第08讲—翼面结构(3)
飞行器结构设计(打印版)
在弹体坐标系下，由受力平衡和力矩方程得
Ra Rb G cos Ral1 Gl2 cos 0 fRa Fa
两坐标轴方向过载为：
nx ( P Fa) / mg 0 ny ( Ra Rb) / mg 0
可得
nx P / mg 0 fGl2 cos / mg 0l1 ny G cos / mg0
M N Yi Ji Fj
——舱段剖面上的正应力；
M ——由弯矩 M 产生的正应力；
N ——由轴向力 N 产生的正应力；
M ——作用在舱段剖面上的弯矩； N ——作用在舱段剖面上的轴向力；
J i ——减缩剖面的惯性矩；
Yi ——第 i 个元件到减缩剖面中性轴的距离；
F j ——减缩剖面的面积。
可知，从 0 至 90 度，随 增大， nx 变大， n y 变小。 4 波动系数 K：反映当舵面偏角发生变化时，导弹的过载系数变化的程度。 第四次课（教材 23 页-35 页） 1 地空导弹典型弹道上所选的特征点有：最大推力点，导弹进入控制飞行的初始点，机动飞行段的速 压点，机动飞行的终点。 2 压心：作用在物体上空气动力合力的作用点。 3 刚心：一个剖面上，所有作用力的合力，只产生纯弯曲的作用点。 4 设计载荷：使用载荷乘以安全系数。 P des
R ——连接框外径；
q ——连接框的支反剪流。
第八次课（教材 52 页—61 页） 1 梁式翼面结构中，翼梁一般沿翼面最大厚度线布置或沿翼弦的等百分比线布置，翼肋按顺气流方向 排列或沿垂直于翼梁弹性轴方向布置。 2 玻璃钢蜂窝夹层结构中，弹翼主体上蜂窝纵向沿展向排列，翼前后缘蜂窝纵向沿翼弦方向排列。 3 展弦比：展向长/弦向长。 4 翼面的相对厚度：翼面最厚位置厚度/弦长长度。 第九次课（教材 62 页—70 页） 1 普通肋开减轻孔是因为腹板剩余强度一般较大，减轻孔边缘翻边是为提高腹板的抗弯能力。 2 铆缝设计与计算主要是确定铆钉的直径，间距，边距与排距。 第十次课（教材 70 页—76 页） 1 第一强度理论是最大拉应力准则； 第二强度理论是最大伸长线应变准则； 第三强度理论是最大剪应力准则； 第四强度理论是最大形变能准则。 2 夹层结构夹芯参数为格子形状，边长，箔厚与变密度格子。 第十一次课（教材 76 页—84 页） 1 在多榫式接头中，齿中部厚度小于齿厚，是为了减少齿的精加工面，齿外端厚度比齿根略小，装配 时外端起导向作用。 （教材 77 页图 3.44）
第08讲—翼面结构(4)
2）弯矩的传递 ） 剖面弯矩 M 以正应力的形式作用 在上、下壁板中 在上、下壁板中——σ根——σ侧，M 和 q侧 ， M 。
剖面正应力可以认为由基本应力 （平均应力） σ0和附加应力（次应力） 平均应力） 和附加应力（次应力） 组成。 σ 组成。 σ 是由于后掠效应引起的 应力，其影响范围仅在根部翼段（ 应力，其影响范围仅在根部翼段（长 度约为B）。 度约为 ）。
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1）结构的简化假设： 结构的简化假设：
看作为一双支点梁。它的一端与后梁铰接， 根肋 看作为一双支点梁。它的一端与后梁铰接，另一端与 前梁和主梁的交点B相连，因为有加强蒙皮把前梁、 前梁和主梁的交点B相连，因为有加强蒙皮把前梁、 主梁和根肋的缘条连接在一起，且腹板也相连，所以， 主梁和根肋的缘条连接在一起，且腹板也相连，所以， 前支点可看作弱固支，在传递扭矩时，起固支作用； 前支点可看作弱固支，在传递扭矩时，起固支作用； 接受由前、 后梁传来的分力矩， 侧肋 接受由前、主、后梁传来的分力矩，并认为它最后铰 支在前、主梁上，以双支点梁形式受弯， 支在前、主梁上，以双支点梁形式受弯，然后把弯矩 转化成剪力的形式传给两梁； 转化成剪力的形式传给两梁； 固支在前梁上。 2肋前肋 固支在前梁上。
此处只讨论机翼外段传来的剪力、弯矩和扭矩的传递过程，其它载 此处只讨论机翼外段传来的剪力、弯矩和扭矩的传递过程， 剪力 如局部气动力、惯性力、起落架传来的载荷等）传递分析类同。 荷（如局部气动力、惯性力、起落架传来的载荷等）传递分析类同。
