运十飞机结构分析报告
飞机结构可靠性分析与优化设计
飞机结构可靠性分析与优化设计飞机是现代重要的航空运输工具，其结构的可靠性对于飞行安全至关重要。
飞机结构可靠性分析与优化设计是一项复杂而重要的工作，其目的是为了确保飞机的结构在各种工况下都能保持稳定，降低事故风险，提高飞行的可靠性。
飞机结构可靠性分析的首要任务是评估飞机不同部件在工作过程中所承受的负荷和应力。
这涉及到材料的强度、疲劳寿命、裂纹扩展等多个因素。
通常使用强度分析、疲劳分析和断裂力学等方法来评估飞机结构的可靠性。
强度分析是一种通过计算和分析飞机结构在各种负荷作用下的应力、应变和变形来评估其强度的方法。
强度分析要考虑材料的强度、刚度、失效准则等因素，并与实际工作负荷相比较。
通过分析飞机结构在不同工况下的应力和应变分布，可以确定飞机结构中可能出现的薄弱部位，并采取相应的优化措施，以提高其可靠性。
疲劳分析是评估飞机结构在循环负荷下疲劳破坏的潜在风险的方法。
疲劳是长时间循环负荷作用下材料发生损伤和破坏的一种破坏机制。
飞机经历长时间不间断的飞行，因此对于飞机结构的疲劳寿命进行准确的评估是非常重要的。
通过疲劳分析，可以预测飞机结构在不同工况下的疲劳寿命，并根据分析结果进行结构优化，延长其使用寿命。
断裂力学分析是评估飞机结构在存在缺陷或裂纹时的断裂性能的方法。
在飞机结构中，可能存在不可见的缺陷或裂纹，通过断裂力学分析可以评估这些缺陷对结构强度和可靠性的影响，以便采取相应的修复和优化措施。
除了可靠性分析，飞机结构的优化设计也是提高飞机可靠性的重要手段。
优化设计的目标是在满足结构强度和刚度等基本要求的前提下，通过调整结构的形状、材料和布局等因素，使其在性能和可靠性方面达到最佳状态。
优化设计可以通过减轻结构重量、改善飞行性能和降低燃料消耗等方面来提高飞机的可靠性。
在飞机结构可靠性分析与优化设计中，需要综合考虑结构的静力强度、动力强度、疲劳寿命、断裂性能等多个方面的因素。
同时，还需要考虑到材料的可靠性、工艺的可靠性以及设计和制造的误差等因素。
国产运10客机
关于国产运10客机近来，网上有不少文章介绍国产Y10民用客机的情况，在这里，将一些文章整理如下，希望能帮助你对Y10有进一步的了解：在讨论Y10之前，我想先介绍一下国产Y7：目前我国生产的最大客机是Y7，属于50座双发涡桨支线运输机，从1966年起以前苏联AN24为原型机开始仿制，历经20年风雨，直到1986年才开始投入使用,而到现在，Y7已基本在民航消失，取而代之的“ 新舟60” 实际上已是完全西方化的产品。
从Y7的发展过程、现状，你还能相信：“Y10不是波音707的仿制，是中国自行设计、研制、生产的大型民用客机”运10的由来在只能仿制生产Y5的情况下，头脑发热，并错误地选择了当时已经开始淘汰的元老级波音707为中国未来主要发展机型。
由此开始了运十的悲剧1.调研和论证不够，立项盲目。
七十年代，美国总统尼克松访华后，卖给中国10架波音707客机。
中国第一次拥有现代化的民用客机。
在欣喜和感叹之余，有关部门想到了应该加快发展中国的民用飞机工业。
当年中国只能够生产运-5（仿安-2）客机。
运-7（仿安-24）和运-8（仿安-12）还在襁褓之中挣扎。
而国际上民用飞机却方兴未艾。
美国不但有波音707、727、737、DC-9，还有DC-10和波音747宽体客机；苏联不但有伊尔-62等远程客机，还有图-144超音速客机；欧洲开发了空中客车和协和式超音速客机。
中国民用飞机应该把发展重点放在什么机型上？从来就没有作过认真的调研和论证。
最初，出于政治上支持亲华的英国西思政府的需要，选定了英国快要淘汰的三叉戟作为发展方向。
中国民航和空军购买了大量的三叉戟飞机，仿制计划也在紧罗密布的进行。
