某机翼部件巡航状态下的受力分析
如何通过理论力学分析机翼的受力情况？
如何通过理论力学分析机翼的受力情况？在航空领域中，机翼是飞机产生升力的关键部件。
要确保飞机的安全飞行，深入理解机翼的受力情况至关重要。
理论力学为我们提供了有力的工具，帮助我们分析机翼在不同飞行条件下所承受的各种力。
首先，我们来了解一下机翼的基本结构和形状。
机翼通常呈现出流线型，上表面较为弯曲，下表面相对平坦。
这种特殊的形状是为了有效地产生升力。
当飞机在空气中运动时，机翼会受到空气动力的作用。
其中，最重要的两个力是升力和阻力。
升力是垂直于飞行方向向上的力，它使得飞机能够克服重力而升空飞行。
阻力则是与飞行方向相反的力，会阻碍飞机的前进。
从理论力学的角度来看，升力的产生可以用伯努利原理来解释。
根据伯努利原理，在流速快的地方压力低，流速慢的地方压力高。
当气流流经机翼时，由于上表面的弯曲程度较大，气流流速加快，压力降低；而下表面相对平坦，气流流速较慢，压力较高。
这样就形成了上下表面的压力差，从而产生了升力。
为了更精确地分析机翼的受力情况，我们需要引入一些力学概念和公式。
例如，通过计算空气的动量变化，可以得出作用在机翼上的力。
在理论力学中，我们可以将机翼看作一个有限的控制体，空气在流经这个控制体时会发生动量和能量的变化。
此外，机翼还会受到重力的作用。
重力始终垂直向下，其大小等于机翼的质量乘以重力加速度。
在分析机翼的受力平衡时，必须要考虑重力的影响。
除了升力、阻力和重力，机翼在飞行中还可能受到其他力的作用。
例如，由于飞机的姿态变化，机翼可能会受到侧力。
当飞机进行转弯或受到侧风影响时，就会产生侧力。
在实际的飞行中，机翼的受力情况是非常复杂的，会受到飞行速度、飞行高度、机翼的姿态、空气的密度和温度等多种因素的影响。
为了全面分析机翼的受力，我们需要运用理论力学中的多个原理和方法。
例如，在研究机翼的颤振问题时，就需要用到结构动力学的知识。
颤振是一种可能导致机翼结构破坏的危险现象，它与机翼的固有频率、空气动力特性以及结构的阻尼等因素密切相关。
飞机部件传力分析
• 机翼分布载荷引起的剪力和弯矩
• 在上面剪力弯矩扭矩分布图中可以清楚地看到发动机集中 力对机翼的卸载作用。发动机的卸载考虑发动机的质量和 推力的作用。
• 气动载荷作用在压心，质量分布力作用在重心，压心、重 心与刚心不重合则引起分布扭矩。
• 机翼结构形式 不管机翼的平面形状如何，按抗弯材料的配置可 分为梁式、单块式和多墙式。
• 与一般工程梁的特殊性 机翼展长与弦长是同一数量级，研究载荷的弦向 分布。
机翼与机身连接复杂，考虑机身支承的弹性效应。
• 载荷由机翼向机身传递，在机翼中引起内力的有： 垂直剪力 垂直弯矩
水平剪力 水平弯矩
扭矩
• 水平剪力 水平弯矩相对于垂直剪力 垂直弯矩是 较小的，而机翼弦向宽度和惯性矩较大，水平剪 力和水平弯矩引起的剪应力和正应力较小，在结 构分析是可以忽略，故机翼的内力可用垂直剪力、 垂直弯矩和扭矩表示。
优点 蒙皮在气动载荷的作用下变形小。材料向剖 面外缘分散，抗弯、抗扭强度、刚度好。安全可 靠性好。
缺点 结构相对复杂，对接接头多，大开口需要较 强的加强件以补偿承弯能力。
• 多墙式 厚蒙皮 多纵墙 无桁条 少翼肋 厚蒙皮承受全部 弯矩
优点 很好的解决高速薄翼型一面的强度刚度与结 构重量的矛盾。刚度大，受力分散，破损安全性 好。
工艺性、使用性、经济性好。
充分利用内部空间装载燃油和设备。
• 机翼的外载荷 空气动力载荷 （只示出展向力，） 机翼结构的质量力 其它部件和装载传来的集中载荷
• 机翼的内力 机翼与机身相连，并相互支持。
