第二章飞机结构受力分析和抗疲劳设计思想
机械结构抗疲劳与可靠性分析
机械结构抗疲劳与可靠性分析摘要：在机械结构运行过程中，疲劳破坏现象是影响机械运行的主要因素之一。
疲劳破坏过程复杂多样，常发生在机械设备某些隐蔽处且易断裂、易磨损的部位，通过局部的损伤来影响整个机械结构的正常运行。
因此怎样增强疲劳寿命与结构的可靠性一直是机械产品设计研究中的热点内容，也是企业提高生产质量与经济效益的关键。
本文主要论述对机械结构抗疲劳的方法与分析影响结构可靠性的原因。
关键词：机械疲劳；结构可靠性；交变应力引言大多数机械结构中，疲劳破坏现象发生主要因为物体受到力或方向周期性变化的交变载荷作用。
长期以来，机械疲劳时刻影响着企业的生产技术与质量。
随着机械设备智能、精准的发展方向，通过对机械结构可靠性的分析来增加疲劳寿命，从根本上解决因疲劳破坏给结构造成的损伤，并对机械结构疲劳方面做出安全评估。
1.分析机械结构疲劳与抗疲劳1.1机械结构疲劳的概述疲劳是机械设备受到循环交变载荷作用下，材料局部逐渐产生永久性累积断裂、磨损、腐蚀等损伤的过程。
在材料设备受到循环应变与应力不断变化的载荷作用时，应力值虽然在材料的极限强度范围内，甚至低于材料的弹性极限时，就有可能发生破坏，在这种交变载荷循环作用下材料发生的破坏，叫做机械结构的疲劳破坏。
机械结构疲劳主要因素为循环应力次数、平均应力强弱、应力值大小。
在交变载荷作用下机械零件经过一定时间，因结构内部的不均匀，承受应力的多变性，导致在高应力集中区域形成细小裂纹，再由小裂纹逐步扩展至断裂。
使其具有瞬时性以及对缺陷的突发性常常不易发现且易造成事故，影响生产。
调查发现机械零件疲劳破坏占企业事故发生率的80%左右，应力的高低直接影响疲劳寿命的长短。
通常条件下，根据静力实验来测试材料的机械性能，但是静力破坏与疲劳破坏存在本质上的区别。
首先，静力破坏是在超负荷作用下一次完成，而疲劳破坏是受反复作用力很长时间才发生的破坏。
其次，在交变应力小于屈服强度，甚至远小于静强度时，可能发生疲劳破坏，但却不会发生静应力破坏。
疲劳分析方法
疲劳寿命分析方法摘要：本文简单介绍了在结构件疲劳寿命分析方法方面国内外的发展状况, 重点讲解了结构件寿命疲劳分析方法中的名义应力法、局部应力应变法、应力应变场强度法四大方法的估算原理。
疲劳是一个既古老又年轻的研究分支，自Wohler 将疲劳纳入科学研究的范畴至今，疲劳研究仍有方兴未艾之势，材料疲劳的真正机理与对其的科学描述尚未得到很好的解决。
疲劳寿命分析方法是疲分研究的主要内容之一，从疲劳研究史可以看到疲劳寿命分析方法的研究伴随着整个历史。
金属疲劳的最初研究是一位德国矿业工程帅风W.A.J.A1bert 在1829 年前后完成的。
他对用铁制作的矿山升降机链条进行了反复加载试验，以校验其可靠性。
1843 年，英国铁路工程师W.J.M.Rankine 对疲劳断裂的不同特征有了认识，并注意到机器部件存在应力集中的危险性。
1852 年-1869 年期间，Wohler 对疲劳破坏进行了系统的研究。
他发现由钢制作的车轴在循环载荷作用下，其强度人大低于它们的静载强度，提出利用S-N曲线来描述疲劳行为的方法，并是提出了疲劳“耐久极限”这个概念。
1874年，德国工程师H.Gerber 开始研究疲劳设计方法，提出了考虑平均应力影响的疲劳寿命计算方法。
Goodman讨论了类似的问题。
1910年，O.H.Basquin提出了描述金属S-N曲线的经验规律，指出：应力对疲劳循环数的双对数图在很大的应力范围内表现为线性关系。
Bairstow 通过多级循环试验和测量滞后回线，给出了有关形变滞后的研究结果，并指出形变滞后与疲劳破坏的关系。
1929年B.P.Haigh研究缺口敏感性。
1937年H.Neuber 指出缺口根部区域内的平均应力比峰值应力更能代表受载的严重程度。
1945 年M.A.Miner 在J.V.Palmgren 工作的基础上提出疲劳线性累积损伤理论。
