飞机机翼结构分析
前言
飞机机翼结构分析实根据发《飞机结构强度》一书中第三章的内容，本文主要论述了飞机机翼的功用及翼面结构。机翼由副翼前缘缝翼襟翼扰流板组成，从机翼的空气动力载荷到机翼的总体受力，能够更深入更全面的了解机翼了解航空领域所涉及学科的基础知识基础原理及发展概况，对开拓视野，扩大知识面以及今后的学习和工作都有帮助。
1.1机翼的功用
机翼是飞机的一个重要部件，其主要功用是产生升力。当它具有上反角时，可为飞机提供一定的横侧安定性。除后缘布置有横向操纵用的副翼、扰流片、等附翼外，目前在机翼的前、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。现代歼击机和歼击轰炸机往往在机翼下布置多种外挂，如副油箱和导弹、炸弹等军械设备。机翼的内部空间常用来收藏起落架或其部分结构和储放燃油。特别是旅客机，为了保证旅客的安全，很多飞机不在机身内贮存燃油，而全部贮存在机翼内。为了最大限度地利用机翼容积，同时减轻重量，现代飞机的机翼油箱大多采用利用机翼结构构成的整体油箱。此外机翼内常安装有操纵系统和一些小型设备和附件。
1.2翼面结构设计要求
1.气动要求
翼面是产生升力主要部件，对飞行性能有很大的影响，因此，满足空气动力方面的要求是首要的。翼面除保证升力外，还要求阻力尽量小﹙少数特殊机动情况除外﹚。翼面的气动特性主要取决于其外行参数﹙如展弦比、相对厚度、后掠角和翼型等﹚，这些参数在总体设计时确定；结构设计则应强度、刚度及表面光滑度等方面来保证机翼气动外形要求的实现。
2.质量要求
在外形、装载和连接情况一定的条件下，质量要求时翼面结构设计的主要要求。具体地说，就是在保证结构完整性的前提下，设计出尽可能请的结构。结构完整性包含了强度、刚度、耐久性和损伤容限等多方面内容。
3.刚度要求
随着飞机速度的提高，翼面所受载荷增大，特别对于高机动性能歼击机和高速飞行的导弹；由于减小阻力等空气动力的要求，翼面的相对厚度越来越小，再加上后掠角的影响，导致翼面结构的扭转刚度、弯曲度将越来越难保证，这些均将引起翼面在飞行中的变形增加。高速飞行时，很小的变形就可能严重的恶化翼面的空气动力性能；刚度不足还会引起震颤和操纵面反效等严重问题。因此，对高速飞机和导弹，为满足翼面的气动要求，保证足够的刚度十分重要。
4.气动加热要求
一般亚音速飞行器，所选用的结构材料是常用金属及非金属材料，不必考虑温度对材料的影响。高速飞行时，翼面将受到气动加热的影响，尤其是翼面前缘的起动加热问题尤为严重。因此当以大马赫数的速度飞行时，还要考虑气动加热对结构强度和刚度的影响。
5.使用维修要求
翼面结构应便于检查、维护和修理。翼面内部通常铺设有相当数量的操纵系统零部件、燃油管路、电气线路和液压管路等，对这些系统和线路需要经常检查调整。当机翼结构作为整体油箱舱使用时，必须保证燃油系统工作的高度可靠性，包括油箱的密封可靠。对所有要
求检查维护的部位都应该有良好的可达性，为此必须设置一定数量的开口，设计时要求处理好使用维护与结构质量之间的矛盾.
2机翼的各部分装置介绍
1副翼
副翼是指安装在机翼翼梢后缘外侧的一小块可动的翼面。为飞机的主操作舵面，飞行员操纵左右副翼差动偏转所产生的滚转力矩可以使飞机做横滚机动。翼展长而翼弦短。副翼的翼展一般约占整个机翼翼展的1/6到1/5左右，其翼弦占整个机翼弦长的1/5到1/4左右。对于航模不单是以上数据，它随飞行方式和动力装置变化。
2.前缘缝翼
前缘缝翼是安装在基本机翼前缘的一段或者几段狭长小翼，主要是靠增大飞机临界迎角来获得升力增加的一种增升装置，航模则是将襟翼固定。前缘缝翼的作用主要有两个： 1.延缓机翼上的气流分离，提高了飞机的临界迎角，使得飞机在更大的迎角下才会发生失速；
2.增大机翼的升力系数。其中增大临界迎角的作用是主要的。这种装置在大迎角下，特别是接近或超过基本机翼的临界迎角时才使用，因为只有在这种情况下，机翼上才会产生气流分离现代飞机的前缘缝翼没有专门的操纵装置，一般随襟翼的动作而随动，即为游动式。在飞机即将进入失速状态时，前缘缝翼的自动功能也会根据迎角的变化而自动开关在前缘缝翼闭合时（即相当于没有安装前缘缝翼），随着迎角的增大，机翼上表面的分离区逐渐向前移，当迎角增大到临界迎角时，机翼的升力系数急剧下降，机翼失速。当前缘缝翼打开时，它与基本机翼前缘表面形成一道缝隙，下翼面压强较高的气流通过这道缝隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面附面层中气流的速度，降低了压强，消除了这里的分离旋涡，从而延缓了气流分离，避免了大迎角下的失速，使得升力系数提高。机翼能够产生升力是因为机翼上下存在着压力差。但是这是有前提条件的，就是要保证上翼面的的气流不分离。如果机翼的迎角大到了一定程度，机翼相当于在气流中竖起的平板，由于角度太大，绕过上翼面的气流流线无法连贯，会发生分离，同时受外层气流的带动，向后下方流动，最后就会卷成一个封闭的涡流，叫做分离涡。像这样旋转的涡中的压力是不变的，它的压力等于涡上方的气流的压力。所以此时上下翼面的压力差值会小很多，这样机翼的升力就比原来减小了。到一定程度就形成失速，对应的机翼迎角叫做失速迎角或临界迎角。
3襟翼
襟翼是安装在机翼后缘内侧的翼面，襟翼可以绕轴向后下方偏转，主要是靠增大机翼的弯度来获得升力增加的一种增升装置。当飞机在起飞时，襟翼伸出的角度较小，主要起到增加升力的作用，可以加速飞机的起飞，缩短飞机在地面的滑跑距离；当飞机在降落时，襟翼伸出的角度较大，可以使飞机的升力和阻力同时增大，以利于降低着陆速度，缩短滑跑距离。在现代飞机设计中，当襟翼的位置移到机翼的前缘，就变成了前缘襟翼。前缘襟翼也可以看作是可偏转的前缘。在大迎角下，它向下偏转，使前缘与来流之间的角度减小，气流沿上翼面的流动比较光滑，避免发生局部气流分离，同时也可增大翼型的弯度。
4扰流板
有的称之为“减速板”、“阻流板”或“减升板”等，这些名称反映了它们的功能。扰流板分为飞行、地面扰流板两种，左右对称分布，地面扰流板只能在地面才可打开，实际上扰流板是铰接在机翼上表面的一些液压致动板，飞行员操纵时可以使这些板向上翻起，增加机翼的阻力，减少升力，阻碍气流的流动达到减速、控制飞机姿态的作用。
4翼面结构的典型构件
1.蒙皮
蒙皮的直接功用是形成流线形的机翼外表面。为了使机翼的阻力尽量小，蒙皮应力求光滑，为此应提高蒙皮的横向弯曲刚度，以减小它在飞行中的凹、凸变形。从受力看，气动载荷直接作用在蒙皮上，因此蒙皮受有垂直于其表面的局部气动载荷。此外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。壁板有组合式或整体式.某些结构型式(如多腹板式机翼)的蒙皮很厚，可从几毫米到十几毫米，常做成整体壁板形式，此时蒙皮将成为承受弯矩最主要的，甚至是惟一的受力元件。
在现代机翼中它一般都参与机翼的总体受力——承受机翼弯矩引起的部分轴向力，是纵向骨架中的重要受力元件之一。除上述承力作用外，长桁和翼肋一起对蒙皮起一定的支持作用。
3翼肋
普通翼肋构造上的功用是维持机翼剖面所需的气动外形翼梁是单纯的受力件，缘条承受由弯矩Ｍ引起的拉压轴力。由支柱加固的腹板承受剪力Ｑ并能承受由扭矩引起的剪流，是翼面周边形成闭室并在这两种情况下受剪。在有的结构形式中，它是翼面的主要的纵向受力件，承受翼面全部或大部份弯矩。翼梁大多在根部与中翼或机身固接。
5纵墙
