南航飞机结构设计习题答案_42
南京航空航天大学 飞行器结构力学 课后习题答案 第1章
第一章 弹性力学基础1-1 上端悬挂、下端自由的等厚度薄板，其厚度为1，容重为ρ。
试求在自重作用下的位移分量表达式。
解：如图1-1建立坐标系.利用x σ沿y 方向均匀分布及x 方向的力平衡条件0=∑x 可得，⎪⎩⎪⎨⎧==-= x l xyy x 00)(τσρσ 又因为1()()x y u u l x x E Eρσσ∂=-=-∂ )()(1x l Eu u E y vx y --=-=∂∂ρσσ 积分得)()21(12y f x lx u +-=Eρ)()(2x f y x l uv +--=Eρ又由对称性 0)(020=⇒==x f v y 由 2110()2xy u v f y uy y x Eτρ∂∂=+=⇒=-∂∂ 综上所述有2221)21(uy Ex lx u ρρ--=Ey x l uv )(--=Eρ1-2 写出图1-2所示平面问题的应力边界条件。
解：上表面为力边界，100＝，＝，＝，m l q lxl X --=Y 。
代入x xy xy y l m Xl m Yσττσ⎧+=⎪⎨+=⎪⎩ 中得到上表面的边界条件为00=--=xy y x q lxl τσσ；＝；下表面为自由边，边界条件为000==xy y x τσσ；＝；侧面为位移边界。
1-3 矩形板厚为1。
试用应力函数22A xy ϕ=求解。
（并画出面力分布图）解：应力函数22A xy ϕ=满足应力函数表示的变形协调方程，可以作为解。
在无体力的情况下，矩形板的应力为22x Ax yϕσ∂==∂220y x ϕσ∂==∂2xy Ay x yϕτ∂=-=-∂∂根据应力边界条件公式x xy xy y l m X l m Yσττσ+=+=各边的应力边界为a d 边： 0,1l m == 20A X A y h Y ⎧=-=-⎪⎨⎪=⎩ c b 边： 0,1l m ==- 20A X A y hY ⎧==-⎪⎨⎪=⎩a b 边： 1,0l m =-= 0X Y A y⎧=⎪⎨=⎪⎩c d 边： 1,0l m == X A x A lY A y⎧==⎪⎨=-⎪⎩根据以上各边的应力边界条件，可画出矩形板的面力分布图如图1-3a 。
南航飞机结构设计习题答案_7
RB RA ∑PY MX Qyu MZ
从后方看：
上壁板： 框B上只受有Py力，方向向下。因为是桁条式机身，q按阶梯形分布
方案I ：框I 受有MZ和QZA，框II 仅作用QZB 还有弯矩（垂尾的）分量，即MX到框 I
（水平）转到框 I 和 框II 上。
上；还有MY通过加强板
方案II： 则不需要水平加强板，M垂尾全部到斜框上。上、下壁板平衡 时。应为梯形板平衡； 另作为QZ 则仍作用到框II 和斜框上。
2、 解：通过机翼短梁传给机身接头剪
力Q及弯矩M。弯矩的分量MZ
Mx
需要布置侧边加强板，如加强板 布置在I－II框间，受力如下图：
II Mz II I
Mz
R
R
Q
R
蒙皮支反 剪流
如加强板布置在II－III框间，受力如下图：
II III II
由两加强板的平衡图看，显然布
Q Mz
置在II－III框间，减轻了框II
7-15
5、
A B C D P T 航 向
解释：1）发动机推力接头做成耳片型，使集中力分散； ）两个短梁间要连接腹板或直接连接在机身蒙皮长，A、B框端
要有立柱，并与两框连接。
传力分析： 1） 发动机推力P作用于上短梁，并由梁腹板提供剪 流，使腹板受剪，而不能使端框受弯；由P力形成的 弯矩，通过立柱变成已对剪力作用与两框平面内， 再由机身蒙皮向前传递到A框。 2） 减速板的力T, 通过增加一个与两短梁连接的三角 桁架传递给短梁（该三角桁架是静定的，故力T只会 通过1根杆传给C点），再由腹板受剪平衡，并传给 立柱，作用于框平面内，最终由机身蒙皮提供剪流 向前传到A框。
飞机结构设计答案
飞机结构设计答案一、填空题（15分）1．目前通常将战斗机分成四代，米格-21是典型的二代机，F-22是四代机的第一个代表机种，我公司正在研制的L15高级教练机为三代机。
2. 飞机结构设计要满足空气动力要求和设计一体化要求，结构完整性要求和最小重量要求，使用维修性要求，工艺性要求，经济性要求。
