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飞行的主要组成部分及功用到目前为止，除了少数特殊形式的飞机外，大多数飞机都由机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置五个主要部分组成：1. 机翼——机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行，同时也起到一定的稳定和操作作用。
在机翼上一般安装有副翼和襟翼，操纵副翼可使飞机滚转，放下襟翼可使升力增大。
机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。
不同用途的飞机其机翼形状、大小也各有不同。
2. 机身——机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备，将飞机的其他部件如：机翼、尾翼及发动机等连接成一个整体。
3. 尾翼——尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。
水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，有的高速飞机将水平安定面和升降舵合为一体成为全动平尾。
垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。
尾翼的作用是操纵飞机俯仰和偏转，保证飞机能平稳飞行。
4.起落装置——飞机的起落架大都由减震支柱和机轮组成，作用是起飞、着陆滑跑，地面滑行和停放时支撑飞机。
5.动力装置——动力装置主要用来产生拉力和推力，使飞机前进。
其次还可为飞机上的其他用电设备提供电源等。
现在飞机动力装置应用较广泛的有：航空活塞式发动机加螺旋桨推进器、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机。
除了发动机本身，动力装置还包括一系列保证发动机正常工作的系统。
飞机上除了这五个主要部分外，根据飞机操作和执行任务的需要，还装有各种仪表、通讯设备、领航设备、安全设备等其他设备。
二、飞机的升力和阻力飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。
在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。
流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理：流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。
飞机的基本构造飞机是一种能够在大气中飞行的航空器，它是人类工程师多年来对飞行原理的深入研究和技术发展的结晶，能够在空中快速、高效地进行航空运输和军事任务。
飞机的基本构造包括机身、机翼、发动机、弹射椅和座舱等组成部分。
1. 机身：机身是飞机的主要承载结构，由舱段和连接这些舱段的框架组成。
它通常由轻质且高强度的材料，如铝合金或复合材料制成。
机身的前部通常包含座舱和驾驶舱，以及飞机操纵系统的控制装置。
机身的中部通常是客舱或货舱，用于载人或载货。
机身的后部通常包含燃油箱、发动机和尾部组件。
2. 机翼：机翼是产生升力的关键部件。
它通常采用翼型外形，其上面凸起，下面平坦，其特殊弯曲形状使得气流在上表面的流速变快、压强变小，从而产生向上的升力。
机翼还具有翼尖、翼根和副翼等构件。
机翼通常由铝合金或者复合材料制成，可以通过支柱或滑轨与机身连接。
3. 发动机：发动机是飞机的动力装置，通常由一台或多台燃气涡轮发动机组成。
发动机通过燃烧燃料来产生高温高压的气体，并通过喷口将这些气体向后排出，推动飞机前进。
发动机通常位于机翼下方的机身后部，有专门的机翼瘤或吊舱容纳。
4. 弹射椅：弹射椅是飞机上必不可少的安全装备之一。
它通常安装在座舱内，用于紧急情况下飞行员或乘客迅速逃生。
当飞机遭遇危险状况时，弹射椅会通过瞬间推力将乘员弹射出机舱，以确保乘员的生命安全。
