2.1 机翼结构分析及抗疲劳设计思想
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。
飞机机翼结构的疲劳寿命分析与优化设计
飞机机翼结构的疲劳寿命分析与优化设计飞机机翼是飞行器的重要部分之一，其结构的疲劳寿命分析与优化设计是飞行器安全和可靠性的关键因素。
飞机机翼结构的疲劳寿命可以定义为在特定载荷下机翼结构可以承受的循环次数，即飞机飞行中机翼结构所能耐受的循环应力次数。
本文将探讨飞机机翼结构疲劳寿命的分析与优化设计方法，并介绍相关的研究进展和应用案例。
首先，飞机机翼的疲劳寿命分析是飞行器结构设计中的重要环节。
在传统的疲劳寿命分析中，通常采用应力循环法，即通过对飞机在不同飞行阶段的载荷进行测量，并将载荷数据转换为等效应力循环进行分析。
这种方法可以综合考虑飞行载荷对机翼结构的影响，并确定机翼结构在特定飞行条件下的疲劳寿命。
然而，传统的疲劳寿命分析方法存在许多限制，例如无法考虑材料疲劳裂纹的扩展，难以准确预测结构的寿命等。
因此，研究人员提出了一些新的分析方法，如基于损伤力学的寿命预测方法、基于有限元分析的寿命分析等。
其次，飞机机翼结构的疲劳寿命优化设计是降低结构质量和提高结构可靠性的重要手段。
疲劳寿命优化设计即通过优化结构的几何形状、材料选择、连接方式等来改善结构的疲劳寿命。
一种常用的优化方法是采用有限元分析和优化算法相结合的方法。
通过建立机翼的有限元模型，并采用遗传算法、粒子群优化算法等优化算法搜索最优解，可以实现机翼结构疲劳寿命的优化设计。
此外，还可以通过使用新型材料、改变传统的结构设计方式等手段来改善结构的疲劳寿命。
近年来，疲劳寿命分析与优化设计方法得到了广泛的研究和应用。
研究人员通过开展实验和数值模拟，对不同类型和尺寸的机翼结构进行了疲劳寿命分析，获得了大量的疲劳载荷数据。
基于这些数据，研究人员提出了一些新的分析和设计方法，例如基于机翼结构的疲劳寿命优化设计方法、基于统计学的疲劳寿命分析方法等。
这些方法在实际应用中取得了显著的成果，大大提高了飞机机翼结构的安全性和可靠性。
总结起来，飞机机翼结构的疲劳寿命分析和优化设计是飞行器结构设计中的重要环节。
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。
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。
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。
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蒙皮
• 单块式机翼 现代飞机多采用单块式机翼。 单块式机翼的构造特点是：蒙皮较厚；桁条 较多而且较强；翼梁的缘条较弱，有时缘 条的横截面积和桁条差不多。
翼肋
桁条
翼梁 副翼
襟翼
• 这种机翼的蒙皮，不仅具有良好的抗剪稳 定性，而且有较好的抗压稳定性，因此， 它不仅能更好地承受机翼的扭矩，而且能 同桁条一起承受机翼的大部分弯矩。由于 这种机翼结构，是由蒙皮、桁条和缘条组 成一个整块构件来承受弯矩所引起的轴向 力，所以叫做单块式机翼。
• 单块式机翼的受力特点是：弯曲引起的轴 向力由蒙皮、桁条和缘条组成的整体壁板 承受。剪力由翼梁腹板承受。扭矩由蒙皮 与翼梁腹板形成的闭室承受。 • 单块式机翼的优点是：① 通较好地保持翼 型。② 抗弯、扭刚度较大。③ 受力构件 分散。 • 缺点是：①不便于开大舱口。②不便于承 受集中载荷。③接头联接复杂。
• 梁式机翼的桁条承受轴向力的能力极小， 其主要作用是与蒙皮一起承受局部空气动 力，并提高蒙皮的抗剪稳定性，使之能够 更好地承受扭矩。这种机翼蒙皮的抗压稳 定性很差，机翼弯曲时受压部分的蒙皮几 乎不能参与受力；而受拉部分的蒙皮，由 于截面积很小，分担的拉伸力也很小。由 此可见，弯矩引起的轴向力主要是由翼梁 缘条承受的。所以，这种机翼叫做梁式机 翼。
• 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。
• 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。
ΔQ
Δ
q扭
Δ
q1
Δ Δ M扭
q2
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。
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。 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。
• 补充材料
机翼结构横剖面的内力有哪些？飞机在负过载 下，机翼的哪些部位受拉，哪些部位受压？
机翼结构横剖面的内力 有：剪力、弯矩和扭矩。 飞机在负过载下，机翼的 上表面受拉，下表面受压 。
作用在机翼的上翼面的空气动力载荷是如何 传到机翼翼梁上去的？
（1）气动载荷通过铆钉受拉传 到桁条和翼肋上去； （2）传到桁条上的载荷再通过 角片和铆钉传到翼肋上去；
机翼站位数是 指距离机身中心线的 英寸数
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
