的蒙皮環向和縱向應力。

**3.2機身的載荷特點圖下描述了機身蒙皮在壓差△P作用下的變形情況。機身內外壓強差導致的蒙皮環向和縱向應力。

**3.2機身的載荷特點**

3.3機翼與機身的構造

一、機翼構造元件**

3.3機翼與機身的構造

縱向構件：梁，桁條，縱牆**

3.3機翼與機身的構造橫向構件：普通翼肋，加強翼肋**

3.3機翼與機身的構造

蒙皮

**

3.3機翼與機身的構造

接頭**

3.3機翼與機身的構造

典型元件總結(1)縱:翼梁、長桁、牆(腹板)(2)橫:翼肋(如加強肋普通肋)(3)蒙皮

它們的作用?**

3.3機翼與機身的構造

蒙皮:

承受局部空氣動力，形成和維持機翼外形，並承受扭矩，有些機翼蒙皮還承受彎矩。長桁:

其主要功用是：第一是支持蒙皮，防止蒙皮因受局部空氣動力而產生變形過大；第二是把蒙皮傳來的氣動力傳給翼肋：第三是同蒙皮一起承受由彎矩而產生的拉、壓力。翼肋:翼肋，分為普通翼肋和加強翼肋。普通翼肋用來維持翼剖面形狀，將蒙皮上的空氣動力傳到其他承力構件上去，並支持桁條和蒙皮。加強翼肋除具有普通翼肋的功用外，還作為機翼結構的局部加強件，承受較大的集中載荷或懸掛部件。典型元件的作用:**

3.3機翼與機身的構造

翼梁:翼梁，一般由緣條和腹板等組成。主要功用是承受彎矩和剪力。梁的上下緣條承受由彎矩引起的軸向力N拉、N壓。剪力則主要由腹板承受。縱牆(腹板):縱牆，相當於翼梁，但緣條很弱，甚至沒有緣條．因此縱牆能承受剪力，還可和蒙皮組成封閉盒段承受扭矩。接頭:用來連接機翼與機身，把機翼上的力傳遞到機身隔框上。接頭分為固接和鉸接兩種，固接的接頭，接點既不可移動，也不可轉動；因此，它既能傳遞剪力又能傳遞彎矩。鉸接不可移動、但可以旋轉，只傳剪力，不傳彎矩。**

3.3機翼與機身的構造

啟發性問題：

A.

可以發現它們是互為支持,是否只要互相搭住就一定互為支持?

B.

所謂提供支持是哪些支持?由什麼來決定的?

C.

支持的簡化模型?**

3.3機翼與機身的構造二、機翼構造型式(受力型式)

所謂“受力型式”--是指結構中起主要作用的元件的組成形式，不同的受力型式,表徵了不同的總體受力特點。

1.梁式機翼：梁強，少長桁，薄蒙皮。**

3.3機翼與機身的構造

2.單塊式機翼：梁弱，多長桁，厚蒙皮**

3.3機翼與機身的構造

3.多腹板式機翼：梁弱，多腹板（多長桁），厚蒙皮**

3.3機翼與機身的構造

受力型式總結

1.梁式:

強梁，薄蒙皮，弱長桁，常分左右機翼-----用幾個集中接頭相連。

2.單塊式:

強桁，弱梁，較厚蒙皮，左右機翼一般連成整體穿過機身，但機翼本身可能分成幾段。

3.多腹板式:

厚蒙皮，多牆，少肋，無長桁，左右翼連成整體,貫穿機身。

**

3.3機翼與機身的構造

三、機身構造元件

（1）

蒙皮（2）

桁條（3）

桁梁（4）

普通框（5）

加強框**

3.3機翼與機身的構造

框:普通框、加強框**

3.3機翼與機身的構造

**

3.3機翼與機身的構造

四、機身構造型式

1.構架式機身

**

3.3機翼與機身的構造

1.桁條式機身**

3.3機翼與機身的構造

1.硬殼式機身**第三章、飛機結構的受力分析

當支承在某基礎上的一個結構受有某種外載荷時，分析這些外載如何通過結構的各個構件傳遞給支承它的基礎，稱之為結構的傳力分析。

傳力分析的含義為什麼要進行傳力分析呢?**第三章、飛機結構的受力分析

外載荷在結構中按一定規律傳遞在結構中存在相應的傳力路線**第三章、飛機結構的受力分析1．傳力路線例如:機翼上作用有分佈氣動載荷和各接頭傳來的集中載荷，這些外載通過機翼的各受力構件相繼受載產生內力來傳遞，最後到機翼機身對接處，由支承機翼的機身提供支反力與之相平衡。