5. 座舱：座舱是乘客和机组人员的区域。
它通常位于机身的前部，提供舒适的座位和必要的设施，如气候控制、娱乐设施、厕所等。
座舱还包括乘员的舱门和逃生装置，以确保乘客的安全。
除了这些基本构造外，飞机还包括许多其他部件，如起落架、翼舱、机身结构支撑等。
飞机的设计和构造是多学科交叉融合的产物，涵盖了力学、材料科学、航空学、空气动力学等多个领域的知识。
飞机的构造和设计的不断发展和创新，使得现代飞机具有更好的性能、更高的安全性和更大的便利性。
单招民航技术知识点总结一、航空器结构航空器结构是指飞机和直升机的外形和内部构造。
它包括气动弹性、强度、安全、舒适性和飞机综合性能等综合问题。
在设计初期，动态弹性则相当于生产一个“预防割断”和生产减固措施。
航空器结构是机械的参数。
（一）航空器结构的主要特点1. 负载空载系数是控制重要因素。
2. 动态弹性是约束安全和舒适性的约束条件。
3. 安全性、经济性、舒适性、可靠性是机身结构总体设计的目标。
4. 约束条件要求控制全球结构，不设限。
（二）结构设计1. 主结构设计（1）胎翼结构设计胎翼是飞机飞行性能、飞机外形和飞机布局的基本要求，确定飞机能否取得足够的航程和载荷，是飞机设计中最为复杂和关键的任务之一。
满足结构的强度要求，使得爬升、下降等飞行工况给主结构带了正确的系数。
（2）机身结构设计机身结构设计，前期控制计算在线以前，首先考虑机身的重量，也就是在设计机身的时候，总重量要以机型设计总重量为标准，机身解构的设计时是否最关键。
2. 飞机的动力飞机的动力来源之一就是飞行。
飞行员对飞机的”升力"、速度和高温、高压等字段有相当深的了解。
在飞行中，无论是高温、低温或高压等状态，飞行员都知道如何增加升力。
状态越高，需要跃升的力所需随之增加。
3、飞机的电气系统飞行是一种技术活动，而动力是飞机的主要来源。
飞机系统的电气系统主要分为导航设备和飞行气象设备两大类。
（一）导航设备导航设备主要用于飞行器的导航和位置。
导航设备的主要功能是：根据客户的设置对飞机进行自动指引的飞行。
导航设备根据指定的航路和转弯点在合适的时间合理调整飞行器的轨迹以保持服务。
（二）飞行气象设备飞行气象设备用于飞机在飞行中观测大气环境情况。
气象设备主要是用于提供气象条件。
在飞行中，飞机可以使用气象设备了解大气内大气良好的环境。
通过这些机器，飞机能够更好地保持飞行中的稳定状态。
4、飞机的机械飞机机械是指飞机上部件、机械件等部分组成。
飞机上的许多机械设备需要经常性保养和维护。
1. 飞机结构1.1 飞机结构的基本概念1.1.1 飞机外载荷及飞机结构承载能力飞机在飞行或起飞、着陆、地面运动时，其他物体对飞机的作用力和力矩称为飞机外载荷。
1飞机外载荷1) 飞机外载荷分类飞机外载荷按其作用形式可分为集中载荷和分布载荷。
飞机外载荷按其作用性质可分为静载荷和动载荷。
飞机外载荷按飞机所处状态又可分为飞行载荷和地面载荷。
2) 飞行中飞机的外载荷及过载(1) 飞行中飞机的外载荷。
图1.11 飞机机体坐标系和外载荷向机体坐标系原点简化当外载荷形成平衡力系时，满足平衡方程组(1.11)，飞机进行的是匀速直线运动，也就是定常飞行； 当外载荷不能形成平衡力系时，飞机进行的是变速运动，也就是非定常飞行。
⎩⎪⎨⎪⎧∑X ＝0，∑M X ＝0∑Y ＝0，∑M Y ＝0∑Z ＝0，∑M Z ＝0(2) 过载(载荷系数)。
① 过载的定义和物理意义。
过载的定义： 作用在机体坐标系某方向表面力的合力与飞机重量之比称为飞机在该方向的过载(也称为载荷系数)。
飞机的过载用字母n 表示，按照图1.11给出的机体坐标系，过载分为沿纵轴过载n x 、沿立轴过载n y 和沿横轴过载n z ，由此可得⎩⎪⎨⎪⎧n x ＝（P －D ）/W n y ＝L /W n z ＝Z /W② 飞机水平匀速飞行时的过载。
图1.12 飞机水平匀速飞行时的外载荷飞机进行的水平匀速直线飞行就是一种定常飞行状态，这些外载荷必须满足平衡方程(1.11)。
