第 第 4章 章 机翼尾翼的结构分析 机翼尾翼的结构分析 4.1 机翼的功用、设计要求和受载特点 4.1.1机翼的功用和设计要求 一、机翼的用途 z 气动作用：保证飞机的飞行性能和机动性 能，横向稳定性和操纵性 z 安装起落架、发动机、贮放燃油、武器等。 图 4.1 现代旅客机的机翼 z 机翼的结构重量占全机结构重量的 30%~50%，占全机重量的 8%~15%。由它 产生的阻力是全机阻力的 30%~50%。 二、设计要求 z 总体要求（ 4点） z 气动要求：保证一定的升阻比 K＝ cy/cx；由 机翼增升装置产生的升力系数增量△ cymax 值要尽可能地大；从亚音速飞行转到超音 速飞行时飞机的稳定性、操纵性和气动性 能的变化要尽可能地小， z 热量要尽可能少地传入结构 z 放置各种装载物的容积要尽量大。 4.1.2 机翼的受载 z 分布气动力：以吸力和压力形式直接作用 在蒙皮上； z 机翼结构的质量力：分布在机翼整个体积 上； z 集中力：与机翼连接的其它部件 (如起落架 发动机 )、装载物 (油箱、炸弹 )以及各类增 升翼面从它们的连接接头上传给机翼。 各种受载情况下气动载荷的弦向分布 ?亚音速气动力沿机翼弦向分布如图所示 ?副翼不偏转时的超音速飞行时可以认为载 荷沿翼弦为均匀分布 β β 角很小，取 角很小，取 cosβ β =1， ， 升力由机翼产生 升力由机翼产生 sdb GKnlq = K s 为气动力沿机翼展向的分布不均匀系数 为气动力沿机翼展向的分布不均匀系数 假定气动力分布沿机翼翼展不变 假定气动力分布沿机翼翼展不变 (K s ＝ ＝ 1)， ， 于是 于是 : b S Gn q d b = 图 4.3 三角机翼上 的气动力分布 对于三角形机翼在 M<１ １ 时，当 c ysec b=c yw b av 时，系数 时，系数 K s 等于１ 等于１ q b =nG/l=常数 常数 当 当 M>1时 时 : q b ≈ ≈ (nG/S)b 压力中心在翼弦上的位置： 压力中心在翼弦上的位置： sec y z0 y z p )( c m c m b x + ? ? ?= 式中 式中 m z0 是零升力矩系数。对于对称翼型， 是零升力矩系数。对于对称翼型， m z0 =0， ， 并且机翼的压力中心与焦点重合， 并且机翼的压力中心与焦点重合， 即 即 х х p =х х F 。 。 图 4.4 机翼焦点位置与飞行 M数的变化关系 z 机翼结构的质量力为空气动力的 8～ 15%， 它们按与空气动力同样的规律分配： b S Gn q wd w = 质量力 质量力 q w 的作用点 的作用点 x m 就是剖面的质心， 就是剖面的质心， 一般位于距前缘 一般位于距前缘 40～50%的弦长处。 的弦长处。 )1( wbwb mqqqq ?=?= 它距前缘的距离为： 它距前缘的距离为： qxqxqx /)( mwpbeqi ?= z 装在机翼内或悬挂在其上的各部件和装载 装在机翼内或悬挂在其上的各部件和装载 物的质量力 物的质量力 Pp作用在部件或装载物的质心 作用在部件或装载物的质心 上 上 。 。 二、机翼在外载荷作用下的受载情况 图 4.5 气动载荷沿翼展和翼弦方向的分布 z 在 a-a切面上产生了限制位移的内力 — 剪力 Q和弯矩 M z 相对于 z-z轴，产生了扭矩 M t z 剪力 Q使翼梁腹 板或墙腹板受 剪； z 弯矩 M作用下 机翼承受弯曲 变形 z 扭矩 Mt的作用 下机翼承受总 体扭转变形 机翼的 Q 和 M图 机翼上的展向分 机翼上的展向分 布载荷近似为： 布载荷近似为： ∑ ∫ += p 2/ d PzqQ z l ∫ = z l zQM 2/ d bm S nG nb S GG qqq )1( w w wb ?= ? =?= 图 4.8 转直后的后掠机翼各剖面上的 Q和 M(近似值 ) 三、机翼剖面上的 三、机翼剖面上的 Q和 和 M值的近似求法 值的近似求法 如果载荷沿机翼翼展与翼弦长成比例，则 如果载荷沿机翼翼展与翼弦长成比例，则 在 在 z剖面处 剖面处 ： ： sec w )2/( )1( d 0 S S mnG zqQ z l ? == ∫ =χ 而弯矩 而弯矩 M=Qc， ， 式中 式中 t t bb bb zl c + + ? = = 2 3 )2/( 0χ 分布力 分布力 q b 和 和 q w 相对 相对 于 于 Z轴产生的分布扭矩 轴产生的分布扭矩 : )()( mwpbz zz xxqxxqm ?+?= ∑ ∫ ?+= p z 2/ zz d MzmM z l 四、扭矩 M t z 部件的集中力产生 部件的集中力产生 的相对于 的相对于 Z轴的力矩 轴的力矩 PhxPM z ?=? PP P 图 4.9 计算机翼的 M图 得到 M z 和 Q图以后，可以对任一剖面求出 力 Q作用点到 Z轴的距离： (图 4.10)。若已知刚 性轴的位置 (距离 d)，对它的扭转为 M t =dQ。 图 4.10 扭矩 M t 4.2典型受力型式机翼的气动载荷传力分析 4.2.1蒙皮的初始受力 蒙皮 蒙皮 ? ? 支持在 支持在 桁条和翼肋上，以 桁条和翼肋上，以 压力和吸力形式直 压力和吸力形式直 接承受气动载荷。 接承受气动载荷。 此时，蒙皮受拉伸 此时，蒙皮受拉伸 （如果是厚蒙皮 （如果是厚蒙皮 — 它也受横向弯曲 它也受横向弯曲 )。 。 z 局部气动载荷传给长桁和翼肋，近似按 对角线划分分配 4.2.2桁条将载荷传到翼肋上 1－补偿片； 2－梁； 3－壁板筋条； 4－整体壁板； 5－角撑； 6－翼肋缘条； 7－翼肋腹板； 8－对接接头。 图 4.13 蒙皮、翼肋和桁条之间的互相连接型式 4.2.3翼肋将载荷传到蒙皮和翼梁腹板上 翼肋将载荷传到蒙皮和翼梁腹板上 翼肋传递到蒙皮上的载荷 ?qti为： i i F cQ F M q iii i cont cont t t 2 2 ? = ? =? 式中： Fcont? 闭室面积； ci? 剖面上刚心和压心之间的距离。 剪力 剪力 Q由 由两个翼梁共同承受，它们承受与 其抗弯刚度成比例的力 ?Q 1i 和 ?Q 2i ： 21 1 ii1 )()( )( EJEJ EJ QQ + ?=? 剖面上相对于刚心的扭矩 剖面上相对于刚心的扭矩 ?M t 为： 为： cQxxQM iii ?=??