**第三章、飛機結構的受力分析**第三章、飛機結構的受力分析2．傳力過程各元件均可能受力

由上例可見：飛機結構的絕大部分構件都是為了合理地傳遞載荷而佈置的，因此為了設計出符合最小重量要求的滿意的結構，必須首先弄清各種結構中載荷的傳遞規律。

**第三章、飛機結構的受力分析3．傳力分析的必要性

由於傳力過程的重要性及在傳力中各元件受力的複雜性，所以必須對傳力進行仔細的分析。4．傳力分析的目的

理解飛機結構中各元件的受力原理和應用，為合理進行飛機結構設計打下基礎。

**一、結構的簡化與典型化

目的：把千变万化的实际结构通过取近似，简化

成可用典型理論來解的典型問題。

要求：根据问题性质取不同程度的简化，但都应抓住

主要矛盾（依據、粗定量），且要心中有數。

具體方法：將結構形狀、結構元件、元件受力特性等

进行合理简化。

3.4結構傳力分析的基本方法**1.合理簡化(最重要、最關鍵一步）

（1）形狀簡化

（2）降低整個結構的靜不定度

要求：

A.將高次靜不定結構合理簡化為靜定或1―2次靜不定結構。

在不同分析中，同一构件视其具体情况可作不同处理。如求支反力时可把整机翼作一刚体，在分析内应力时则是静不定的。

B.略去次要結構部分和次要元件

一般工程上认为少于5％－10％承載能力可在分析時略去。

3.4結構傳力分析的基本方法**（3）簡化元件的受力特性

如认为长桁在受总体力时，

是只受軸向力的杆，而略去其

受弯能力。

但在局部载荷下，作为梁

可受垂直於杆的力。

在傳力分析時，一般以偏安全簡化為原則。

3.4結構傳力分析的基本方法**

3.4結構傳力分析的基本方法2．詳細瞭解各元件之間的連接關係，

以及機翼與機身的連接

（支持情况简化，固支、铰支）

**1）分清不同平面——具體情況具體分析

如下圖：垂直平面內是固支（軸足夠長時，但如果軸很短，那麼能否受彎就成問題），水平面內，則應簡化為鉸支。

3.4結構傳力分析的基本方法**（2）一排鉚釘，一組螺栓該如何簡化

3.4結構傳力分析的基本方法**3．依次取出結構的各個部分作為分離體，找出與它相連接的元件和連接關係，根據靜力平衡條件，找出作用力、支反力，畫出分離體平衡圖和內力圖，瞭解力在傳遞過程中的規律以及各元件的作用和受載情況。

所謂依次是指從初始

載荷開始，逐個元件分析過

去，前者的支反力后者的外

载（作用力）.