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2）结构的简化假设： ）结构的简化假设： （1）认为全部载荷均由根部梁架来承受。除侧边肋和根肋之外的 认为全部载荷均由根部梁架来承受。 其它翼肋均不参加总体传力。 其它翼肋均不参加总体传力。 （2）因为前梁与主梁间下翼面为大开口，且机翼与机身只有两个 因为前梁与主梁间下翼面为大开口， 集中接头相连接， 集中接头相连接，因而上翼面壁板自根部向外是逐渐参加承受正 应力的，故近似假设上壁板蒙皮仅受剪切，整个三角区ABC ABC的下翼 应力的，故近似假设上壁板蒙皮仅受剪切，整个三角区ABC的下翼 面壁板不受力。 面壁板不受力。 （3）根肋在外翼传来的载荷作用下，其变形近似符合平剖面假设。 根肋在外翼传来的载荷作用下，其变形近似符合平剖面假设。 （4）各构件的支持情况简化为： 各构件的支持情况简化为： 两端铰支梁，分别支持在机身17框和主梁端头B点上； 17框和主梁端头 前梁 两端铰支梁，分别支持在机身17框和主梁端头B点上； 固支在机身24框和侧肋(铰支)上的悬臂梁； 24框和侧肋 主梁 固支在机身24框和侧肋(铰支)上的悬臂梁； 固支在主梁和侧肋(铰支)上的悬臂梁； 后梁 固支在主梁和侧肋(铰支)上的悬臂梁；
飞机机翼结构剖析
飞机机翼结构剖析机翼是飞机的重要部件之一，它就好比鸟儿的翅膀。
飞机之所以能在天上飞，靠的就是机翼产生的升力！不过除了提供飞机升力，机翼其实还有许多辅助功能，比如悬挂发动机、存储燃油、控制飞机水平翻转、减速等。
因此在机翼上还有很多特别设计的“机关”，也许经常坐飞机的朋友会注意到，但是不一定说得出这些机关的名字和具体作用。
今天，我们就和大家聊一聊飞机的机翼！机翼如何产生升力？众所周知，机翼的主要功能就是产生升力，让飞机飞起来，那么它为什么能产生升力呢？这还得从飞机机翼具有独特的剖面说起。
我们把机翼横截面的形状称为翼型，翼型上下表面形状是不对称的，顶部弯曲，而底部相对较平。
当飞机发动机推动飞机向前运动时，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。
日常的生活经验告诉我们，当水流以一个相对稳定的流量流过河床时，在河面较宽的地方流速慢，在河面较窄的地方流速快。
空气的流动与水流其实有较大的相似性。
由于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，因而流速较快。
而流过机翼下表面的气流正好相反，流速较上表面的气流慢。
根据流体力学中的伯努利原理，流动慢的大气压强较大，而流动快的大气压强较小，这样机翼下表面的压强就比上表面的压强高。
换句话说，就是大气施加于机翼下表面的压力(方向向上)比施加于机翼上表面的压力(方向向下)大，二者的压力差便形成了飞机的升力。
机翼有多坚固？机翼除了提供升力之外，还必须得承重。
飞机在天上飞的时候，整个机身的重量几乎都是由机翼给“托”着的。
飞机在地面上的时候，机翼还得悬臂“举”着重重的发动机，像A380、747这样的巨无霸飞机，单片机翼还得悬臂“举”起两个发动机，要知道A380的单台发动机自重就达8吨。
因此，机翼必须得足够坚固。
目前主流的民航客机的机翼结构采用的是双梁单块式，前后有两根梁，之间又有很多的翼肋，这样梁和肋就组成了机翼的内部骨架结构，外侧是蒙皮和壁板设计。
机翼翼面结构分析
• 4.传力分析方法
从结构的外载荷作用处（已知载荷 处）开始，依次取出各个构件部分或元 件为分离体，按它们各自的受力特性合 理简化成典型的受力构件，并根据与该 部分结构相连的其他构件的受力特性及 它们相互间的连接，由静力平衡条件， 确定出各级分离体上的作用力和支承力 ，并画出各构件的内力图。
二、翼面结构的典型受力型式
二、翼面结构的典型受力型式 2.多墙式
较多的纵墙(一般多于5个)；蒙皮厚(可从几mm到十几mm)，无长 桁
薄机翼，用梁有何弊端？
3.3 翼面典型结构型式及其传力分析
• 三、典型翼面结构型式的传力分析 – 构件在传递局部外载与总体内力时的不同受力 特性； – 不同结构型式中，构件传递总体内力的功用及 区别； – 不同结构型式传递总体内力的基本特征； – 构件在外力作用下的内力分布特征；
2. 各典型型式受力特点的比较 （1）单纯的梁式机翼，薄蒙皮和弱长桁均不参加机翼总体弯矩的传递， 只有的缘条承受弯矩引起时轴力。 （2）在单块式，多墙式机翼中，蒙皮、长桁，乃至主要是蒙皮发展成为 主要的承弯构件，机翼结构一般说材料利用率较高 （3）在承受总体力中的剪力和扭矩时，几种形式中各元件的作用基本相 同。