3. 飞机在飞行过程中，外界作用于飞机的载荷主要有：升力、阻力、发动机推力、重力。
4. Y向载荷系数表示了飞机升力与重力的比值。
L15高级教练机正向设计过载为8，负向设计过载为3。
二、简答题（70分）1．飞机结构的设计思想就其发展过程看，大致可划分为哪5个阶段？答：静强度设计阶段，静强度和刚度设计阶段，强度、刚度、疲劳安全寿命设计阶段，强度、刚度、损伤容限和耐久性设计阶段、结构可靠性设计试用阶段。
2. 使用载荷的定义答：飞机使用中实际可能遇到的最大载荷称为使用载荷。
3. 设计载荷的定义答：为了保证一定的安全裕度，飞机结构通常按能承受高与使用载荷的载荷设计，设计的结构所能承受而不破坏的最大载荷称为设计载荷。
4. 安全系数的定义答：安全系数定义为设计载荷与使用载荷之比。
5. 机身的主要功用？答：主要功用：1 安置空勤组人员、旅客、装载燃油、武器、设备和货物等。
2 把机翼、尾翼、起落架及发动机等连接在一起，形成一架完整的飞机。
6. 机身主要外载荷？答：1 装载加给机身的力 2 其他部件传来的力 3 增压载荷7. 机身结构的典型受力形式有哪三种?答：桁梁式、桁条式、硬壳式三、计算题（15分）已知飞机机翼全翼展长L=9.7m，其最大使用升力Y W=643KN，半机翼的结构重量G W/2=7.7KN，半机翼的升力合力与重心假设展向作用于Z=0.5(L/2)处。
此外机翼上Z=0.6(L/2)处，挂有G B=1KN 的炸弹。
安全系数f=1.5，求：机翼根部Z=0.1(L/2)处的设计弯矩解：M= （0.5Y W- G W/2）×[0.5(L/2)- 0.1(L/2)]- G B×[0.6(L/2)- 0.1(L/2)] =（0.5×643-7.7）×0.4×9.7/2-1×0.5×9.7/2=608.78-2.43=606.35 KN·MMd=f×M=1.5×606.35=909.53 KN·M。
《飞行器结构设计》课后答案第3章
飞机结构设计第三章习题解答一、 一双粱机翼，外翼传到2＃肋剖面处的总体内力分别力剪力Q ＝100 kN(作用在刚心上)，弯矩M=5×l03 Kn ·m 、扭矩M t = 30 kN ·m 。
已知前、后粱的平均剖面抗弯刚度为EI 前＝1010kN ·mm 2、EI 后＝2×1010kN ·mm 2；前、后闭室平均剖面抗扭刚度为K t 前＝5×108 kN ·mm 2，K t 后＝109 kN ·mm 2。
求：(1)当L 前＝L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、M t 在2#肋剖面如何分配(题图3．2(a))? (2)当L 前＝3000 mm 、L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、M t 在此剖面又如何分配(题图 3．2(b))?(计算扭矩分配时，假设不考虑前、后闭室之间和1#肋对前闭室的影响)。
1.L 前=L 后（1） Q 的分配 K=22EJLL 前=L后 ∴ 只与2EJ 有关Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ + = 112Q + = 0.333Q= 3330kg = 33.3KNQ 2= 6670kg = 66.7KN(2) M 的分配 K=KJL ∴ 关系式仍同上1M = 0.333⨯5⨯105 = 1666.7 KN mM 2= 0.667⨯5⨯105= 3335 KN m（3） M t 的分配M t1= 5510tM += 0.333⨯3⨯103 = 0.999⨯103kg.m = 10 KN mM t2 = 0.667⨯3⨯103 = 2.001⨯103kg.m = 20 KNm2.L 前=3000 mmL 后=1500 mm(1) Q 的分配 K=22EJ LK 1= 2⨯()122103000= 2⨯12610910⨯=29⨯106 = 2⨯106⨯0.111K 2= 2⨯()122101500= 2⨯29⨯106 = 222.25⨯⨯106 = 2⨯106⨯0.889K 1+ K 2 = 