3.4結構傳力分析的基本方法**二．結構基本元件的受力特性（傳力特性）

元件：板、杆。

“复习、回忆”元件的受力，

但要“温故知新”，“新”即能用来解决

具體工程問題，與實際結構聯繫在一起。

常用基本元件的受力特性：

（1）杆：受軸向載荷（集中力或分佈剪流）

3.4結構傳力分析的基本方法**（2）板：平板宜受板平面的載荷（周邊剪流或拉應力）

分佈載荷，但不宜受集中力。所以必須通過杆把

它转换成分布载荷。

板如能受拉，则要注意：

a)不能受集中力；

b)不能使杆變彎；

c)計算時常把板受拉能力歸入杆中。3.4結構傳力分析的基本方法**（3）平面板杆結構：

原则上可承受该平面中的

任何載荷，包括集中力、分佈

剪流。但板、杆有分工。

杆――軸向力

板（薄板）――只受剪

所以板杆之间只传递剪流，

否则杆就要受弯，与受力特性不符。

3.4結構傳力分析的基本方法**（4）

平面薄壁梁（組合梁或整體梁）

可受梁平面內力或力矩。

但实际上由板、杆构成，属平

面板杆结构的一种，但它有特

點（上、下緣條＋腹板），所

以仍有分工。

Q由腹板承受；

M、N由杆承受（緣條）。

可为直梁，可为曲梁。

3.4結構傳力分析的基本方法**（5）壁板、厚板

壁板：即板加很多杆

（如蒙皮＋长桁）

板受拉能力并入杆中，

所以只有杆上正應力。

厚壁：板加厚可受正應力

（拉、压均可）

板平面内任意方向

的剪應力和正應力

均可受。

3.4結構傳力分析的基本方法**（6）

空間薄壁結構或厚壁筒

可受空間任意方向力。

注：但必须经过合理布置

如在力作用点加框、肋，并应

儘量取封閉周緣。

讨论：以上原则在实际设计结构

时应如何实现呢？

舉例：如機翼平面薄壁梁，要往上

加一个切力，怎么加上去？

3.4結構傳力分析的基本方法**綜上所述

飞机结构正是大多为薄壁结构，所以它的受力特点：

（1）

不宜受集中力（要有擴散件）

（2）宜受板平面內的載荷

（3）板杆結構為多，且板杆是有所分工的。

3.4結構傳力分析的基本方法**三、結構傳力分析需注意的幾個方面要

1．

結構傳力三要素

（1）

結構本身受力特性適合承受外加載荷；

（2）

力能否傳入――力的作用位置應該是能夠傳力的；（3）

力能否傳出――邊界條件

a支持情況能否保證力的傳出；

b不同的支持情況傳力途徑不同。

例1：3.4結構傳力分析的基本方法**例2

：

A圖錯！因為板不能平衡,杆必須端頭或側邊有支持

（如B圖的板），且一直要到基礎支承處。

例3：板必須三邊有支持，一邊加載；或兩邊支持，

另兩邊加載。保證受剪平衡。

3.4結構傳力分析的基本方法**2．

結構中的傳力規律

（1）靜定結構――力在各元件上的分配只與元件和

外載荷的相對幾何位置有關，而

与元件的自身刚度无关。仅由平

衡条件可唯一确定元件的内力。

3.4結構傳力分析的基本方法**（2）靜不定結構――力的分配不僅與元件的相對

幾何位置和外載荷作用位置

有关，而且与各元件的刚度

和支刚度有关。需由力的平

衡條件和變形協調條件，才

能确定载荷在各元件上的分配。3.4結構傳力分析的基本方法**（3）

剛度分配法：在定性的結構傳力分析中常用，

工程梁理論為基礎，對較好符合工程梁處，則

用它可作定量计算。

结构刚度：使该结构产生某种单位变形所需的相应外载

（K＝P/△）

杆（拉压）

梁（橫剪:彎M、剪力P）彎曲剛度

梁（纯弯:彎M）彎曲剛度

扭转刚度3.4結構傳力分析的基本方法**

3.4結構傳力分析的基本方法**總結：結構剛度與什麼有關？

1．剖面剛度EIGJp

2．长度L1、L2、L3等

3．載荷形式（P，M）

*剛度分配法：靜不定結構中個

元件所分配承擔的載荷與它

们的刚度大小成正比。

如杆受拉时，在时

3.4結構傳力分析的基本方法**物理意義：

變形一致（僅是根據某種變形一致條件得來的，且實際上是要

求绝对变形量一致）

不符

如P分為P1,P2受彎時，因為是按K彎分配。

所以剛心也可按彎曲剛度用杠杆原理求出，

只有当合力正好作用于刚心时，才为纯弯。

合力作用点也就是刚心点

相当于作用于刚心上（是指纯弯情况，即没有扭转时）

即剪力分配时，只产生纯弯3.4結構傳力分析的基本方法**條件限制

A．工程梁理論適用於：要有結構保證，如平剖面假設，

應通過翼肋保證（肋平面內很剛硬），在翼根處，集

中力作用处就不太符合，要修正。

B．有局限性，不精確。

1．

結構配置實際不能保證那麼純的變形條件。

2．

只取某一種變形一致，因此實際可能並非處處協調。

3．

必須保證絕對量一致，比平剖面假設要嚴。

4．

