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飞机机翼的结构原理飞机是人类在20世纪最重大的科学技术成就之一，飞机外观最凸显的部分就是机翼，机翼那么薄，它是如何承受几十吨重量的？机翼的主要构件包含了翼肋、翼梁、桁条和蒙皮。
机翼结构的基本作用是构成机翼的流线外形，同时将外载荷传给机身。
机翼结构在外载荷作用下应具有足够的强度、刚度和寿命。
足够的刚度既指蒙皮在气动载荷作用下保持翼型形状的能力，也包含机翼抵抗扭转和弯曲变形的能力。
机翼最主要作用是产生升力，以支持飞机在空中飞行，也起一定的稳定和操纵作用。
飞机机翼设计主要是为了让机翼在空中飞行的时候，将气流切割成上下两个部分，并且让两个部分产生差异。
飞机上升主要利用的就是压力差。
机翼上下表面形状是不对称的，空气沿机翼上表面运动的距离更长，自然流速更快。
速度越快，气压越小，上下表面的压力差就提供了升力。
当飞机前进的速度越大，这个压强差，即升力也就越大，所以飞机起飞时必须高速前行。
当飞机需要下降时，它只要减小前行的速度，其升力自然会变小。
飞机机翼是如何承受大重量的？在给定机翼自身重量的前提下，能够安全地承受使用载荷(设计中会放大为设计载荷)，靠的是结构材料的正确选择、结构部件的合理布置以及结构尺寸的精心设计分析与优化。
①机翼材料的选择机翼的蒙皮倾向采用复合材料，承重结构依然采用金属材料。
碳纤维复合材料的特性是重量轻承重大，非常适合用在飞机机翼上。
②机翼结构部件合理布置及尺寸优化飞机机翼之所以能够承载大部分的重量，主要承重结构就是机翼翼盒，它由非常轻便结实的碳纤维材料构成，内部由成百上千根骨架组成。
所以我们别看飞机的机翼那么薄，其实内部结构和承重是非常厉害的。
在设计初始，设计人员就会将机翼的重量和整个飞机将会承载的最大重量加入设计和计算中，根据整个最大重量来进行整个机翼的设计和优化。
任何一架新型飞机在投入市场之前，都会进行无数次的测试。
飞机机翼上下摆动在这里小科也告诉大家一个小知识，大部分民航飞机的油箱都位于机翼的位置，很多人可能会好奇，飞机那么庞大、空间那么多，为什么非要把油箱装在机翼上呢？其实，飞机看起来非常庞大，但是大部分空间都是预留给乘客和机载设备的，真正留给油箱的空间很少，但是机翼部分却成为了装油的好地方，因为机翼承重能力足、空间大，并且在机翼处装油还有助于飞机飞行时的平稳。
飞机的常见气动布局亲爱的同学们大家好：今天，我想和大家讲一讲，飞机的常见气动布局。
大家知道的都有哪些呢？目前我们所知的可行的飞机的空气动力布局方式有：常规、鸭式、三翼面、变后掠、无尾、飞翼、前掠翼。
这些布局方式各有特色各有长短，我将为大家逐个讲解。
首先是常规，常规布局也就是主翼在前，水平尾翼在后，有一个或两个垂尾的气动布局方式。
使用这种气动布局设计的具有代表性的战斗机有，美国——洛克希德马丁公司：F22猛禽。
俄罗斯——苏霍伊设计局：苏27侧卫。
但其实，我们常见的客货机几乎全是这种设计的。
常规布局的优点是技术成熟，理论研究已经非常完善，生产技术也成熟而又稳定，同其他气动布局相比各项性能比较均衡。
只是由于均衡所以也没有特别出色的地方。
然后是鸭式。
因为当初这种气动布局的飞机飞起来像鸭子，故此得名。
说到鸭式布局，我们就不得不说世界上第一架飞机——莱特兄弟的飞行者一号。
它所使用的布局其实就是鸭式布局。
鸭式布局也是主翼在后面，前面加个小机翼叫做鸭翼。
简单地来看，鸭式布局就是将常规布局中的水平位移移到了主翼前方，但鸭翼与平尾并不是一个概念。
