北航课程设计大客飞机起落架与机翼连接结构设计及分析
飞机结构设计报告——北航程小全
飞机结构设计报告39051210齐士杰本学期上了2节飞机结构设计设计现场课，我从中学到了很多知识。
在现场课上我们近距离接触了许多飞机结构，下面我对我们接触的飞机结构进行简单的分析。
1右图所示为梁式翼面结构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。
2右图所示为翼肋普通翼肋构造上的功用是维持机翼剖面所需的形状。
一般它与蒙皮、长桁相连，机翼受气动载荷时，它以自身平面内的刚度向蒙皮、长桁提供垂直方向的支持。
同时翼肋又沿周边支持在蒙皮和梁(或墙)的腹板上，在翼肋受载时，由蒙皮、腹板向翼肋提供各自平面内的支承剪流。
加强翼肋虽也有上述作用，但其主要是用于承受并传递自身平面内的较大的集中载荷或由于结构不连续(如大开口处)引起的附加载荷。
3右图所示为铝蜂窝蒙皮机身蒙皮在构造上的功用是构成机身的气动外形，并保持表面光滑，所以它承受局部空气动力。
蒙皮在机身总体受载中起很重要的作用。
它承受两个平面内的剪力和扭矩；同时和长桁等一起组成壁板承受两个平面内弯矩引起的轴力，只是随构造型式的不同，机身承弯时它的作用大小不同。
4右图所示为机体结构机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备；还可将飞机的其它部件如尾翼、机翼及发动机等连接成一个整体。
桁梁式机身结构特点是有几根(如四根)桁梁，桁梁的截面面积很大。
在这类机身结构上长桁的数量较少而且较弱，甚至长桁可以不连续。
蒙皮较薄。
这种结构的机身，由弯曲引起的轴向力主要由桁梁承受，蒙皮和长桁只承受很小部分的轴力。
飞机起落架结构及其系统设计
收放系统一般以液压作为正常收放动力源，以冷气、电力作为备用动力源。一般前起落架向前收入前机身，而某些重型运输机的前起落架是侧向收起的。主起落架收放形式大致可分为沿翼展方向收放和翼弦方向收放两种。收放位置锁用来把起落架锁定在收上和放下位置，以防止起落架在飞行中自动放下和受到撞击时自动收起。对于收放系统，一般都有位置指示和警告系统。
2
起落架
飞机上使用最多的是前三点式起落架(图1a[起落架布置型式]）。前轮在机头下面远离飞机重心处，可避免飞机刹车时出现“拿大顶”的危险。两个主轮左右对称地布置在重心稍后处，左右主轮有一定距离可保证飞机在地面滑行时不致倾倒。飞机在地面滑行和停放时，机身地板基本处于水平位置，便于旅客登机和货物装卸。重型飞机用增加机轮和支点数目的方法减低轮胎对跑道的压力，以改善飞机在前线土跑道上的起降滑行能力,例如美国军用运输机C-5A，起飞重量达348吨，仅主轮就有24个,采用4个并列的多轮式车架（每个车架上有6个机轮），构成4个并列主支点。加上前支点共有5个支点,但仍然具有前三点式起落架的性质。优点：（1）着陆简单，安全可靠。若着陆时的实际速度大于规定值，则在主轮接地时，作用在主轮的撞击力使迎角急剧减小，因而不可能产生象后三点式起落架那样的“跳跃”现象。（2）具有良好的方向稳定性，侧风着陆时较安全。地面滑行时，操纵转弯较灵活。（3）无倒立危险，因而允许强烈制动，因此，可以减小着陆后的滑跑距离。（4）因在停机、起、落滑跑时，飞机机身处于水平或接近水平的状态，因而向下的视界较好，同时喷气式飞机上的发动机排出的燃气不会直接喷向跑道，因而对跑道的影响较小。缺点：（1）前起落架的安排较困难，尤其是对单发动机的飞机，机身前部剩余的空间很小。（2）前起落架承受的载荷大、尺寸大、构造复杂，因而质量大。（3）着陆滑跑时处于小迎角状态，因而不能充分利用空气阻力进行制动。在不平坦的跑道上滑行时，超越障碍(沟渠、土堆等)的能力也比较差。（4）前轮会产生摆振现象，因此需要有防止摆震的设备和措施，这又增加了前轮的复杂程度和重量。