• 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。
（3）作用在翼肋上的载荷再通过角材 和铆钉传到翼梁腹板和蒙皮上去。
2.2 机身结构的传力分析
• (1)安置空勤组成员、 旅客，装载燃油、各 种系统、设备以及货 物等； • (2)把机翼、尾翼、起 落架及发动机连接在 一起，形成一架完整 的飞机。
机身结构的外载荷
机翼、尾翼、 起落架等部件 的固定接头传 来的集中载荷
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。
空气动力分布载荷
机翼重力 分布载荷
P部件
一、平直机翼各截面的 剪力、弯矩和扭矩图
说明单块式机翼蒙皮在机翼受力、传力 中的作用？
• 1、形成机翼的气动外形，承受机翼表面的 气动载荷； • 2、与翼梁腹板或墙腹板组成闭室，受剪传 递扭矩； • 3、与长桁、梁缘条组成壁板，受拉压传递 弯矩。
机翼型式 梁式机翼 单 块 式
蒙皮 薄 厚
桁 条 弱，少，有时断开 多，强
翼 梁 强，承受剪力和弯矩 较弱，承受剪力，小部分弯矩
A—A 截面
B—B 截面
D—D 截面 C—C 截面 支柱
四、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。 • 翼梁的主要功用是承受机翼 的剪力和部分或全部弯矩 。
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， 当蒙皮较厚时，它常与长桁一起
形成封闭的盒式薄壁梁承受机翼的扭矩
组成壁板，承受机翼弯矩引起的轴力。
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。
• 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。
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。
多腹板式(或为多梁式)：
• 这类机翼布置了较多的纵墙(一般多余5个)；蒙皮 较厚(可从几mm到十几mm)；无长桁；有少肋、多 肋两种。但由于受集中力的需要，每侧机翼上至 少要布置3～5个加强翼肋.
机翼的平面形状
• 分为：直机翼、后掠翼、三角翼、 小展弦比直机翼四种 直机翼主要用于低速飞机上。后掠翼主 要用于高亚音速和超音速飞机上。国外还有 变后掠机翼的飞机，后掠角可在20°～ 70°之间变化，以适应飞机低空低速、高 空高速、低空高速的性能变化要求。三角翼 和小展弦比直机翼用于超音速飞机上不同类 型的平面形状的机翼。
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。
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 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，
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
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。
2.1.4 机翼结构的典型元件
蒙皮 桁条 翼肋
翼梁缘条
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) 以及包在纵、横元件组成的骨架外面的蒙皮
• 作用在机身上的外载荷， 通常可以分为对称载荷和 不对称载荷两种。与机身 对称面对称的外载荷，称 为对称载荷，反之称为不 对称载荷。
一、对称载荷
• 与机身对称面对称的载荷称为对称载荷。 飞机平飞和在垂直平面内作曲线飞行时， 由机翼和水平尾翼的固定接头传给机身的 载荷，以及当飞机以三点或两点（两主轮） 接地时，传到机身上的地面撞击力等，都 属于对称载荷。 • 在对称载荷作用下，机身要受到对称面内 的剪切和弯曲作用。一般在机身与机翼联 接点处，机身承受的剪力和弯矩最大。
第二章 飞机结构受力分析
2.1 机翼结构的传力分析
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 .
机身上各 部件及装载 的质量力 .
机身结构 本身的 质量力
气密座舱 的 增压载荷
机身结构的 主要外载荷
.
飞机在飞行和着陆过程中，机身结构承 受的外载荷有哪些？
飞机在飞行和着陆过程中， 机身结构承受由机翼、尾翼、起 落架等部件的固定接头传来的集 中载荷，承受机身上各部件及装 载的质量力、机身结构本身的质 量力以及气密座舱的增压载荷。
机翼的特点是薄壁结构，因此以上各元件之间的连接大 多采用分散连接：如铆钉连接、螺栓连接、点焊、胶接 或它们的混合形式——如胶铆等。
桁条
翼肋
缘条
腹板
翼 梁
蒙皮
缘条
表示铆接关系
2.1.5 机翼结构的典型受力形式
• 机翼的典型力形式有：梁式、单块式、 多腹板式或混合式等薄壁结构，此外还有 一些厚壁结构(如整体壁板式)的机翼。 • 梁式机翼通常有单梁式和双梁式两种。它 们装有一根或两根强有力的翼梁，蒙皮很 薄，桁条的数量不多而且较弱，有些机翼 的桁条还是分段断开的。