第 5章 机翼、尾翼的结构设计
南京航空航天大学
飞机设计技术研究所
本章介绍的结构设计中的基本理论与方法特
点：
定性的
粗略的
结构方案、结构元件的布置和结构件的型式
主要还依赖于人
趋势：计算机辅助设计与计算机辅助分析
5.1.1 机翼结构设计的任务与内容
任务：
合理地选择机翼结构的受力型式
布置机翼结构的主要受力构件
确定结构元件的数量及尺寸
5.1 机翼结构设计的原始依据
内容
(1) 熟悉机翼结构设计的原始条件、基本要
求、设计规范等；
(2) 结构方案设计 (选择结构受力型式、主要
元件的布置、材料的选用等 )；
(3) 机翼结构的打样设计，根据结构设计方
案，确定主要元件的尺寸、连接，并对
结构主要性能进行评估；
(4) 详细设计
5.1.2 结构设计的原始依据
一、总体性能参数
翼载荷 p=Y/S或 G/S
机翼面积 S
机翼最大设计过载系数 n
y
……
二、机翼外形参数
(1) 机翼展弦比 λ或机翼展长 l或梯形比
展弦比 λ
机翼展长 l 弯矩 重量
梯形比 η
(2) 机翼相对厚度
相对厚度 有利于减轻机翼结构的重量
(3) 机翼后掠角
刚度特点：
刚心轴方向的长度增加，当截面的尺寸相
同时，机翼的结构弯曲刚度减小。
机翼垂直于刚心轴的剖面的弦长却减小了，
这使机翼的扭转刚度也降低了。
高速飞机为了减小波阻，往往采用薄翼型，
剖面的结构高度较小，则为了达到同样
的刚度要求，结构的重量将更增加。
图 5.1 直机翼与后掠翼比较
变形特点
刚心线也是后掠的，顺气流剖面 A-
B上，后缘点 B的挠度比前缘点 A的挠度
大 (图 5.2)，即各顺气流剖面将因弯曲而
产生附加的低头扭转变形。这一变形特
点可能会产生副翼反效、颤振等现象。
图 5.2 后掠翼弯曲挠曲线
三角翼 连接特点
三角翼的根梢比要大得多，而展弦比小
的多。机翼上压力中心内移，机翼根
部弯矩和扭矩减小。
三角机翼的根弦很长，结构高度大
很长的翼肋在载荷作用下容易产生弦向
弯曲，机翼的弦向刚度较差。
需要采用多点连接，给机身－机翼的连
接设计带来了困难
三、机翼与飞机其它部件的相互关系
上单翼或下单翼通常有中央翼，与机身
框多为铰接或以铰接为主
中单翼如果可以由中央翼贯通机身，则
机身－机翼的连接也多为铰接或以铰
接为主，但中单翼如果没有中央翼，
则机翼与机身框固接。
飞机主起落架常常安装在机翼上影响机翼根
部的结构布置和下翼面开口。
机翼上的悬挂物及其所要求的大致位置，机
翼沿展向有无分离面等都将影响机翼结构
的布局
四、机翼的内部布置
是否需收藏起落架，对机翼的受力构件
布置有着直接的影响，甚至影响机翼结构的
型式。它将决定有无大的不受力开口、在哪
些部位结构需加强，以及布置哪些必要的受
力构件来承受起落架或其他部件、设备、附
件等传来的各种集中力。
若机翼结构要作为整体油箱，则在设计
中还要解决密封、开口等特殊的问题。
5.1.3 机翼结构设计准则
机翼结构设计准则有时关系到主要结构
元件的布置。当采用损伤容限设计准则或破
损安全设计准则时，结构的主要传力路线必
须是多路传力结构
动载
动载
/刚度
刚度
——有气动弹性要求的地方，
有气动弹性要求的地方，
如：操纵面、翼尖
如：操纵面、翼尖
静载
静载
/刚度
刚度
——有变形要求的地方，如：
有变形要求的地方，如：
普通肋、机翼后缘
普通肋、机翼后缘
静载
静载
/强度
强度
——飞机中最不重要的元件，
飞机中最不重要的元件，
如：普通长肋
如：普通长肋
寿命
寿命
——飞机结构中的主要受力构件。如：
飞机结构中的主要受力构件。如：
主梁、下壁板、接头、气密舱
主梁、下壁板、接头、气密舱
热强度
热强度
——高温处，如：后机身、尾喷
高温处，如：后机身、尾喷
口、激波产生处
口、激波产生处