因为侧向力Z 、力矩M y 和M z 自然为零，所以⎩⎪⎨⎪⎧∑X ＝0，P 0＝D 0∑Y ＝0，L 0＝W ∑M Z ＝0，M A ＝M B在此飞行状态下，飞机的过载为： n x ＝P 0－D 0＝0，n y ＝L 0/W ＝1，n z ＝Z /W ＝0。
③ 机动过载。
水平机动过载出现在飞机水平盘旋情况，如图1.13所示。
当飞机以滚转角β水平盘旋时，升力在水平方向的分力为飞机转弯提供向心力，N a 为惯性力； 而在垂直方向的分力与飞机重量平衡，L ×cos β＝W 。
所以n y ＝L/W ＝1/cos β。
滚转角越大，过载值越大，当β＝30°时，n y ＝1.15; β＝60°时，n y ＝2。
图1.13 水平盘旋机动过载④ 突风过载。
图1.14 垂直突风造成的突风过载⑤ 部件过载。
n y 部件＝n y ±Δn y图1.15所示为飞机以角加速度εz 抬头转动时，沿机体纵轴部件过载的分布图。
抬头角加速度εz 导致飞机重心以外各部件相对重心有附加的加速度εz ×X 部件，产生附加过载Δn y ＝εz ×X 部件/g ，这时部件的过载就等于n y 部件＝n y ＋Δn y ＝n y ＋εz ×X 部件/g式中，εz——飞机绕机体横轴转动的角加速度；X部件——部件沿机体纵轴部件到飞机重心的距离；g——重力加速度。
图1.15部件过载沿飞机纵轴的变化规律(a) 全机过载；(b) 附加过载；(c) 部件过载当飞机以角加速度εx绕机体纵轴向右转动时，得出飞机部件过载分布如图1.16所示。
图1.16部件过载沿飞机横轴的变化规律(a) 全机过载；(b) 附加过载；(c) 部件过载3) 起飞、着陆、地面运动时，作用在飞机上的外载荷和起落架载荷系数为了便于研究，将地面作用在起落架上的外载荷分为垂直载荷、水平载荷和侧向载荷，如图1.17所示。
图1.17作用在飞机上的地面载荷P y—垂直于地面的载荷；P x—平行地面并垂直轮轴的载荷；P z—平行地面并垂直机轮平面的载荷(1) 垂直载荷。
(2) 水平载荷。
(3) 侧向载荷。
图1.18飞机带右侧滑着陆或大速度滑行向右转弯N—惯性力2飞机结构的承载能力1) 飞机的使用限制(1) 限制过载——结构总体受力限制。
n y使用最小≤n y≤n y使用最大CCAR25部规定：正限制机动过载不得小于2.5，不必大于3.8; 负限制机动过载不得小于－1.0。
(2) 限制速压——气动载荷受力限制。
图1.19不同飞行姿态下机翼表面气动力分布(a) 低速大迎角飞行；(b) 高速小迎角飞行为了保证飞机的局部结构强度，飞行中的飞机的速压不能超过q最大，俯冲时的速压不能超过q最大最大。
为了直观体现飞机飞行速度限制值，引入当量速度概念。
当量速度是指飞机飞行速压等效为海平面飞行时的速压所对应的速度，即V d＝2q ρ0式中，ρ0——海平面的空气密度。
最大允许速压q最大最大对应的当量速度称为最大当量速度，V d＝2q最大最大ρ0，是飞机飞行气动载荷的最大限制速度。
(3) 机动包线——飞行使用限制。
CCAR25部适航标准中给出运输类飞机的机动包线(见图1.110)，并规定：飞机设计制造商必须保证在给出的包线边界上和边界内的空速和过载系数的任意组合，飞机均必须满足强度要求。
所以，飞机在飞行包线规定的范围内运营飞行，才能保证飞机的安全。
图1.110飞机机动飞行包线(4) 飞机在地面上的使用限制。
CCAR25部对飞机地面载荷的各种组合情况以及各种载荷的最大使用载荷系数做了具体的规定，形成了飞机地面载荷的严重受载情况。
CCAR25部要求在这些严重受载情况下，起落架以及和起落架相连的机体结构不能破坏，也不能产生有害的永久变形。
但如果由于使用或维护不当，使飞机承受的地面载荷超出了CCAR25部所规定的严重受载情况的范围，将会使起落架和机体结构受到损伤。
发生这种情况后必须按要求对涉及的结构进行检查。
2) 飞机结构承载余量——安全系数和剩余强度系数值(1) 安全系数。
设计载荷与使用载荷之比叫做安全系数，即f＝P设计/P使用(2) 剩余强度系数。
