航空飞机结构
1. 飞机结构
1.1 飞机结构的基本概念
1.1.1 飞机外载荷及飞机结构承载能力
飞机在飞行或起飞、着陆、地面运动时，其他物体对飞机的作用力和力矩称为飞机外载荷。
1飞机外载荷
1) 飞机外载荷分类
飞机外载荷按其作用形式可分为集中载荷和分布载荷。
飞机外载荷按其作用性质可分为静载荷和动载荷。
飞机外载荷按飞机所处状态又可分为飞行载荷和地面载荷。
2) 飞行中飞机的外载荷及过载
(1) 飞行中飞机的外载荷。
图1.11 飞机机体坐标系和外载荷向机体坐标系原点简化
当外载荷形成平衡力系时，满足平衡方程组(1.11)，飞机进行的是匀速直线运动，也就是定常飞行； 当外载荷不能形成平衡力系时，飞机进行的是变速运动，也就是非定常飞行。
⎩⎪⎨⎪⎧∑X ＝0，∑M X ＝0∑Y ＝0，∑M Y ＝0∑Z ＝0，∑M Z ＝0
(2) 过载(载荷系数)。
① 过载的定义和物理意义。
过载的定义： 作用在机体坐标系某方向表面力的合力与飞机重量之比称为飞机在该方向的过载(也称为载荷系数)。飞机的过载用字母n 表示，按照图1.11给出的机体坐标系，过载分为沿纵轴过载n x 、沿立轴过载n y 和沿横轴过载n z ，由此可得
⎩⎪⎨⎪⎧n x ＝（P －D ）/W n y ＝L /W n z ＝Z /W
② 飞机水平匀速飞行时的过载。
图1.12 飞机水平匀速飞行时的外载荷
飞机进行的水平匀速直线飞行就是一种定常飞行状态，这些外载荷必须满足平衡方程(1.11)。因为侧向力Z 、力矩M y 和M z 自然为零，所以
⎩⎪⎨⎪⎧∑X ＝0，P 0＝D 0∑Y ＝0，L 0＝W ∑M Z ＝0，M A ＝M B
在此飞行状态下，飞机的过载为： n x ＝P 0－D 0＝0，n y ＝L 0/W ＝1，n z ＝Z /W ＝0。
③ 机动过载。水平机动过载出现在飞机水平盘旋情况，如图1.13所示。当飞机以滚转角β水平盘旋时，升力在水平方向的分力为飞机转弯提供向心力，N a 为惯性力； 而在垂直方向的分力与飞机重量平衡，L ×cos β＝W 。所以n y ＝L/W ＝1/cos β。滚转角越大，过载值越大，当β＝30°时，n y ＝1.15; β＝60°时，n y ＝2。
图1.13 水平盘旋机动过载
④ 突风过载。
图1.14 垂直突风造成的突风过载
⑤ 部件过载。
n y 部件＝n y ±Δn y
图1.15所示为飞机以角加速度εz 抬头转动时，沿机体纵轴部件过载的分布图。抬头角加速度εz 导致飞机重心以外各部件相对重心有附加的加速度εz ×X 部件，产生附加过载Δn y ＝εz ×X 部件/g ，这时部件的过载就等于
n y 部件＝n y ＋Δn y ＝n y ＋εz ×X 部件/g
式中，εz——飞机绕机体横轴转动的角加速度；
X部件——部件沿机体纵轴部件到飞机重心的距离；
g——重力加速度。
图1.15部件过载沿飞机纵轴的变化规律
(a) 全机过载；(b) 附加过载；(c) 部件过载
当飞机以角加速度εx绕机体纵轴向右转动时，得出飞机部件过载分布如图1.16所示。
图1.16部件过载沿飞机横轴的变化规律
(a) 全机过载；(b) 附加过载；(c) 部件过载
3) 起飞、着陆、地面运动时，作用在飞机上的外载荷和起落架载荷系数
为了便于研究，将地面作用在起落架上的外载荷分为垂直载荷、水平载荷和侧向载荷，如图1.17所示。
图1.17作用在飞机上的地面载荷
P y—垂直于地面的载荷；P x—平行地面并垂直轮轴的载荷；P z—平行地面并垂直机
轮平面的载荷
(1) 垂直载荷。
(2) 水平载荷。
(3) 侧向载荷。
图1.18飞机带右侧滑着陆或大速度滑行向右转弯
N—惯性力
2飞机结构的承载能力
1) 飞机的使用限制
(1) 限制过载——结构总体受力限制。
n y使用最小≤n y≤n y使用最大
CCAR25部规定：正限制机动过载不得小于2.5，不必大于3.8; 负限制机动过载不得小于－1.0。
(2) 限制速压——气动载荷受力限制。
图1.19不同飞行姿态下机翼表面气动力分布
(a) 低速大迎角飞行；(b) 高速小迎角飞行
为了保证飞机的局部结构强度，飞行中的飞机的速压不能超过q最大，俯冲时的速压不能超过q最大最大。为了直观体现飞机飞行速度限制值，引入当量速度概念。当量速度是指飞机飞行速压等效为海平面飞行时的速压所对应的速度，即
V d＝2q ρ0
式中，ρ0——海平面的空气密度。
最大允许速压q最大最大对应的当量速度称为最大当量速度，V d＝2q最大最大
ρ0，是飞机飞行
气动载荷的最大限制速度。
(3) 机动包线——飞行使用限制。CCAR25部适航标准中给出运输类飞机的机动包线(见图1.110)，并规定：飞机设计制造商必须保证在给出的包线边界上和边界内的空速和过载系数的任意组合，飞机均必须满足强度要求。所以，飞机在飞行包线规定的范围内运营飞行，才能保证飞机的安全。
图1.110飞机机动飞行包线
(4) 飞机在地面上的使用限制。CCAR25部对飞机地面载荷的各种组合情况以及各种载荷的最大使用载荷系数做了具体的规定，形成了飞机地面载荷的严重受载情况。CCAR25部要求在这些严重受载情况下，起落架以及和起落架相连的机体结构不能破坏，也不能产生有害的永久变形。但如果由于使用或维护不当，使飞机承受的地面载荷超出了CCAR25部所规定的严重受载情况的范围，将会使起落架和机体结构受到损伤。发生这种情况后必须按要求对涉及的结构进行检查。
2) 飞机结构承载余量——安全系数和剩余强度系数值
(1) 安全系数。设计载荷与使用载荷之比叫做安全系数，即
f＝P设计/P使用
(2) 剩余强度系数。在飞机强度计算中，把构件的破坏应力(正应力σ破坏、剪应力τ破坏)与它在某受载情况设计载荷作用下的计算应力之比称为在此受载情况下该构件的剩余强度系数，即
η＝σ破坏/σ设计，η＝τ破坏/τ设计
1.1.2 飞机结构适航性要求和结构分类
1飞机结构的适航性要求
1) 结构的强度
CCAR25部要求飞机结构的强度要用限制载荷(服役中预期的最大载荷)和极限载荷(限制载荷乘以规定的安全系数)来确定。必须研究机动包线上足够数量的点，以保证获得飞机结构每一部分的最大载荷，并且保证在每一种最大载荷作用下飞机结构都符合CCAR25部对强度的要求。用真实载荷情况对飞机结构进行静力试验以确定飞机结构强度时，飞机结构必须能够承受极限载荷至少3s且不发生破坏。
2) 结构的刚度
CCAR25部规定飞机结构必须能够承受限制载荷而无有害的永久变形，在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得妨害安全飞行。
3) 结构的稳定性
飞机结构中的细长杆件(起落架撑杆、襟翼滑轨撑杆等)和薄壁杆件(桁条、梁缘条等)受压时，当压应力大于受压失稳临界应力时，构件就会发生受压失稳现象，如图1.111所示。
图1.111受压杆件失稳形式
(a) 局部失稳；(b) 总体失稳
图1.112蒙皮剪切失稳
