第二章飞机结构受力分析和抗疲劳设计思想
66R3民用航空器部件修理人员执照考试大纲
中国民用航空总局编号：AC-66R1-03颁发日期：2006年10月30日批准人：标题：民用航空器部件修理人员执照考试大纲1.目的和依据本咨询通告依据CCAR-66R1第66.24条制定，目的是为民用航空器部件修理人员执照<以下简称修理人员执照）基础部分的考试提供标准。
2.适用范围本咨询通告适用于欲取得修理人员执照基础部分的人员，同时适用于民用航空器维修人员执照考试管理中心<以下简称考管中心）。
3.撤销备用4.生效日期本咨询通告中基本技能考试大纲于本通告下发之日起生效，本通告完全生效日期为 2007年1月1日。
5.笔试大纲说明部件修理人员执照基础部分按下列专业划分：机械类：(a>航空器结构，其英文代码为STR；(b>航空器动力装置，其英文代码为PWT；(c>航空器起落架，其英文代码为LGR；(d>航空器机械附件，其英文代码为MEC；电子类：(e>航空器电子附件，其英文代码为AVC； (f>航空器电气附件，其英文代码为ELC。
5.1航空器部件修理人员执照<基础部分）笔试内容以模块形式组成：1)通用模块；<对应维修人员执照考试大纲的M9+M10）2)机械类公共模块/电子类基础模块3)各专业模块。
各专业的考试内容为：5.2考题按照难易程度划分为三个等级，定义如下：5.3考试组卷和出题逻辑：考试大纲中定义等级3的章节，从试卷等级3和等级2中抽取。
●考试大纲中定义等级2的章节，从试卷等级2和等级1中抽取。
●考试大纲中定义等级1的章节，从试卷等级1中抽取。
5.4部件修理人员执照笔试考试内容及出题量5.4.1通用模块：包括人为因素、航空法规和维修出版物两部分。
5.4.2机械类公共模块5.4.3机械类专业模块5.4.4电子类基础模块包括：电工基础、模拟电子技术基础和数字电子技术基础三部分。
5.4.5 电子类修理专业模块6.基本技能考试大纲6. 1基本技能考试大纲使用说明基本技能考试大纲共有15个工程<每个工程包括若干个子工程），有些工程的实作可以结合到其他工程中进行，如“常用工具和量具的使用”、“常用电子电气测试设备的使用”等。
航空航天结构安全性与可靠性分析
航空航天结构安全性与可靠性分析航空航天工程是现代高科技的代表之一，它涉及到飞行器、导弹、卫星等多个领域，这些设备的结构安全性与可靠性对其运行效率、安全性和使用寿命有着决定性的影响。
本篇文章将围绕航空航天结构安全性与可靠性展开讨论，从结构安全性分析和可靠性分析两个角度进行探究，期望读者能对航空航天工程的结构安全性与可靠性有一个全面的了解。
结构安全性分析结构安全性是航空航天工程首要考虑的问题，不仅关系到工程的安全性，还关系到庞大的资金投入和人力物力，因而对结构的安全性进行全方位分析和评估至关重要。
1.结构强度分析结构强度是结构工程学中的基本概念，是针对结构受力状态下所需要承受的外矢力和内部受力分毫不爽的指标。
在航空航天结构设计中，强度分析就是确定结构受力状态和瞬时负载作用下的应力、变形和裂纹扩展等参数。
强度分析对工程的设计优化、外形结构设计和减重设计均有着至关重要的作用。
2. 材料特性分析材料的物理和机械特性对结构的强度、刚度和韧性等有着直接的影响。
航空航天工程需要在高温、高压、氧气稀薄环境中操作，抗疲劳、抗裂纹扩展等特性也是关键考虑因素。
因此，对于材料种类、材料强度、材料的物理性质和寿命等参数的分析必不可少。
3. 结构稳定性分析结构稳定性是一个结构在作用于其上的外部荷载下，不会出现整体的失稳现象。
在合适的条件下，结构应满足一定的稳定性要求，并具有足够的抗位移、抗扭曲和抗弯曲的能力。
稳定性分析主要是为了保证结构在正常使用过程中不会发生倾覆、塌陷等严重情况，确保机组成员和货物的安全。
可靠性分析航空航天工程一直以来都非常重视产品的可靠性，因为它关乎设备的使用寿命、安全性和使用效果。
可靠性分析是为了确定特定条件下产品的正常使用期间，工作状态能否符合要求以及故障的概率和发生时间，既要考虑各种不确定性因素的影响，又要提供科学的依据来对设备的可靠性进行保障。
1.运行环境分析环境对航空航天设备的使用寿命、存储寿命和可靠性都有很大的影响。
飞行器结构疲劳寿命分析与优化设计
飞行器结构疲劳寿命分析与优化设计飞行器结构的疲劳寿命分析与优化设计1. 引言飞行器是现代航空技术的重要组成部分，其结构的安全性和可靠性对航空工程至关重要。