多種載荷作用時，實際上變形將有相互干擾影響。

5．

支承剛度對結構剛度的影響沒有反映進去（靜不定支承時）,

实际上是有影响。

3.4結構傳力分析的基本方法**

RA=0.69PRA>0.69P若A點剛度大,則RA>RB

RB=0.31PRB<0.31P因为要保证C點位移相等，

A邊傳力必須大些。

思考题：下述情况能否用刚度分配法？如何处理？

相應實際情況有錐度

PRBRA

PRBRA

PRBRAL/2L/2L/2EF2EF1EF2P**機翼剖面的“三心”和一點

重心：机翼剖面上，重力与弦线交点。

刚心：当剪力作用于该点时，机翼

只弯不扭，或机翼受扭时，

將繞其旋轉。

刚心位置约在38－40％ｂ。

3.5機翼典型受力型式的傳力分析**焦點：也稱為空氣動力中心，焦點可看為在迎角變化

時，升力增量的作用點。約在28％ｂ處。3.2機翼典型受力型式的傳力分析**壓心：空氣動力R與機翼弦線的交點，即空氣動力合力

作用點。它的位置隨著α角（Cy

）而變化。

α→Cy→壓心前移，接近焦點。

3.2機翼典型受力型式的傳力分析**

分佈氣動力作用在蒙皮上

誰支持蒙皮？

3.2.1空氣動力向翼肋上的傳遞分析**

蒙皮：由翼肋和長桁支持。

3.2.1空氣動力向翼肋上的傳遞分析**

分佈氣動力作用在翼肋和長桁

誰支持翼肋和長桁？

3.2.1空氣動力向翼肋上的傳遞分析**

長桁:由翼肋支持。

3.2.1空氣動力向翼肋上的傳遞分析**

翼肋:由翼肋後方的機翼盒段支持。

3.2.1空氣動力向翼肋上的傳遞分析**集中力（X向、Y向、Z向）

例副翼接頭載荷：由翼肋和加強

翼梁承受并扩散。

3.2.1空氣動力向翼肋上的傳遞分析**

總結：分佈氣動力作用在蒙皮上（誰支持蒙皮？）

分佈氣動力作用在翼肋和長桁

（誰支持翼肋和長桁？）

蒙皮：由翼肋和長桁支持。

長桁:由翼肋支持。

翼肋:由翼肋後方的機翼盒段支持。

集中力（X向、Y向、Z向）

例副翼接頭載荷：由翼肋和加強

翼梁承受并扩散。

3.2.1空氣動力向翼肋上的傳遞分析**

機翼結構上的總體力傳遞

總體力：剪力、彎矩、扭矩。

作用在機翼橫剖面上的分佈空氣動力可簡化為作用在壓力

中心處的一個合力，並且和作用的集中力一起等效為作用在剛心

上的一个集中剪力和一个扭矩。

3.2.2機翼結構上的總體力傳遞**

彎矩、剪力和扭矩由那些元件承受？

如何傳遞？

3.2.2機翼結構上的總體力傳遞**

剪力:由承剪力元件翼梁承擔。

3.2.2機翼結構上的總體力傳遞**

扭矩：由承扭矩元件翼盒承擔。

3.2.2機翼結構上的總體力傳遞**

彎矩：機翼結構不同承載元件不同。

3.2.2機翼結構上的總體力傳遞**

3.2.3梁式機翼結構上的總體力傳遞**

3.2.3梁式機翼結構上的總體力傳遞**1.氣動力在梁式機翼的翼肋上的傳遞

（翼肋的力平衡图）

3.2.3梁式機翼結構上的總體力傳遞**2.總體剪力在梁式機翼的上的傳遞

（受力元件的力平衡图）

3.2.3梁式機翼結構上的總體力傳遞**3.總體彎矩在梁式機翼的上的傳遞

由翼梁承担。

3.2.3梁式機翼結構上的總體力傳遞**4.總體扭矩在梁式機翼的上的傳遞

由翼盒承担。

3.2.3梁式機翼結構上的總體力傳遞**

梁式機翼的總體扭矩由翼盒傳遞到機翼根部

由机翼根肋传给机翼机身接头。

3.2.3梁式機翼結構上的總體力傳遞**5.機翼上集中力的傳遞

集中力來源:副翼襟翼機翼掛架等連接

接頭傳來。

机翼结构:薄壁結構,受集中力的能力極差。

解決辦法:集中力作用處佈置構件擴散。

3.2.3梁式機翼結構上的總體力傳遞**航向（X向）集中力:由肋擴散.

向上集中力P作用下:向上運動由梁腹板提供支反力限制;

转动由梁腹板蒙皮提供支反剪流限制。

加强肋内力图见右图

受力特点:彎矩剪力往往較大

結構特點:肋腹板緣條比較強;

与翼梁蒙皮的连接也比较强。

3.2.3梁式機翼結構上的總體力傳遞**有關力等效的兩個問題

问题1.是否可用等效力系畫內力圖?

问题2.是否可用等效力系求支反力?

3.2.3梁式機翼結構上的總體力傳遞**舉例:加強肋傳力分析前梁後樑BHP設:H=1,B=4,前梁剛度為3,後樑剛度為1問題:1.是否僅後樑腹板提供支反剪力?2.加強肋是否可簡化為雙支點梁?

**解:將P移到剛心得P`=PMt=P*3R前`=3/4PR後

=1/4P

Pqt=3P2

1

4=3/8PRt前“=3/8P

1Rt後“=3/8P

1

R前=3/4P-3/8P=3/8P

R後=1/4P+3/8P=5/8P下圖所示兩種受力模型的傳力路線相同嗎?**結論:

1.前梁上有載荷，也即一般不能抵消，而是會使盒段扭!