结构一旦失去稳定性，承受的载荷不能再增加，此时结构的刚度降低，结构在载荷作用下变形加大，所以对于主要受力结构是不允许出现失稳现象的。
4) 结构的疲劳性能
CCAR25部规定必须表明飞机结构符合“结构的损伤容限和疲劳评定的要求”。该规定要求飞机在整个使用寿命期间应避免由于疲劳、腐蚀或意外损伤引起的灾难性破坏。
(1) 损伤容限评定。
(2) 安全寿命评定。
(3) 声疲劳强度评定。
2飞机结构件的分类
根据结构件失效后对飞机安全性造成的后果，结构件可划分为重要结构项目(structural significant item，SSI)和一般结构项目(或其他结构项目)。
1.1.3 飞机结构受力分析的基本概念
1载荷作用下的变形
图1.113五种基本变形
(a) 拉伸变形；(b) 压缩变形；(c) 剪切变形；(d) 扭转变形；(e) 弯曲变形
(1) 拉伸/压缩变形。
(2) 剪切变形。
(3) 扭转变形。
(4) 弯曲变形。
2内力
3应力和应变
1) 正应力和正应变
正应力是垂直于所取截面的应力，即应力矢量沿截面的法向方向，用符号σ表示，如图1.114(b)所示。正应力矢量方向由截面向外指，代表的是拉应力，一般用＋σ表示。正应力矢量方向由外指向截面，代表的是压应力，一般用－σ表示。应力的单位是Pa(N/m2)。对应正应力的应变称为正应变，用字母ε来表示。
2) 剪应力和剪应变
剪应力是平行于所取截面的应力，即应力的矢量沿截面的切向方向，用符号τ表示，如图1.114(b)所示。剪应力是构件材料分子之间反抗被剪切错动而产生的应力，它的单位也是Pa。
对应剪应力的应变称为剪应变，用字母γ来表示：γ＝ΔS/h。
图1.114应力的概念
图1.115剪应变
4剪力和弯矩
在载荷作用下，结构件发生剪切变形时，结构件截面上产生的反抗剪切变形的内力叫剪力，用字母Q来表示；在载荷作用下，结构件发生弯曲变形时，结构件截面上产生的反抗弯曲变形的内力叫弯矩，用字母M来表示，如图1.116所示。
1) 剪力
图1.116剪力和弯矩
图1.117梁截面上的剪应力分布
图1.118紧固件和焊缝在载荷作用下承受剪切2) 弯矩
图1.119梁截面上正应力的分布
图1.120机翼承受空气动力作用产生的弯矩
5扭矩
1) 扭矩的传递
当结构件在载荷作用下发生扭转变形时，结构件中产生的反抗扭转变形的内力叫扭矩，用字母M扭来表示。由扭转引起的剪应力叫做扭转剪应力，用τ扭表示。
从图1.121和图1.122中可以看到，当长圆柱体(无论是实心长圆柱体还是空心长圆柱体)承受外力扭矩作用时，轴截面之间发生以截面形心为中心的相对转动，轴的长度不会发生变化，横截面保持平面。在扭转变形过程中，截面形心的位置保持不变。截面形心也被称为截面的扭心。
图1.121扭转变形产生的剪切变形和剪应力
图1.122扭转剪应力
2) 刚心和刚轴
在图1.123(a)中，机翼承受的扭矩
M扭＝P垂直×h1－P水平×h2(1.110)
式中，P垂直、P水平——起落架的垂直载荷和水平载荷；
h1、h2——垂直载荷和水平载荷到机翼刚心的距离。
图1.123机翼和机身承受的扭矩
(a) 起落架载荷在机翼结构中引起的扭矩；(b) 垂直尾翼气动力在后机身结构中引起
的扭矩
在图1.123(b)中，后机身承受的扭矩
M扭＝P×h(1.111)
式中，P——垂直尾翼的侧向载荷；
h——侧向载荷P到机身刚心的距离。
3) 飞机结构中扭矩的承受
1.1.4 飞机结构基本元件、结构件及受力特点
1结构基本元件及受力特点
1) 杆件
与横截面尺寸相比长度尺寸比较大的元件称为杆件。在飞机结构中，起落架受力构架中的撑杆、阻力杆(图1.124)、机翼机身的桁条、翼梁的缘条和支柱(见图1.124、图1.125)等都属于杆件。
2) 梁元件
飞机结构中的梁元件基本上有两种类型：一种梁元件的外形与杆件相似，但它具有比较强的弯曲或扭转强度(闭合剖面的杆件)，可以承受沿垂直梁轴线方向的载荷作用。图1.124中示出的起落架减震支柱就是这类元件。
图1.124起落架结构中的杆件(侧撑杆和阻力支柱)
图1.125机翼结构中的杆件(桁条、缘条等)
3) 板件
在飞机结构中，蒙皮、翼梁和翼肋的腹板、纵墙等都属于板件(图1.125)。板件承受板平面内分布载荷的能力较强。
图1.126板元件的受力情况
(a) 薄板；(b) 厚板
图1.127蒙皮承受气动载荷
1—蒙皮；2—桁条；3—翼肋；4—长桁支反力；5—翼肋支反力；6—铆钉承受的
拉力
2飞机结构件及受力特点
1) 杆系结构
图1.128机翼结构中的桁架式翼肋——杆系结构
2) 平面薄壁结构
图1.129机翼大梁结构形式——平面薄壁结构
1—上缘条；2—腹板；3—下缘条；4—支柱
3) 空间薄壁结构
图1.130机翼结构形式——空间薄壁结构
1—桁条；2—蒙皮；3—梁腹板；4—梁缘条；5—翼肋
(1) 机翼结构受力。
图1.131机翼的剪切、弯曲和扭转变形
图1.132在气动载荷、机翼和部件质量力作用下机翼的弯矩、剪力和扭矩(a) 机翼上有集中载荷时的弯矩图；(b) 机翼上有集中载荷时的剪力图；(c) 机翼上
有集中载荷时的扭矩图
图1.133机翼各元件在承载中的作用
(2) 机身机构受力。
图1.134在垂直尾翼的侧向载荷作用下，机身各结构件承受的应力
(a) 侧向载荷在机身结构中引起内力Q、M弯、M扭；(b) 后机身承受弯曲正应力；
(c) 后机身承受剪应力
1.1.5飞机复合材料结构件
1 航空复合材料的性能特点
(1) 复合材料是各向异性的材料。
(2) 层压板复合材料的层间性能远低于层内的性能。
(3) 复合材料属于脆性材料。
(4) 复合材料力学性能的可设计性。
(5) 具有良好的耐疲劳性。
(6) 耐湿热性能差。
(7) 加工工艺有待改进。
2 复合材料结构件的形式
(1) 平板或小曲率板是复合材料结构的基本元件之一。典型构件包括整体壁板、夹芯面板、梁腹板、整流罩、扰流板等。整体壁板结构就是通过复合材料的整体成型工艺，把蒙皮、桁条、梁缘条合并成一块整体板件，如图1.135所示。夹芯板就是在两层复合材料板之间夹以轻质材料制成的芯材，如图1.136所示。
图1.135机翼的整体壁板
图1.136机翼的夹芯壁板结构
(a) 夹层结构机翼；(b) 蜂窝夹层壁板
图1.137复合材料夹芯板受力情况
(2) 多墙式机翼结构。
(3) 正弦波腹板梁结构。
(4) 复合材料结构上不宜开孔、开洞，也不宜采用接头进行集中载荷的传递。
(5) 复合材料结构受到高能量冲击载荷作用时，可能造成穿透性损伤。
(6) 防腐措施。
1.1.6飞机结构疲劳设计
1 安全寿命设计思想
1) 安全寿命设计的概念
CCAR25部规定安全寿命(疲劳)评定标准为：这些结构必须用有试验依据的分析表明，
它们能够承受在其服役寿命期内预期的重复载荷作用而没有可察觉的裂纹。
2) 安全寿命设计的不足
(1) 不能确保飞机结构的使用安全。
(2) 不能充分发挥飞机结构的使用价值。
(3) 导致飞机结构重量的增加。
(4) 不能制定对飞机进行科学而经济的维修方案。
