飞机构造基础(完整课件)

《飞机构造学》主讲教师:赵熹赵熹飞行器制造专业、博士、硕士生导究方向；轻质高强韧镁、铝合金精密成形与改性目前主持省部级项目1项，承担国防973一项，参与国家级项目7项，发表文章8篇，SCI收录3篇，EI收录2篇，授权专利4项。欢迎同学们报考飞制专业研究生！我们为什么要学习《飞机构造学》：随着航空事业的飞速发展，飞机结构和系统越来越复杂对强度、刚度、稳定性提出更高的要求，近年来空难事故的增加，提示我们要学习好飞机结构的基础知识，将来为航空事业做出贡献！学习重点：飞机结构、飞机液压系统、起落架系统、操纵系统、座舱环境系统。

定位：《飞机构造学》是飞行器制造工程专业的一门专业必修课。该课程的目的是让学生掌握飞机的基本原理、构造，具有进行飞机结构分析的能力，了解飞机构造的国内外发展动向，为学生将来的学习和工作奠定基础。考核方式（包括作业、测验、考试等及其所占比例）本课程为考试课，考核方式为平时成绩和期末考试。课程总成绩平时占20%（包括出勤率、作业和随机问答），考试占80%。

第1章飞机结构

1.1概述

我们通常讲的飞机是什么？

什么是固定翼飞机？

固定翼飞机组成：机身、机翼、安定面、飞机操纵面、起落架

直升机：机身、旋翼、减速器、尾桨、起落架

所谓固定翼飞机是指飞机的机翼位置、后掠角等参数固定不变的飞机；现代一些超音速飞机，在以低速飞行时，为了得到较大的升力，机翼伸展较大（后掠角较小），在飞行中随飞机速度增大，后掠角可以改变加大，这就不再是固定翼飞机了，典型的是直升机，和旋翼机，没有固定的机翼；

舰载飞机为了减少停放时占地面积，将机翼折叠；但飞行中机翼不能出现折叠动作的，或改变角度的，仍属于固定翼飞机。

目前民航客机都属于固定翼飞机固定翼飞机或定翼机常简称为飞机，是指由动力装置产生前进的推力或拉力，由机身的固定机翼产生升力，在大气层内飞行的重于空气的航空器。当今世界的飞机，主是固定翼飞机。后掠翼使作战飞机的最大速度提高很快，但低速时气动效率低，升力较小。事实上，人们既希望飞机有很高的速度，又希望起降速度低，减少起降距离。解决这一问题的办法之一是使机翼的面积和形状可变，这就是可变后掠翼。

另有一种变后掠翼飞机，即机翼后掠角在飞行中可以改变的飞机，也属于固定翼飞机。米格-23战斗机、图-160战略轰炸机，以及欧洲的“狂风”和美国的F-14战斗机、B-1战略轰炸机都是变后掠翼飞机。可变后掠翼的一部分或全部可前后偏转，在向前偏转时，后掠角减小，展弦比增大，因而升力增加；向后偏转并收起时，后掠角增大，升力和阻力都减小。这样飞机通过改变机翼后掠角，使机翼面积和展弦比发生变化，适应了起飞和着陆阶段以及高速飞行阶段对升阻比的不同要求。变后掠翼飞机在起飞和着陆时，机翼是展开的，而在高空巡航飞机时，机翼是收拢的。固定翼飞机的机体组成

机身、机翼、安定面、飞行操纵面和起落架其中安定面和飞行操纵面在这里主要指的是尾翼尾翼是用来平衡、稳定和操纵飞机飞行姿态的部件，通常包括垂直尾翼（垂尾）和水平尾翼（平尾）两部分。垂直尾翼由固定的垂直安定面和安装在其后部的方向舵组成，水平尾翼由固定的水平安定面和安装在其后部的升降舵组成，一些型号的飞机升降舵由全动式水平尾翼代替。方向舵用于控制飞机的航向运动，升降舵用于控制飞机的俯仰运动。

机身：装载。

机翼：产生升力。尾翼：使飞机具有操纵性与稳定性。

起落架：起飞、着陆、滑跑用。飞机的基本构造机翼垂直安定面水平安定面副翼襟翼升降舵方向舵前缘襟翼飞机的基本构造1.2飞机载荷

1.2飞机载荷载荷：飞机在起飞、飞行、着陆及地面停放等过程中，作用在飞机上的各种力外载荷：重力、升力、阻力、发动机推力以及飞机在着陆、地面滑行和停机时地面的反作用力一、平直飞行情况此时Y=G,P=X这种情况的外载荷特点是：作用在飞机上的升力等于飞机的重量，即(Y/G=1)。二、俯冲拉起情况这是一种常用的在垂直平面内作曲线机动飞行的情况。作用在飞机上的外载荷有：Y、P、X、G

以及质量惯性力Ny。设飞机的速度为V，航线的曲率半径为r，则法向（y向）加速度为离心惯性力为图3-3俯冲攻击后拉起时的受载情况飞机的动平衡方程为由此可见，曲线飞行时，Y是G的ny倍。用ny表示Y/G，则该升力与重力之比值称为过载系数，简称过载。当飞机在弧形航线的最低点，即

=0(cos

=1)时，其过载系数达到最大值图3-3俯冲攻击后拉起时的受载情况俯冲拉起情况三、进入俯冲情况飞机在此情况下视V与r的不同情况，ny可以为正，也可以为负，还可以为零。四、垂直俯冲情况图3-4进入俯冲情况飞机在此情况下Y=0，ny

=0在x方向可能存在过载nx=(T-X)/G=(Nx–G)/G五、等速水平盘旋情况这是飞机机动性能的主要项目之一，此时的受载特点为盘旋倾斜角

越大，ny越大。当大坡度盘旋

=75°~80°时，ny=4~6。盘旋时水平方向的过载为当

=75°~80°时，nh=3.7~5.7。六、垂直突风（阵风）情况垂直突风是各种突风中的最严重情况。当飞机处于直线水平无侧滑飞行时，遭遇到一个确定形状和强度的孤立垂直阵风u，由于飞行速度V0

远大于阵风速度，可以认为飞机仍以速度V0相对空气运动，只增加机翼迎角

。升力增量

Y为又因垂直突风情况则飞机平飞时遇突风过载ny为式中

Cy—升力系数增量；

—迎角增量；

Y0

—飞机原平飞升力；u

—垂直突风速度；

Cy

—升力线斜率；

H

—飞行高度H上的空气密度；

p=G/S

—翼载荷；

K

—垂直突风衰减系数。当垂直突风来得愈突然（扰动气流影响区L愈小），V0愈大，K值就愈接近于1。在暴风雨中飞行时，u可达40m/s，将产生较大的过载。除此之外，周期性突风还将引起振动而产生疲劳，同时产生附加的振动过载。飞机的过载飞机重心的过载一、过载的基本概念在曲线飞行中，作用于飞机上的升力经常不等于飞机的重量。为了衡量飞机在某一飞行状态下受外载荷的严重程度，引出过载(或称载荷因数)这一概念。过载系数除重力外，作用在飞机上的某方向上所有外力之合力与当时飞机重量之比值，叫过载系数。由上面定义可以看出，过载系数是一个矢量，用符号n表示．它在机体坐标轴系三个主轴方向的分量如图

什么是飞机的重心过载？什么是飞机升力方向的过载？作用在飞机某方向的除重力之外的外载荷与飞机重量的比值，称为该方向的飞机重心过载。飞机在升力方向的过载等于飞机升力与飞机重量的比值.过载的定义

作用在飞机某方向的除重力之外的外载荷与飞机重量的比值，称为该方向的飞机重心过载，用n表示。飞机在Y轴方向的过载，等于飞机升力（Y）与飞机重量的比值，即

飞机在X轴方向的过载等于发动机推力P与飞机阻力X之差与飞机重量的比值，即

飞机在Z轴方向的过载等于飞机侧向力（Z）与

飞机重量的比值，即飞机在飞行中，Y轴方向的过载往往较大，它是飞机结构设计中的主要指标之一，飞机的结构强度主要取决于Y方向的过载。而其它两个方向的过载（）较小，它们对飞机结构强度的影响也较小。过载系数的物理意义用来计算实际载荷的大小。如果我们知道了飞机的过载系数，就能很方便地求得飞机实际载荷的大小和方向，这便于设计飞机的结构，检验其强度、刚度。过载系数与飞机机动性等飞行状态密切相关，因此它是飞机设计的一个重要参数。设计时如能正确选取过载系数的极限，则既能使飞机满足机动性要求，又能使飞机满足结构的重量要求。过载系数表示了飞机实际的外力与飞机重力的关系。它是用倍数的概念来表示的，是一个相对值。一般情况下，x和z方向的过载系数均较小，常略去不计，主要考虑y方向的过载。另一方面，过载系数又表示飞机实际的质量力的情况。以俯冲拉起机动飞行为例，实际y向质量力(Gcos