=? )( gpt 刚心相对于前翼梁腹板的位置 x g 可以按以 下公式求出 : 21 1 2 )()( )( EJEJ EJ QQ + ?=? 2 1 2 g )()( )( EJEJ EJ Bx + = 4.2.4翼梁的受力 翼梁的受力 根据翼梁腹板的平衡情况 (图 4.15(c)) ， 可知：梁腹板还要受来自于上下缘条连接铆 钉的剪流 q f 的作用，并且： 。 i qq 1f ?= 缘条在 q f 的作用下产生轴向力流 S f (图 4.15( a))，向机翼根部累积，在机翼根剖面由 前 (第 1)梁固定接头的反力 S 1 和后 (第 2)翼梁固 定接头的反力 S 2 平衡 (图 4.15(d)、 (e))。 由翼梁腹板传递到缘条上的剪流在向机 由翼梁腹板传递到缘条上的剪流在向机 翼根部累积的过程中其轴向载荷使壁板受载， 翼根部累积的过程中其轴向载荷使壁板受载， 壁板以此形式承受弯矩。此时轴向载荷在纵 壁板以此形式承受弯矩。此时轴向载荷在纵 向构件 向构件 (翼梁缘条和壁板 翼梁缘条和壁板 )之间按抗弯刚度分配 之间按抗弯刚度分配 (图 图 4.15(d)、 、 (e))。 。 4.2.5蒙皮的总体受载 由翼肋传递到蒙皮闭室上的剪流形成 沿翼肋阶梯式累积的扭转力矩，该扭矩由蒙 皮和后墙形成的闭室承受。扭矩从翼梢向翼 根累积，在机翼根部剖面处的扭矩 Mt r等于 (图 4.16)。这一力矩在机翼根部剖面由力臂 为 B的力偶 R t 来平衡 : BMR / trt = 由于 由于 M t 的作用，机翼蒙皮如同翼梁腹板 的作用，机翼蒙皮如同翼梁腹板 一样受剪。 一样受剪。 图 4.16 机翼受扭图 蒙皮以剪切形式承受扭矩 蒙皮以剪切形式承受扭矩 Mt。 。 为使扭矩 为使扭矩 能以闭环剪流 能以闭环剪流 qt的形式沿蒙皮传递，必须满足 的形式沿蒙皮传递，必须满足 以下条件： 以下条件： (1)蒙皮应是封闭的，周边不应有开口，切 蒙皮应是封闭的，周边不应有开口，切 向应力沿闭室周边传递。 向应力沿闭室周边传递。 (2) 在机翼根部，蒙皮应支持在根部加强肋 在机翼根部，蒙皮应支持在根部加强肋 上，该翼肋能将 上，该翼肋能将 M tr 转换为力偶 转换为力偶 R t ； ； (3) 在使用载荷作用下，蒙皮不应失稳； 在使用载荷作用下，蒙皮不应失稳； (4) 蒙皮应有足够的厚度，以防止在飞行中 蒙皮应有足够的厚度，以防止在飞行中 由于机翼扭转变形。 由于机翼扭转变形。 双梁机翼传力分析综述 蒙皮 扭矩 一对剪力（形成力偶） 弯矩 剪力 局部气动力 翼肋 长桁 梁 蒙皮 接头 蒙皮 长桁 机身 蒙皮 根部加强肋 剪力 扭矩 翼盒受力 机翼传力 参与区 参与区 4.3 机翼主要受力构件的用途和结构型式 4.3.1蒙皮 ? 形成良好的气动外形 ? 传递局部气动载荷 ? 薄蒙皮与前后梁（墙）组成闭室传扭 ? 厚蒙皮与前后梁（墙）组成闭室传扭，与 长桁、缘条组成壁板传弯 ? 依据飞机的受力分析，蒙皮的质量占机翼 质量的 25~40％。 图 4.17 蒙皮的对接 4.3.2桁条 桁条 ? 支持蒙皮形成外形 ? 传递局部气动载荷 ? 参与总体受力 (机翼由弯矩引起的轴向力 , 这些力的大小取决于机翼的结构受力型 式、桁条横截面的形状和面积。 ) ? 桁条质量与机翼质量之比为从梁式机翼 的 4~8％到单块式机翼的 25~30％。 图 4.18 桁条型材的剖面形状 4.3.3翼梁 ? 传递总体剪力 (加强支柱加强的腹板 ) ? 总体弯矩 (缘条 ) ? 腹板与机翼周边形成闭室，参与承受扭矩 M t ? 支持处 固接 ? 翼梁质量与机翼质量之比为从单块式机翼 的 7~11%到梁式机翼的 23~28%。 ? 根据腹板的结构型式，翼梁有腹板式 (图 4.19(a))和桁架式 (图 4.19(c))。 图 4.19 梁式和桁架式结构的翼梁。翼梁切面上 剪力 Q和弯矩 M的平衡 4.3.4 纵墙 纵墙 ? 传递总体剪力 ? 局部弯矩 ? 缘条较弱，支持处 铰接 ? 纵墙处于受扭的横切面之中，承受 M t 引 起的剪切 ? 纵墙还把机翼翼盒与前后增升装置分开。 图 4.20 纵墙结构方案 4.3.5 翼肋 翼肋 翼肋按其功用和结构型式可分为： z 普通肋 z 加强肋 一、普通肋 ? 形成机翼剖面所需的形状 ? 给长桁和蒙皮支持，将原始气动载荷 (从 蒙皮和桁条 )传到翼梁和蒙皮上，并将局 部扭矩传给闭室 ? 翼肋对蒙皮和桁条提供支持，并提高它 们的失稳临界应力。通常等距分布。 ? 翼肋又支持在翼梁和蒙皮 图 4.21 翼肋结构方案 图 4.22 沿翼弦平面分为两半的翼肋结构 图 4.23 翼肋的缘条和腹板与翼梁的缘条和腹板 及机翼的壁板对接结构方案 二、加强翼肋 z承受与机翼相连的其他部件 (起落架支柱、 发动机、副翼及机翼其它活动部分悬挂接 头 )传来的集中力和力矩，并将它们传递到 机翼的大梁和闭室上； z在纵向构件轴线转折处重新分配壁板和腹 板上的载荷； z用于在机翼对接处和在大开口两边将 M t 转 变为一对力偶。 图 4.24 加强翼肋的结构受载和平衡 图 4.25 根肋的结构和受载 4.4 直机翼的结构受力型式 能承受剖面上总体载荷 (剪力、弯矩和扭 矩 )的机翼构件的总和形成了机翼的基本承 力系统（主要元件的组成形式）。 弯矩 M是机翼横剖面上的主要载荷 (用 于承受它的结构质量占机翼总质量的 50%)。 根据蒙皮、桁条和翼梁缘条参与承受弯矩的 程度，把机翼分为： z梁式（集中式） z整体式机翼（分散式）：单块式、多腹板 式 梁式机翼：纵向的梁很强（单梁、双梁、 多梁）；蒙皮较薄；长桁较少且弱；有时有 纵墙 : ? 弯矩主要由翼梁缘条承受。 ? 剪力由翼梁腹板承受 ? 扭矩由蒙皮和后梁 (后墙 )腹板形成的闭室 承受 。 ?整体式机翼：弯矩主要由蒙皮及其加强桁 条或波纹形壁板承受。这种机翼的蒙皮较 厚、桁条较强，而梁(墙)较弱。 ?单块式机翼：腹板较少，且腹板缘条承受 弯矩的能力较弱。长桁较多且强；蒙皮较 厚；纵梁较弱；有时无纵梁而只有纵墙 ?多腹板式机翼：有较多的纵向梁和墙（一 般多于 5个）；厚蒙皮；无长桁；少翼肋， 弯矩由缘条和蒙皮共同承受。多用于小展 弦比的高速薄翼飞机 z 注意：这些受力形式在同一机翼上混合 存在 z 从现代飞机的冀面结构来看，薄蒙皮粱 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 单块式翼面结构；而 M数较大的超音速 战斗机，很多采用多墙 <或多梁 )式机翼 结构 (图 5． 