2⨯106 ( 19 +12.25) = 2⨯106 ( 0.111 +0.889) = 1⨯2⨯106∴ Q 1= 0.111⨯10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN（2） M 的分配 K 1 = KJ L = 12103000 = 0.333⨯109K 1 = 12101500Q ⨯ = 1.333⨯109K 1+ K 2 = 1.666⨯1091M = 0.3331.666⨯5⨯105 = 0.1999⨯5⨯105 = 0.2⨯5⨯105 = 105 kg m = 1000 KN m2M = 4⨯105 kg m = 4000 KN m（3） M t 的分配K 1=105103000⨯=1.667⨯107 K 2=1010101500⨯=6.667⨯107K 1+ K 2 = 8.334⨯107M t1 = 1.6678.334⨯3⨯103 = 0.2⨯3⨯103 = 0.6⨯103kg.m = 6 KN mM t2 = 6.6678.334⨯3⨯103 = 0.8⨯3⨯103 = 2.4⨯103kg.m = 24 KN m二. 题图3.3所示两机翼，(a)为单块式，且双梁通过机身，而长桁在机身侧边切断；(b)为单块式，整个受力翼箱通过机身。
飞机构造试题及答案
飞机构造试题及答案一、单项选择题（每题2分，共20分）1. 飞机的机翼通常采用什么样的形状设计？A. 圆形B. 矩形C. 椭圆形D. 流线型答案：D2. 飞机的起落架通常由哪些部分组成？A. 轮胎和轮轴B. 轮胎、轮轴和减震器C. 轮胎、轮轴和转向系统D. 轮胎、轮轴、减震器和转向系统答案：D3. 飞机的发动机通常安装在哪个部位？A. 机翼B. 机身C. 尾翼D. 起落架答案：B4. 飞机的尾翼主要起到什么作用？A. 提供升力B. 保持平衡C. 提供推力D. 增加阻力答案：B5. 飞机的襟翼通常在什么情况下使用？A. 起飞时B. 降落时C. 巡航时D. 滑行时答案：B6. 飞机的副翼主要控制飞机的哪个动作？A. 俯仰B. 滚转C. 偏航D. 爬升答案：B7. 飞机的垂直尾翼主要控制飞机的哪个动作？A. 俯仰B. 滚转C. 偏航D. 爬升答案：C8. 飞机的发动机推力是由什么产生的？A. 燃料燃烧B. 空气压缩C. 机械运动D. 电力驱动答案：A9. 飞机的机舱通常分为哪几个部分？A. 驾驶舱和客舱B. 驾驶舱、客舱和货舱C. 客舱和货舱D. 驾驶舱、客舱、货舱和卫生间答案：B10. 飞机的液压系统主要用于什么？A. 起落架收放B. 飞行控制C. 电力供应D. 环境控制答案：B二、多项选择题（每题3分，共15分）1. 飞机的机翼设计需要考虑哪些因素？A. 升力B. 阻力C. 重量D. 材料答案：ABCD2. 飞机的起落架设计需要满足哪些要求？A. 承受飞机重量B. 减震C. 转向D. 收放自如答案：ABCD3. 飞机的发动机类型有哪些？A. 活塞式B. 涡轮喷气式C. 涡轮风扇式D. 涡轮螺旋桨式答案：ABCD4. 飞机的尾翼包括哪些部分？A. 水平尾翼B. 垂直尾翼C. 副翼D. 襟翼答案：AB5. 飞机的液压系统可以控制哪些部件？A. 起落架B. 襟翼C. 副翼D. 刹车答案：ABCD三、判断题（每题1分，共10分）1. 飞机的机翼越长，升力越大。
飞机结构设计习题问题详解
第二章 习题答案2．飞机由垂直俯冲状态退出，沿半径为r 的圆弧进入水平飞行。
若开始退出俯冲的高度H 1＝2000 m ，开始转入水干飞行的高度H 2＝1000 m ，此时飞行速度v ＝720 km/h ，(题图2.3)，求（1）飞机在2点转入水平飞行时的过载系数n y ； （2）如果最大允许过载系数为n ymax ＝8，则为保证攻击的突然性，可采用何种量级的大速度或大机动飞行状态?(即若r 不变，V max 可达多少? 如果V 不变，r min 可为多大?解答（1） 08.5)(8.9)36001000720(112122=-⨯⨯+=+==H H gr v G Y n y（2）hkm r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =⨯⨯-=-=m n g v r y 1.583)18(8.9)36001000720()1(22min -⨯⨯=-=3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H ＝1000m 处，以速度V=520 Km/h 和V ’＝625km ／h(加力状态)作盘旋半径不小于R ＝690m 和R ’＝680m(加力 状态)的正规盘旋(题图2.4)。