P力不是全部由后梁传往根部，而是会在盒段上整个加载。

2.雙梁式不是雙支點簡支梁!加強肋是由後盒段周緣連接的。

3.傳集中力時，要通過某些加強構件把它轉化為適宜於

機翼主要受力構件(盒式梁)所宜承受的各種分散力

先擴散，再傳給主盒段，最後傳給機身。

3.2.3梁式機翼結構上的總體力傳遞**

結構特點:梁較弱或只有牆；蒙皮較厚（t>3）；長桁多且強。受力特點:由梁緣條、長桁和蒙皮組成的壁板承彎其他傳力路線同梁式

氣動載荷傳給蒙皮，蒙皮傳給桁條和翼肋，翼肋傳給蒙皮和腹板

用處:從高速飛機要求看:1.V氣動載荷局部剛度兩者矛盾要求

2.翼形變薄承彎能力要求辦法:提高有效高度，可採用後面介紹的多腹板式3.2.4單塊式機翼結構上的總體力傳遞**二、單塊式機翼的傳力分析

**單塊式機翼的氣動載荷是如何在翼肋上傳遞的？

請觀看動畫**傳力分析:QQ**單塊式機翼的載荷是如何傳遞的？

請觀看動畫**

剪力傳遞：因長桁、蒙皮較強，承軸向正應力能力大，梁腹板受剪時，產生的軸向剪流（將形成彎矩）由梁櫞條，長絎、蒙皮組成的壁板承受。

傳遞過程：櫞條、長桁分擔軸力大小與他們的拉壓剛度成正比例內力N沿展向分佈按斜折線規律分佈，同梁式。腹板剪流梁櫞條蒙皮（受剪）第一長桁假定承受正應力能力折算到長桁蒙皮蒙皮第二長桁****

1.蒙皮、長桁、梁上的q、N均有變化蒙皮:扭矩和軸向剪流——蒙皮受剪傳遞——肋上附加剪流（肋上剪流分佈改變，與受正應力元件面積有關）長桁:正應力梁:一部分傳給長桁，故N較小。

2.如果蒙皮，長桁均受正應力，則剪流分佈有何不同？

——階梯

——斜折線

3.剪流（軸向）如何傳到長桁上——蒙皮受剪，所以肋上剪流多應掌握幾點：**4.分離面為何要這樣安排？

主要使M：左右自身平衡（當對稱時）

------機翼貫穿

Q，Mt：在直機翼中不進入中央翼

（與機身相連處根接頭肋）但反對稱Mt要在中央翼上平衡5.中央翼一般有些什麼元件?

必需長絎，蒙皮翼肋主要作為支持，但在與機身連接處要6.如果不帶中央翼：要出現參與區，影響效率

--桁梁式機翼應掌握幾點：**

三、多腹板式結構

結構特點：縱牆多（>5）；蒙皮厚（幾~十幾mm）；無長絎；有多肋和少肋兩種。與機身連接同單塊式同梁式(由多腹板多梁式)

用處:小展弦比;高速飛機(薄翼)或後掠翼

Heff多腹板;

薄翼剛度要求厚蒙皮無長桁

傳力特點:若無普通肋

蒙皮氣動載荷腹板(展向一長條蒙皮上的氣動載荷)側肋(剪力）蒙皮(軸力3.2.5

多腹板式機翼的傳力分析*****對多腹板小展弦比直機翼,由於各梁剛度、載荷不一樣,會有附加剪流翹曲變形

彎曲剛度小彎曲剛度大

對剛度大的梁加載，對剛度小的梁卸載**

多腹板機翼的啟發問題

1、無肋時，氣動載荷是怎麽傳的？

2、是否還有扭矩（或扭轉變形引起的剪流）

3、如無中央翼會怎樣？四.綜述三個典型受力型式:

1.受Q的形式沒有改變;

2.不同之處主要是受M的元件分佈由集中(梁式)

分散(單塊式)

更分散(多腹板式)

並由此還將影響到翼肋和蒙皮的受載情況有所差異

**各基本元件（指受總體力）可能發生什麼破壞形式

1.梁緣條

拉壞壓壓壞失穩局部:主要與各板的支持情況及b/t有關總體:主要與杆長L與J有關,支持情況

(兩個平面支持,一般不易總體失穩)2.桁條:完全同上,只是因沒有腹板支持易總體失穩。

3.蒙皮、腹板:剪壞,剪切失穩與a/b有關,與支持情況有關此時翼肋長桁又是它的支持。**04/26/051

3.6翼身連接區和結構佈置變化區的傳力分析

設計分離面和翼身對接處傳力**04/26/052１.設計分離面：

由於使用，維護上的需要沿展向安排有分離面

特點：可拆連接２.翼—身對接和設計分離面

(1)設計分離面即翼身對接處，所以兩類接頭合二為一

梁式機翼大多屬此種，接頭大多為集中接頭

（i）三點連接：一固一鉸

（ii）四點連接：兩固（iii）多點連接中央翼：看梁是否穿過機身，或說在機身框上是否有一構

件相當於翼梁直接相連，帶緣條，Ｈ等相同

(I)如帶中央翼梁，Q，Mt，M反對稱:均傳到機身上

M對稱在中央翼梁上平衡

(II)不帶中央翼梁，Q，Mt，M(對稱,反對稱)