+Ny)是G的多少倍，这个倍数就是ny，即3.过载系数的实际应用过载的大小在不同的飞行状态下，飞机重心过载的大小往往不一样。过载可能大于1、小于1、等于1、等于零甚至是负值，这决定于曲线飞行时升力的大小和方向。飞机平飞时，升力等于飞机的重量，等于1；曲线飞行时，升力经常不等于1。飞行员柔和推杆使飞机由平飞进入下滑的过程中，升力比飞机重量稍小一些，就小于1；当飞机平飞时遇到强大的垂直向下的突风或在垂直平面内做机动飞行时，驾驶员推杆过猛，升力就会变成负值，也就变为负值；当飞机以无升力迎角垂直俯冲时，载荷因数就等于零。

的正、负号与升力的正、负号一致，而升力的正、负号取决于升力与飞机Y轴（立轴）的关系。如果升力的方向与Y轴相同，则取正号；反之则取负号。着陆时，作用在飞机上的外载荷有哪些？着陆时，作用在飞机上的外载荷包括重力，升力，及地面的反作用力。

着陆时的过载系数①

这里的过载定义与空中飞行情况不同。当空中匀速飞行时,ny=1表示Y/G=1

地面滑行或停止态时,再以升力来定义已毫无意义,

应以用地面的支撑载荷与重量之比来定义,

即ny=1=Plg/G注意: i.这两种情况下的ny=1,但飞机结构的承载方式却完全不同,

匀速平飞是一种分布载荷作用,而着陆主要是以集中力形式作用于起落架上,通过起落架作用于机身。

ii.工程上,常称平飞时ny=1为平飞1g(g以重力为单位)；停机时ny=1为停机的1g

②

着陆时载荷分析:

从着陆前到完全着陆瞬间,飞机y向速度从-Vy减至零,故此时的减速度为:

所以，减速度a指向机体坐标系y的正向，故此时的惯性力(作用于地面)的方向是向下的。由动平衡分析:

③

由着陆时的载荷(地面给予的外载荷)与重量之比的过载定义,即设:

④这个过载不允许过大,一般ny=3-4(因为与飞行时对结构与人的作用不同)

着陆或滑时的情况多样,还可能发生nx,或nz.如果飞机没有绕重心的角加速度，则部件的过载就等于飞机重心的过载；否则，还要加上由角加速度引起的附加过载。

例如：前三点式起落架飞机以两个主轮接地时，作用于起落架的载荷对飞机重心的力矩，要使飞机产生机头下俯的角加速度。这时，飞机重心后面的部件，其过载等于飞机重心过载加上一个附加过载；而飞机重心前面的部件，则应减去一个附加过载。

飞机各部位的局部过载在研究飞机各部件的载荷时，只知道飞机的过载是不够的，还必须知道部件的过载。部件过载是该部件在某一飞行状态中的质量力与其本身重量的比值。当飞机没有对重心的角加速度时，部件的过载等于飞机的过载；当飞机有对重心的角加速度时，飞机重心以外各部件的过载，等于飞机的过载加上或减去一个附加过载。当飞机绕重心有一个抬头的角加速度时，在机身上某一点

处，就会产生一个线加速度：

这个附加的线加速度将产生一个附加的过载，即式中g--重力加速度。因此，在i点处的局部过载为飞机各部位的局部过载沿飞机长度是按直线规律变化的。部件距离飞机的重心越远，或飞机绕重心转动的角加速度越大，该部件的附加过载也越大。只有当飞机绕重心的角加速度为零时，飞机上沿纵向各点处的过载才相等，都等于飞机重心处的过载。飞机设计时最大载荷系数的选取①影响选择最大载荷系数的因素:I.

载荷系数实际反映了飞机的机动性能,因此越大越好,但对运输机或客机则没有太大必要。Ⅱ.载荷系数又反映了对结构的载荷作用,载荷系数越大,表明飞机结构的承载越大,要有足够的刚、强度，则结构重量大。飞机设计时最大载荷系数的选取Ⅲ.载荷系数的载荷作用，不仅对结构有作用，而且对机载设备及乘员有载荷作用。载荷系数越大，对他们的作用越强，要视他们的承受能力而定。Ⅳ.飞行时的载荷系数（除突风干扰外），一般来自于发动机的推力，载荷系数大，结构要重，发动机的加力性能要好，即剩余推力要大。Ⅴ.载荷系数的选择影响因素众多，要依据技术性能要求综合确定,并不是越大越好。飞机设计时最大载荷系数的选取

②人对过载的反映：说明人在短时间承受较大过载尚可，特别是正过载。较长时间承受过载能力很差，特别是负过载。战斗机的过载一般为-3—+8民机则无必要。③提高人抗过载的能力：抗过载服。④规范中的过载系数可供选择（飞行包线上给定）。飞机最大使用过载和最大允许速压

过载ny越大，说明作用在飞机上的升力Y也越大。所以，飞机在飞行中的过载值ny就表示了飞机受力的大小。通常把飞机在飞行中出现的过载值ny称为使用过载，用ny,ser表示。设计飞机时所规定的最大使用过载值，称为最大使用过载，用ny,ser,max表示。各种飞机的最大使用过载，主要是由飞机的机动飞行能力，飞行员生理上的限制，以及在飞行中因气流不稳定而可能受到的外载荷等因素确定的。对于不能做特技飞行的飞机，例如大型运输机，其最大使用过载通常是由飞机在不稳定气流中飞行时可能产生的过载来确定的。大型运输机的最大使用正过载大约为3

4，最大使用负过载为1.5

2.5。一架飞机的最大使用过载规定得越大，飞机结构承受外载荷的能力就越强。1.3载荷、变形和应力的概念载荷：构件在工作过程中受到的外力分为：集中载荷、分布载荷；动载荷、静载荷变形：构件在载荷作用下尺寸与形状的改变分为：弹性变形、永久变形内力：构件受到外力变形，材料分子间距离发生改变，分子间形成的反抗力应力：某截面积上的内力分为：正应力，剪应力1.3载荷、变形和应力的概念强度：构件在外力作用下抵抗破坏的能力刚度：构件在外力作用下抵抗变形的能力稳定性：构件在外力作用下保持原有平衡形式的能力和什么有关？材料、形状、尺寸（划伤、腐蚀）飞机承受的5种主要应力拉伸、压缩、扭转、剪切、弯曲1.4机翼结构产生升力。当它具有上反角时，可为飞机提供一定的横侧稳定性。1.4.1机翼的功用有横向操纵用的副翼、扰流片等。为了改善机翼的空气动力效用在机翼的前、后缘越来越多地装有各种形式的襟翼、缝翼等增升装置，以提高飞机的起降或机动性能。

机翼上常安装有起落架、发动机等其它部件。机翼的内部空间常用来收藏主起落架和贮存燃油.机翼相对机身的垂直位置三种形式：上单翼、中单翼、下单翼翼型选择下单翼中单翼上单翼从机翼与机身的干扰阻力来看，以中单翼为最小，上单翼次之，下单翼最大。从机身内部容积的利用来看，以上单翼为最优跃。因为上单翼飞机机翼通过机身的部分骨架，位于机身上部，不影响机身内部容积的利用；中单翼的翼梁要横穿机身中部，对机身内容积的利用有一定影响；下单翼飞机机身内的可用容积较大，但固定在机身下部的翼梁，会限制安装在机翼下部部件的尺寸。吊装在下单翼飞机下部的发动机可使发动机的维护方便。从起落架的配置来看，如果将起落架装在机翼上，上单翼飞机的起落架较长，这样不仅重量大，而且不易收放。在这方面，下单翼机比较有利。此外，上单翼飞机由于机翼位置较高，检修、拆装机翼上的发动机或其它附件，以及向机翼内的油箱加添燃油都不方便，这会给维护工作带来困难。选择上下位置时，必须认真分析不同布局的特点，结合飞机的设计要求才能确定。一般来说，轻型飞机采用下单翼，军用战斗机采用中单翼，军用运输机采用上单翼，旅客机采用下单翼机翼结构质量力是机翼结构重量和它在飞行中产生的惯性力的总称，即机翼结构重量和变速运动惯性力。机翼在外部载荷作用下，象一根固定在机身上的悬臂梁一样，要产生弯曲和扭转变形，因此，在这些外载荷作用下，机翼各截面要承受剪力、弯矩和扭矩。机翼主要受两种类型的外载荷：一种是以空气动力载荷为主，包括机翼结构质量力的分布载荷；另一种是由各连接点传来的集中载荷。这些外载荷在机身与机翼的连接处，由机身提供的支反力取得平衡。①如果机翼上只有空气动力和机翼结构质量力，则越靠近机翼根部，横载面上的剪力、弯矩和扭矩越大。