求(1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数n y ；(2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重G b ＝300kg ，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf ＝9.8N)。
解答：（1）βcos 1==G Y n y∑=01X r v m Y 2sin =β①∑=01YG Y =βcos ②由①与②得2==grv tg β 04.72=β（非加力）523.46808.9)36001000625(2=⨯⨯=βtg 5.77=β（加力） 6.4cos 1==βy n（2） r v mN X 21=6．飞机处于俯冲状态，当它降到H ＝2000m 时(H ρ=0.103kg ／m 3。
)遇到上升气流的作用(题图2.7)，求此时飞机的n y 。
南航飞机结构设计习题答案-2
2-01 飞机在铅垂平面内作圆周运动，在A 点过载可能最小，在B 点过载最大。
A 点：G N Y y =+ gRv G N n yy 211-=-= 02.01000*8.9)6.3/360(12-=-=y n或y N G Y =+ 112-=-=gRv G N n yy02.011000*8.9)6.3/360(2=-=y nB 点：y N G Y += gRv G N n yy 211+=+=02.21000*8.9)6.3/360(12=+=y n2-02 （1）发动机重心处的过载系数2.18.93*92.3===∆gLn z yE ω（()()3.92*3 1.29.8z yE L n g ω--∆===） 8.12.13-=+-=∆+=yE y yE n n n（2）质量载荷1) 由发动机惯性矩引起的支座反力：120( 3.92)470.4z M I kgm ω==⨯-=-470.4470.41.0M N kg l -===- (1)(1)/470.4/470.4A BN M l kg N M l kg==-=-=2) 由发动机重心过载引起的支座反力：(2)(2)0.8*( 1.8)*100014400.2*( 1.8)*1000360A BN kg N kg=-=-=-=-(1)(2)(1)(2)1440470.41910.4360470.4110.4A A A B BBN N N kgN N N kg=+=--=-=+=-+=发动机作用于机身结构接头上的质量载荷应反向，即''1910.4110.4A B A B N N kg N N kg=-==-=-2-03θcos G N Y y =+ gRv n y 2cos -=θ)(cos y n gR v -=θ 当y n 最小时，取得最大值s m v /9.261))0.3(5.0(*2000*8.9max =--=y N G Y =+θcos θcos 2-=gRv n y(cos )y v gR n θ=+ 当y n 最大时，取得最大值max 9.8*2000*(6.50.5)370.4/v m s =+=2-04G N Y y += 08.51000*8.9)6.3/720(1122=+=+=gR v n y s m n gR v y /92.2617*1000*8.9)1(max max ==-=m n g v R y 09.5837*8.9)6.3/720()1(2max 2min==-=2-05⎩⎨⎧==Rmv Y G Y /sin cos 2γγ γcos 1=y n y n 1cos =γ 211sin y n -=γ gR v n y/122=- gRv