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1、第第4章章 机翼尾翼的结构分析机翼尾翼的结构分析 4.1 机翼的功用、设计要求和受载特点机翼的功用、设计要求和受载特点4.1.1机翼的功用和设计要求一、机翼的用途l气动作用：保证飞机的飞行性能和机动性能，横向稳定性和操纵性l安装起落架、发动机、贮放燃油、武器等。 图4.1现代旅客机的机翼l机翼的结构重量占全机结构重量的30%50%，占全机重量的8%15%。由它产生的阻力是全机阻力的30%50%。二、设计要求l总体要求（4点）l气动要求：保证一定的升阻比Kcy/cx；由机翼增升装置产生的升力系数增量cymax值要尽可能地大；从亚音速飞行转到超音速飞行时飞机的稳定性、操纵性和气动性能的变化要尽可能
2、地小，l热量要尽可能少地传入结构l放置各种装载物的容积要尽量大。4.1.2机翼的受载l分布气动力：以吸力和压力形式直接作用在蒙皮上；l机翼结构的质量力：分布在机翼整个体积上；l集中力：与机翼连接的其它部件(如起落架发动机)、装载物(油箱、炸弹)以及各类增升翼面从它们的连接接头上传给机翼。各种受载情况下气动载荷的弦向分布 亚音速气动力沿机翼弦向分布如图所示副翼不偏转时的超音速飞行时可以认为载荷沿翼弦为均匀分布 bSGnqdbsdbGKnlq图4.3 三角机翼上的气动力分布 secyz0yzp)(cmcmbx图4.4机翼焦点位置与飞行M数的变化关系 l机翼结构的质量力为空气动力的815%，它们按与
3、空气动力同样的规律分配：bSGnqwdw)1 (wbwbmqqqqqxqxqx/ )(mwpbeqi图4.5 气动载荷沿翼展和翼弦方向的分布 二、机翼在外载荷作用下的受载情况二、机翼在外载荷作用下的受载情况l在a-a切面上产生了限制位移的内力剪力Q和弯矩Ml相对于z-z轴，产生了扭矩Mt l剪力Q使翼梁腹板或墙腹板受剪；l弯矩M作用下机翼承受弯曲变形 l扭矩Mt的作用下机翼承受总体扭转变形 机翼的Q 和M图p2/dPzqQzlzlzQM2/dbmSnGnbSGGqqq)1 (wwwb图4.8 转直后的后掠机翼各剖面上的Q和M(近似值) secw)2/()1 (d0SSmnGzqQzlttbbb
4、bzlc23)2/(0)()(mwpbzzzxxqxxqmp z2/zzdMzmMzlPhxPMzPPP 图4.9 计算机翼的M图 图4.10 扭矩Mt4.2典型受力型式机翼的气动载荷传力分析典型受力型式机翼的气动载荷传力分析l局部气动载荷传给长桁和翼肋，近似按对角线划分分配4.2.2桁条将载荷传到翼肋上桁条将载荷传到翼肋上图4.13 蒙皮、翼肋和桁条之间的互相连接型式 4.2.3翼肋将载荷传到蒙皮和翼梁腹板上翼肋将载荷传到蒙皮和翼梁腹板上两个翼梁共同承受，按刚度分配：211ii 1)()()(EJEJEJQQ2112)()()(EJEJEJQQ212g)()()(EJEJEJBxcQxxQM
5、iii)(gptiiFcQFMqiiiicontconttt22n问题：扭矩可以由两个梁承担吗？4.2.4 翼梁的受力iqq1f4.2.5蒙皮的总体受载蒙皮的总体受载 由翼肋传递到蒙皮闭室上的剪流形成沿翼肋阶梯式累积的扭转力矩，该扭矩由蒙皮和后墙形成的闭室承受。扭矩从翼梢向翼根累积，在机翼根部剖面处的扭矩Mtr等于(图4.16)。这一力矩在机翼根部剖面由力臂为B的力偶Rt来平衡。 BMR/trt4.2.5蒙皮的总体受载蒙皮的总体受载BMR/trt双梁机翼传力分析综述双梁机翼传力分析综述蒙皮扭矩扭矩剪力一对剪力（形成力偶）弯矩剪力局部气动力翼肋长桁梁蒙皮接头蒙皮长桁机身蒙皮根部加强肋?n两个重要
6、概念：剪流反传参与区参与区l传力分析总结：受到什么载荷（谁传递过来的）？如何被支撑（约束）？约束力到哪里去了？支撑能提高正确的约束力吗？是否符合传力特性？分离体是否平衡？所有的力都传递到基础上吗？4.3 机翼主要受力构件的用途和结构型式机翼主要受力构件的用途和结构型式图4.17 蒙皮的对接 4.3.2桁条桁条n支持蒙皮形成外形n传递局部气动载荷n参与总体受力(机翼由弯矩引起的轴向力,这些力的大小取决于机翼的结构受力型式、桁条横截面的形状和面积。)n桁条质量与机翼质量之比为从梁式机翼的48到单块式机翼的2530。 图4.18 桁条型材的剖面形状 4.3.3 翼梁翼梁 4.3.4 纵墙纵墙 n传递