当机翼在机身外侧与机身相连时，可将外翼视为 在机身上有固定支持或弹性支持的悬臂梁。
若左右机翼是一个整体则可看作是支持在机身ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ 的双支点的外伸梁。
3.2 机翼典型受力型式的传力分析
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多腹板机翼的启发问题
1、 无肋时，气动载荷是怎麽传的？ 2、 是否还有扭矩（或扭转变形引起的剪流） 3、如无中央翼会怎样？
四.综述三个典型受力型式:
1.受Q 的形式没有改变;
2.不同之处主要是受M的元件分布由 集中(梁式)分散(单块式)更分散(多腹板式)
并由此还将影响到翼肋和蒙皮的受载情况有所差异
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剪力传递： 因长桁、蒙皮较强，承轴向正应力能力大， 梁腹板受剪时，产生的轴向剪流（将形成弯矩） 由梁橼条，长绗、蒙皮组成的壁板承受。
传递过程： 腹板剪流
梁橼条 蒙皮（受剪）
第一长桁
假定承受正应力能力折算到长桁
第二长桁 蒙皮
蒙皮
橼条、长桁分担轴力大小 与他们的拉压刚度成正比例
内力N沿展向分布按斜折线规律分布，同梁式。
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3.2 机翼典型受力型式的传力分析
压心：空气动力R与机翼弦线的交点，即空气动力合力 作用点。它的位置随着α角（Cy ）而变化。 α →Cy →压心前移，接近焦点。
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3.2.1空气动力向翼肋上的传递分析
分布气动力作用在蒙皮上 谁支持蒙皮？
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3.2.1空气动力向翼肋上的传递分析
2. 总体剪力在梁式机翼的上的传递
（受力元件的力平衡图）
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3.2.3 梁式机翼结构上的总体力传递
3. 总体弯矩在梁式机翼的上的传递 由翼梁承担。
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3.2.3 梁式机翼结构上的总体力传递 4. 总体扭矩在梁式机翼的上的传递 由翼盒承担。
飞行物体的受力分析与速度变化
飞行物体的受力分析与速度变化飞行物体一直以来都是人类探索和征服的对象，对于飞行物体的受力分析与速度变化的研究，不仅关乎航空航天的发展，也涉及到我们对大自然力学规律的认知。
本文将从物体的受力分析和速度变化两个方面，探讨飞行物体的运动特性。
一、受力分析1. 重力重力是所有物体运动中最基本的力之一，对于飞行物体也不例外。
重力是指地球对物体的吸引力，根据万有引力定律可知，两个物体之间的吸引力是与它们的质量成正比的。
所以，尽管飞行物体重量轻，但是其质量仍然会影响到它受到的重力的大小。
以飞机为例，飞机的自重不可忽视。
飞机在飞行过程中需要克服重力的作用，以保持其上升或保持平衡飞行。
在飞机起飞时，需要产生升力，与重力相抵消，只有当升力大于等于重力时，飞机才能顺利离地。
而在飞机降落时，重力成为飞机稳定下降的主要力量。
2.升力升力是飞行物体在飞行中产生的垂直向上的力。
升力的产生主要依赖于流体力学的原理。