纵墙的构造与翼梁相似，但缘条比梁缘条弱的多，一般与长桁相近，根部与其他部分的连接方式为铰接。纵墙一般都不能承受弯矩，腹板主要用来承受剪力并传递倒连接接头，但与蒙皮组成封闭盒段以承受翼面的扭矩。纵墙还起到对蒙皮的支持，以提高蒙皮的屈曲承载能力。通常腹板没有减轻孔，为了提高临界应力腹板用支持型加强。后墙则还有封闭翼面内部容积的作用。纵墙1—腹板2—弱缘条蒙皮、长桁相连，机翼受气动载荷时，它以自身平面内的刚度向蒙皮、长桁提供垂直方向的支持。同时翼肋又沿周边支持在蒙皮和梁(或墙)的腹板上，在翼肋受载时，由蒙皮、腹板向翼肋提供各自平面内的支承剪流。加强翼肋虽也有上述作用，但其主要是用来承受并传递自身平面内的较大的集中载荷或由于结构不连续(如大开口处)引起的附加载荷。
4.4翼梁
翼梁由梁的腹板和缘条组成，呈工字形或槽形。
机翼典型结构的传力分析
1空气动力的传递
1蒙皮将局部空气动力传给桁条和翼肋
当蒙皮受到吸力作用时，通过铆钉把力传给桁条和翼肋，铆钉承受拉力；蒙皮受到压力作用时，气动力直接作用在桁条和翼肋上。无论在吸力或压力作用下，蒙皮都要承受张力。作用在翼肋上的空气动力来自两方面：一方面是由直接与翼肋贴合的蒙皮传来的；另一方面，来自与翼肋相连的桁条。
2 翼肋将载荷传给翼梁腹板和蒙皮
如果忽略水平分力的作用，传到翼肋上的空气动力，可组合成一个垂直向上的合力作用于压力中心上。飞行中压力中心通常不与刚心重合。对于翼肋来说，相当于一个作用于刚心上的力和力矩。刚心的定义是：横截面上有一个特殊的点，当外力作用线通过这一点时，不会使横截面转动。外力作用线不通过这一点，横截面就会绕该点转动，这个点称为该横截面的刚心。机翼各横截面的刚心的连线称为机翼的刚心轴。作用在刚心上的力，要使翼肋沿垂直方向移动，而翼肋是固定在翼梁腹板上的，在翼肋沿垂直方向移动的时候，就把这个力传给腹板，使两根翼梁弯曲。由于作用在刚心上的力不会使翼肋转动，在翼肋平面上，两根
翼梁的弯曲变形程度相同，因此，翼肋传给前后梁腹板的力与前后梁的抗弯刚度成正比。前后梁腹板对翼肋的反作用力，分别与作用力ΔQ 1、ΔQ 2相等。在传力的过程中，蒙皮和翼肋之间存在着相互支持、相互传力的关系：1．蒙皮沿垂直表面的方向很容易变形（即刚度很小），当它受到吸力和压力时，要依靠翼肋的支持，并把空气动力传给翼肋。2．蒙皮在自己平面内不容易变形（即刚度较大），当翼肋受到外力矩时，蒙皮能够对翼肋起支持作用，因而翼肋就将外力矩传给蒙皮。
5.1.3蒙皮将翼肋传来的载荷传给机身翼肋以剪流形式传给蒙皮的力矩，要使机翼产生扭转变形，它对机翼来说是扭矩。机翼扭转时，蒙皮截面上会产生沿合围框周缘的剪流。剪流形成的内力矩与截面外端所有翼肋传给蒙皮的扭矩平衡。这时，机翼各部分的蒙皮都要产生剪切变形。翼根处的扭矩传给机身的方式，由翼根部分的构造来决定。如果翼根部分没有开大舱口，机翼蒙皮与机身是沿整个接合周缘连接的，扭矩就能通过蒙皮以剪流的形式沿接合周缘传给机身。如果翼根部分开有大舱口，机翼只是通过翼梁与机身隔框相连，那末蒙皮就只能将扭矩以剪流的形式传给开口边缘的加强翼肋，并有使加强翼肋旋转的趋势。这时加强翼肋的两个支点(前后梁腹板)，对它产生一对大小相等、方向相反的反作用力，形成反力偶来阻止它旋转。同时，加强翼肋也就对前后梁腹板各产生一个作用力，把扭矩以力偶形式传给翼梁。前后翼梁则将扭矩产生的作用力，在机翼与机身的连接点处，传给机身隔框。5.1.4 翼梁将载荷传给机身隔框和缘条翼梁腹板一方面与机身隔框连接，另一方面还以纵向的铆钉与缘条相连。各个翼肋通过铆缝传给腹板的力，要使翼梁腹板承受剪切作用。翼根截面的剪力，由机翼与机身隔框相连的铆钉或螺栓产生反作用力来平衡。此外，翼肋传来的力，还要使翼梁各截面承受弯矩。这个弯矩是通过腹板和缘条连接的两排纵向铆钉传到缘条上去的。
5.1.5翼梁缘条传递腹板传来的载荷当翼肋传给腹板的力的方向向上时，腹板沿纵向铆缝传给上缘条的剪流是由翼尖指向翼根的，它要使由前后梁的上缘条、上缘条之间的蒙皮和桁条组成的上部壁板向翼根方向移动。上部壁板各构件的截面上要产生压缩的轴向内力，来阻止壁板移动，并与缘条上的纵向剪流平衡。下缘条上纵向剪流的方向相反，下部壁板各个构件要产生拉伸的轴向内力。传到缘条上的纵向剪流不能完全由缘条本身产生的轴向力来平衡，它还要通过铆钉将一部分力传给蒙皮；而传到蒙皮上的那一部分力，也不能完全由蒙皮产生的轴向力来平衡，它又要将一部分力通过铆钉传给桁条。在些传力过程中，壁板上的铆钉都要沿铆缝方向受到剪力。弯矩以纵向剪流的形式传给上、下缘条以后，是由上、下壁板来承受的。
5.2集中载荷的传递情况机翼上的集中载荷，如部件的质量力、偏转副翼和放下襟翼时产生的空气动力、飞机接地时起落架受到的撞击力等，通常都直接作用在某个翼肋上。翼肋受到集中载荷后，按翼梁的抗弯刚度成比例地传给各个腹板，而把这个载荷引起的扭矩传给蒙皮。蒙皮和腹板受到翼肋传来的作用力以后，再把它们传给缘条和机身。翼梁腹板和蒙皮都是薄壁构件，如果载荷集中地作用在薄壁的某一部位，它就容易损坏。但是，翼肋能以剪流的形式将载荷分散地传给蒙皮和腹板。分散集中载荷也是翼肋在机翼结构中的作用之一。传递较大的集中载荷的翼肋，通常都是加强的。它们的结构强度较大，同腹板、蒙皮的连接也比普通翼肋结实很多，一般是两排或三排直径较大的铆钉连接。但当飞机作剧烈的机动飞行或粗猛着陆后，加强翼肋上的部件固定接头，以及加强翼肋与腹板、蒙皮连接的铆钉仍可能因受力过大而损坏。对这些部位，应当特别注意检查，修理这些部位时，也要特别注意保持其强度。有些飞机机翼上的集中载荷，是通过固定接头上的螺钉或铆钉直接作用在翼梁上的。这时，集中载荷由翼梁腹板和缘条直接传给机身。维护工作中，对这些固定接头，也应加强检查。
5.3机翼结构中力的传递过程
机翼结构中力的传递过程，可以简要归纳如下：
1．蒙皮上的局部空气动力，由桁条或直接同翼肋贴合的蒙皮传给翼肋。2．翼肋将空气动力和集中载荷，按梁的抗弯刚度成正比地传给腹板，将它们对刚心扭矩传给蒙皮。蒙皮将扭矩传给与机身接合的周缘螺钉（或开口边缘的加强翼肋）。3．腹板把各个翼肋传来的剪力，传给机身隔框；把这些力产生的弯矩，通过纵向排列的铆钉传给上下缘条。4．机翼翼梁的缘条，连同桁条和蒙皮，把由纵向铆钉传来的力，传给机身的连接接头。
17 6飞机机翼结构的发展
6.1 新材料的应用
1;复合材料一般被设计成叠层结构，根据纤维的排列方向不同，构成了复合材料各项异性的特点，明显地表现在力学性能、刚度特性方面，利用这一特点，进行优化剪裁设计，可以获得高效率、低重量的航空结构。复合材料的组件化、整体化设计，可以大大减少零件数量，减少连接件和连接过渡区附加重量、减少装配，是减轻结构重量、降低成本的有效技术途径。自20世纪70年代中期起，美国各大航空公司率先在各自新研制军机上采用复合材料机翼结构；欧洲随后效仿。我国在1995年试飞成功带整体油箱复合材料机翼，现已装机试用。目前战斗机机翼结构，复合材料的用量已占机翼结构重量的1/3～1/2，甚至更多。
2由于，钛合金、铝合金的比强度、比刚度高、比重小，可设计，也是现代飞机机翼设计中减轻结构重量的重要途径。
3新一代纳米材料是本世纪的前沿技术之一，对航空技术带来深刻影响。这是因为它比非纳米金属有更高的拉伸强度、疲劳性能和塑性，而且重量轻。美国NASA对可重复使用的空天飞机的研究表明，以铝合金的重量为100%计算，用普通的碳纤维增强复合材料可减重55%，碳纳米管增强复合材料则可减重82%。
新技术的出现
