歼-7平、垂尾与机身连接分析报告
飞机垂尾平尾对接平台屈曲分析
飞机垂尾平尾对接平台屈曲分析作者：崔琳琳来源：《中国高新技术企业》2014年第20期摘要：目前飞机工装的设计已经进入数字化发展阶段，为了满足某型飞机垂尾平尾对接平台的工艺要求及安全性，针对某型飞机垂尾平尾对接平台的板梁结构进行屈曲分析。
采用有限元仿真分析软件Abaqus分析两侧钢板的弹塑性屈曲性能，对垂尾平尾对接平台的板梁结构的屈曲变形状态全面地进行模拟。
通过三维数字化结构模型和有限元分析模型，根据对接平台的实际使用环境和设计要求，开展对垂尾平尾对接平台工装工作台、托架等的板梁结构进行屈曲分析。
关键词：飞机；垂尾平尾；对接平台；板梁结构；弹塑性屈曲；Abaqus中图分类号：V225 文献标识码：A 文章编号：1009-2374（2014）30-0016-02随着飞机结构形式的改变和性能的不断提高，飞机设计的过程愈加复杂，传统的简化结构和力学模型的分析方式可能与实际情况存在较大误差。
因此Abaqus分析技术现已成为航空领域不可或缺的数值计算工具。
该对接平台由本部门设计，并由本公司生产制造。
垂尾平尾对接平台的板梁结构是保证整个平台安全性的重要组成部分。
因此开展对垂尾平尾对接平台类工装的板梁结构进行屈曲分析，讨论板梁宽厚比、跨高比等参数对钢板平台板梁屈曲性能的影响，对垂尾平尾平台的板梁结构进行屈曲和极限强度分析势在必行。
1 绪论1.1 现状分析结构屈曲时的工作应力水平和材料性质决定了结构的屈曲状态。
结构的屈曲状态大致可分为弹性屈曲、塑性屈曲和弹塑性屈曲。
结构屈曲前后出现轻微变形，称之为弹性屈曲；结构在塑性应力状态下发生屈曲时，称之为塑性屈曲；弹塑性屈曲，是介于弹性屈曲和塑性屈曲之间的一种屈曲形式，在屈曲前结构处于弹性屈曲状态，而屈曲时由于扰动变形使一部分材料进入塑性屈曲，屈曲发生后材料回到弹塑性应力状态。
在上述三种现象中，材料性质出现本质区别，因此整个屈曲过程也体现出各自不同的特点。
1.2 板梁结构的失效模式对接平台中的板梁结构通常受到轴向拉、压应力等主要荷载分量的组合荷载作用。
歼-7平、垂尾与机身连接分析报告
歼-7平、垂尾与机身连接分析报告组员：020839 张兴国020840 张允涛020841 赵冬强020842 钟科林一、歼-7概况1966年1月，首架歼-7在沈阳飞机厂首飞。
1964年和1965年航空工业部确定成都飞机厂和贵州飞机厂也生产歼-7。
后来基型歼-7大约生产了十几架。
歼-7基型装有1门30毫米航炮，可外挂2枚霹雳-2空空导弹或38枚火箭。
进气道进气锥可分三级调节。
发动机为一台涡喷-7涡轮喷气发动机，推力38.245千牛，加力56.388千牛。
后期的涡喷-7的涡轮叶片从31片减少到24片，更大地提高了可靠性，减少了发动机对喘振和失速颤振的敏感性。
歼-7基型揭开了歼-7系列的序幕。
此后歼-7衍生了众多的改型，包括I型、Ⅱ型、Ⅲ型、A型、B型、E型、M型、MG型、PG型、P型、MP型、FS型、MF型等。
尾翼用于保证飞机的纵向和航向的平衡与安定性,以及实施对飞机的纵向(俯仰)和航向的操纵.一般飞机的尾翼由水平尾翼和垂直尾翼两部分组成.正常式平尾包括水平安定面和升降舵,垂尾一般由垂直安定面和方向舵组成,歼-7采用全动水平尾翼.对尾翼的主要要求是保证他所承担的空气动力任务的完成;应具有足够的强度,刚度,损伤容限,疲劳寿命而重量尽量轻.尾翼除作用有自身质量力和气动载荷以外,还可能由于机动形成载荷(歼-7的过载系数可能达到8.0G)和不对称载荷. 平尾应避开机翼尾涡的不利干扰。
