飞机结构受力分析和抗疲劳设计思想(2)
航空器的结构优化与疲劳分析方法
航空器的结构优化与疲劳分析方法在现代航空领域，航空器的性能、安全性和可靠性至关重要。
而航空器的结构优化与疲劳分析方法则是确保这些关键要素的重要手段。
航空器的结构设计面临着诸多挑战。
一方面，需要在满足强度和刚度要求的前提下，尽可能减轻结构重量，以提高燃油效率和飞行性能；另一方面，要考虑到长期使用过程中的疲劳损伤，确保航空器在整个服役期内的安全性。
结构优化是实现航空器高性能和轻量化的重要途径。
在设计初期，工程师们会运用先进的计算机辅助设计（CAD）和计算机辅助工程（CAE）软件，建立航空器的三维模型，并进行各种工况下的力学分析。
通过对结构形状、尺寸和材料分布的优化，可以在不降低强度和刚度的情况下，显著减少结构重量。
例如，在机翼的设计中，可以通过优化翼型的曲率和厚度分布，来提高升力系数和降低阻力。
同时，采用复合材料替代传统的金属材料，也能在减轻重量的同时提高结构的强度和耐久性。
疲劳分析则是评估航空器结构在反复载荷作用下的寿命和可靠性的关键方法。
在飞行过程中，航空器的结构会不断承受来自气流、起降冲击等各种动态载荷。
这些反复的载荷作用可能导致结构内部产生微小的裂纹，并逐渐扩展，最终影响结构的安全性。
为了进行疲劳分析，首先需要获取准确的载荷谱。
这通常通过飞行测试、地面试验以及理论计算相结合的方式来实现。
然后，利用材料的疲劳性能数据，结合有限元分析等方法，预测结构的疲劳寿命。
在疲劳分析中，有许多因素需要考虑。
比如，材料的微观结构和缺陷对疲劳性能的影响；结构的几何形状和尺寸导致的应力集中；以及环境因素，如温度、湿度和腐蚀等。
为了提高疲劳分析的准确性，还需要采用一些先进的分析技术。
例如，多轴疲劳分析方法可以更真实地模拟复杂的载荷工况；损伤容限设计理念则允许结构在存在一定初始缺陷的情况下，仍然能够安全运行一定的时间。
此外，实际的航空器结构往往是由多个部件组成的复杂系统。
在进行结构优化和疲劳分析时，还需要考虑部件之间的相互作用和协同工作。
飞行器结构设计中的抗疲劳分析
飞行器结构设计中的抗疲劳分析在现代航空航天领域，飞行器的结构设计至关重要。
而其中，抗疲劳分析更是确保飞行器安全、可靠运行的关键环节。
首先，我们要明白什么是疲劳。
简单来说，疲劳就是材料或结构在反复加载和卸载的作用下，逐渐产生损伤，最终导致失效的现象。
对于飞行器而言，这种反复加载和卸载可能来自于飞行过程中的气流颠簸、起降时的冲击、发动机的振动等等。
在飞行器结构设计中，金属材料是被广泛应用的。
以铝合金为例，它具有良好的强度和较轻的重量，但在长期的循环载荷作用下，容易出现疲劳裂纹。
这些裂纹可能起始于材料表面的微小缺陷，然后逐渐扩展，直到结构无法承受载荷而失效。
因此，在设计阶段，就需要对材料的疲劳性能有深入的了解，通过大量的实验和数据分析，确定材料的疲劳极限和疲劳寿命。
除了材料本身，结构的几何形状和连接方式也会对疲劳性能产生重要影响。
比如说，尖锐的拐角或者突变的截面容易引起应力集中，从而加速疲劳裂纹的产生和扩展。
为了减少这种影响，在设计时应尽量采用平滑的过渡和均匀的截面变化。
而在连接部位，如铆钉连接或焊接处，由于存在局部的应力集中和残余应力，也是疲劳失效的高发区域。
因此，在连接方式的选择和设计上，需要充分考虑这些因素，采用合理的工艺和参数，以提高连接部位的疲劳强度。
另外，环境因素也不能忽视。
飞行器在高空飞行时，面临着低温、高湿度、腐蚀等恶劣环境条件。
这些环境因素会降低材料的性能，加速疲劳损伤的进程。
例如，腐蚀会使材料表面产生坑洼和缺陷，为疲劳裂纹的萌生提供了有利条件。
因此，在抗疲劳设计中，需要考虑防护涂层和腐蚀防护措施，以延长飞行器的使用寿命。
为了准确评估飞行器结构的抗疲劳性能，工程师们通常会采用各种分析方法和工具。
有限元分析（FEA）是其中一种常用的手段。
通过建立飞行器结构的数学模型，模拟各种载荷条件下的应力分布和变形情况，可以预测可能出现疲劳问题的区域。
此外，还有疲劳试验，这是获取结构疲劳性能数据的直接方法。
飞行器结构优化与疲劳分析方法
飞行器结构优化与疲劳分析方法在现代航空航天领域，飞行器的结构设计是至关重要的环节。
结构的优化和疲劳分析方法的研究与应用，对于提高飞行器的性能、可靠性和安全性具有不可忽视的意义。
飞行器的结构设计需要综合考虑众多因素，如空气动力学性能、承载能力、重量限制、飞行环境等。
在满足这些要求的同时，还需要尽可能地降低成本和提高生产效率。
这就使得结构优化成为了设计过程中的关键环节。
结构优化的目标是在给定的设计空间和约束条件下，找到最优的结构形式和尺寸，以实现特定的性能指标。