现代飞机机翼设计采用了各种新技术，由原来静强度设计发展到疲劳寿命设计、损伤容限和耐久性设计、可靠性设计。计算机与有限元法相结合，运用计算机辅助设计，ANSYS、NASTRAN有限元分析等先进手段，追求最佳几何尺寸，使机翼设计更加精确、合理，充分发挥结构效率，得到重量轻效率高的结构。整体油箱技术的应用，减少了传统油箱的隔板，大大减轻了机翼结构重量。3新工艺、新设备的发展整体、蜂窝胶接、翼身融合体等承载能力大、重量轻的先进结构，相继研制了大吨位的水压机、整体壁板拉伸机、多坐标数控铣床以及大型热压等先进设备。还开发了机翼整体壁板喷丸成形、超长蒙皮的滚弯成形、整体油箱密封、强化工艺、激光加工、自动铆接装配等技术。
随着新材料、新技术、新工艺在飞机设计中的广泛应用，机翼结构重量在飞机结构重量中所占比重越来越小。在满足强度条件下，机翼结构是集现代新材料、新技术、新工艺于一身，可以预见，随着时代的发展，机翼结构重量比例将会进一步下降。
结束语
在课程设计是对我们所学课程的内容一次全面综合检查总结和再学习的过程，在这段难忘的课程设计的时期里我感受到了研究一个课题的乐趣，这也是我学习飞机结构强度以来第一次比较系统的制作的设计，当然,在设计的过程中遇到了许多的困难，但是我坚信,只要坚持加努力,就一定能完成任务。每解决一个困难的时候，心里就会感到很高兴，并且也在设计过程中得到了一次难能宝贵的经验。在将近一个星期的设计时间里，我克服了重重障碍，并加之不断的学习和讨论，在这一星期里，我学到了很多东西，重新巩固了原来的知识，甚至学到了一些没有在课本里没有的知识，也得到了一次宝贵的经验。
机翼的分类和构造 机翼是飞机的重要部件之一，安装在机身上。其最主要作用是产生升力，同时也可以在机翼内布置弹药仓和油箱，在飞行中可以收藏起落架。另外，在机翼上还安装有改善起飞和着陆性能的襟翼和用于飞机横向操纵的副翼，有的还在机翼前缘装有缝翼等增加升力的装置。 由于飞机是在空中飞行的，因此和一般的运输工具和机械相比，就有很大的不同。飞机的各个组成部分要求在能够满足结构强度和刚度的情况下尽可能轻，机翼自然也不例外，加之机翼是产生升力的主要部件，而且许多飞机的发动机也安装在机翼上或机翼下，因此所承受的载荷就更大，这就需要机翼有很好的结构强度以承受这巨大的载荷，同时也要有很大的刚度保证机翼在巨大载荷的作用下不会过分变形。 机翼的分类 机翼的分类方法有很多种，常用的分类方法有： *按机翼的数量分类：可分为单翼机、双翼机、多翼机等； *按机翼的平面形状分类：可分为平直翼、后掠翼、前掠翼、三角翼等等； *按机翼的构造形式分类：可分为构架式、梁式、壁板式、整体式等等。 此外，机翼的剖面形状也是多种多样，随着生产技术以及流体力学的发展，从早期的平直矩形机翼剖面到后来的流线形剖面、菱形剖面，机翼的升力性能越来越好，相反受到的空气阻力越来越小，也就是说机翼的升力系数越来越大，相同面积的机翼所产生的升力就越来越大。 机翼的构造 机翼的基本受力构件包括纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头。其中接头的作用是将机翼上的载荷传递到机身上，而有些飞机整个就是一个大的飞翼（如美国的B－2隐形轰炸机），则根本就没有接头。以下是典型的梁式机翼的结构。 一、纵向骨架：机翼的纵向骨架由翼梁、纵樯和桁条等组成，所谓纵向是指沿翼展方向，它们都是沿翼展方向布置的。 *翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成（如图所示）。凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁，承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。
关于飞机机翼 机翼各翼面的位置图 图片说明：上图为机翼各翼面的位置图，民航飞机的机翼各翼面位置一般类似。机翼上各操纵面是左右对称分布，部分由于图片受限未标出 机翼的基本概念 机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行；同时也起一定的稳定和操纵作用。是飞机必不可少的部件，在机翼上一般安装有飞机的主操作舵面：副翼，还有辅助操纵机构襟翼、缝翼等。另外，机翼上还可安装发动机、起落架等飞机设备，机翼的主要内部空间经密封后，作为存储燃油的油箱之用。 相关名词解释： 翼型：飞机机翼具有独特的剖面，其横断面（横向剖面）的形状称为翼型。 前缘：翼型最前面的一点。 后缘：翼型最后面的一点。 翼弦：前缘与后缘的连线。 弦长：前后缘的距离称为弦长。如果机翼平面形状不是长方形，一般在参数计算时采用制造商指定位置的弦长或平均弦长 迎角(Angleofattack)：机翼的前进方向(相当与气流的方向)和翼弦(与机身轴线不同)的夹角叫迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。
翼展：飞机机翼左右翼尖间的直线距离。 展弦比：机翼的翼展与弦长之比值。用以表现机翼相对的展张程度。 上（下）反角：机翼装在机身上的角度，即机翼与水平面所成的角度。从机头沿飞机纵轴向后看，两侧机翼翼尖向上翘的角度。同理，向下垂时的角度就叫下反角。 上（中、下）单翼：目前大型民航飞机都是单翼机，根据机翼安装在机身上的部位把飞机分为上（中、下）单翼飞机也有称作高、中、低单翼。 机翼安装在机身上部（背部）为上单翼；机翼安装在机身中部的为中单翼，机翼安装在机身下部（腹部）为下单翼。 上单翼的飞机一般为运输机与水上飞机，由于高度问题，此时起落架等装置一般就不安装在机翼上，而改在机身上，使用上单翼的飞机一般采用下反角的安装。中单翼因翼梁与机身难以协调，几乎只存在理论上； 下单翼的飞机是目前民航飞机常见的类型，由于离地面近，便于安装起落架，进行维护工作，使用下单翼的飞机一般采用上反角的安装。 机翼在使飞机升空飞行中的重要作用 飞机在飞行过程中受到四种作用力： 升力----由机翼产生的向上作用力 重力----与升力相反的向下作用力，由飞机及其运载的人员、货物、设备的重量产生 推力----由发动机产生的向前作用力 阻力----由空气阻力产生的向后作用力，能使飞机减速。 由此可见，机翼的主要功用就是产生升力，以支持飞机在空中飞行。它为什么能产生升力呢？ 首先要从飞机机翼具有独特的剖面说起，前面名词解释已提到，机翼横断面（横向剖面）的形状称为翼型，机翼剖面的集合特性与机翼的空气动力有密切的关系。从侧面看，机翼顶部弯曲，而底部相对较平。机翼在空气中穿过将气流分隔开来。一部分空气从机翼上方流过，另一部分从下方流过。