4)，间或采用混合式结构型式 . 4.4.1 梁式机翼 (单梁、双梁和多梁机翼 ) 一、单梁式机翼 一、单梁式机翼 z翼梁布置在翼剖面结构高度最大的部位， 翼梁布置在翼剖面结构高度最大的部位， 刚心处 刚心处 z为形成具有抗扭刚度的闭室，在单梁机翼 为形成具有抗扭刚度的闭室，在单梁机翼 上布置一个或两个纵墙 上布置一个或两个纵墙 z在加强肋 在加强肋 (它们与后墙的对接处 它们与后墙的对接处 )上固定有 上固定有 悬挂襟翼和副翼的连接支臂。 悬挂襟翼和副翼的连接支臂。 4.26 带前后墙的单梁式直机翼 单梁（单、双）墙直机翼的传力分析 单梁（单、双）墙直机翼的传力分析 气动力蒙皮 长桁 翼肋 墙 梁 蒙皮侧边肋 接头机身 蒙皮 蒙皮长桁 二、双梁式机翼 前梁布置在 20～30%弦长处 后梁布置在 60～70%弦长处 相对于后梁，前梁的横截面面积、剖面高度 和惯性矩要大些，它分担大部分的剪力 Q和 弯矩 M。 图 4.27双梁式直机翼结构 三、多梁 (多墙 )式机翼 ?当蒙皮有足够的刚度时，这样的结构中可 以不用翼肋 ?将蒙皮厚度减小，而用较密的翼梁或纵墙 (或两者 )来加强蒙皮 ?机翼不仅刚度大，生存力强，而且重量也 轻，因为蒙皮薄，且无普通翼肋。 ?多梁式机翼 (在小后掠角时 )扭矩的传递可 以近似地认为与双梁式机翼相似。 图 4.28 多梁式机翼结构 4.4.2单块式机翼 z 经常有中央翼 z 也有采用围框式连接 图 4.29 整体式机翼结构及其 对接接头： 外翼之间、外翼与中翼 ((a)(b)(c)(d)(e))的连接； 机翼壁板与其纵向受力构件 ((f)、(g)、(h)、(i))的连 接，中翼与机身((j)、(k)) 的连接； 发动机(i)和起落架(i)、(m)、 (n))的连接。翼尖(1－中央 翼壁板；2－对接型材；3－ 整流翼尖；4－普通肋； 5－ 机翼前缘；6－机翼后缘7，8 －梁；9－接头；10－支柱； 11－角撑（托架）；12－连 接接头； 13－加强肋；14－ 机身加强框； 15，16－飞机主起落架支柱 接头；17－锻造丁字形材 l)。 二、单块式机翼传力分析 ?弯矩主要的部分将由长桁和蒙皮组成的壁板 来承受 ?一般都将蒙皮承受正应力的能力折算到桁条 上 空气动力 蒙皮 肋 长桁 蒙皮 围框 机身 墙 蒙皮、桁条 围框 机身 围框：拉压、剪切 蒙皮：拉压、剪切 图 4.30机翼壁板总体受弯和载荷在元件中的传递 1－梁腹板 传给缘条的剪流； 2－缘条传给蒙皮的剪流；3－蒙皮对梁 缘条的支反力；4－梁缘条内的轴向力5－长桁内的轴向力； 6－蒙皮上的剪流 z 机翼、机身由集中连接变为分散连接 z 参与区很小 ——重量轻 4.4.3 多腹板式机翼 ?多用于小展弦比的高速薄翼飞机上 图 4.32多腹板式机翼的受载 4.5 各种结构受力型式机翼的对接原则 机翼各部分之间的对接原则、对接接头 的位置和数量取决于机翼的结构受力型式和 机翼的尺寸。 z 铰接接头 (只传递力 ) z 固接接头 (传递力和力矩 ) z 围框式接头 (传递力和力矩 ) z 分离面的缺点： – 重量大 – 连接处应力集中 4.5.1梁式机翼与机身的对接 图 4.33 梁式机翼连接接头的结构和受载情况 图 4.34 (a)、 (b)加强框的受载和平衡。（ c）机 翼连接接头的结构方案 4.5.2 整体式机翼与中央翼的对接 z固接接头：翼梁 z围框式接头：壁板和腹板 z对称弯矩 M可在中央翼上自身平衡 z剪力 Q和扭矩 M t （包括不对称弯距）传到 机身，中央翼梁的腹板应与机身隔框相连， 用于传递力 Q和扭矩 M t 形成的力偶 R t 。 螺栓受力更有利 梁－围框式机翼机身对接 4.5.3 对接接头的特点及其对机翼受载的影响 图 4.38 机翼连接接头型式对受力构件的受力特 性的影响 4.6 机翼开口处的结构型式 原因：使用、维护要求 开口区结构需加强，为此要付出重量代价。 z结构受力型式 z开口的位置 z开口大小 z作用载荷的性质。 小开口：如油箱注油口，要加盖快卸口 小开口：如油箱注油口，要加盖快卸口 盖，而开口周围用 盖，而开口周围用 围框式垫板或冲压框 围框式垫板或冲压框 加强。 加强。 稍大些的开口：例如，位于机翼上的飞 稍大些的开口：例如，位于机翼上的飞 机燃油及其它系统的定期检查开口，要加承 机燃油及其它系统的定期检查开口，要加承 力口框和用螺钉固定的 力口框和用螺钉固定的 承力口盖 承力口盖 ，使口盖能 ，使口盖能 象蒙皮一样承受剪切，就象没有开口一样。 象蒙皮一样承受剪切，就象没有开口一样。 z 开口很大 开口很大 时 时 (用于安装燃油箱或用作起落架 用于安装燃油箱或用作起落架 轮舱 轮舱 )，在开口两端要布置加强翼肋。当整 ，在开口两端要布置加强翼肋。当整 体式机翼有大开口时，需要在开口边缘两 体式机翼有大开口时，需要在开口边缘两 端用螺栓连接壁板和口盖上的蒙皮和桁条 端用螺栓连接壁板和口盖上的蒙皮和桁条 。 。 图 4.39 开口处的结构 4.7.1后掠机翼的结构受力型式和根部受载特点 后掠机翼的结构受力型式和根部受载特点 一、后掠机翼根部的结构受力型式 z 梁式机翼 z 整体式机翼 z 后掠机翼的载荷传递特点取决于与机身直 接相连的机翼根部区域的结构型式 (图 4.40和 图 4.41上的区域 1-2-3)。 (a)单梁机翼 ;(b)双梁机翼 ;(c)多梁机翼 后掠机翼可分为： (1) 机翼纵向受力构件轴线在机身侧边 转折的机翼，有些整体机翼的根部在机翼 平面上带外置梁 (图 4.41(b) ； (2) 纵向受力构件轴线不转折的后掠机 翼 —带内撑梁的梁式机翼。 1.刚度特点 z 后掠→实际翼长增长，弦长减小，刚度 下降 . z 高速→薄翼 问题：①翼尖弯曲变形大，②扭转变形大 刚心线 刚心线 2.变形特点： – 刚心线为一斜线，且靠前→顺气流方 向的翼剖面沿刚心线弯曲时，后缘的 挠度 >前缘的挠度，后掠，外翼剖面落 后于根部剖面→大的扭矩→副翼反效 3.传力特点： – 后掠效应载荷向后缘传递，应力向后 缘集中的现象（后掠效应） – 前缘处的根长，刚度小（ EF/l），传力 路线长 .静不定结构，按刚度分配 zσ= σ o + ?σ z σ o = M/HBt z “次应力 ” ?