航空概论第4章

飞机的基本构造
(4) 动力装置。动力装置包括产生推力的发动机，以及 保证发动机正常工作所需要的附属系统和附件传动装置，其 中包括发动机的启动、操纵、固定、燃油、滑油、散热、防 火、灭火、进气和排气等装置和系统。
(5) 操纵系统。操纵系统包括驾驶杆(盘)、脚蹬、拉杆、 摇臂或钢索、滑轮等。驾驶杆(盘)控制升降舵(或全动水平尾 翼)和副翼，脚蹬控制方向舵。为了改善操纵性能和稳定性 能，现代飞机操纵系统中还配备有各种助力系统(包括液压 式和电动式)、增稳装置和自动驾驶仪。
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图4-2 作用于机翼上的外载荷
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2．构件在载荷作用下的变形 构件在载荷作用下，尺寸和形状都会有不同程度的改变， 这种尺寸和形状的改变称为变形。构件在载荷作用下所产生 的变形，当载荷去掉后即能消失的叫弹性变形；不能消失的 叫永久变形(或残余变形)。 构件承受载荷的情况不同，所产生的变形形式也不一样， 但基本变形为拉伸、压缩、剪切、扭转和弯曲五种。实际上， 飞机结构受力时，各构件的变形往往是比较复杂的，常常是 几种变形的组合，称为复合变形。
为了提高军用飞机的生存能力和战斗力，世界各国正努 力发展低可见度的隐身技术，提出飞机设计应向综合性和一 体化方向发展，这对飞机结构提出了新的要求。图1-11中的 F-117A隐身攻击机，因隐身要求，机翼下表面与机身上表 面均为由许多小平面构成的三棱锥面，并采用了不设任何外 挂架的埋入式布局，满足了隐身、结构一体化的要求。
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3．结构完整性要求 所谓的结构完整性，是指关系到飞机安全使用、使用费 用和功能的机体结构的强度、刚度、损伤容限及耐久性(或 疲劳安全寿命)等飞机所要求的结构特性，是飞机结构特性 的总体要求。
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4．最小重量要求 在满足飞机的空气动力要求和结构完整性的前提下，应 使结构的重量尽可能减轻，即达到最小重量要求。因为结构 重量的增加，在总重量不变的情况下，就意味着有效载荷的 减小，或飞行性能的降低。减轻结构重量是飞机设计和制造 人员的重要使命，也是飞机型号研制成功的关键。世界各国 所有的飞机设计和制造部门，都有一个共同的口号：“为减 轻飞机的每一克重量而奋斗”。
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4.1.2 载荷、变形和应力的概念 1．载荷与载荷分类 任何结构和结构中的各个构件，在工作过程中都会受到
其他物体对它的作用力，这种作用力通常称为载荷(或外部 载荷)。例如，飞行中机翼上的空气动力、起落架等部件的 重力都是作用于机翼上的载荷。在载荷的作用下，各种构件 的支点都会对它产生反作用力。构件承受的各种载荷和支点 的反作用力，统称为作用于该构件的外力。
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(6) 机载设备。机载设备包括飞行仪表、通信、导航、 环境控制、生命保障、能源供给等设备，以及与飞机用途有 关的一些机载设备，如战斗机的武器和火控系统、旅客机的 客舱生活服务设施等。
与飞机相比，直升机的机身、动力装置和起落架与飞机 相似，而飞机上没有旋翼。直升机的操纵系统的工作原理与 飞机也完全不同。直升机的着陆装置一般采用轮式起落架， 而轻型直升机一般采用滑橇式起落架，在飞行中起落架一般 不收回。涡轮螺旋桨飞机的桨叶构造与大展弦比直升机的旋 翼类似。
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6．工艺要求 飞机结构要求有良好的工艺性，便于加工、装配。这些 工艺要求，必须结合产品的数量、机种、需要的迫切性与加 工条件等综合考虑。对于复合材料等新材料，还应对材料、 结构的制作和结构修理的工艺性予以重视。
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7．经济性要求 经济性要求过去主要是指生产和使用成本。近年来，全 寿命周期费用(LCC)概念(也称全寿命成本)被提出。全寿命 周期费用，主要是指在飞机的概念设计、方案论证、全面研 制、生产、使用与保障等五个阶段，直到退役或报废期间所 付出的一切费用之和。其中，生产费用与使用、保障费用约 占全寿命周期费用的85%左右。而减少生产费用最根本的措 施是提高结构设计的合理性；影响使用和保障费用的关键是 提高可靠性和维护性，也与结构设计直接有关。
人类制造的最复杂的产品之一。飞机自诞生以来，结构形式 虽然在不断变化，但到目前为止，除了极少数特殊形式的飞 机之外，大多数的飞机都是由机翼、尾翼、机身、起落架、 操纵系统、动力装置和机载设备等几个部分组成的。图4-1 是一架喷气式旅客机的结构示意图。
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图4-1 飞机的结构示意图
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(3) 尾翼。尾翼是安装在飞机后部，起稳定和操纵作用 的部件。尾翼一般分为垂直尾翼和水平尾翼。垂直尾翼简称 垂尾，由固定的垂直安定面和可动的方向舵组成，在飞机上 主要起方向稳定和方向操纵的作用。根据垂尾的数目，飞机 可分为单垂尾、双垂尾、三垂尾和四垂尾飞机。水平尾翼简 称平尾，由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，在飞机 上主要起纵向稳定和俯仰操纵的作用。