第23卷 第3期 2005年9月 飞 行 力 学FL IG HT DYN AM ICS V ol.23 N o.3Sep.2005 收稿日期:2005-02-01;修订日期:2005-07-05 作者简介:屈玉池(1961-),男,陕西长安人,研究员,主要从事航空发动机结构强度与科技情报信息管理研究。 飞机结构完整性研究现状及发展方向 屈玉池1,2,晁祥林2,陈 琪2 (1.西北工业大学航空学院,陕西西安710072;2.中国飞行试验研究院情报档案中心,陕西西安710089) 摘 要:飞机结构完整性是确保飞机安全寿命的重要条件之一。简要介绍了结构完整性在飞机设计中的发展进程及其作用;以F -4C /D 和F -16飞机为例,叙述了结构完整性在飞机结构设计和验证中的应用情况;最后指出 当前我国结构完整性技术的研究现状,以及下一步的研究重点。 关 键 词:飞机结构完整性;军用规范;载荷谱;损伤容限 中图分类号: V 215 文献标识码: A 文章编号:1002-0853(2005)03-0009-04 引言 飞机结构完整性大纲是从1957年B -47飞机出 现疲劳问题后提出的,由此对飞机结构完整性的研究逐步形成并得到发展,在飞机结构分析中的应用于1970年前后发生飞跃。1969年,一架F-111飞机由于机翼关键接头存在漏检裂纹,仅100飞行小时就发生事故;在此期间,C-5A 疲劳试验样机也过早地产生开裂现象。所以,1975年12月发布的《M IL-STD -1530A 美国空军结构完整性大纲(ASIP )》增加了结构损伤容限和耐久性分析以及地面试验要求,提高了对飞机结构完整性要求[1]。在以后的十几年中,结构完整性技术有了进一步的发展,并形成了《M IL -A -87221(U SAF )飞机结构通用规范》和《M IL-A-8860B(AS)飞机强度和刚度系列规范》。这些规范在近十几年来广泛用于飞机结构设计和验证。随着断裂力学、概率断裂力学的发展,在结构完整性要求的损伤容限、耐久性等分析中又融入了概率统计方法,使解决随机因素下结构发生破坏问题成为可能,进一步完善了结构完整性理论和方法。 1 飞机结构完整性研究进展 在1970年以前的结构完整性大纲中,结构分析的重点是静强度和“安全寿命”疲劳设计方法。该方法利用了一种假设,即用疲劳样机代表所有的生产型飞机,假定部队所用飞机的“安全寿命”为疲劳样 机寿命的四分之一。然而,正是在关键结构部位存在没有检测出的较大的初始裂纹引发了F -111飞机事故。该事故说明,所采用的安全寿命疲劳设计分析方法存在缺陷,所做的全部疲劳试验并不能预测出这类飞机结构破坏,因此,所应用的M IL-A-8860系列飞机强度和刚度规范不能满足飞机结构完整性要求,迫切需要一种新的满足结构完整性要求的评估飞机安全寿命的分析方法,由此推动了飞机强度和刚度规范的改进和飞机结构完整性技术的发展。 在1970～1980年执行的飞机结构完整性大纲中,结构安全寿命要求通过损伤容限和耐久性分析体现,并以规范的形式得以贯彻,使飞机结构能承受在制造、维修或服役期间所形成的裂纹而正常服役。美国军用规范M IL -A -83444规定了飞机结构的损伤容限要求;M IL -A -008666B 规定了耐久性要求;M IL -A -8867A 规定了地面试验要求。这三部规范反映了当时有关耐久性、损伤容限和地面试验的技术现状,并与其它结构规范共同构成了M IL-STD-1530飞机结构完整性大纲框架。 M IL-STD-1530A 把损伤容限和耐久性要求分开,损伤容限用破损-安全概念或缓慢裂纹扩展概念设计实现。为了满足耐久性要求,规定试验中所验证飞机的经济寿命必须大于设计服役寿命。在飞机结构评价中,损伤容限和耐久性要求还用来决定部队对飞机结构的维修计划,并提供检查、修理的方法和预期的时间。 近十几年来,结构完整性技术有了更进一步的
飞机基本结构 飞机结构一般由五个主要部分组成：机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置(主要介绍机翼和机身)。 机翼 薄蒙皮梁式 主要的构造特点是蒙皮很薄，常用轻质铝合金制作，纵向翼梁很强(有单梁、双梁或多梁等布置)．纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的纵墙。该型式的机翼通常不作为一个整体，而是分成左、右两个机翼，用几个梁、墙根部传集中载荷的对接接头与机身连接。薄蒙皮梁式翼面结构常用于早期的低速飞机或现代农用飞机、运动飞机中，这些飞机的翼面结构高度较大，梁作为惟一传递总体弯矩的构件，在截面高度较大处布置较强的梁。 多梁单块式 从构造上看，蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴力的壁板承受总体弯矩；纵向长桁布置较密，长桁截面积与梁的横截面比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增强了翼面结构的抗扭刚度，为充分发挥多梁单块式机翼的受力特性，左、右机翼最好连成整体贯穿机身。有时为使用、维修的方便，可在展向布置有设计分离面，分离面处采用沿翼盒周缘分散连接的形式将全机翼连成一体，然后整个机翼另通过几个接头与机身相连。 多墙厚蒙皮式(有时称多梁厚蒙皮式，以下统简称为多墙式) 这类机翼布置了较多的纵墙(一般多于5个)；蒙皮厚(可从几毫米到十几毫米)；无长桁；有少肋、多肋两种。但结合受集中力的需要，至少每侧机翼上要布置3—5个加强翼肋。当左、右机翼连成整体时，与机身的连接与多梁单块式类似。但有的与薄蒙皮梁式类似，分成左右机翼，在机身侧边与之相连，此时往往由多墙式过渡到多梁式，用少于墙数量的几个梁的根部集中对接接头在根部与机身相连。 蒙皮
“运十飞机下马”的真实原因。 运十飞机是中国在文化大革命中的1970年上马研制的 大飞机项目。1976年7月制造出了第一架用于静力试验的 飞机，1978年11月全机静力试验一次成功。1979年12月制造出第二架用于飞行试验的飞机，于1980年9月26日首次试飞一次成功，此后进行了各种科研试飞。先后转场北京、合肥、哈尔滨、乌鲁木齐、昆明、成都等地，并先后7次飞抵起降难度最大的西藏拉萨贡嘎机场，飞西藏时“一周飞行5次，连续出勤无事故”。到1985年，“运十”共飞了130个起落，170个小时，最远航程3600公里，最大时速930公里，最高飞行升限11000米，最长空中飞行时间4小时49分。从性能上看，“运十”客舱按经济舱178座，混合级124座布置，最大起飞重量110吨，已经达到了“大飞机”的标准。当时，世界上只有四个国家可以生产这样的大飞机，可以说运十飞机的研制是非常成功的，创造了世界的奇迹。令人不可思议的是，在1980年至1982年，已经接近完成的运十飞机居然下马了。研制运十飞机的几千名科技人员、工人十年心血和国家五亿多元科研经费全部付之东流。更重要的是中国制造大飞机被推后二十年。首先要分析谁能决定“运十下马”。有如下单位和个人：三机部，(当时的部长81年9月前为吕东，9月后为莫文祥)国防科工委，(主任82年7月前为张爱
萍，7月后为陈彬)主管国防工业、国防科技的国务院副总理(80年9月前为王震，9月后为张爱萍)，只有他们能起决定性作用。而据说，他们都主张或者不反对“运十下马”。当时 反对“运十下马”的人也很多，不过都没有太大的权力。他们 也到处游说，向中央领导人提出继续研制的要求。当时(1980年前后)中央只有一个领导人对运十飞机的继续研制表示支持，就是国务院副总理薄一波。可惜他很快就退下来了。谁应该对运十飞机下马负责，应该很清楚了。对一些人不能只讲功劳，不讲错误。当时一些领导人水平之低、眼界之狭隘，缺少对国家发展起码的远见卓识，对现代科学技术外行，做出不可理解的错误决策，令人叹惜不已。其次，为什么三机部不反对运十飞机下马?这是因为运十飞机主要是上海搞的。上海本来没有航空工业，不生产飞机，文化大革命中的1970年上海市主要领导人王洪文、马天水等人向中央提出要研制大飞机，得到了毛泽东、周恩来的批准。此事让三机部的很难堪。三机部后来根据上级指示向上海派出大批优秀的科技人员、技术工人参加运十研制。十年后运十飞机研制出来了，尽管其中也有三机部的功劳，但是毕竟是上海为主搞出来的。这一成绩的取得，就领导人来讲是上海市领导人马天水，(马天水虽然在文革后作为四人帮死党被打倒，但是他是解放后上海主管工业的市委领导人。建国前三十年上海一直是全国工业、科技最先进，对国家贡献最大的地区，应该说马天水