②当机翼上同时作用有部件集中质量力时，上述力图会在集中质量力作用处产生突变或转折。剪力图弯矩图扭矩图P部件空气动力分布载荷机翼重力分布载荷一、平直机翼各截面的剪力、弯矩和扭矩图

刚心轴的定义?机翼的每个横截面上，都有一个特殊的点，当外力通过这一点时，不会使横截面转动，这个特殊的点称为该横截面的刚心。机翼各横截面刚心的连线称为机翼的刚心轴。剪力图弯矩图扭矩图二、后掠机翼各截面的剪力、弯矩和扭矩图

机翼结构的典型元件蒙皮桁条翼肋翼梁缘条翼梁腹板纵向元件有翼梁、长桁、墙(腹板)横向元件有翼肋(普通翼肋和加强翼肋)以及包在纵、横元件组成的骨架外面的蒙皮当蒙皮较厚时，它常与长桁一起组成壁板，承受机翼弯矩引起的轴力。

蒙皮还参与机翼的总体受力——它和翼梁或翼墙的腹板组合在一起，形成封闭的盒式薄壁梁承受机翼的扭矩

一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流线型的机翼外表面。

蒙皮受到垂直于其表面的局部气动载荷；蒙皮分为：布质蒙皮、金属铆接蒙皮、整体蒙皮（壁板式蒙皮）、夹芯蒙皮等布质蒙皮:只受空气动力2024/11/24蒙皮:承受局部空气动力，形成和维持机翼外形，并承受扭矩，有些机翼蒙皮还承受弯矩。（a）金属蒙皮（b）整体壁板（蒙皮）二、长桁(也称桁条)?长桁的主要功用是：☺支持蒙皮，防止在空气动力作用下产生过大的局部变形，并与蒙皮一起把空气动力传到翼肋上去；☺提高蒙皮的抗剪和抗压稳定性，使蒙皮能更好地参与承受机翼的扭矩和弯矩；☺长桁还能承受由弯矩引起的部分轴力。蒙皮传来的力桁条翼肋传来的力翼肋蒙皮传来的力桁条翼肋桁条翼肋蒙皮蒙皮传来的力各种长桁（a）（d）挤压成型（b）（c）板弯成型2024/11/24长桁:第一是支持蒙皮，防止蒙皮因受局部空气动力而产生变形过大；第二是把蒙皮传来的气动力传给翼肋：第三是同蒙皮一起承受由弯矩而产生的拉、压力。三、翼肋翼肋是机翼结构的横向受力构件翼肋按其功用可分为普通翼肋和加强翼肋两种。普通翼肋的功用是：构成并保持规定的翼型；把蒙皮和桁条传给它的局部空气动力传递给翼梁腹板，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；支持蒙皮、桁条、翼梁腹板，提高它们的稳定性等。2024/11/24翼肋:分为普通翼肋和加强翼肋。普通翼肋用来维持翼剖面形状，将蒙皮上的空气动力传到其它承力构件上去，并支持桁条和蒙皮。加强翼肋除具有普通翼肋的功用外，还作为机翼结构的局部加强件，承受较大的集中载荷或悬挂部件。腹板式普通翼肋通常都用铝合金板制成，其弯边用来同蒙皮和翼梁腹板铆接。周缘弯边和与它铆接在一起的蒙皮，作为翼肋的缘条承受弯矩。翼肋的腹板则承受剪力。这种翼肋的腹板，强度一般都有富裕，为了减轻重量，腹板上往往开有大孔。利用这些大孔还可穿过副翼、襟翼等传动构件。为了提高腹板的稳定性，开孔处往往还压成卷边，有时腹板上还铆着加强支柱，或者压成凹槽。

加强翼肋除具有上述作用外，还要承受和传递较大的集中载荷。在开口端部或翼根部位的加强翼肋，其主要功用是把机翼盒段上由一圈闭合剪流构成的扭矩，转换成一对垂直力构成的力偶分别传给翼梁或机身加强框。ΔQ刚心Δq扭

ΔM扭

Δq1

Δq2

四、翼梁

翼梁由腹板和缘条(也称凸缘)组成。缘条横剖面形状多为“T”型材或角型材。腹板上还铆接上许多支柱，这些支柱起连接翼肋和提高腹板受剪稳定性的作用。缘条和腹板的横剖面面积，由翼尖向翼根逐渐增大。翼梁的主要功用是承受机翼的剪力和部分或全部弯矩。腹板式翼梁整体式翼梁桁架式翼梁B—B截面A—A截面C—C截面D—D截面A—A截面B—B截面腹板支柱缘条直支柱斜支柱缘条翼梁:一般由缘条和腹板等组成。主要功用是承受弯矩和剪力。梁的上下缘条承受由弯矩引起的轴向拉、压内力。剪力则主要由腹板承受。五、纵墙(包含腹板)纵墙的缘条比梁缘条弱得多，但大多强于一般长桁，纵墙与机身的连接为铰接。有些腹板没有缘条，有些腹板的缘条与长桁一样强。墙和腹板一般都不能承受弯矩，但可以与蒙皮组成封闭的盒段来承受机翼的扭矩。后墙则还有封闭机翼内部容积的作用。

纵墙(腹板):相当于翼梁，但缘条很弱，甚至没有缘条。墙一般不能承受弯矩，所以与机身的连接为铰接，但纵墙能承受剪力，可和蒙皮组成封闭盒段承受扭矩。1.腹板2.弱缘条接头:用来连接机翼与机身，把机翼上的力传递到机身隔框上。接头分为固接和铰接两种，固接的接头，接点既不可移动，也不可转动；因此，它既能传递剪力又能传递弯矩。铰接不可移动、但可以旋转，只传剪力，不传弯矩。机翼的特点是薄壁结构，因此以上各元件之间的连接大多采用分散连接：如铆钉连接、螺栓连接、点焊、胶接或它们的混合形式——如胶铆等。腹板表示铆接关系缘条缘条翼肋桁条蒙皮翼梁2.1.5机翼结构的典型受力形式机翼的典型受力形式有：梁式、单块式、多腹板式或混合式等薄壁结构，此外还有一些厚壁结构(如整体壁板式)的机翼。梁式机翼通常有单梁式和双梁式两种。它们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，有些机翼的桁条还是分段断开的。梁式机翼的桁条承受轴向力的能力极小，其主要作用是与蒙皮一起承受局部空气动力，并提高蒙皮的抗剪稳定性，使之能够更好地承受扭矩。这种机翼蒙皮的抗压稳定性很差，机翼弯曲时受压部分的蒙皮几乎不能参与受力；而受拉部分的蒙皮，由于截面积很小，分担的拉伸力也很小。由此可见，弯矩引起的轴向力主要是由翼梁缘条承受的。所以，这种机翼叫做梁式机翼。梁式机翼的受力特点是：弯曲引起的轴向力主要由翼梁的缘条承受。剪力由翼梁的腹板承受。对双梁式机翼的扭矩可由前后梁腹板与上下蒙皮组成的盒段（合围框）、前梁腹板与前缘蒙皮组成的盒段承受。梁式机翼的主要受力构件是翼梁，因此，它具有便于开口、与机身(或机翼中段)连接较简便等优点。翼肋桁条翼梁蒙皮副翼襟翼单块式机翼现代飞机多采用单块式机翼。单块式机翼的构造特点是：蒙皮较厚；桁条较多而且较强；翼梁的缘条较弱，有时缘条的横截面积和桁条差不多。

这种机翼的蒙皮，不仅具有良好的抗剪稳定性，而且有较好的抗压稳定性，因此，它不仅能更好地承受机翼的扭矩，而且能同桁条一起承受机翼的大部分弯矩。由于这种机翼结构，是由蒙皮、桁条和缘条组成一个整块构件来承受弯矩所引起的轴向力，所以叫做单块式机翼。