虽然鸭翼也承担着控制俯仰的责任，但除此之外，鸭翼还会产生涡流。
这些涡流吹过主翼会带来强大的增升效果，也就是说，鸭翼能提供额外的升力。
如此，鸭式布局的飞机的短距起降性能更强，因为它们在低速度状况下也能获得较高的升力。
鸭式布局的飞机在高速飞行中有着更高的稳定性，机动性也要比常规布局飞机更加出色。
有时鸭式布局飞机还会在机身的后下方增加两片叫做腹鳍的翼面，以增加大迎角情态下的飞行稳定性，这是因为在大迎角情态下，常规布局的飞机的垂尾还会接触到由主翼和平尾的间隙间吹过的气流，而鸭式布局的飞机的主翼往往会阻断流往垂尾的气流，如此垂尾便不能很好地控制飞机的水平方向稳定，而在机身下方增加的腹鳍则能解决这个问题。
这也是鸭式布局飞机的一个不同之处。
鸭式布局设计的代表战机有：中国成飞歼20，欧洲双风：阵风、台风。
飞机机翼结构强度与疲劳寿命分析飞机机翼是支撑飞行器上升和下降的关键部件，机翼的结构强度和疲劳寿命对于飞机的飞行安全至关重要。
本文将对飞机机翼结构强度和疲劳寿命进行分析，并探讨一些提高机翼寿命的方法。
一、飞机机翼结构强度分析飞机机翼所承受的载荷主要有弯矩、剪力和轴力。
机翼的结构设计需要能够承受这些载荷，并保持足够的强度，以应对正常飞行和特殊情况下的负荷要求。
首先，机翼在飞行过程中承受的弯矩是主要的载荷。
弯矩是由飞行器的重量、飞行速度和操纵力所引起的。
根据弯矩大小和分布，机翼的受力情况可以被理解为在弯曲载荷下的杆件受力。
因此，机翼需具备足够的抗弯刚度和弯曲强度。
其次，机翼还需承受来自飞机不同部分及外界环境力的剪力和轴力。
剪力和轴力主要集中在机翼的连接点和边缘处。
为了保持结构的强度，机翼需要足够的抗剪刚度和抗轴向压力的能力。
为了满足机翼的结构强度要求，现代飞机使用了许多先进的材料和结构设计。
轻质高强度的复合材料广泛应用于机翼结构中，以减少重量和提高强度。
同时，还采用了刚性的桁架结构和合理的加强筋布置来增强机翼的强度。
二、飞机机翼疲劳寿命分析机翼的疲劳寿命是指机翼能够承受的循环载荷次数。
在实际飞行中，机翼会经历大量循环载荷，如起飞、飞行和着陆等过程中的载荷变化。
这些循环载荷会导致机翼产生疲劳损伤，进而影响机翼的性能和安全性。
疲劳寿命的计算基于材料的疲劳性能和实际载荷的统计分析。
材料的疲劳性能可以通过疲劳试验获得，包括疲劳极限、疲劳裂纹扩展速率等参数。
而载荷的统计分析则是通过统计飞机在特定飞行阶段和任务中的载荷数据得到。
传统的疲劳寿命分析方法是基于正常设计工作条件下机翼的寿命。
统计分析结果表明，飞机机翼的疲劳寿命取决于机翼的载荷历史和载荷幅值。
因此，正确预测和分析机翼的载荷是提高机翼寿命的关键。
为了提高机翼的疲劳寿命，工程师们采取了多种措施。
首先，优化机翼的结构设计，减少应力集中和疲劳敏感区域。
其次，使用先进的传感器和监测技术，实时监测机翼的状态和疲劳损伤。
飞机的机翼原理
飞机的机翼是飞行的关键部件，它的形状和设计直接影响着飞行的性能和稳定性。
机翼的设计原理可以追溯到古希腊时期，当时人们发现，鸟类的翅膀可以使它们在空中飞翔。
然而，直到20世纪初，人们才真正理解了机翼的工作原理。
机翼的主要原理是产生升力，这是支持飞机在空中飞行所必需的力量。
升力是由机翼上方的气流和下方的气流之间的压差产生的。
当气流流过机翼时，它必须在上方的曲面上移动更快，而在下方的曲面上移动更慢。
因为上方的气流移动更快，所以压力也更低。
相反，下方的气流移动更慢，所以压力更高。
这个压差产生了一个向上的力量，即升力。
机翼的形状和尺寸也对升力的产生和控制有着重要的影响。