伯恩思坦多项式与Bezier曲线 一、引言 1971年法国雷诺汽车公司的工程师Bezier提出了一种新的参数曲线表示法。这种方法能方便地控制输入参数(控制点)以改变曲线的形状。被称为Bezier曲线，数学原理使用了伯恩思坦多项式。设f(x)是定义在[0，1]上的连续函数，称表达式 ∑= -- ≈ n k k n k k n t t C n k f x f ) 1( ) / ( ) ( 右端为函数的伯恩思坦逼近多项式。 下面是函数) sin( ) (x x fπ =的伯恩思坦多项式逼近实验程序 n=input('input n='); x=[0:n]/n; f=sin(x*pi); for i=1:n+1 y=f;t=x(i); for k=n:-1:1 for j=1:k y(j)=t*y(j)+(1-t)*y(j+1); end end p(i)=y(1); end max(abs(f-p)) plot(x,f,'b',x,p,'o',x,p,'r') 下面两图分别是取不同点数的伯恩思坦多项式逼近。 n=10逼近n=20逼近 二、Bezier曲线 Bezier曲线的形状是通过一组多边折线(控制多边形)的各顶点P0，P1，…，P m所定义出来的。在多边折线的各顶点中，只有第一点P0和最后一点P m在曲线上，其余的点则用以定义曲线的阶次。 给定控制多边形顶点P0，P1，…，P m的坐标 (x0，y0)，(x1，y1)，……，(x m，y m) 曲线参数方程为 ∑= -- = m k k k m k k m x t t C t x ) 1( ) (，∑ = -- = m k k k m k k m y t t C t y ) 1( ) (
飞机结构修理 飞机的机体结构通常是由蒙皮和骨架等组成。蒙皮用来构成机翼，尾翼和机身的外形，承受局部气动载荷，以及参与抵抗机翼，尾翼，机身的弯曲变形和扭转变形。骨架包括纵向构件主要包括梁和桁条组成其作用主要是承受机翼、尾翼、机身弯曲时所产生的拉力和压力；横向构件包括翼肋、隔框等，主要用来保持机翼、尾翼和机身的截面形状，并承受局部的空气动力，各类飞机大部分以铝合金作为主要结构材料。飞机上的蒙皮、梁、肋、桁条、隔框和起落架都可以用铝合金制造。因为其密度小、强度高的优点，在航空材料中得以广泛的应用。铝合金结构在使用过程不可避免地受到不同程度的损伤，如蒙皮破孔、梁缘条裂纹、框变形等，因而需要采取相应的方法加以修理，保证各个结构能够在使用中安全负载和工作。主要介绍飞机铝合金蒙皮、梁、桁、框及肋等结构的维修方法 1.飞机铝合金蒙皮 蒙皮是包围在机翼骨架外的维形构件，用粘接剂或铆钉固定于骨架上，形成机翼的气动力外形。蒙皮用来构成机翼、尾翼和机身的外形，承受局部空气动力载荷，以及参与抵抗机翼、尾翼、机身的弯曲变形和扭转变形。早期低速飞机的蒙皮是布质的，而如今飞机的蒙皮多是用硬铝板材制成的金属蒙皮。
机身蒙皮与机翼蒙皮的作用和构造相同。如衍梁、衍条、蒙皮、隔框的不同组合、可以形成机身的不同构造形式。如果蒙皮较厚，则衍梁、衍条、隔柜可以较弱；如果蒙皮较薄，则上述骨架也应该较强、较多。 2.梁的结构及特点 翼梁
翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成（如图所示），剖面多为工字型。翼梁固支在机身上。凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁，承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。 桁条与桁梁 衍条的形状、作用与机冀的衍条相似。桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承载能力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。衍梁的形状与衍条相似，但剖面尺才要大些，其作用与翼梁相似。
一、外部机身机翼结构系统 二、液压系统 三、起落架系统 四、飞机飞行操纵系统 五、座舱环境控制系统 六、飞机燃油系统 七、飞机防火系统 一、外部机身机翼结构系统 1、外部机身机翼结构系统组成：机身机翼尾翼 2、它们各自的特点和工作原理 1)机身 机身主要用来装载人员、货物、燃油、武器和机载设备，并通过它将机翼、尾翼、起落架等部件连成一个整体。在轻型飞机和歼击机、强击机上，还常将发动机装在机身内。 2)机翼 机翼是飞机上用来产生升力的主要部件，一般分为左右两个面。 机翼通常有平直翼、后掠翼、三角翼等。机翼前后缘都保持基本平直的称平直翼，机翼前缘和后缘都向后掠称后掠翼，机翼平面形状成三角形的称三角翼，前一种适用于低速飞机，后两种适用于高速飞机。近来先进飞机还采用了边条机翼、前掠机翼等平面形状。
左右机翼后缘各设一个副翼，飞行员利用副翼进行滚转操纵。 即飞行员向左压杆时，左机翼上的副翼向上偏转，左机翼升力下降；右机翼上的副翼下偏，右机翼升力增加，在两个机翼升力差作用下飞机向左滚转。为了降低起飞离地速度和着陆接地速度，缩短起飞和着陆滑跑距离，左右机翼后缘还装有襟翼。襟翼平时处于收上位置，起飞着陆时放下。 3)尾翼 尾翼分垂直尾翼和水平尾翼两部分。 1.垂直尾翼 垂直尾翼垂直安装在机身尾部，主要功能为保持飞机的方向平衡和操纵。 通常垂直尾翼后缘设有方向舵。飞行员利用方向舵进行方向操纵。当飞行员右蹬舵时，方向舵右偏，相对气流吹在垂尾上，使垂尾产生一个向左的侧力，此侧力相对于飞机重心产生一个使飞机机头右偏的力矩，从而使机头右偏。同样，蹬左舵时，方向舵左偏，机头左偏。某些高速飞机，没有独立的方向舵，整个垂尾跟着脚蹬操纵而偏转，称为全动垂尾。 2.水平尾翼 水平尾翼水平安装在机身尾部，主要功能为保持俯仰平衡和俯仰操纵。低速飞机水平尾翼前段为水平安定面，是不可操纵的，其后缘设有升降舵，飞行员利用升降舵进行俯仰操纵。即飞行员拉杆时，升降舵上偏，相对气流吹向水平尾翼时，水平尾翼产生
https://www.doczj.com/doc/799745934.html, 飞机结构与工艺及历史发展浅述 机翼 1.机翼的基本结构元件及受力机翼的基本结构元件是由纵向骨架、横向骨架以及蒙皮和接头等组成，现将各个结构元件的作用及受力分述如下： 1.纵向骨架——沿翼展方向安置的构件，包括梁、纵樯和桁条。 （1）梁——最强有力的纵向构件。它承受着全部或大部分的弯矩和剪力。梁的椽条承受由弯矩而产生的正应力；腹板承受剪力。梁的数量一般为一根或两根，也有两根以上的。机翼结构只有一根梁者称为单梁机翼；有两根者称为双梁机翼；两根以上者称为多梁机翼；没有翼梁称为单块式机翼。 翼梁的位置：在双翼及有支撑的机翼上，根据统计，前梁在12～18%翼弦处；后梁在55～70%翼弦处。在悬臂式单翼机上，单梁机翼的梁位于25～40%翼弦处。双梁机翼的前梁在20～30%翼弦处；后梁在50～70%翼弦处。 （2）纵樯——承受由弯矩和扭转而产生的剪力。与梁的区别是椽条较弱，椽条不与机身相连。其长度与翼展相等或仅为翼展的一部分。纵樯通常放置在机翼的前缘或后缘，与机翼上下蒙皮相连，形成一封闭的盒段以承受扭矩。 （3）桁条——承受局部空气力载荷；支持和加强蒙皮；并将翼肋互相连系起来。而且还可以承受由弯曲而产生的正应力。有的机翼为了更加强蒙皮，桁条需要很密，因而导致使用波纹板来代替桁条，或者把桁条与蒙皮作成一体，形成整体壁钣。 2.横向骨架——沿翼弦方向安置的构件。主要包括普通翼肋和加强翼