σ是一组自身平衡的应力，使 前梁卸载，后梁加载，为 σ o 的 30%～ 40% z 圣维南原理：如果在一个弹性体的任一 部分 A上作用一自身平衡力系，那么该自 身平衡力系在此物体内所引起的应力， 随着对 A部分的距离加大而很快减小，这 个影响区域大致和载荷作用区域的大小 相当。 z 衰减区大约为翼箱宽度 B～ 1.5B 二、后掠翼根部的受力特点 (1) 必须布置能传递弯矩 M的受力构件： ? 纵向受力构件轴线转折处的加强侧肋 ? 纵向构件轴线不转折时的机翼内撑梁 (2) 对于梁式机翼， 为了以点 2和点 3处的 力偶形式传递扭矩 M t ， 必须有根部翼肋 2-3。 整体式后掠机翼 的根部三角区 1-2-3可 以承受剪力，所以这 种机翼可以没有加强 翼肋。 (3) 梁式机翼中由 梁式机翼中由 于翼梁长度不同， 于翼梁长度不同， 翼梁的刚度也不一 翼梁的刚度也不一 样；整体式机翼的 样；整体式机翼的 前、后墙腹板上壁 前、后墙腹板上壁 板的长度 板的长度 l也不同 也不同 (图 图 4.41(a)， ， 在翼 在翼 梁之间沿壁板上单 梁之间沿壁板上单 位宽度的正应力 位宽度的正应力 σ 要重新分配。 要重新分配。 后掠翼和三角翼中翼肋的布置 z 顺气流方向布置 z 垂直于某一翼梁或刚性轴布置 z 垂直于机翼中线布置 z 受力特点 ：无太大的影响 z 翼肋顺气流方向布置，较易维持机翼外 形，但因为有斜角，翼肋较长、较重， 翼肋与翼梁腹板和蒙皮的连接工艺较为 复杂，费料 z 在翼肋间距相同的情况下，顺气流翼肋 和桁条之间的蒙皮对角线较长，蒙皮的 失稳临界应力值较小，但数量少 图 4.43 后掠机翼翼肋的布置方案 4.7.2纵向受力构件轴线转折的后掠机翼 一、单梁机翼 梁 1-3-5 后墙 2-6 机翼根部区域加强肋（侧肋 1-2、根肋 2-3-4和根肋 1-7） 桁条支持的蒙皮 外翼段的一系列普通肋和加强肋等构 件组成。 图 4.40 纵向受力构件轴线在机身侧边和在机身 对称面转折的后掠机翼 传力分析：外翼部分 z 根部剖面 2－ 3－ 4之前的外翼部分，载荷 的传递与单梁直机翼一样。 传力分析：机翼根部 剪力 Q：由翼梁 1-3段 受剪和受弯的形式传 递到接头 1(由剪力 Q 在翼梁上产生的附加 弯矩 M Q 如图 4.44所 示 )； 传力分析：机翼根部 点 1处的弯矩 M： M 1-1 =Mcosχ(力偶 S 1-1 )传递到机身部分 的翼梁 (加强框 )1-1上，并同左边梁上对应的 力矩平衡 (在对称受载时 )。 M 1-2 =Msinχ (力偶 S 1-2 )由侧肋 1-2承受， 并以力偶 R 1-2 的形式传递到机翼与机身的连 接接头 1和 2上 (这时侧肋承受横向弯曲，如 图 4.45(b))。 扭矩 M t ：一部分由根肋 2-3-4的支点 2、 3 处的支反力平衡。传到点 3的力 R t 以 1-3段翼梁 剪切和弯曲形式传到节点 1。 扭矩 M t ：一部分由前缘闭室传到 1-7短肋。翼肋 1-7作为悬臂梁承受弯曲和剪切。该肋在接头 1 处固支，它的腹板用角片同翼梁腹板相连，而 缘条用加强垫板同翼梁及侧肋连接。 图 4.46 单梁式后掠机翼 二、双梁机翼 二、双梁机翼 z 两个翼梁： 1-5和 2-6 z 侧肋 1-2在点 1和点 2处 与翼梁固接 (在缘条上 用连接板 ) z 根肋 2-3-4铰接在点 2 和点 3处的翼梁上 (侧肋 腹板与翼梁腹板是连接 的 )。 图 4.48 双梁式后掠机翼的结构 1－前梁接头； 2－侧肋上缘条； 3－侧肋下缘条； 4－侧肋腹板； 5－支柱；6－后梁接头；7－前、后梁；8－加强垫板 ?外翼段同直机翼 ?根部剖面附近，后梁较短，刚性较大，因此承受 更多的剪力 Q和弯矩 M，而前梁上的载荷减少。 ?剪力 Q 1 加到接头3上，使翼梁 1-3段上受到附加的 弯矩 ?剪力 Q 2 将直接传到接头 2上。 ?在接头 1和接头 2处，翼梁 1和 2上的力矩由侧肋 1-2 和加强框或机身翼梁段 1-1和 2-2承受 (图 4.40(b))， 而侧肋 1-2将承受横向弯曲 (图 4.47)。 ?扭矩 M t 的传递与单梁机翼上的情况一样。 图 4.47 双梁式机翼的侧肋 1－ 2 三、多梁机翼 三、多梁机翼 传力分析 传力分析 同双梁式机翼是相似的。沿第 j个梁的 腹板传到根肋 2-3-4(图 4.40(c))上的剪力 Q j 将 传递到固定该翼梁的连接接头上，同时在 该翼梁上产生附加弯矩，翼梁腹板由于力 Q的作用而受剪。 在连接翼梁与侧肋 1-2的接头处，翼梁 上的弯矩将对侧肋有分弯矩 M j 1-2 (图 4.49(c)), 由于该力矩的作用，侧肋将承受横向弯曲。 扭矩 M t 以闭室剪流 q t 的形式传到根肋 2－ 3 － 4上，与翼肋 1-2类似， M t 以力矩 R t B的形 式在该翼肋的支点上平衡。 图4.49 (a)、（b）－多梁式后掠机翼结构； (c)－侧肋受载情况 四、单块式机翼 这种机翼通常将每个中央翼翼梁连 接在机身加强框 1-1和 2-2上。然而，它的 中央翼可以嵌入机身中，这时，中央翼 的壁板和腹板利用接头和加强带板同机 身侧边 (框 )连接起来。外翼沿翼盒周缘和 翼梁缘条同中央翼相连。 图 4.41(a)中翼盒沿周缘在机身侧边固 定在中央翼上。 由于壁板上正应力 σ分布的不均匀性， 轴向分布力 q σ 沿壁板宽度也呈现不均匀性。 侧肋1-2基本上只承受剪力。侧肋的弯矩是 由于 q σ1－2 的不均匀性而产生的，所以值不 大。如果不需要通过侧肋将外翼壁板同中央 翼对接，翼肋1-2的缘条可以做得弱一些。 扭矩 扭矩 M t 通过两条路线传递：根肋 通过两条路线传递：根肋 2-3的 的 弯曲 弯曲 (图 图 4.50(d))和根部三角区 和根部三角区 1-2-3的剪切 的剪切 (图 图 4.50(e))。 。 如果根部三角区壁板的刚度较 如果根部三角区壁板的刚度较 大，这种结构中也可以没有翼肋 大，这种结构中也可以没有翼肋 2-3。因为 。因为 三角区 三角区 1-2-3(与梁式机翼中的不同 与梁式机翼中的不同 )可以受剪 可以受剪 (图 图 4.50(f))， ， 同时，一部分扭矩以 同时，一部分扭矩以 2、 、 3点的 点的 支反力平衡， 支反力平衡， 3点的支反力使前梁受剪 点的支反力使前梁受剪 （弯）。 （弯）。 