一般来说，机翼尾涡随迎角增大而增强，因而将平尾布置在机翼弦平面上下不超过5%平均气动弦长的位置，有可能满足大迎角时的纵向操稳要求，因而现代飞机采用下平尾和中平尾的型式居多。
平尾安装在机身上有利于减轻结构重量，下平尾和上平尾在机身上的安装和主承力构件的布置较易，重量较轻；中平尾的结构重量较重(类似于机翼与机身的上下位置关系)。
（歼7采用的是中平尾）三、平尾分析:(1)歼-7平尾的特点及受力分析单梁式全动平尾的主梁沿转轴一直延伸到翼捎,弯矩全由主梁承受,歼-7的平尾主要是斜转轴式全动平尾,其后掠角达到53度.相对厚度为5%,系薄机翼.整个平尾采用的是单块式.选用一根梁纵向布置(根肋处为与转轴相接)中央梁适当的弱在中央有主梁,前后分别含前墙和后墙,后墙与襟、副翼形成闭室来传扭.在平尾有翼尖配重来使重心靠前防止气动力引起的扭转扩大；翼肋采用了与后墙垂直的方式来安装，主要是由于在水平尾翼相对较薄和翼肋较短的情况下其引起的安装应力很小，而采用与后墙垂直的方式可以使刚心后移减小颤振。
歼7设计理念
歼7设计理念
歼-7是中国研制的第一代喷气式战斗机，设计理念主要体现
在以下几个方面：
首先，传承和借鉴苏联米格-19战斗机的设计理念。
中国歼-7
的设计灵感主要来源于苏联的米格-19战斗机，尤其是在机身
和机翼结构上。
歼-7采用了单发单座布局，具有快速爬升和
机动性能优越的特点，使其具备了在空战中具备较强的威力。
其次，注重轻便和灵活的机体设计。
歼-7的结构设计非常精简，采用大量铝合金材料制造，以降低重量并提高机动性能。
同时，在机翼和机身的形状设计上，也注重了减阻和减少空气阻力，以提高飞行速度和敏捷性。
此外，强调机载武器和雷达系统的配套设计。
歼-7最初的设
计定位是一种空战机，因此在武器系统和雷达系统上进行了精心的设计。
歼-7配备了30毫米口径的机关炮，能够实施近距
离作战。
此外，歼-7还具备了可挂载多种空对空导弹的能力，使其能够在远距离进行空战。
最后，确保技术可靠性和维修保障性。
歼-7的设计注重了飞
机的可靠性和易于维修性。
为了确保飞机在复杂的作战环境中能够有效运行，歼-7在设计阶段进行了全面的可靠性分析和
测试。
同时，在维修保障方面，歼-7采用了模块化设计，使
得飞机的各个部件和系统可以独立更换和维修，提高了飞机的可靠性和可维护性。
总之，歼-7的设计理念主要体现在传承苏联米格-19的设计理念、注重轻便灵活、强调武器导弹和雷达的配套设计、确保技术可靠性和维修保障性等方面。
这些设计理念使得歼-7在性能和作战效能上都取得了较好的表现，并且为中国航空工业的发展奠定了基础。
歼教七飞机倒飞尾旋研究
歼教七飞机倒飞尾旋研究飞机失速/尾旋是一种极端复杂和危险的极限飞行状态，极大地威胁着飞行员的生命安全，特别是对于承担飞行训练任务的歼击教练机而言，掌握飞机的尾旋特性以及进入改出方法尤为重要。
承担某型飞机试飞任务的试飞员在歼教X 飞机上进行训练时，意外进入倒飞尾旋，并导致了发动机空中停车，文章对意外进入倒飞尾旋过程详细进行了描述，并对试飞数据进行分析和探讨，得出了重要的结论，对尾旋试飞提出了建议。
标签：尾旋；倒飞尾旋；惯性耦合；进入和改出方法为开展某型电传飞机大迎角特性试飞，参试试飞员在歼教7飞机上按照国军标《军用飞机失速/过失速/尾旋试飞验证要求》进行了失速/尾旋试飞驾驶技术恢复训练，在进行尾旋试飞过程中，飞机有两次意外地进入了倒飞尾旋，过程中迎角和侧滑角分别达到了-60°和-40°，大迎角、大侧滑状态引起发动机进气不顺畅，并导致了发动机空中停车。