tg 2=γ不加力状态：24.31))690*8.9/()6.3/520((1)/(2222max =+=+=gR v n y086.3690*8.9)6.3/520(2max==γtg 72m ax =γ加力状态：63.41))680*8.9/()6.3/625((1)/(2222max =+=+=gR v n y52.4680*8.9)6.3/625(2max==γtg 5.77max =γ不加力状态：kg G n N y 972300*24.3max ===加力状态：kg G n N y 1356300*52.4max ===2-0681.34*902.0*22.5*8.96.111/39200*2/2===b gC S G H y g ρμα368.081.33.581.3*88.03.588.0=+=+=gg w K μμ15.8368.0*6.111/39200*220*145*902.0*22.51/21=+=+=w y y K SG UV C n ρα2-07xβyu2cos 10==βy n 608.32940*2)6.3/900(60sin *20*225.1*4/2===∆ S G UVC n y y ρα608.50=∆+=y y y n n n2-0837.2)800*8.9/()6.3/540(5.0/cos 220-=-=-=gR v n y θ612.088.0*20/8.9*5000*26.3/540*5.0*10*01.1*5.4/2===∆K SG UV C n y y ρα76.1612.037.2-=+-=y n2-092.58.9*82001000*)4.78147643(=--=--=G Y Y Y n tm te w y2/16.412.4*8.9)1(s m n g a y ==-=2/*5.0**2/*4.0**2/*4.0*2/2/L n G L n G L Y M y b y w e --=N M e 4.264072/7.9*))5.0*1004.0*773(*2.5*8.94.0*2/64300(-=--= Nm fM M e d 1.39611-==22.2826.3*8.9*7975*8.9677.5*7840011===∆x gI L Y n z a tm y N G n n f P y y d 7.98168.9*90*)22.22.5(*5.1*)(11=+=∆+=剩余强度η定义为结构的许用应力][σ与结构的最大工作应力σ之比值，即σση][=结构强度设计的任务是在使用载荷下结构工作应力应不大于材料的屈服应力，在设计载荷下结构的工作应力应不大于结构的破坏应力。
《飞行器结构设计》课后答案第3章
飞机结构设计第三章习题解答一、 一双粱机翼，外翼传到2＃肋剖面处的总体内力分别力剪力Q ＝100 kN(作用在刚心上)，弯矩M=5×l03 Kn ·m 、扭矩M t = 30 kN ·m 。
已知前、后粱的平均剖面抗弯刚度为EI 前＝1010kN ·mm 2、EI 后＝2×1010kN ·mm 2；前、后闭室平均剖面抗扭刚度为K t 前＝5×108 kN ·mm 2，K t 后＝109 kN ·mm 2。
求：(1)当L 前＝L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、M t 在2#肋剖面如何分配(题图3．2(a))? (2)当L 前＝3000 mm 、L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、M t 在此剖面又如何分配(题图 3．2(b))?(计算扭矩分配时，假设不考虑前、后闭室之间和1#肋对前闭室的影响)。