2 破损安全设计思想
3 损伤容限设计
1) 损伤容限专业术语
(1) 损伤容限：结构在规定的未修使用周期内，抵抗由于缺陷、裂纹或其他损伤造成破坏的能力。也可以说是在保证结构安全可靠地工作到下次检查的条件下，允许结构存在的缺陷和损伤。
(2) 裂纹扩展寿命：在设计应力谱作用下，由初始裂纹扩展到临界裂纹时所得的寿命。裂纹扩展寿命就是损伤容限设计中结构的总寿命。
(3) 剩余强度：含裂纹结构的承载能力。也就是含裂纹结构在未修理使用周期内的任意时刻能达到的静强度。在使用过程中，结构件的剩余强度会随裂纹尺寸的增加而减少。
(4) 损伤容限载荷：在规定的未修使用最小周期内，为了保证飞机飞行安全和飞行性能，带有损伤的飞机结构必须能承受的载荷，是在使用过程中结构预期要承受的最高工作载荷。
2) 损伤容限结构分类
(1) 缓慢裂纹扩展结构。
(2) 破损安全结构。
图1.138破损安全结构
(a) 机身隔框；(b) 机翼壁板
4 耐久性设计
1) 结构耐久性设计的概念
飞机结构的耐久性是指飞机结构在规定的经济寿命期间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外来物偶然损伤作用的一种固有能力。
耐久性设计的目标是通过合理选择材料及工艺、控制应力水平、设计细节、检查及防护，
以满足经济修理要求和降低使用维护费用，提高飞机的备用性、寿命和可靠性。
图1.139破损安全止裂结构
(a) 止裂带止裂；(b) 蒙皮分块止裂；(c) 开止裂缝止裂
2) 耐久性设计的基本要求
(1) 飞机结构经济寿命必须超过一个设计使用寿命(见图1.140);
(2) 在低于一个设计使用寿命期内不允许出现功能性损伤，如刚度降低、操纵效率下降、座舱减压和油箱漏油等；
(3) 飞机经济寿命必须通过分析和试验验证。
经济寿命＝全尺寸结构耐久性试验或分析寿命/2>设计使用寿命
图1.140经济寿命和设计使用寿命的关系
3) 飞机结构经济寿命的确定
飞机结构耐久性设计的核心问题是确定飞机结构的经济寿命，也就是确定飞机结构上
的损伤达到什么程度就不能采用可接受的经济方法进行修理，而这些损伤发展又会影响结构的安全性和功能性，并将这种损伤程度与飞机的使用时间联系起来，使其成为结构使用时间的一个函数。
5 复合材料结构的损伤容限/耐久性设计
1) 对复合材料疲劳断裂性能影响较大的载荷是冲击载荷
图1.141复合材料在不同能量冲击载荷下的损伤模式
(a) 高能量冲击损伤；(b) 中等能量冲击损伤；
(c) 低能量冲击损伤
2) 复合材料疲劳断裂性能分散性大于金属材料
表1.11各类冲撞事件出现概率
① FH为飞行小时。
1.1.7 飞机结构连接技术
1 飞机结构的机械连接——铆接和螺接
1) 铆接
(1) 铆接形成的连接形式。
图1.142铆接的几种连接形式
(a) 对接；(b) 搭接；(c) 角接
(2) 铆钉承力及破坏形式。
飞机结构修理
飞机结构修理 飞机的机体结构通常是由蒙皮和骨架等组成;蒙皮用来构成机翼,尾翼和机身的外形,承受局部气动载荷,以及参与抵抗机翼,尾翼,机身的弯曲变形和扭转变形;骨架包括纵向构件主要包括梁和桁条组成其作用主要是承受机翼、尾翼、机身弯曲时所产生的拉力和压力；横向构件包括翼肋、隔框等,主要用来保持机翼、尾翼和机身的截面形状,并承受局部的空气动力,各类飞机大部分以铝合金作为主要结构材料;飞机上的蒙皮、梁、肋、桁条、隔框和起落架都可以用铝合金制造;因为其密度小、强度高的优点,在航空材料中得以广泛的应用;铝合金结构在使用过程不可避免地受到不同程度的损伤,如蒙皮破孔、梁缘条裂纹、框变形等,因而需要采取相应的方法加以修理,保证各个结构能够在使用中安全负载和工作;主要介绍飞机铝合金蒙皮、梁、桁、框及肋等结构的维修方法 1.飞机铝合金蒙皮 蒙皮是包围在机翼骨架外的维形构件,用粘接剂或铆钉固定于骨架上,形成机翼的气动力外形;蒙皮用来构成机翼、尾翼和机身的外形,承受局部空气动力载荷,以及参与抵抗机翼、尾翼、机身的弯曲变形和扭转变形;早期低速飞机的蒙皮是布质的,而如今飞机的蒙皮多是用硬铝板材制成的金属蒙皮; 机身蒙皮与机翼蒙皮的作用和构造相同;如衍梁、衍条、蒙皮、隔框的不同组合、可以形成机身的不同构造形式;如果蒙皮较厚,则衍梁、衍条、隔柜可以较弱；如果蒙皮较薄,则上述骨架也应该较强、较多; 2.梁的结构及特点
翼梁 翼梁是最主要的纵向构件,它承受全部或大部分弯矩和剪力;翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成如图所示,剖面多为工字型;翼梁固支在机身上;凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成,腹板用硬铝合金板材制成,与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接;凸缘和腹板组成工字型梁,承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力; 桁条与桁梁 衍条的形状、作用与机冀的衍条相似;桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成,铆接在蒙皮内表面,支持蒙皮以提高其承载能力,并共同将气动力分布载荷传给翼肋;衍梁的形状与衍条相似,但剖面尺才要大些,其作用与翼梁相似; 典型梁式机翼的结构 长桁的结构及特点 长桁桁条是与蒙皮和翼肋相连的构件长桁也称桁条是与蒙皮和翼肋相连的构件;长桁上作用有气动载荷;在现代机翼中它一般都参与机翼的总体受力—承受机翼弯矩引起的部分轴向力,是纵向骨架中的重要受力构件之一;除上述承力作用外,长桁和翼肋一起对蒙皮起一定的支持作用; 隔框的结构及特点 隔框沿机头到机尾分布,数量很多,主要作用是形成并保持机身的横剖面形状,同时它与析条、衍梁、蒙皮等连接在一起参加整体受力; 隔框的外形和剖面形状很多隔框又分普通隔框和加强隔框;加强隔框须承受如机冀、尾翼、起落架、发动机通过接头传递而来的集中力;
飞机结构详细讲解