为了开展倒飞尾旋试飞技术研究以及确保我国歼教X 飞机飞行训练安全，本文对歼教X飞机的倒飞尾旋试飞数据进行了分析和研究，得出了重要结论，可供试飞部门和部队参考。
1 试飞概述1.1 试验机介绍歼教X飞机是我国上世纪研制的双座超音速高级战斗教练机，采用小展弦比大后掠角的三角形机翼，机头进气的大细长比机身，全动的后掠水平尾翼和后退式襟翼等设计。
本次试验机为中国飞行试验研究院的J7L-417飞机，飞机加装了空速/迎角/侧滑角组合测试系统以及其它机载测试系统、遥测系统；座舱内加装了迎角、偏航速率、侧滑角及法向过载等参试指示仪表以及摄像头；对阻力伞系统控制逻辑进行更改，应急状态下可作为反尾旋伞使用。
1.2 试飞概况第一次倒飞尾旋采用平飞失速法进入，失速后先抱杆到底，再蹬右舵到底保持。
其时间历程见图1。
飞机初期响应表现为迎角增大，侧滑交替变化，气动力在方向舵上交替变化，导致脚蹬上产生相当大的反馈冲击力，使得试飞员尽全力而不能完全蹬舵到底（脚蹬位移Dr在3～5s之间的毛刺就是由此引起的），初期飞机过失速模态表现为滚转占优的“落叶飘”（3～7s，滚转偏航方向一致，左右交替变化，迎角振荡）。
飞机垂尾及其与机身的连接设计分析
飞行器结构设计大作业——J5飞机垂尾及其与机身的连接设计分析学院：航空学院班级：01041001题目：J5飞机垂尾及其与机身的连接设计分析姓名学号戚琼2010300346曹健2010300351申雁楠2010300366宿梦嘉2010300367孙锋2010300368王斌（组长）2010300369目录一、歼5飞机概况 (1)二、翼面结构分析 (3)2．1尾翼的功用、设计要求和外载特点 (3)2．1．1 尾翼的功用 (3)2．1．2 尾翼设计要求 (3)2．1．3 外载特点 (3)2．2 J5垂尾典型构件及其受力特性 (4)2．2．1 蒙皮 (4)2．2．2 长桁 (4)2．2．3 肋 (5)2．2．4 翼梁 (5)2．2．5 纵墙 (6)2．3 歼五翼面的结构形式的确定 (6)2．4 歼五垂尾受力传递分析 (6)2．4．1 各结构受力分析 (7)2．4．2 各力传递分析 (9)2．4．3 机身受力情况分析 (13)三、翼面结构设计 (14)3．1 主要受力构件布置及作用 (14)3．1．1 翼盒受力构件布置 (15)3．1．2 集中载荷处加强构件的布置 (19)3．2结构设计特点 (20)3．2．1 斜置加强框缘条 (20)3．2．2 元宝接头 (21)四歼五垂尾与机身连接处的容限损伤设计分析 (23)4.1结构设计方面 (23)4．1．1 破损安全多路传力结构 (23)4．1．2破损安全止裂结构 (24)4.2损伤容限结构材料的设计选择方面 (25)4.3损伤容限结构细节设计方面 (25)4．3．1分布式连接 (26)4．3．2元宝接头 (26)4．3．3破损安全结构 (27)4．3．4结构设计应力水平 (27)4.4损伤容限设计小结 (27)五、小结 (28)一、歼5飞机概况歼-5是中国沈阳飞机公司制造的高亚音速喷气式战斗机(仿制前苏联米格-17φ)，也是中国制造的第一种喷气式飞机。
图示1-1沈阳飞机公司于1955年初开始试制歼-5。
A380,歼7机翼分析
空客A380空中客车A380是迄今世界上正在生产之中的尺寸最大、客/货容量最高的喷气客机。
A380飞机由法、德、英和西班牙等国飞机制造商共同研制。