以飞机为例，当飞机的机翼施加向下的力时，空气对机翼的作用力与机翼施加的力相等、方向相反，由于空气的运动速度较快，压力较小，形成了向上的升力。
升力的大小与机翼的形状、机翼的面积、飞行速度以及空气的密度有关。
升力对于飞机的飞行非常重要，它能使飞机克服重力，保持在空中平衡飞行。
飞机在飞行过程中可以通过改变机翼的攻角或改变速度来调整升力的大小，从而达到控制飞机姿态和高度的目的。
3.阻力阻力是空气对飞行物体运动的阻碍作用，具有与物体速度平方成正比的特点。
对于飞行物体来说，尤其是飞机，阻力是制约其飞行速度的重要因素。
飞机在飞行过程中，需要克服阻力的作用，以保持稳定的速度。
有两个主要的阻力对于飞机运动的影响较大。
其一是与速度平方成正比的摩擦阻力，是由飞机与空气摩擦产生的；其二是与速度立方成正比的空气阻力，在高速飞行时尤为明显。
二、速度变化飞行物体的速度变化直接受力的影响。
在不同的力的作用下，飞行物体的速度会有所变化，下面分别说明几种情况。
飞行器设计中的材料力学分析
飞行器设计中的材料力学分析在当今科技飞速发展的时代，飞行器的设计与制造已经成为了人类探索天空和宇宙的重要手段。
而在飞行器设计的众多关键环节中，材料力学分析无疑占据着举足轻重的地位。
飞行器在运行过程中需要承受各种复杂的力和环境条件，从起飞时的巨大推力和加速度，到飞行中的空气动力、压力变化，再到着陆时的冲击和振动。
因此，选用合适的材料，并对其力学性能进行准确分析，是确保飞行器结构强度、稳定性和安全性的基础。
首先，让我们来了解一下飞行器设计中常用的材料。
铝合金因其相对较轻的重量和良好的机械性能，在飞行器制造中得到了广泛应用。
它具有较高的强度和良好的耐腐蚀性，能够满足飞行器结构的大部分要求。
钛合金则以其出色的强度重量比和高温性能，常被用于关键部位，如发动机部件和高温区域的结构。
复合材料，如碳纤维增强复合材料，具有极高的强度和刚度，同时重量很轻，这使得它们在现代飞行器设计中越来越受欢迎，尤其是在追求高性能的先进飞行器中。
在进行材料力学分析时，我们需要考虑多种因素。
材料的强度是首要考虑的因素之一。
这包括屈服强度、抗拉强度和疲劳强度等。
屈服强度决定了材料在承受外力时开始产生塑性变形的极限，抗拉强度则表示材料能够承受的最大拉伸力，而疲劳强度则关系到材料在反复加载和卸载条件下的耐久性。
以飞机的机翼为例，如果选用的材料屈服强度不足，在飞行过程中可能会发生永久性的变形，影响飞行性能和安全性。
刚度也是材料力学分析中的重要参数。
刚度不足会导致飞行器结构在受力时产生过大的变形，影响飞行姿态的控制和气动性能。
例如，机身结构如果刚度不够，可能会在飞行中出现抖动，增加飞行阻力，甚至影响飞行员的操作和乘客的舒适度。
此外，材料的韧性也不容忽视。
韧性好的材料能够吸收更多的能量，在遭受冲击或突发载荷时不易断裂。
这对于飞行器在意外情况下的安全性至关重要。
比如，起落架在着陆时承受巨大的冲击，如果材料韧性不足，可能会发生断裂，导致严重事故。
在实际的飞行器设计中，材料力学分析的方法多种多样。
直升飞机攻角飞行+受力分析
直升飞机攻角飞行+受力分析直升飞机作为一种垂直起降飞行器，其空中特性和受力情况与其他类别飞机存在较大不同。
在直升机飞行中，空气受到旋翼的搅动而形成气流，在气流中移动的直升机能够控制自身的姿态和速度。
而直升飞机攻角飞行，则是指飞行员通过改变旋翼的旋转角度，可以使直升飞机在同一速度下产生更大的升力。
本文将对直升飞机攻角飞行进行受力分析和探讨。
一、攻角飞行原理分析在飞机飞行中，攻角是指机翼或旋翼与风向线之间形成的夹角。
攻角影响飞机气动力的大小和方向，也是飞行员控制飞机产生升力、俯仰、滚转等姿态动作所调节的重要参量。