机翼的曲率、翼展和攻角都会影响气流的流动，从而影响升力的产生。
攻角是机翼与气流之间的夹角，它可以通过改变机翼的姿态来调整。
此外，机翼还用于控制飞机的稳定性和方向。
飞机上的副翼和方向舵可以通过改变机翼的形状和角度来控制飞机的滚转和俯仰。
总之，飞机的机翼是飞行的关键部件，它的形状、设计和操作对飞行的性能和稳定性都有着至关重要的影响。
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实习报告：歼六战斗机实习体验
一、前言
作为一名航空工程专业的学生，能够参与到歼六战斗机的实习项目中，我感到非常荣幸。
在这份实习报告中，我将详细描述我在实习过程中的所见所闻，以及我从中得到的启示和收获。
二、实习内容
实习期间，我主要参与了歼六战斗机的结构分析、性能测试和飞行模拟等环节。
在结构分析环节，我深入了解了歼六战斗机的机身、机翼、尾翼等主要结构的设计原理和制造工艺。
在性能测试环节，我参与了歼六战斗机发动机的试车工作，并对飞机的飞行性能进行了实地测试。
在飞行模拟环节，我通过模拟器体验了歼六战斗机的飞行操作，并学习了飞行员的训练过程。
三、实习收获
1. 专业知识方面的收获：通过实习，我对歼六战斗机的结构设计、性能参数和飞行原理有了更深入的了解，使我在航空工程领域的专业知识得到了丰富和提升。
2. 实践操作能力的提升：在实习过程中，我亲自参与了飞机的试车和性能测试工作，提高了我的实践操作能力。
3. 团队合作与沟通能力的培养：在实习过程中，我学会了与飞行员、工程师和其他实习同学密切合作，提高了我的团队合作和沟通能力。
4. 爱国主义教育：实习过程中，我深刻体会到了我国航空工业的奋斗历程和伟大成就，增强了我的爱国主义情怀。
四、实习感悟
通过这次实习，我深刻体会到了航空工业的艰辛和伟大。
作为一名航空工程专业的学生，我将继续努力学习，提高自己的专业素养，为我国的航空事业贡献自己的力量。
五、结语
这次歼六战斗机实习报告使我受益匪浅，不仅提高了我的专业素养，还培养了我的实践操作能力和团队合作精神。
我将以此为契机，继续努力学习，为实现我国航空事业的伟大复兴贡献自己的力量。
物理机翼知识点归纳总结一、机翼的基本功能机翼是飞机的主要升力产生器，它通过在空气中产生升力，使飞机能够在空中飞行。
除了产生升力外，机翼还能够影响飞机的侧向稳定性、横向稳定性和控制性能。
在飞机起飞、飞行和降落的过程中，机翼还能够通过调整襟翼和襟翼等附加设备，来改变升力和阻力，从而影响飞机的性能。
二、机翼的结构和形状机翼通常由主翼、副翼和辅助翼组成。
主翼是飞机上的主要升力产生器，它通常呈梯形或矩形的形状，并且具有对称的空气动力剖面。
副翼和辅助翼则是用来增加机翼的升力和稳定性。
机翼的形状在很大程度上决定了飞机的飞行特性，如升阻比、速度范围、机动性等。
三、机翼的气动原理飞机在飞行中，机翼通过加速和减速空气来产生升力。
当飞机在空中飞行时，空气被压缩在机翼上表面，同时低压区形成在机翼下表面，这样就产生了升力。
同时，机翼上表面的气流比下表面的气流速度要快，这也产生了升力。
与此同时，机翼的形状、面积、攻角、马赫数等因素也都会影响机翼的升力产生。
四、机翼的升力控制飞机的升力可以通过调整机翼的攻角、襟翼和副翼等附加设备来控制。
在起飞和着陆时，通常需要增加升力来保证飞机的安全性，这时可以使用襟翼来增加升力。
在飞行过程中，通过调整机翼的攻角和副翼的倾斜角度，也可以控制飞机的升力和姿态。
五、机翼的气动外形机翼的气动外形通常是指机翼的空气动力剖面以及机翼的形状，包括横截面形状、各部分的倾斜角度和边缘效应等。