北航机械课程设计
北航机械课程设计一、课程目标知识目标：1. 让学生掌握机械设计的基本原理，理解机械结构的功能和特点。
2. 使学生了解并掌握机械制图的基本知识，能够正确阅读和绘制机械图纸。
3. 让学生熟悉机械加工工艺，了解不同加工方法的特点及适用范围。
技能目标：1. 培养学生运用机械设计原理解决实际问题的能力，能够进行简单的机械结构设计。
2. 培养学生运用CAD软件进行机械图纸绘制的能力，提高制图效率。
3. 培养学生运用机械加工知识，合理选择加工工艺，提高加工质量。
情感态度价值观目标：1. 培养学生对机械设计的兴趣，激发创新意识，增强实践能力。
2. 培养学生具备良好的团队合作精神，学会与他人沟通交流，提高解决问题的能力。
3. 培养学生严谨细致的工作态度，树立质量意识，为我国航空事业的发展贡献力量。
本课程针对北航机械专业学生，结合学科特点和学生实际情况，注重理论知识与实践操作的相结合。
通过本课程的学习，使学生能够掌握机械设计的基本原理和制图技能，培养具备创新意识和实践能力的机械专业人才。
同时，课程目标分解为具体的学习成果，便于后续教学设计和评估。
二、教学内容1. 机械设计基本原理：包括机械结构设计、机械传动设计、机械零件设计等内容，对应教材第1章至第3章。
- 机械结构设计：讲解结构设计的基本原则，分析典型机械结构的应用实例。
- 机械传动设计：介绍传动原理，分析常用传动方式的特点及应用。
- 机械零件设计：讲解零件设计的基本要求，分析各类零件的设计方法和步骤。
2. 机械制图：包括制图基本知识、机械零件表达方法、装配图等内容，对应教材第4章至第6章。
- 制图基本知识：教授制图标准、投影原理等基础知识。
- 机械零件表达方法：介绍视图、剖面图、局部放大图等表达方法。
- 装配图：讲解装配图的绘制方法，培养学生阅读和绘制装配图的能力。
3. 机械加工工艺：包括金属切削加工、特种加工、工艺参数选择等内容，对应教材第7章至第9章。
- 金属切削加工：介绍车、铣、磨等常见切削加工方法。
飞机结构原理-北航
一、飞机机翼构造
（一）、机翼的功用
1、是在飞机飞行时产生升力； 2、使飞机获得方向和横向操纵性和稳定 性 （后掠机翼）； 3、在机翼上装有付翼、襟翼、缝翼、起 落架，有的还装有发动机； 4、机翼内部空间用来安装燃油箱及各种 设备； 5、在机翼下外挂发动机、副油箱、导弹、 火箭等。
（二）、机翼上的载荷
1、手操纵机构 1）驾驶杆
2）驾驶盘
2、脚操纵机构 1）平放式脚蹬
2）立方式脚蹬
3、双套操纵机构
(二)、传动机构
1、软式传动机构 1）钢索
7×7钢索
7×19钢索
2）钢索接头
3）滑轮
4、扇形轮
4）钢索导向装置
5）松紧螺套
6）钢索张力补偿器
2、硬式传动机构 1）传动杆
2）摇臂
这些载荷加到机翼上，转化为垂直弯矩M1、水 平弯短M2、扭起m、垂直剪力Q1和水平剪力Q2。它 们对机翼的作用，可使机翼产生弯曲、扭转、剪切、 拉伸和压缩五种变形。
（三）、机翼的受力构件
1、纵向骨架 1）翼梁：主要作用是承受弯矩和剪力，翼 梁一般可分为墙式（腹板式）、构架式（桁架 式）和整体式三种。现代飞机多采用墙式翼梁。
（二）、机身的构造形式和受力构件