7、传递总体剪力总体剪力n局部弯矩局部弯矩n缘条较弱，缘条较弱，支持处支持处铰接铰接n纵墙处于受扭的横切面之中，承受纵墙处于受扭的横切面之中，承受Mt引引起的剪切起的剪切n纵墙还把机翼翼盒与前后增升装置分开。纵墙还把机翼翼盒与前后增升装置分开。 纵墙结构方案 4.3.5 翼肋翼肋 翼肋按其功用和结构型式可分为：翼肋按其功用和结构型式可分为：n普通肋普通肋n加强肋加强肋n形成机翼剖面所需的形状形成机翼剖面所需的形状n将原始气动载荷将原始气动载荷( (从蒙皮和桁条从蒙皮和桁条) )传到传到翼梁和蒙皮上，翼梁和蒙皮上，并将局部扭矩传给闭并将局部扭矩传给闭室室n翼肋翼肋对蒙皮和桁条提供支持对蒙皮和桁条提供
8、支持，并提高，并提高它们的失稳临界应力。通常等距分布。它们的失稳临界应力。通常等距分布。n翼肋又翼肋又支持在翼梁和蒙皮支持在翼梁和蒙皮图4.21 翼肋结构方案 图4.22 沿翼弦平面分为两半的翼肋结构 图4.23 翼肋的缘条和腹板与翼梁的缘条和腹板及机翼的壁板对接结构方案 二、加强翼肋n承受与机翼相连的其他部件承受与机翼相连的其他部件(起落架支柱、起落架支柱、发动机、副翼及机翼其它活动部分悬挂接发动机、副翼及机翼其它活动部分悬挂接头头)传来的传来的集中力和力矩集中力和力矩，并将它们传递到，并将它们传递到机翼的大梁和闭室上；机翼的大梁和闭室上；n在在纵向构件轴线转折处纵向构件轴线转折处重新分配壁
9、板和重新分配壁板和腹板上的载荷；腹板上的载荷；n用于在机翼用于在机翼对接处对接处和在和在大开口大开口两边将两边将Mt转变为一对力偶。转变为一对力偶。图4.24 加强翼肋的结构受载和平衡 l为什么不是这样的？图4.25 根肋的结构和受载 4.4 直机翼直机翼的结构受力型式的结构受力型式n能承受剖面上总体载荷能承受剖面上总体载荷( (剪力、弯矩和扭剪力、弯矩和扭矩矩) )的机翼构件的总和形成了机翼的基本承的机翼构件的总和形成了机翼的基本承力系统（主要力系统（主要元件的组成形式元件的组成形式）。）。 弯矩弯矩M是机翼横剖面上的主要载荷(用于承受它的结构质量占机翼总质量的50%)。根据蒙皮、桁条和翼梁
10、缘条参与承受弯矩的程度，把机翼分为：n梁式（集中式）n整体式机翼（分散式）n单块式n多腹板式n注意：这些受力形式在同一机翼上可能注意：这些受力形式在同一机翼上可能混合存在混合存在n从现代飞机的冀面结构来看，薄蒙皮梁从现代飞机的冀面结构来看，薄蒙皮梁式结构已很少采用；大型高亚音速的现式结构已很少采用；大型高亚音速的现代运输机和有些超音速战斗机采用代运输机和有些超音速战斗机采用多梁多梁单块式单块式翼面结构；而翼面结构；而M数较大的超音速数较大的超音速战斗机，很多采用战斗机，很多采用多墙（或多梁）式机多墙（或多梁）式机翼翼结构，间或采用结构，间或采用混合式混合式结构型式。结构型式。 4.4.1 梁式
11、机翼梁式机翼(单梁、双梁和多梁机翼单梁、双梁和多梁机翼) 一、单梁式机翼一、单梁式机翼n翼梁布置在翼剖面结构高度最大的部位或翼梁布置在翼剖面结构高度最大的部位或刚心处n为形成具有抗扭刚度的闭室，在单梁机翼上布为形成具有抗扭刚度的闭室，在单梁机翼上布置一个或两个纵墙置一个或两个纵墙带前后墙的单梁式直机翼 单梁（单、双）墙直机翼的传力分析图4.27双梁式直机翼结构 图4.28 多梁式机翼结构 4.4.2单块式机翼单块式机翼 n 经常有中央翼n 也有采用围框式连接图4.29 整体式机翼结构及其对接接头：外翼之间、外翼与中翼(a)(b)(c)(d)(e)的连接；机翼壁板与其纵向受力构件(f)、(g)、
12、(h)、(i)的连接，中翼与机身(j)、(k)的连接；发动机(i)和起落架(i)、(m)、(n)的连接。翼尖(1中央翼壁板；2对接型材；3整流翼尖；4普通肋； 5机翼前缘；6机翼后缘7，8梁；9接头；10支柱；11角撑（托架）；12连接接头； 13加强肋；14机身加强框；15，16飞机主起落架支柱接头；17锻造丁字形材 l)。 空气动力蒙皮肋长桁蒙皮围框机身墙蒙皮、桁条围框机身围框：拉压、剪切蒙皮：拉压、剪切图4.30机翼壁板总体受弯和载荷在元件中的传递1梁腹板传给缘条的剪流；2缘条传给蒙皮的剪流；3蒙皮对梁缘条的支反力；4梁缘条内的轴向力5长桁内的轴向力；6蒙皮上的剪流l机翼、机身由集中连接