不同的气动外形会对机翼的气动性能和性能造成不同的影响，因此设计一个合理的气动外形是机翼设计中至关重要的一步。
六、机翼的材料和制造工艺机翼通常使用轻质高强度的材料来制造，如铝合金、碳纤维复合材料和钛合金等。
同时，机翼的制造工艺也十分复杂，需要采用先进的加工和焊接技术。
在制造机翼时，需要考虑材料的强度、重量、疲劳性能和耐腐蚀性能等因素，以保证机翼具有良好的结构稳定性和耐久性。
七、机翼的破坏和维护机翼在飞行过程中会受到各种外部因素的作用，如气流冲击、温度变化和机械应变等，这些因素都会对机翼造成不同程度的损坏和疲劳。
飞机机翼原理
飞机机翼原理是通过利用空气动力学的原理来产生升力，使飞机能够在空中飞行。
机翼是飞机的重要部件，其设计和形状对飞机的飞行性能起着至关重要的作用。
机翼的形状通常采用空气动力学中的翼型。
翼型的上表面和下表面分别呈现出不同的曲线形状，这样可以通过产生不同的气动力来实现升力的生成。
在机翼上表面的曲率较大，气流通过时会减速并产生正向气压，而在下表面的曲率较小，气流通过时会加速并产生负向气压。
这种气压差异导致了机翼上下表面之间产生的升力。
此外，机翼的前缘和后缘也对升力产生影响。
机翼的前缘通常呈现较为圆润的形状，这样可以在气流通过机翼前缘时减小阻力，并且有利于将气流导向翼型表面。
而机翼的后缘通常呈现短而尖锐的形状，这样可以减小气流分离和湍流的产生，提高升力效果。
此外，机翼上还设置了襟翼和缝翼等辅助设备。
襟翼位于机翼的前缘，可以改变机翼的形状，增加升力。
缝翼位于机翼的后缘，可以改变机翼的下表面面积，增加升力。
通过调整襟翼和缝翼的展出程度，可以根据不同的飞行需求来调整机翼的升力和阻力。
综上所述，飞机机翼原理是通过利用空气动力学的原理来产生升力，使飞机能够在空中飞行。
机翼的形状、翼型以及辅助设备的设置都对升力的产生和调整起着重要作用。
浅论瑞典空军在二战中使用的J6B型战斗机的空气动力学性能摘要：本文旨在研究瑞典空军在二战中使用的J6B型战斗机的空气动力学特性，通过对该型战斗机的设计原理机翼形状机身结构和动力系统等方面的分析，讨论其在空中作战中的性能表现。
引言：瑞典空军J6B猎鹰Ⅱ是是经典的战前双翼战斗机，具有出色的机动性多种弹链可选芬兰空军也装备过两架J6B，直到1945年这些飞机都被用教练机。
一、J6B猎鹰Ⅱ战斗机的概况J6B由设计师卡尔·克莱门斯·布克设计制造，是双翼单发活塞战斗机。
具有出色的机动性即使在低速时也有教好的操作性，它多种弹链可选，芬兰空军也装备过两架J6B，直到1945年这些飞机都被用教练机。
J6B战斗机于1941年才正式退役。
二、设计特性J6B的基本参数，机长7.28米翼展8.80米机高3.46米空重1136kg 最大实用重量1376kg1、动力系统设置：J6B战斗机引擎搭载一台9缸星气冷活塞发动机，海平面加力功率达到491马力，这种发动机飞机有较高的速度和爬升能力。
2、飞行性能设计：J6B战斗机的最大速度是325kms/h。
爬升率7.67m/s（2000），5.45m/s(2000~5000)。
实用升限为7700m。
具有较好的低速行驶性能。
3、武器系统设置：2挺8毫米M22型机枪（机头1000发），单管射速1200发/分钟，最大穿深13毫米,有多种单链可选三、软件模拟测量方法及结果因瑞典J6B猎鹰Ⅱ战斗机目前已无可正常飞行的实机，故采用仿真气动环境下的计算机数据进行相关研究实验软件;WarThunder(真是性能模式）实验步骤如下：1、使用飞机100%发动机功率输出进行不同高度的稳态飞行。