• 所谓翼面结构的受力型式是指结构中起主要作用的受力构 件的组成形式．各种不同的受力型式表征了翼面结构不同 的总体受力特点。
二、翼面结构的典型受力型式 1.薄蒙皮梁式机翼：梁强，少长桁，薄蒙皮
二、翼面结构的典型受力型式
2.多梁单块式
蒙皮较厚，与长桁、翼梁绦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：粱 或墙与壁板形成封闭的盒段，增强了翼面结构的抗扭刚度
3.3 翼面典型结构型式及其传力分析
飞机机翼各部分图解及专业术语讲课教案
飞机机翼各部分图解及专业术语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：1 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2 前缘：翼型最前面的一点。
3 后缘：翼型最后面的一点。
4 翼弦：前缘与后缘的连线。
5 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6 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。
7 翼展：飞机机翼左右翼尖间的直线距离。
8 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。
9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。
10 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。
11 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。
飞行器结构学.
单面翼受载示意图
6.2 翼面结构型式
6.2.1 蒙皮骨架式翼面 材料沿四周分布，强度、刚度高，重 量轻，被广泛应用在各种飞行器上。 (1) 单梁式翼面(图6.2.1)
单梁式翼面
1 翼梁
2 前墙 3 翼肋 4 桁条 5 蒙皮 7 辅助接头 8 主接头 图6.2.1 单梁式翼面
6 后墙
单梁式翼面特点
第六章
翼面的构造与设计
6.1 概
述
• 导弹的翼面：各种空气动力面，如弹翼、安定面 (尾翼、反安定面)、操纵面(舵面、副翼)是导弹弹 体的重要组成部分。 • 弹翼的功用：产生升力，以支持导弹在飞行中的 重力和机动飞行所需的法向力。 • 安定面：常指尾翼和反安定面，用以保证导弹的 纵向飞行稳定性。
Q－剪力 M－弯矩 T－扭矩 (a)作用于弹翼的分布载荷及集中载荷 (b)作用于弹翼的剪、弯、扭作用力
6.2.3 夹层结构弹翼
夹层结构弹翼的特点： • 抗弯能力较大，耐热绝热性好，气动外形 好，装配工艺性好。 • 制造工艺较复杂，工艺质量不稳定，特别 是接头和分段处加工制造更困难。 • 夹层结构上不宜开舱件组成 的。 2. 翼梁是沿翼面最大厚度线布置的，这种布置能使 梁具有最大的剖面高度，且沿翼展展向按直线变 化，在强度和刚度上都有利。 3. 翼肋是顺气流方向排列的，翼肋的间距影响屏格 蒙皮的横向变形，普通翼肋的间距约为250～300 mm。 4. 一个能传弯的主接头和两个不能传弯但能传剪的 辅助接头。
图6.2.6 辐射网格式加强筋整体结构弹翼
（3）菱形网格式加强筋整体结构弹翼
如图6.2.7所示
1. 2. 上、下壁板上有菱形网格的加强筋。 壁板的前缘与后缘起着纵墙的作用，壁板的根部组成加 强根肋，根肋上有14对托板螺帽构成弹翼的分散传力式 接头。
飞行器结构学
翼肋的布置
• 翼肋也有两种布置方式： 1. 顺气流方向布； 2. 垂直于翼梁弹性轴线方向布置。
6.3.4 受力元件剖面形状的选择
蒙皮对缝的连接形式：
各种形状的桁条
两种翼肋
翼梁的结构形式和剖面形状
6.3.5 设计计算
（1）屏格尺寸与蒙皮厚度
（1）辐射梁式加强筋整体结构弹翼
如图6.2.5 所示： • 由整体加工的上下壁板铆接而成 • 翼根前后缘的两个辅助接头可以提高翼根 的弦向刚度，将弹翼的扭矩传给弹身。
图6.2.5 辐射梁式加强筋整体结构弹翼
1 上壁板 2 下壁板 3 铆钉
（2）辐射网格式加强筋整体结构弹翼
由上下整体壁板铆接而成的，辐射加强筋与横 向加强筋一起保证弹翼的展向与弦向刚度大致相 同。