13、变为分散连接l参与区很小重量轻图4.32多腹板式机翼的受载 4.5 各种结构受力型式机翼的对接原则各种结构受力型式机翼的对接原则 机翼各部分之间的对接原则、对接接机翼各部分之间的对接原则、对接接头的位置和数量取决于机翼的结构受力头的位置和数量取决于机翼的结构受力型式和机翼的尺寸。型式和机翼的尺寸。l铰接接头铰接接头(只传递力只传递力)l固接接头固接接头(传递力和力矩传递力和力矩)l围框式接头围框式接头(传递力和力矩传递力和力矩)l分离面的缺点：重量大连接处应力集中图4.33 梁式机翼连接接头的结构和受载情况 图4.34 (a)、(b)加强框的受载和平衡。（c）机翼连接接头的结构方案 4.5.2
14、 整体式机翼与中央翼的对接l固接接头：翼梁l围框式接头：壁板和腹板l对称弯矩M可在中央翼上自身平衡l剪力Q和扭矩Mt （包括不对称弯距）传到机身，中央翼梁的腹板应与机身隔框相连，用于传递力Q和扭矩Mt形成的力偶Rt。 梁围框式机翼机身对接 图4.38 机翼连接接头型式对受力构件的受力特性的影响 4.6 机翼开口处的结构型式机翼开口处的结构型式 原因：使用、维护要求开口区结构需加强，为此要付出重量代价。 l结构受力型式l开口的位置l开口大小l作用载荷的性质。 图4.39 开口处的结构 4.7后掠机翼的结构受力型式和根部受载特点4.7.1后掠机翼的结构受力型式和根部受载特点一、后掠机翼根部的结构受
15、力型式l梁式机翼l整体式机翼l后掠机翼的载荷传递特点取决于与机身直接相连的机翼根部区域的结构型式(图4.40和图4.41上的区域1-2-3)。 (a)单梁机翼(b)双梁机翼(c)多梁机翼 后掠机翼可分为：后掠机翼可分为： (1) 机翼纵向受力构件轴线在机身侧边转折的机翼，有些整体机翼的根部在机翼平面上带外置梁(图4.41(b) ； (2) 纵向受力构件轴线不转折的后掠机翼带内撑梁的梁式机翼。1.刚度特点l后掠实际翼长增长，弦长减小，刚度下降.l高速薄翼问题：翼尖弯曲变形大，扭转变形大刚心线刚心线2.变形特点：刚心线为一斜线，且靠前顺气流方向的翼剖面沿刚心线弯曲时，后缘的挠度前缘的挠度，后掠，外
16、翼剖面落后于根部剖面大的扭矩副翼反效3.传力特点：后掠效应载荷向后缘传递，应力向后缘集中的现象（后掠效应）前缘处的根长，刚度小（EF/l），传力路线长。静不定结构，按刚度分配l= o+ l o = M/HBtl“次应力” 是一组自身平衡的应力，使前梁卸载，后梁加载，为o的30%40%ol圣维南原理：如果在一个弹性体的任一部分A上作用一自身平衡力系，那么该自身平衡力系在此物体内所引起的应力，随着对A部分的距离加大而很快减小，这个影响区域大致和载荷作用区域的大小相当。l衰减区大约为翼盒宽度B1.5B二、后掠翼根部的受力特点(2)对于梁式机翼，为了以点2和点3处的力偶形式传递扭矩Mt，必须有根部翼肋
17、2-3。 整体式后掠机翼的根部三角区1-2-3可以承受剪力，所以这种机翼可以没有加强翼肋 后掠翼和三角翼中翼肋的布置 l顺气流方向布置l垂直于某一翼梁或刚性轴布置l垂直于机翼中线布置 l受力特点 ：无太大的影响 l翼肋顺气流方向布置，较易维持机翼外形，但因为有斜角，翼肋较长、较重，翼肋与翼梁腹板和蒙皮的连接工艺较为复杂，费料 l在翼肋间距相同的情况下，顺气流翼肋和桁条之间的蒙皮对角线较长，蒙皮的失稳临界应力值较小，但数量少 图4.43 后掠机翼翼肋的布置方案 4.7.2纵向受力构件轴线转折的后掠机翼纵向受力构件轴线转折的后掠机翼一、单梁机翼传力分析：外翼部分传力分析：机翼根部传力分析：机翼根部
18、扭矩Mt：一部分由前缘闭室传到1-7短肋。翼肋1-7作为悬臂梁承受弯曲和剪切。该肋在接头1处固支，它的腹板用角片同翼梁腹板相连，而缘条用加强垫板同翼梁及侧肋连接。 图4.46 单梁式后掠机翼二、双梁机翼l两个翼梁：1-5和2-6l侧肋1-2在点1和点2处与翼梁固接(在缘条上用连接板)l根肋2-3-4铰接在点2和点3处的翼梁上(侧肋腹板与翼梁腹板是连接的)。 图4.48 双梁式后掠机翼的结构 1前梁接头；2侧肋上缘条；3侧肋下缘条；4侧肋腹板；5支柱；6后梁接头；7前、后梁；8加强垫板图4.47 双梁式机翼的侧肋12 三、多梁机翼传力分析l同双梁式机翼是相似的。l沿第j个梁的腹板传到根肋2-3-