但是，随着英国西思政府的倒台，中国发展三叉戟客机的计划也成了泡影。
苏联人基于中美苏三角战略关系考虑，伸出了橄榄枝，同意帮助中国仿制号称“ 空中美男子” 的TU-124客机。
TU-124客机与TU-16轰炸机（轰-6）是“ 姊妹花” 。
DF-1轻型体育运动飞机机体结构及强度分析的开题报告
DF-1轻型体育运动飞机机体结构及强度分析的开题报告一、背景DF-1轻型体育运动飞机是中国南方航空工业集团有限责任公司研发的一款双座轻型飞机。
该飞机结构为全金属半硬壳式结构，采用推进式发动机，可用于多种用途，如飞行培训、观光等。
随着航空运动的兴盛，轻型体育运动飞机的需求量逐渐增加。
本文旨在对DF-1飞机机体结构进行强度分析，以确保该飞机在使用过程中的安全性、可靠性和舒适性。
二、研究目的本研究旨在通过理论分析和计算方法，对DF-1轻型体育运动飞机机体结构进行强度分析。
具体目的如下：1.分析DF-1飞机机体结构在正常飞行中的受力状态，确定飞机的强度和稳定性。
2.建立DF-1飞机机体受力分析的数学模型和计算方法，以对飞机受力情况进行定量分析。
3.对机体结构进行力学分析、结构优化，确定机体结构的尺寸、材料、截面形状、连接方式等一系列参数。
4.根据强度分析结果，提出机体结构优化建议，并为飞机的设计、制造、测试和验证提供依据。
三、研究方法本研究采用理论分析和计算模拟相结合的方法，对DF-1轻型体育运动飞机机体结构的强度和稳定性进行分析。
具体方法如下：1.确定DF-1飞机机体结构的受力状态，包括正常飞行状态、地面静态状态、起飞和降落状态、紧急制动状态等。
2.建立DF-1飞机机体结构的数学模型，采用有限元方法进行计算模拟，并使用ANSYS等软件对模型进行求解、分析。
3.对模拟结果进行数据分析和处理，得到机体结构的强度、应力、变形等参数。
4.根据分析结果提出机体结构的优化策略，包括结构材料、尺寸、截面形状、连接方式等的调整，以提高飞机的强度和稳定性。
四、研究内容1.研究DF-1飞机机体结构的基本构造、零部件和结构特点，确定机体结构受力状态。
2.建立DF-1飞机机体结构的数学模型，包括结构的节点、单元等参数，并进行有限元计算模拟。
3.对模拟结果进行数据分析和处理，得到机体结构的强度、应力、变形等参数，并进行可视化展示。
飞机结构与原理的报告
飞机结构与原理的报告飞机结构与原理的报告一、引言飞机是一种空中运输工具，利用气动力学原理在大气中飞行。
它的设计和结构是基于多个科学原理和发展而来的。
本报告旨在介绍飞机的结构和原理，从而更好地理解飞机的运作原理。
二、飞机的构造1. 机身结构飞机的机身是承载飞行器重量和载荷的基本结构。
通常由铝合金或复合材料制成。
具体来说，机身分为前、中、后三个部分。
前部包括船头锥、机头、驾驶舱等；中部是乘客和货物的区域；后部是动力装置和尾部组件的区域。
2. 机翼结构机翼是飞机的升力产生器，负责飞机的升空和维持飞行稳定。
它由前缘、后缘、主梁等部件组成。
前缘是机翼前部的曲面，其形状和曲率影响着飞机的气动性能。
后缘是机翼的尾部边缘，用于控制飞机的姿态和机动性能。
主梁连接和支撑机翼的其他组件。
3. 尾翼结构尾翼是飞机的稳定和操纵系统，包括水平尾翼和垂直尾翼。
水平尾翼通过改变升力的分布来调节飞机的姿态和飞行稳定性。
垂直尾翼负责操纵飞机的方向并提供稳定性。
它们由框架、表面和控制表面等组成。
4. 起落架结构起落架是飞机地面操作和起降的重要组件。
它由车轮、支架、减震系统和刹车系统构成。
起落架可以根据飞机的类型和用途有所不同，如固定起落架、收放起落架等。
三、飞机的原理1. 气动力学原理飞机的运行基于气动力学原理，主要包括升力和阻力。
升力是由机翼产生的向上的力，使飞机能够克服重力并实现升空。