6.3.2 翼面结构方案的选择
1. 2. 3. 4. 综合考虑所有的设计要求； 导弹的飞行速度； 翼面的工作时间、翼载、气动加热； 翼面的边界情况及其工艺性要求；
方案一：翼面处于助推器上
方案二：翼面在贮箱上
1 翼面 2 副翼 3 螺桩、螺帽、垫圈 4 支撑杆 5 贮箱
6.3.3 结构元件的布置
（2） 设计要求
1）不与相邻结构干涉或碰撞； 2）机构简单、安全，工作可靠； 3）展开时间、展开角度、展开同时性等运动 要求； 4）翼面应定位准确，锁定可靠； 5）注意整翼的气动外形设计。
(3) 设计的初始条件
1）折叠程度，折叠与展开状态的空间尺寸，折叠、展开方 向等要求； 2）折叠翼所在弹身的结构特点和设备布置等情况； 3）展开到位时间、展开角度、展开同时性等参数的数值范 围； 4）折叠翼质量特性； 5）箱式或筒式发射，应明确发射箱、发射筒对折叠翼的要 求。
飞机结构与系统(第三章飞机翼面结构)
一些力学基本概念
按外力是否随时间变化分为：静载荷和动载荷。
静载荷：载荷缓慢地由零增加到某一定值后，就保持不变或变动很不显著，称为静载荷。 动载荷：载荷随时间变化，可分为交变载荷和冲击载荷。
一些力学基本概念
内力、截面法和应力的概念 内力： 由于变形引起的物体内部的附加力。 物体受外力作用后，由于变形，其内部各点均会发生相对位移，因而产生相互作用力。
一些力学基本概念
材料力学中对变形固体的三个基本假设：
1.连续性假设：
2.均匀性假设：
3.小变形假设：
一些力学基本概念
外力及其分类：
外力是外部物体对构件的作用力，包括外加载荷和约束反力。 按外力的作用方式分为：表面力和体积力。 表面力：作用于物体表面的力，又可分为分 布力和集中力 体积力：连续分布于物体内部各点上的力。如物体的重力和惯性力。
机翼、尾翼功用、设计要求及外载特点
机翼、尾翼功用、设计要求及外载特点
3）机翼总体内力：
剪力 Q：Qn, Qh； 弯矩 M：Mn, Mh； 扭矩 Mt ；
机翼的外载特点
机翼、尾翼功用、设计要求及外载特点
机翼的外载特点
3）机翼总体内力：
由于阻力相对升力很小，其引起的剪力、弯矩常常可以忽略。
机翼、尾翼功用、设计要求及外载特点
翼面结构典型构件及受力特点
翼面结构的典型构件
机翼结构： 蒙皮 纵向骨架： 翼梁（缘条、腹板） 纵墙 桁条 横向骨架： 翼肋（普通肋、加强肋）
翼面结构典型构件及受力特点
机翼结构： 蒙皮 纵向骨架： 翼梁（缘条、腹板） 纵墙 桁条 横向骨架： 翼肋（普通肋、加强肋）
翼面结构的典型构件 机翼典型结构构件剖面
三、机翼的外载特点
—翼面结构
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机翼由于后掠带来的问题
机翼由于后掠带来的问题有：
1）直观地看，
• 在相同的展弦比和梯形比下，后掠翼的真实长度比平直 翼长;
• 垂直于机翼刚度轴的弦较短，又采用了相对厚度较小的 翼型，因此后掠翼显得细长而薄，弯矩刚度有所降低;
• 后掠翼的气动合力作用点向翼尖靠近，使弯矩和扭矩增 大。
的扭转角相同，即 θ1 = θ2
式中F0 为管壁中线所围的面积。 薄壁管单位长度扭转角为
M t1 M t 2 G1J p1 G1J p2
又因为
Mt G 2
ds
Mt GJ p
式中
J p 2
ds
—
称为扭转常数
2F0
ds
Si
i
Mt1 + Mt2= Mt
所以
M t1
G1J p1 G1J p1 G2 J p2
1、气动载荷的传递
(1) 蒙皮把气动载荷分别传给桁条和翼肋
蒙皮受气动吸力时，桁条和翼肋通过铆钉受拉对蒙皮提供支 反力；蒙皮受气动压力时，蒙皮直接压在桁条和翼肋上，此时铆 钉不受力。
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3
(2) 桁条又把自身承担的那部分气动载荷传给翼肋
桁条与翼肋直接用角片或间接通过蒙皮与翼肋相连，因此， 桁条可以看成支持在翼肋上的多点连续梁受横向弯曲。
根部的剪力、弯矩盒和扭矩的传递情况。
30
1）剪力的传递
剖面剪力 Q 的分配：与双梁式后掠
翼的分配方法相同。
剪力 Q 的传递：
后墙剪力Q后机身加强框接头1 机身
前墙剪力Q前前墙接头2 机身 根肋接头1 机身
上、下三角壁板内的剪流q肋 侧，
Q 和 q侧，Q 中翼上下壁板和侧肋对