均傳給機身框

**04/26/053(2)設計分離面非翼身對接接頭(如單塊式，多腹板式機翼)

設計分離面與翼身對接面可能在同一切面上，也可能不在同

一切面上(大多屬此類)，此時，分離面接頭的作用：保持機

翼成為一個整體件好處:

部分機翼總體力M對稱、Mt反對稱可在機翼上自身平衡掉構造特點:

周緣連接(大多有加強帶板)

翼身對接接頭的作用:

把機翼上無法自身平衡掉的載荷從

接頭傳給機身

構造特點:

四個鉸接接頭(左，右，前，後)即可

**04/26/054**04/26/055單塊式平直機翼在機身上的受力平衡用四個鉸接接頭傳遞機翼的剪力和扭矩**04/26/056**04/26/057單塊式平直機翼在機身上的受力平衡用周邊對接角條將扭矩傳給機身**04/26/0581.中央翼上各元件是否都要?各起什麼作用?

桁條

要

!(否則M對不能平衡掉)

牆

緣條

要

腹板

從傳Q力來說可不要！

Q不進中央翼

翼肋(普通肋)

從受氣動力說可不要，

作為長桁受壓失穩

要（支持）

蒙皮

從

Mt對

似可不要

∵Mt對

不進中央翼

Mt反對稱是否進中央翼？

進！

Q對稱，Q反對稱是否進中央翼？

不！

蒙皮作為長桁支持應要！啟發題**04/26/059為何常用四個鉸，用兩個固接接頭是否更好？

不一定

（1）

機翼上主要載荷是對稱載荷,對稱M,Q,Mt中

主要是M該M→中央翼

∴不需要固接接頭

（2）如已安排了固接接頭，那就成了靜不定傳力路線

M有一部分→

機身框上→

框為曲梁受力(傳力不直接)（3）但如是固接，可靠性↑

（餘度大）啟發題**04/26/0510啟發題3．在反對稱載荷作用下如何傳力？反對稱M：

由接頭變成四個切力傳給機身**04/26/0511

3．在反對稱載荷作用下如何傳力？(1)蒙皮要受剪

(2)1#肋一定要

(3)0#肋可不要

∵無載荷

但如為對接就要，非傳力構造需要

肋內力圖1#0#肋上力=0MQ啟發題斜率變化**04/26/05123．在反對稱載荷下又如何傳力？反對稱Q是否進中央翼自身平衡?

否，不是自身平衡力系，

∑M≠0，在機身側邊傳走

不能進中央翼，∵

如進中央翼，必須有力矩平衡

而這對力矩仍由原路經腹板回到接頭

(參考M反傳力)

∴

不進

反對稱Mt

盒子受載如下：啟發題是自身平衡力系

可自身平衡

為何不在機身——機翼接頭傳走？**04/26/05133．在反對稱載荷下又如何傳力？

如要傳不能直接傳，必須先在側肋上轉成一對切力傳

(∵是鉸接接頭)

而原盒子上，各板均未斷，可以說對稱軸處切面上必自身平衡。總結

M對

M反對

Mt反

→中央翼

↓

蒙皮受剪→梁緣→梁腹板→翼身接頭

Q對

Q反

Mt對

不進啟發題答案**04/26/0514二．連接對機翼根部區結構受力影響和特殊邊界

1．限制扭轉

(1)一般說兩端自由是自由扭轉，而機翼一端固定就

成了限制扭轉

物理現象：

自由扭轉時端面會翹；“限制”則將其壓平

↓

↓

（由於上、下、左、右各板剪

限制翹曲，附加

切變形引起不同的縱向位移）

次應力→自身平衡盒段的自由扭轉變形機身限制其變形產生附加力**04/26/0515

單塊式

雙梁式盒段的自由扭轉限制扭轉的次正應力分佈**04/26/0516（2）結構受力

多了二組次應力；且影響區L=1～1.5B(B為翼箱寬度）（聖維南原理）附加次應力與基本應力的比例可達20%，但轟五機翼根部僅占6%，∵H-5到根部的Mt很小（3）次應力的特點如下