L.F.Coffin 和S.S.Manson 各自独立提出了塑性应变幅和疲劳寿命之间的经验关系，即Coffin —Man son公式，随后形成了局部应力应变法。
航空航天结构安全性与可靠性分析
航空航天结构安全性与可靠性分析航空航天工程是现代高科技的代表之一，它涉及到飞行器、导弹、卫星等多个领域，这些设备的结构安全性与可靠性对其运行效率、安全性和使用寿命有着决定性的影响。
本篇文章将围绕航空航天结构安全性与可靠性展开讨论，从结构安全性分析和可靠性分析两个角度进行探究，期望读者能对航空航天工程的结构安全性与可靠性有一个全面的了解。
结构安全性分析结构安全性是航空航天工程首要考虑的问题，不仅关系到工程的安全性，还关系到庞大的资金投入和人力物力，因而对结构的安全性进行全方位分析和评估至关重要。
1.结构强度分析结构强度是结构工程学中的基本概念，是针对结构受力状态下所需要承受的外矢力和内部受力分毫不爽的指标。
在航空航天结构设计中，强度分析就是确定结构受力状态和瞬时负载作用下的应力、变形和裂纹扩展等参数。
强度分析对工程的设计优化、外形结构设计和减重设计均有着至关重要的作用。
2. 材料特性分析材料的物理和机械特性对结构的强度、刚度和韧性等有着直接的影响。
航空航天工程需要在高温、高压、氧气稀薄环境中操作，抗疲劳、抗裂纹扩展等特性也是关键考虑因素。
因此，对于材料种类、材料强度、材料的物理性质和寿命等参数的分析必不可少。
3. 结构稳定性分析结构稳定性是一个结构在作用于其上的外部荷载下，不会出现整体的失稳现象。
在合适的条件下，结构应满足一定的稳定性要求，并具有足够的抗位移、抗扭曲和抗弯曲的能力。
稳定性分析主要是为了保证结构在正常使用过程中不会发生倾覆、塌陷等严重情况，确保机组成员和货物的安全。
可靠性分析航空航天工程一直以来都非常重视产品的可靠性，因为它关乎设备的使用寿命、安全性和使用效果。
可靠性分析是为了确定特定条件下产品的正常使用期间，工作状态能否符合要求以及故障的概率和发生时间，既要考虑各种不确定性因素的影响，又要提供科学的依据来对设备的可靠性进行保障。
1.运行环境分析环境对航空航天设备的使用寿命、存储寿命和可靠性都有很大的影响。
飞机机身连接件的设计原理与工程实践
飞机机身连接件的设计原理与工程实践飞机作为一种重要的交通工具，其结构设计中的连接件起着至关重要的作用。
连接件的设计原理和工程实践直接影响到飞机的安全性和性能表现。
本文将从设计原理和工程实践两个方面对飞机机身连接件进行探讨。
一、设计原理飞机连接件的设计原理主要包括以下几个方面：1. 承载能力：连接件需要具备足够的承载能力，能够承受飞机在飞行和起降过程中产生的各种受力情况，包括静载、动载和冲击载荷等。
2. 刚度：连接件的刚度对于飞机的结构稳定性和振动特性有重要影响。
连接件的设计需考虑到飞机在高速飞行时产生的气动力和振动对连接件的影响。
3. 耐久性：连接件在飞机使用过程中需要经受各种环境条件的考验，包括高温、低温、湿度等。
因此，连接件的材料选择和表面处理需具备良好的耐腐蚀性和抗疲劳性。
4. 组装和维护性：连接件的设计应考虑到在飞机的组装和维护过程中的方便性和效率性，以减少维护成本和提高飞机的可靠性。
二、工程实践飞机机身连接件的工程实践主要包括以下几个方面：1. 材料选择：连接件的材料选择需要考虑到其承载能力、刚度和耐久性等要求。
常见的连接件材料包括铝合金、钛合金和高强度钢等。
2. 制造工艺：连接件的制造工艺包括冷挤压、锻造、铸造等多种方法。
在制造过程中需要保证连接件的精度和表面质量，以确保其符合设计要求。
3. 表面处理：连接件的表面处理包括防腐蚀处理、涂装和疗伤等。
表面处理的质量对连接件的耐久性和外观效果具有重要影响。
4. 测试验证：连接件在设计完成后需要进行各项测试验证，包括静态试验、动态试验和疲劳试验等。
通过测试验证可以确保连接件的性能符合设计要求。
综上所述，飞机机身连接件的设计原理和工程实践均对飞机的安全性和性能表现有重要影响。