2、飞行高度以每1000米海拔高度为数据记录点位。
3、根据飞行数据绘制速度、高度特性图。
4、根据图表分析空气动力学特性:在飞机无挂载，满油的情况下测得如下图:由图中数据可以看出，飞机在飞行过程中其速度与飞机高度基本呈线性关系，在3000米高度出现最大速度，其低功率情况下的速度衰减比较严重。
歼六飞机机翼结构分析与设计小组成员：李振宇1193 2009300226刘帮1193 2009300228唐亮1193 2009300233田晨1193 2009300234魏斌斌1193 2009300235袁瑞峰1193 2009300236目录歼六飞机机翼分析与设计 (1)概述 (4)思路介绍 (5)一歼六飞机机翼的总体布局 (5)二普通翼肋、梁、墙、长桁的构造及受力特点 (6)2.1 蒙皮 (6)2.2 翼肋 (7)2.3翼梁和墙 (8)2.4长桁 (10)三各部分连接关系 (10)四传力分析 (13)4.1 分布力的传递 (14)4.1.1直机翼段分布力的传递 (14)4.1.2武器挂架及后段的分布力传递分析 (18)4.2 集中力的传递 (22)4.3 总体力的传递 (24)五襟翼、副翼、起落架等受力分析 (25)5.1襟翼受力分析 (25)5.1.1 简介 (25)5.1.2 襟翼的受力特点 (25)5.2 副翼受力分析 (28)5.2.1 简介 (28)5.2.2 副翼受力特点 (28)5.3 起落架受力分析 (32)5.3.1 简介 (32)5.3.2 起落架受力特点 (32)六结构合理性与不足分析 (35)七机翼设计 (36)7.1 静强度、稳定性设计 (36)7.2 安全寿命设计 (38)7.3 损伤容限设计 (39)概述歼-6是中国沈阳飞机制造公司制造的单座双发超音速战斗机，是60年代至70年代中国空军的主力歼击机，可以用于国土防空和夺取前线局部制空权，亦可执行一定的对地支援任务。
歼-6飞机是根据前苏联的米格－19仿制和发展的。
1958年初开始试制，原型机于1958年12月首次试飞，歼-6飞机1960年投入批生产。
1986年停产，生产数千架。
歼-6飞机尺寸小、重量轻、推重比大、机动性好，适于近距格斗空战。
飞机结构简单，使用维护方便，价格便宜，是世界上同类飞机中最便宜的。
歼-6飞机除装备中国空、海军外，还向国外出口。
三面图：歼六有许多改型： 歼-6I 提高升限的改型。
主要是在歼-6基本型的基础上减轻了飞机重量，提外形尺寸 翼展9.04米 机长(带空速管)14.64米 (不带空速管)12.54米 机高3.89米 机翼面积25.0米2 机翼后掠角(1/4弦线)55° 机翼相对厚度(顺气流平均值)8.24％ 主轮距4.16米 前主轮距4.40米 重量及载荷 最大起飞重量8820千克正常起飞重量(无外挂)7400千克 燃油重量(机内)1800千克 正常载重1950千克性能数据 最大平飞速度(高度11000米)M1.36 巡航速度900公里/小时 实用升限17500～17900米 最大航程(不带副油箱)1390公里 (带副油箱)2200公里 续航时间(不带副油箱)1小时43分 (带副油箱)2小时38分 起飞滑跑距离(加力)515米 着陆滑跑距离(用伞)610米 (不用伞)890米高了升限。
歼-6II在歼-6的基础上进一步提高飞机高空性能的改型。
歼-6III为提高飞机机动性而发展的改型，飞机的结构和性能都有明显的变化。
FT-6超音速教练型。
RF-6战斗侦察型。
歼-6甲全天候型。
思路介绍我们分析歼六飞机机翼的受力，按照以下思路进行：首先要分析歼六机翼是属于哪种受力形式（梁式、单块式、多腹板式）。