单块式机翼的受力特点是：弯曲引起的轴向力由蒙皮、桁条和缘条组成的整体壁板承受。剪力由翼梁腹板承受。扭矩由蒙皮与翼梁腹板形成的闭室承受。单块式机翼的优点是：①通较好地保持翼型。②抗弯、扭刚度较大。③受力构件分散。缺点是：①不便于开大舱口。②不便于承受集中载荷。③接头联接复杂。说明单块式机翼蒙皮在机翼受力、传力中的作用？121、形成机翼的气动外形，承受机翼表面的气动载荷；2、与翼梁腹板或墙腹板组成闭室，受剪传递扭矩；3、与长桁、梁缘条组成壁板，受拉压传递弯矩。

机翼型式蒙皮桁条翼梁梁式机翼薄弱，少，有时断开强，承受剪力和弯矩单块式厚多，强较弱，承受剪力，小部分弯矩梁式、单块式机翼的结构特点机翼型式剪力弯矩扭矩梁式机翼翼梁腹板翼梁缘条蒙皮与翼梁腹板的盒段单块式翼梁腹板翼梁缘条、桁条、蒙皮组成壁板蒙皮与翼梁腹板的合段梁式、单块式机翼的受力特点

多腹板式(或为多梁式)：这类机翼布置了较多的纵墙(一般多余5个)；蒙皮较厚(可从几mm到十几mm)；无长桁；有少肋、多肋两种。但由于受集中力的需要，每侧机翼上至少要布置3～5个加强翼肋.机翼的平面形状分为：直机翼、后掠翼、三角翼、小展弦比直机翼四种直机翼主要用于低速飞机上。后掠翼主要用于高亚音速和超音速飞机上。国外还有变后掠机翼的飞机，后掠角可在20°～70°之间变化，以适应飞机低空低速、高空高速、低空高速的性能变化要求。三角翼和小展弦比直机翼用于超音速飞机上不同类型的平面形状的机翼。机翼结构横剖面的内力有哪些？飞机在负过载下，机翼的哪些部位受拉，哪些部位受压？

机翼结构横剖面的内力有：剪力、弯矩和扭矩。飞机在负过载下，机翼的上表面受拉，下表面受压。

翼面典型结构传力分析要点1．典型元件的受力功用 （1）蒙皮 （2）翼肋 （3）翼梁和墙 （4）长桁2.各典型型式受力特点的比较 （1）单纯的梁式机翼，薄蒙皮和弱长桁均不参加机翼总体弯矩的传递，只有的缘条承受弯矩引起时轴力。 （2）在单块式，多墙式机翼中，蒙皮、长桁，乃至主要是蒙皮发展成为主要的承弯构件，机翼结构一般说材料利用率较高 （3）在承受总体力中的剪力和扭矩时，几种形式中各元件的作用基本相同。翼梁腹板桁条蒙皮空气动力剪力蒙皮弯矩扭矩翼肋翼梁缘条整体壁板机身机翼结构中力的传递机翼小结飞行中，机翼的外部载荷有空气动力、结构质量力和部件质量力。在外部载荷作用下，机翼各截面要承受剪力、弯矩和扭矩。飞行速度的提高是促使机翼结构不断改进的主要原因。金属蒙皮机翼结构有梁式（单梁、双梁）和单块式两类。为了综合利用两类结构型式的优点，并且尽量避免它们的缺点，目前有些飞机的机翼，采用翼根部位为梁式、翼尖部位为单块式的复合式结构。梁式、单块式机翼在受力方面的共同点是：剪力和扭矩都要通过翼肋分别传给腹板和蒙皮承受。不同点是：梁式机翼的弯矩，主要是通过腹板纵向铆缝传给翼梁缘条承受的；而单块式机翼则要传给由蒙皮、桁条和缘条组成的壁板承受。从机翼结构中力的传递情况可知，在维护、修理工作中，对于加强翼肋、翼梁根部等部位的铆钉，必须特别注意检查；对机翼蒙皮进行细心的维护也非常重要。后掠机翼具有很大的后掠角，因此结构受力有本身的特点。1.5机身结构(1)安置空勤组成员、旅客，装载燃油、各种系统、设备以及货物等；(2)把机翼、尾翼、起落架及发动机连接在一起，形成一架完整的飞机。机身结构的外部载荷.

机翼、尾翼、起落架等部件的固定接头传来的集中载荷机身上各部件及装载的质量力.机身结构本身的质量力

气密座舱的增压载荷机身结构的主要外载荷

飞机在飞行和着陆过程中，机身结构承受的外载荷有哪些？飞机在飞行和着陆过程中，机身结构承受由机翼、尾翼、起落架等部件的固定接头传来的集中载荷，承受机身上各部件及装载的质量力、机身结构本身的质量力以及气密座舱的增压载荷。作用在机身上的外载荷，通常可以分为对称载荷和不对称载荷两种。与机身对称面对称的外载荷，称为对称载荷，反之称为不对称载荷。

一、对称载荷与机身对称面对称的载荷称为对称载荷。飞机平飞和在垂直平面内作曲线飞行时，由机翼和水平尾翼的固定接头传给机身的载荷，以及当飞机以三点或两点（两主轮）接地时，传到机身上的地面撞击力等，都属于对称载荷。在对称载荷作用下，机身要受到对称面内的剪切和弯曲作用。一般在机身与机翼联接点处，机身承受的剪力和弯矩最大。1．飞机在垂直平面内做机动飞行时，机身承受的对称载荷

飞机在垂直平面内做机动飞行时，机身除了要承受由机翼、尾翼固定接头传来的对称载荷外，还要承受作用于对称面的装载(人员、燃油、设备)以及结构本身的质量力。当飞机具有对重心的角加速度时，在沿机身纵向离开飞机重心的某处，其过载应等于飞机重心的过载n加上由角加速度引起的附加过载Δn。RARBRCRDDq剪力图弯矩图ABCD如图所示，机身由A、B两个连接接头与机翼相连，机翼接头对机身的支点的反作用力分别为RA和RB；水平尾翼的外载荷通过垂直尾翼机身相连的接头C和D传给机身，它们分别是RC和RD；机身的质量力为q。由此可做出飞机在垂直平面内做机动飞行时的剪力图和弯矩图。

2．飞机接地时，机身承受的对称载荷当前三点式飞机以两点接地时，主轮的载荷和此时机翼上的升力由机翼的固定接头传给机身；此外，机身还要承受质量力。以上这些外载荷都是对称载荷。前三点式飞机以两点接地时，飞机有绕重心旋转的角加速度。因此，机身上沿纵向各点处的过载应等于飞机重心的过载与旋转角加速度所引起的附加过载之和。二、不对称载荷与机身对称面不对称的载荷称为不对称载荷。机身的不对称载荷主要有如下形式：①水平尾翼不对称载荷当水平尾翼的升力不对称时，水平尾翼形成不对称载荷。②垂直尾翼侧向水平载荷③一个主轮接地时的撞击力④飞机作急转弯或侧滑等飞行动作时，机身上的部件产生的侧向惯性力。在不对称载荷作用下，机身要承受剪切、弯曲、和扭转。侧滑时水平尾翼上的不对称载荷横滚时水平尾翼上的不对称载荷当水平尾翼受到不对称载荷时，一方面机身要受到对称面内的剪切和弯曲作用，另一方面由于两侧水平尾翼升力的合力Y不通过机身轴线，机身各横截面还要受到扭矩作用在不对称载荷作用下机身的扭矩上图表示当尾翼载荷产生的力矩与机翼前、后接头传来的力矩平衡时，机身的扭矩图。

后机身的扭矩是由什么载荷引起的？

（1）水平尾翼的不对称载荷；（2）垂直尾翼的侧向水平载荷；（3）一个主轮先接地时的撞击载荷。

水平尾翼的不对称载荷在后机身内引起什么内力？对称面内的剪力、弯矩，还有扭矩。

三、其它载荷

飞行中，机身除承受机翼、尾翼传来的集中载荷和质量力外，还要承受局部空气动力载荷和气密座舱的增压载荷。飞行中，机身表面还要承受局部空气动力。但是，由于大部分表面承受的局部空气动力较小，并且局部空气动力沿横截面周缘大致是对称分布的，基本上能自相平衡而不再传给机身的其它部分。因此，可以认为局部空气动力不会影响到整个机身结构的受力，只对机身结构的局部受力有一定的影响。机身结构的传力分析机翼、尾翼和起落架等部件传来的集中载荷，都直接作用在加强隔框上。加强隔框周缘是与蒙皮铆接在一起的。加强隔框沿铆缝把载荷以剪流的形式传给蒙皮。蒙皮本身承受和传递全部剪力和扭矩，并将弯矩传递给大梁和桁条。