设计者和工程师需要充分考虑连接件在飞机结构中的地位和作用，以确保飞机具有良好的飞行性能和可靠性。
希望本文对飞机工程领域的从业人员有所启发和帮助。
【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。
探析飞机结构耐久性与损伤容限的设计
探析飞机结构耐久性与损伤容限的设计20世纪70年代，在结构分析法快速发展以及断裂力学理论不断成熟的理论前提下，通过对飞机结构进行实践的分析及飞机服役经验的不断积累，飞机结构的耐久性和损伤容限的设计研究开始形成一种规范，这是对于传统的飞机设计方法的一种完善与发展。
当前，对于此项理论的研究已经进入了实用的阶段，并逐渐形成了较为完备的飞机设计体系。
1 飞机结构设计理念的发展历程对飞机结构进行设计的理念在发展过程中不断发生着变化。
从分类上来讲民用类型的飞机主要注重的是经济性能与安全性能，而军用飞机则注重的是飞机的飞行与战斗性能。
在历经半个多世纪的发展历程中，对飞机结构进行设计的理念呈现出了一个不断完善的过程，不断向着更高的安全性能、更高的经济性能、更长的寿命、更低的维护成本、更高的机动性能以及更高的出勤率方向发展。
2 飞机结构耐久性与损伤容限的基本设计理念2.1 飞机结构的耐久性设计2.1.1 飞机结构耐久性设计的概念。
耐久性作为一项指标，其概念是在规定的时限之内，飞机结构的整体性能在抗腐蚀性能、抗疲劳开裂性能、避免热退化与机体剥离等多个方面所表现出来的能力。
这种概念的认知从基础上认定飞机机体在正式投入使用之前就存在着或大或小的缺陷，在飞机服役工作的过程中，因为机体所承受的载荷作用，会慢慢地在飞机机体上出现一定规模的损伤与裂纹，如果任凭这种趋势发展下去，必然会直接对飞机机体结构的功能产生影响，增加飞机的维修成本，影响飞机的正常使用，因此，必须对此进行及时的修理，此種修理可以分为若干次进行，直到能够满足飞机的使用寿命。
具体表示公式为：Nsj≤式中：Nsj——对飞机结构进行设计时所初步预定的工作寿命n——飞机在修理期所进行维修的具体次数Tei——进行第一次大修前飞机的使用寿命2.1.2 飞机结构耐久性设计的基本准则：Nsy≤Ne式中：Nsy——使用寿命Ne——耐久性寿命2.2 飞机结构的损伤容限设计2.2.1 飞机结构损伤容限设计的概念。
飞机机翼结构疲劳性能与寿命分析
飞机机翼结构疲劳性能与寿命分析随着航空工业的发展，飞机的安全性和可靠性要求变得越来越高。
在考虑飞机机翼结构的设计和使用寿命时，疲劳性能和寿命分析成为至关重要的一部分。
本文将对飞机机翼结构的疲劳性能与寿命进行详细分析。
首先，我们需要了解什么是疲劳性能。
疲劳性能是指材料或结构在经受循环载荷作用下所能承受的循环载荷数目，也就是机翼材料在重复应力循环下的抗疲劳能力。
疲劳寿命则是指在给定载荷作用下能够安全运行的循环次数。
因此，疲劳性能与寿命分析旨在确定飞机机翼结构在运行过程中所能承受的载荷范围和寿命。
飞机机翼结构的疲劳性能与寿命分析通常包括以下几个方面：1. 载荷分析：在进行疲劳性能与寿命分析之前，需要对机翼结构所受到的载荷进行详细分析。
载荷可以来自飞行时的气动载荷、加速度和振动载荷，以及外部的冲击载荷等。
通过准确的载荷分析，可以确定机翼结构在实际工况下承受的载荷范围。
2. 应力分析：应力分析是疲劳性能与寿命分析的重要一环。
通过数值模拟或实验测量等方法，可以获取机翼结构中的应力分布情况。
在应力分析过程中，需要考虑载荷作用下的静态应力、瞬时应力以及热应力等因素。
准确的应力分析有助于确定机翼结构中的应力集中区域和应力疲劳寿命。
3. 疲劳寿命预测：了解机翼材料的疲劳性能，并准确预测机翼结构的疲劳寿命是保证飞机运行安全的关键。
疲劳寿命预测通常使用的方法有线性疲劳寿命预测法和截尾疲劳寿命预测法等。
通过建立疲劳寿命模型，可以根据机翼所受到的载荷情况，预测机翼结构的使用寿命。
4. 结构可靠性分析：除了预测机翼结构的疲劳寿命外，还需要进行结构可靠性分析。