阻力是飞机进入大气层时所受到的阻碍力，影响着飞机的速度和燃料消耗。
2. 动力系统原理飞机的动力系统通常由发动机、推进器和燃料系统组成。
动力系统提供了飞机在空中运行所需的推力。
发动机燃烧燃料产生高温高压气体，推进器将气体喷出来产生推力，从而推动飞机向前移动。
3. 操纵系统原理飞行器的操纵系统用于改变姿态、方向和其他飞行参数。
飞机的操纵系统包括飞行员操作的控制杆、脚蹬和襟翼等。
飞行员通过操作这些控制装置来控制飞机的飞行姿态和方向，实现起飞、飞行和降落等动作。
飞机结构试验报告模板
飞机结构试验报告模板1. 简介本报告是针对某型号飞机进行的结构试验所撰写的，旨在对飞机的结构安全性、强度和可靠性进行评估和验证。
2. 试验目的本次试验的主要目的是：- 验证飞机结构设计方案的合理性；- 确保飞机在正常运行和特殊情况下的结构安全性；- 确定飞机在最大载荷情况下的疲劳寿命；- 检验飞机结构在应力集中和冲击载荷下的抗疲劳性能；3. 试验对象试验对象为某型号飞机的机身结构。
试验对象具体参数如下：- 飞机型号：XXX- 飞机长度：XXX- 最大起飞重量：XXX- 材料组成：XXX4. 试验方法本次试验采用了以下方法进行结构测试：1. 静载试验：在静止状态下施加最大载荷，检测飞机结构的刚度、振动模态和静载性能；2. 动载试验：通过施加动态载荷，模拟飞机在飞行时所受到的各种外力，以评估其结构的耐久性、疲劳性能；3. 高低温试验：飞机在极端温度条件下进行静载试验和动载试验，检测其材料的热膨胀特性与结构的变形情况。
5. 试验结果5.1 静载试验结果通过静载试验，检测到飞机结构的刚度、振动模态等参数，结论如下：- 刚度满足设计要求，符合结构安全性；- 振动模态良好，结构稳定性高；- 静载性能满足设计指标，证明结构强度充足。
5.2 动载试验结果通过动载试验，模拟了飞机在各种飞行状态下所受到的外力，并进行了疲劳测试，结果如下：- 飞机在正常飞行过程中的结构受力均符合设计要求，不存在弱点和疲劳问题；- 结构在特殊情况下的抗冲击性能满足要求；- 飞机在最大载荷情况下的疲劳寿命满足设计指标。
5.3 高低温试验结果通过高低温试验，检测到飞机在极端温度条件下的结构变形情况，结果如下：- 高低温变形范围在可接受范围内；- 结构在极端温度下不会出现失效或破裂等安全隐患。
6. 结论和建议根据以上试验结果，结论如下：- 本飞机结构设计方案合理，满足结构安全性、强度和可靠性要求；- 飞机在正常飞行状态下不会出现结构疲劳和失效问题；- 结构在极端温度条件下保持稳定性。
第三章飞机机身结构分析与设计
第三章飞机机身结构分析与设计为了确保飞机机身的安全性和可靠性，需要对其进行分析和设计。
飞机机身结构主要包括机身壳体、机翼、机尾等部分。
本章将从材料选择、结构设计、强度分析等方面进行讨论。
一、材料选择飞机机身的材料选择是非常重要的，直接关系到飞机的性能和安全性。
一般来说，飞机机身材料应具备以下特点：1.轻质高强度：飞机机身需要在重量限制条件下承受大的载荷，因此需要采用轻质高强度材料，如铝合金、钛合金等。
2.耐腐蚀性：飞机在大气条件下长时间运行，会受到潮湿、腐蚀等影响，因此材料需要具备较好的耐腐蚀性。
3.抗疲劳性：飞机机身会受到很多往复的载荷作用，因此材料需要具备良好的抗疲劳性能。
4.断裂韧性：飞机机身需要能够承受意外负荷和冲击，因此材料需要具备较好的断裂韧性。
5.低温性：飞机在高空工作时会遇到低温环境，材料需要具备较好的低温性能。
根据上述要求，一般采用铝合金作为飞机机身的主要材料，具有轻质、高强度、良好的抗腐蚀性和可塑性等优点。
在一些高性能飞机中，还会采用钢、钛合金等材料。
二、结构设计飞机机身的结构设计需要兼顾强度、刚度和轻量化等要求。