19、4上的剪力Qj将传递到固定该翼梁的连接接头上，同时在该翼梁上产生附加弯矩，翼梁腹板由于力Q的作用而受剪。l在连接翼梁与侧肋1-2的接头处，翼梁上的弯矩将对侧肋有分弯矩Mj1-2,由于该力矩的作用，侧肋将承受横向弯曲。l扭矩Mt以闭室剪流qt的形式传到根肋234上，与翼肋1-2类似， Mt以力矩RtB的形式在该翼肋的支点上平衡。 多梁式后掠机翼结构 侧肋受载情况 四、单块式机翼这种机翼通常将每个中央翼翼梁连接在机身加强框1-1和2-2上。然而，它的中央翼可以嵌入机身中，这时，中央翼的壁板和腹板利用接头和加强带板同机身侧边(框)连接起来。外翼沿翼盒周缘和翼梁缘条同中央翼相连。图中翼盒沿周缘在机身侧
20、边固定在中央翼上。 远离根部剖面(Zl2-3)的外翼段，剪力Q根据梁的弯曲刚度按比例分配。在接近根部截面(Zl2-3)处，剪力进行重新分配，后梁腹板加载，前梁腹板卸载。力Q2传到支点2上，而力Q3分两路传递：Q32部分将以翼肋23上的剪力传递到接头2，而Q31部分将以前梁腹板的剪力传递到接头1。根据剪应力互等定律可以得出：QbQr=Q3/2 ， 机翼根部的总应力是Q、M和Mt引起的应力之和。 图4.51 纵向受力构件在机身对称面转折的后掠式机翼的受载情况 4.7.3 纵向受力构件轴线不转折带内撑梁的后掠翼 特点：前后梁与机身铰支 ，不传弯矩给机身，不存在由于梁转折引起的分弯矩。l内撑梁/主梁与
21、机身垂直，承受弯矩，不用很强的侧边肋。优点：可以取消侧加强肋，有利于改善根部受力情况，提高结构刚度，便于布置起落架的支点和收藏起落架。 机翼的承扭能力取决于下壁板上有无破坏剖面闭室的开口1-2-4。没有开口1-2-4，且只有根肋2-7有开口1-2-4 ,根肋铰支在点3和4处(1)根肋固支在点4的悬臂梁（翼肋3-4、内撑梁2-4和翼梁的缘条用加强板5相连) 图4.52 内撑梁和根肋的对接接头结构 图4.53 带内撑梁的后掠机翼结构简图 212164352-4 主梁根部固接1-4 前梁双铰支2-3 后梁双铰支345 根肋在前梁处固支1-6 短肋在根部固支1-2-4 三角区为起落架舱1、构造传力分析
22、14R主Qq2R主423R后Qh由主梁传递R后34Mq后梁传给1-1框传给主梁14Mn传给2-2框传给根肋3后梁23Mq6侧边肋12前梁13传给主梁肋平面主梁肋平面前梁1643Mq3.内撑梁式结构连接关系分析n前梁与机身最好铰接，否则产生分弯矩，加重侧边肋的负担，同时因为前梁处结构高度不高，距离远，固接会增重。n前梁与主梁可铰接，也可固接，固接可分担一部分根肋的扭矩，但使主梁受扭，不符合其传力特性n后梁与主梁可铰接，也可固接。因后梁处结构高度小，固接增加后梁的刚度，加重后掠效应，但传力直接。n短肋与侧边肋和前梁必须固接，方能传递前缘闭室的扭矩。n根肋在主梁处最好固接，以提供对后梁的支持。加一根
23、3-7纵梁支持后梁5264371234657加一根2-7纵梁支持机翼根部机构，提高三角区局部刚度加厚根部区蒙皮局部刚度Q-51234657后梁与主梁固接，提高后梁承弯能力，其余与J-6相同。二、混合结构受力型式的多梁后掠翼MIG-29 机翼结构1梁；2机身加强框；3梳状固接接头；4侧肋；5加强翼肋；6支座；7内撑梁；8梳状固接接头；9加强框；10翼梁n剪力Q和扭矩Mt从外翼到翼肋5的承受与传递情况与上述的相同 (翼梁腹板受剪切承受Q，上、下壁板和前、后翼梁腹板形成的闭室以蒙皮受剪的形式承受Mt)。n从翼肋5处的切面开始，Q以最短的路径通过内撑梁7以内撑梁受剪(腹板)和受弯(缘条)的形式传递到将
24、内撑梁连接到加强框上的梳状接头8上。n翼肋5上的扭矩Mt转换成将与翼肋相连的前、后翼梁上连接处的力偶，并通过内撑梁7以最短路径传递到接头8上。4.8 前掠翼 前掠翼的特点：1.结构受力型式与后掠翼相同 2.前梁根部和靠近前梁的根部壁板承受的载荷较大3.机身内部布置容易4.符合面积律要求 5.升阻比高6.气动弹性发散临界速度Vcrd较低 图图4.49 后掠机翼和前掠机翼的重量后掠机翼和前掠机翼的重量和发散和发散临界速度比较临界速度比较 (a) 发散临界速度；发散临界速度；(b) 机翼结构重量。机翼结构重量。图4.55 机翼弯曲时前、后掠机翼剖面的攻角改变 图4.56 前掠翼的结构受力型式 4.9