其中法国制造驾驶舱、中机身、发动机挂架并负责总装；德国提供前中机身、后机身、垂直安定面和方向舵；英国制造机翼主壁板、前轮和刹车以及襟翼导轨梁；西班牙负责生产机翼/机身整流罩、机腹整流罩和固定水平尾翼、水平尾翼前后缘和翼肋以及机翼翼肋。
下图为商用飞机机翼机翼盒主要结构一般而言：运输机上多数采用上单翼（便于装货），而空客A380属于运输机它被称为空中巨无霸。
空客在A380在设计中不仅解决了巨型结构尺寸所带来的一些工程技术问题，而且采用大量的新型结构材料，减轻了结构重量，并在整体设计中率先对机体进行计算流体力学设计（CFD）和优化。
A380巨大的机翼从翼根到翼尖足足有36.6米长，根部弦长为17.7米，比A320一侧机翼的翼展还要长。
面对这样的巨型升力面，设计人员在机翼设计过程中，除了要考虑上述FAA提出的80米见方的机场空间限制之外，在机翼尺寸和外形设计中还要考虑很多其他限制条件造成的影响。
例如，机翼的根梢比要受到机翼面积和翼根弦长两方面的约束限制。
而后者本身又需要满足FAA提出的飞机两个舱门之间的最大间距不得超过18.3米的规定。
这样一来，A380的应急出口需设在上层舱的前门，应急逃离滑梯必须位于机翼前、后缘的上面。
在这些限制条件下，机翼最终的面积为845平方米，比目前的波音747的524平方米大了很多。
A380机翼的襟翼和缝翼设计，要达到使A380能以低于140节速度进场的性能目标。
同时，最终确定的机翼尺寸要使之具有能够承受1.3g以上的抖振发生裕度。
前缘襟翼两段前缘下偏装置是在设计的后期才增加的，前缘襟翼下偏的角度位置是由翼根的位置确定，为了有助于改善飞机的起飞性能，目前这种新的前缘襟翼装置已经取代了空客最初设计的3.6米长的内侧机翼边条。
A380机翼与早期空客飞机的设计上有所不同，A380的大部分翼肋都与机翼的后梁垂直连接，几乎一直到翼根处也是如此。
机身与垂尾连接加强框结构优化设计
机身与垂尾连接加强框结构优化设计为了提高飞机的强度和稳定性，机身与垂尾的连接点需要进行加强。
本文针对该连接点的加强结构进行优化设计，并对优化结果进行分析。
1. 加强框结构设计方案对于机身与垂尾连接点的加强结构，常用的设计方案有加强板、加强肋和加强框等。
加强框是一种常用的结构方案，它能够在保证强度的情况下减轻结构重量。
因此，本文针对机身与垂尾连接点的加强结构采用加强框的设计方案。
具体方案如下：（1）设计加强框的形状：加强框的形状应该兼顾结构强度和稳定性。
在满足这一条件的情况下，需要尽量减少加强框的重量。
根据经验，U形加强框是一种比较适合的形状。
（2）确定加强框的尺寸和材料：加强框的尺寸和材料应根据所需承载力、飞行状态和材料特性等因素进行综合考虑。
一般来说，加强框的材料选择为高强度铝合金或复合材料。
（3）考虑加强框连接的方式：加强框连接的方式应该与机身和垂尾的连接方式相匹配。
在确保加强框与机身、垂尾连接牢固的情况下，需要尽可能减轻加强框与连接处的应力集中。
在上述设计方案的基础上，还需要针对加强框的结构进行优化。
优化的目标是减轻加强框的重量，同时保持其强度和稳定性，从而提高整个飞机的性能表现。
（1）确定加强框的布局：根据加强框的力学特性和受力情况，确定加强框的布局方案。
在布局方案的确定中，需要充分考虑加强框的受力情况和材料特性。
（2）选取合适的优化方法：在设计加强框的布局后，需要采用合适的优化方法来优化加强框的结构。
常用的优化方法包括拓扑优化、几何优化和参数化优化等。
（3）仿真分析加强框强度和稳定性：在完成加强框结构的优化之后，需要通过仿真分析对加强框的强度和稳定性进行验证和评估。