作用相當於展向把剖面壓平

必定是自身平衡力系(指同一剖面)，因為外載與原內力兩者已平衡(工程梁理論算得自由扭情況),所以附加的力必是自身平衡

**04/26/0517

次應力的特點1)若H=B(正方盒)次應力為0

四個角點完全相同，不會有進有出

2)盒子愈扁（H遠小於B）則該力將愈大3)次應力沿展向有一影響區（聖維南原理）L=1～

1.5B

並且根部剖面內、外均有影響。4)在影響區內（次應力以雙曲函數規律衰減）

故可在１～１.５B內近似取直線。實際應力＝自由扭轉基本應力＋附加次應力因為△σ沿Ｚ向變化，∴必定還有次剪應力△q（△τ）7）

實際情況機身有彈性，∴附加應力有所減弱**04/26/0518單梁＋單牆是否為限制扭轉？

無限制扭轉問題，∵不能提供自身平衡力系**04/26/0519一般說盒段一端固定即是限制扭轉（也可兩端固定）但嚴格講，只要盒式梁的剖面翹曲程度沿展向不相等時就會有限制扭轉現象

∵

此時各剖面間會產生拉應力使各剖面翹曲程度趨於相同

∴

如

（1）各剖面Mt≠C

（2）各剖面厚度δ不同→扭轉剛度不同

（3）機翼有很多肋，肋在z向剛度≠0時

以上三種情況均會有限制扭轉，但影響較少，忽略！限制扭轉引起的次應力一般不能忽略，因為限制扭轉引起的次應力有時可達基本應力的２０％

但

（１）H/B→1△σ→0

（２）機身彈性影響

（３）與Mt大小有關，如H--5占6%**04/26/05202.特殊邊界之一：雙梁式機翼，三點連接

雙梁式機翼三點連接：指鉸接(單耳)與固接(雙耳)的三點連接物理概念：

鉸接接頭不能傳彎，該梁會轉，但因為有盒段存在，

盒段不允許它轉，∴

盒段限制它，給它提供支反力。其傳力為：離開機身側邊L的距離內後樑彎矩→盒段受扭→

前梁→機身

**04/26/0521

在L段內

前梁加載,後樑卸載。要求L盒段有足夠扭轉剛度=+M前

M後

M後

M後

**04/26/0522

**04/26/0523（1）這樣一個轉移過程要有一個過渡區，靠結構參與逐漸把

力傳過去。

（2）在機翼外段，彎矩按剛度比分配傳力；到根部

，∵支持

情況，力前傳。

（3）要前傳，結構上要有保證

。即：前梁要加強，盒子扭轉

剛度，蒙皮剪切剛度足夠。

如果盒子抗扭→0，就不能

傳過去。

如果是多腹板式或多梁轉成少數幾個集中接頭將如何傳呢

?盒段要能受

足夠

啟發問題：**04/26/05243.特殊邊界之二：單塊式機翼→梁式：四點連接參與問題：軸力的分散與集中，也即軸力的轉移，從某些構件

轉移到另一構件上。

壁板寬度上分佈的軸力集中到梁緣條上

壁板軸力→蒙皮受剪→梁緣條

也可用基本狀態

+自身平衡狀態得到=+**04/26/0525參與問題：

單塊式→梁式（四點連接）**04/26/0526

雙梁式機翼三點連接單塊式機翼四點連接

以上兩個問題有一個共同特點即均有某種結構不連續的情況,

∴

才出現有力的轉移

，即結構參與問題。（1）這種轉移常通過板受剪來實現（2）需通過一定長度的結構來完成，∴參與問題也叫剪滯問題（3）轉移快慢取決於蒙皮的剪切剛度（和支持剛度）

這兩個特殊邊界問題都屬於參與問題

**04/26/0527啟發題

1）參與區沿整個寬度不同，愈靠近梁緣條的縱向元件，

其參與段愈短（∵支持剛度大）

**04/26/0528啟發題

2）能否把長桁去掉？

不行！（這樣參與區就外移），但可削弱。**04/26/05293）實際上固定端影響也是一個參與問題，但它不是軸力的轉移

而是由於邊界上支持不符合平剖面假設，限制了某種變形，

而增加了一組附加正應力或軸力。也有附加剪應力，較次要

這組附加軸力也不是只有根部剖面上的結構才有，

而也是要有一段結構參與受力，在一段距離內漸降為零，

這種情況也就是“參與問題”。

“限制扭轉”—限制平剖面變形趨勢“參與問題”—力的轉移（結構無法受此力而轉移）**04/26/05304）參與問題都會出現“附加的次應力”（不論其原因，性質，大

小可能不同）

所以要附出一定的重量代價，也可以說就整個結構效率有所降低。而這是由於給出的支承條件不理想，不太符合結構受力規律引起付出一定的重量代價。