其中，疲劳破坏是飞行器结构最常见的失效模式之一。
因此，研究飞行器结构的疲劳寿命分析与优化设计具有重要的理论和应用价值。
2. 飞行器结构的疲劳寿命分析疲劳寿命分析是预测结构在特定工作循环下能够承受多少个循环载荷而不发生破坏的能力。
疲劳寿命分析主要包括应力分析、循环数预测和疲劳寿命评估三个步骤。
2.1 应力分析在进行疲劳寿命分析前，需要通过结构有限元模型以及各种力和载荷的作用下，对结构的应力进行分析。
应力分析的结果将用于预测结构在疲劳载荷下的寿命。
2.2 循环数预测通过实验或统计数据，可以建立应力与疲劳寿命之间的关系，并根据当前加载下的应力分析结果，预测结构的循环数。
循环数是指在给定载荷作用下，结构会经历多少个循环。
2.3 疲劳寿命评估通过根据循环数与寿命之间的关系，将循环数转化为估计的疲劳寿命。
通常使用疲劳损伤累积理论来评估疲劳寿命，例如线性累积损伤理论和振动应力准则等。
3. 飞行器结构的疲劳寿命优化设计为了提高飞行器结构的疲劳寿命，需要通过优化设计方法来改善结构的抗疲劳能力。
疲劳寿命优化设计的主要目标是在满足结构强度和刚度要求的前提下，使结构的疲劳寿命最大化。
3.1 材料选择与热处理材料的选择对飞行器结构的疲劳性能具有重要影响。
通常情况下，高强度和高韧性的材料能够提高结构的抗疲劳能力。
热处理技术也可以通过改变材料的组织结构来改善疲劳性能。
3.2 结构拓扑优化结构的拓扑优化是通过对结构的几何形状进行优化设计，以减轻结构的应力集中，提高结构的抗疲劳能力。
通过优化结构的连接方式和梁、板等元件的布局，可以降低结构的疲劳应力水平。
3.3 疲劳载荷控制合理控制飞行器的疲劳载荷是提高结构疲劳寿命的有效手段。
通过优化飞行控制算法和航线设计，减小结构在飞行过程中受到的载荷变化，可降低结构的疲劳损伤。
【内部教材】飞机结构与修理 第二章 机翼结构和受力分析
者在腹板上用支柱加强(图2－12(b))。
翼肋的选用： 相对载荷大，采用构架式； 相对载荷小，采用腹板式。 普通肋较多采用腹板式。 加强肋承受较大的载荷，当翼型较厚时，采用
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§2－2 机翼结构的外载荷
一、机翼的外部载荷 （一）机翼的外部载荷及其大小 1．飞行中，作用于机翼的外部载荷有： （1）空气动力q气动 （2）机翼结构的质量力q机翼 （3）部件的质量力P部件 (见图2－17)
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2．外部载荷的大小 飞行中，作用于机翼的各种载荷的大小是经常
是承受机翼的弯矩和剪力。
翼梁由梁的腹板和缘条(或称凸缘)组成，见图2 －8 。
腹板式翼梁 翼梁主要有 整体式翼梁 桁架式翼梁 (现代飞机的机翼，一般都采用腹板式金属翼梁
(图2－8)。)
1．腹板式翼梁 翼梁由缘条和腹板铆接而成。 缘条用硬铝或合金钢的厚壁型材制成，截面形状多为
“T”或“L”形。
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吊架的上连杆和斜支撑杆与机翼连接的接头处 采用结构保险销连接；
中梁与机翼连接的接头处采用结构保险螺栓连 接。
这些接头处的结构保险销或保险螺栓的作用是： 当发动机遭到严重损坏而导致剧烈振动或巨大阻 力时，该保险销或保险螺栓被剪断使发动机及其 吊架脱离机翼，防止损坏机翼而避免出现更大的 灾难性的破坏。
腹板用硬铝板制成。薄壁腹板上往往还铆接了许多硬 铝支柱，以增强其抗剪稳定性和连接翼肋。
为了合理地利用材料和减轻机翼的结构重量，缘条和 腹板的截面积，一般都是沿翼展方向改变的，即翼根部 分的截面积较大，翼尖部分的截面积较小。
飞行器所受环境载荷分析与结构设计优化
飞行器所受环境载荷分析与结构设计优化随着航空航天技术的不断发展，飞行器在各种极端环境下的运行要求越来越高。
为了确保飞行器的飞行安全和性能稳定，必须对其所受环境载荷进行精确分析，并进行相应的结构设计优化。
环境载荷是指由于周围环境引起的对飞行器结构产生的力或荷载。
飞行器所受的环境载荷包括气动载荷、重力载荷、振动载荷、热载荷、电磁载荷等。
这些载荷会对飞行器的结构产生影响，并可能引起结构失效，导致事故发生。
因此，对飞行器所受环境载荷进行准确分析和结构设计优化非常重要。