在飞机强度计算中，把构件的破坏应力(正应力σ破坏、剪应力τ破坏)与它在某受载情况设计载荷作用下的计算应力之比称为在此受载情况下该构件的剩余强度系数，即η＝σ破坏/σ设计，η＝τ破坏/τ设计1.1.2 飞机结构适航性要求和结构分类1飞机结构的适航性要求1) 结构的强度CCAR25部要求飞机结构的强度要用限制载荷(服役中预期的最大载荷)和极限载荷(限制载荷乘以规定的安全系数)来确定。
必须研究机动包线上足够数量的点，以保证获得飞机结构每一部分的最大载荷，并且保证在每一种最大载荷作用下飞机结构都符合CCAR25部对强度的要求。
用真实载荷情况对飞机结构进行静力试验以确定飞机结构强度时，飞机结构必须能够承受极限载荷至少3s且不发生破坏。
2) 结构的刚度CCAR25部规定飞机结构必须能够承受限制载荷而无有害的永久变形，在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得妨害安全飞行。
3) 结构的稳定性飞机结构中的细长杆件(起落架撑杆、襟翼滑轨撑杆等)和薄壁杆件(桁条、梁缘条等)受压时，当压应力大于受压失稳临界应力时，构件就会发生受压失稳现象，如图1.111所示。
图1.111受压杆件失稳形式(a) 局部失稳；(b) 总体失稳图1.112蒙皮剪切失稳结构一旦失去稳定性，承受的载荷不能再增加，此时结构的刚度降低，结构在载荷作用下变形加大，所以对于主要受力结构是不允许出现失稳现象的。
4) 结构的疲劳性能CCAR25部规定必须表明飞机结构符合“结构的损伤容限和疲劳评定的要求”。
该规定要求飞机在整个使用寿命期间应避免由于疲劳、腐蚀或意外损伤引起的灾难性破坏。
(1) 损伤容限评定。
(2) 安全寿命评定。
(3) 声疲劳强度评定。
2飞机结构件的分类根据结构件失效后对飞机安全性造成的后果，结构件可划分为重要结构项目(structural significant item，SSI)和一般结构项目(或其他结构项目)。
1.1.3 飞机结构受力分析的基本概念1载荷作用下的变形图1.113五种基本变形(a) 拉伸变形；(b) 压缩变形；(c) 剪切变形；(d) 扭转变形；(e) 弯曲变形(1) 拉伸/压缩变形。
(2) 剪切变形。
(3) 扭转变形。
(4) 弯曲变形。
2内力3应力和应变1) 正应力和正应变正应力是垂直于所取截面的应力，即应力矢量沿截面的法向方向，用符号σ表示，如图1.114(b)所示。
正应力矢量方向由截面向外指，代表的是拉应力，一般用＋σ表示。
正应力矢量方向由外指向截面，代表的是压应力，一般用－σ表示。
应力的单位是Pa(N/m2)。
对应正应力的应变称为正应变，用字母ε来表示。
2) 剪应力和剪应变剪应力是平行于所取截面的应力，即应力的矢量沿截面的切向方向，用符号τ表示，如图1.114(b)所示。
剪应力是构件材料分子之间反抗被剪切错动而产生的应力，它的单位也是Pa。
对应剪应力的应变称为剪应变，用字母γ来表示：γ＝ΔS/h。
图1.114应力的概念图1.115剪应变4剪力和弯矩在载荷作用下，结构件发生剪切变形时，结构件截面上产生的反抗剪切变形的内力叫剪力，用字母Q来表示；在载荷作用下，结构件发生弯曲变形时，结构件截面上产生的反抗弯曲变形的内力叫弯矩，用字母M来表示，如图1.116所示。
1) 剪力图1.116剪力和弯矩图1.117梁截面上的剪应力分布图1.118紧固件和焊缝在载荷作用下承受剪切2) 弯矩图1.119梁截面上正应力的分布图1.120机翼承受空气动力作用产生的弯矩5扭矩1) 扭矩的传递当结构件在载荷作用下发生扭转变形时，结构件中产生的反抗扭转变形的内力叫扭矩，用字母M扭来表示。
由扭转引起的剪应力叫做扭转剪应力，用τ扭表示。
从图1.121和图1.122中可以看到，当长圆柱体(无论是实心长圆柱体还是空心长圆柱体)承受外力扭矩作用时，轴截面之间发生以截面形心为中心的相对转动，轴的长度不会发生变化，横截面保持平面。
在扭转变形过程中，截面形心的位置保持不变。
截面形心也被称为截面的扭心。
图1.121扭转变形产生的剪切变形和剪应力图1.122扭转剪应力2) 刚心和刚轴在图1.123(a)中，机翼承受的扭矩M扭＝P垂直×h1－P水平×h2(1.110)式中，P垂直、P水平——起落架的垂直载荷和水平载荷；h1、h2——垂直载荷和水平载荷到机翼刚心的距离。