结构可靠性分析旨在确定机翼结构在使用寿命内的可靠性水平。
通过统计学方法和可靠性理论，可以计算机翼结构的可靠性指标，如可靠性指标（Reliability Index）和失效概率（Probability of Failure）等。
飞机机翼结构的疲劳性能与寿命分析对飞机的安全运行至关重要。
7_飞机结构疲劳设计(二)
（3） 疲劳寿命估算方法分类 估算疲劳寿命的方法可分为名义应力法和局部应力应变法。名义应力法是最早形成的抗疲劳设计方法，它 以材料或构件的S-N曲线为基础，对照试件或结构疲劳 危险部位的应力集中系数和名义应力，结合疲劳损伤累 积理论，校核疲劳强度或计算疲劳寿命。局部应力-应 变法是一种较新的疲劳寿命估算方法，它以材料或构件 的循环应力-应变曲线和应变-寿命曲线为基础，将构件 上的名义应力谱转换成危险部位的局部应力应变谱，结 合疲劳损伤累积理论，进行疲劳寿命估算，主要应用于 高应力、低循环疲劳(低周疲劳)寿命的估算。对于一些 具有良好设计传统的设计、制造单位，也可采用类比法， 即利用已知寿命的部件，通过类比原理来确定未知部件 的寿命，但这需要原有经验和资料数据的积累。疲劳寿 命估算方法的分类如下：
2）计算应变谱
得到载荷变程Δ P(或名义应力变程Δ S)之后，就可 以从载荷谱(或名义应力谱)计算局部应变谱。其具体 步骤有： (1) 确定加载过程中的局部应力—应变过程 (2) 确定卸载过程的局部应力—应变过程 (3) 计算记忆效应的加载局部应力—应变过程
3) 计算载荷谱造成的损伤
按照 Miner 线性累积损伤理论，载荷对疲劳危险部位造成的损伤为每一个 疲劳应变循环所造成的损伤的和。 计算各疲劳应变循环造成的损伤的步骤如下。 式中 m —材料常数。 1. 计算每一个疲劳应变循环造成的疲劳损伤 从 -N 曲线上查找对应疲劳应变循环幅值的疲劳寿命 N fi ，则对于完全疲 劳应变循环，造成的损伤为
(2) 无裂纹寿命的地位 在全寿命中，无裂纹寿命和裂纹扩展寿命所占 的比重各是多大，谁是主要的，还是平分秋色， 这同结构形式、载荷条件、环境、材料等因素 有关。例如，对于疲劳试验中的标准小试件(一 般直径为6mm~10mm)，试验中一旦出现裂纹， 则很快就会断裂。这说明该试件裂纹形成寿命 是主要的，而裂纹扩展寿命所占的比例则很小， 甚至可以忽略不计。可是，对带有缺陷的板材 的试验则不同，裂纹扩展寿命所占的比例比较 大，约占1/2，甚至更大。但是，随着冶金技术、 加工工艺水平、无损探伤技术的不断提高，在 结构的关键部位、危险的方向上确保无明显初 始裂纹(缺陷)的存在，既是必要的，也是可能 的。这样，结构的无裂纹寿命所占的比例必然 会提高。因此，对于飞机结构，考虑其无裂纹 寿命是必要的。
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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
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) 以及包在纵、横元件组成的骨架外面的蒙皮
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
翼梁
弱，少，有时断开
强，承受剪力和弯矩
多，强
较弱，承受剪力，小部分弯矩
五、纵墙(包含腹板)
• 纵墙的缘条比梁缘条弱得多，但大多强于 一般长桁，纵墙与机身的连接为铰接。有 些腹板没有缘条，有些腹板的缘条与长桁 一样强。墙和腹板一般都不能承受弯矩， 但可以与蒙皮组成封闭的盒段来承受机翼 的扭矩。后墙则还有封闭机翼内部容积的 作用。
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。
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
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。