1、构架式机身
2、桁梁式机身
3、桁条式机身
4、硬壳式机身
5、复合式机身
（三）、机身的受力构件
1 、普通隔框
2、加强隔框 1）壁板式加强隔框
2）环形加强隔框
3）整体式加强隔框
3、桁梁
4、蒙皮
四、机身内部的布置
四、飞机操纵系统
（一）、中央操纵机构
3、摇臂式起落架 1）全摇臂式起落架：
2)半摇臂式起落架：
北航飞行器结构优化设计
结构优化设计课程总结通过对本课程的学习，我了解到工程设计的过程中，一般都是先粗略估计一些数值，然后进行校核分析，如果不合适，则需进一步修正数值后校核，使数值进一步去拟合理想值，如此多次进行以达到最优的效果。
但是这样做周期会比较长，计算量也比较大。
这门课就是讲解这些算法如何优化的。
由此总结出本课程前后主要由三部分构成。
第一，优化设计的基本理论，包括结构优化设计的数学模型、线性规划基本理论和计算方法、无约束非线性规划和约束非线性规划的基本理论、多种计算方法的公式、性质和流程、多目标优化的基本理论和计算方法；第二，工程结构优化设计，包括适用于工程设计的优化准则法、对飞行器结构设计具有重要意义的结构可靠性优化设计；第三，飞行器优化设计技术的新发展，包括多学科设计优化（MDO）、遗传算法及改进、智能优化设计技术。
这些分析方法都是以计算机为工具，将非线性数学规划的理论和力学分析方法结合，使用于受各种条件限制的承载结构设计情况。
优化问题的数学意义是在不等式约束条件下，求出使目标函数为最小或最大值的一组设计变量值。
在实际工程应用中，优化问题所包含的函数通常是非线性的和隐式的。
因此建立在数学规划基础上的优化算法，是依据当前设计方案所对应的函数值与导数值等信息，按照某种规则在多维设计变量空间中进行搜索，一步一步逼近优化解，也就是一个迭代的过程。
故在计算机上进行该类运算会更加具有实际意义。
一、有限元素法这是基于在结构力学、材料力学和弹性力学基础上的一种分析方法。
研究杆、梁，经简化薄板组成的结构的应力、变形等问题。
其方法是首先通过力学分析将结构离散化成单一元素，然后对单一元素进行分析，算出各单元刚度矩阵后，进行整体分析，根据方程组K·u=P求解。
这种方法求解的问题受限于结构的规模、形式和效率。
在有限元素法中,用网格将结构划分为若干小块,这些小块称为有限元素，简称有限元。
它们可以是三角形、四边形、四面体、六面体或其他形状，易于为计算机记录和鉴别。
机械设计学 飞机起落架
机制班
一、机翼与机身对接处结构特点 1、机翼和机身连接处结构配置 按机翼相对机身上下位
置的不同有下列几种结构配 置：
机翼机身连接配置 中单翼 不贯穿机身
上、下单翼
贯穿机身
民机机翼和机身连接处结构的特点
民机机翼和机身连接处结构的特点 民机机翼机身的连接配置：一般采用中翼穿过机身连接。 机翼机身的连接方式：机翼的翼梁和机身隔框的下半部分 是一个整体结构。 载荷的传递：机身隔框将机翼传入的剪力，不对称弯矩传 给机身壳体。
前起落架的 约束条件 1)轴承能够 提供除 Mz 以外的所有 约束； 2)挡块只能 提供x方向向 后的约束。 前起落架所 受的载荷
集中力 Py、 Pz、Px
Py的传递与平衡
前起落架载荷作用下机身结构受力分析
衡；
力矩Mx通过轴 承上的集中力 Pzh/b 与剪流qMt
当平尾置于垂直尾翼上时
垂直尾翼的垂直载荷传递到加
强框，由加强框将载荷传给机 身蒙皮 垂直尾翼上载荷通过各种 途径传到机身壳体蒙皮中，以
蒙皮中剪流形式向机身中部传
递，达到全机受力平衡。
三、前起落架载荷作用下机身结构受力分析 前机身的结构