若加强框的强度和稳定性符合设计要求，则可以开始制造加强框的模型进行实验验证。
3. 结论本文针对飞机机身与垂尾连接点的加强框结构进行了优化设计，并通过仿真分析验证了加强框的强度和稳定性。
通过优化设计，可以在保证飞机结构强度的同时减轻结构重量，提高飞机的性能表现。
民用飞机垂尾和后机身连接结构设计与研究
［ Ｋ ｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄ ｓ ］ｖ ｅ ｒ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｔ ａ ｉ ｌ ； ｒ ｅ ａ ｒ ｆ ｕ ｓ ｅ ｌ ａ ｇ ｅ ； ｊ ｏ ｉ ｎ ｔ ｓ ｔ ｕｃ ｒ ｔ ｕ ｒ ｅ ； ｄ ａ ｍ ａ ｇ ｅ ｔ ｏ ｌ ｅ ｒ ａ ｎ ｃ ｅ ； ｍａ ｉ ｎ ｔ ｅ ｎ ａ ｎ ｃ ｅ ． 局 和常规 布 局 两 种 ， 呈后掠式布置 。 其 结 构 由垂 直
机部 段 连接设 计 中 的难点 。 垂 尾和 后机 身 的连 接 特点 与 连 接 方 案 的优 缺 点 ， 设 计研 究 出一 种改进 的垂 尾 和 后 机 身 连 接方 案 ， 为 国 内民用 飞机 的设计 和 研究 提供 参考 。
（ 中航 沈飞 民用 飞机有 限责任公 司 ， 沈阳 １ １ ０ ０ １ ３ ） （ Ａ Ｖ Ｉ Ｃ Ｓ Ａ Ｃ Ｃ ｏ ｍ ｍｅ ｒ ｃ ｉ ａ ｌ Ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ Ｃ ｏ ｍ ｐ ａ ｎ ｙ Ｌ ｔ ｄ ． ， Ｓ ｈ ｅ ｎ ｙ ａ ｎ ｇ １ １ ０ ０ １ ３ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ） 摘 要： 民用飞 机垂 尾是 飞机 结构 的主要受 力 部 段 ， 垂 尾 和后 机 身 的连 接 处受 力 复杂 ， 是 飞机 设 计 的难 点 之一 。参
ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ｂ ｅ ｔ ｗｅ ｅ ｎ ｖ ｅ ｔｉ ｒ ｃ ａ ｌ ｔ ａ ｉ ｌ ａ ｎ ｄ ｒ ｅ ａ ｒ ｆ ｕ ｓ ｅ ｌ ａ ｇ ｅ ａ ｒ ｅ ｃ ｏ ｍｐ ｌ ｅ ｘ， ａ ｎ ｄ ｉ ｔ ’ Ｓ ｄ ｉ ｉｃ ｆ ｕ ｌ ｔ ｔ ｏ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ． Ｔ ｈｉ ｓ ｐ ａ ｐ ｅ ｒ ｔ ａ ｋｅ ｓ ｓ ｅ ｖ ｅ ｒ ａ ｌ
ａ ｄ ｖ ａ ｎ ｃ ｅ ｄ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ｆｔ ａ ａ ｓ ｅ ｘ ａ ｍｐ ｌ ｅ，ｃ ｏ ｍｐ ａ ｒ ｅ ｄ ｗ ｉ ｔ ｈ ｓ ｅ ｖ ｅ ｒ ａ ｌ ｓ ｃ ｈ ｅ ｍｅ ｓ ｏ ｆ ｖ ｅ ｔｉ ｒ ｃ ａ ｌ ｔ ａ ｉ ｌ ａ ｎ ｄ ｒ ｅ ａ ｒ ｆ ｕ ｓ ｅ ｌ ａ ｇ ｅ ｉ ｏ ｉ ｎ ｔ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ｉ ｎ
机身与垂尾连接加强框结构优化设计
机身与垂尾连接加强框结构优化设计一、引言飞机的机身与垂尾连接处是整个飞机结构中的关键部位之一，其强度和稳定性直接影响飞机的飞行性能和安全性。
对机身与垂尾连接加强框结构的优化设计显得十分重要。