25、 4.9 回转翼回转翼 图4.57 可变后掠翼及其枢轴的结构 4.9.1 变后掠角机翼变后掠角机翼 图4.58 B-1飞机的可变后掠机翼及其枢轴的结构 1外翼；2衬套；3中央翼；4螺栓；5轴承 图4.59 可变后掠机翼及其根部（连接）结构 图4.60 F-14飞机的可变后掠翼 枢轴接头布置在距机身侧壁lpi处，lpi越小，可转动部分的面积S就越大：n效率高n枢轴接头载荷大n转动引起的焦点位置移动大 lpi (0.10.25)l/2两种不同的结构受力型式： (1) 所有载荷(Q、M、Mt)只通过枢轴传递，要求 机翼回转部分有整体壁板，该整体壁板在旋转接头区域内变成很强的耳片 。 (2)弯矩M由安
26、装在主梁上的枢轴接头传递，而剪力Q和扭矩Mt不仅由枢轴传递，而且还借助于安装在辅助翼梁3上的、在滑轨1上滑动的辅助滑块2来传递(图4.62)。4.62 带承受剪力Q和扭矩Mt 的辅助支点的可变后掠翼 1滑轨；2滑块；3支点；4辅助承力构件 图4.63 作用在枢轴上的力和力矩 Mz=Msin Mx=Mcos 4.64 最大容许使用过载随机翼后掠角的变化关系 4.9.2 4.9.2 可变安装角的机翼可变安装角的机翼 1.可对飞机进行直接控制，改善机动性能；2. 结构与全动平尾结构相似；3.如果发动机位于机翼上，并同机翼一起转动， 以便在起飞和着陆时产生垂直推力。4. 结构复杂 4.9.3 4.9.
27、3 折叠机翼折叠机翼 用途： 基本上用在舰载飞机上，为了减小其外形尺寸，方便在甲板上或舰舱内停放。典型机型： 美国海军舰载机F-18 ，苏联舰载机SU27K。折叠方式： 翼尖部分通过液压作动筒绕机翼旋转轴向上旋转。 图4.65 可折叠式机翼 l 飞机速度的提高更大的后掠角、更薄的翼型（ 小）l 气动性能要求结构强度和刚度矛盾更突出l 很自然地发展三角翼飞机结构4.10 三角机翼的传力分析l1. 大后掠角 =5575之间 小展弦比 =1.52.5 长根弦 尽管相对厚度小(35%)，但b根 大，实际高度不小 大部分机翼面积靠近机身，压心中心离机身较近，机翼根部的弯矩小 l2.根梢比大，翼尖和前后缘
28、薄，局部刚度问题突出.l3.根部结构高度大，一般采用梁式结构。 因根弦长，一般采用多点连接多接头如何协调l4.由于根弦长，机身遮挡部分占整个机翼的比例较大，为提高飞机的性能，应设计成翼身融合体。问题： 但由于前缘后掠角大，前缘增升装置效率降低，而机翼后缘的翼展不大，限制了机翼后缘增升装置的能力，降低了机翼的升力特性。 图4.66 三角机翼的结构受力型式 图4.67 三角机翼上的气动力分布 4.10.1带有平行翼梁的多梁三角翼 结构组成：l若干个(1n )翼梁 l前梁23l侧肋2-nl蒙皮l翼肋。图4.68 带平行梁的三角机翼上翼梁的受载图 图4.69 带平行翼梁的三角翼结构(“协号和” )4.
29、10.2带有辅助翼梁的单梁三角翼的结构特点组成:l主梁4-5l若干个辅助翼梁i-Il侧肋2-nl前墙2-3l蒙皮l翼肋 每个墙上的分布剪力qbi=qa/b ，它使梁的连接接头上产生的支反力 为：)2/(bbbciiiiFcQq该反剪流由侧肋腹板、蒙皮和前隔板构成的闭室承受。各翼梁的Q图和M图如图4.70 ，根据内力图，可判断出缘条面积在中部应最大 。侧肋只承受剪切，因此，也不需要加强缘条。这种机翼的蒙皮较厚，因为作用在蒙皮上的总剪流是由各辅助翼梁的剪流qci之和。iliiizqQRb0bbbd侧肋只承受剪切，因此，也不需要加强缘条4.10.3 带有聚交翼梁的三角翼结构带有聚交翼梁的三角翼结构
30、结构特点：1. 需要有加强侧肋；2. 工艺性好；3. 梁多，刚度好，生存性好；4.10.4 带有辅助翼梁的整体式三角翼结构特点：1. 翼盒代替翼梁，提高了刚度；2. 翼盒中段用铰接接头与机身隔框相连。4.10.5 带内撑梁的梁式三角翼结构型式l垂直于机身布置了一根内撑梁；l刚度大，生存力强，重量轻；l内撑梁使前梁卸载；l机翼内布置油箱。图图4.67 带辅助翼梁的单块式三角翼结构带辅助翼梁的单块式三角翼结构图图4.69 带内撑梁的三角翼结构带内撑梁的三角翼结构4.11.1增升装置的功用增升装置的功用l改善飞机的起飞着陆性能l提高轻型高速飞机的机动性能l部分增升装置(如前缘缝翼)还用于改善飞机大迎