远离根部剖面 (Z>l 2-3 )的外翼段，剪力 Q根据 梁的弯曲刚度按比例分配。在接近根部截面 (Z<l 2-3 )处，剪力进行重新分配，后梁腹板加 载，前梁腹板卸载。力 Q 2 传到支点 2上，而力 Q 3 分两路传递： Q 3－ 2 部分将以翼肋 2－ 3上的 剪力传递到接头 2，而 Q 3－ 1 部分将以前梁腹板 的剪力传递到接头 1。根据剪应力互等定律可 以得出： Q b ＝ Q r =Q 3 /2 ， 机翼根部的总应力是 Q、 M和 M t 引起的应力 之和。 五、 纵向受力构件轴线在机身对称面发生转 折的后掠机翼 如图 4.40(d)所示。其机身部分可以是梁 式受力型式，也可以是整体式受力型式。在 这两种情况下，都应该有中央加强肋 0－ 0 “ 。 当机身部分有双墙式中央翼时，受力情 况如图 4.51(a))。 如果机身部分为单块式结构时，受力情 况如图4.51(c) 。 图 4.51 纵向受力构件在机身对称面转折的后掠式机翼 的受载情况 4.7.3 纵向受力构件轴线不转折 —带内撑梁 的后掠翼 图 4.41(c) 带内撑梁的后掠机翼的结构受力型式 – 特点：前后梁与机身铰支 不传弯矩给 机身，不存在由于梁转折引起的分弯矩。 z内撑梁 /主梁与机身垂直，承受弯矩，用 很强的侧边肋。 – 优点：可以取消侧加强肋，有利于改善 根部受力情况，提高结构刚度，便于布置 起落架的支点和收藏起落架。 机翼的承扭能力取决于下壁板上有无破 坏剖面闭室的开口 1-2-4。根肋 3-4可以在点 3 和 4处铰支在腹板 2-6和内撑梁 2-4上 (图 4.41(c))，或者在点 4处固支在内撑梁和翼梁 上 (图 4.52)。 (1)没有开口 1-2-4，且只有根肋 2-7 (2)有开口 1-2-4 ,根肋铰支在点 3和 4处 (3)根肋固支在点 4的悬臂梁 (图 4.52)(翼肋 3－ 4、内撑梁 2－ 4和翼梁的缘条用加强板 5相连 ) 图4.52 内撑梁和根肋的对接接头结构 图 4.53 带内撑梁的后掠机翼结构简图 传力分析 1、构造 2‘ 1’ 2 1 6 4 3 5 2-4 主梁根部固接 1-4 前梁双铰支 2-3 后梁双铰支 345 根肋在前梁处固支 1-6 短肋在根部固支 1-2-3 三角区为起落架舱 2、传力分析 剪力 Q： R 主 14 2 R 主 Q q 4 23 由主梁传递 R 后 34 Q h R 后 弯矩 M： 后梁 14 M q 传给主梁 传给 1-1框 3 2 M n 传给 2-2框 传给根肋 3 后梁 扭矩 M n: M q ’ 6 侧边肋 1 前梁 1 3 传给主梁 肋平面 主梁 肋平面 前梁 1 6 4 3 M q ’ 2 3.内撑梁式结构连接关系分析 z 前梁与机身最好铰接，否则产生分弯矩， 加重侧边肋的负担，同时因为前梁处结 构高度不高，距离远，固接会增重。 z 前梁与主梁可铰接，也可固接，固接可 分担一部分根肋的扭矩，但使主梁受扭， 不符合其传力特性 z 后梁与主梁可铰接，也可固接。因后梁 处结构高度小，固接增加后梁的刚度， 加重后掠效应，但传力直接。 – 短肋与侧边肋和前梁必须固接，方能 传递前缘闭室的扭矩。 – 根肋在主梁处最好固接，以提供对后 梁的支持。 J-5 5 2 6 4 3 7 加一根 3-7纵梁支持后梁 J－ － 6 1 2 3 4 6 5 7 加一根 2-7纵梁支持机翼根部机构， 提高三角区局部刚度 加厚根部区蒙皮 ——局部刚度 Q-5 1 2 3 4 6 5 7 后梁与主梁固接，提高后梁承弯能力， 其余与 J-6相同。 二、混合结构受力型式的多梁后掠翼 MIG-29 机翼结构 1－梁； 2－机身加强框； 3－梳状固接接头； 4－侧肋； 5－加强翼肋； 6－支座； 7－内撑梁； 8－梳状固接接头； 9－加强框； 10翼梁 剪力 Q和扭矩 M t 从外翼到翼肋 5的承受 与传递情况与上述的相同 (翼梁腹板受剪切 承受 Q，上、下壁板和前、后翼梁腹板形成 的闭室以蒙皮受剪的形式承受 M t )。从翼肋 5 处的切面开始， Q以最短的路径通过内撑梁 7以内撑梁受剪 (腹板 )和受弯 (缘条 )的形式传 递到将内撑梁连接到加强框上的梳状接头 8 上。翼肋 5上的扭矩 M t 转换成将与翼肋相连 的前、后翼梁上连接处的力偶，并通过内撑 梁 7以最短路径传递到接头 8上。 4.8 前掠翼 前掠翼的特点： 1.结构受力型式与后掠翼相同 2.前梁根部和靠近前梁的根部壁板承受的载荷 较大 3.机身内部布置容易 4.符合面积律要求 5.升阻比高 6.气动弹性发散临界速度 V cr?d 较低 图 4.49 后掠机翼和前掠机翼的重量和发散 临界速度比较 (a) 发散临界速度； (b) 机翼结构重量。 图 4.55 机翼弯曲时前、后掠机翼剖面的攻角改变 图 4.56 前掠翼的结构受力型式 4.9 回转翼 z可变后掠翼 可变后掠翼 z可变安装角机翼 可变安装角机翼 z折叠翼 折叠翼 4.9.1 变后掠角机翼 一、变后掠角机翼 包括 ： 不动的根部 —中央翼 (图 4.57(a)) 机翼可旋转部分 (图 4.57(b)) 机翼旋转接头 (图 4.57(c)) 机翼旋转操纵系统 图 4.57 可变后掠翼 及其枢轴的结构 图 4.58 B-1飞机的可变后掠机翼及其枢轴的结构 1－外翼； 2－衬套； 3－中央翼； 4－螺栓； 5－轴承 图 4.59 可变后掠机翼及其根部（连接）结构 图 4.60 F-14飞机的可变后掠翼 图 4.57所示机翼的结构特点是：载荷 Q、 M和 M t 从机翼回转部分向机翼固定根部 (中 央翼 )传递时不是靠若干个承力构件 (如在梁 式机翼中 )或是整个剖面的闭室 (如在整体式 或多梁机翼中 )，而是只 (或仅仅 )借助 1个枢 轴来实现的。 枢轴接头布置在距机身侧壁 l pi 处， l pi 越小， 可转动部分的面积 S就越大： 效率高 枢轴接头载荷大 转动引起的焦点位置移动大 l pi ＝ (0.1~0.25)l/2 图 4.61 枢轴的位置图 两种不同的结构受力型式： (1) 所有载荷 (Q、 M、 M t )只通过枢轴传递， 要求 机翼回转部分有整体壁板，该整体壁 板在旋转接头区域内变成很强的耳片 。 (2) 弯矩 M由安装在主梁上的枢轴接头传递， 而剪力 Q和扭矩 M t 不仅由枢轴传递，而且还 借助于安装在辅助翼梁 3上的、在滑轨 1上滑 动的辅助滑块 2来传递 (图 4.62)。 