首先，气动载荷是飞行器最重要的环境载荷之一。
它包括升力、阻力、侧向力、俯仰、偏航和滚转力矩等。
气动载荷的大小和方向取决于飞行器的速度、姿态和气动特性等因素。
通过数值模拟和试验方法，可以获得不同飞行状态下的气动载荷数据，进而对飞行器进行结构设计优化，以提高其飞行性能和稳定性。
其次，重力载荷是指由于地球引力作用而产生的载荷。
飞行器在不同飞行阶段（如升空、巡航、下降和着陆）会受到不同大小的重力载荷影响。
在分析重力载荷时，需要考虑飞行器的重量、质心位置、地球引力加速度等因素。
通过合理的结构设计和布局，可以减轻飞行器的重量，并降低重力载荷对结构的影响。
振动载荷是指由于飞行器运动、发动机震动、空气动力学效应和气流扰动等因素引起的结构振动。
这种载荷会对飞行器的结构造成疲劳损伤和振动响应。
通过有限元分析、振动试验和结构控制等方法，可以识别和减少飞行器的振动载荷，保证其正常运行。
除了以上提到的环境载荷外，热载荷和电磁载荷也是飞行器所受的重要载荷。
热载荷主要来自于发动机和高速飞行时的气动加热。
电磁载荷则来自于雷达、通信设备和其他电子设备的电磁辐射。
这些载荷会对飞行器的材料性能和电子系统产生影响，因此在结构设计中需要考虑热传导和电磁屏蔽等问题。
为了确保飞行器的结构强度和稳定性，在分析和设计过程中需要遵循一系列的原则和规范。
例如，根据国际民航组织的标准，飞行器的气动设计需要满足一定的升力系数、阻力系数和侧向力系数要求。
飞机起落架结构疲劳寿命分析与延长方案研究
飞机起落架结构疲劳寿命分析与延长方案研究一、引言飞机起落架是飞机的核心部件之一，其主要功能是支撑飞机的重量、减震以及起降过程中的导向作用。
然而，由于长期受到剧烈的机载环境摧残，飞机起落架所面临的结构疲劳问题也同样存在着风险。
为了保证飞机的运行安全和经济性，必须对飞机起落架的疲劳寿命进行分析并制定延长方案。
二、飞机起落架的结构疲劳疲劳是材料和结构在长期重复载荷作用下逐渐发生损伤和变形的现象，其表现形式是结构的裂纹、崩裂和变形等。
飞机起落架作为承受飞机整体重量和冲击力的重要部件，处于飞机运行中最受损伤的位置之一。
长期承受的重复载荷使得起落架出现裂纹和疲劳现象，同时也增加了起落架的失效风险。
三、对飞机起落架疲劳寿命的分析1. 理论分析通过材料的应力、应变等参数，预测材料在疲劳载荷下的疲劳寿命。
在以往对飞机起落架疲劳寿命的分析中，主要采用的是疲劳裂纹扩展速率等参数进行疲劳寿命预测。
2. 数值模拟数值模拟主要是采用有限元方法，对飞机起落架在工作状态下的应力、应变情况进行模拟，并通过材料的横向和纵向裂纹扩展速率等参数进行疲劳寿命分析。
3. 现场监测现场监测是将测量设备直接安装在飞机起落架上，实时监测飞机起落架的状态和运行情况，并记下各种载荷及其变化。
通过分析监测数据，可以有效地检测飞机起落架中存在的疲劳裂纹，并预测其寿命。
四、飞机起落架疲劳寿命的延长方案研究1. 加强材料和工艺选择更高强度、更佳韧性的材料，并且采用更优秀的工艺，使得飞机起落架能够承受更大的载荷。
这种方法可以有效地增强飞机起落架的抗疲劳性能，避免其在长期重复载荷作用下发生变形和疲劳。
2. 优化结构设计优化飞机起落架的结构设计，减轻起落架本身的重量，以及减少在工作中的应力和应变。
这种方法可以降低飞机起落架的运行负担，达到延长其使用寿命的目的。
3. 设计和应用预警系统利用振动传感器和加速度传感器等监测装置，实现对飞机起落架状态的在线监测。
当监测到任何异常情况时，警报和停机信号将自动触发，以保证起落架在运行过程中的安全性。
探析飞机结构耐久性与损伤容限的设计
探析飞机结构耐久性与损伤容限的设计20世纪70年代，在结构分析法快速发展以及断裂力学理论不断成熟的理论前提下，通过对飞机结构进行实践的分析及飞机服役经验的不断积累，飞机结构的耐久性和损伤容限的设计研究开始形成一种规范，这是对于传统的飞机设计方法的一种完善与发展。
当前，对于此项理论的研究已经进入了实用的阶段，并逐渐形成了较为完备的飞机设计体系。
1 飞机结构设计理念的发展历程对飞机结构进行设计的理念在发展过程中不断发生着变化。
从分类上来讲民用类型的飞机主要注重的是经济性能与安全性能，而军用飞机则注重的是飞机的飞行与战斗性能。
在历经半个多世纪的发展历程中，对飞机结构进行设计的理念呈现出了一个不断完善的过程，不断向着更高的安全性能、更高的经济性能、更长的寿命、更低的维护成本、更高的机动性能以及更高的出勤率方向发展。