飞机结构详细讲解 机翼机翼是飞机的重要部件之一，安装在机身上。其最主要作用是产生升力，同时也可以在机翼内布置弹药仓和油箱，在飞行中可以收藏起落架。另外，在机翼上还安装有改善起飞和着陆性能的襟翼和用于飞机横向操纵的副翼，有的还在机翼前缘装有缝翼等增加升力的装置。 由于飞机是在空中飞行的，因此和一般的运输工具和机械相比，就有很大的不同。飞机的各个组成部分要求在能够满足结构强度和刚度的情况下尽可能轻，机翼自然也不例外，加之机翼是产生升力的主要部件，而且许多飞机的发动机也安装在机翼上或机翼下，因此所承受的载荷就更大，这就需要机翼有很好的结构强度以承受这巨大的载荷，同时也要有很大的刚度保证机翼在巨大载荷的作用下不会过分变形。 机翼的基本受力构件包括纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头。其中接头的作用是将机翼上的载荷传递到机身上，而有些飞机整个就是一个大的飞翼，如B2隐形轰炸机则根本就没有接头。以下是典型的梁式机翼的结构。 一、纵向骨架机翼的纵向骨架由翼梁、纵樯和桁条等组成，所谓纵向是指沿翼展方向，它们都是沿翼展方向布置的。 * 翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成（如图所示）。凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁，承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。 * 纵樯与翼梁十分相像，二者的区别在于纵樯的凸缘很弱并且不与机身相连，其长度有时仅为翼展的一部分。纵樯通常布置在机翼的前后缘部分，与上下蒙皮相连，形成封闭盒段，承受扭矩。靠后缘的纵樯还可以悬挂襟翼和副翼。 * 桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承载能力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。 二、横向骨架机翼的横向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加强翼肋，横向是指垂直于翼展的方向，它们的安装方向一般都垂直于机翼前缘。 * 普通翼肋的作用是将纵向骨架和蒙皮连成一体，把由蒙皮和桁条传来的空气动力载荷传递给翼梁，并保持翼剖面的形状。 * 加强翼肋就是承受有集中载荷的翼肋。
飞机基本构造
飞机基本结构 飞机结构一般由五个主要部分组成：机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置(主要介绍机翼和机身)。 机翼 薄蒙皮梁式 主要的构造特点是蒙皮很薄，常用轻质铝合金制作，纵向翼梁很强(有单梁、双梁或多梁等布置)．纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的纵墙。该型式的机翼通常不作为一个整体，而是分成左、右两个机翼，用几个梁、墙根部传集中载荷的对接接头与机身连接。薄蒙皮梁式翼面结构常用于早期的低速飞机或现代农用飞机、运动飞机中，这些飞机的翼面结构高度较大，梁作为惟一传递总体弯矩的构件，在截面高度较大处布置较强的梁。 多梁单块式 从构造上看，蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴力的壁板承受总体弯矩；纵向长桁布置较密，长桁截面积与梁的横截面比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增强了翼面结构的抗扭刚度，为充分发挥多梁单块式机翼的受力特性，左、右机翼最好连成整体贯穿机身。有时为使用、维修的方便，可在展向布置有设计分离面，分离面处采用沿翼盒周缘分散连接的形式将全机翼连成一体，然后整个机翼另通过几个接头与机身相连。 多墙厚蒙皮式(有时称多梁厚蒙皮式，以下统简称为多墙式) 这类机翼布置了较多的纵墙(一般多于5个)；蒙皮厚(可从几毫米到十几毫米)；无长桁；有少肋、多肋两种。但结合受集中力的需要，至少每侧机翼上要布置3—5个加强翼肋。当左、右机翼连成整体时，与机身的连接与多梁单块式类似。但有的与薄蒙皮梁式类似，分成左右机翼，在机身侧边与之相连，此时往往由多墙式过渡到多梁式，用少于墙数量的几个梁的根部集中对接接头在根部与机身相连。 蒙皮 蒙皮的直接功用是形成流线形的机翼外表面。为了使机翼的阻力尽量小，蒙皮应力求光滑，减小它在飞行中的凹、凸变形。从受力看，气动载荷直接作用在蒙皮上，因此蒙皮受有垂直于其表面的局部气动载荷。此外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结构承受机翼的扭矩；当蒙皮较厚时，它与长桁一起组成壁板，承受机翼弯矩引起的轴力。壁板有组合式或整体式。某些结构型式(如多腹板式机翼)的蒙皮很厚，可从几mm到十几mm，常做成整体壁板形式，此时蒙皮将成为最主要的，甚至是惟一的承受弯矩的受力元件。 长桁 长桁(也称桁条)是与蒙皮和翼肋相连的构件。长桁上作用有气动载荷。在现代机翼中它一般都参与机翼的总体受力—承受机翼弯矩引起的部分轴向力，是纵向骨
最全图解直升机的结构(最全).
直升机结构图解 之一……机身结构图 图解直升机的结构之二……机身机体用来支持和固定直升机部件、系统，把它们连接成一个整体，并用来装载人员、物资和设备，使直升机满足既定技术要求。机体是直升机的重要部件。下图为UH—60A直升机的机身分段图。 机体外形对直升机飞行性能、操纵性和稳定性有重要影响。 在使用过程中，机体除承受各种装载传来的负荷外，还承受动部件、武器发射和货物吊装传来的动负荷。这些载荷是通过接头传来的。为了装卸货物及安装设备，机身上要设计很多舱门和开口，这样就使机体结构复杂化。 旋翼、尾桨传给机体的交变载荷，引起机身结构振动，影响乘员的舒适性及结构的疲劳寿命。因此，在设计机身结构时，必须采取措施来降低直升机机体的振动水平。 军用直升机机体结构应该有耐弹击损伤和抗坠撞的能力。近年来，复合材料日益广泛地应用于机身结构，与铝合金相比较，它的比强度、比刚度高，可以大大减轻结构重量，而且破损安全性能好，成型工艺简单，所以受到人
们的普遍重视。例如波音360直升机由于采用了复合材料结构新技术以及先进气动、振动和飞行控制技术，可使巡航速度增加35％，有效载荷增加1296，生产效率提高50％。 之三……发动机直升机的动力装置大体上分为两类，即航空活塞式发动机和航空涡轮轴发动机。在直升机发展初期，均采用技术上比较成熟的航空活塞式发动机作为直升机的动力装置。但由于其振动大，功率质量比和功率体积比小、控制复杂等许多问题，人们就利用已经发展起来的涡轮喷气技术寻求性能优良的直升机动力装置，从而研制成功直升机用涡轮铀发动机。 实践证明，涡轮轴发动机较活塞式发动机更能适合直升机的飞行特点。当今世界上，除部分小型直升机还在使用活塞式发动机外，涡轮轴发动机已成为直升机动力装置的主要形式。 航空涡轮轴发动机 航空涡轮轴发动机，或简称为涡铀发动机，是一种输出轴功率的涡轮喷气发动机。法国是最先研制涡轴发动机的国家。50年代初，透博梅卡公司研制成一种只有一级离心式叶轮压气机、两级涡轮的单转于、输出轴功率的直升机用发动机，功率达到了206kW(280hp)，成为世界上第一台直升机用航空涡轮轴发动机，定名为“阿都斯特—l”(Art ouste—1)。首先装用这种发动机的直升机是美国贝尔直升机公司生产的Bell 47(编号为XH—13F)，于1954年进行了首飞。 涡轴发动机自从问世近40年来，产品不断改进发展，结构、性能一代比一代好，型号不断推陈出新。据不完全统计，世界上直升机用航空涡轴发动机，经历了四代发展时期，输出轴功率从几十千瓦到数千千瓦，大大小小约有二十几个发展系列。 西方典型的四代航空涡轴发动机