前起落架的布置
设备舱 驾驶舱
挡块 起落架舱 电瓶舱
前起落架载荷作用下机身结构受力分析
上图为：中翼贯穿机身连接图 右图为：机翼机身隔框连接方式
民机机翼和机身连接处结构的特点
弯矩对隔框的作用效 果：地板梁越厚对隔 框产生的载荷越大 龙骨架：中央翼盒中 段下方的纵梁或盒形 结构
二、机身与垂直尾翼连接处结构特点
水平加强板
加强框上中 的剪流平衡 弯矩Mx的平衡 剪力P的平衡
当平尾置于垂直尾翼上时
北航航空设计教材
北航航空设计教材
北京航空航天大学出版的《飞机总体设计》，这本教材由北航牵头联合七所高校和两个工业界研究院所共同编写，并由两院院士、著名飞机设计师顾诵芬审定。
该教材已获北京市本科优质教材、工信部“十四五”规划教材及教育部高等学校航空航天类专业教学指导委员会推荐教材。
该教材主要针对航空工程专业的学生，涵盖了航空设计的各个方面，包括飞机结构设计、飞机动力装置、飞机控制系统、飞机材料与制造工艺等。
这套教材由多位在航空领域有丰富经验的专家和教授编写，内容全面、系统，注重理论与实践相结合。
教材中不仅详细介绍了航空设计的基本原理和方法，还结合实际案例进行了分析和讲解，帮助学生更好地理解和应用所学知识。
北航航空设计教材是航空工程专业的重要教材之一，对于培养学生的航空设计能力和提高他们的综合素质具有重要的作用。
北航飞行器结构优化设计
北航飞行器结构优化设计概述结构的优化设计包括材料选取、几何形状和布局设计、阻力和气动特性等多个方面。
在这方面，有许多技术和工具可以用于支持飞行器结构的优化设计。
其中包括有限元分析、拓扑优化、多学科优化等。
材料选取材料的选取对飞行器结构的优化设计至关重要。
正确选择合适的材料可以有效地减轻飞行器的重量，并提高其强度和刚度。
常见的优化设计材料包括高强度钢、铝合金、复合材料等。
对于不同类型的飞行器，比如固定翼飞机、直升机、无人机等，材料的选取需要根据其特点和性能要求进行合理选择。
几何形状和布局设计几何形状和布局设计可以通过优化来减少飞行器的阻力并提高其性能。
优化设计可以通过调整机翼、机身、尾翼等部件的形状和尺寸，改善飞行器的气动性能。
此外，通过减少细微的结构细节，可以减少飞行器的表面积，从而减少阻力。
阻力和气动特性飞行器的阻力和气动特性对其性能和效率有着重要的影响。
通过优化设计，可以减小飞行器的阻力，并提高其升力性能。
常见的优化设计方法包括设计低阻力翼型、翼型尖端修整、减小表面涡流等。
有限元分析有限元分析是一种常用的工程分析方法，可以在结构设计中用于评估材料和几何形状的负载响应。
通过有限元分析，可以预测和优化飞行器的应力和变形。
这对于飞行器的结构优化设计非常重要，能够避免结构的过度设计和储备，并确保飞行器的强度和可靠性。
拓扑优化拓扑优化是一种常用的结构优化方法，通过调整结构的拓扑发现最佳物理结构布局。
它能够优化材料的分布，减小结构的自重，并保持结构的强度和刚度。
拓扑优化通常与有限元分析相结合，以提供最优的结构设计方案。
多学科优化飞行器的结构设计往往涉及到多个学科领域，比如结构力学、气动学、材料力学等。
通过多学科优化方法，可以考虑并优化这些学科的相互作用，提供更全面和综合的结构优化设计方案。
这将提高飞行器的整体性能和效率。
结论北航飞行器结构的优化设计是一个复杂的任务，需要综合考虑材料、几何形状、布局、阻力和气动特性等多个因素。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