破损安全结构
破损安全结构
——重要部件设计成多路传力
重要部件设计成多路传力
结构，如：中翼受力盒段
结构，如：中翼受力盒段
缓慢裂纹扩展结构
缓慢裂纹扩展结构
——不可检处按安全寿命
不可检处按安全寿命
设计
设计
5.2 机翼受力型式的选择
机翼受力型式选择的好坏直接影响机翼结构
的重量
机翼结构型式与机身－机翼的连接方式、起
落架位置、机翼内部装载、结构材料的选
用等密切相关
5.2.1 各种受力型式的特点
梁式
单块式
多腹板式，也称之为多梁式
(1) 梁式机翼
翼梁是梁式机翼的主要受力构件
机翼蒙皮较薄。
由于翼梁之间的跨度较大，因此便于利用机
翼的内部容积；
便于开口而不致破坏原来的主要传力路线；
机翼、机身通过几个集中接头连接，所
以连接简单、方便。
梁式机翼主要依靠翼梁承受弯矩。当机
翼高度较小时，其材料利用率降低。结构的
破损安全性能较差。
(2) 单块式机翼
机翼上、下壁板成为主要受力构件
比梁式机翼的刚度特性好。
在机翼厚度较小时材料的利用率较高
比梁式机翼生存力强。
不宜开口。
设计分离面处必须采用周缘连接形式，
这种连接形式的构造复杂、装配工艺也比较
困难。
尽量设计成整体贯通机身
(3) 多腹板式
上、下厚蒙皮承受弯矩与梁式、单块式
机翼相比，材料分散性更大。
一般地说，该式机翼的刚度大、材料利
用率也更好些。
存在类似单块机翼的缺点。
注意:判断哪种结构型式优劣的唯一标
准是在满足机翼结构设计要求的前提下，机
翼结构的重量最轻。
实践中一个机翼上可能采用不止一种结
构型式，也可能采用梁式和单块式的混合型
式。
5.2.2 相对载荷和有效高度比
机翼定性地看是一个悬臂梁
弯矩是主要载荷
相对载荷反映了剖面承受弯矩的严重程度
有效高度比反映了剖面材料的利用率
一、相对载荷
定义：机翼某剖面的相对载荷为该机翼
剖面处的弯矩 M与该剖面承力盒宽度和有效
高度的比值：
BH
M
M
eff
=
图 5.4 典型机翼剖面
二、有效高度比
机翼某结构剖面的有效高度比定义为该
剖面承力盒的有效高度 H
eff
与该机翼剖面的
最大高度 H的比值
H
H
H
eff
eff
=
有效高度比是材料利用率的度量，
越接近 1，材料利用率就越高
是材料分散性的一种度量
梁式机翼结构，材料分散程度较低，约
为0.8
单块式机翼或多腹板式机翼，约为0.9
机翼盒段的有效高度 H
eff
也被称为机翼
的有效厚度 c
eff
eff
H
eff
H
(a) 梁式机翼承力剖面
(b) 单块式机翼承力剖面
(c) 多腹板式机翼承力剖面
图 5.5 三种机翼结构的典型剖面
计算梁式机翼的相对载荷或有效高度比
时，要考虑参与区的影响，通常认为翼梁附
近 25δ 宽的蒙皮参与受弯 (δ 为蒙皮厚度 )
如果是单梁单墙结构，在参与区只考虑
梁的承弯能力。
单块式机翼的蒙皮较厚，能够承受正应
力，在计算梁式机翼的相对载荷或有效高度
比时，蒙皮全部计入;
如果机翼和机身之间是集中连接，要考
虑参与区的影响;
多腹板式机翼的蒙皮更厚，机翼的弯矩
主要由蒙皮承担。
选择受力型式的原则
相对厚度表征了相对高度的大小
当相对载荷较大、相对厚度较小时，宜采用
多腹板式 ；
当相对载荷较大、相对厚度也较大时，宜采
用 单块式 ；
当相对载荷较小，相对厚度较大时，宜采用
梁式 。
典型机翼的相对载荷和相对厚度
5.2.3 选择受力型式的注意事项
(1) 起落架在机翼上的布置：当起落架必须
固定在机翼上，并需把整个起落架 (包括
轮子 )收藏在机翼内时，机翼上就必定开
口。机翼只能选用梁式 (或至少在开口部
位需采用梁式 )。
(2) 机翼机身相对位置及机身内部布置会影
响到机翼、机身的对接形式，并进而影
响到机翼受力型式 (至少在翼根部分 )的选