飞机构造之结构
第一章 飞机结构 1.1 概 述 1.2 飞机载荷 1.3 载荷、变形和应力的概念 1.4 机翼结构 1.5 机身结构 1.6 尾翼和副翼 1.7 机体开口部位的构造和受力分析 1.8 定位编码系统
1.1.概述 固定机翼飞机的机体由机身、机翼、安定面、飞行操纵面和起落架五个主要部件组成。 直升机的机体由机身、旋翼及其相关的减速器、尾桨（单旋翼直升机才有）和起落架组成。 机体各部件由多种材料组成，并通过铆钉、螺栓、螺钉、焊接或胶接而联接起来。飞机各部件由不同构件构成。飞机各构件用来传递载荷或承受应力。单个构件可承受组合应力。 对某些结构，强度是主要的要求；而另一些结构，其要求则完全不同。例如，整流罩只承受飞机飞行过程中的局部空气动力，而不作为主要结构受力件。 1.2.飞机载荷 飞行中，作用于飞机上的载荷主要有飞机重力，升力，阻力和发动机推力（或拉力）。飞行状态改变或受到不稳定气流的影响时，飞机的升力会发生很大变化。飞机着陆接地时，飞机除了承受上述载荷外，还要承受地面撞击力，其中以地面撞击力最大。飞机承受的各种载荷中，以升力和地面撞击力对飞机结构的影响最大。 1.2.1.平飞中的受载情况 飞机在等速直线平飞时，它所受的力有：飞机重力G、升力Y、阻力X和发动机推力P。为了简便起见，假定这四个力都通过飞机的重心，而且推力与阻力的方向相反。则作用在飞机上的力的平衡条件为：升力等于飞机的重力，推力等于飞机的阻力。 即： Y = G P = X 图 1 - 1 平飞时飞机的受载
减速。由于在飞机加速或减速的同时，飞行员减小或增大了飞机的迎角，使升力系数减小或增大，因而升力仍然与飞机重力相等。平飞中，飞机的升力虽然总是与飞机重力相等，但是，飞行速度不同时，飞机上的局部气动载荷（局部空气动力）是不相同的。飞机以小速度平飞时，迎角较大，机翼上表面受到吸力，下表面受到压力，这时的局部气动载荷并不很大；而当飞机以大速度平飞时，迎角较小，对双凸型翼型机翼来说，除了前缘要受到很大压力外，上下表面都要受到很大的吸力。翼型越接近对称形，机翼上下表面的局部气动载荷就越大。所以，如果机翼蒙皮刚度不足，在高速飞行时，就会被显著地吸起或压下，产生明显的鼓胀或下陷现象，影响飞机的空气动力性能。 1.2.2. 飞机在垂直平面内作曲线飞行时的受载情况 飞机在垂直平面内作曲线飞行的受载情况如图1-2所示。这时，作用于飞机的外力仍是飞机的重力、升力、阻力和发动机的推力。但是，这些外力是不平衡的。 曲线飞行虽是一种受力不平衡的运动状态，但研究飞机在曲线飞行中的受载情况时，为了方便起见，可以假设飞机上还作用着与向心力大小相等、方向相反的惯性离心力。这样，就可以把受力不平衡的曲线飞行作为受力平衡的运动状态来研究。 飞机在垂直平面内作曲线飞行时，升力可能大大超过飞机重量。飞机在曲线飞行中所受的载荷可能比平飞时大得多。可以推导出如下公式：其中r 为飞机机动飞行的曲率半径，v 为飞行速度。 Y －Gcos = m r v 2 由于飞机在每一位置的θ角不同，而且飞行速度和曲率半径也不可能一样，所以，飞机在垂直平面内做曲线飞行时，飞机的升力也是随时变化的。 图 1 - 2 飞机在垂直平面内的曲线飞行 N (惯性离心力)
飞机的基本构造
飞机的基本构造 飞机是一种能够在大气中飞行的航空器，它是人类工程师多年来对飞行原理的深入研究和技术发展的结晶，能够在空中快速、高效地进行航空运输和军事任务。 飞机的基本构造包括机身、机翼、发动机、弹射椅和座舱等组成部分。 1. 机身：机身是飞机的主要承载结构，由舱段和连接这些舱段的框架组成。它通常由轻质且高强度的材料，如铝合金或复合材料制成。机身的前部通常包含座舱和驾驶舱，以及飞机操纵系统的控制装置。机身的中部通常是客舱或货舱，用于载人或载货。机身的后部通常包含燃油箱、发动机和尾部组件。 2. 机翼：机翼是产生升力的关键部件。它通常采用翼型外形，其上面凸起，下面平坦，其特殊弯曲形状使得气流在上表面的流速变快、压强变小，从而产生向上的升力。机翼还具有翼尖、翼根和副翼等构件。机翼通常由铝合金或者复合材料制成，可以通过支柱或滑轨与机身连接。 3. 发动机：发动机是飞机的动力装置，通常由一台或多台燃气涡轮发动机组成。发动机通过燃烧燃料来产生高温高压的气体，并通过喷口将这些气体向后排出，推动飞机前进。发动机通常位于机翼下方的机身后部，有专门的机翼瘤或吊舱容纳。 4. 弹射椅：弹射椅是飞机上必不可少的安全装备之一。它通常安装在座舱内，用于紧急情况下飞行员或乘客迅速逃生。当飞
机遭遇危险状况时，弹射椅会通过瞬间推力将乘员弹射出机舱，以确保乘员的生命安全。 5. 座舱：座舱是乘客和机组人员的区域。它通常位于机身的前部，提供舒适的座位和必要的设施，如气候控制、娱乐设施、厕所等。座舱还包括乘员的舱门和逃生装置，以确保乘客的安全。 除了这些基本构造外，飞机还包括许多其他部件，如起落架、翼舱、机身结构支撑等。飞机的设计和构造是多学科交叉融合的产物，涵盖了力学、材料科学、航空学、空气动力学等多个领域的知识。飞机的构造和设计的不断发展和创新，使得现代飞机具有更好的性能、更高的安全性和更大的便利性。
飞机的基本构造
飞机的基本构造 飞机的基本构造是指飞机的主要组成部分以及它们之间的连接和排列。以下是飞机基本构造的相关参考内容： 1. 机翼（Wing）：机翼是飞机最主要的承载结构，通常为平 面状的支撑面，它通过产生升力来支持整个机身。机翼通常由前缘、后缘、上表面和下表面组成，并且配备有襟翼（Flap）、副翼（Aileron）等控制面。 2. 机身（Fuselage）：机身是飞机的主体部分，承载乘客、货 物以及各个系统和设备。机身通常为长方体或圆柱形，由舱段组成，包括机头、客舱和机尾等部分。机身内部包括座椅、货舱、厕所等设施。 3. 尾翼（Tail）：尾翼包括垂直尾翼和水平尾翼。垂直尾翼通 常位于机尾顶部，用于提供稳定性和方向控制；水平尾翼通常位于垂直尾翼的顶部，用于控制飞机的俯仰。 4. 起落架（Landing Gear）：起落架用于飞机的地面支撑和起 降过程中的减震。它一般由前起落架和主起落架组成，前起落架通常位于机身前部，主起落架通常位于机身下方。 5. 发动机（Engine）：发动机是飞机提供推力的设备。根据不 同的飞机类型，可以有单发、双发或多发的配置。发动机通常安装在机翼下方或尾部机身上。 6. 控制系统（Control System）：控制系统是用来操纵飞机飞
行姿态和进行操作的一系列设备和机构。包括操纵杆、脚蹬、襟翼、副翼、方向舵等，通过操纵这些设备可以调整飞机的姿态和航向。 7. 电气系统（Electrical System）：电气系统为飞机提供电力 供应，并驱动各个系统、设备的正常运行。电气系统包括发电机、电池、电气线路、配电盘等。 8. 燃油系统（Fuel System）：燃油系统用于储存和输送燃油到发动机。它包括燃油箱、燃油泵、燃油滤清器等设备。 9. 液压系统（Hydraulic System）：液压系统用于驱动飞机上 的一些关键系统和设备，如起落架的收放、襟翼的伸缩等。液压系统由液压控制装置、液压泵、液压油箱等组成。 10. 舱门和窗户（Doors and Windows）：舱门和窗户是飞机上 的出入口，同时也是通风和观景的窗口。它们通常由防火门、客舱门、舱盖窗和侧窗等组成。 以上是飞机的基本构造相关参考内容。飞机的构造还涉及到许多其他的细节和复杂部件，如通信设备、仪表板、消防系统等，这些构造都有助于确保飞机的安全和正常运行。