本文将介绍机身与垂尾连接加强框结构的设计原则、优化方法和实际应用。
1.强度优先机身与垂尾连接处需要承受飞机的加速度、惯性力和风荷载的作用，因此在设计时要优先考虑其强度。
加强框结构要能够承受大的拉伸、压缩和剪切力，保证连接处不会发生变形或破坏。
2.轻量化在保证强度的前提下，尽量减小加强框的重量，以提高飞机的整体性能和经济性。
轻量化设计可以通过优化结构形式、采用高强度轻质材料、减少连接点数量等方式来实现。
3.稳定性连接处设计要保证加强框结构的稳定性，防止在飞行过程中出现振动、变形或共振现象。
稳定性设计可以通过增加支撑结构、提高连接点的刚度等方式来实现。
1.结构形式优化在设计时可以考虑采用不同的结构形式，例如翼型桁架结构、网格结构、筒壳结构等，通过对比分析各种形式的优缺点，选择最适合的结构形式。
2.材料选用优化在材料选用上，可以考虑采用航空级别的高强度轻质材料，例如碳纤维复合材料、铝合金、钛合金等，以减小结构的重量并提高强度。
3.连接点设计优化连接点是加强框结构的关键部分，需要合理设计连接方式和数量，以保证结构的稳定性和强度。
可以采用螺栓连接、焊接连接等方式，并在连接点周围增加适当的支撑结构。
4.有限元分析通过有限元分析软件对设计方案进行模拟分析，验证结构的强度、稳定性和轻量化效果，发现并解决潜在问题。
上述方法在实际飞机设计中得到了广泛应用。
以某客机机身与垂尾连接加强框为例，通过优化设计，成功实现了结构强度、轻量化和稳定性的综合优化。
采用了碳纤维复合材料作为加强框主要材料，大幅度减小了结构重量，同时提高了结构的强度和刚度。
连接点采用了高强度合金螺栓连接，通过有限元分析验证了连接点的强度和稳定性。
在设计中采用了几何形式优化和结构支撑的设计，增加了整体结构的稳定性。
机身与垂尾连接加强框结构优化设计
机身与垂尾连接加强框结构优化设计
在航空工程领域中，机身和垂尾的连接结构是非常重要的部分。
由于这个部分承受着航空器的重力、飞行时的空气动力学力和风险等方面的影响，因此必须具有足够的强度和刚度。
为了优化这种连结框架结构的设计，必须对其进行系统性的分析和设计。
首先，机身与垂尾的连接框架结构必须符合机体的设计需求和框架构筑原理。
该框架结构必须具有足够的强度，能够承受极端的压力和拉力，并保持相对的稳定性和精度。
此外，它必须充分考虑到联接时材料的优选和加工工艺的影响。
其次，连接框架结构的优化设计需要考虑多个因素的影响。
例如，当机体承载的重量和飞行时所受到的固有风险等增加时，该连接框架结构的强度需求自然也会增加。
此外，由于在空气中飞行时会产生很大的振动和噪音，因此连接框架结构应具有消音和吸收的功能。
此外，连接框架结构的尺寸、材料和几何形状等因素也需要进行仔细的考虑和选择。
最后，优化设计要将航空器的整个性能考虑在内。
这意味着设计需要考虑机体的飞行特性、空气动力学特性和应力分布等方面。
只有在这些因素合理考虑的基础上，连接结构才能达到最佳的设计效果。
总之，机身与垂尾连接加强框结构的优化设计是一项非常复杂的任务，需要系统性、细致的分析和设计。
只有在充分考虑了多个因素的影响，如机体设计需求、强度要求、振动噪音、航空器的飞行特性、空气动力学特性和应力分布等因素，并且选择适当的材料和几何形状时，才能达到最佳的设计结果。
机身与垂尾连接加强框结构优化设计
机身与垂尾连接加强框结构优化设计1. 引言1.1 背景介绍随着航空航天技术的不断发展和飞行器设计要求的不断提高，飞机的机身与垂尾连接结构在飞行器设计中扮演着至关重要的角色。