择。如 F-104的机翼是中单翼，机身由于
部位安排的限制不容许有中央翼通过，
也不能安排很多个集中接头，因为这样
就要在机身内部布置很多加强框，对机
身结构重量不利。所以 F-104机翼在根部
就由 13块腹板转成 5根梁与机身侧边连接。
(3) 机翼几何参数的影响。
5.3 机翼主要受力构件的布置
主要受力构件有翼梁、翼墙、肋、蒙皮和长
桁
主要受力元件的数量、位置和截面型式
机翼－机身连接接头的数量、位置和形式的
确定
基于结构传力分析和细分析粗定理的方
法布置结构的主要元件，同时兼顾机翼结构
与其它结构、装载、外挂等各种协调关系
受力构件布置是与受力型式的选择结合
在一起考虑的
气动、强度、刚度、使用、维护、工艺
等各种相互之间有联系的要求，而这些要求
又往往是相互矛盾
抓住保证结构的强度、刚度而又使重量
最轻这一对主要矛盾
最后设计出来的结构只有相对的合理性
5.3.1 主要受力构件布置的准则
总原则是在满足结构的强度、刚度等
要求下，使机翼结构重量尽可能的轻
(1) 确保气动载荷引起的弯、剪、扭能顺利
传递到机翼、机身对接接头处。为此在
不受力口盖的开口周围应合理地布置加
强件；
(2) 在有集中力作用的地方，或者因构件转
折、机翼受力型式改变或受力构件布置
情况改变等结构不连续的地方，都必须
布置相应的加强件；
(3) 加强件应尽量综合利用；
(4) 机翼、机身的对接点数应综合考虑机翼、
机身的受力及机身内部布置的具体情况；
(5) 翼梁尽量布置在结构高度较大处，元件
受力应符合其传力特性，以便提高构件
承载时的效率。板、杆结构受集中力时
必须布置扩散件；
(6) 一般地说传力愈直接愈好，传力路线短
通常可减轻结构重量；
(7) 连接处应尽量避免偏心；
(8) 在布置受力构件时要注意装配时连接的
工艺通路，即工艺上的可接近性。
(9) 要考虑结构的可接近性、开敞性，布置
必要的维护口盖，留出维修通道等。
(10) 注意结构设计的实现性和先进性。选
择结构型式时，应注意采用新结构、新
材料。
5.3.2 受力构件布置的基本原则
(1) 加强件的综合利用。
(2) 传力路线最短原理。
(3)人为地控制各构件本身的结构刚度和支
持刚度，可以使整个机翼结构中的载荷分
配得更为合理
(4) 多路传力结构原则
图 5.6 波音 -707飞机机翼的蒙皮分块情况
和翼梁重接件
5.3.3 机翼受力构件布置举例
米格 -19是超音速战斗机，大后掠角机
翼，展弦比 3.24，相对厚度 8.24%，为中等
相对厚度。为增大机翼外段的刚度，所以
采用了双粱单块式结构；根部因为安置起
落架和与机身的连接，采用梁架式结构。
图 5.7 米格 -19机翼构造
F-104G飞机机翼为一小展弦比平直
机翼，展弦比 λ =2.45，相对厚度
=3.36%。机翼结构高度小，所以主起落
架固定在机身上，并收入机身，机翼上
没有大开口。
图 5.8 F-104G机翼结构
米格 -21飞机机翼为三角翼，展弦比
λ =2.22，相对厚度 5%。尽管机翼的相对
厚度较小，但由于机翼根弦很长 (l
根
=5.97m)，所以机翼根部的绝对厚度较大
图 5.9 米格 -21机翼结构
? 波音 707-320C机翼结构
波音 707-320C机翼为中等展弦比
(λ =7.056)的后掠翼，带有中央翼。翼尖
处的相对厚度为 10.28%，翼根处的相对厚
度为 12.2%
图 5.10 波音 707-320C机翼结构布置
图 5.11 波音 707主起落架抗扭盒
? F-100C机翼结构
F-100C是超音速战斗轰炸机，后掠翼
(前缘后掠角 45° )，机翼相对厚度为 7%，
悬臂式下单翼。起落架安装在机翼，收藏
于机身。
图 5.12 F-100C机翼结构布置
? F-14机翼结构