飞机各个系统的组成及原理
一、外部机身机翼结构系统 二、液压系统 三、起落架系统 四、飞机飞行操纵系统 五、座舱环境控制系统 六、飞机燃油系统 七、飞机防火系统 一、外部机身机翼结构系统 1、外部机身机翼结构系统组成：机身机翼尾翼 2、它们各自的特点和工作原理 1)机身 机身主要用来装载人员、货物、燃油、武器和机载设备，并通过它将机翼、尾翼、起落架等部件连成一个整体。在轻型飞机和歼击机、强击机上，还常将发动机装在机身内。 2)机翼 机翼是飞机上用来产生升力的主要部件，一般分为左右两个面。 机翼通常有平直翼、后掠翼、三角翼等。机翼前后缘都保持基本 平直的称平直翼，机翼前缘和后缘都向后掠称后掠翼，机翼平面 形状成三角形的称三角翼，前一种适用于低速飞机，后两种适用 于高速飞机。近来先进飞机还采用了边条机翼、前掠机翼等平面 形状。
左右机翼后缘各设一个副翼，飞行员利用副翼进行滚转操纵。 即飞行员向左压杆时，左机翼上的副翼向上偏转，左机翼升力下 降；右机翼上的副翼下偏，右机翼升力增加，在两个机翼升力差 作用下飞机向左滚转。为了降低起飞离地速度和着陆接地速度， 缩短起飞和着陆滑跑距离，左右机翼后缘还装有襟翼。襟翼平时处于收上位置，起飞着陆时放下。 3)尾翼 尾翼分垂直尾翼和水平尾翼两部分。 1.垂直尾翼垂直尾翼垂直安装在机身尾部，主要功能为保持飞机 的方向平衡和操纵。 通常垂直尾翼后缘设有方向舵。飞行员利用方向舵进行方向操纵。 当飞行员右蹬舵时，方向舵右偏，相对气流吹在垂尾上，使垂尾产生一个向左的侧力，此侧力相对于飞机重心产生一个使飞机机头右偏的力矩，从而使机头右偏。同样，蹬左舵时，方向舵左偏，机头左偏。 某些高速飞机，没有独立的方向舵，整个垂尾跟着脚蹬操纵而偏转，称为全动垂尾。 2.水平尾翼 水平尾翼水平安装在机身尾部，主要功能为保持俯仰平衡和俯仰操纵。低速飞机水平尾翼前段为水平安定面，是不可操纵的，其后缘设有升降舵，飞行员利用升降舵进行俯仰操纵。即飞行员拉杆时，升降舵上偏，相对气流吹向水平尾翼时，水平尾翼产生附加的负升力(向下的升力)，此力对飞机重心产生一个使机头上仰的力矩，从而使飞机
飞机机型结构与飞行控制的研究
飞机机型结构与飞行控制的研究 在现代航空工业中，飞机机型结构和飞行控制技术都是非常重要的研究方向。机型结构决定着飞机的气动特性、强度和稳定性等，而飞行控制则是保障飞机运行方向、姿态和速度等的关键保障。本文将探讨飞机机型结构与飞行控制的研究进展及应用。 一、飞机机型结构的发展 1. 机翼结构的变化 机翼结构是飞机机型结构的核心部分，对于飞机的飞行特性具有至关重要的影响。由于各种新材料的不断涌现和先进制造技术的不断发展，机翼结构已经发生了很大的变化。传统的金属结构逐渐被高强度复合材料所取代，这种复合材料比传统的金属材料更为轻便，并且具有更好的抗疲劳性和抗腐蚀性能。同时，高科技的制造技术也使得复合材料的模块化生产成为可能，这种生产方式可以大幅度提高生产效率和质量。 2. 机身结构的变化 另一方面，随着航空技术的不断发展和机场的不断更新，飞机的机身结构也发生了很大的变化。作为飞机的核心部分，机身结构既要保证强度和耐久性，又要满足一定的气动要求，以提高飞机的飞行效能。目前，采用复合材料和大型模数结构的机身正在成为主流。这种机身使用了高强度复合材料构成，具有抗拉强度高、强度与重量之比优越等特点。同时，机身的结构形式也越来越复杂，以适应不同的飞行要求和机场环境。 二、飞行控制技术的发展 1. 自动驾驶系统
随着计算机技术和传感技术的不断进步，自动驾驶系统已经成为现代飞机不可缺少的一部分。自动驾驶系统通过机载计算机和传感器等装置，实现了飞行控制的智能化和自主化。在自动驾驶系统的支持下，飞行员可以更加专注于飞机的监控和管理，减轻了飞行员的工作负担。同时，自动驾驶系统还可以提高飞机的安全性和精度，加强对风险情况的预判和应对能力。 2. 电传飞行控制系统 电传飞行控制系统是现代飞机中较为常见的技术，它利用内置在飞机中的电传信号，通过机载计算机进行数据处理和控制。这种技术相比于传统的机械飞行控制系统而言，具有更快的驾驶响应速度和更好的精度。同时，这种系统可以进行自我诊断和自我校准，能够有效避免人为误操作和机械故障的发生，提高了飞机的安全性和稳定性。 三、结合应用 飞机机型结构和飞行控制技术是相互关联、相辅相成的。在实际应用中，它们常常被结合使用，以提高飞机的性能和效能。例如，在高速飞行和低空飞行时，可以采用高强度复合材料和大型模数结构的机身，以达到减轻重量和提高机动性的效果。而在自动导航和自动降落时，则可采用自动驾驶系统和电传飞行控制系统，以减轻飞行员的操作负担和提高飞机的精度和稳定性。 总结 飞机机型结构和飞行控制技术的研究是现代航空工业中必不可少的一部分。随着技术的不断发展和推进，飞机机型结构不断革新，飞行控制技术越来越智能化和自主化，二者结合使用，对于提高飞机的性能和效益非常重要。这些研究的成果不但为现代航空运输提供了强有力的技术支持，也为科技进步和人类文明的发展贡献了一份力量。
飞机的构造与系统
飞机的构造与系统 飞机的基本组成 飞机的主要组成部分及其功能如下： １、推进系统：包括动力装置（发动机和保证其正常工作所需的附件）、能源及工质。其主要功能是产生推动附件前进的推力（或拉力）。 ２、操作系统：其主要功能是形成（自动或有驾驶员）与传递操纵指令，驱动舵面和其他机构，控制飞机按预定航线飞行。 ３、机体：包括机身、机翼和尾翼等。其主要功能是产生升力；装载有效载荷、燃油及机载设备；将其他系统和装置连成一个整体，构成适于稳定及操纵飞行的气动外形。 ４、起落装置：其主要功用是飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时，用以支持以及吸收撞击能量并操纵滑行方向。 ５、机载设备：包括方向仪表、导航、通信、环境控制、生命保障、能源供给等设备以及客舱生活服务设施（对民用飞机）或武器和火控系统（对军用飞机）。 航空发动机 为航空器（主要指飞机）提供所需动力的发动机。目前，飞机常用的发动机主要有四类： １、活塞式航空发动机：早期在飞机和直升机上应用的发动机，