一般来说，机身结构可以分为长程结构和战斗结构两个方面。
1.长程结构：一般采用壳体结构，包括压力壳体和非压力壳体。
压力壳体一般是机身的主要承载结构，需要承受气动载荷和重力载荷。
非压力壳体主要是起到支撑作用，如救生筏支架等。
2.战斗结构：战斗结构一般包括机翼和机尾等部分。
机翼需要承受气动载荷和惯性载荷，并通过机身传递到其他部分。
机尾主要用于保护飞机的尾部、提供升力等功能。
在结构设计中，需要考虑载荷分布、结构布局、连接方式等因素。
同时，还需要对结构进行优化设计，以提高结构的强度、刚度和轻量化程度。
三、强度分析强度分析是飞机机身设计的重要步骤，主要是分析结构的强度和刚度等性能。
强度分析包括静力强度分析和疲劳强度分析。
1.静力强度分析：静力强度分析主要是对飞机机身在静态载荷下的强度进行分析。
运十飞机结构分析
飞行器结构设计大作业运十飞机的机翼/中央翼及机身设计航空学院01010703班顾天元学号2007302672巨龙学号2007300184乔燕涛学号2007300186马军学号20073001852010年6月29日运十飞机的机翼/中央翼及机身设计前言——有关运十飞机运十是由上海市640研究所设计、上海飞机制造厂制造的四发动机喷气式运输机，运十飞机是中国首次自行设计、自行制造的大型喷气客机。
运十的设计很大程度上参考了美国波音公司的波音707。
运十飞机的试飞成功，填补了中国航空工业的一项空白，是一项重大科技成果。
运十计划采用涡扇-8发动机，飞机最大起飞重量110吨，最大巡航速度974公里/小时，最大实用航程8000公里。
客舱按全旅游、混合、全经济三级布置，可分别载客124、149、178人。
运十只制成两架，由于各种原因最终没有投产。
运十运输机-设计特点：1.有较好的安全性； 2.有较好的速度特性；3.有较好的经济性；4.有较好的机场适应性；5.有较大的使用伸缩性；6.有较大的发展潜力。
运十飞机虽然由于各种原因最终没有投入航线使用，但它在当时的历史条件下，却能取得如此丰硕的成果是很不容易的。
因此，研制运十飞机的历史作用是不能低估的，它是我国民机发展的成功的起点。
有关运十的一些数据：1、几何数据翼展L：42.24m 机长：42.93m机高：13.42m 机翼面积S：244.46㎡2、重量数据最大起飞重量：110吨最大着陆重量：83吨使用空重：58吨最大载油重：51吨最大商载：25吨3、飞行性能数据（使用四台JT3D发动机）最大巡航速度：974km/h经济巡航速度：917km/h最大爬升率：1200m/min=20m/s最大巡航高度：12000m起飞距离：2318m降落滑跑距离：2143m15吨商载航程：6400km第一节机翼/中央翼、机身和翼身连接处结构特点分析一、机翼结构特点分析运十飞机机翼为双梁单块式结构，壁板采用以长桁面积为主的强长桁-弱蒙皮配置形式。
飞机结构分析与设计
飞机结构分析与设计
首先，飞机结构分析与设计的意义在于保证飞机在各种复杂工况下的
正常运行。
飞机在飞行过程中承受着巨大的风载荷、重力载荷和气动载荷，这些载荷会对飞机结构造成巨大压力。
通过结构分析和设计，可以确定飞
机的载荷情况和结构强度，以确保飞机在不同飞行状态下具有足够的强度
和刚度。
在飞机结构分析和设计的过程中，还面临着很多挑战。
首先是复杂的
载荷情况。
飞机在飞行过程中承受的载荷非常复杂，包括静载荷、动载荷、气动载荷等等，这就要求对飞机结构进行全面的分析和设计。
其次是多学
科的协同设计。
飞机结构分析和设计是一个涉及到机械、材料、力学、气
动学等多个学科知识的复杂问题，需要各个学科的专家共同合作，才能够
完成设计任务。
此外，飞机结构分析与设计还需要考虑到安全性、可靠性和重量等方
面的要求。