F-14A可变后掠机翼超音速歼击机。
当机翼平直时，展弦比 λ =7.28；在后掠角
χ =68°时，展弦比 λ =2.6。机翼的可转动
部分比较细长。同时由于在高速时采用大
后掠，虽气动特性好，但其受力特性较三
角翼差。因上述原因，变后掠机翼的相对
厚度应比一般超音速歼击机大。
图 5.13 F-14A机翼外形
图 5.14 F-14A机翼结构布置
图 5.15 单铰点轴承式变后掠机翼
5.4 机翼结构元件设计
元件材料的选择
元件剖面型式的设计
尺寸设计计算
静强度设计，选材参数是比强度；
刚度设计，选材参数是比刚度；
对于关键元件还要考虑材料的疲劳断裂性
能，这样结构才会有较好的疲劳和损伤容
限特性 ……
5.4.1 长桁设计
参与机翼的总体受力长桁 :承受弯矩引
起的正应力
不参与机翼总体受力长桁 :用于增加蒙
皮的稳定性，以提高机翼蒙皮受压和受剪
的临界应力
一、长桁剖面形状的选择
板弯型材
挤压型材
三个因素：
(1) 长桁截面的有效高度 H
eff
要尽量大
(2) 受压长桁的局部刚度要大
(3) 工艺性、维修性等
图 5.16 长桁剖面的有效高度
二、长桁截面尺寸
受到拉伸载荷 P作用时
b
st
σ
P
KA =
长桁受到压载荷作用下有三种破坏形式：
? 压缩强度不够造成破坏
? 总体失稳和局部失稳造成的破坏。
? 一般地长桁的破坏主要是失稳破坏。
图 5.17 长桁的失稳型式
(a) 受压扭转失稳； (b) 受压总体失稳； (c) 受
压局部失稳； (d) 受压局部失稳
2
2
cr
π
l
EI
CP =总体失稳时的临界载荷值 P
cr
支持条件
C
二端简支
1
一端简支，一端固支
(1/0.7)
2
一端简支，一端自由
0.25
二端固支 4
局部失稳按薄板的临界失稳应力
为提高长桁的局部稳定性，就应减小长
桁各组成薄板的宽厚比 b/t和改善每块薄板
的支持条件。
()
2
cr
9.0
tb
E
K=σ
三、长桁的布置
(1) 上翼面受压是机翼受载严重的情况，所
以一般上翼面长桁较下翼面多，且应选
择 σ
cr
较高的剖面和弹性模量较高的材
料，而对疲劳性能要求较低；下翼面受
拉，长桁布置较少，而对材料的疲劳性
能要求较高。
(2) 从等强度观点出发，机翼各剖面上长桁
的总截面积应从根部到翼尖逐步减小。
(3) 长桁剖面刚度的突然变化将引起应力集
中，这对疲劳强度特别不利，因此长桁
应逐渐参加受力。
(4) 参与区内长桁尺寸应顺应参与区应力的
变化趋势而变化。
图 5.18 铆接于蒙皮上的长桁端部
5.4.2 梁的设计
承受机翼的剪力和弯矩
最主要的乃是满足最小重量要求。
一、梁的型式选择
构架式翼梁
组合式梁
整体锻造梁
相对载荷
有效高度 H
eff
结构型式
大 小 整体锻造梁
大 大 组合式梁
小 大 构架式梁
? 腹板式梁的缘条设计
梁缘条主要承受拉压载荷
缘条设计可简化为杆元
材料多用高强度合金钢或高强度铝合金
梁缘条形状的选择
一是使有效高度比尽量大，这就要求
缘条的形心尽可能靠近蒙皮，其结果是缘
条变薄变宽，但太宽会产生稳定性问题和
铆钉孔的挤压强度问题。
二是考虑损伤容限特性，在缘条截面
积较大时，可考虑将缘条设计成重接件。
图 5.19 腹板式梁的典型剖面
图 5.20 板弯梁缘条
在梁缘条截面积较小时，可以采用板弯型材
三、腹板设计
主要承受剪切载荷
简化为四边受剪的平板
剪切破坏和剪切失稳两种破坏形式
图 5.21 双腹板梁
图 5.22 带减轻孔和支柱的梁腹板
? 剪切破坏模式
腹板厚度 t的尺寸由材料剪切强度极限
τ
b
和腹板高度 h确定
b
τh
Q
t ≥
不允许腹板出现失稳
腹板中开有标准减轻孔时，临界失稳剪
切应力近似为
2
cr
)/(
9.0
tb
E
K=τ
?