2 飞机结构耐久性与损伤容限的基本设计理念2.1 飞机结构的耐久性设计2.1.1 飞机结构耐久性设计的概念。
耐久性作为一项指标，其概念是在规定的时限之内，飞机结构的整体性能在抗腐蚀性能、抗疲劳开裂性能、避免热退化与机体剥离等多个方面所表现出来的能力。
这种概念的认知从基础上认定飞机机体在正式投入使用之前就存在着或大或小的缺陷，在飞机服役工作的过程中，因为机体所承受的载荷作用，会慢慢地在飞机机体上出现一定规模的损伤与裂纹，如果任凭这种趋势发展下去，必然会直接对飞机机体结构的功能产生影响，增加飞机的维修成本，影响飞机的正常使用，因此，必须对此进行及时的修理，此種修理可以分为若干次进行，直到能够满足飞机的使用寿命。
具体表示公式为：Nsj≤式中：Nsj——对飞机结构进行设计时所初步预定的工作寿命n——飞机在修理期所进行维修的具体次数Tei——进行第一次大修前飞机的使用寿命2.1.2 飞机结构耐久性设计的基本准则：Nsy≤Ne式中：Nsy——使用寿命Ne——耐久性寿命2.2 飞机结构的损伤容限设计2.2.1 飞机结构损伤容限设计的概念。
飞机结构设计
飞机结构设计•相关推荐飞机结构设计飞机结构设计南京航空航天大学飞机设计技术研究所2005.9一、本课程的特点注重基础理论概念的实用化、感性化以及工程化注重综合运用知识概念权衡复杂问题分析，抓住主要矛盾寻找解决问题途径的基本设计理念大量工程结构实例的剖析注重培养自行分析、动手设计的主观能力以及工程实用化的实践能力具体要求：注意定性分析，要求概念清楚；实践性强，要求常去机库观察实物；理性推理较差，要求认真上课。
二、基本内容和基本要求内容：飞机的外载荷；飞机结构分析与设计基础不同类型飞机结构的分析；飞机结构的传力分析；飞机结构主要元构件设计原则；内容要求：①掌握飞机结构分析和设计的基本手段——传力分析；②能够正确解释飞机结构元件的布置；③能够正确地分析和设计飞机结构的主要元件。
第1章绪论飞机结构设计将飞机构思变为飞机的技术过程；成功的结构设计离不开科学性与创造性；结构设计有其自身的原理和规律，不存在唯一正确答案，需要不断的探索和完善。
1.1 飞机结构设计在飞机设计中的位置飞机功用及技术要求空-空：军用空-地：截击、强击、轰炸. 战术技术要求运输：客运民用货运使用技术要求运动，……技术要求技术要求：Vmax，升限，航程/作战半径，起飞着陆距离，载重/起飞重量，机动性指标（加速，最小盘旋，爬升），使用寿命；非定量要求：全天候，机场要求，维护要求；趋势：V ，Hmax ，载重，航程；苏-30阵风F－117第四代战斗机(俄罗斯称之为第五代战斗机)更着重强调同时具备隐身技术、超音速巡航、过失速机动和推力矢量控制、近距起落和良好的维修性等性能。
由于各种飞机的用途和设计要求不同，会带来飞机气动布局和结构设计上的差别；飞机设计的基本概念、设计原理和设计方法是一致的；本课程将对典型结构型式进行分析的基础上，将主要介绍飞机设计的基本概念、设计原理和方法。
1.1.1飞机研制过程技术要求飞机设计过程飞机制造过程试飞定型1．拟订技术要求通常可由飞机设计单位和订货单位协商后共同拟订出新飞机的战术技术要求或使用技术要求。
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蒙皮
• 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。
翼肋
桁条
翼梁 副翼
襟翼
• 这种机翼的蒙皮，不仅具有良好的抗剪稳 这种机翼的蒙皮， 定性，而且有较好的抗压稳定性，因此， 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， 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。 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、 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 所以叫做单块式机翼。 力，所以叫做单块式机翼。
说明单块式机翼蒙皮在机翼受力、传力 中的作用？