用它带动螺旋浆或旋翼。活塞式航空发动机的优点是省油，螺旋浆在低速飞行时推进效率高，在相同功率下能产生较大的拉力，有利于提高飞机的起飞性能。缺点是结构复杂，重量大而输出功率小，螺旋浆在高速飞行时推进效率低，因此不适用于大型和高速飞机。但是对低速飞机而言，它具有喷气式发动机不可比拟的优点，那就是耗油率低。此外，由于燃烧较完全，对环境的污染相对较低，噪音也较小。因此，小功率的活塞式航空发动机还广泛使用在轻型飞机、直升机以及超轻型飞机上。 ２、涡轮螺旋浆发动机：燃气涡轮发动机构造简单、功率大、体积小和重量轻，可以用在大型飞机上。但由于螺旋浆的限制，仍限用于速度低于８００公里／小时的飞机上。 ３、涡轮喷气发动机：具有重量轻、体积小和功率大的特点，适于超音速飞行。但在高亚音速范围内推进效率较低，耗油也多。在发动机涡轮后的喷管中补充燃油，构成加力燃烧室，可以大幅度提高推力，但是耗油量增加很多，只能用在短时间作超音速飞行的超音速歼击机和轰炸机上。 ４、涡轮风扇发动机：在涡轮喷气发动机外增加一风扇通道（或称外涵道），风扇通道内的气流温度低、速度小，它于内部通道的燃气喷流混合，使整个发动机的排气速度降低，使发动机在高亚音速范围内的推进效率大为提高，同时还能降低发动机的噪音。现代应用最多的有两类涡轮风扇发动机：一类是直径较大的高流量比（发动机风扇通道的空气流量于发动机内部流量之比）风扇发动机，主要用于高
飞机结构设计的基本原理与方法
飞机结构设计的基本原理与方法飞机结构设计是航空工程中至关重要的一部分，直接关系到飞机的 飞行安全和性能。本文将介绍飞机结构设计的基本原理与方法，以帮 助读者更好地理解这一领域的知识。 一、飞机结构设计的基本原理 飞机结构设计的基本原理包括以下几个方面： 1. 强度与刚度：飞机的结构要具备足够的强度和刚度，以承受外部 载荷和保持形状稳定，确保飞机在飞行中不会发生破坏或失稳。 2. 材料选择：飞机结构的材料选择至关重要，既要考虑其强度和刚度，又要考虑重量、耐久性和成本等因素。常用的材料包括金属、复 合材料和塑料等。 3. 受力分析：通过受力分析，确定飞机各部件所受的载荷类型和大小，以确定合适的结构形式和材料尺寸，确保飞机在不同工况下的安 全性和性能。 4. 疲劳寿命评估：飞机在使用中会受到不同频率和振幅的载荷加载，疲劳寿命评估可以预测结构的使用寿命，避免由于疲劳引起的结构失效。 5. 防腐防蚀：考虑到飞机在恶劣环境中的使用，设计中需要采取措施，如防腐涂层、防蚀合金等，保证飞机结构的耐久性和可靠性。 二、飞机结构设计的基本方法
在飞机结构设计中，常用的方法包括以下几种： 1. 强度计算：通过数学和物理原理，计算出飞机所受载荷引起的应力和变形情况，以评估结构的强度，指导结构的设计和材料的选择。 2. 有限元分析：有限元分析是一种数值计算方法，将结构离散成有限数量的单元，通过求解单元之间的相互作用，得到结构的应力和变形情况。 3. 模型试验：通过制作飞机结构的缩比模型，进行试验加载，观察和测量结构的应力和变形情况，验证计算结果的准确性。 4. 结构优化：采用优化算法，结合有限元分析等方法，寻找最佳的结构形式和材料尺寸，以满足设计要求并提高结构的性能。 5. 数据统计与验证：通过实际飞机的运行数据，进行故障统计和分析，验证设计和计算的准确性和合理性，以优化飞机结构设计。 三、飞机结构设计的挑战与发展趋势 随着航空技术的不断发展，飞机结构设计面临着越来越多的挑战和需求。以下是一些可能的发展趋势： 1. 轻量化设计：为减少飞机的燃油消耗和排放，飞机结构设计趋向于轻量化，采用高强度材料和复合材料，优化结构形式，以提高飞机的性能和经济性。
第三章 飞机的一般介绍
第三章飞机的一般介绍 第一节飞机构造 飞机的基本结构部分可以分为机身、机翼、尾翼、起落架、动力装置和仪表设备等几个大部分，通常我们把机身、机翼、尾翼、起落架这几部分构成飞机外部形状的部分合称为机体。 一、机翼机翼是飞机升力的基本来源，因而它是飞机必不可缺少的 部分。飞机上用来产生升力的主要部件。一般分为左右两个翼面，对称地布置在机身两边。机翼的一些部位(主要是前缘和后缘）可以活动。驾驶员操纵这些部分可以改变机翼的形状，控制机翼升力或阻力的分布，以达到增加升力或改变飞机姿态的目的。机翼上常用的活动翼面(图1)有各种前后缘增升装置、副翼、扰流片、减速板、升降副翼等。机翼分为四个部分：翼根、前缘、后缘、翼尖。 1）机翼外形描述机翼外形的主要几何参数有翼展、翼面积(机翼俯仰
投影面积)、后掠角(主要有前缘后掠角、1/4弦后掠角等)、上反角、 翼剖面形状(翼型)等(图2a)。机翼的翼尖两点的距离称为翼展。机翼 的剖面称为翼型，翼型要符合飞机的飞行速度范围并产生足够升力。 机翼的平面形状多种多样，常用的有矩形翼、梯形翼、后掠翼、三 角翼、双三角翼、箭形翼、边条翼等。现代飞机一般都是单翼机， 但历史上也曾流行过双翼机、三帆翼和多翼机。(图2b) 2）翼根翼根是机翼和机身的结合部分，这里承受着机身重力，和由升力和重力产生的弯矩，是机翼受力最大的部位。翼根是结构强度最 强的部位。根据机翼在机身上安装的部位和形式，可以把飞机分为 几种，安装在机身下方的称为下单翼飞机，安在机身中部的称为中 单翼飞机，安在机身上部的称为上单翼飞机。目前的民航运输机大 部分为下单翼飞机，这是因为下 单翼飞机的机翼离地面近，起落 架可以做的短，两个主起落架之 间距离较宽，增加了降落的稳定 性。收起落架时很容易放入翼下 的起落架舱内，从而减轻了重量， 此外发动机和机翼离地面较近， 做维修工作方便，翼梁在飞机下
飞机结构及其特点介绍
飞机结构及其特点介绍 1.1飞机结构及组成 飞机是使用最广泛、最具有代表性的航空飞行器，它主要由机体、飞机操纵系统、飞机动力装置和机载设备等部分组成，其中机体包括机翼、机身及尾翼等部件，构成飞机的主体结构，如图1-1和图1-2所示。 1-机翼；2-机身；3-进气口(发动机在机身内)；4-起落架上轮；5-起落架前轮；6-升降舵；7-水下安定面； 8-方向舵；9-垂直安定面；10-副翼；11-襟翼；12-驾驶员座舱；13-空速管；14-翼刀 图1-1 飞机的主要组成部分 图1-2 波音-747宽体客机 1.2机翼 1.2.1机翼概述
机翼是飞机产生升力和滚转操纵力矩的主要部件，同时也是现代飞机存储燃油的地方。机翼作为飞机的主要气动面，是主要的承受气动载荷部件，其结构高度低，承载大。它一般由机冀主盒、襟翼、扰流片、副翼、前缘襟翼、发动机吊挂等部分组成，如图1-3所示。 机翼重量—般占全机重量的8％~15％，机翼结构重量占机翼重量的30％~50％。机翼通常有以下气动布局形式：平直翼、梯形翼、三角翼、后掠翼、边条翼、前掠翼、变后掠翼和菱形翼等。 图1-3 机翼布置图1-4 翼面的典型结构构件 1.2.2机翼结构组成 机翼结构属薄壁型结构形式，构造上主要由蒙皮和骨架结构组成，如图1-4所示。骨架结构中，纵向构件有翼梁、长桁和墙(腹板)；横向构件有普通肋和加强肋，在根部与其他翼段相连或与机身相连。这些构件的基本功用是形成和保持翼面外形，承受和传递外载荷。 (1) 蒙皮 蒙皮的直接功用是保持机翼外形和承载。气动载荷直接作用在蒙皮上，蒙皮将作用在上而的局部气动力传给结构骨架。在总体承载时，蒙皮和翼粱或翼墙的腹板组合在一起，形成封闭的盒式薄壁结构承受翼面扭矩，与长桁—起形成壁板承受翼面弯矩引起的轴力。结构最简单又广泛使用的是硬铝蒙皮。蒙皮和桁条组成的壁板有组合式或整体式，如图1-5所示。某些结构形式(如多墙式蒙皮)的蒙皮很厚，可从几毫米到十几毫米，常做成整体壁板形式，这时，蒙皮将成为最主要的、甚至是惟—的承受弯矩的受力结构。整体壁板可以减少连接件的数目，提高翼面整体油箱的密封性，可在保证足够强度和刚度的条件下得到质量轻的光滑翼面。 (a) 金属蒙皮 (b) 整体蒙皮(整体壁板) 图1-5 蒙皮