在直升飞机攻角飞行中，飞行员会调节旋翼的攻角，使旋翼所搭载的整个直升机产生垂直向上的升力。
当直升机攻角较小时，旋翼产生的升力主要来自空气的挤压作用。
随着攻角的增加，风阻和湍流的作用也会成为升力的主要源头，而旋翼的压强却随攻角的加大而持续减小。
直到达到最大攻角时，旋翼的升力达到最高点，此时空气因受到旋翼强烈搅动，加速度变化大，成为气动力效应主导因素，因此进行攻角飞行能够使直升机产生更大的升力。
但若攻角过大，旋翼所产生的升力反而会下降，甚至失去承载能力，这种情况称为失速。
二、直升飞机攻角飞行的受力分析在直升飞机攻角飞行的过程中，旋翼产生的升力对直升机的承载起到了关键作用。
因此，对直升机受力分析是攻角飞行的关键。
在攻角飞行的过程中，直升机产生的升力是需要克服重力和阻力的，重力向下，阻力向前，升力向上。
下面我们来分析攻角飞行时旋翼产生的升力所对应的受力情况。
1. 升力受力原理旋翼产生的升力是通过以下两个原理实现的：（1）质量作用原理：在飞机静止的情况下，旋翼产生的升力会使得直升机整体上升；同理，当飞机在攻角飞行中，旋翼产生的升力会使整个直升机向上移动。
（2）牛顿第三定律：机翼或旋翼所产生的升力的大小正比于生产升力的颜色。
在攻角飞行时，旋翼通过将空气向下排放的方式，产生了上升作用力，促使整个直升机向上升起。
【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。
飞机机翼结构强度与疲劳寿命分析
飞机机翼结构强度与疲劳寿命分析飞机机翼是支撑飞行器上升和下降的关键部件，机翼的结构强度和疲劳寿命对于飞机的飞行安全至关重要。
本文将对飞机机翼结构强度和疲劳寿命进行分析，并探讨一些提高机翼寿命的方法。
一、飞机机翼结构强度分析飞机机翼所承受的载荷主要有弯矩、剪力和轴力。
机翼的结构设计需要能够承受这些载荷，并保持足够的强度，以应对正常飞行和特殊情况下的负荷要求。
首先，机翼在飞行过程中承受的弯矩是主要的载荷。
弯矩是由飞行器的重量、飞行速度和操纵力所引起的。
根据弯矩大小和分布，机翼的受力情况可以被理解为在弯曲载荷下的杆件受力。
因此，机翼需具备足够的抗弯刚度和弯曲强度。
其次，机翼还需承受来自飞机不同部分及外界环境力的剪力和轴力。
剪力和轴力主要集中在机翼的连接点和边缘处。
为了保持结构的强度，机翼需要足够的抗剪刚度和抗轴向压力的能力。
为了满足机翼的结构强度要求，现代飞机使用了许多先进的材料和结构设计。
轻质高强度的复合材料广泛应用于机翼结构中，以减少重量和提高强度。
同时，还采用了刚性的桁架结构和合理的加强筋布置来增强机翼的强度。
二、飞机机翼疲劳寿命分析机翼的疲劳寿命是指机翼能够承受的循环载荷次数。
在实际飞行中，机翼会经历大量循环载荷，如起飞、飞行和着陆等过程中的载荷变化。
这些循环载荷会导致机翼产生疲劳损伤，进而影响机翼的性能和安全性。
疲劳寿命的计算基于材料的疲劳性能和实际载荷的统计分析。
材料的疲劳性能可以通过疲劳试验获得，包括疲劳极限、疲劳裂纹扩展速率等参数。
而载荷的统计分析则是通过统计飞机在特定飞行阶段和任务中的载荷数据得到。
传统的疲劳寿命分析方法是基于正常设计工作条件下机翼的寿命。
统计分析结果表明，飞机机翼的疲劳寿命取决于机翼的载荷历史和载荷幅值。
因此，正确预测和分析机翼的载荷是提高机翼寿命的关键。
为了提高机翼的疲劳寿命，工程师们采取了多种措施。
首先，优化机翼的结构设计，减少应力集中和疲劳敏感区域。
其次，使用先进的传感器和监测技术，实时监测机翼的状态和疲劳损伤。