飞机设计应该保证飞机在各种极端情况下的安全性，包括失速、失速、遇到极端气象条件等。
同时，飞机的结构也需要具备足够的可靠性，以防止由于结构失效导致事故发生。
此外，作为飞机的设计要求之一，降
低飞机的重量对于提高飞机的性能和经济性至关重要。
总之，飞机结构分析与设计是一项非常重要和复杂的工作。
通过结构
分析和设计，可以保证飞机的安全性、稳定性和高效性。
在未来，随着航
空工程的发展和技术的进步，飞机结构分析和设计将面临更多的挑战和机遇。
相信在科学家和工程师的努力下，我们能够不断提升飞机的性能，并
为人类的空中旅行提供更加安全和舒适的体验。
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飞行器结构设计大作业运十飞机的机翼/中央翼及机身设计航空学院 01010703班顾天元学号2007302672巨龙学号 2007300184乔燕涛学号2007300186马军学号20073001852010年6月29日运十飞机的机翼/中央翼及机身设计前言——有关运十飞机运十是由上海市640研究所设计、上海飞机制造厂制造的四发动机喷气式运输机，运十飞机是中国首次自行设计、自行制造的大型喷气客机。
运十的设计很大程度上参考了美国波音公司的波音707。
运十飞机的试飞成功，填补了中国航空工业的一项空白，是一项重大科技成果。
运十计划采用涡扇-8发动机，飞机最大起飞重量110吨，最大巡航速度974公里/小时，最大实用航程8000公里。
客舱按全旅游、混合、全经济三级布置，可分别载客124、149、178人。
运十只制成两架，由于各种原因最终没有投产。
运十运输机-设计特点：1.有较好的安全性； 2.有较好的速度特性；3.有较好的经济性；4.有较好的机场适应性；5.有较大的使用伸缩性；6.有较大的发展潜力。
运十飞机虽然由于各种原因最终没有投入航线使用，但它在当时的历史条件下，却能取得如此丰硕的成果是很不容易的。
因此，研制运十飞机的历史作用是不能低估的，它是我国民机发展的成功的起点。
有关运十的一些数据：1、几何数据翼展L： 42.24m 机长：42.93m机高：13.42m 机翼面积S：244.46㎡2、重量数据最大起飞重量：110吨最大着陆重量：83吨使用空重：58吨最大载油重：51吨最大商载：25吨3、飞行性能数据（使用四台JT3D发动机）最大巡航速度：974km/h经济巡航速度：917km/h最大爬升率：1200m/min=20m/s最大巡航高度：12000m起飞距离：2318m降落滑跑距离：2143m15吨商载航程：6400km第一节机翼/中央翼、机身和翼身连接处结构特点分析一、机翼结构特点分析运十飞机机翼为双梁单块式结构，壁板采用以长桁面积为主的强长桁-弱蒙皮配置形式。
简短的分析如下。
机翼截面（1）从上照片可以看出（我们认为机翼盒段是上下颠倒的），同一段机翼上壁板的桁条数多于下壁板桁条数目。
这样布置主要原因是机翼主要受较大的向上的弯矩，因此上翼面受压较为严重，下翼面受拉较为严重。
受拉的情况下，上翼面蒙皮容更易出现纵向失稳（局部皱折或局部失稳）引起破坏。
所以上翼面的设计重点是防止屈曲，故在上翼面布置较多的长桁，可为蒙皮提供支持，防止蒙皮失稳，提高蒙皮的失稳临界应力。
（2）运十机翼的后梁向后转折，是出于内部空间的需要，例如为了安置主起落架、增大整体油箱容积、增大机翼的扭转刚度等考虑。
（3）在图示的I、II、III处均加强了翼肋。
其中I处为加强侧肋，是出于承受总体扭矩的分量、传递反对称形成的剪力的考量。
II肋需要加强的是腹板和缘条，原因是在II肋处前后梁都有一个转角，总体弯矩在此处有分量作用在该肋上。
III肋需要加强的腹板，作用是为了整合参差桁条在蒙皮上形成的剪力（实际中桁条是不连续到翼梢的）。