例如，通过优化结构的几何形状和材料分布，可以减小飞行器的重量，提高燃油效率，增强机动性。
在结构优化中，常用的方法包括拓扑优化、形状优化和尺寸优化。
拓扑优化是一种从概念设计阶段就开始的方法，它通过在给定的设计区域内寻找最优的材料分布，从而得到创新的结构形式。
这种方法能够在设计初期为工程师提供全新的思路，避免传统设计的局限性。
形状优化则侧重于对已有结构的外形进行调整，以改善其性能。
比如，通过改变机翼的弯度和扭转角度，可以优化升力和阻力特性。
尺寸优化是在确定的结构形式基础上，对构件的尺寸进行优化，以达到最优的性能和重量平衡。
然而，仅仅进行结构优化是不够的。
在飞行器的长期使用过程中，疲劳问题是一个必须面对的挑战。
疲劳是指材料在循环载荷作用下逐渐产生的损伤和破坏。
由于飞行器在飞行过程中会经历各种复杂的载荷工况，如振动、冲击等，这些都会导致结构产生疲劳裂纹，从而影响飞行器的安全性和可靠性。
为了准确评估飞行器结构的疲劳寿命，需要采用有效的疲劳分析方法。
疲劳分析通常包括以下几个步骤：首先，需要对飞行器的飞行任务和载荷谱进行详细的分析。
这包括确定不同飞行阶段的载荷大小、频率和持续时间等。
然后，根据材料的疲劳性能数据和结构的几何形状，建立疲劳分析模型。
在疲劳分析中，常用的方法有应力寿命法、应变寿命法和损伤容限法。
应力寿命法基于材料的应力寿命曲线，通过计算结构中的应力分布来预测疲劳寿命。
航空器的抗疲劳设计与分析
航空器的抗疲劳设计与分析在现代航空领域，航空器的安全性和可靠性是至关重要的。
而抗疲劳设计与分析则是确保航空器能够在长期使用过程中保持结构完整性和性能稳定的关键环节。
航空器在运行过程中会面临各种各样的载荷和环境条件，如起飞、降落时的冲击载荷，高空飞行时的气压变化，以及温度、湿度等环境因素的影响。
这些因素都可能导致航空器结构产生疲劳损伤，从而降低其安全性和使用寿命。
为了有效应对疲劳问题，航空器的设计需要从多个方面进行考虑。
首先是材料的选择。
高强度、高韧性的材料能够更好地承受疲劳载荷。
例如，钛合金、碳纤维复合材料等先进材料因其优异的性能，在现代航空器制造中得到了广泛应用。
然而，材料的性能并不是唯一的决定因素，其加工工艺和质量控制同样重要。
即使是优质的材料，如果在加工过程中出现缺陷或损伤，也会显著降低其抗疲劳性能。
结构设计也是抗疲劳的关键。
合理的结构布局能够有效地分散载荷，减少应力集中的现象。
例如，采用流线型的外形设计可以降低空气阻力，减少结构所承受的气动载荷；在结构连接处采用圆滑过渡的设计，可以避免尖锐的拐角导致的应力集中。
此外，对于容易出现疲劳损伤的部位，如机翼根部、机身连接处等，可以通过增加加强筋、加厚板材等方式来提高结构的强度和抗疲劳能力。
在设计阶段，工程师们还需要借助先进的分析方法和工具来预测航空器结构的疲劳寿命。
有限元分析是一种常用的方法，它可以将复杂的航空器结构离散成无数个小单元，通过计算每个单元的应力和应变，来评估结构在不同载荷条件下的性能。
此外，基于疲劳试验数据建立的疲劳寿命预测模型也能够为设计提供重要的参考。
这些分析方法和模型的准确性和可靠性对于抗疲劳设计的成功至关重要。
除了设计阶段的努力，航空器在制造过程中的质量控制也不容忽视。
严格的制造工艺规范和检验标准能够确保航空器的结构符合设计要求，避免制造缺陷对疲劳性能的影响。
例如，焊接质量的控制、零件的加工精度等都需要进行严格的检测和把关。
航空器的结构优化与疲劳分析
航空器的结构优化与疲劳分析在现代航空领域，航空器的结构优化与疲劳分析是确保飞行安全、提高性能和降低成本的关键环节。
随着航空技术的不断发展，对航空器结构的要求越来越高，不仅要具备足够的强度和刚度以承受各种载荷，还要尽可能减轻重量以提高燃油效率和增加载重量。
同时，由于航空器在服役期间要经历无数次的起降和飞行循环，结构疲劳问题日益突出，因此对其进行准确的疲劳分析至关重要。
航空器的结构设计是一个复杂的系统工程，需要综合考虑多个因素。
首先，空气动力学要求结构外形光滑流畅，以减少阻力和提高飞行效率。
其次，结构要能够承受飞行中的各种载荷，包括气动载荷、惯性载荷、温度载荷等。
此外，还要考虑制造工艺、维修便利性和成本等因素。
为了满足这些要求，工程师们通常采用先进的设计方法和技术，如有限元分析、优化算法等，对结构进行建模和分析。
有限元分析是一种广泛应用于航空器结构设计的数值方法。
通过将结构离散成有限个单元，并对每个单元的力学特性进行描述，可以建立起整个结构的数学模型。
然后，施加各种载荷和边界条件，求解方程组，得到结构的应力、应变和位移等信息。
有限元分析能够准确地预测结构在不同载荷下的响应，为结构优化提供基础。