第8讲翼面结构
分别计算出前梁承担的剪力 Q1 和后梁承担的剪力 Q2 。
10
3）传力分析的定量计算
但是本例中给出的 Mt 是相对于前梁的，故 Q 作用在前梁 上，并可近似认为全部剪力均由主梁端头（B点）来承受，再向 机身传递。
弯矩M
假设外翼传来的弯矩在14肋（根肋）处分配给前、后梁的弯 矩分别为 M1、M2，则可根据14肋切面上转角变形一致假设来求 M1、M2 。
= 215.56 kN·m;
= 171.44 kN·m
但因为后梁与机身不直接相连，而且在根部与主梁有一夹角，
所以弯矩 M2传到根部后，一部分传给主梁，另一部分则由侧肋 （1肋）承受。
由于主梁与机身轴线不垂直，主梁因剪力M1/l1 引起的弯矩分 成两分量，分别传给24框和侧肋。
14
扭矩M 扭矩 Mt
20
第八讲结束 退出
21
梁架式后掠翼图
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简化后的梁架布置图
23
简化后的梁架布置图
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简化后的梁架布置图
M1 --在根肋截面处作用在前梁上力矩 M2 --在根肋截面处作用在后梁上力矩
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扭矩 Mt 的传递图
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（14肋）
垂直力偶作用 下主梁与前梁 的变形
27
扭矩 Mt 的传递图
28
扭矩 Mt 的传递图
运用B点扭角变形一致条件，解决静不定问题。
① 前缘闭室的扭角
1
M t1l Kt1
式中Kt1 —前缘闭室的扭转刚度，l —前缘闭室纵向长度，Mt1 —扭矩பைடு நூலகம்
② 垂直力偶 M t2 作用下前后梁间的扭角计算
' 2
fB fD 97.2
式中的 fB 和 fD 分别是主梁B点和后梁D点在垂直剪力作用下的挠度。
飞行翼的结构和飞行方式作文
飞行翼的结构和飞行方式作文你有没有幻想过像鸟儿一样自由翱翔在天空？那种御风而行的感觉，光是想想都让人兴奋不已。
而要实现飞行的梦想，了解飞行翼的结构和飞行方式就是关键。
先来说说飞行翼的结构吧。
飞行翼就像是一个精心设计的魔法道具，每一个部分都有着独特的作用。
首先是翼面，这可是飞行翼的核心部分。
它的形状和大小直接影响着飞行的性能。
一般来说，翼面的前缘比较圆润，就像一个饱满的弧形，而后缘则相对较尖锐。
想象一下，这就像是一把锋利的刀，能够轻松地划破空气。
翼面的表面通常是光滑的，这样可以减少空气的阻力，让飞行更加顺畅。
在翼面的内部，还有一些加强结构，就像是骨骼一样支撑着整个翼面。
这些结构有的是用轻质的金属材料制成，有的则是高强度的复合材料。
它们既要足够坚固，能够承受飞行中的各种力量，又不能太重，以免影响飞行的效率。
除了翼面，飞行翼的框架也至关重要。
框架就像是飞行翼的骨架，把各个部分连接在一起。
它通常是由轻巧但坚固的材料组成，比如铝合金或者碳纤维。
框架的设计要考虑到受力的分布，既要保证在飞行中不会变形，又要能够灵活地调整角度和形状。
再看看飞行翼上的控制系统，这可真是个神奇的部分。
比如说操纵杆，通过它，飞行员可以改变飞行翼的姿态和方向。
还有那些密密麻麻的线缆和传感器，它们就像是飞行翼的神经系统，能够实时传递各种信息，让飞行员对飞行状态了如指掌。
说完了结构，咱们再聊聊飞行翼的飞行方式。
当飞行翼起飞的时候，那场面简直太酷了！飞行员先做好准备，调整好姿势，然后一阵助跑，飞行翼就带着他冲向天空。
在飞行的过程中，空气动力学的原理可就发挥大作用了。
当飞行翼向前运动时，空气会在翼面上产生压力差。
翼面的上方空气流速快，压力小；下方空气流速慢，压力大。
这就像是有一股无形的力量把飞行翼托了起来。
飞行员通过调整翼面的角度和姿态，可以控制飞行的高度和速度。
要是想飞得更高，飞行员就会把翼面的角度稍微向上调整，这样就能获得更大的升力。
要是想加速，那就把翼面放平一些，减少阻力。
第08讲：翼型的选择与设计
航空宇航学院
• 力矩系数与几何参数的关系
相对弯度的影响：
相对弯度增大，绕道1/4弦点的力矩系数更负。
迎角的影响：
迎角增加，绕道1/4弦点的力矩系数更负。
相对厚度的影响：