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目录1 绪论 (1)1.1 机翼受力分析的目的和意义 (1)1.2 机翼受力分析要解决的问题 (1)1.3 对机翼结构进行传力分析的基本方法 (2)2气动升力的计算 (2)2.1 机翼的功用与要求 (2)2.1.1 机翼的功用 (2)2.1.2 机翼的设计要求 (2)2.2机翼的外载特点 (3)2.2.1机翼的外载有以下三类 (3)2.2.2机翼的总体受力 (4)2.3机翼结构的典型元件与典型受力型式 (6)2.4机翼的外形参数 (9)2.4.1 翼型的几何参数 (9)2.4.2 机翼的几何特性 (11)2.5翼型气动力的基本计算理论 (13)2.5.1 气动特性公式 (15)2.6对于具体弹翼的气动力的计算 (19)3有限元分析 (26)3.1有限元的发展史 (26)3.2有限元的概述 (26)3.3有限元的基本思想与特点 (27)3.3.1 有限元分析的特点 (27)3.3.2 有限元分析的基本思想 (28)3.4有限元法的基本步骤 (28)3.5对机翼进行具体的分析 (31)4结论 (37)参考文献 (38)致谢 (40)1 绪论1.1 机翼受力分析的目的和意义机翼主要用于产生升力，因此满足空气动力方面的要求是首要的。
机翼除保证升力外，还要求阻力尽量小。
机翼的气动特性主要取决于其外形参数，这些参数在总体设计时己经确定；结构设计应从强度、刚度、表面光滑度等各方面来保证机翼气动外形要求的实现，所以机翼结构设计的一个问题就是怎么才能保证机翼在飞行过程中的气动外形[1]。
对于机翼，在外形、装载和连接情况己定的条件下，重量要求是机翼结构设计的主要要求，具体地说就是要设计出一个既能满足强度、刚度和耐久性要求，又尽可能轻的结构来。
当飞机在高速飞行时，很小的变形就可能严重恶化机翼的空气动力性能；刚度不足还会引起颤振和操纵面反效等严重问题。
值的注意的是：随着飞行速度的提高，机翼所受载荷增大；然而由于减小阻力等空气动力的需要，此时机翼的相对厚度却越来越小，再加上后掠角的影响，致使机翼结构的扭转刚度、弯曲刚度越来越难保证，这些都将引起机翼在飞行中变形的增加。
因此对于高速飞机，为满足机翼的气动要求，刚度问题必须足够重视[2]。
然而也正是由于上述原因，此时解决好机翼的最少重量要求与强度、刚度要求之间的矛盾将更为困难[3]。
1.2 机翼受力分析要解决的问题：机翼受力分析的主要目的是：运用软件，采用有限元分析的办法，通过给机翼加载其在巡航状态下所受的各种力，来分析机翼各部件所受的力以及它们在这些力的作用下的变形，根据结果来修改机翼的结构设计，以达到既能保证机翼在飞行时的气动外形又能合理设计机翼结构的目的。
通过机翼的受力分析，我们还能够根据变形结果合理的设计出各个部件的最佳几何尺寸，最终解决机翼最少重量要求与强度、刚度要求之间的矛盾。
机翼结构受力分析主要的研究手段为有限元分析。
为了使有限元分析的结果比较准确的接近现实，就必须较好的完成以下两个工作。
（1）较为准确的绘制机翼的三维几何模型，本文采用UG进行绘图。
（2）在利用有限元分析时，要想得到比较接近现实的结果。
就必须比较准确的加载机翼在巡航状态下所受的各种载荷。
对于机翼我们可以把其看作为悬壁梁来处理，同时分析机翼接头的受力情况。
1.3 对机翼结构进行传力分析的基本方法：（1）对实际结构合理简化，略去次要元件和次要部分。
从而使在传力分析中，降低结构的静不定度数，成为静定的或只有一两度静不定的结构。
（2）对结构中各元件之间的连接关系了解清楚，并合理简化铰接、固接等集中连接或分散连接的典型连接形式。
