飞机结构设计习题答案
《飞机是怎样设计的》练习题及答案
《飞机是怎样设计的》练习题及答案飞机是怎样设计的练题及答案
练题一：简答题
1. 什么是飞机设计？
2. 飞机设计的主要目标是什么？
答案一：
1. 飞机设计是指通过科学方法和工程原理，将多个学科知识综合应用于飞行器的设计过程。
它涉及到结构设计、气动设计、系统设计等方面，旨在设计出安全、高效、可靠且满足需求的飞机。
2. 飞机设计的主要目标是实现飞行器在不同工况下的稳定和安全飞行。
这包括提高飞机的气动性能，减少飞行阻力，优化结构设计以提高强度和刚度，以及设计合理的控制系统和动力系统等。
同时，节约能源、降低噪音和减少对环境的影响也是飞机设计的重要目标。
练题二：选择题
1. 飞机设计的基本原则是什么？
A. 安全性和可靠性
B. 经济性和效率性
C. 可行性和可用性
D. 所有答案都对
2. 飞机的气动设计主要关注什么？
A. 飞机的外形美观
B. 飞机的飞行速度
C. 飞机的升力和阻力
D. 所有答案都对
答案二：
1. D. 所有答案都对
飞机设计的基本原则是综合考虑安全性和可靠性、经济性和效
率性，以及可行性和可用性。
2. C. 飞机的升力和阻力
飞机的气动设计主要关注飞机在飞行过程中产生的升力和阻力，以确保飞机的稳定飞行和高效能量利用。
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。
飞机结构设计习题答案
设计载荷：q=ct =5.1/H1=5.1/25＝0.204KN/cm
公式： ，K=5.6+
a/b=B/H1=80/25=3.24 K= 5.97, E=70000 MPa
= 3.3.899=3.4 mm
5、由弯矩的最大值确定肋上下缘条的面积(上缘条受拉、下缘条受压，且力大小相等、方向相反)：
(正方形) A*=
A*= =516.78 mm2
如按题目给出的受压失稳临界应力值(偏危险)，可得：
A*= 96000/280 =342.86 mm2
6、前梁腹板的厚度确定：
前梁腹板的剪流：qq= q1+q = 3.404 KN/cm
由公式粗算（不考虑立柱，a很大）
K= 5.6 + = 5.6
mm(因厚度合适，可不考虑安装立柱)
(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、Mt时的力平衡图和内力图。
传M时：
传Q时不起作用；传 时也不起作用。
(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。
请分析当垂尾上受有侧向力Pz作用时，在两种方案情况下机身结构分别由哪些构件受载(包含
加强框和其他构件)?分别画出他们的力平衡图。假设机身后段为桁条式。
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上；还有MY通过加强板（水平）转到框I和
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。
飞机结构设计习题_4
4-34-244-26 （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 ρρρ+=，1M ρ由前梁传给机身，2M ρ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。
4-31 980150010*3)(3310311===l 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 M 310150010*5)(6811===l GJ K t t 310*2150010)(6922===l GJ K t t 310032111==+=y Q Q Q Q K K K Q 3200322122==+=y Q Q Q Q K K K Q 3500032111==+=M K K K M M M M 310000322122==+=M K K K M M M M 1032111==+=t t t t t M K K K M 20322122==+=t t t t t M K K K M910300010*3)(3310311===l EJ K Q 9160150010*2*3)(3310322===lEJ K Q 310300010)(71011===l EJ K M 310*4150010*2)(71022===l EJ K M 310150010*5)(6811===l GJ K t t 310*2150010)(6922===l GJ K t t 17100172111==+=y Q Q Q Q K K K Q 17160017162122==+=y Q Q Q Q K K K Q 100052111==+=M K K K M M M M 4000542122==+=M K K K M M M M 1032111==+=t t t t t M K K K M 20322122==+=t t t t t M K K K M4-37 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 (1αe a P M −=，矢量方向向右。
《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—考查课习题
飞机构造—考查课习题《飞机构造》习题⼀、填空题1. 固定翼飞机的机体由、机翼、安定⾯、飞⾏操纵⾯和起落架五个主要部件组成。
2. 飞机在飞⾏中⽅向的过载往往较⼤，它是飞机设计中的主要指标之⼀。
3. 飞机的尾翼通常包括⽔平尾翼和。
4. 飞机着陆接地时垂直⽅向的过载为作⽤于起落架上的垂直撞击⼒与的⽐值。
5. 压舱物是为满⾜某些需要经常改变装载⽤的物体。
6. 机翼在结构形式上可以分为布质蒙⽪机翼和蒙⽪机翼。
7. ⼒在机翼结构中的传递过程就是建⽴在构件之间的作⽤和的关系上的。
8. 当液压系统只有⼀个统⼀压⼒的液压源，⽽不同⼯作部分所需压⼒不同时，则使⽤。
9. 单位时间内座舱⾼度的变化率称为。
⼆、单选题1. 构件在外⼒作⽤下，抵抗破坏(或断裂)的能⼒叫做构件的（）。