• 1、形成机翼的气动外形，承受机翼表面的 形成机翼的气动外形， 气动载荷； 气动载荷； • 2、与翼梁腹板或墙腹板组成闭室，受剪传 与翼梁腹板或墙腹板组成闭室， 递扭矩； 递扭矩； • 3、与长桁、梁缘条组成壁板，受拉压传递 与长桁、梁缘条组成壁板， 弯矩。 弯矩。
机翼某横截面承受的扭矩，等于该横截面外端机翼上所有外力对机翼 机翼某横截面承受的扭矩， 刚心轴力矩的代数和。扭矩的符号：使迎角增大为正，反之为负 扭矩的符号：使迎角增大为正，
刚心轴的定义是： 刚心轴的定义是： 机翼的每个横截 面上， 面上，都有一个 特殊的点， 特殊的点，当外 力通过这一点时， 力通过这一点时， 不会使横截面转 动，
机翼的特点是薄壁结构， 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、 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。 如胶铆等。 或它们的混合形式 如胶铆等
桁条
翼肋
缘条
翼 梁
腹板
蒙皮
缘条
表示铆接关系
2.1.5 机翼结构的典型受力形式
• 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。
• 加强翼肋除具有上述作用外，还要承受和 加强翼肋除具有上述作用外， 传递较大的集中载荷。 传递较大的集中载荷。
ΔQ
Δq扭
Δq1 ΔM扭
Δq 2
刚心
• 在开口端部或翼根部位的加强翼肋，其主 在开口端部或翼根部位的加强翼肋， 要功用是把机翼盒段上由一圈闭合剪流构 成的扭矩， 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。 分别传给翼梁或机身加强框。
二、后掠机翼各截面的剪 力、弯矩和扭矩图
剪力图
弯矩图
扭矩图
机翼的扭矩图是如 何做出的？ 何做出的？
扭矩图：某横截面承受的 扭矩等于该截面外端机翼 所有外载荷对刚心的力矩 代数和。
2.1.4 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
普通翼肋和 加强翼肋的 功用是什么？ 功用是什么？
普通翼肋的功用是： 普通翼肋的功用是 ： 构成并保持机翼的形状 ； 把蒙皮和长桁传给它的空气动力载荷传递给 翼梁腹板， 而把空气动力形成的扭矩， 翼梁腹板 ， 而把空气动力形成的扭矩 ， 通过铆 钉以剪流的形式传递给蒙皮； 支持蒙皮、 钉以剪流的形式传递给蒙皮 ； 支持蒙皮 、 长桁 和翼梁腹板，提高它们的稳定性。 和翼梁腹板，提高它们的稳定性。 加强翼肋除具有上述作用外， 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。 递较大的集中载荷 。 在开口端部或翼根部位的 加强翼肋， 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， 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。 的力偶分别传给翼梁或机身加强框。
• 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。
空气动力分布载荷
机翼重力 分布载荷
P部件
一、平直机翼各截面的 剪力、 剪力、弯矩和扭矩图 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
• 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。
机身反作用力
机翼质量力分布载荷
发动机集中 载荷
• 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， 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。 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 机翼在外部载荷作用下， 身上的悬臂梁一样， 身上的悬臂梁一样，要产生弯曲和扭转变 因此，在这些外载荷作用下， 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。 截面要承受剪力、弯矩和扭矩。
ΔQ 刚心
ΔQ
压力中心
机翼各横截面 刚心的连线称 机翼的刚心轴。
ΔM 扭 =ΔQ·C