一．垂直载荷的传递

加强隔框在承受垂直方向的对称载荷时，要沿垂直方向移动。大梁抵抗垂直方向变形的能力很小，不能有效地阻止隔框垂直移动；而蒙皮（尤其是两侧蒙皮）抵抗垂直方向变形的能力较大，它能有效地阻止隔框垂直移动。因此，蒙皮是支持加强隔框的主要构件。这时，加强隔框沿两边与蒙皮连接的铆缝，把集中载荷以剪流的形式分散地传给蒙皮；蒙皮则产生反作用剪流，来平衡加强隔框上的载荷。剪流反作用剪流由于沿隔框周缘各部分蒙皮抵抗垂直方向变形的能力不同，周缘剪流的分布是不均匀的。机身两侧的蒙皮，抵抗垂直方向变形的能力比上下蒙皮强，因此，这个部位剪流较大。为了研究方便，可以认为作用在隔框平面内的垂直载荷完全传给了两侧蒙皮，并由它产生的反作用剪流来平衡。即传递垂直载荷时，机身两侧蒙皮的作用相当于翼梁的腹板。在连接机翼的主要接头处，机身横截面上承受的剪力最大，因而这个部位的蒙皮较厚

当加强隔框受到不对称垂直集中载荷作用时，可以把不对称集中载荷分解为对称部分和反对称部分。反对称集中载荷部分相当于作用在加强隔框上一个扭矩。加强隔框沿周缘的铆钉把扭矩以剪流的形式均匀地传给蒙皮，蒙皮则产生反作用剪流，形成对隔框中心的反力矩，使隔框平衡。

当加强隔框受到相对机身轴线不对称垂直集中载荷作用时，隔框周缘同时产生两个剪流，周缘各处总剪流的大小就等于这两个剪流的代数和。二．水平载荷的传递作用于加强隔框的水平载荷（例如来自垂直尾翼的载荷）通常是不对称的，它对隔框的作用，相当于一个作用于隔框中心处的力（即对机身的剪力），和一个对隔框中心的力矩（即对机身的扭矩）。飞机在飞行中，垂直尾翼受到水平载荷时，在机身蒙皮哪部分产生的剪流最大，为什么？接近垂直尾翼部分机身上蒙皮具有最大剪流。它等于水平剪力和扭矩产生的剪流之和。加强隔框传递作用于中心处的力的情况，与传递垂直载荷相似，它同样是沿铆缝以剪流的形式将载荷分散地传给蒙皮的。但由于力的方向是水平的，所以，机身上下蒙皮截面上产生的剪流最大。加强隔框承受扭矩时，要在自己的平面内旋转。蒙皮组成的合围框具有较大的抗扭刚度，它能通过铆钉来阻止隔框旋转。这样，加强隔框便沿周缘铆缝把扭矩以剪流的形式均匀地传给蒙皮，蒙皮则产生反作用剪流，形成对隔框中心的反力矩，使隔框平衡。加强隔框承受水平载荷时，隔框周缘要同时产生两个剪流，即平衡力P的剪流和平衡力矩M的剪流。周缘各处的总剪流的大小，就是这两个剪流的代数和。在承受垂直尾翼传来的载荷时，隔框上部两个剪流的方向相同，而下部方向相反。因此，固定垂直尾翼的加强隔框，上部受力较大，这些隔框的上部往往做得较强，而且机身尾段上部的蒙皮一般也比较厚。对于固定前起落架的加强隔框来说，在承受由前起落架传来的侧向水平载荷时，隔框下部的受力比上部大，所以，这种隔框的下部通常做得较强。机身构件的构造机身结构中，蒙皮、桁条和构造，与机翼的相应构件相似，因此，下面仅说明机身中大梁和隔框的构造。大梁从受力性质来说，机身的大梁相当于翼梁的缘条，它是承受弯矩引起的轴向力的主要构件。机身的大梁的构造比较简单，通常就是一根用铝合金或高强度合金钢轧制成的型材；在大型飞机上，也有采用铆合梁的。隔框机身隔框可分为普通隔框和加强隔框两种。普通隔框功用是形成和保持机身的外形、提高蒙皮的稳定性以及承受局部空气动力；加强隔框除了有上述作用外，主要是承受和传递某些大部件传来的集中载荷。隔框还可分为板式隔框、环形隔框和球形隔框。影响疲劳强度的因素应力集中的影响当构件受力时，在截面突变处应力会局部增大。这种应力局部增大的现象，称为应力集中。应力集中对静强度的影响程度与材料的性质有关，对脆性材料的影响较大，对塑性较好的材料影响较小。这是因为对于塑性较好的材料，在静载荷作用下，破坏前构件内的应力已趋于均匀化。应力集中对疲劳强度有着重大的影响，它会使疲劳强度大大降低。表面加工的影响在交变载荷作用下，疲劳裂纹常发生在零构件的表面。这是因为在弯曲和扭转载荷作用下，表面层的应力最高，另外，在表面层的缺陷也往往最多。因此，表面的加工质量对疲劳强度有很大的影响。表面光洁度对疲劳强度的影响是随表面光洁度的提高，疲劳强度也提高。反之，表面加工越粗糙，疲劳强度的降低也就越严重。温度对疲劳强度的影响温度是影响疲劳强度的另一个重要因素。当材料在低于蠕变温度(例如，对于铝合金，蠕变温度为205

C)的高温下工作时，高温对长寿命疲劳的影响是降低其疲劳强度。碳钢的疲劳强度大约在100

C时最低，以后随温度升高疲劳强度也升高，到350

C左右时，疲劳强度达到最大，然后随温度继续升高，疲劳强度迅速下降。同一种材料，热处理不同，高温下的疲劳性能也会有较大差别。

在交变温度作用下，就会引起交变的热应力，从而使构件产生疲劳破坏。这种由交变热应力引起的疲劳破坏称为“热疲劳”。在高温时发生的疲劳破坏有相当大的部分是由这种热疲劳引起的。发动机不断起动和停车，使涡轮叶片、尾喷管等经常发生由热疲劳引起的裂纹。金属材料在这种温度下的疲劳强度较室温下的疲劳强度高其它影响的因素冷作硬化和残余应力对疲劳强度有相当大的影响。一般来说，零构件表面有一层均匀的残余压应力对疲劳强度是有利的，但若这种残余应力分布很不均匀，情况就不一样了。反之，如果零构件表面的残余应力是拉应力，则会降低疲劳强度。金属材料的热处理方法及工艺过程对材料的静强度及其它机械性能有明显影响，同样对材料的疲劳强度也会有明显影响。飞机结构在生产装配过程中，很多工艺因素会影响结构的疲劳强度。例如，过度的强迫装配会影响疲劳强度。噪声环境对结构的疲劳强度也有影响。由于大功率喷气发动机的作用，使靠近喷口附近部位的飞机结构因受到高声强噪音的激励而产生振动，产生所谓的“声疲劳”。抗疲劳设计思想简介安全寿命设计思想安全寿命设计概念要求飞机结构在使用寿命期内不出现宏观可检裂纹，这也就是说安全寿命设计仅考虑裂纹的形成寿命，不考虑裂纹的扩展寿命。由于检测裂纹手段的限制，裂纹形成寿命实际上是指结构从开始使用到形成一定尺寸裂纹(通常称为工程可检裂纹)的使用时间。这段使用时间也称为安全使用寿命。安全寿命设计思想是以结构无初始缺陷假设为基础的。安全寿命设计方法及相应的规范不能够确保飞机结构的安全性。另外，靠用大的安全寿命系数来保证安全性和可靠性，又往往使构件设计得太保守，所以，这种设计方法需要改进。目前在飞机结构设计中，已普遍采用损伤容限设计方法，但是对于认为不宜采用损伤容限概念的结构，例如起落架和发动机架等，仍然采用安全寿命设计。破损安全设计思想

破损安全是指一个构件破坏之后，它承担的载荷可能由其他结构件继续承担，以防止飞机的破坏，或造成刚度的降低过多而影响飞机的正常使用。也就是说，这种设计思想允许飞机结构有局部破损，但必须保证飞机的安全。