?
?
?
?
?
?
?
?
?
?
?
?
?
++=
b
D
b
D
βαττ 1
cr
h
cr
图 5.23 张力场梁
张力场梁的承载条件是梁缘条和立柱构
成的框架具有抗弯能力，张力场梁应按照张
力场原理进行设计。
完全张力场梁实际上是一种理想的极
端情况，一般不可能出现。
不完全张力场梁的设计计算大多是配
以试验修正系数的半经验公式。
为了使结构重量最轻、使梁具有最大
的结构效率，应力求使梁的腹板和支柱同
时破坏，即设计成等强度梁。
5.4.3 机翼蒙皮与壁板的设计
蒙皮形成机翼外形并参与总体受力
并承受局部空气动力
机翼蒙皮的设计必须考虑长桁的布置，
蒙皮和长桁一起构成了机翼壁板。
(1) 简单铆接壁板；
(2) 整体铆接壁板；
(3) 整体壁板；
(4) 胶接壁板；
(5) 蜂窝夹芯壁板；
(6) 复合材料壁板。
从参与总体受力的情况可将壁板分为三类：
? 薄板式壁板
? 组合式壁板
? 整体式壁板
一、薄板式壁板
设计计算时可把蒙皮承载能力折合成有
效宽度加到长桁面积中去，该有效宽度内的
蒙皮的正应力等于长桁的临界应力
二、组合式壁板
铆接组合式承力蒙皮结构壁板的蒙皮较
厚，蒙皮占整个壁板截面积的比例较大。
蒙皮和长桁的失稳临界应力接近
设计时实际上不能只依靠理论来解决，
经常使用试验数据和经验设计图表。
破坏形式
(1) 两个长桁之间的蒙皮失稳，同时也引起长桁变
形，使结构扭曲并产生严重的局部变形 (图
5.25(a))。
(2) 个别长桁在两翼肋之间出现局部失稳。
(3) 个别长桁在两翼肋之间出现总体失稳。但对带
Z形剖面长桁的壁板，一般来说长桁不会产生
单纯的弯曲不稳定，而可能带有一定程度的扭
转屈曲 (图 5.25(b))。
(4) 长桁和蒙皮一起出现总体失稳，也叫宽柱失稳
(5.25(c))。
(5) 两铆钉间的长桁或蒙皮失稳 (5.25(d)、 (e))。
图 5.25 承力蒙皮壁板的典型破坏形式
(a) 壁板屈曲变形； (b) 长桁扭转屈曲； (c) 宽柱失
稳； (d) 蒙皮起皱； (e) 长桁失稳
三、整体壁板
蒙皮和加强筋 (长桁、肋缘条等 )合为一
体，由同样的材料整体加工而成。
挤压成型或机械加工的整体构件，此外
也可用化学铣切、精密铸造等方法制作的整
体壁板 。
图 5.26 整体壁板
优点
(1) 在结构上便于按等强度分布材料；
(2) 结构的总体和局部刚度好；
(3) 由于减少了连接铆钉的数量，且蒙皮不
易失稳，因此机翼表面更加光滑；
(4) 大大减少了连接件数量，因此可减少装
配工作量，同时也减少了应力集中和钉
孔对壁板截面积的削弱，还减轻了连接
件本身的重量；
(5) 便于密封，减少了密封材料的用量，为
整体油箱设计提供了很有利的条件。
缺点
在装配时，可能会产生残余应力
易引起应力腐蚀
对裂纹扩展比较敏感。
整体壁板形式和尺寸的设计没有十分完
备的方法，一般先通过半经验方法进行设计，
有条件的话进行优化设计分析，然后再用数
值方法进行校核。
整体壁板通常要求按照损伤容限设计思
想进行设计，这就要求在设计过程中合理选
材、适当控制应力水平、合理分块和精心的
细节设计。
5.4.4 翼肋设计
翼肋分为普通肋和加强肋