A. 强度B. 刚度C. 稳定性D.以上都不对2. 各种机翼的蒙⽪都具有的作⽤是（）。
A. 承受局部空⽓动⼒和形成机翼外形B. 承受机翼的剪⼒C. 承受机翼的扭矩D. 承受机翼的弯矩3. 机翼上的扭矩主要是由以下哪个构件承受的？（）A. 蒙⽪形成的合围框B. 翼梁腹板C. 桁条D. 翼肋4. 硬壳式机⾝结构没有纵向加强件，因⽽蒙⽪必须⾜够强，以维持机⾝的刚性,其主要问题是（）。
A. 抗扭刚度差B. 空⽓动⼒性能不好C. 内部容积不易得到充分利⽤D. 质量较⼤5. 最⼤起飞重量的定义是（）。
A. 经过核准的飞机及其载重的最⼤重量B. 在飞机开始起飞滑跑时所允许的最⼤重量C. 飞机着陆所允许的最⼤重量D. 当飞机在停机坪停机时所允许的最⼤重量6. 分散集中载荷是以下哪种机翼结构中的作⽤之⼀？（）A. 蒙⽪B. 翼肋C. 桁条D. 翼梁7. 重量的符号在什么情况下为负？（）A. 在基准⾯的任何⼀侧加上重量B. 在重⼼的任何⼀侧加上重量C. 在基准⾯的任何⼀侧拆除任何重量D. 在重⼼的任何⼀侧拆除任何重量8. 现代⼤中型民航飞机主起落架⼤多采⽤下列哪种收放形式？（）A. 沿翼展⽅向外收B. 沿翼弦⽅向前收C. 沿翼展⽅向内收D. 沿翼弦⽅向后收9. ⼴泛⽤于轻型飞机刹车系统、液压动⼒系统和缓冲器中的液压油是（）。
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 。
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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 βο04.72=β（非加力）523.46808.9)36001000625(2=⨯⨯=βtg ο5.77=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 。
已知飞机重量G=5000kg ，机翼面积S=20m 2，5.4=αy C 。
此时的飞行速度V=540 km ／h ，航迹半径r=8.00m ，y 轴与铅垂线夹角=ϕ600，上升气流速度u ＝10 m ／s ,突风缓和因子K=0.88。
解答：① 0333.036001000540211060cos =⨯⨯==⋅vu tg s ο<α ο<91.1=α② q s KC Y y ⋅⋅=αα<<=221v s KC y ραα⋅⋅<=2)36001000540(1035.021203.5791.15.488.0⨯⨯⨯⨯⨯⨯⨯=3 0.125 KN③gr v Gma G Y 260cos ==+οο60cos 2G gr v G Y -==ο60cos 2G gr v G -=37.21050)218008.9)36001000540((32=⨯⨯-⨯⨯G ④77.150125.3037.2-=--=--=GG GYY n y <vu 。
GY7．飞机以过载n y ＝-3作曲线飞行，同时绕飞机重心以角加速度=Z α 3.92rad ／s 2转动,转动方向如(题图2.8)所示。
若发动机重量G E ＝1000kg ，发动机重心到全机重心距离l ＝3m ，发动机绕本身重心的质量惯性矩I Z0＝1200 N ·m ·s 2，求 (1) 发动机重心处过载系数n yE(2) 若发动机悬挂在两个接头上，前(主)接头位于发动机重心处，后接头距发动机重心0.8m ，求此时发动机作用于机身结构接头上的质量载荷(大小、方向)。
解答： （1） ①3-==G Yn yE② 2.18.9392.3=⨯====i i z i i i i iiy yY G x m G a m G N n α③8.12.13-=+-=+=yr ye yE n n n （2）MN I M z G Z G Z i v i v ⋅-=-⨯==4704)92.3(1200α<N lM N iv G Z 58808.04704===<重心处（前接头）KNKN G n N i yE 18108.11-=⨯-=⋅=前接头作用于发动机的力为y 轴负向 发动机受到的外力向下LACN 前1n y E后接头 KN N 8.5+=后（y 轴正向）KN N 88.52-=前KN N N N 88.2388.51821-=--=+=前前前以上为发动机接头受的力发动机作用于机身结构接头上的质量载荷应反向，即KN N 88.23=前向上KN N 8.5=后向下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N 前2N 后（1） Q 的分配 K=22EJ L L 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 mm L 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 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⨯107K1+ K2 = 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。
请画出两种情况下a—a、b—b段长桁的内力图，并筒要说明何以如此分布？三. 请画出以下各指定翼肋的力平衡图和内力图(题图3.4)。
(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Py ，求该肋受Py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•ΔX四 请画出题图3.5所示各机翼结构中所指定肋的力平衡图和内力图。
(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 qq ===在3B 处： ****3322*30.33t t B B M H HM BHM BH M q q --=-=-突变处： 2 1.330.67M M M -=在2B处： 22***22220M BM 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）。