1.L 前=L 后（1） Q 的分配 K=22EJLL 前=L 后 ∴ 只与2EJ 有关Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ + = 112Q + = 0.333Q= 3330kg = 33.3KNQ 2= 6670kg = 66.7KN(2) M 的分配 K=KJL ∴ 关系式仍同上1M = 0.333⨯5⨯105 = 1666.7 KN mM 2= 0.667⨯5⨯105 = 3335 KN m（3） M t 的分配M t1= 5510tM += 0.333⨯3⨯103 = 0.999⨯103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667⨯3⨯103 = 2.001⨯103 kg.m = 20 KNm2.L 前=3000 mmL 后=1500 mm(1) Q 的分配 K=22EJ LK 1= 2⨯()122103000= 2⨯12610910⨯=29⨯106 = 2⨯106⨯0.111K 2= 2⨯()122101500= 2⨯29⨯106 = 222.25⨯⨯106 = 2⨯106⨯0.889K 1+ K 2 = 2⨯106 ( 19 +12.25) = 2⨯106 ( 0.111 +0.889) = 1⨯2⨯106∴ Q 1= 0.111⨯10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN（2） M 的分配 K 1 = KJ L = 12103000 = 0.333⨯109K 1 = 12101500Q ⨯ = 1.333⨯109 K 1+ K 2 = 1.666⨯1091M = 0.3331.666⨯5⨯105 = 0.1999⨯5⨯105 = 0.2⨯5⨯105 = 105 kg m = 1000 KN m 2M = 4⨯105 kg m = 4000 KN m（3） M t 的分配K 1=105103000⨯=1.667⨯107 K 2=1010101500⨯=6.667⨯107 K 1+ K 2 = 8.334⨯107M t1 = 1.6678.334⨯3⨯103 = 0.2⨯3⨯103 = 0.6⨯103 kg.m = 6 KN mM t2 = 6.6678.334⨯3⨯103 = 0.8⨯3⨯103 = 2.4⨯103 kg.m = 24 KN m二. 题图3.3所示两机翼，(a)为单块式，且双梁通过机身，而长桁在机身侧边切断；(b)为单块式，整个受力翼箱通过机身。
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4-1 梁的根部接头是固接，梁的缘条可以传递弯矩，纵墙的根部接头是绞接，它本身不能传递弯矩。
4-24-34-234-244-26 （1）在A-A 肋处，蒙皮没有发生突变，所以A-A 肋在传扭时不起作用。
（2）前梁在A-A 剖面处发生转折，前梁上弯矩M 分为两部分21M M M ，1M由前梁传给机身，2M传给A-A 肋。
4-30机翼外段长桁上的轴向力通过蒙皮剪切向前后梁扩散，到根部全部转移到前后梁的缘条上去。
4-311. L前=L后（1） Q 的分配 K=22EJ LL 前=L 后∴ 只与2EJ 有关Q 1=112K Q K K = 122EJ L [22L （121EJ EJ ）]Q = 112EJ Q EJ EJ = 112Q = 0.333Q= 3330kg = 33.3KNQ 2= 6670kg = 66.7KN(2) M 的分配 K=KJL ∴ 关系式仍同上1M = 0.333 5 105 = 1666.7 KN mM 2= 0.667 5 105 = 3335 KN m（3） M t 的分配M t1= 5510tM = 0.333 3 103 = 0.999 103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667 3 103 = 2.001 103 kg.m = 20 KNm2.L 前=3000 mm L 后=1500 mm(1) Q 的分配 K=22EJ LK 1= 2122103000= 2 12610910=29 106 = 2 106 0.111K 2= 2 122101500= 2 29 106 = 222.25 106 = 2 106 0.889K 1+ K 2 = 2 106 ( 19 +12.25) = 2 106 ( 0.111 +0.889) = 1 2 106∴ Q 1= 0.111 