相对厚度对力矩系数的影响很小。
• 零升力攻角与相对弯度的关系
相对弯度增大，零升力迎角的绝对值越大。
航空宇航学院
航空宇航学院
翼型特性与飞机性能的关系
航空宇航学院超临界翼型临界亚音速区超音速区激波亚音速区附面层加厚与分离适于超临界马赫数飞行器的跨声速翼型航空宇航学院超临界翼型续低头力矩较大普通翼型超临界翼型普通超临界普通翼型与超临界翼型的外形及跨音速压力分布的比较航空宇航学院超声速翼型在超声速飞行时为减小波阻翼型应具有尖前缘使产生的斜激波以代替离体的正激波
航空宇航学院
低力矩翼型
• 低头力矩很小，甚至力矩方向为抬头方向
航空宇航学院
NACA翼型
• NACA 四位数字翼型 • NACA 五位数字翼型 • NACA 六位数字翼型
航空宇航学院
NACA 四位数字翼型
• 美国NACA最早建立的一个低速翼型系列 • 与早期的其他翼型相比，有较高的最大升力系数和较 低的阻力系数。 • 目前有些轻型飞机仍采用NACA 四位数字翼型（如 NACA 2412、 NACA 4412） • 四位数字的含义： NACA XYZZ X - 相对弯度；Y – 最大弯度位置；ZZ – 相对厚度 例如，NACA 2412表示翼型的相对弯度为2%，最大弯 度位置在弦长的0.4，相对厚度为12%。
NACA 653翼型的 cl
− cd 关系
航空宇航学院
2. 在设计升力系数附近阻力越小越好；
航空宇航学院
飞机机翼结构分析
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。
[航模知识]飞机机翼各部分图解！
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[航模知识]飞机机翼各部分图解！机翼各翼面的位置图机翼各翼面的位置图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。
机翼说明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111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。
2前缘：翼型最前面的一点。
3后缘：翼型最后面的一点。
4翼弦：前缘与后缘的连线。
5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6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。
7翼展：飞机机翼左右翼尖间的直线距离。
8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。
9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。
飞机结构详细讲解
飞机结构详细讲解机翼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B2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。
* 纵樯与翼梁十分相像，二者的区别在于纵樯的凸缘很弱并且不与机身相连，其长度有时仅为翼展的一部分。
纵樯通常布置在机翼的前后缘部分，与上下蒙皮相连，形成封闭盒段，承受扭矩。
靠后缘的纵樯还可以悬挂襟翼和副翼。
* 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。
二、横向骨架机翼的横向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加强翼肋，横向是指垂直于翼展的方向，它们的安装方向一般都垂直于机翼前缘。
* 普通翼肋的作用是将纵向骨架和蒙皮连成一体，把由蒙皮和桁条传来的空气动力载荷传递给翼梁，并保持翼剖面的形状。
机翼基本构造形式
机翼基本构造形式
飞机翼是飞机飞行的关键部件，属于固定翼机。
飞机翼的基本构造新形式是若干片翼，翼的中线大致呈弧形，形状、大小、位置有特定的比例，以保证飞机翼的气动性能，增大燃料续航时间及操纵稳定性。
翼分为根线，前缘，后缘三个部分。
翼的根线是翼的最重要的部分，它的几何形状决定着翼的性能，平动稳定性，飞行效率，加速性等等，标准的翼长度和翼型可以在最佳的性能下完成起降。