單塊式機翼最好帶中央翼或分散連接，而不要用桁梁式。如果採用桁梁式，參與段蒙皮有附加剪流

。所以一般δ↑，長桁可適當減弱，但不能不要，否則參與段外移**04/26/0513.7後掠機翼和三角機翼傳力分析

**04/26/052一.後掠機翼的傳力分析1.結構特點和受力特點

剛度特點：因為v↑、

c↓，更細、長、薄，所以彎剛、扭剛均比

直機翼差。變形特點：彎曲→附加的扭轉變形→副翼反效加劇

v↑，要求總剛和局部剛度更高，所以剛度強度與重

量的矛盾更突出，特別是剛度。

用單塊式，但常不易帶中央翼，所以出現混合

式。

(中機身容積緊張；或根部壁板有開口：如起落架

艙門、機關炮）受力特點：三角區的存在，導致“後掠效應”

機翼後掠時，一般翼肋仍垂直於梁（或牆）的居多。

此時外段的情況與直機翼相同；不同之處：根部出

現三角區→後掠效應。**04/26/053**04/26/054後掠效應：由於三角區的存在，導致彎矩M引起的正應力向後緣集中，即越靠近後緣，正應力越大的情況。因長桁長度不一，剛度就不同，後緣長桁剛度大，分配的載荷也大。或換個說法：M作用下，因為B、C點支持剛度不同，剖面不符合平剖面假設，出現翹曲，AC

C

σ0

BB←σg

Δσ

此時σg=σ0+Δσ，σ0：基本應力；

Δσ：次應力，可達σ0的30~40%，為自身平衡力系，影響區為1~1.5B，而且對剖面的內、外段結構都有影響。**04/26/055**04/26/0562．單塊式後掠機翼

1

3

2

ABC

無三角區A：在機身側邊轉折

B：中央機身對稱軸處對接

C：根部翼肋順氣流佈置

以上共同點：壁板受正應力，所以三角壁板也可受剪切。

在機身側邊至少有四個鉸接接頭。**04/26/057下麵以A情況為例進行分析（波音—747即類似）

1）簡化模型

壁板受彎——蒙皮、長桁受正應力，同時蒙皮受剪

長桁轉折時，外翼長桁與中央翼長桁、側肋緣條均相連

中央翼、外翼前、後牆（梁）均有腹板；

與機身四點鉸接。**04/26/058扭矩的傳遞**04/26/059

扭拒Mt

在2—3剖面處：

1)

ê壁板，在2-3邊上受有外段機翼蒙皮上傳來的qt。

qtqt2）扭使前梁上有剪彎（與直機翼不同）。

3）ê壁板受上述qt和qt′的作用後，有中央翼長桁提供

支反正應力；

有側肋提工供

1—2平面內的支反剪流。

4）Mt將影響到中央翼受軸力引起的彎矩

（自身平衡——左右機翼）(直機翼沒有)；

側肋上的剪流則由側肋轉到機身接頭（與直機翼同）。

意味著前梁上的彎矩要擴散到壁板上，由壁板受。

qt′qt′**04/26/0510剪力的分配

剪力Q分為

Q1和

Q2

Q1分為

Qb和

Qr

Qb

繼續沿前梁往裏傳Qr

沿根肋A-C傳往後支點A

**04/26/0511剪力的傳遞**04/26/0512彎矩的傳遞主要區別（與直機翼）有後掠效應有分彎矩，側肋受載。**04/26/05133）此類單塊式機翼構造特點

側肋必須十分強——在傳M、Q、Mt時均受載且側肋、

緣條必須與中央翼，外翼的長桁均連上。**04/26/05143．梁架式根部後掠翼傳力：(1）原因：

·

機身容積緊張，不允許中央翼通過，

只能用集中接頭。

·

起落架艙（開口),破壞了閉室盒段和壁板。

·

梁式：

i)如用雙梁等。由於雙梁效應，後樑載荷大，

但H後小，所以受力不利。

ii)M有很大分彎矩，需很強側肋；Mt在根肋處轉

成一對力

，改由兩梁受，可能導致梁加載或卸

載。

**04/26/0515

•梁架式（由主梁，前後梁，根肋，側肋組成受力構架）可以改變構件佈置，連接

，設計出理想的傳力路線；如可使彎矩M只由主梁傳，而主梁取機身軸線；扭矩Mt可由梁架的多條

路線傳走。總之，

對這類靜不定梁架式結構，可設計傳力路線，儘量發揮各構件的效率。(2）構造特點：由若干梁，連同根肋、側肋（本身都類似“梁”受載）搭成一個骨架，M、Q、Mt轉成這些構件的一個力或力矩傳給接頭。**04/26/0516（3）傳力分析注意點：分析傳力路線

i)哪個支