构造型式有构架式、腹板式、围框式和
整体式
翼肋型式的选择取决于受载的大小、有
无集中力、有无管路导线等通过
?普通肋
承受局部气动载荷、维持外形
较多采用腹板式翼肋
一般在腹板上开有许多减轻孔；为了提
高稳定性及刚度，孔边需要有弯边。在腹板
上还常压有一些凹槽，其作用类似于弱支柱，
也可起到增加腹板稳定性和刚度的作用。
?加强肋
受有较大载荷
加强翼肋一般由缘条和腹板组成
当加强肋受有集中力时，翼肋的内力有
弯矩和剪力，此时翼肋类似梁那样工作，即
由缘条受弯矩引起的轴力、腹板受剪。此时
翼肋除有较强的腹板外，还必须布置较强的
缘条。腹板和缘条的设计与翼梁类似。
5.5 集中力扩散件的设计
一、集中力的扩散和传递
集中力作用点布置杆件将集中力扩散成剪
流
图 5.27 集中力的扩散
图 5.28 某飞机前起落架与机身连接
图 5.29 集中力矩的扩散
二、集中力矩的扩散和传递
布置相应的杆件扩散和传递此集中力矩
图 5.30 翼梁下方挂点
图 5.31 支臂产生的集中力和集中力矩
图 5.32 对称吊挂接头
偏心会
产生局部弯
矩，因此在
结构设计中
要尽量避免
偏心。
图 5.33 缘条的连接，各杆力交汇于一点
1－肋缘条； 2－搭接板； 3－凸缘接头； 4
－中央翼后梁缘条； 5－机身框； 6－对接
角盒； 7－外翼后梁缘条
图 5.34 翼梁上的吊挂接头
无法避免偏心时，布置适当的元件使之扩散
三、分布力的转换
受垂直于板平面的集中力和较大的分布
力，需布置杆件扩散。
图 5.35 分布力的转换
5.6 机翼整体油箱的设计
充分利用机翼结构的容积多装燃油，增
加飞机的航程和续航时间；
使机翼卸载，有利于减轻机翼的结构重
量；
机翼油箱远离客舱可使旅客更为安全。
分类
? 用密封胶密封的常规结构
? 焊接的密封结构，不锈钢焊接结构
与软油箱比较
少数采用机身软油箱、机翼几乎为整体油箱
效益：
重量
油量
制造
使用维护：达到软油箱的可靠性
5.6.1 对整体油箱结构设计的要求
(1) 整个油箱的密封性要求
结构形式、构件布置、密封措施
(2) 强度要求
总体载荷、局部压力
静强度、疲劳、破损安全
(3) 刚度要求
(4) 维修性要求
(5)位置要求
靠近重心
尽量集中构成密封段，便于密封装配和试
验
远离由于漏油可能引起点火的电缆和环控
管路
避免与坐舱、发动机舱等
远离振动区或冲击载荷区（炮和起落架）
考虑起落架故障后强迫着陆不会大量漏油
(6) 尺寸要求
大尺寸：密封少，附加设备少，载荷大，
变形大，破损安全性差
小尺寸：密封工作量大
(7) 装配要求
协调性：减少或简化结构件的协调关系，
采用设计补偿，防止强迫装配
开敞性：
5.6.2 整体油箱的构造型式
直接利用机翼原有的主要受力构件作为
油箱舱的隔板 ，可使加强件得到综合利用，
对减轻重量有利。但由于主要受力构件受载
大、变形相应也较大，对密封措施提出较高
的要求。
油箱舱板和受力最大的主要构件 (如翼
梁 )分开，另设隔板。这种设计容易保证舱
板结合处不漏油，也便于使油箱成为独立的
整体，对工艺装配、装拆、清洗、试验及更
换均较方便，但机翼结构重量较重。
5.6.3 整体油箱结构设计要点
(1) 尽量减少油箱表面的连接缝和结合孔