• 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。
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。
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
• 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。
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。
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
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。
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。
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。
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
桁条
翼肋 桁条
蒙皮
翼肋
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
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。
• 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；
• 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。
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。
桁条
翼肋
缘条
蒙皮
腹板 翼 梁
表示铆接关系
缘条
2.1.5 机翼结构的典型受力形式
• 机翼的典型受力形式有：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。
• 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。
梁式、单块式机翼的结构特点
机翼型式
剪力
弯矩
翼梁腹板 梁式机翼
翼梁缘条
翼梁缘条、桁条、蒙皮
单 块 式 翼梁腹板
组成壁板
扭矩 蒙皮与翼梁腹板的盒段 蒙皮与翼梁腹板Βιβλιοθήκη 合段梁式、单块式机翼的受力特点
梁式机翼和单块式机翼在构造和受力上
有什么不同？
答案要点：梁式机翼的蒙皮较薄，桁条较弱且较少。 桁条主要作用是支持蒙皮，承受局部气动力和提 高蒙皮的抗剪能力。由弯矩引起的拉力和压力主 要由翼梁缘条承受。 单块式机翼的蒙皮较厚，桁 条较多且较强。它的横截面面积与梁缘条的横截 面面积相近。上、下翼面的桁条和蒙皮通过受压、 拉承受绝大部分弯矩。
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。
• 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。
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。
• 翼梁的主要功用是承受机翼 的剪力和部分或全部弯矩 。
直支柱
斜支柱 缘条
桁架式翼梁
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
• 梁式机翼的受力特点是：弯曲引起的轴向 力主要由翼梁的缘条承受。剪力由翼梁的 腹板承受。
• 对双梁式机翼的扭矩可由前后梁腹板与上 下蒙皮组成的盒段（合围框）、前梁腹板 与前缘蒙皮组成的盒段承受。