另外，两台发动机的加强顺气流肋分别靠近II、 III肋，这样就充分利用了加强结构。
（4）普通肋在II肋外的机翼上都是按垂直于前梁等间距分布的，而在侧根肋和II肋之间的普通肋则是由垂直前梁逐渐过渡到顺气流方向。
这样做的原因一是调整了机翼根部的刚度分布，使机翼具有良好的可挠性，降低了突风载荷系数；二是由于飞机主起落架舱在中段机身里，机翼双梁单块式传力形式基本没有受到破坏，它可以正常传递总体力，避免了根部三角区的出现，仍存在的后掠效应将由中央翼的五根加强梁充分发挥作用来克服。
同时，机身的下部虽然要为主起落架开口，但由于龙骨梁的存在，起开口的补强并不是太严重，因此这样做的最终结果减轻了结构设计的重量。
图1 运十飞机翼梁、翼肋、桁条和中央翼布置示意图二、机翼-机身的对接设计运十的机翼和机身框各自独立，采用四个空心销将机翼的前后梁与框对接。
这种销既简单又易于安装。
这样的设计允许翼梁与框可自独立变形，因此自由转动的机翼在弯曲时对框的影响与作用在框上的增压载荷和地板梁的翘曲的框-地板梁接头而言，其载荷是相加的。
机翼的阻力、发动机推力等x轴方向载荷主要通过机身下方的机身龙骨梁传给机身。
三、机身结构特点分析运十飞机机身采用桁条式结构，整个截面大约有52根桁条。
飞机长桁较密、较强，蒙皮较厚。
机身弯矩引起的轴向力由众多桁条和较厚的蒙皮组成的壁板来承受；剪力全部由蒙皮承受。
（1）机身开口结构加强：1、中开口的加强。
运十飞机舱门处共打断了七根桁条，利用围框式加强方式。
围框利用舱门开口附近原已有的受轴力的周边桁条和蒙皮，加上再开口四周一圈井字型布置的杆和蒙皮构成。
2、小开口加强。
运十飞机机身开有舷窗，这些开口因为没有打断桁条，所以被认为是小开口。
开有舷窗对机身的纵向传力没有影响，但是蒙皮开掉后会影响到传剪。
所以运十飞机机身舷窗处加上了一圈界面具有抗弯能力的口框（如左照片所示）。
（2）压舱后端的球亏面框：运十飞机作为民用客机，必须在客舱内增压。
由材料力学的知识可知，用球面框做端框比平面框以承弯的形式承受侧压要有利。
但是球面前后都较难充分来安放有效载重，机身容积利用率低。
为协调这一矛盾，运十飞机采用的是球面亏框的设计。
下面的照片是运十飞机增压舱后端的球亏面框，由逐渐展宽的三角形板在边缘处以搭接的形式胶粘成整体，并在搭接处卯有22根型材来加强，在靠近周边型材较稀疏的地方还补充有较短的型材。
顶部有帽盖。
机身后端球亏面框第二节机翼/中央翼及机身结构受力分析：一、机翼结构传力分析：（1）蒙皮受力：运十飞机的机翼蒙皮承受局部空气动力，起到形成和维持机翼外形的作用，承受扭矩，并且承受弯矩。
图2 运十飞机机翼蒙皮受气动载荷1-蒙皮； 2-长桁； 3-翼肋； 4-长桁支反力； 5-翼肋支反力 6-铆钉支反力（2）长桁受力：长桁的作用主要是第一是支持蒙皮，防止蒙皮因受局部空气动力而产生变形过大；第二是把蒙皮传来的气动力传给翼肋：第三是同蒙皮一起承受由弯矩而产生的拉、压力。
图3 运十飞机长桁向翼肋的传力（3）普通肋受力：运十飞机的翼肋分为普通翼肋和加强翼肋。
普通翼肋用来维持翼剖面形状，将蒙皮上的空气动力传到其它承力构件上去，并支持桁条和蒙皮。
加强翼肋除具有普通翼肋的功用外，还作为机翼结构的局部加强件，承受较大的集中载荷或悬挂部件。
下面是运十飞机普通肋的力平衡图和内力图。
图4 运十飞机普通肋的力平衡图和内力图（4）翼外段III肋处的传力分析因为实际运十飞机机翼中桁条是不连续到翼梢，III肋整合了参差桁条在蒙皮上形成的剪力，其受力如下图所示。
III肋需要加强的腹板。
图5 翼外段III肋处的传力分析（5）翼梁转折处II肋的传力，在不考虑上下壁板的绗条和蒙皮的情况下分析其受力。