如果外力不通过这一点， 如果外力不通过这一点，机翼 的横截面就会绕该点转动， 的横截面就会绕该点转动，这 个特殊的点称为该横截面的刚心
刚心轴的定义? 刚心轴的定义?
机翼的每个横截面上， 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， 特殊的点，当外力通过这一点时， 不会使横截面转动， 不会使横截面转动，这个特殊的 点称为该横截面的刚心。 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。 心轴。
一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流线型的机翼外表面。 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； 蒙皮受到垂直于其表面的局部气动载荷；
蒙皮还参与机翼的总体受力—— 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， 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 当蒙皮较厚时， 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。 组成壁板，承受机翼弯矩引起的轴力。
缘条
腹板 腹板式翼梁 A—A 截面
整体式翼梁 B—B 截面
斜支柱 直支柱 缘条 桁架式翼梁
包含腹板) 五、纵墙(包含腹板 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。
?
蒙皮 传来的力 桁条 蒙皮 传来的力
翼肋 桁条
桁肋 传来的力
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。 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 普通翼肋的功用是：构成并保持规定的翼型； 蒙皮和桁条传给它的局部空气动力传递给翼梁腹 而把局部空气动力形成的扭矩， 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、 剪流的形式传给蒙皮；支持蒙皮、桁条、翼梁腹 提高它们的稳定性等。 板，提高它们的稳定性等。
机翼站位数是 指距离机身中心线的 英寸数
气动力分布载荷
2.1.2 机翼的外载荷
• 飞机在飞行中，作用在机翼上的外载荷有：空气 飞机在飞行中，作用在机翼上的外载荷有： 动力、机翼结构质量力、部件及装载质量力， 动力、机翼结构质量力、部件及装载质量力，如 图所示。其中， 图所示。其中，空气动力分布载荷是机翼的主要 外载荷。 外载荷。
二、长桁(也称桁条 长桁 也称桁条) 也称桁条
长桁的主要功用是： 长桁的主要功用是： 支持蒙皮， ☺支持蒙皮，防止在空气动力作 用下产生过大的局部变形， 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； 肋上去； 提高蒙皮的抗剪和抗压稳定性， ☺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； 的扭矩和弯矩； ☺长桁还能承受由弯矩引起的部 分轴力。 分轴力。
A—A 截面
B—B 截面
D—D 截面 C—C 截面 支柱
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 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 稳定性的作用 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 。
机翼上所受的剪力、弯矩、 机翼上所受的剪力、弯矩、扭矩
垂直剪力
垂直弯矩 水平弯矩
水平剪力
扭矩
•由于机翼结构沿水平方向尺寸较大，因而水平剪力和水平弯矩对飞机结构受 由于机翼结构沿水平方向尺寸较大， 由于机翼结构沿水平方向尺寸较大 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。 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。