4.62 带承受剪力 Q和扭矩 M t 的辅助支点的可变后掠翼 1－滑轨； 2－滑块； 3－支点； 4－辅助承力构件 二、枢轴的受载和承载 二、枢轴的受载和承载 M x =Mcosχ M z =Msinχ 图 4.63 作用在枢轴上的力和力矩 4.64 最大容许使用过载随机翼后掠 角 χ的变化关系 4.9.2可变安装角的机翼 1.可对飞机进行直接控制，改善机动性能； 2. 结构与全动平尾结构相似； 3.如果发动机位于机翼上，并同机翼一起 转动， 以便在起飞和着陆时产生垂直推 力。 4. 结构复杂 4.9.3折叠机翼 用途： 基本上用在舰载飞机上，为了减小其外形 尺寸，方便在甲板上或舰舱内停放。 典型机型： 美国海军舰载机 F-18 ，苏联舰载机 SU－ 27K。 折叠方式： 翼尖部分通过液压作动筒绕机翼旋转轴向 上旋转。 图 4.65 可折叠式机翼 4.10 三角机翼的传力分析 z 飞机速度的提高 →更大的后掠角、更薄 的翼型（ 小） z 气动性能要求 →结构强度和刚度矛盾更 突出 z 很自然地发展三角翼飞机结构 1.大后掠角 =55~75之间 小展弦比 =1.5~2.5 长根弦 尽管相对厚度小（ c=3~5%）， 但 b根大 c根小 大部分机翼面积靠近机身，压 心中心离机身较近，机翼根部的弯矩小 2.根梢比大，翼尖和前后缘薄，局部刚度 i 可突出。 3.根部结构高度大，一般采用梁式结构。 因根弦长，一般采用多点连接多接头如 何协调 4.由于根弦长，机身遮挡部分占整个机翼 的比例较大，为提高飞机的性能，应设 计成翼身融合体。 问题： 但由于前缘后掠角大，前缘增升装置效 率降低，而机翼后缘的翼展不大，限制 了机翼后缘增升装置的能力，降低了机 翼的升力特性。 图 4.66 三角机翼的结构受力型式 4.10.1带有平行翼梁的多梁三角翼 结构组成： 若干个 (1…n )翼梁 ，前梁 2－ 3、侧肋 2- n以及蒙皮和支持蒙皮并将气动载荷从蒙 皮传到翼梁上的翼肋。 图 4.67 三角机翼上的气动力分布 图 4.68 带平行梁的三角机翼上翼梁的受载图 特点： 特点： 1. 梁在机身侧边处缘条面积最大； 梁在机身侧边处缘条面积最大； 2. 梁腹板较薄（多梁）； 梁腹板较薄（多梁）； 3. 侧肋有实心梁腹板；蒙皮薄； 侧肋有实心梁腹板；蒙皮薄； 4. 重量轻； 重量轻； 5. 梁缘条沿长度方向的外形是曲面，与之 梁缘条沿长度方向的外形是曲面，与之 连接的蒙皮也是其面，工艺困难。 连接的蒙皮也是其面，工艺困难。 图 4.69 带平行翼梁的三角翼结构 (“协号和 ”) 4.10.2带有辅助翼梁的单梁三角翼的结构特点 组成 : 主梁 4-5、若干个辅助翼梁 i-i、侧肋 2-n、 前墙 2-3、蒙皮及其加强翼肋。墙在机身侧 边与机身铰接。 每个墙上的分布剪力 q bi =qa/b ，它使梁 的连接接头上产生的支反力 为： ∫ == i l iii zqQR b 0 bbb d 同时，沿翼梁周缘上有支反剪流： )2/( bbbc iiii FcQq = 该反剪流由侧肋腹板、蒙皮和前隔板构 成的闭室承受。各翼梁的 Q图和 M图如图 4.70 ，根据内力图，可判断出缘条面积在 中部应最大 。侧肋只承受剪切，因此，也 不需要加强缘条。这种机翼的蒙皮较厚， 因为作用在蒙皮上的总剪流是由各辅助翼 梁的剪流 q ci 之和。 图 4.70 三角翼上主梁和辅助梁上的受载图 4.10.2 带有辅助翼梁的单梁三角翼的结构特点 组成 : 主梁 4-5、若干个辅助翼梁 i-i、侧肋 2-n、 前墙 2-3、蒙皮及其加强翼肋。墙在机身侧 边与机身铰接。 每个墙上的分布剪力 q bi =qa/b ，它使梁 的连接接头上产生的支反力 为： ∫ == i l iii zqQR b 0 bbb d 同时，沿翼梁周缘上有支反剪流： )2/( bbbc iiii FcQq = 该反剪流由侧肋腹板、蒙皮和前隔板 构成的闭室承受。各翼梁的 Q图和 M图如图 4.63，根据内力图，可判断出缘条面积在中 部应最大 。侧肋只承受剪切，因此，也不 需要加强缘条。这种机翼的蒙皮较厚，因 为作用在蒙皮上的总剪流是由各辅助翼梁 的剪流 q ci 之和。 图 4.65 三角翼上主梁和辅助梁上的受载图 4.10.3 带有聚交翼梁的三角翼结构 结构特点： 1. 需要有加强侧肋； 2. 工艺性好； 3. 梁多，刚度好，生存性好。 图 4.66 等百分比布置的 多梁式三角翼结构 图 4.67 带辅助翼梁的单 块式三角翼结构 4.10.4 带有辅助翼梁的整体式三角翼结构 特点： 1. 翼盒代替翼梁，提高了刚度； 2. 翼盒中段用铰接接头与机身隔框相连。 4.10.5 带内撑梁的梁式三角翼结构型式 z 垂直于机身布置了一根内 撑梁； z 刚度大，生存力强，重量 轻； z 内撑梁使前梁卸载； z 机翼内布置油箱。 图 4.67 带辅助翼梁的 单块式三角翼结构 图 4.69 带内撑梁的三角翼结构 4.11.1增升装置的功用 z 改善飞机的起飞 —着陆性能 z 提高轻型高速飞机的机动性能 z 部分增升装置 (如前缘缝翼 )还用于改善飞 机大迎角下飞行时的横向稳定性和操纵 性，特别是后掠翼飞机。 1－前缘缝翼； 2－减速板； 3－扰流板； 4－单缝、双缝或三缝 式襟翼； 5－外侧副翼； 6－内侧副翼； 7－调整片； 8－前缘襟 翼； 9－偏转式或后退式襟翼； 10－襟副翼 4.11.2对机翼增升装置的要求 1. 在飞机处于着陆攻角且增升装置偏至着陆 状态时，增加最大； 2. 当增升装置处于收起位置时，的增加最小 ； 3. 当飞机以小推重比进行加速滑跑时，气动 性能要处于最佳状态，而对于推重比大的 飞机，当增升装置偏转到起飞位置时，要 能提供较大的增量； 4. 当增升装置偏转至工作状态， m z 的变化 (机 翼压心的移动 )要尽可能小 5. 左、右翼上的增升装置作用要同步，结构 要简单，工作要可靠。 4.11.3机翼增升装置的种类 z 开裂襟翼 :增大了翼型的有效弯度和增大 机翼面积（后退式） z 分为 : – 有固定转轴的 – 后退式的 z 弦长 b sf 占机翼弦长的 25~30％ z 起飞时的偏转角 δ sf 达 20° z 着陆时偏角 δ sf 为 50~60°，使飞机大大减 速，从而可增大下滑斜率并减小 L ld 4-通条和铰链 ； 拉杆 8沿其支座 5 轴向移动 ； 通过拉杆 8和松紧 螺杆 7实现操纵 滑轨 9 ；托 架 10；撑杆 11对滑轨进行加固。 