课程设计（说明书）飞机主起落架与机翼连接结构的设计及分析学院：航空科学与工程学院专业：飞行器设计与工程学号：姓名：指导老师：何景武2013年9月29日目录一、设计课程题目 (2)二、研究对象 (2)三、设计目的 (2)四、设计要求 (2)五、原始资料 (3)六、设计工作内容 (3)七、设计过程与结果 (3)1、设计方案的分析 (3)1.1现有结构类型、特点分析 (4)1.2设计方案特点——机翼-主起落架连接部位传力分析 (5)2、结构方案 (10)2.1结构方案图 (10)2.2重心分析 (11)3、强度刚度分析计算 (11)3.1弯矩分析 (13)3.2扭矩分析 (15)3.3剪力及危险部位分析 (16)4、结论 (19)八、参考资料 (20)一、设计课程题目飞机主起落架与机翼连接结构的设计及分析二、研究对象飞机主起落架与机翼连接结构三、设计目的课程设计是学生在学完有关理论课程及专业技术课程后的一个重要教学环节。
要求学生综合运用有关基础理论、专业知识和实际经验，独立地解决有关飞行器设计专业范围内比较简单的典型性的设计任务，为毕业设计以及毕业后在专业工作解决更全面而复杂的技术问题打好基础。
其主要的教学目标是在教师的指导下，独立完成飞机某一部件的结构分析、理论计算、结构设计等工作。
培养与锻炼学生综合运用有关的理论知识，分析问题解决问题能力以及计算、实验、绘图等技能。
四、设计要求(1) 分析飞机主起落架与机翼连接结构在飞机设计中的地位和重要性，主起落架与机翼连接结构的设计特点、功能和主要问题；(2) 分析主起落架与机翼连接结构的载荷情况、使用情况和设计要求；(3) 分析和确定主起落架与机翼连接结构的位置；(4) 进行主起落架与机翼连接结构的分析和设计；(5) 进行结构强度、刚度分析计算(6) 画出主起落架与机翼连接结构的装配图（注意零件之间的装配关系）(7) 选择三个零件，画出零件图(8) 完成课程设计报告。
五、原始资料(1) 大客飞机主起落架与机翼连接结构的部分三维零件图(2) CJ818飞机主起落架与机翼连接结构参考资料(3) 大客飞机主起落架与机翼连接结构基本尺寸六、设计工作内容(1) 分析飞机主起落架与机翼连接结构的形式、作用及特点；(2) 分析、研究飞机主起落架与机翼连接结构的载荷、传力特性；(3) 进行飞机主起落架与机翼连接结构的方案设计，分析主要的设计参数(4) 进行飞机主起落架与机翼连接结构的结构设计，说明设计理由(5) 进行结构重量重心分析计算；(6) 进行结构强度、刚度分析计算，分析结构的关键部位和危险部位(7) 绘制结构图纸(8) 对设计工作进行总结七、设计过程与结果1、设计方案的分析机翼是飞机的主承力结构，主起落架是提供飞机用以起飞、着陆( 着水)、滑跑和停放的专门装置。
主起落架与机翼的连接结构除起到连接机翼与起落架的作用外, 更重要的是将起落架上所受的力传递到机翼翼根上, 进而传给机身。
这就要求充分了解机翼-主起落架的传力过程，明确其传力路线以及影响结构传力的因素。
1.1现有结构类型、特点分析大型飞机CJ818机翼-主起落架连接现代大型民机最常采用的机翼-主起落架连接结构形式是：辅助梁的一端铰接连接在后梁上，一端铰接连接在机身的加强框上，不参与机翼的总体受力。
起落架内收于机身下，在满足能够包容起落架的情况下，开口越小越好。
而大型飞机CJ818采取的形式与这种不同，它的辅助梁没有与机身的加强框相连，而是采用了一个大的连接接头与辅助梁和后梁相连，连接接头的一端用螺栓与后梁连接，另一端是采用了连接耳片与起落架相连，辅助梁插到连接接头里。