（3）从结构的初始外载开始，依次取出各个部分或元件成为分离体，按它们各自的受力特性合理简化成典型的受力构件；并根据与该部分结构相连的其他构件的受力特性及它们相互间的连接，由静力平衡条件，确定出各级分离体上的“外载”和支承力，并画出各构件的内力图。
这样，通过各级分离体图既可了解力在结构中的传递过程，又可知道各构件的传力功用和大致的内力分布[4]。
2 气动升力的计算2.1 机翼的功用与要求2.1.1 机翼的功用机翼是飞机的一个重要部件，其主要功用是产生升力。
当它具有上反角时，可为飞机提供一定的横向稳定性[5]。
在它的后缘，一般布置有横向操纵用的副翼、扰流片等附翼。
为了改善机翼的空气动力效用，在机翼的前、后缘越来越多地装有各种型式的襟翼、缝翼等增升装置，以提高飞机的起飞着陆或机动性能。
2.1.2 机翼的设计要求（1）机翼除保证升力外。
还要求阻力尽量小(少数特殊机动情况除外)。
机翼的气动特性主要取决于其外形参数(如展弦比、相对厚度、后掠角、翼型等)，这些参数在总体设计时确定；结构设计则应从强度、刚度、表面光滑度等各方面来保证机翼气动外形要求的实现[6]。
（2）在外形、装载和连接情况已定的条件下。
重量要求是机翼结构设计的主要要求，具体地说就是要设计出一个既能满足强度、刚度和耐久性要求，又尽可能轻的结构来。
强度包括静强度、动强度和疲劳强度。
对于按“安全寿命”或“损伤容限”设计的机翼，应在其受力构件布置、各连接关系设计、零构件细节设计以及关键件的可检性等各个环节中给予认真考虑、以便为结构提供较长的寿命和较好的破损安全特性，从而保证结构使用的可靠性。
2.2 机翼的外载特点2.2.1 机翼的外载有以下三类：（1）空气动力载荷空气动力载荷a q 是分布载荷，单位为N ／m 2。
它可以是吸力或压力，直接作用在机翼表面上，形成机翼的升力和阻力，其中升力是机翼最主要的外载荷。
在各种设计情况下，机翼的气动载荷的数值和分布情况是不同的，因此其合力的大小、方向、作用点相应地也不相同，并将影响机翼的受力情况。
（2）其他部件、装载传来的集中载荷图2.1 机翼上所受的分布载荷和集中载荷a q —气动力分布载荷 e q —机翼质量力分布载荷 p —发动机或其他部件传来的集中载荷 R —机身支反力机翼上连接有其他部件(如起落架、发动机)、副翼、襟翼等各类附翼和布置在机翼内、外的各种装载(如油箱、炸弹)[7]。
除了在以翼盒作为整体油箱情况下燃油产生的是分布载荷外，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，因此，不论是起落架传来的地面撞击力或副翼等翼面上的气动载荷，以及其上各部件、装载本身的质量力(包括重力和惯性力)，都是通过接头，以集中载荷的形式传给机翼。
其中有些力的数值可能很大。
（3）机翼结构的质量力机翼本身结构的质量力为分布载荷c q (Pa)，其大小与分布情况取决于机翼结构质量的大小和分布规律。
它的数值比气动载荷要小很多。
在工程计算中，它的分布规律可近似认为与弦长成正比。
上述2，3中提及的各种质量力的大小和方向还与飞机过载系数有关，其方向与升力相反。
对机翼有卸载作用。
综上所述，若以载荷形式分，机翼的外载有两种类型。
一种是分布载荷，以气动载荷为主，还包括机翼本身结构的质量力，这是机翼的主要载荷形式；另一种是由各接头传来的集中载荷(力或力矩)见图2.1。
2.2.2 机翼的总体受力机翼的各种外载，总要在机翼、机身连接处，由机身提供支持力来平衡。
因此在上述载荷作用下，可把机翼看作是固定在机身上的一个“梁”[8]。