我们知道歼六机翼有后掠角，并且在下表面有大开口，于是我们根据上述先判断机翼是属于哪种受力形式。
接下来我们考虑：要想分析好整个机翼的受力，我们必须弄懂机翼的各个构件（蒙皮、长桁、梁、墙、肋等）的受力以及它们之间的连接关系。
有了每个构件的受力特点以及它们的连接关系，我们便可以对它们进行传力分析。
并且我们考虑到，机翼上有许多其他的装置，比如襟翼、副翼、起落架等，于是我们有专门一部分来分析这些结构的受力和传力。
最后，我们简要分析歼六飞机机翼结构的合理性与不足之处，并且提出设计（优化）方案。
整个大作业的过程我们按照以上思路进行。
一歼六飞机机翼的总体布局歼六飞机翼展9.04米，在1/4弦线处采用了55º的大后掠角全金属中单翼，采用高速对称翼型，顺气流方向翼根处相对厚度8.73%，翼尖处8.13%。
机翼上表面布置有翼刀，下表面有扰流片，与副翼联动（这方面没有在图中展现出来），飞机的副翼和襟翼由液压驱动。
襟翼在起飞时展开角为15º（适当增加升力），降落时展开角为25º（增大升力并同时增加阻力）此机翼没有前缘襟翼，只有后缘襟翼，操纵面也是属于传统飞机的布置。
下图是我们大概绘制的歼六机翼的总体布局。
★图绘为J6机翼下翼面，省略了一些细节部分，比如某些小细节，如前缘翼盒、中央主翼盒的某些小开口，另外，上翼面机翼与下翼面的不同在于，前缘翼盒多一条桁条，即前缘翼盒为上三下二的桁条数目，还有在挂架开口区，下翼面桁条打断数根，蒙皮未开口（由于航空馆模型已把下翼面蒙皮剖出，假设蒙皮未开口以方便分析），而上侧蒙皮桁条均未开口或打断。
我们可以看到歼六飞机使用的是梁架式后掠机翼。
机翼外段：为双梁单块式，上下各有9跟长桁加强肋（根肋）后段：机翼采用前梁、后墙（后墙缘条较强，具有一定承受弯矩能力）、主梁、侧肋和根肋（加强肋）的布置形式。
这种布局形式主要为了解决受力和布置之间的矛盾：在机翼后端要收起起落架，所以要在机翼后端下表面大开口，而开口之后，破坏了单块式结构的传力路线，并且使得机翼的抗扭能力降低，同时我们考虑到双梁式机翼的后掠效应会使得后梁承载严重，综合以上几点考虑，在根肋后段采用了增加一根主梁的梁架式结构。
于是对于主梁采用30CrMnSiA高强合金钢整体模锻件，前梁采用LC4高强铝合金模压件，后墙采用LC4Z（根部）和LY12硬铝（外段）制成，纵梁采用LC4Z 和LY12制成。
二普通翼肋、梁、墙、长桁的构造及受力特点2.1 蒙皮蒙皮形成飞机结构光滑封闭的表面，蒙皮承受垂直于其表面分布的局部气动载荷，并将其传递给支承其上的长桁、翼肋、缘条骨架上。
在传递总体力方面，蒙皮与翼梁腹板、翼墙腹板组成的封闭盒式薄壁结构承受机翼的扭矩。
同时由于J6机翼为单块式，蒙皮较厚具有一定承受正应力的能力，它还能与长桁、梁缘条一起组成整体壁板承受轴向力传递整体弯矩。
简化时，由蒙皮为薄壁元件，设其剪应力仅沿切线方向，用单位切线长度上剪力即剪流来描述，同时假设蒙皮只承受并传递剪应力，将其实际上具有的承受传递正应力的能力折算到与其连接的纵向元件（长桁，梁缘条）上。
2.2 翼肋翼肋是保证气动力所要求的翼剖面形状的横向元件。
有普通翼肋和加强翼肋。
它与蒙皮、长桁相连，并以自身平面内的刚度为蒙皮、长桁提供垂直方向的支持，同时提高了蒙皮、长桁的受压失稳临界应力。
同时在J6机翼结构不连续处附近，布置有加强翼肋，这些肋或者是材料不同，或者是缘条加强、腹板加厚、立柱加强，以承受额外的附加载荷，或者将力的形式（集中力扩散为分布力，或反之）转化后传递给后续部件。
另外翼肋在垂直于其自身平面的方向上刚度很低，认为其仅能承受面内载荷提供面内约束。