航天飞机的基本结构
航天飞机的基本结构 航天飞机的基本结构包括以下几个主要部分： 1. 宇航器：宇航器是航天飞机的主体部分，通常有翼和机身两部分组成。机身是宇航器的主要结构部分，包括航天员的驾驶舱、货舱和发动机等。翼是用来提供升力和控制飞行的结构部分，通常有固定翼和可变后掠翼两种类型。 2. 推进系统：推进系统是航天飞机的动力来源，它一般由固体火箭助推器和液体燃料火箭发动机组成。固体火箭助推器通常用在航天飞机发射时的起飞阶段，而液体燃料火箭发动机则用于飞行过程中的姿态调整和轨道变换。 3. 降落伞系统：航天飞机在返回地球时需要减速和着陆，降落伞系统用来控制飞行器的下降速度和实现安全着陆。航天飞机通常使用多个降落伞来增加稳定性和安全性。 4. 热保护系统：航天飞机在大气层进入和返回过程中会遭受高温和高压力等极端条件，热保护系统用来保护航天器和航天员免受热量和压力的损害。常见的热保护系统包括隔热瓦块、热防护涂层和耐热材料等。 5. 控制系统：控制系统用来控制航天飞机的姿态和飞行轨迹，包括飞行计算机、姿态控制系统和推进器控制系统等。 这些是航天飞机的基本结构，根据具体的任务需求和设计要求，不同的航天飞机还可能具有其他的附加部件和系统。
继续对航天飞机的基本结构的讨论。 6. 起落架系统：起落架系统用于在降落时支撑并减缓航天飞机的着地冲击力。通常，航天飞机的主起落架安装在机身底部，并可收放式设计。 7. 电力系统：航天飞机需要提供电力来驱动各个系统和设备的运行，例如操纵系统、通信系统和生命支持系统等。电力系统通常由太阳能电池板和电池组成，以及相应的电力管理和分配系统。 8. 通信和导航系统：航天飞机需要与地面指挥中心和其他航天器进行通信，并需要进行精确的导航和定位。通信系统通常包括天线和相关设备，导航系统则包括惯性导航系统和全球定位系统（GPS）等。 9. 生命支持系统：为了维持航天员在宇宙空间中的生存和工作，航天飞机还配备了生命支持系统，包括供氧系统、水循环系统和废物处理系统等。 10. 仪表和监控系统：航天飞机上安装有大量的仪表和监控系统，用于监测和控制航天器的各个状态和参数，包括温度、压力、速度和燃料等。 需要注意的是，航天飞机的基本结构和系统在不同的航天飞机之间可能会有一些差异，取决于其设计目标、任务需求和技术
模型飞机的构造原理与制作工艺
模型飞机的构造原理与制作工艺 模型飞机是一种可以飞行的小型飞机模型，是模型制作爱好者喜欢制作的一种模型。模型飞机的构造原理和制作工艺十分重要，这不仅关系到模型飞机的飞行性能，也关系到模型制作的难易程度和成品的质量。 一、构造原理 模型飞机的构造原理和真实飞机的构造原理相似，主要包括机翼、机身、尾翼、发动机等部分。 1.机翼 机翼是模型飞机的主要承载构件，是模型飞机能否起飞和飞行的关键。机翼主要由前缘、后缘、主梁和副翼组成。前缘是机翼的前端，通常呈半圆形或锥形，可以减小阻力；后缘是机翼的后端，通常呈平直或斜面状，可以产生升力；主梁是机翼的中央支架，用于支撑机翼的重量和受力；副翼是机翼表面上的小翼，可以调整机翼的升力和飞行姿态。 2.机身 机身是模型飞机的主要支撑结构，通常呈流线型，可以减小阻力。机身主要由前部、中部和后部组成。前部通常是放置发动机和电池
的位置，中部是机身的主要支撑结构，后部是放置尾翼的位置。 3.尾翼 尾翼是模型飞机的控制装置，主要包括垂直尾翼和水平尾翼。垂直尾翼通常位于机尾顶部，可以控制左右方向；水平尾翼通常位于机尾后方，可以控制上下方向。 4.发动机 发动机是模型飞机的动力装置，通常是电动机或燃油发动机。电动机通常使用电池供电，燃油发动机通常使用汽油或航空燃料供电。发动机的功率和转速决定了模型飞机的飞行性能。 二、制作工艺 制作模型飞机的工艺通常分为设计、制造和装配三个步骤。 1.设计 设计是制作模型飞机的第一步，通常需要绘制模型飞机的草图或图纸。设计时需要考虑模型飞机的大小、重量、气动性能等因素，并根据飞机的用途和个人喜好确定机型、机翼形状、机身长度、尾翼大小等参数。 2.制造
飞机系统与结构
飞机系统与结构 班级：94060109 学号：2009040601336 姓名：李应昊
飞机系统与结构 随着科学的发展，在21世纪天空已经逐渐成为人类的焦点和对象，飞机也在军事、运输、经济中逐渐的扮演了越来越重要的角色，这也让人们认识到飞行器的学习和维修是一个非常重要的项目。经过这个学期的飞机系统这门课程，我对飞行器有了我进一步的认识。 飞机主要由机翼、机身、动力装置、起落装置、操纵系统等部件组成。 （一）机翼 机翼是为飞机飞行提供举力的部件。飞机在平衡飞行时，受到四个力的作用：举力、阻力、拉(推)力与重力。这些外力称为"外载荷"，它们会使飞机的某些部件产生变形，而飞机内部会产生一种抵抗变形的内力。这些载荷加到机翼上，会使机翼产生弯曲、扭转、剪切、拉伸和压缩五种变形。因此，要求构件必须有足够的强度、刚度和抗疲劳能力来抵抗这种变形以保证空气动力外形的精确度。 （二）机身 飞机机身的主要功能是装载人员、货物、燃油、武器、各种装备和其它物资。除此以外，它还用于连接机翼、尾翼、起落架和其它有关构件。 根据机身的功能，其构造首先要具有尽可能大的空间以便使单位体积
利用率最高；其次是连接必须安全可靠；第三是要有良好的通风加温、隔音设备，视界广阔，利于飞机起落；第四是在气动方面要求尽可能减少阻力，如迎风面积尽可能小、表面尽可能光滑；形状流线化等；五是在保证强度、刚度、抗疲劳能力的条件下重量尽可能轻。 （三）动力装置 除气球外所有航空器和航天器都需要动力。从本世纪二十年代飞机开始应用以来，人们一直在致力于改进航空发动机性能。1903年第一架飞机飞行的动力来自一台12马力的活塞式发动机。直到四十年代飞机飞行速度接近和达到音速时，这一类发动机在航空领域的独占地位才被涡轮喷气式发动机所取代。 活塞式发动机是以汽油作燃料的一种四冲程内燃机。按冷却方式，活塞式发动机可分为液冷式和气冷式两种。活塞发动机的气缸数目最多可达28个或更多，最大功率近4000马力。航空活塞发动机要求重量轻、尺寸小、马力大、油耗低。因此，由活塞发动机及其附件的重量与它所能产生的功率(马力)之比值决定的"重量马力比"和"燃油消耗率"即活塞发动机每小时内发出1马力所消耗的燃油重量成为衡量活塞发动机性能的两项主要指标。目前一些活塞发动机的重量马力比为0.4公斤/马力、燃油消耗率为0.2~0.25公斤/马力•小时。较新的一种旋转式活塞发动机重量马力比达到0.264左右。 飞机上除发动机外，还需要有一整套保证发动机可靠、有效工作的装置，包括发动机固定装置、进排气系统、燃油及滑油供应系统、防火