翼的前缘决定着翼表面空气流动的自然状态，一般都是圆弧形，它的多边形数值越高，翼操纵时越稳定。
翼的后缘是翼缘流后缘，又称动压尾缘，一般为彩线形或振荡状，该部位影响有阻尼和分光，多边形数值越高，其影响就越小。
除此之外，还有一些细节的变化，会影响翼的性能，比如上后缘的留流气入口，有助于翼翼面中空气均匀流动和提高分离率。
因此，翼的基本构造形式对飞机飞行安全性有很大影响。
综上所述，飞机翼的基本构造形式由根线，前缘，后缘，给翼表面留出分离气入口组成，形状，位置和大小的合理配置能够有效提高翼的气动性能。
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M2 K2
K2 即为后梁的弯曲刚度 ③ 根据转角变形一致假设有
B D
又因为
M = M1 + M2
14
弯矩M
代入各原始数据，即可求得 K1 = 502 E N· cm, M1 = 0.557 M, = 215.56 kN· m; K2 = 402 E N· cm M2 = 0.443 M = 171.44 kN· m
3
歼六飞机立体剖视结构图
4
简化分析 模型
5
六、梁架式后掠翼的受力分析 该机翼根肋以外为单块式结构，受力情况与一般平直机翼相同。 机翼根部为了收置主起落架，在前梁、主梁之间的下翼面布置了大开口， 破坏了原单块式结构的传力路线，因此在根肋（14肋）之内采用了梁架 式结构。
此处只讨论机翼外段传来的剪力、弯矩和扭矩的传递过程，其它 载荷（如局部气动力、惯性力、起落架传来的载荷等）传递分析类 同。 1）结构的简化假设： （1）认为全部载荷均由根部梁架来承受。除侧边肋和根肋之外的 其它翼肋均不参加总体传力。 （2）因为前梁与主梁间下翼面为大开口，且机翼与机身只有两个 集中接头相连接，因而认为三角区上翼面壁板自根部向外是逐渐参 加承受正应力的，故近似假设上壁板蒙皮仅受剪切，整个三角区 6 ABC的下翼面壁板不受力。
3）传力分析的定量计算： 剪力Q 如果我们给出的载荷 Q 作用在刚心上，Mt 是相对 刚心的，那么我们可以根据变形一致条件，认为B点和D点的挠 度应相等： f B = fD 并根据力的平衡条件 Q= Q1 + Q2
11
分别计算出前梁承担的剪力 Q1 和后梁承担的剪力 Q2 。
3）传力分析的定量计算 但是本例中给出的 Mt 是相对于前梁的，故 Q 作用在前梁 上，并可近似认为全部剪力均由主梁端头（B点）来承受，再向 机身传递。
l2 = 122.0 cm ,
l3 = 180.4 cm ,
J2 = 4908.4 cm4 （后梁）
J3 = 7799.0 cm4 （主梁）
10
2）原始数据
前缘闭室扭转刚度
式中 Jp ——扭转剖面系数
4F 2 K t GJ p G 8.9 106 kN cm 2 l
材料 超硬铝 LC4，E = 7×104 MPa； G = 2.2×104 MPa
1
M t 1l Kt1
式中Kt1 —前缘闭室的扭转刚度，l —前缘闭室纵向长度，Mt1 —扭矩 ② 垂直力偶 M t2 作用下前后梁间的扭角计算
fB fD 97 .2
' 2
式中的 fB 和 fD 分别是主梁B点和后梁D点在垂直剪力作用下的挠度。
17
③ 水平力偶 M t 2作用下的扭角计算 将由前、主梁的弯曲变形来决定。
（3）根肋在外翼传来的载荷作用下，其变形近似符合平剖面假设。 （4）各构件的支持情况简化为：
前梁 两端铰支梁，分别支持在机身17框和主梁端头B点上；
主梁 固支在机身24框和侧肋(铰支)上的悬臂梁； 后梁 固支在主梁和侧肋(铰支)上的悬臂梁；
7
1）结构的简化假设： 根肋 看作为一双支点梁。它的一端与后梁铰接，另一端与前梁
水平力偶引起的扭角变形，
2''
主梁在 M t2 作用下的扭转变形+前梁在 M t2 作用下的扭转变形
④ 建立静力平衡和变形一致协调方程
静力平衡方程：
变形协调方程：
M t M t1 M t 2 ; M t 2 M t' 2 M t''2
1 2 2 2' 2''
25
简化后的梁架布置图
M1 --在根肋截面处作用在前梁上力矩 M2 --在根肋截面处作用在后梁上力矩
26
扭矩 Mt 的传递图
27
垂直力偶作用 下主梁与前梁 的变形
（14肋）
28
扭矩 Mt 的传递图
29
扭矩 Mt 的传递图
30
飞机结构分析与设计
第 八 讲
1
上一讲回顾