31、角下飞行时的横向稳定性和操纵性，特别是后掠翼飞机。 1前缘缝翼；2减速板；3扰流板；4单缝、双缝或三缝式襟翼；5外侧副翼；6内侧副翼；7调整片；8前缘襟翼；9偏转式或后退式襟翼；10襟副翼 4.11.2对机翼增升装置的要求对机翼增升装置的要求l在飞机处于着陆攻角且增升装置偏至着陆状态时，增加最大；l当增升装置处于收起位置时，的增加最小；l当飞机以小推重比进行加速滑跑时，气动性能要处于最佳状态，而对于推重比大的飞机，当增升装置偏转到起飞位置时，要能提供较大的增量；l当增升装置偏转至工作状态，mz的变化(机翼压心的移动)要尽可能小l左、右翼上的增升装置作用要同步，结构要简单，工作要可靠。 4.11
32、.3机翼增升装置的种类机翼增升装置的种类l开裂襟翼:增大了翼型的有效弯度和增大机翼面积（后退式）l分为:有固定转轴的后退式的 l弦长bsf占机翼弦长的2530l起飞时的偏转角sf达20l着陆时偏角sf为5060，使飞机大大减速，从而可增大下滑斜率并减小Lld 4-通条和铰链 拉杆8沿其支座5轴向移动 通过拉杆8和松紧螺杆7实现操纵 滑轨9 托架10 撑杆11对滑轨进行加固 形剖面的大梁1和骨架上下的蒙皮，以此形成能承受扭转的闭室 普通襟翼 l转动式襟翼绕与机翼连接的转轴转动的襟翼 (图4.74 (a)；l后退襟翼相对于转轴转动并同时沿翼弦向后移动以增大机翼面积(图4.74(b)；l开缝襟翼当襟
33、翼偏转时，在襟翼前缘和机翼之间形成特形缝的襟翼(图4.74(c)；使通过缝隙的空气加速并使空气沿襟翼上表面流动。这就可以使飞机在起飞着陆时获得更高的值。 l多缝襟翼由几个活动段组成，由于各段的偏转角度不同，在各段之间形成不同形状的开缝(图4.74(d)。 图4.74襟翼 （a）转动式；（b）后退式； （c）开缝式；（d）多缝式 l转动式襟翼襟翼弦长bf与机翼弦长b的比值约为bf/b=0.30.4，f=4050l多缝襟翼f 5060，Sf/Sw=0.150.25。 转动式襟翼 l襟翼结构中有骨架和蒙皮。骨架通常由一个大梁(有时是管形大梁,以便承受Mt)、几根桁条和翼肋组成。l大梁上安装了襟翼悬挂
34、和操纵接头。操纵接头上固定着作动筒拉杆以使襟翼偏转。l襟翼的后缘部分可以采用蜂窝结构来提高刚度并减轻重量。l这种襟翼利用安装在机翼加强肋和后大梁(后壁板)接头上的支臂2来悬挂 后退式襟翼 带有导流板的开缝襟翼：襟翼1本身、导流板4、滑板5和收放机构8 滑板 滑板及其固定接头的结构 单轨10是钢制弧形工字型材单轨缘条的表面进行了磨削和镀铬处理 结构上最简单的方法是将襟翼和导流板悬挂在外置支臂上，但附加的阻力(甚至在支臂上有整流罩时)会降低飞机在巡航状态的经济性。 三缝式后退襟翼的结构由主要段2、尾段1及导流板4组成 l两根梁5和7、蜂窝夹层壁板6、翼肋8和前后缘蒙皮 l襟翼主段的结构是由夹层壁板
35、形成的翼盒 l螺杆收放机构的轴向销12 悬挂尾段用的支臂13和导轨14 滑板11 尾段由骨架(大梁和前缘翼肋)和蒙皮组成。可以采用蜂窝结构来提高刚度和降低重量 导轨18 图4.77 三缝襟翼及其构件的结构4.11.4减速板和扰流板减速板和扰流板 l放出时向上偏，引起气流分离(图4.78(a)，使升力下降，阻力增加，而在收起位置时，埋入机翼中l减速板，它们在左右机翼上对称地向上偏转l扰流板，只需要使往其倾斜的那一边机翼上的扰流板偏转。因此，扰流板是飞机横向的操纵机构。l为了提高飞机相对于其纵轴的操纵效率，扰流板应远离该轴布置，通常，放在外侧襟翼的前面，增大力矩M的力臂；l减速板放在内侧襟翼前面，
36、在减速板偏转不对称时可减小力矩M的力臂。 图4.78 扰流板及其悬挂接头和操纵接头的结构l联合使用扰板片和副翼。扰流板的主要缺点是在扰流板开始偏转时，升力变化有滞后效应，这就降低了飞机的机动性能。 4.11.5 机翼前缘的增升装置机翼前缘的增升装置 l机翼前缘的增升装置通过延迟机翼绕流在大迎角下的分离来提高值。l机翼前缘增升装置中应用最广的是前缘缝翼和前缘襟翼(图4.79)。前缘缝翼前缘襟翼 l用在相对厚度小、前缘薄、难以布置增升机构的飞机机翼上 克鲁格襟翼 l后掠翼上的前缘缝翼配合使用以防止飞机进入过失速攻角。克鲁格襟翼只能保证在小于某一迎角时机翼绕流不分离，超过该迎角后，气流开始急剧分离。