肋。 （1）普通翼肋——将纵向骨架和蒙皮连成一个整体；把由蒙皮传来的空气动力载荷传给翼梁；并保证翼剖面之形状。参与一部分机翼结构的受力。 （2）加强翼肋——除了起普通翼肋作用外，还承受集中载荷。 3.蒙皮——它固定在横向和纵向骨架上而形成光滑的表面。 布质蒙皮主要是承受局部空气动力载荷，并把它传给骨架。硬质蒙皮除了上述作用外，还参与结构整体受力。视具体结构的不同，蒙皮可能承受剪应力，也可能还承受正应力。 4.接头——把载荷从一个构件传到另一个构件上去的构件。如机翼与机身的连接、副翼与机翼连接等，均需用接头。机翼接头的形式很多，常见的有耳片式接头，套管式接头、对孔式接头，垫板式和角条式接头等多种。机翼构造的发展在机翼构造的发展过程中，最主要的变化就是维形件和受力件的逐渐合并。 在飞机发展的初期，为了减小重量，完全根据受力件和维形件分开，并且分段地承受载荷的原理来安排机翼的构造。这种构造形式的受力骨架是一个由翼梁、张线及横支柱（或翼肋）所组成的空间桁架系统。它承受所有的弯矩、扭矩和剪力。机翼的表面和机翼的形状是用亚麻的蒙皮和翼肋形成的。所以这种机翼可以叫作构架式机翼。 随着飞机速度的增大，翼载荷的增大，出现了蒙皮承受剪力和部分正应力的梁式机翼。这种机翼构造型式的特点是有强有力的梁，以及光滑的硬质蒙皮，这种机翼的蒙皮是金属铆接结构，为现在飞机所广泛采用。它的翼梁腹板承受剪力，蒙皮和腹板组成的盒段承受扭矩，蒙皮也参与翼梁椽条的承受弯矩的作用。但是梁式机翼的蒙皮较薄，桁条也较少，有的机翼的桁条还是分段断开的，有的甚至没有桁条。因此梁式机翼蒙皮承受由弯矩引起的拉压作用不大。 飞机场速度进一步增大，为保持机翼有足够的局部刚度和抗扭刚度，需要加厚蒙皮和增多桁条。这样，由厚蒙皮和桁条组成的壁钣已经能够承担大部分弯矩，因而梁的椽条可以减弱，直至变为纵樯，于是就发展成为
飞机机翼结构分析 前言 飞机机翼结构分析实根据发《飞机结构强度》一书中第三章的内容，本文主要论述了飞机机翼的功用及翼面结构。机翼由副翼前缘缝翼襟翼扰流板组成，从机翼的空气动力载荷到机翼的总体受力，能够更深入更全面的了解机翼了解航空领域所涉及学科的基础知识基础原理及发展概况，对开拓视野，扩大知识面以及今后的学习和工作都有帮助。 1.1机翼的功用 机翼是飞机的一个重要部件，其主要功用是产生升力。当它具有上反角时，可为飞机提供一定的横侧安定性。除后缘布置有横向操纵用的副翼、扰流片、等附翼外，目前在机翼的前、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。现代歼击机和歼击轰炸机往往在机翼下布置多种外挂，如副油箱和导弹、炸弹等军械设备。机翼的内部空间常用来收藏起落架或其部分结构和储放燃油。特别是旅客机，为了保证旅客的安全，很多飞机不在机身内贮存燃油，而全部贮存在机翼内。为了最大限度地利用机翼容积，同时减轻重量，现代飞机的机翼油箱大多采用利用机翼结构构成的整体油箱。此外机翼内常安装有操纵系统和一些小型设备和附件。 1.2翼面结构设计要求 1.气动要求 翼面是产生升力主要部件，对飞行性能有很大的影响，因此，满足空气动力方面的要求是首要的。翼面除保证升力外，还要求阻力尽量小﹙少数特殊机动情况除外﹚。翼面的气动特性主要取决于其外行参数﹙如展弦比、相对厚度、后掠角和翼型等﹚，这些参数在总体设计时确定；结构设计则应强度、刚度及表面光滑度等方面来保证机翼气动外形要求的实现。 2.质量要求 在外形、装载和连接情况一定的条件下，质量要求时翼面结构设计的主要要求。具体地说，就是在保证结构完整性的前提下，设计出尽可能请的结构。结构完整性包含了强度、刚度、耐久性和损伤容限等多方面内容。 3.刚度要求 随着飞机速度的提高，翼面所受载荷增大，特别对于高机动性能歼击机和高速飞行的导弹；由于减小阻力等空气动力的要求，翼面的相对厚度越来越小，再加上后掠角的影响，导致翼面结构的扭转刚度、弯曲度将越来越难保证，这些均将引起翼面在飞行中的变形增加。高速飞行时，很小的变形就可能严重的恶化翼面的空气动力性能；刚度不足还会引起震颤和操纵面反效等严重问题。因此，对高速飞机和导弹，为满足翼面的气动要求，保证足够的刚度十分重要。 4.气动加热要求 一般亚音速飞行器，所选用的结构材料是常用金属及非金属材料，不必考虑温度对材料的影响。高速飞行时，翼面将受到气动加热的影响，尤其是翼面前缘的起动加热问题尤为严重。因此当以大马赫数的速度飞行时，还要考虑气动加热对结构强度和刚度的影响。 5.使用维修要求 翼面结构应便于检查、维护和修理。翼面内部通常铺设有相当数量的操纵系统零部件、燃油管路、电气线路和液压管路等，对这些系统和线路需要经常检查调整。当机翼结构作为整体油箱舱使用时，必须保证燃油系统工作的高度可靠性，包括油箱的密封可靠。对所有要
实习培训报告 —机翼结构的修理 【摘要】 本论文主要阐述了飞机翼梁的组成结构及修理方法。由于机翼是由蒙皮、长桁、翼梁、翼肋等构件组成，并在机翼中所发挥着独特的作用，所以我们对机翼上的蒙皮、长桁、翼梁、翼肋应该不只是要明白它的结构和布置，还应清楚它们的修理方法。从而在机翼出现故障后，能按照适当的修理方法，准确无误地对机翼结构进行修理，以保证机翼能在飞机上发挥其应有的独特性能。 关键词飞机蒙皮长桁翼梁翼肋修理
目录 引言 .................................................................................................................................................... 1 机翼结构的修理要求............................................................................................................. 2 皮的修理 ................................................................................................................................ 2.1 长桁间损伤蒙皮的修理 ........................................................................................................ 2.1.1 内部补贴加强 ........................................................................................................................ 2.1.2 蒙皮镶平修理......................................................................................................................... 2.2 长桁处损伤蒙皮的修理 ........................................................................................................ 