J6翼肋（外侧副翼处）：J6翼肋（内侧襟翼处）：以下分别为前缘盒段翼肋，主盒段翼肋，襟翼部分翼肋不连续处翼肋加强十三肋处布置加强翼肋，收集外段承受的载荷简化时，假设翼肋腹板仅承受剪应力，而将其承受正应力的能力折算到缘条或弯边上，设弯边、缘条的面积为A，腹板厚度为t，长度为h，腹板剖面绕水平对称轴x的惯性矩为J x=112×t×h3,使简化等效后此值不变，则腹板承弯能力折算成缘条或弯边面积为：112th31 2h2=16th，即A等效16th+A，此时，腹板仅承受剪力，完全由弯边或缘条承受正应力。
翼肋腹板的简化2.3翼梁和墙J6翼梁主要包括，前梁、主梁、纵梁，它们都有大致相同的结构，主要由上下凸缘（flange）和腹板（web）构成，两端（或一端）有接头连接其他部件可以相互传递集中力，凸缘上以一排铆钉与蒙皮相连（视为简支），以承受来自蒙皮的剪流。
翼梁具有较强的凸缘，很强承受弯矩的能力，同时其腹板较厚具有较强承剪能力，这决定了其主要功用是传递承受机翼的剪力和弯矩，J6机翼的前梁即布置在了翼型剖面最大高度附近。
翼梁缘条受轴向压力时，由于在蒙皮平面内有蒙皮支持，在自身平面内有腹板支持，因此一般不会发生总体失稳，但是局部可能失稳。
墙也叫做腹板，J6机翼中主要布置有一个后墙，其凸缘相对梁而言较弱，但是超出一般桁条，所以可以承受不大的弯矩。
墙和翼梁腹板的主要功用还是以受剪板形式传递和支承其自身平面内的剪力。
另外，翼梁和腹板垂直于自身平面内的刚度相对较弱，亦认为其仅承受和传递自身平面内的载荷。
简化时，可以认为翼梁腹板仅承受剪力，而将其承受正应力的能力折算到凸缘上，同时，翼梁的凸缘不仅和梁腹板连接，而且还与蒙皮连接，故也需把蒙皮承受正应力的能力折算到凸缘上，设翼梁凸缘自身面积为A：翼梁腹板承受正应力能力转化到凸缘上：A1=Jx/((h/2)^2 *2)= t*h^3/12/(h^2 /2)=t*h/6在将蒙皮承受正应力能力转化到凸缘上时，采取如下的近似方法，即在凸缘连接的部分蒙皮上，截取其左右各距离下一个桁条一半的蒙皮，将其面积折算到凸缘上去，即为转化后凸缘的附加面积：A2=1/2*(d1+d2)*t翼梁等效面积即为三部分之和：A等效=A+A1+A2同时J6后墙由于具一定承弯能力，也可以采取同样的简化形式。
2.4长桁长桁是与蒙皮与翼肋相连的纵向构件，其主要受力特性是可以传递承受自身轴线内的拉压载荷和沿自身轴线的分布剪流，而其承受使杆弯曲的横向载荷能力很低。
但是这只是相对而言，它还可以承受局部小气动载荷，将其传递给支承其上的翼肋。
受拉长桁主要考虑其强度问题，受压长桁主要考虑受压失稳问题。
J6机翼的长桁主要为┳型和┏型，与蒙皮铆接，简化计算时，可以将其简化为一根具有集中面积的杆，其全部面积集中在蒙皮剖面内一点上，没有高度和宽度。
同时前面提到，J6机翼的蒙皮能够承受一定正应力而被简化成仅承受自身平面内载荷的理想板，现在将其承受正应力的能力折算到与其相连的长桁上，方法与梁缘条的一致：设长桁面积为A，蒙皮厚度t，长桁与相邻长桁间距为d1与d2截取其左右各距离下一个桁条一半的蒙皮面积作为等效附加面积，有：A1=1/2*(d1+d2)*t故折算后，长桁等效面积：A等效=A+A1另外，J6长桁为平行于前梁布置，展向各剖面长桁数量变化，长桁终止处多为零力端。
三各部分连接关系由第一部分知：歼6的机翼外段为单梁单块式，有后墙；机翼内段为梁架式结构，外加一根纵梁。
内段的主要构件有：主梁、前梁、后墙、纵梁以及一根加强肋。
对于机翼外段，各部分连接关系由图中很明显可以看出来。