37、因此，当后掠翼翼尖气流尚无分离、而其翼根部气流的提前分离会产生使迎角减小的低头力矩，提高了飞行安全。 4.11.6 增升装置的受载增升装置的受载 l增升装置承力构件(开裂式襟翼、襟翼等)的受力情况同机翼各受力构件的受力情况是类似的 l由大梁传来的载荷将以通条上的剪力经襟翼的铰链4传递到机翼大梁(壁板)的铰链上。l作为开裂襟翼支持点的松紧螺杆7，将承受压力，并将自身的载荷经操纵杆8的支座5传递到机翼加强肋上。l对于后退式开裂襟翼，支持点是滑板和操纵拉杆的滑轮。滑板的滑轮经滑轨的固定接头将来自襟翼的载荷传递到加强肋上，进而传递到机翼大梁的腹板和蒙皮上。l来自操纵拉杆的载荷传递到固定作动筒的那些机翼
38、承力构件上。4.12.1 副翼的用途副翼的用途l副翼是位于机翼后缘外部并在左右翼上同时反向偏转以产生滚转力矩的机翼活动部分。它对飞机实现横向控制 基本要求l避免在飞行中由于机翼弯曲使副翼卡死；l对副翼进行重量配平；l减小铰链力矩；l减小偏转和收起状态下的附加阻力；l减小副翼偏转时的偏航力矩等。 l副翼的上偏角为25, 下偏角为1525。副翼向下偏转引起攻角增大，这在大攻角飞行时会导致该半机翼上的气流分离和反效。因此，要限制副翼的下偏角。l机翼上表面的弯度较大，当副翼向上、向下偏转同样角度时，机翼上的阻力不同，会导致产生不期望的偏航力矩My，因此要求的上偏角度要大些 襟副翼l改善飞机的起降性能，
39、它即可以当作副翼使用，也可以当作襟翼使用 l为避免横向反操纵副翼反效现象的发生，开始采用内、外副翼和扰流板。l外副翼仅用于起飞、着陆时飞行速度不大的状态l而内副翼位于机翼刚度较大的部分，在整个飞行期间均被使用 l扰流片偏转时升力变化的滞后效应(气流不立即分离)，将扰流片与副翼联合使用，从而提高横向操纵效率 升降副翼 l无水平尾翼的飞机上，为保证横向和纵向稳定性，机翼上的操纵机构既当副翼，又当升降舵l面积和偏角比常规布局飞机的要大，因为从飞机质心到升降副翼的力臂小一些。 4.12.2 副翼的结构副翼的结构l副冀的结构由骨架和蒙皮组成。骨架由大梁、桁条、肋、隔板以及为加强副翼前缘悬挂接头开口处(图
40、4.80(a)和安装在大梁上的操纵系统通道开口处的加强板组成。 图4.80 副翼及其悬挂接头的结构重量平衡l防止机翼弯曲副翼偏转颤振 集中配重集中配重7沿副翼前缘沿翼展布置分散配重分散配重(金属棒18) 后缘采用蜂窝夹芯蜂窝夹芯结构，以此减轻副翼后缘的重量 4.12.3 气动补偿气动补偿 l减小副翼(舵面)操纵系统中的铰链力矩 l减小驾驶杆力l轴式补偿就是将副翼转轴向后移动，使其距压心更近 l内补偿 ：利用A腔和B腔中的压差来获得附加力矩Mh l伺服补偿 ：图4.81 气动补偿 (a)轴式补偿；（b）内补偿；（c）伺服补偿；(d)带弹性元件的伺服补偿器4.12.4 调整片调整片 l用于在改变飞
41、行状态时减小(消除)飞机操纵摇臂上的杆力。 副翼是一变刚度的多支点梁，承受垂直于弦平面的分布气动载荷qail和操纵拉杆的操纵力4.12.5 副翼的受载副翼的受载操纵面前缘缺口补强l操纵面扭矩一般由前缘闭室承受。然而在悬挂接头处，前缘要开口，破坏了扭矩的传力路线，因此需在缺口处补强n可加一对斜加强肋，与梁构成三角架n加一短墙，与缺口两端的加强肋构成一局部闭室n对某些小型低速飞机，载荷很小时，可直接对梁进行局部加强，由梁本身受扭4.13.1 尾翼的用途和对尾翼的要求尾翼的用途和对尾翼的要求l飞机稳定性和操纵性的升力面 l水平尾翼用于保证飞机的纵向稳定性和操纵性l垂直尾翼用于保证飞机的航向稳定性和操
42、纵性 图4.84 尾翼布局 图4.85 水平尾翼上的流场扰动图 l采用全动式水平尾翼能明显提高水平尾翼的效率，特别是在超音速时 l很少采用全动式垂直尾翼，因为在大多数情况下，方向舵的剩余效率足以保证飞机的正常操纵 图4.86 不同气动布局时水平尾翼的不同位置 l提高垂尾的效率:采用了腹鳍7，使机身也能起稳定作用。采用这种垂直安定面，可以在大攻角飞行时降低由于机翼和机身对垂尾的遮挡对航向稳定性的影响 垂直安定面的前段 基本要求 l保证飞机具有所要求的稳定性和操纵性 l合理选择尾翼的形状、参数和布局 4.13.2尾翼上的载荷和尾翼的承力尾翼上的载荷和尾翼的承力结构结构一、水平尾翼的受载l气动载荷平