A图6 加强肋II的受力由于在II肋处前后梁都有一个转角，总体弯矩引起的轴向力在此处有分量作用在该肋上。
II肋上一点A处所受的轴力有沿翼肋方向的分量向左，必须由向右的反力来平衡。
由此在II肋上缘条引起向外的剪流。
类似地，II肋其他部位的剪流方向也可得出。
剪力图和弯矩图如上所示。
（6）加强侧肋I的传力q图7 加强侧肋的受力运十机翼根部翼肋沿气流方向布置，减小了常规后掠机翼的三角区效应。
机翼的总体扭矩传至根部的加强侧肋I ，由加强肋和机身的连接提供一对支反力平衡，从而传入机身结构。
加强侧肋I 主要承受总体弯矩的分量、传递反对称形成的剪力。
I 肋主要受剪，腹板需要加强。
如上图所示。
（7）机翼总体传力特征：1、机翼所受的总体剪力通过各肋与梁腹板的连接以剪流形式作用到梁腹板上，由梁缘条提供 展向支反剪流。
机翼根部侧边加强肋提供端边剪流来平衡。
最终通过根部加强肋与机身的连接传入机身结构。
2、运十飞机机翼的总体弯矩由上下壁板提供的一对等大反向的轴向力来平衡。
传入机身进入中央翼。
3、总体扭矩通过各肋与蒙皮、腹板的连接，以一圈圈剪流的形式作用由蒙皮、腹板组成的闭室上，传至根部侧边加强肋，由加强肋与机身的连接提供一对支反力平衡，从而传入机身结构。
R1R2图8 机翼壁板受总体弯矩二、中央翼盒传力分析：1、剪力的传递：剪力（对称和反对称）由前后梁的腹板通过四个接头直接传给机身。
2、扭矩的传递：a、对称扭矩通过梁腹传给四个接头，从而传给机身。
b、反对称扭矩则进入中央翼箱，在中央翼内自身平衡。
（如下图所示）图10 运十飞机用四个接头传递机翼的剪力和扭矩3、弯矩的传递：a、对称弯矩直接在中央翼内平衡b、反对称弯矩则通过中央翼壁板受剪（如下图所示），将剪力传给梁缘条，再传给中央翼梁腹板，中央翼梁腹板将剪流转成垂直剪流加到侧边加强肋上，通过该加强肋，传给对接接头，最终传给机身。
三、机身地板载荷的传力分析运十飞机在机身截面下半部分设有地板梁，横梁和下半框连成整体。
整个机身截面成8字形。
机翼机身链接加强框如下照片所示。
运十飞机的机身隔框地板上作用有垂直载荷时，地板受弯曲，并将地板上的分部压力穿到支持它的纵梁和横梁上。
因为纵梁是有横梁支持的，所以纵梁上的在和最后也传给了横梁。
横梁受弯，将载荷穿到机身隔框上。
隔框由机身蒙皮提供支反剪流，与横梁传来的力平衡。
在地板平面内的载荷Px传给纵梁，对于运十飞机而言，纵梁部分与中央翼的上翼面相连，由此Px得到平衡。
载荷Pz直接传给横梁，由横梁传给机身框。
第三节运十飞机的部分疲劳设计措施运十飞机采用优化材料、控制应力水平、合理化结构受力、添加止裂缝和止裂带等方式对飞机进行了疲劳设计，简单分析如下；1）选择好材料。
在受拉区采用耐疲劳较好的材料，梁的下凸缘、下蒙皮均为LY12。
而上缘条、上蒙皮均LC4。
2）控制应力水平和选择合理的安全系数。
如受充气压的框f设=2.5—2.0,如同时为开口段端框f设=3.0。
3）对壁板进行有效的选向分块，并加止裂缝（下翼面）。
4）采用分散受力或多重元件，如外缝和中央翼梁腹板的连接处中间加一对接垫板过渡；31框（前梁与机身的对接框）在框中部横梁（也是地板横梁）与下框缘间加立柱。
5）采用有利的受力形式。
例如采用水平放置的空心销，以起受剪的形式向机身传递机翼载荷。
6）便于检查维修，设置多个检查、维修口盖，注意结构补强措施。
7）为了提高疲劳强度，降低应力水平，阻止或延缓裂纹的扩展，在机身蒙皮的受拉薄蒙皮区域都加了止裂带。
这对提高机身的疲劳寿命是有利的。
后记我们团队四名成员全部来自1173班，这份大作业从6月2日下午第一次开会讨论到6月29日晚最后定稿，整整持续了一个月时间。
大作业的所有工作任务的划分，大致如下表：。