整体壁板、焊接、连接少的结构型式
(2) 构件间的连接
避免影响密封
(3) 元件的刚度
整体件
(4) 为便于维修在舱壁合理布置维修口盖，
油箱区翼肋上开人员通过孔，以形成维
修通道。
密封结构设计
边界结构：
?边界部分的连接缝可以使油箱内部与外部
相通
?协调关系复杂，容易造成装配间隙
?受力关系复杂，载荷大，变形大，不易密
封
中间结构
?只通过紧固件和孔的配合间隙与外部相连
?结构关系简单，协调容易
?总体载荷一般不会引起连接缝的变形
结构设计
?边和角是设计的重点
?两方面的问题：
?密封问题
?疲劳问题
5.6.4 整体油箱的密封
缝内密封
? 对结构件有削弱、装配工作量大
缝外密封
? 对装配没有影响
? 对油箱内部可达性要求高，密封时有足
够的空间操作并且可视
? 对结构贴合面的分离很敏感，对材料的
伸长率合强度有一定的要求，对密封胶
的型面尺寸有一定要求
? 要求密封胶有一定的堆砌性
图 5.36 缝内密封
图 5.37 缝外密封
紧固件连接处的密封
? 普通铆钉：采取缝外密封措施；
? 密封铆钉，在钉头处制出密封槽，在槽内
安置 O形胶圈或密封胶 (图 5.38)；
? 干涉铆钉，主要靠镦头附近的钉杆膨胀，
使之与孔壁处于干涉配合的状态起密封作
用。
? 螺栓紧固件的密封可通过螺母密封、密封
垫圈、配合密封等实现 (图 5.38)。
图 5.38 紧固件的密封
控制变形的主要措施
要求缝外密封最大分离变形小于0.25mm
1)增加连接部位的局部刚度；
2)连接部位的刚度要匹配
3)缝外密封要尽量安排在不受力的连接缝上，
消除可能的结构疲劳和密封疲劳（对薄蒙
皮尤其重要，厚蒙皮可放宽要求）
4)限制结构变形量等
5)尽量避免大的集中载荷作用在密封面上，
如不能避免，则应将载荷分布在较大的作
用面上，减少局部变形
6)支持构件的安排，尽量安排在油箱外
7)油箱边角结构设计。
油 油 油
口盖密封
位置
? 尽量不破坏结构的主要受力骨架，保持
总体受力系统的完整性
? 尽可能布置在对强度影响小的部位
? 应参与总体受力并能承受局部载荷
? 形状：人进入和昏迷后抬出的最小尺寸
? 数量：维修、密封、受力系统
? 布置在上翼面疲劳好，下翼面维护好
大口盖：影响受力系统，装卸不便，维
修不易，密封难保证；总密封长度小，减少
密封重量和结构重量
小口盖：
可拆卸蒙皮：整体壁板不与运行开口
依靠四周用胶条来保证密封，然后用螺
钉固定 (图 5.40(a))。
沟槽密封是在口盖或口框上设置沟槽，
沟槽内安放密封材料，实现密封 (图 5.40(b))。
胶垫密封是在口盖和口框之间夹弹性密
封胶垫 (图 5.40(c)) 。
图 5.40 口盖的密封
密封好，装
卸不方便
密封特点：
?不靠粘合，而是弹性压缩
?只要缝内密封
密封要求
?密封材料有好的弹性压缩性能
?口盖边缘和口框具有一定的刚度，使密
封材料得到均匀的压缩量
?螺钉间距保证密封材料压缩量均匀
5.7 飞机尾翼和操纵面结构设计
5.7.1 尾翼安定面
?结构型式有梁式、单块式和多腹板式。
?安定面与机身的连接和后掠翼机翼与机身
的连接相似。
?双梁单块结构很长见，后梁多为主梁
?破损安全要求：多传力通道（747、707)