当机翼分成两半，与机身在其左右两侧相连时，可把每半个机翼看作支持在机身上的悬臂梁；若左右机翼连成一个整体时，则可把它看作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，但对外翼结构来说，都可以看作悬臂梁。
但必须指出，在把机翼看作为一个“工程梁”时，它与材料力学课程中介绍的一般工程梁相比，有其特殊性。
（1）机翼高度(厚度)小，但其弦向尺寸(相当于梁宽)大多与翼展有相同数量级(尤其是三角机翼)。
而一般工程梁是指高度和宽度均比长度要小得多的单尺度梁，这类梁仅注重沿长度方向分布的载荷。
而对于机翼，弦向分布的载荷也很重要。
（2）一般工程梁支承简单，计算简化也容易。
而机翼在机身上的固定形式要复杂得多。
此外考虑到结构支承的弹性效应，精确计算中，应认为机身是一弹性支承。
前述各种外载在机翼结构中将引起相应的内力：剪力Q 、弯矩M 和扭矩f M 。
现取机体坐标轴系，则剪力n Q 和h Q 分别表示沿y 轴和x 轴的分量[9]。
外载引起的弯矩分别为n M 和h M 。
此外由于外载合力作用点一般与机翼结构各剖面的刚心不重合，因而还会引起相对于机翼刚心轴的扭矩t M 。
这些统称为机翼的总体受力。
因为机翼的升力很大，且作用在机翼刚度最小的方向上；而阻力相对于升力要小得多，且作用在机翼刚度最大的弦平面内，因此在进行机翼结构受力分析时，常着重考虑气动载荷沿垂直于弦平面的分量—升力引起的n Q 、n M 等[10]。
图 2.2 机翼上所受的力矩和剪力此时，机翼上剪力、弯矩和扭矩的分布如图2.2所示。
为简便起见略去下标n ，则Q z i l zl qdz P M Q dz =+=∑⎰⎰ （2.1）分布图图 2.3 机翼的内力 Q，M，Mt2.3 机翼结构的典型元件与典型受力型式机翼一般由下述典型元件组成：纵向元件有翼梁、长桁、墙(腹板)；横向元件有翼肋〔普通肋和加强肋〕以及包在纵、横构件组成的骨架外面的蒙皮（见图2.4）。
图2.4 机翼的典型结构元件（1）蒙皮蒙皮的直接功用是形成流线形的机翼外表面。
为了使机翼的阻力尽量小，蒙皮应力求光滑，为此应提高蒙皮的横向弯曲刚度，以减小它在飞行中的凹、凸变形。
从受力看，气动载荷直接作用在蒙皮上，因此蒙皮受有垂直于其表面的局部气动载荷。
此外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，形成封闭的盒式薄壁梁承受机翼的扭矩；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[11]。
壁板有组合式或整体式（见图2.5）。
某些结构型式(如多腹板式机翼)的蒙皮很厚，可从几毫米到十几毫米，常做成整体壁板形式，此时蒙皮将成为承受弯矩最主要的，甚至是惟一的受力元件。
图2.5 蒙皮（a）金属蒙皮 (b)整体蒙皮（2）长桁（也称桁条）长桁是与蒙皮和翼肋相连的元件。
长桁上作用有气动载荷。
在现代机翼中它一般都参与机翼的总体受力——承受机翼弯矩引起的部分轴向力，是纵向骨架中的重要受力元件之一[12]。
除上述承力作用外，长桁和翼肋一起对蒙皮起一定的支持作用。
各种长桁如图2.6所示。
图 2.6 各种长桁（3）翼肋普通翼肋（见图2.7）构造上的功用是维持机翼剖面所需的气动外形。
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[13]。
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，但其主要是用来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。