例如，民用飞机机身结构中要求长桁和框缘直接铆接或点焊在蒙皮上，使机身蒙皮上出现的疲劳裂纹有可能被限制在两根长桁和框缘组成的格子内。有的飞机机身上还加有环向止裂带（例如，在DC一10飞机上沿机身框处就有钛合金止裂带），这种止裂带是为了阻止裂纹在环向应力作用下沿纵向不断扩展而设置的。如左图所示三缘条环形框，当抗剪腹板外部（或内部）出现裂纹后，裂纹的扩展会被设置的中间突缘（角材）限制住。三缘条环形框

右图所示为一由三块整体壁板通过铝铆钉连接组成的下翼面，使用中任一块壁板破裂时，载荷即可通过展向铆钉传到相邻的壁板上去。当然，在设计时要求铆钉的连接强度，除了负担正常的剪切载荷外，还能负担这种载荷的传递。由三块整体壁板连接组成的下翼面

损伤容限设计思想

损伤容限设计思想的基本含义是：承认结构在使用前就带有初始缺陷，但必须把这些缺陷或损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一定的范围内，在此期间，结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞机结构的安全性和可靠性。

损伤容限的设计目标通过损伤容限设计和进行裂纹扩展与剩余强度分析，保证飞机结构在未修使用期内，其剩余结构(带损伤结构)仍然能够承受使用载荷作用，不出现结构的破坏或过分变形。损伤容限设计思想的基本方法是：通过损伤容限特性分析与试验，对可检结构给出检修周期，对不可检结构给出最大允许初始损伤。以保证结构在给定的使用寿命期限内，不致由于未被发现的初始缺陷、裂纹或其它损伤扩展而发展成灾难性的破坏事故。

耐久性设计思想耐久性是指飞机在规定的期限内，飞机结构抵抗疲劳开裂(包括应力腐蚀和氢脆所引起的开裂)、腐蚀、热退化、剥离、脱层、磨损和外来物损伤作用的能力。

耐久性设计的基本要求是：飞机结构应具有大于一个设计使用寿命的经济寿命。所谓经济寿命是指结构出现大范围的裂纹，以致于要修理不经济，不修理又会影响使用功能。在经济寿命内，结构不会出现功能消弱或失效，例如油箱渗漏、座舱失压等。经济寿命指标应根据特定的飞机要求及用户对飞机性能和维修费用可接受的程度来确定。1.6尾翼和副翼

资料:美国波音飞机的零部件在全球70多个国家生产,最后在美国的西雅图组装。新一代波音737的尾翼是在中国制造的。上海飞机制造厂负责生产水平尾翼；西安飞机制造厂负责生产垂直尾翼；沈阳飞机制造厂负责生产机身尾部第４８段，三者合起来，就构成新一代737飞机一个完整的尾翼。尾翼的主要作用是：①保持飞机纵向平衡②飞机纵向和方向安定性③实现飞机纵向和方向操纵。桁条肋梁方向舵垂直安定面一、尾翼、操纵面的结构设计特点1、尾翼和副翼的功用和设计要求尾翼平尾垂尾

水平安定面升降舵垂直安定面方向舵副翼操纵面平尾的功用：提供气动力，产生力矩，使飞机获得绕Z轴的俯仰平衡、稳定和操纵性；垂尾的功用：提供气动力，产生力矩，使飞机获得绕Y轴的航向平衡、稳定和操纵性；副翼副翼主要有内副翼、外副翼及混合式副翼。在大型飞机的组合横向操纵系统中，其内副翼（2块）和外副翼（2块）共四块副翼。在低速飞行时，内外副翼共同进行横向操纵，而高速飞行时，外侧副翼被锁定而脱离副翼操纵系统，仅由内副翼进行横向操纵。现代飞机副翼通常采用复合材料和蜂窝结构。尾翼和操纵面的设计主要要求（1）在飞行所有允许的飞行状态中，均能起到足够的平衡、稳定和操纵性作用；（2）有足够的强度、刚度，并且重量尽可能轻；（3）在飞机允许的飞行速度范围内，不发生各种形式的振动。尾翼和副翼的外载荷主要是气动载荷。结构的质量载荷较小。由气动载荷引起结构的剪力、弯矩、扭矩。副翼和扰流片的功用：用来保证飞机绕X轴的横向操纵性和平衡作用；横向的稳定性可以由机翼的上（下）反角或后掠角来保证。2、尾翼和副翼的载荷特点尾翼和副翼的载荷特点（1）安定面的结构特点：安定面无大开口，其构造可以由翼梁、翼肋和带长桁的壁板（或整体壁板）组成单块式翼盒结构；或多梁式翼盒结构（如现代喷气运输机）。（2）水平安定面的连接（3）垂直安定面的连接一般都与机身固定连接。3、安定面的结构特点连接形式固定式：含分段固定和贯穿机身二种可调式：贯穿机身总结尾翼平尾垂尾

水平安定面、升降舵

垂直安定面、方向舵1.7机体开口部位的构造和受力分析由于乘坐人员、安置设备等原因，往往需要在机体结构上开口。为了制造、维护和修理方便，机体各部分通常是分段制成后，再用装在分离面上的连接接头，将各段连成整体的。在开口部位和连接接头处，由于结构发生了变化，力的传递情况也随之发生改变。这就给这些部位的构件在受力上带来一些特点。直接补偿开口在开口处安装受力舱口盖受力舱口盖由盖板和一些加强型材铆接而成，它用来代替开口部位的蒙皮、桁条、翼肋或隔框。为了使这种舱口盖能很好地参与受力，它的周缘要用很多铆钉、螺栓牢固地与开口周缘连接。这种舱口盖拆装不便，故多用在不需经常拆卸的部位。沿开口周缘安装加强构件其舱口盖通常只用少量螺钉或锁扣来固定。在这种情况下，开口部位原来由壁板传递的载荷，将由加强构件组成的框型结构来传递，舱口盖不传递轴向力和剪流，仅承受局部空气动力，起盖住开口、保持飞机外表流线形的作用。这种补偿方法，多用在开口不大，而舱口盖又需要经常拆卸的部位。

必须注意，修理这种补偿开口部位的构件时，不仅要保持其足够的强度，并且应使其刚度符合原来的要求。因为，载荷是按构件的刚度来分配的。如果修理以后的框型结构刚度不足，结构受力时，经框型结构传递的力应会减小，而沿开口段两边的壁板传递的力则会增大，结果开口段两边的壁板就容易因受力过大而损坏；反之，如果框型结构刚度过大，则经框型结构传递的力将比原设计情况的力大，这就会使与框型结构连接的构件受力过大，容易损坏

间接补偿开口机体的结构中的某些大的开口

(如起落架舱口)，采用直接补偿是不合适的，因为，这些地方不可能设置受力舱口盖，而沿大的开口周缘安装加强构件又会使结构过重。所以，这些开口通常是间接补偿。总之，开口部位的翼梁不仅要承受机翼的全部弯矩，而且要承受由于机翼扭转而引起的附加弯矩。因此，开口段翼梁截面上的总弯矩，是这两个弯矩的代数和

定位编码系统飞机定位编码系统用于定位机身上或某些部件上零件的位置。其中机身站位用于沿前后方向（飞机纵轴方向）进行定位；纵剖线用于沿飞机纵向对称面的左、右方向（横向）定位；水线用于上、下（垂直）方向的定位。除此之外，还有襟翼站位、副翼站位等。纵剖线基准(左、右定位)机身站位基准面(前后定位)水线基准面(上下定位)WL0BS0130英寸148.5英寸130机身站位说明BS,BSTA,STA—机身站位BBL,BL—机身纵剖线BWL,WL—机身水线LBL—左纵剖线RBL—右纵剖线飞机的各个部件机身驾驶舱发动机机翼水平尾翼垂直尾翼升降舵方向舵副翼襟翼飞机各部件的功用机翼尾翼舵面

机身起落架动力系统操纵系统

机载设备

—产生升力—稳定和操纵—升降舵、方向舵、副翼、扰流片……—装载、连接其他部件—起降滑跑、地面支撑—产生推力。包括发动机及其附件系统。—操纵飞机。—飞行仪表、通讯、导航、环境控制、生命保障、能源供给等等。第2章载重与平衡

2.1重量与平衡的重要性

任何飞机遵守重量和平衡限制都对飞行安全至关重要。一架超出它的最大重量限制的运行会危及飞机结构整体的安全，对飞机的性能产生有害的影响。重心在允许的限制范围之外时运行的飞机会引起控制困难。对民航来说，飞机载重平衡是地面商务保障的关键环节，直接影响到飞行安全。荷兰国家航空航天研究（NLR）近期对1970—2005年全球和飞机载重平衡有关的不安全事件进行了研究，发现35年里共有82起有完整记录的飞行事故和载重平衡有关，世界范围内和载重平衡有关的事故率仍呈缓慢上升的趋势，而这35年间全球飞行事故率已降低了近50%