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5．使用维修要求 飞机的各部分(包括主要结构和装在飞机内的电子设备、 燃油系统等各个重要设备和系统)，必须分别按规定的周期 检查、维护和修理。良好的维修性可以提高飞机在使用中的 安全可靠性和保障性，并能有效地降低保障使用成本。对于 军用飞机，尽量缩短每飞行小时的维修时间和再次出动的时 间，还可以保证飞机及时处于临战状态，提高战备完好性。 为了使飞机有良好的维修性，在结构上需要布置合理的分离 面与各种舱口，在结构内部安排必要的检查、维修通道，增 加结构的开敞性和可达性。
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(3) 机翼结构的质量力。机翼本身结构的质量力为分布 载荷，其大小与分布情况取决于机翼结构质量的大小与分布 规律，它的数值比气动载荷要小得多。在工程计算中，其分 布规律可近似认为与弦长成正比。
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(4) 机翼的总体受力。机翼的各种外载荷都在机翼和机 身的连接处，由机身提供支持来平衡。这样，就可以把机翼 看作是固定在机身上的一个“梁”。当机翼分成两半，与机 身在其左、右两侧相连接时，可把每半个机翼看作是支持在 机身上的悬臂梁；若左、右机翼连接成一个整体，则可把它 看作是支持在机身上的双支点外伸梁。这两种情况虽然在支 持形式上有所不同，但对机翼结构来说，都可以看作是固定 在机身上的悬臂梁，因而要产生弯曲和扭转变形。因此，在 各种外载荷作用下，机翼的各截面要承受剪力、弯矩和扭矩。 由于机翼结构沿水平方向尺寸较大，所以水平剪力和水平弯 矩对飞机结构受力影响较小，在受力分析时只分析垂直剪力、 扭矩和垂直弯矩，如图4-4所示。
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图4-4 机翼上所受的剪力、弯矩和扭矩
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4.2.2 机翼受力构件的基本构造 机翼结构的受力构件主要分蒙皮和骨架结构，如图4-5
所示。骨架结构中，纵向构件有翼梁、长桁(桁条)、纵墙(腹 板)，横向构件有翼肋(普通翼肋和加强翼肋)。
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(1) 机翼。机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在 空中的飞行，另外，机翼还起一定的稳定和操纵作用。
(2) 机身。机身用来装载人员、物资和各种设备，还把 飞机其他部分连接起来组成一个整体。如果飞机足够大，能 将人员、货物、燃油等全部装在机翼内部，则可以取消机身， 成为机翼式飞机，简称飞翼。
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合理的结构布局是减轻结构重量最主要的环节，飞机通 常用结构重量系数来表示结构设计水平。结构重量系数是用 飞机结构重量与飞机正常起飞重量的百分比来表示的。统计 结果表明，第一代歼击机的结构重量系数平均在35%左右， 第二代歼击机的结构重量系数平均在33%左右，第三代歼击 机的结构重量系数平均在30.5%左右。目前发展的第四代歼 击机，如美国的F-22飞机，据悉结构重量系数为28%。
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3．内力和应力的概念 当构件受到外力作用而变形时，材料分子之间的距离发 生变化，这时分子之间会产生一种反抗变形、力图使分子间 的距离恢复原状的力，这种力叫内力。构件受力变形时所产 生的内力，可以利用截面法求得。 要判断构件受力的严重程度，仅知道内力的大小是不够 的。构件在外力作用下，单位横截面面积上的内力叫做应力。 如果内力是均匀分布的，则构件任意截面上的应力等于截面 上的总内力除以横截面积。应力可以分成垂直于所取截面和 平行于所取截面的两个分量：垂直于横截面的应力称为正应 力；平行于横截面的应力称为剪应力。
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5．飞机承受的主要应力 所有飞机都要承受拉伸应力、压缩应力、扭转应力(扭 矩)、剪切应力和弯曲应力(弯矩)等五种主要应力，如图4-3 所示。其中，拉伸应力是抵抗试图拉断物体的应力；压缩应 力是抵抗压力的应力；扭矩是抵抗产生扭转变形的应力；剪 切应力是抵抗试图引起材料某一层与相邻一层产生相对错动 之力的应力；弯曲应力是压缩应力和拉伸应力的组合，当杆 件受到弯曲作用时，弯曲的内侧面缩短(压缩)，而外侧面拉 长(拉伸)。
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4.2 机翼、尾翼及其载荷
4.2.1 机翼载荷 (1) 空气动力载荷。空气动力载荷是分布载荷(见图4-2)，
单位为。它可以是吸力或压力，直接作用在机翼的表面上， 形成机翼的升力和阻力，其中升力是机翼最主要的外载荷。
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(2) 部件、装载传来的集中载荷，包括机翼上连接的其 他部件(如起落架、发动机)、副翼、襟翼等，以及布置在机 翼内、外的各种装载(如油箱、炸弹)。由于这些部件、装载 一般都是以有限的连接点与机翼主体结构相连接的，因此不 论是起落架传来的地面撞击力，或是副翼等翼面上的气动载 荷，以及机翼上各部件、装载本身的质量力(包括重力和惯 性力)，都是通过连接点以集中载荷的形式传给机翼的(见图 4-2)。机翼整体油箱的燃油载荷(包括燃油的质量力和油箱增 压载荷等)，则为分布载荷。
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图4-3 作用于飞机上的五种基本应力
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4.1.3 对飞机结构的基本要求 1．飞机的战术技术和使用技术要求 为了完成各种不同的任务，对于不同的飞机就有不同的