2.3 机翼前缘蒙皮的修理 ............................................................................................................ 2.3.1 圆形镶平补片 ........................................................................................................................ 2.3.2 矩形镶平补片 ........................................................................................................................ 3 机翼长桁的修理..................................................................................................................... 3.1 长桁的补贴修理 .................................................................................................................... 3.2 长桁的挖补修理 .................................................................................................................... 3.3 长桁的切割修理 .................................................................................................................... 3.3.1 “L”型长桁的切割修理..................................................................................... 3.3.2 “Z”型长桁的切割修理..................................................................................... 3.3.3 “J”型长桁的切割修理 ..................................................................................... 3.3.4 “T”型长桁的切割修理..................................................................................... 4 机翼翼梁的修理......................................................................................................................... 4.1 缘条的贴补修理............................................................................................................. 4.2 翼梁腹板的修理............................................................................................................. 4.2.1腹板裂纹的修理........................................................................................................................ 4.2.2 腹板孔洞的修理................................................................................................. 4.2.3 腹板切割修理..................................................................................................... 5 机翼翼肋的修理......................................................................................................................... 5.1 翼肋弯边损伤的修理..................................................................................................... 5.1.1 翼肋弯边腐蚀损伤的修理................................................................................. 5.1.2 翼肋弯边裂纹损伤的修理................................................................................. 5.2 翼肋腹板的修理............................................................................................................. 5.2.1 损伤不能矫形的修理......................................................................................... 5.2.2 局部切割换新的修理......................................................................................... 6 机翼后缘蒙皮的修理................................................................................................................. 结束语 ................................................................................................................................................ 参考文献.............................................................................................................................................