。

调整飞机载重与平衡的目的：安全在飞行中达到最高效率飞机载重与平衡问题分为：1超过最大载重2前部载重太大3后部载重太大他们对飞机分别会产生哪些情况呢？见书36页飞机重复称重的重要性飞机在一定时间内的增重程度取决于飞机的使用、飞行时间、环境状况以及起落场地的类型重量与平衡术语：基准面力臂重心最大重量最大着陆重量最大停机重量最大起飞重量空重空重重心空重重心范围实用重心范围平均空气动力弦飞机的水平顶置燃油装载最小燃油量无燃油重量毛重有用载重重量和平衡的问题时用到的术语。下列术语的列表和它们的定义是良好的标准化了，这些术语的知识将会帮助飞行员更好的理解任何飞机的重量和平衡计算。作为产业标准的通用航空制造商协会(GeneralAviationManufacturersAssociation)定义的术语在名称后以GAMA标记。臂(运动臂)

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是以英寸为单位的从基准参考线到一个物体重心的距离。如果在参考线之后测量，那么代数符号为正(+)，如果在参考线之前测量，那么代数符号为负(-)。基本空重(GAMA)–

包括标准空重加上已经安装的可选和特殊装备。重心

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是这样一个点，如果飞机可能挂在这个点上，那么飞机会获得平衡。它是飞机的质量中心，或者是假设飞机的所有质量都集中的一个理论上的点。可以用距离基准参考线距离来表示，或者平均空气动力弦(MAC)的百分比表示。重心限制

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指定的前后两点，在飞行时飞机的重心必须位于这个范围内。这些限制在飞机的有关规格文件中指出。重心范围

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重心前后限制点之间的距离，在飞机的相关规格文件中指出。基准线(参考线)

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是一个假象的竖直平面或者直线，所有力臂的测量都是从这里开始。基准线是由制造商确立的。一旦选定了基准线，所有力臂和重心位置的范围都从这点开始测量。Δ（Delta）

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是一个用Δ表示的希腊字母，用来表示一个数值的变化。例如，ΔCG表示CG的一个变化(或运动)。地板载重限制

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由制造商提供的地板每平方英寸或者英尺可以承受的最大重量。燃油载荷

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是飞机载荷的可消耗部分。它只包含可用的燃油，不包含那些用于填充管子或者残余在油箱排油器中的燃油。许可的空重

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由机身，发动机，不可用燃油，和不可排放的润滑油加上装备列表中指定的可选和标准装备组成的空重。一些制造商使用这个术语优先于GAMA标准化。最大着陆重量

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正常的飞机允许降落时的最大重量。最大停机坪重量–

满载荷飞机的总重量，包括所有燃油。它比起飞重量大，因为在飞机滑行和滑跑时要燃烧燃油。最大停机坪重量也可以指最大滑行重量。【飞机停放在停机坪的时候允许的最大重量，在滑行到起飞之间，会燃烧部分燃油，知道低于最大起飞重量，所以最大停机坪重量大于最大起飞重量，由于滑行中使用的燃油一般不多，所以也会用最大滑行重量来称呼，即地面机动时允许的最大重量。】最大起飞重量

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起飞时允许的最大重量最大重量

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飞机和它的所有装备的最大审定重量，这些装备在这架飞机的类型认证数据表(TypeCertificateDataSheets-TCDS)中指定。最大零燃油重量(GAMA)–

不包括可用燃油时的最大重量。平均空气动力弦(MAC)–

从机翼前缘到后缘的平均距离。力矩

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一个物体重量和它的力臂之乘积。力矩用磅-英寸表示。总力矩是飞机重量乘以从基准线到重心之间的距离。力矩指数(或指数)

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力矩除以一个常量后的值，例如除以100，1000，10000。使用力矩指数的目的是为了简化飞机的重量和平衡计算，因为重的物体和长力臂的结果是很大的难以管理的数字。【除以指数之后可以使数字变小，但是计算还是等效的】有效载荷(GAMA)–

乘客，货物和行李的重量。标准空重(GAMA)–

包含机身，发动机，和所有固定位置的运行装备且永远安装在飞机上的物件；包括固定的压舱物，液压流体，不可用燃油，和全部的发动机润滑油。标准重量

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为很多涉及重量和平衡计算的物件而确定。如果真实重量可用的话，就不应该使用这些重量。一些标准重量有：汽油........................6磅/美制加仑

润滑油......................7.5磅/美制加仑

水..........................8.35磅/美制加仑测站

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是飞机上的一个位置，以英寸为单位用一个数字指定它到基准线的距离。因此，基准线被指定为测站0。位于测站+50的一个物体将有50英寸的力臂。有用载荷

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飞行员，副驾驶，乘客，行李，可用燃油，可排泄润滑油的重量。它是基本空重减去最大允许总重。这个术语只适用于通用航空飞机。标准平均翼弦(SMC)