Π形剖面的大梁 1和骨架上下的蒙 皮，以此形成能承受扭转的闭室 图 4.74襟翼 （ a）－转动式；（ b） —后退式； （ c）－开缝式；（ d）－多缝式 z 转动式襟翼，襟翼弦长 b f 与机翼弦长 b的 比值约为 b f /b=0.3~0.4， δ f =40~50° z 多缝襟翼， δ f ＝ 50~60°， S f /S w =0.15~0.25。 z 襟翼结构中有骨架和蒙皮。骨架通常由 一个大梁 (有时是管形大梁 ,以便承受 M t )、 几根桁条和翼肋组成。 z 大梁上安装了襟翼悬挂和操纵接头。操 纵接头上固定着作动筒拉杆以使襟翼偏 转。 z 襟翼的后缘部分可以采用蜂窝结构来提 高刚度并减轻重量。 z 这种襟翼利用安装在机翼加强肋和后大 梁 (后壁板 )接头上的支臂 2来悬挂 转动式襟翼 后退式襟翼 带有导流板的开缝襟翼：襟翼 1本身、 导流板 4、滑板 5和收放机构 8 滑板 滑板及其固定接头的结构 单轨 10是钢制弧形工字型材 单轨缘条的表面进行了磨削和镀铬处理 结构上最简单的方法是将襟翼和导流板悬挂在外置支臂 上，但附加的阻力 (甚至在支臂上有整流罩时 )会降低飞机 在巡航状态的经济性。 三缝式后退襟翼的结构由主要段 2、尾段 1及导流板 4组成 z 两根梁 5和 7、 蜂窝夹层壁板 6、 翼肋 8和前后缘 蒙皮 z 襟翼主段的结 构是由夹层壁 板形成的翼盒 螺杆收放机构的轴向销 12 悬挂尾段用的支臂 13和导轨 14 ；滑板 11 ；尾段由骨 架 (大梁和前缘翼肋 )和蒙皮组成；可以采用蜂窝结构来提 高刚度和降低重量 导轨 18 图 4.77 三缝襟翼及其构件的结构 4.11.4减速板和扰流板 z 放出时向上偏，引起气流分离 (图 4.78(a))， 使升力下降，阻力增加，而在收起位置时， 埋入机翼中 z 减速板，它们在左右机翼上对称地向上偏 转 z 扰流板，只需要使往其倾斜的那一边机翼 上的扰流板偏转。因此，扰流板是飞机横 向的操纵机构。 z 为了提高飞机相对于其纵轴的操纵效率， 扰流板应远离该轴布置，通常，放在外侧 襟翼的前面，增大力矩 M χ 的力臂； z 减速板放在内侧襟翼前面，在减速板偏转 不对称时可减小力矩 M χ 的力臂。 图 4.78 扰流板及其悬挂接头和 操纵接头的结构 z 联合使用扰板片和副翼。扰流板的主要 缺点是在扰流板开始偏转时，升力变化 有滞后效应，这就降低了飞机的机动性 能。 4.11.5 机翼前缘的增升装置 机翼前缘的增升装置 z 机翼前缘的增升装置通过延迟机翼绕流 在大迎角下的分离来提高值。 z 机翼前缘增升装置中应用最广的是前缘 缝翼和前缘襟翼 (图 4.79)。 前缘缝翼 前缘缝翼 1的结构: 大梁 3 桁条 肋 4 隔板 2 蒙皮 导轨 5 带滑轮 8的滑板 固定螺杆收放装置 和导轨的支臂 7 ?导轨和螺杆机构 (图 4.79(a)、 (b))摇臂机构 11 前缘襟翼 前缘襟翼 z 用在相对厚度小、前缘薄、难以布置增 升机构的飞机机翼上 克鲁格襟翼 克鲁格襟翼 z 后掠翼上的前缘缝翼配合使用以防止飞机 进入过失速攻角。克鲁格襟翼只能保证在 小于某一迎角时机翼绕流不分离，超过该 迎角后，气流开始急剧分离。因此，当后 掠翼翼尖气流尚无分离、而其翼根部气流 的提前分离会产生使迎角减小的低头力矩， 提高了飞行安全。 4.11.6 增升装置的受载 z 增升装置承力构件 (开裂式襟翼、襟翼等 ) 的受力情况同机翼各受力构件的受力情 况是类似的 z 由大梁传来的载荷将以通条上的剪力经 襟翼的铰链 4传递到机翼大粱 (壁板 )的铰 链上。作为开裂襟翼支持点的松紧螺杆 7， 将承受压力，并将自身的载荷经操纵杆 8 的支座 5传递到机翼加强肋上。 z 对于后退式开裂襟翼，支持点是滑板和 操纵拉杆的滑轮。滑板的滑轮经滑轨的 固定接头将来自襟翼的载荷传递到加强 肋上，进而传递到机翼大梁的腹板和蒙 皮上。来自操纵拉杆的载荷传递到固定 作动筒的那些机翼承力构件上。 4.12.1 副翼的用途 z 副翼是位于机翼后缘外部并在左右翼上 同时反向偏转以产生滚转力矩的机翼活 动部分。它对飞机实现横向控制 基本要求 基本要求 z 避免在飞行中由于机翼弯曲使副翼卡死； z 对副翼进行重量配平； z 减小铰链力矩； z 减小偏转和收起状态下的附加阻力； z 减小副翼偏转时的偏航力矩等。 z 副翼的上偏角为 25° , 下偏角为 15° ～25°。副翼向下偏转引起攻角增大， 这在大攻角飞行时会导致该半机翼上的 气流分离和反效。因此，要限制副翼的 下偏角。机翼上表面的弯度较大，当副 翼向上、向下偏转同样角度时，机翼上 的阻力不同，会导致产生不期望的偏航 力矩 M y ，因此要求的上偏角度要大些 。 襟副翼 襟副翼 z 改善飞机的起降性能，它即可以当作副 翼使用，也可以当作襟翼使用 z 为避免横向反操纵 ——副翼反效现象的 发生，开始采用内、外副翼 (图 4.72)和扰 流板。而且外副翼仅用于起飞、着陆时 飞行速度不大的状态，而内副翼位于机 翼刚度较大的部分，在整个飞行期间均 被使用。 z 扰流片偏转时升力变化的滞后效应 (气流 不立即分离 )，将扰流片与副翼联合使用， 从而提高横向操纵效率 升降副翼 升降副翼 z 无水平尾翼的飞机上，为保证横向和纵 向稳定性，机翼上的操纵机构既当副翼， 又当升降舵，其面积和偏角比常规布局 飞机的要大，因为从飞机质心到升降副 翼的力臂小一些。 4.12.2 副翼的结构 z 副冀的结构由骨架和蒙皮组成。骨架由 大梁、桁条、肋、隔板以及为加强副翼 前缘悬挂接头开口处 (图 4.80(a))和安装在 大梁上的操纵系统通道开口处的加强板 组成。 图 4.80 副翼及其悬挂接头的结构 重量平衡 z 防止机翼弯曲－副翼偏转颤振 z 集中配重 7(图 4.80(a)) z 沿副翼前缘沿翼展布置分散配重 (金属棒 18，图 4.80(e)) z 后缘采用蜂窝夹芯结构，以此减轻副翼 后缘的重量 4.12.3 气动补偿 z 减小副翼 (舵面 )操纵系统中的铰链力矩 z 减小驾驶杆力 z 轴式补偿就是将副翼转轴向后移动，使 其距压心更近 z 内补偿 ：利用 A腔和 B腔中的压差来获得 附加力矩△ M h z 伺服补偿 ： 图 4.81 气动补偿 (a)? 