梁式、单块式、多腹板式平直机翼的传力分析
后掠机翼与平直机翼的主要区别
有侧边加强肋的单梁式后掠翼的受力分析
翼梁在机身侧边弯折的双梁式后掠翼的受力分析
纵向构件在机身侧边转折的单块式后掠翼的受力分析
有中央加强肋的单块式后掠翼的受力分析
2
六、梁架式后掠翼的受力分析
9
2) 原始数据
载荷 已知在A’ 情况下传到根肋(14
肋)切面上的载荷分别为 Q = 208 kN M = 387 kN· m Mt = -105 kN· m（相对于前缘的低头力矩） Mt = -105 + 208×0.31 = -40.5 kN· m（转为相对于前梁轴线）
几何尺寸和刚度数据
l1 = 302.6 cm , J1 = 5862.9 cm4 （前梁）
侧肋
和主梁的交点B相连，因为有加强蒙皮把前梁、主梁和根肋 的缘条连接在一起，且腹板也相连，所以，前支点可看作 弱固支，在传递扭矩时，起固支作用； 接受由前、主、后梁传来的分力矩，并认为它最后铰支在 前、主梁上，以双支点梁形式受弯，然后把弯矩转化成剪 力的形式传给两梁；
2号前肋 固支在前梁上。
8
简化后的 梁架布置 如下
18
扭矩M
⑤求解上面各方程组，可得
M 0.587M t 2 ;
' t2 '' t2
M 0.413M t 2 ;
2 3.322 103 rad
M t 1 0.091M t ; M t 2 0.908M t
19
最终扭矩的分配结果为
M t 1 7.867 kN m ( 低头力矩) Mt M t 2 78.力、弯矩和扭矩时，都要受到主梁、后梁和2号
前肋等传来的弯矩。侧肋本身是以双支点简支梁形式支持在前、 主梁上的，故又将上述各弯矩转成一对垂直剪力，分别由前主梁
与机身的连接接头传给机身。
21
第八讲结束
退出
22
梁 架 式 后 掠 翼 图
23
简化后的梁架布置图
24
简化后的梁架布置图
但因为后梁与机身不直接相连，而且在根部与主梁有一夹角， 所以弯矩 M2传到根部后，一部分传给主梁，另一部分则由侧肋 （1肋）承受。
由于主梁与机身轴线不垂直，主梁因剪力M1/l1 引起的弯矩分 成两分量，分别传给24框和侧肋。
15
扭矩M
扭矩 Mt 扭矩分成两部分 Mt1 和 Mt2 进行传递（图4-42），它们的传递
M t' 2 46.13 kN m ( 垂直力偶 ) M t 2 '' M t 2 32.45 kN m ( 水平力偶 )
A M t 2 29.21 kN m M t 2 C M t 2 43.65 kN m
传给前梁 传给主梁
有些后掠机翼为了解决受力和布置之间的矛盾，往往在某些部 位（如根部）采用梁架式结构。梁架式结构是由主梁（内撑 梁）、前梁、后梁等若干个梁和根部加强肋、侧肋等组成一个 受力构架，即梁架。由它来承受并向机身传递外段机翼传来的
弯矩、剪力和扭矩，以及作用在根部区的各种载荷。 这里以某型
强击机为例，介绍梁架式后掠翼的一种较为简单的设计计算方 法。
' B
M 1l1 3 EJ 1
12
弯矩M
主梁作为悬臂梁在剪力 M1 /l1 的作用下，在B 点将产生的挠度为 由于主梁在B点有挠度，而引起前梁在B
点的转角为 所以在 M1 作用下 B 点的总转角为
' '' B B B
3 M1 l 3 fB l 1 3EJ 3
'' B
fB l1
3 M1l1 M1 l 3 2 3 EJ1 l1 3EJ 3
B M1 / K 1
K1 称为由前、主梁所组成三角架的弯曲刚度
13
弯矩M
② 后梁 D 点的转角: 将后梁看作悬臂梁，在 M2 作用下得
M 2 l2 M2 D cos 15 EJ 2 EJ 2 / l2 cos 15
过程分别为
扭 矩 Mt1 扭 矩 Mt2
2 号 前 肋
14 肋
前梁弯矩 机身
侧肋弯矩
前后梁弯矩的剪力力偶 Mt' 2 前梁集中弯矩、主梁集中弯矩
Mt''2
16
扭矩M
为了求得各部分扭矩所占总扭矩的比例，仍可像求弯矩一样，认
为14肋切面受扭后，变形符合平剖面假设。
运用B点扭角变形一致条件，解决静不定问题。 ① 前缘闭室的扭角
弯矩M
假设外翼传来的弯矩在14肋（根肋）处分配给前、后梁的弯
矩分别为 M1、M2，则可根据14肋切面上转角变形一致假设来求 M1、M2 。
分别写出前后梁在根肋(14肋)切面处的转角计算公式：
① 前梁在B点处的转角。它为前、主梁综合变形而得，把前 梁看作双支点简支梁时，前梁B点处在 M1 作用下的转角为