图1-1.1.1 CJ818起落架连接形式在大型飞机CJ818的机翼-主起落架的连接中，若改变连接螺栓的直径，则主撑杆接头和后梁的连接面积随之改变，连接螺栓直径变大，二者接触面积变大；反之，变小。
在外力不变的情况下，连接螺栓横截面积、主撑杆接头和后梁的连接面积的变化，则使得连接结构的应力变化，应力重新在连接结构的各构件内分配。
大型飞机CJ818的机翼-主起落架采用螺栓组连接，是静不定结构，在静不定结构中载荷按结构的刚度和传力路线长短分配，即应力的分布变化可以反映结构刚度和传力路线的变化，那么可以通过应力的定量变化来定性的研究连接刚度和传力路线的变化。
1.2设计方案特点机翼-主起落架连接部位传力分析米格-15战斗机采用梁架式后掠翼。
如图1-2.1.2，为单块式后掠翼扭矩、弯矩和剪力的传递图。
为了解决受力和布置之间的矛盾，在根部采用梁架式结构。
后掠翼梁架式布局具有传力路线短、构造简洁、质量轻、构思巧的特点。
米格-15的结构布置如图1-2.1.1所示，根肋以外是单块式结构，受力情况与一般平直翼相同。
翼根为了收置主起落架，在前梁和主梁之间的下翼面布置了大开口（图1-2.1.1的ABC 区），破坏了原单块式结构的传力路线；又由于机身无法布置中央翼，而且双梁式后掠翼上出现的后掠效应会使后梁受载很大，为减轻后梁上的载荷，故此在14肋以内的根部采用了增加一根主梁的结构。
主梁、前梁和后梁等若干个梁和根部加强肋、侧边加强肋等组成一个受力构架，由它来承受和传递外翼传来的弯矩、剪力、扭矩以及作用在根部区的各种载荷。
1—前梁；2—后梁；3—主梁；4—侧肋；5—根肋；6—起落架支柱特型开口加强肋；7—2号前肋图1-2.1.1 米格-15翼面结构布置图5肋以外的情况类同一般单块式平直翼，到根部（指5肋以内）转变成梁架受力。
在5肋外通过结构参与把弯矩集中到前、后梁上。
在5肋以内由梁架结构受载，并向机身传递外侧机翼传来的弯矩、剪力和扭矩。
下面分析外翼以及起落架传来的M、Q和Mt在梁架结构内传递的情况。
根部结构的简化假设：○1全部载荷均由根部梁架来承受。
除4肋和5肋之外的其他翼肋均不参与总体传力。
○2近似假设A—B—C区的壁板不受力。
○35肋在外翼传来的载荷作用下，其变形近似符合平剖面假设。
○4各部件的支持情况简化如下：●前梁1：两点铰支梁，分别支持在机身17框和B点上。
●主梁3：固支在机身24框和侧肋上的悬臂梁。
●后梁2：固支在主梁和侧肋上的悬臂梁。
●根肋BD：双支点梁，一端与后梁铰接，另一端与点B相连。
前支点可看作弱固支，在传递扭矩时，起固支作用。
●侧肋4：接受由前、主、后梁传来的扭矩分量，并认为它最后铰支在前梁和主梁接头处，以双支点梁形式受弯，然后把弯矩转变成剪力传给两个接头。
●2号前肋：固支在前梁上。
中翼上、下壁板的平衡侧边翼肋的平衡根部三角形壁板的平衡（d）弯矩的传递1—前梁；2—三角形上壁板；3—根肋；4—侧肋；5—中翼上壁板；6—长桁；7—中翼盒；8—外翼图1-2.1.2 单块式后掠翼扭矩、弯矩和剪力的传递简化后的梁架布置如图1-2.1.3所示。
根部梁架式结构传力分析如下：（a）前、主梁三角架结构弯矩传递（b）后梁弯矩传递1—前梁；2—后梁；3—主梁；4—侧肋；BD—根肋图1-2.1.3 弯矩M的传递剪力Q：根据刚度分配分别以Ｑ１与Ｑ２加在前梁Ｂ点和后梁Ｄ点上。
因前梁与机身铰接，因而近似认为Ｑ１全部改由主梁承受，并直接传给机身。
Ｑ２则由后梁传到主梁Ｃ点，然后通过主梁接头传给机身。