轴式补偿；（ b） ? 内 补偿；（ c） ? 伺服补偿； (d)? 带弹性元件的 伺服补偿器 4.12.4 调整片 z 调整片 (图 4.82(a)和图 4.82(b))位于副翼 (舵 面 )5的后部，它用于在改变飞行状态时 减小 (消除 )飞机操纵摇臂上的杆力。 图 4.82 调整片及其悬挂接头和操纵接头的结构 4.12.5 副翼的受载 z 副翼是一变刚度的多支点梁，承受垂直 于弦平面的分布气动载荷 q ail 和操纵拉杆 的操纵力 图 4.83 副翼的受载及副翼的 Q、 M、 M t 图 操纵面前缘缺口补强 操纵面前缘缺口补强 操纵面扭矩一般由前缘闭室承受。然 而在悬挂接头处，前缘要开口，破坏了扭 矩的传力路线，因此需在缺口处补强。 – 可加一对斜加强肋，与梁构成三角架 – 加一短墙，与缺口两端的加强肋构成 一局部闭室 – 对某些小型低速飞机，载荷很小时， 可直接对梁进行局部加强，由梁本身 受扭 4.13.1 尾翼的用途和对尾翼的要求 z 飞机稳定性和操纵性的升力面 z 水平尾翼用于保证飞机的纵向稳定性和 操纵性 z 垂直尾翼用于保证飞机的航向稳定性和 操纵性 图 4.84 尾翼布局 图 4.85 水平尾翼上的流场扰动图 z 采用全动式水平尾翼能明显提高水平尾 翼的效率，特别是在超音速时 z 很少采用全动式垂直尾翼，因为在大多 数情况下，方向舵的剩余效率足以保证 飞机的正常操纵 图 4.86 不同气动布局时水平尾翼的不同位置 z 提高垂尾的效率 : z 采用了腹鳍 7(图 4.84(c))，使机身也能起 稳定作用。采用这种垂直安定面，可以 在大攻角飞行时降低由于机翼和机身对 垂尾的遮挡对航向稳定性的影响 z 垂直安定面的前段 基本要求 基本要求 z 保证飞机具有所要求的稳定性和操纵性 z 合理选择尾翼的形状、参数和布局 4.13.2尾翼上的载荷和尾翼的承力结构 一、水平尾翼的受载 z 气动载荷 平衡载荷 机动载荷 在扰动气流中飞行时阵风作用下的升力 增量 z 质量载荷 图 4.87 水平尾翼位置不同时作用在飞机上的力 气动载荷沿弦向的分布 水平安定面和升降舵组成的水平尾翼水平安定面和升降舵组成的水平尾翼 全动式水平尾翼全动式水平尾翼 ?根据吹风结果和 “强度规范 ”要求给出 ?载荷沿翼展的分布大约与弦长成正比 二、垂直尾翼上的载荷 二、垂直尾翼上的载荷 z 垂直尾翼上的载荷的计算与水平尾翼的 载荷计算相似 z 多发动机飞机，一侧发动机停车造成飞 机偏离对称平面 ,相对 Y轴产生的力矩 M y 基本上要被垂直尾翼抵消 三、尾翼各部分的受力情况 z 左右两半水平安定面，垂直安定面：悬 臂梁 z 左右两半连为一体的整体式水平安定面： 双支点外伸梁 z 受力型式与机翼结构受力型式 4.13.3 水平尾翼的结构 z 安定面上无大开口，常作成双梁单块式 结构 图 4.89典型水平尾翼及其结构 图 4.90 A-10飞机的尾翼结构 图 4.91典型 T型尾翼的结构 4.13.4 垂直尾翼的结构 一、常规布局和 T型布局的后掠垂直尾翼的 结构 图 4.92 垂直安定面及其与机身的连接接头结构 z 由于来自水平尾翼附加载荷的作用，在 T 型尾翼的垂直安定面上，垂直安定面上 的所有承力构件都应加强 (增大梁缘条的 面积，整个梁的腹板用垫板和支柱加强 等 )。 因为梁与垂直安定面固定接 头之间的角度比较大，侧肋 因此承受着大部分由梁传来 的弯矩，所以侧肋通常很强， 腹板上不开孔，并且用支柱 加强，侧肋缘条用垫板 1同 梁缘条和连接接头连接在一 起。 带有一个或数个内撑梁的结 构受力型式 ,非常适合用在双 垂尾上，它可以减小垂直安 定面的重量。对于高度不大 的垂尾 (短梁 )，多梁式结构 受力型式也是较为合理的 图 4.94 尾翼和布置在后机身或后机身上方的发动机 4.13.5 全动水平尾翼 转轴式 定轴式 z 转轴式全动水平尾翼，各种形式的载荷， 包括剪力 Q、弯矩 M和扭矩 M t ，都只通过 轴 10传递到机身上 z 在定轴式结构型式中，轴 17在 Q和 M的作 用下受剪切和弯曲，而 M t 被操纵杆力产 生的操纵力矩平衡，而轴不承受扭转， 这样，就可将它做成适合承受 Q和 M的工 字梁。 全动水平尾翼转轴的位置 z 直轴 (χ axi ＝ 0)与压力中心较远，在全动式 水平尾翼操纵时，铰链力矩 M h 较大 z 斜轴 (χ axi >0)能使 M h 值减小，特别是当轴 位于 M<1的压力中心点和 M>1的压力中心 点之间时更是如此 z 随着轴后掠角 χ axi 的增大，尾翼效率会降 低，升阻比也会降低，因为当 χ axi 值较大 时，尾翼的偏转方向可分解为与来流平 行的方向和与来流垂直的方向，这就使 尾翼上的升力降低，阻力增加。当 χ axi 增 大后，在水平安定面左右段上布置操纵 传动装置的难度也随之增加。 z 当采用直轴时 (χ axi ＝ 0)时最容易布置传动 装置 z 现代歼击机上、如 Su－ 27、 F-15、 F-16等 其他一些飞机上都采用了直轴 (图 4.98)。 当采用直轴时，为了降低 M h ，水平尾翼 的平面形状是小展弦比的三角形或梯形。 转轴式全动水平尾翼的结构 J-6全动平尾 传力分析 z 剪力：由前、后墙传到 B、 C点上，再由 AB、 AC肋通过水平螺栓传给转轴，使转 轴受弯距 z 扭矩：一部分由 BC肋将外侧传来的分布 剪流转换成一对方向相反的垂直力。然 后以同样的路线由水平螺栓和垂直螺栓 传给转轴，但均是对转轴产生扭矩；一 部分由壁板受剪力形式作用到垂直螺栓 上 z 弯距：外侧机翼壁板上的分散轴力由加 强蒙皮、加强板通过结构参与逐步集中 到加强板上，由四个垂直螺栓传给转轴 使之受弯。 定轴式全动水平尾翼的结构 z 一般，轴与尾翼的壁板、前、后墙均无 直接连接，为此要布置两个纵向短梁和 两个加强肋，以便把壁板上的已在根部 逐渐集中起来的轴力通过两纵向短梁传 到两加强肋上，再由肋传给轴； z 剪力也通过加强肋传给轴 z 当为斜定轴时，需在机身上布置一构件 构成 X向力臂，用以传递分弯距 缺点： z 在尾面结构高度内要同时安放轴和轴承， 减小了轴的结构高度，对轴的受力不利； z 需在机体上开弧形槽，对机体有所削弱 图4.97 全动水平尾翼上与翼梁连接的轴的结构 直轴式全动式水平尾翼结构 z 为了减小铰链力矩，展弦比和后掠角不 大 图 4.98 带全动式水平尾翼的单垂尾和双垂尾结构