图 5.41安定面结构布置
(a) 波音 -747垂尾； (b) 波音 -707垂尾； (c) C-
133垂尾； (d) 波音 -747平尾中央盒段； (e) 波
音 -747平尾 1-前梁； 2-后梁； 3-墙； 4-加强框
5.7.2 操纵面
? 多支点连续梁
? 气动力和质量力通过悬臂和操纵摇臂传给
安定面。
? 防颤振要求操纵面的重心应在转轴之前
一、操纵面构造
?结构高度特别小，一般设计成单梁结构
?前缘为单闭室，忽略后缘闭室作用
?转轴后面部分按照结构的绝对尺寸，设计
成不同的型式：
? 无墙三角单闭室结构
? 单墙结构
? 全高度填充结构
图 5.42 操纵面
(a) 垂尾方向舵布置； (b) 舵面典型剖面；
图 5.43 操纵面的典型构造
(a) 金属材料副翼的典型构造； (b) 复合材料方
向舵的典型构造
二、操纵面悬挂点的确定
? 保证使用可靠、转动灵活、操纵面和悬臂
接头的综合重量轻。
? 增加悬挂点的数量可使操纵面受到的弯矩
减小，减轻了操纵面的重量，但增加了悬
臂接头的重量和运动协调的难度；
? 减少悬挂点的数目，运动协调容易，但操
纵面上的弯矩大，且不符合损伤容限设计
思想。
? 一般地，悬挂点的数量大于 2个，如波音 -
707的升降舵的悬挂点有 7个。
图 5.44 操纵面接头
(a)过渡接头； (b) 偏心衬套；
(b) (c) 预留间隙； (d) 悬挂接头的连接
悬挂接头一
般有设计补偿。
每个操纵面除一
个接头完全固定
外，其余接头都
有设计补偿，以
便装配可调和运
动协调 。
图 5.45 斜加强肋缺口补强
三、操纵面前缘缺口的补强设计
图 5.46 短墙缺口补强
图 5.47 梁局部加强的缺口补强
图 5.48 操纵面的配重
四、重量平衡
图 5.49 气动补偿
(a) 轴式补偿； (b) 内补偿
1-补偿板； 2-转轴； 3-配重； 4-气密胶布
五、气动补偿
六、气动平衡
各类调整片
无回力助力操作系统可不用
5.7.3 全动平尾的设计特点
? 直轴
? 斜轴
? 定轴
? 转轴
二、轴的布置和操纵形式
图 5.50 全动平尾转轴位置
图 5.51 转轴式和定轴式全动平尾示意图
(a) 转轴式； (b) 定轴式
二、定轴式全动平尾的结构型式
结构型式有梁式、多腹板式和单块式。
结构型式选择的基本参数和方法与机翼
结构型式的选择方法相近。当选用复合材料
作为全动平尾的主要结构材料时可选用整体
式结构。
图 5.52 定轴式全动平尾典型结构
(a)多腹板式； (b) 硬壳式复合材料结构；
(c) 金属材料和复合材料组成的混合式； (d) 单块式
三、转轴式全动平尾的结构型式
结构型式有单梁式、单块式过渡到梁式、
辐射梁式和整体式。
当展弦比很小时，采用辐射梁式结构是
比较合适的 (图 5.53(b))。
当选用复合材料作为全动平尾的主要结
构材料时可选用硬壳式 (整体式 )结构。
图 5.53 转轴式全动平尾典型结构
(a) 参与区示意图； (b) 辐射梁式； (c) 单
块式转为梁式
1. 机翼结构型式选择要点
2. 主要受力构件布置原则与方法
3. 机翼典型元件设计要点
4. 扩散件设计原理
5. 转轴式全动平尾分析与设计
本章要点