优化算法则是用于寻找最优结构设计方案的工具。
常见的优化算法包括遗传算法、模拟退火算法、粒子群优化算法等。
这些算法可以根据设定的目标函数和约束条件，自动搜索最优的结构参数，如材料分布、几何形状、尺寸等。
通过结构优化，可以在满足强度、刚度等要求的前提下，最大限度地减轻结构重量，提高性能。
然而，仅仅进行结构优化还不够，还需要对航空器结构进行疲劳分析。
疲劳是指结构在反复载荷作用下，逐渐产生裂纹并扩展，最终导致结构失效的现象。
航空器在飞行过程中，由于起降循环、机动飞行等原因，结构会承受交变载荷，容易引发疲劳问题。
疲劳分析的第一步是确定疲劳载荷谱。
这需要对航空器的使用情况进行详细的调查和统计，包括飞行任务、飞行次数、飞行时间、飞行高度等。
航空器结构设计中的抗疲劳分析方法
航空器结构设计中的抗疲劳分析方法在航空领域，航空器的安全可靠运行是至关重要的。
而航空器结构在长期的使用过程中，会承受各种复杂的载荷和环境因素的影响，容易出现疲劳损伤，从而危及飞行安全。
因此，在航空器结构设计中，抗疲劳分析方法的应用显得尤为关键。
疲劳是指材料、零件或结构在循环载荷作用下，经过一定次数的循环后，产生局部永久性结构变化，在一定的循环次数后形成裂纹或发生断裂的现象。
对于航空器结构来说，疲劳失效可能导致灾难性的后果，因此在设计阶段就必须充分考虑并采取有效的抗疲劳措施。
在航空器结构设计中，常用的抗疲劳分析方法主要包括以下几种：一、应力分析方法应力分析是抗疲劳分析的基础。
通过对航空器结构在各种载荷条件下的应力分布进行计算和分析，可以确定结构中的应力集中部位，这些部位往往是疲劳裂纹容易萌生和扩展的区域。
常见的应力分析方法有有限元法、边界元法等。
有限元法是目前应用最为广泛的应力分析方法之一。
它将复杂的结构离散为有限个单元，通过建立单元的力学模型和节点的平衡方程，求解得到整个结构的应力分布。
在进行有限元分析时，需要准确地建立结构的几何模型、确定材料属性、施加边界条件和载荷等。
通过有限元分析，可以得到结构在不同工况下的详细应力分布情况，为后续的疲劳分析提供基础数据。
边界元法是另一种有效的应力分析方法，它只需要对结构的边界进行离散和分析，计算量相对较小，但对于复杂的结构和非均匀材料，其应用可能受到一定限制。
二、疲劳寿命预测方法在确定了结构的应力分布后，需要对结构的疲劳寿命进行预测。
疲劳寿命预测方法主要有基于应力寿命（SN）曲线的方法和基于损伤容限的方法。
基于 SN 曲线的方法是通过实验测定材料或结构在不同应力水平下的疲劳寿命，建立应力与寿命之间的关系曲线，即 SN 曲线。
在实际工程中，根据结构所承受的应力水平和 SN 曲线，预测结构的疲劳寿命。
这种方法简单直观，但对于复杂的载荷谱和多轴应力状态，其预测精度可能受到一定影响。
航空器的抗疲劳设计与分析
航空器的抗疲劳设计与分析在现代航空领域，航空器的安全性和可靠性始终是至关重要的关注点。
其中，航空器的抗疲劳设计与分析是确保其在长期使用过程中能够保持结构完整性和性能稳定性的关键环节。
疲劳是材料和结构在循环载荷作用下发生的渐进性损伤现象。
对于航空器而言，由于其在飞行过程中不断经历各种复杂的动态载荷，如气流冲击、起降时的冲击和振动等，疲劳问题显得尤为突出。
一旦航空器的结构出现疲劳裂纹并扩展，可能会导致严重的安全事故，因此，抗疲劳设计与分析成为了航空器研发和维护中的重要任务。
航空器的抗疲劳设计需要从多个方面入手。
首先是材料的选择。
高强度、高韧性的材料能够更好地抵抗疲劳损伤。
例如，钛合金、先进的复合材料等在现代航空器制造中得到了广泛应用。
这些材料不仅具有出色的力学性能，还能在一定程度上减轻航空器的重量，提高燃油效率。
在结构设计方面，合理的构型和布局能够有效降低应力集中，减少疲劳裂纹的产生。
例如，采用流线型的外形可以减少气流对航空器的冲击，降低局部应力；在结构连接处进行优化设计，避免尖锐的转角和突变的截面，能够使应力分布更加均匀。
制造工艺也对航空器的抗疲劳性能有着重要影响。
高质量的制造工艺能够保证材料和结构的一致性和完整性，减少内部缺陷。
例如，先进的焊接技术、精密的机械加工等都有助于提高航空器的制造质量，从而增强其抗疲劳能力。
在进行抗疲劳分析时，工程师们需要运用各种方法和工具。
有限元分析是一种常见的手段，通过将航空器的结构离散化为大量的单元，模拟其在不同载荷条件下的应力和应变分布，从而预测可能出现疲劳裂纹的部位。
另外，疲劳试验也是不可或缺的环节。
通过对实际的构件或结构进行模拟载荷下的疲劳试验，可以获取更加准确的疲劳性能数据，为设计改进提供依据。