10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN（2） M 的分配 K 1 = KJL = 12103000 = 0.333 109K 1 = 12101500Q = 1.333 109 K 1+ K 2 = 1.666 1091M = 0.3331.666 5 105 = 0.1999 5 105 = 0.2 5 105 = 105 kg m = 1000 KN m 2M = 4 105 kg m = 4000 KN m（3） M t 的分配K 1=105103000 =1.667 107 K 2=1010101500 =6.667 107 K 1+ K 2 = 8.334 107M t1 = 1.6678.334 3 103 = 0.2 3 103 = 0.6 103 kg.m = 6 KN mM t2 = 6.6678.334 3 103 = 0.8 3 103 = 2.4 103 kg.m = 24 KN m980150010*3)(3310311l EJ K Q 9160150010*2*3)(3310322 l EJ K Q 310*2150010)(71011 l EJ K M 310*4150010*2)(71022 l EJ K M310150010*5)(6811 l GJ K t t 310*2150010)(6922 l GJ K t t310032111 y Q Q Q Q K K K Q 3200322122y Q Q Q Q K K K Q 3500032111M K K K M M M M 310000322122 M K K K M M M M1032111t t t t t M K K K M 20322122 tt t t t M K K K M910300010*3)(3310311 l EJ K Q 9160150010*2*3)(3310322 l EJ K Q 310300010)(71011 l EJ K M 310*4150010*2)(71022 l EJ K M310150010*5)(6811 l GJ K t t 310*2150010)(6922 l GJ K t t17100172111 y Q Q Q Q K K K Q 17160017162122y Q Q Q Q K K K Q 100052111M K K K M M M M 4000542122 MK K K M M M M1032111 t t t t t M K K K M 20322122 tt t t t M K K K M4-36(1) 薄蒙皮双粱式机翼，I 肋在气动载荷作用下：(a)前、后缘未略去，(b)若略去前、后缘的 气动载荷和结构。
(2) 该机翼前粱转折处的Ⅱ助在传递总体弯矩M时所受的裁荷，画出其力平衡图和内力图：(a)剖面筒化为矩形；(b)剖面上、下为曲线。
(3) 薄蒙皮双梁式机翼，Ⅲ肋后缘受有Y向集中力P。
(4) 机翼外段为双梁式，内侧为三梁式，Ⅳ肋位于结构布置变化处，画出传总体力时，该肋的力平衡图和内力图。
两闭室对称，此时q1t=222tMBH= 2tMBH= 2t q（1）若δ不变，只是两闭室面积不同，则q仍相同，扭矩引起的剪力与弯矩同上；但刚心位置可能变动，所以多一个扭矩（2）若δ不同，也会引起两闭室扭刚不同，则在分析M t时，就会出现Q，M内力。
(5) 薄蒙皮双梁式机翼v肋后梁上作用有集中力P y，求该肋受P y力时的平衡图和内力图(假设前、后粱弯曲刚度相等)。
若前后梁对称右支点：12Py+ 2tM HBH=12Py+22yBPHBH=12Py+14Py=34Py若前后梁不对称，例如前梁刚度为后梁的2倍，刚心在2/3B 处，则M t = Py*2/3*Bq t = 2B Py 32BH =13H P y ∴ P y －1Py Py+33 ＝1Py 3 M ： 1Py3•X-13H P y •X •H = 0(6) 薄蒙皮双粱式机翼Ⅵ肋上C 点处受有集中力P x 时的力平衡图和内力图.M =X P 4B •H •X+XP 4B •H •Xt M = 2X P 4B •H •2B+2X P 4B •H •ΔX - P X 2H •ΔX4-37 由于前梁在1点处转折，所以由剪力P 产生的弯矩，有一部分要由侧边肋来承担，其大小为弯矩为：)cos (1 e a P M ，矢量方向向右。