43、衡载荷机动载荷在扰动气流中飞行时阵风作用下的升力增量 l质量载荷 图4.87 水平尾翼位置不同时作用在飞机上的力 气动载荷沿弦向的分布 根据吹风结果和“强度规范”要求给出载荷沿翼展的分布大约与弦长成正比 二、垂直尾翼上的载荷 l垂直尾翼上的载荷的计算与水平尾翼的载荷计算相似 l多发动机飞机，一侧发动机停车造成飞机偏离对称平面,相对Y轴产生的力矩My基本上要被垂直尾翼抵消 三、尾翼各部分的受力情况l左右两半水平安定面，垂直安定面：悬臂梁 l左右两半连为一体的整体式水平安定面：双支点外伸梁 l受力型式与机翼结构受力型式 相似4.13.3 水平尾翼的结构水平尾翼的结构 l安定面上无大开口，常作成双梁
44、单块式结构图4.89典型水平尾翼及其结构 图4.90 A-10飞机的尾翼结构 图4.91典型T型尾翼的结构 4.13.4 垂直尾翼的结构垂直尾翼的结构 一、常规布局和T型布局的后掠垂直尾翼的结构 图4.92 垂直安定面及其与机身的连接接头结构l由于来自水平尾翼附加载荷的作用，在T型尾翼的垂直安定面上，垂直安定面上的所有承力构件都应加强(增大梁缘条的面积，整个梁的腹板用垫板和支柱加强等)。 因为梁与垂直安定面固定接头之间的角度比较大，侧肋因此承受着大部分由梁传来的弯矩，所以侧肋通常很强，腹板上不开孔，并且用支柱加强，侧肋缘条用垫板1同梁缘条和连接接头连接在一起。 带有一个或数个内撑梁的结构受力型
45、式,非常适合用在双垂尾上，它可以减小垂直安定面的重量。对于高度不大的垂尾(短梁)，多梁式结构受力型式也是较为合理的 图4.94 尾翼和布置在后机身或后机身上方的发动机4.13.5 全动水平尾翼全动水平尾翼 转轴式 定轴式 l转轴式全动水平尾翼，各种形式的载荷，包括剪力Q、弯矩M和扭矩Mt，都只通过轴10传递到机身上 l在定轴式结构型式中，轴17在Q和M的作用下受剪切和弯曲，而Mt被操纵杆力产生的操纵力矩平衡，而轴不承受扭转，这样，就可将它做成适合承受Q和M的工字梁。 全动水平尾翼转轴的位置 l直轴( axi0)与压力中心较远，在全动式水平尾翼操纵时，铰链力矩Mh较大 l斜轴(axi0)能使Mh
46、值减小，特别是当轴位于M1的压力中心点和M1的压力中心点之间时更是如此 l随着轴后掠角axi的增大，尾翼效率会降低，升阻比也会降低，因为当axi值较大时，尾翼的偏转方向可分解为与来流平行的方向和与来流垂直的方向，这就使尾翼上的升力降低，阻力增加。当axi增大后，在水平安定面左右段上布置操纵传动装置的难度也随之增加。 l当采用直轴时(axi0)时最容易布置传动装置 转轴式全动水平尾翼的结构 J6全动平尾传力分析l剪力：由前、后墙传到B、C点上，再由AB、AC肋通过水平螺栓传给转轴，使转轴受弯距l扭矩：一部分由BC肋将外侧传来的分布剪流转换成一对方向相反的垂直力。然后以同样的路线由水平螺栓和垂直螺
47、栓传给转轴，但均是对转轴产生扭矩；一部分由壁板受剪力形式作用到垂直螺栓上 l弯距：外侧机翼壁板上的分散轴力由加强蒙皮、加强板通过结构参与逐步集中到加强板上，由四个垂直螺栓传给转轴使之受弯。定轴式全动水平尾翼的结构l一般，轴与尾翼的壁板、前、后墙均无直接连接，为此要布置两个纵向短梁和两个加强肋，以便把壁板上的已在根部逐渐集中起来的轴力通过两纵向短梁传到两加强肋上，再由肋传给轴；l剪力也通过加强肋传给轴l当为斜定轴时，需在机身上布置一构件构成X向力臂，用以传递分弯距缺点：l在尾面结构高度内要同时安放轴和轴承，减小了轴的结构高度，对轴的受力不利；l需在机体上开弧形槽，对机体有所削弱图4.97 全动水平尾翼上与翼梁连接的轴的结构 直轴式全动式水平尾翼结构直轴式全动式水平尾翼结构 l现代歼击机上、如Su27、F-15、F-16等其他一些飞机上都采用了直轴(图4.98)。当采用直轴时，为了降低Mh，水平尾翼的平面形状是小展弦比的三角形或梯形。l展弦比和后掠角不大 图4.98 带全动式水平尾翼的单垂尾和双垂尾结构