在试验过程中，需要严格控制试验条件，如载荷的大小、频率、环境温度等，以确保试验结果的可靠性。
在航空器的使用和维护过程中，抗疲劳工作同样不能忽视。
定期的检查和维护能够及时发现潜在的疲劳裂纹，并采取相应的修复措施。
航空器的结构强度与疲劳分析方法研究
航空器的结构强度与疲劳分析方法研究在现代航空领域，航空器的结构强度和疲劳问题是至关重要的。
确保航空器在各种复杂的飞行条件下保持结构的完整性和安全性，是航空工程领域不断探索和研究的核心课题。
航空器的结构强度，简单来说，就是指其承受外力作用而不发生破坏或过度变形的能力。
这包括了静态的载荷，如自身的重量、乘客和货物的重量，也包括动态的载荷，如飞行中的气流冲击、机动动作产生的加速度等。
而疲劳则是指在反复的载荷作用下，结构内部逐渐产生微小的裂纹，并随着时间和载荷循环次数的增加，这些裂纹可能不断扩展，最终导致结构的失效。
为了准确评估航空器的结构强度，工程师们采用了多种分析方法。
首先是材料力学分析，这是基于材料的物理性质和力学原理，对结构中的应力、应变等进行计算。
例如，通过拉伸试验确定材料的屈服强度、抗拉强度等关键参数，然后将这些参数应用于结构的力学模型中。
在实际应用中，会考虑到不同部位的材料特性可能存在差异，因此需要对关键部位进行详细的材料测试和分析。
有限元分析（Finite Element Analysis，简称 FEA）是目前广泛应用的一种强大工具。
它将复杂的结构离散化为众多小的单元，通过建立数学模型来计算每个单元的应力和应变。
工程师可以在计算机上建立航空器的三维模型，然后施加各种载荷和边界条件，软件就能自动计算出整个结构的应力分布情况。
这使得我们能够发现潜在的应力集中区域，从而提前进行结构优化设计。
在结构强度分析中，还需要考虑结构的连接方式。
例如，铆钉连接、焊接连接等不同的连接方式会对结构的强度产生影响。
对于这些连接部位，需要进行专门的分析和测试，以确保其能够承受预期的载荷。
疲劳分析则是另一个重要的方面。
疲劳寿命预测通常基于材料的疲劳性能数据和实际的载荷谱。
载荷谱是记录航空器在整个使用寿命期间所经历的各种载荷的时间历程。
通过对载荷谱的分析，可以确定结构所承受的循环载荷次数和大小。
然后，结合材料的疲劳曲线，可以估算出结构的疲劳寿命。
- 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)。
h
20
• 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。
h
21
ΔQ
Δq1
ΔM扭
Δq扭 Δq2
刚心
• 在开口端部或翼根部位的加强翼肋，其主 要功用是把机翼盒段上由一圈闭合剪流构 成的扭矩，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。
h
22
普通翼肋和 加强翼肋的
功用是什么？
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，通过铆钉 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。
h
19
• 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。
• 机翼在外部载荷作用下，象一根固定在机 身上的悬臂梁一样，要产生弯曲和扭转变 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。
h
5
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 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。
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。
h
8
试说明作用在平直机翼上的集中载荷对 机翼剪力、弯矩的影响？
使机翼剪力在集中载荷作用截面发生突变； 弯矩发生转折。集中载荷作用截面以内机翼 各截面上的剪力和弯矩减少。
以及包在纵、横元件组成的骨架外面的蒙皮
h
15
一、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。
h
16
h
12
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
h
13
机翼的扭矩图是如 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。
h
14