弯矩Ｍ：按刚度分配到B点的大小为M1，后梁D点的弯矩为M2。
由于后梁与根肋不垂直，所以M2分成后梁内的弯矩M ’2和根肋BD 内的弯矩M ”2两路向内传递。
前梁以双支点形式受弯，然后把一个力传给机身，另一个力加到主梁端点B 上，由主梁承弯传给机身。
M ’2沿后梁向根部传递，但因后梁与机身不直接相连，且在根部与主梁有一夹角，所以M ’2传到C 点后一个分量传给主梁，另一个分量由侧肋承受。
由于主梁与机身轴线不垂直，主梁上的所有弯矩在根部接头处都要分成两个分量，分别传给24框和侧肋。
（a ）后掠机翼根部扭矩 （b ）根部三角架传扭 （c ）前缘扭矩在E 点处矢量分解 1—前梁；2—后梁；3—主梁；2_A t M "2t M 传给前梁的力矩分量； 2_C t M "2t M 传给主梁的力矩分量图1-2.1.3 扭矩Mt 的传递扭矩Q ：包含了外翼传来的扭矩Mt 和D 点的弯矩分量M ”2（如图1-2.1.3所示）。
在根肋处Mt 按扭转刚度分配给前缘闭室和中闭室，分别为Mt1和Mt2。
Mt1传到根部2号前肋处，因与机身无周缘连接，因此Mt1在E 点转化成两个力矩分量，即2At M 传给前梁，M ’t1传给侧肋，再分别传到机身。
Mt2以闭合剪流形式传到根肋处，由14肋转成两种形式的力矩往根部传递。
其中M’t2以主、后梁腹板上一对剪力形式往根部传递；M”t2则由前、主梁及侧肋组成的构架承受，然后以前梁和主梁承受的形式向根部传递。
2、结构方案2.1结构方案图2.2重心分析由于主承力构件为主梁，为了减小附加扭矩，就够重心位于主梁上，结合机翼外延结构确定最终机翼重心位置。
机翼、起落架结构整体重心应该位于机翼启动焦点前方一定距离。
气动焦点结合机翼前缘后掠角和机翼后缘后掠角以及平均气动弦长加以确定，本文中不做分析重点。
3、强度刚度分析计算起落架的外部载荷, 主要是地面的反作用力。
飞机停放时，作用在起落架上的地面反作用力叫做停机载荷，各个起落架停机载荷的总和等于飞机的重量。
飞机在着陆接地和地面运动时，起落架外部载荷的方向和大小，与飞机的接地情况、飞机在地面运动的情况、机场的平滑程度、以及减震装置的软硬程度等有关。
这时由于惯性力的作用，起落架的外部载荷常常比停机时大得多。
随着受载情况的变化，起落架外部载荷的方向和大小都是经常变化的，在这里把主起落架载荷分为垂直、水平和侧向三个分量，别进行研究。
与地面垂直的载荷叫做垂直载荷；与地面平行、且与轮轴垂直的载荷，叫做水平载荷；与地面平行、且与机轮平面垂直的载荷，叫做侧向载荷。
各个方向载荷的大小分别等于各个方向的载荷因数与停机载荷的乘积。
现代飞机的起落架在垂直方向的使用载荷因数为2.6～3.5；在水平方向的使用载荷因数约为1～2；侧向使用载荷因数约为0.3～1。
下图为主起落架上一个机轮的受力示意图:图3-1 主起落架一个机轮的受力示意图符号说明：Py---------作用于机轮的垂直载荷； Px---------作用于机轮的水平载荷； Pz---------作用于机轮的侧向载荷。
在下面的分析计算中，边界条件都是机翼根部固支，停机载荷为飞机起飞重量：5000kg 。
载荷都是作用在一个起落架上的垂直载荷50000N ，水平载荷为30000N ，侧向载荷为10000N 。
厚度的单位为mm ，应变的单位为mm ，应力的单位为MPa 。
起落架与机翼连接位置距离翼根2m ，则AC 长度为：2s i n 48 2.22m m ⨯=，AB 长度为：23sin 48m =起落架高1m ，即主梁尺寸为：长2m ，构型为工字型梁加腹板。