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在所有翼弦中,长度等于机翼面积与翼展之比的翼弦称为标准平均翼弦,用SMC表示.任何飞机遵守重量和平衡限制都对飞行安全至关重要。一架超出它的最大重量限制的运行会危及飞机结构整体的安全，对飞机的性能产生有害的影响。重心在允许的限制范围之外时运行的飞机会引起控制困难。重量控制重量是一种力，重力就是通过利用它把一个问题向地球的中心吸引。它是物体的质量和作用在物体上的加速作用共同的结果。重量是飞机建造和运行中的一个主要因素，也和所有飞行员的需要有关。重力一直有把飞机向地球拉的倾向。升力是唯一的抵消重力和维持飞机飞行的力。然而，机翼产生的升力大小是受机翼设计，迎角，空速和空气密度限制的。因此，为确保产生的升力足以抵消重力，必须避免飞机的载荷超出制造商的建议重量。如果重量比产生的升力大，飞机可能不能飞行。重量的影响只要考虑性能，在飞机上增加飞机总重的任何东西都是不希望的。制造商努力的做到让飞机尽可能的轻而不牺牲强度和安全性能。一架飞机的飞行员应该永远知道超载的严重性。一架超载的飞机可能不能离开地面，或者如果它确实升空了，它可能表现出意料不到和不寻常的拙劣飞行特性。如果一架飞机没有被正确的配载，拙劣性能的最初表现通常发生在起飞阶段。过大的重量几乎在每个方面都降低了飞机的飞行性能。超载飞机的最重要性能缺陷是：较高的起飞速度更长的起飞滑跑减小了爬升率和爬升角降低了最大飞行高度航程缩短减小了巡航速度降低了机动性能较高的失速速度较高的进近和着陆速度较长的着陆滑跑前轮或者尾轮过重飞行员必须深入理解重量对自己所飞的特定飞机的性能的影响。飞行前规划应该包含性能表的检查，以确定飞机的重量是否会促成危险的飞行运行。过大的重量本身就降低了飞行员可用的安全余度，当其它降低性能的因素和超载结合时甚至变的更加危险。飞行员也必须考虑发生紧急情况时飞机超载的严重性。如果起飞时一个发动机失效，或者在低高度的时候机身结冰，通常这时降低飞机重量来保持飞机在空中就迟了。重量的变化飞机的重量可以通过变更燃油装载量来改变。汽油有相当的重量，每加仑6磅重量，30加仑可能比一位乘客还重。但是必须记住如果重量是通过减少燃油来降低的，那么飞机的航程也被减少了。飞行期间，通常燃油燃烧是飞机重量变化的唯一原因。随着燃油被消耗，飞机变得越来越轻，性能也得到改善。固定装置的变化对飞机的重量有重要的影响。一架飞机可能由于安装额外的无线电和仪表而超载。修理和修正也可能影响飞机的重量。平衡，稳定性和重心平衡是指飞机的重心(CG)位置，对飞行中的飞机稳定性和安全非常重要。重心是一个点，如果飞机被挂在这个点上，那么飞机会在这点获得平衡。飞机配平的主要考虑是重心沿纵轴的前后位置。重心不一定是一个固定点；它的位置取决于重量在飞机上的分布。随着很多装载物件被移动或者被消耗，重心的位置就有一个合成的偏移。飞行员应该认识到如果飞机的重心沿纵轴太靠前，就会产生头重现象；相反的，如果重心沿纵轴太靠后，就会产生后重现象。不适当的重心位置可能导致一种飞行员不能控制飞机的不稳定状态。重心相对横轴的参考位置也很重要。对存在于机身中心线左侧的每一物件的重量，有相等的重量存在于右侧的对应位置。然而，这可能由于横向的不平衡载荷而弄翻。重心的横向位置是不计算的，但是飞行员必须知道横向不平衡条件肯定会导致不利影响的发生。如果从飞机一侧的油箱不均衡的向发动机供应燃油，由此燃油载荷管理不善，就会发生横向不平衡。飞行员可以通过调整副翼配平片或者在副翼上保持持续的控制压力来抵消发生的机翼变重状态。然而，这把飞机控制置于非流线型的状态，增加了阻力，进而降低了运行效率。由于横向平衡相对容易控制，而纵向平衡更为关键，平衡主要指重心的纵向位置。在任何时候，驾驶一架不平衡状态的飞机会导致飞行员疲劳增加，明显的影响飞行安全和效率。飞行员对纵向不平衡的正常纠正就是改变配平来消除过大的控制压力。然而，过量的配平从效果上不仅降低了气动效率，还减少了配平所在方向上的基本控制的行程距离。不利平衡的影响不利的平衡状态对飞机飞行特性的影响非常类似于过重状态下提到的方式。此外，有两个主要的飞机特性可能被不当平衡严重的影响；这些是稳定性和控制。头重状态下的载荷会导致控制和抬升机头时的问题，特别在起飞和着陆时。尾重状态下的载荷对纵向稳定性有最严重的影响，会降低飞机从失速和螺旋中恢复的能力。从尾重载荷产生的另一个不期望的特性是它导致非常轻的控制力。这会使飞行员很容易的无意间使飞机承受过大应力。飞机重心位置的限制是由制造商确立的。这些是重心不能超出的前后位置，否则就不能飞行。这些限制公布在每架飞机的类型证书数据表，或者飞机规格和飞机飞行手册，或者飞行员操作手册。如果装载后，重心没有位于允许限制内，在要起飞前重新布置飞机内某些物件的位置是必要的。重心的前面限制通常确定在一个位置，这个位置是根据飞机的着陆特性得到的。着陆期间，这是飞行的最关键阶段之一，超出前面的重心限制可能导致前轮的过载；在后三点式起落架飞机上发生机头越过；性能降低；较高的失速速度；以及增加控制力。在极端情况下，重心位于前向限制的前面会导致机头沉重到在着陆时非常困难或者不可能拉平的这种程度。制造商故意的把前向重心限制尽可能的朝后放，以帮助飞行员避免着陆时损坏飞机。除了静态和动态纵向稳定性降低，重心位于允许限制范围之后可能导致的其他不期望影响包括控制极其困难，激烈的失速特性，非常轻的操纵杆力，这会使飞行员很容易无意间对飞机施加过大应力控制。也指定了一个受限制的前向重心极限以确保在最低空速时升降舵有足够的偏转量。当结构性限制或者大的操纵杆力不能限制前向重心位置时，这时就要求完全升起升降舵来获得一个着陆需要的大迎角。后面的重心限制是一个最靠后的位置，在这个位置是最严重的机动或者操作可以执行的极限。随着重心向后移动，就会发生稳定性降低，它降低了飞机在机动或者紊流之后自我纠正的能力。一些飞机的重心限制，不管是前面限制还是后面限制，可能会随着飞机总重的不同而变化。它们也可能由于特定的操作而变化，例如特技飞行，起落架收起，或者改变飞行特性的特殊装载和设备的安装。重心的实际位置会因为很多变化因素而改变，通常是由飞行员来控制的。行李和货物的放置会决定重心位置。乘客的座位分配也可以作为一个获得良好平衡的方法。如果飞机是尾部偏重的，唯一合理的就是把体重大的乘客向前面的座位调。而且，燃油燃烧也会影响基于油箱位置的重心。重量管理和平衡控制重量和平衡控制应该是所有飞行员都要考虑的事情。飞行员要对特定飞机的载重和燃油(这两个变化因素都会改变总重和重心位置)管理有所掌控。飞机所有者或者运营者应该确保飞行员可以获得需要使用的飞机内的最新信息，也应该保证在完成维修或者替换之后在飞机记录中有争取的记录。重量变化必须被记录，在重量和平衡记录中要有正确的符号。如果适合的话，装备列表必须及时更新。如果没有这些信息，飞行员就没有必要的计算和决定所以来的基础。在任何飞行之前，飞行员应该确定飞机的重量和平衡状态。飞机制造商已经设计出基于声音原理的简单而有序的程序，用于判断载荷状态。飞行员必须使用这些程序和练习良好的判断。在很多现代飞机上，基本不可能装满行李舱，座位和燃油箱，仍然位于核准的重量和平衡限制范围内。如果承载了最大乘客载荷，通常飞行必须降低燃油载荷或者降低行李的重量。通过计算飞机空重和增加每一个装载在飞机上的重量，就可以计算总重量。这是很简单的，但是以这样一种方式来分布这些重量，即装载的飞机的总体质量在重心处平衡，它必须位于指定的限制范围内，特别是在没有理解重量和平衡的基本原理时，就会发生很严重的问题。飞机获得平衡的那个点可以通过定位重心来计算，正如术语的定义中规定的一样，重心是一个假象所有的重量都集中在一起的点。为在纵向稳定性和升降舵控制之间提供必要的平衡，重心通常稍微位于升力中心的前面。这种载荷状态导致飞行时机头有向下的趋势，这正是在以大迎角和低速飞行时所期望的。重量和平衡计算的基本原理平衡点(重心)的安全区域称为重心范围。范围的端点称为前向重心限制和后向重心限制。这些限制通常以英寸为单位指定，沿飞机纵轴从基准线开始测量。基准线是飞机设计者确立的任意一点，不同的飞机它的位置会变化。前极限后极限从基准线到飞机的任何组成部件或者装载在飞机上的任何物体的距离称为力臂。当物体或者部件位于基准线之后时，力臂为正，单位为英寸；如果位于基准线前面，则为负值，单位为英寸。物体或部件的位置通常被称为测站(station)。如果任何物体或者部件的重量乘以到基准线的距离，那么乘积就是力矩。力矩是对导致重量绕一个点或者轴旋转的重力力量的一种度量，以磅-英寸表示。假设50磅的重量位于板上距离基准线100英寸的点或者测站上。重量的向下力量可以用50磅乘以100英寸来计算，其乘积为一个5000磅英寸的力矩。如图为了建立一个平衡，必须在板的另一端施加总共为5000磅英寸的力矩。重量和距离的任何组合其乘积为5000磅英寸的力矩就可以平衡这个板。例如，如图所示，如果一个100磅的重量放置于距离基准线25英寸的一点(测站)，另一个50磅的重量放置于距离基准线50英寸的一点(测站)，两个重量和它们距离乘积的总和即总力矩为5000磅英寸，它将可以平衡这个模板。

重量和平衡约束应该严格的遵守飞机的重量和平衡约束。特定飞机的载荷状态和空重可能和飞机飞行手册/飞行员操作手册中的不同，因为可能已经发生过设备修理或者替换。飞机飞行手册中的示例载荷问题只用于指南目的；因此，每一架飞机需要具体对待。尽管一架飞机认证了具体的最大总起飞重量，但是以这样的载荷起飞不是在所有情况下都是安全的。影响起飞和爬升性能的条件诸如高海拔高度，高的气温，以及高的湿度(高密度高度)会要求在飞行前降低重量。起飞前需要考虑的其他因素是跑道长度，跑道表面，跑道坡度，地面风向，以及障碍物的存在。这些因素可能需要在飞行前降低重量。一些飞机的设计使得难以把它装载成重心超出范围限制。这些通常是小飞机，它们的坐位，燃油，行李区域位于靠近重心限制的地方。但是，这些飞机可能被装载的超重。其他飞机甚至可以被装载成重心超出限制，甚至在还没有超出有效载荷的条件下。由于失衡和超重状态的影响，飞行员应该总是能够确保一架飞机被正确的装载了。飞机平衡的种类对于作用于飞机的各个力，如果不是通过飞机的重心，就要对飞机的重心构成力矩，促使飞机转动。引起飞机俯仰转动的力矩叫俯仰力矩，引起飞机偏转的力矩叫偏转力矩，引起飞机滚动的力矩叫滚动力矩。

力矩有三种，飞机的平衡