飞机结构疲劳与断裂分析发展综述 领空权对于任何一个国家都是非常重要的,飞机的先进,是领空权的保证.飞机更是国家的国防的重要力量,提高飞机的性能更是每个军事大国追求的目标.飞机的结构抗疲劳强度与断裂强度是飞机性能的重要体现.通过这学期的学习,和老师耐心的讲解,我对我国飞机结构疲劳强度与断裂发展现状与发展趋势有了更进一步的了解. 疲劳强度是指飞机结果在无限多次交变载荷作用下而不破坏的最大应力称为疲劳强度或疲劳极限。实际上，飞机结构并不可能作无限多次交变载荷试验。 断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。 飞机结构在实际使用中，要不断承受交变载荷的作用。但是，早期设计给及只是从静强度上考虑，只要通过计算和试验证明飞机结构能够承受得住设计载荷（实际使用中所出现的最大载荷乘以安全系数），就认为飞机结构具有足够的强度。由于飞机结构承受交变载荷的作用，某些构建常常出现疲劳性能也较好。因此，飞机结构的疲劳问题并不突出，疲劳强度问题没有引起足够的重视。直到50年代前期，世界各国的飞机强度规范中对疲劳强度都还没有具体要求，不要求进行全尺寸结构疲劳试验。但是，随着航空事业的不断发展，飞机
的性能不断提高，适用寿命延长，新结构、新材料不断出现，飞机结构在使用中疲劳破坏与安全可靠之间的矛盾逐渐显露出来了。 断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。 许多飞机结果，如轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等，在工作过 程中各点的应力随时间作周期性的变化，这种随时间作周期性变化的应力称为交变应力（也称循环应力）。在交变应力的作用下，虽然零件所承受的应力低于材料的屈服点，但经过较长时间的工作后会产生裂纹或突然发生完全断裂。 疲劳破坏是机械零件失效的主要原因之一。据统计，在飞机结构失效中大约有80%以上属于疲劳破坏，而且疲劳破坏前没有明显的变形，所以疲劳破坏经常造成重大事故，所以对于轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等承受交变载荷的零件要选择疲劳强度较好的材料来制造。 疲劳失效是金属材料常见的失效形式,特别是轴类,连杆,轴承类 等零件,长期在应力下工作的工件材料都要求较高的疲劳强度,这样 的可以提高零件的使用寿命。疲劳强度同时还与硬度、强度、韧性有较大关系，所以他是金属材料的重要力学性能指标。 疲劳强度是材料能够承受无数次应力循环时的最大应力。疲劳强度关系到零件的寿命以及零件工作时能够承受的最大应力，这对零件的安全设计有重大意义。
飞机机翼原理与功能图文详解 机翼各翼面的位置图 图片说明：上图为机翼各翼面的位置图，民航飞机的机翼各翼面位置一般类似。机翼上各操纵面是左右对称分布，部分由于图片受限未标出 机翼的基本概念 机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行；同时也起一定的稳定和操纵作用。是飞机必不可少的部件，在机翼上一般安装有飞机的主操作舵面：副翼，还有辅助操纵机构襟翼、缝翼等。另外，机翼上还可安装发动机、起落架等飞机设备，机翼的主要内部空间经密封后，作为存储燃油的油箱之用。 相关名词解释： 翼型：飞机机翼具有独特的剖面，其横断面（横向剖面）的形状称为翼型，称为翼型 前缘：翼型最前面的一点。 后缘：翼型最后面的一点。 翼弦：前缘与后缘的连线。 弦长：前后缘的距离称为弦长。如果机翼平面形状不是长方形，一般在参数计算时采用制造商指定位置的弦长或平均弦长 迎角(Angle of attack) ：机翼的前进方向(相当与气流的方向)和翼弦(与机身
轴线不同)的夹角叫迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。 翼展：飞机机翼左右翼尖间的直线距离。 展弦比：机翼的翼展与弦长之比值。用以表现机翼相对的展张程度。 上（下）反角：机翼装在机身上的角度，即机翼与水平面所成的角度。从机头沿飞机纵轴向后看，两侧机翼翼尖向上翘的角度。同理，向下垂时的角度就叫下反角。 上（中、下）单翼：目前大型民航飞机都是单翼机，根据机翼安装在机身上的部位把飞机分为上（中、下）单翼飞机也有称作高、中、低单翼。 机翼安装在机身上部（背部）为上单翼；机翼安装在机身中部的为中单翼，机翼安装在机身下部（腹部）为下单翼。 上单翼的飞机一般为运输机与水上飞机，由于高度问题，此时起落架等装置一般就不安装在机翼上，而改在机身上，使用上单翼的飞机一般采用下反角的安装。 中单翼因翼梁与机身难以协调，几乎只存在理论上； 下单翼的飞机是目前民航飞机常见的类型，由于离地面近，便于安装起落架，进行维护工作，使用下单翼的飞机一般采用上反角的安装。 机翼在使飞机升空飞行中的重要作用 飞机在飞行过程中受到四种作用力： 升力----由机翼产生的向上作用力 重力----与升力相反的向下作用力，由飞机及其运载的人员、货物、设备的重量产生 推力----由发动机产生的向前作用力 阻力----由空气阻力产生的向后作用力，能使飞机减速。 由此可见，机翼的主要功用就是产生升力，以支持飞机在空中飞行。它为什么能产生升力呢？ 首先要从飞机机翼具有独特的剖面说起，前面名词解释已提到，机翼横断面（横向剖面）的形状称为翼型，机翼剖面的集合特性与机翼的空气动力有密切的关系。从侧面看，机翼顶部弯曲，而底部相对较平。机翼在空气中穿过将气流分隔开来。一部分空气从机翼上方流过，另一部分从下方流过。
第一章 第二章飞机结构 1.2.
概述 固定机翼飞机的机体由机身、机翼、安定面、飞行操纵面和起落架五个主要部件组成。 直升机的机体由机身、旋翼及其相关的减速器、尾桨（单旋翼直升机才有）和起落架组成。 机体各部件由多种材料组成，并通过铆钉、螺栓、螺钉、焊接或胶接而联接起来。飞机各部件由不同构件构成。飞机各构件用来传递载荷或承受应力。单个构件可承受组合应力。 即： P=X
飞机作不稳定的平飞时，推力与阻力是不相等的。推力大于阻力，飞机就要加速；反之，则减速。由于在飞机加速或减速的同时，飞行员减小或增大了飞机的迎角，使升力系数减小或增大，因而升力仍然与飞机重力相等。平飞中，飞机的升力虽然总是与飞机重力相等，但是，飞行速度不同时，飞机上的局部气动载荷（局部空气动力）是不相同的。飞机以小速度平飞时，迎角较大，机翼上表面受到吸力，下表面受到压力，这时的局部气动载荷并不很大；而当飞机以大速度平飞时，迎角较小，对双凸型翼型机翼来说，除了前缘要受到很大压力外，上下表面都要受到很大的吸力。翼型越接近对称形，机翼上下表面的局部气动载荷就越大。所以，如果机翼蒙皮刚度不足，在高速飞行时，就会被显着地吸起或压下，产生明显的鼓胀或下陷现象，影响飞机的空气动力性能。 1.4.3. 阻力 Y 飞行速度和曲率半径也不可能一样，所以，飞机在垂直平面内做曲线飞行时，飞机的升力也是随时变化的。 1.4.5. 1.4.6.飞机在水平平面内作曲线飞行时的受载情况 水平转弯时,飞机具有一定的倾斜角（玻度）β，升力与垂线之间也构成β角。这时，水平分力Ysinβ就是飞机转弯时的向心力，它与惯性离心力N平衡；升力的垂直分力Ycosβ与飞机重力G平衡，即
飞机机翼翼梁的结构分析和修理设计
目录 1引言 (8) 2飞机翼梁的结构分析 (8) 2.1翼梁的结构组成 8 2.1.1翼梁缘条 10 2.1.2翼梁腹板 10 2.2翼梁的受载特点 10 2.3翼梁的布置 11 3故障诊断 (12) 3.1超声波探伤 12 3.1.1超声波探伤设备 12 3.1.2超声波探伤的工作原理 (12) 4故障修理 (13) 4.1翼梁缘条的修理 13
4.1.1缺口的修理 13 4.1.2裂纹的修理 14 4.1.3断裂的修理 15 4.2翼梁腹板的修理 19 4.2.1裂纹的修理 19 4.2.2破孔的修理 20 4.2.3切割的修理 21 5校核强度 (22) 5.1梁缘条修理时的强度计算 22 5.2 腹板修理时的强度计算 (25) 结束语 (26) 参考文献 (27)
毕业设计（论文）原创性声明和使用授权说明 原创性声明 本人郑重承诺：所呈交的毕业设计（论文），是我个人在指导教师的指导下进行的研究工作及取得的成果。尽我所知，除文中特别加以标注和致谢的地方外，不包含其他人或组织已经发表或公布过的研究成果，也不包含我为获得及其它教育机构的学位或学历而使用过的材料。对本研究提供过帮助和做出过贡献的个人或集体，均已在文中作了明确的说明并表示了谢意。 作者签名：日期： 指导教师签名：日期： 使用授权说明 本人完全了解大学关于收集、保存、使用毕业设计（论
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