由于剪力P 没有作用在刚心上，因此要产生扭矩，其大小为Pe 。
在传递到根肋2-3处后，转化为一对支反力。
其在3点的支反力在前梁上产生的弯矩为： tan Pe M ，和剪力P 一样，它在侧边肋上的弯矩分量为： sin tan 2 Pe M ，矢量方向向左 因此作用在侧边肋1点上的总弯矩为cos /)sin tan (cos 21Pe Pa Pe Pa M M M m kN M 408)7/5/(4.0*2006.2*200 kN R 4.2914.1/40814-38(1) 长桁在机身对称轴处对接的双梁单块式后掠翼，I 肋在传递总体力弯矩的过程中所受的载 荷，并画出力平衡图和内力图。
解：传M 时I 的力矩图42*2,24ttM MBH BH BHM q q在3B 处： ****3322*30.33t t B B M H H M BHM BH M q q突变处： 2 1.330.67M M M在2B 处： 22***22220M B M H BH M M如果认为已扩散成水平剪流则：此M 值很小（两种方法都可以）。
(2) (a) 请画出Ⅱ肋在局部气动载荷下的力平衡团和内力图（a） 号肋（单块式普通肋）(b) 请画出中央翼在作用有反对称总体弯矩时，Ⅲ肋、Ⅳ肋的力平衡图和内力图。
设左右机翼通过中央翼连成整体，并在A、B、C、D四点与机身铰接，接头在机翼前、后墙腹板上。
III肋和IV肋的分析(3) 机翼外段为双梁单块式，内侧改为双梁式，画出结构型式交换处的v肋在传递总体力M、Q、M t时的力平衡图和内力图。
传M时：M时也不起作用。
传Q时不起作用；传t(4)多墙式机翼在根部用两个固接接头与机身相连，请画出侧肋Ⅵ在传递总体内力的剪力Q时，其力平衡图和内力图。
(5) 画出图示三梁式后掠翼侧肋Ⅶ在传递总体弯矩时，其力平衡图和内力图。
如果结构弯矩完全对称，则中间支点无力；否则会有力（载荷也要对称，即12M M ,才可能0R 中）4-40(1) 单梁单墙式机翼的I肋。
在Q和M下，I肋不起作用；在M t下，如图所示：(2) 双梁单墙式后掠翼，其中后粱在Ⅱ肋处有转折，请画出Ⅱ肋的力平衡图和内力图。
(3) 双粱单墙式机翼中Ⅲ肋在传扭时的力平衡图、内力图。
(4) 单梁双墙式机翼中Ⅳ助在传扭时的力平衡图和内力图。
4-40 （1）a－a视图反映的是蒙皮作用在翼肋I上的扭矩，b－b视图是蒙皮开口后，前梁和后墙腹板作用在翼肋I上的支反力，两者合成就是翼肋I的力平衡图。
对于翼肋I的弯矩图来说，其上剪力所产生的弯矩和扭矩相平衡，因此翼肋I上没有弯矩，因此此处翼肋需要较厚的腹板，但缘条可以很薄。
（2）这道题不仅要考虑由于蒙皮开口，扭矩的传递问题，还要考虑由于中间梁的转折，在II肋上产生的附加弯矩，以及由于后墙作为双支点外伸梁在II肋上产生的支反剪力Q，受力比较复杂，其内力需要根据各种载荷大小决定各自方向，因此这里没有给出。
（3）（4）4-44因为剪力Q是作用在刚心上，机翼没有扭转，所以对于机翼的弯曲变形，垂直于刚心轴的剖面，挠度变形保持一致，并且根肋CD上没有受到扭矩作用。
（1）由于后墙是在B点是铰接的，所以后墙不能传递剪力Q，剪力Q主要由前梁传递。
由于前梁铰接在A点和C点，所以它是静定结构，它以双支点外伸梁的形式传剪和传弯。
其剪力图和弯矩图如图（1）所示：（2）由于后墙铰接，情况和（1）一样。
前梁在A点固接，因此前梁可以以悬臂梁形式承受一定的弯矩，因此前梁是一度静不定结构，可以用材料力学中的力法方法求解，其剪力图和弯矩图如图（2）所示：（3）后梁在B处固接，后梁可以承受弯矩，前梁在A处铰接，因此在C处的弯矩由前梁传递，而剪力由主梁传递，整个机翼是一度静不定结构，因此前梁和后梁按刚度分配剪力和弯矩，而主梁对前梁提供弹性支撑，其剪力图和弯矩图如图（3）所示（4）前梁在A处固接，后梁在B处固接，整个机翼是二度静不定，因此先是前梁和后梁按刚度分配剪力和弯矩，然后在C处再按（2）情况求解前梁和后梁上各自承担的弯矩。
其剪力图和弯矩图如图（4）所示。