2.1.4 机翼结构的典型元件
翼肋 翼梁缘条
桁条
蒙皮
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)
B—B 截面
整体式翼梁
• 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 起连接翼肋和提高腹板受剪 稳定性的作用。缘条和腹板 的横剖面面积，由翼尖向翼 根逐渐增大。
面上，都有一个 特殊的点，当外
ΔQ 刚心
ΔQ
力通过这一点时，
不会使横截面转
动，
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，机翼 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
hHale Waihona Puke 11刚心轴的定义?
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， 不会使横截面转动，这个特殊的 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。
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。在开口端部或翼根部位的 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，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。
h
23
A—A 截面 B—B 截面
四、翼梁 D—D 截面
缘条
支柱
C—C 截面
腹板
腹板式翼梁
A—A 截面
h
2
机翼站位数是 指距离机身中心线的
英寸数
h
3
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 动力、机翼结构质量力、部件及装载质量力，如 图所示。其中，空气动力分布载荷是机翼的主要 外载荷。
机身反作用力
机翼质量力分布载荷
发动机集中
载荷
h
4
• 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，即机翼结构重 量和变速运动惯性力。
h
9
试说明作用在平直机翼上的集中载荷对机翼扭矩的影响？
使机翼扭矩在集中载荷作用 截面上发生突变。变化值等于 集中载荷与集中载荷作用点到 机翼刚轴距离的乘积。
h
10
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
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
刚心轴的定义是：
机翼的每个横截
h
6
2.1.3 机翼的受力图
• 机翼主要受两种类型的外载荷： • 一种是以空气动力载荷为主，包括机翼结
构质量力的分布载荷； • 另一种是由各连接点传来的集中载荷。这
些外载荷在机身与机翼的连接处，由机身 提供的支反力取得平衡。
h
7
机翼重力 分布载荷
剪力图
弯矩图
扭矩图
空气动力分布载荷
P部件
一、平直机翼各截面的
第二章 飞机结构受力分析和 抗疲劳设计思想
2.1 机翼结构的传力分析
h
1
2.1.1 机翼的功用
产生升力。当它具有
上反角时，可为飞机提
供一定的横侧稳定性。有横向操纵用的副翼、
扰流片等。为了改善机翼 的空气动力效用
在机翼的前、后缘越来
越多地装有各种形式的襟翼、 缝翼等增升装置，以提高 飞机的起降或机动性能。 机翼上常安装有起落架、 发动机等其它部件。机翼 的内部空间常用来收藏主 起落架和贮存燃油 .
h
桁条
翼肋 桁条
蒙皮
翼肋
18
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。 • 普通翼肋的功用是：构成并保持规定的翼型；把
蒙皮和桁条传给它的局部空气动力传递给翼梁腹 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、翼梁腹 板，提高它们的稳定性等。
二、长桁(也称桁条)
长桁的主要功用是：
☺支持蒙皮，防止在空气动力作
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；
?
☺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；
☺长桁还能承受由弯矩引起的部
分轴力。
h
17
蒙皮 传来的力
蒙皮 传来的力
桁条
翼肋
蒙皮 传来的力
翼肋 传来的力