机身与垂尾连接结构的设计不仅仅影响着飞机的性能和安全性，还直接关系到航空器的整体结构强度和稳定性。
对机身与垂尾连接结构进行优化设计显得至关重要。
传统的机身与垂尾连接结构设计存在一些问题，比如结构重量过大、振动幅度较大、应力集中等。
为了解决这些问题，需要对机身与垂尾连接结构进行优化设计，提高其整体性能和稳定性。
本研究旨在通过优化设计方法对机身与垂尾连接加强框结构进行优化设计，减轻结构重量，降低振动幅度，避免应力集中，提高结构的抗变形能力和抗疲劳性能，从而提高飞机的整体性能和安全性。
通过本研究，可以为飞机设计领域提供新的思路和方法，促进飞机结构设计的进步和发展。
1.2 研究意义机身与垂尾连接加强框结构是飞机设计中一个重要的组成部分，其设计优化直接关系到飞机的飞行性能和安全性。
研究机身与垂尾连接加强框结构的优化设计意义重大，主要体现在以下几个方面：1. 提升飞机的结构强度和刚度：通过优化设计机身与垂尾连接加强框结构，可以有效提升飞机整体的结构强度和刚度，保障飞机在飞行过程中受到外部载荷和风险时的安全性。
2. 减轻飞机的整体重量：优化设计可以在保证结构强度和刚度的前提下，减少不必要的结构重量，从而降低飞机的整体重量，提高飞机的载荷能力和燃油效率。
3. 优化飞机的飞行性能：良好的机身与垂尾连接加强框结构设计可以减小空气动力学干扰，降低飞机的阻力和气动噪声，提高飞行效率和舒适性。
4. 推动航空工程技术发展：研究机身与垂尾连接加强框结构的优化设计，可以为航空工程技术的进步提供理论和实践支持，推动航空领域的创新和发展。
1.3 研究目的研究目的是为了在飞机机身与垂尾连接结构设计中，通过优化设计方法，提高结构的强度和耐久性，减小结构重量，提高飞机整体性能。
机身与垂尾连接加强框结构优化设计
机身与垂尾连接加强框结构优化设计机身与垂尾连接部位是飞机结构中一个非常关键的部位，因为它承担了连接机身和垂尾的重要功能。
在飞行中，机身与垂尾连接处所受到的力和应力非常大，因此需要对这个部位的结构进行优化设计，以保证飞机的安全性和稳定性。
本文将对机身与垂尾连接加强框结构进行优化设计的相关内容进行探讨。
机身与垂尾连接加强框结构是飞机结构中的一个重要部分，它主要起到以下几个作用：1. 承载飞机在飞行和着陆过程中所受到的各种载荷，包括飞行过程中的气动载荷、地面操作过程中的飞机重量、着陆冲击载荷等；2. 起到连接机身和垂尾的作用，使得整个飞机结构能够保持稳定，并且在飞行过程中能够实现机身和垂尾的协调运动；3. 在飞机发生意外事故时，起到分散和吸收冲击能量的作用，保护飞机其他部件的安全。
机身与垂尾连接加强框结构的设计和优化对于飞机的安全性和稳定性具有非常重要的意义。
1. 强度和刚度：机身与垂尾连接处是飞机受力最大的地方之一，因此其结构设计必须要确保足够的强度和刚度，能够承受飞机在飞行和着陆过程中的各种载荷，保证飞机结构的安全性和稳定性。
2. 质量和空气动力学性能：飞机的质量和空气动力学性能对于飞行性能有着直接的影响，因此机身与垂尾连接加强框结构的设计需要在保证足够强度的前提下尽量减轻结构的质量，并且要保证结构的空气动力学性能，减小结构对飞机气动性能的影响。
3. 成本和制造工艺：结构的设计还必须要考虑到制造成本和工艺的因素，保证结构的制造成本可以控制在一定范围内，并且要保证结构的制造工艺是可行的，能够满足生产的要求。
机身与垂尾连接加强框结构的设计要在强度和刚度、质量和空气动力学性能、成本和制造工艺等多个方面进行全面考虑，以保证飞机结构的安全和性能。
1. 材料选择：机身与垂尾连接处所使用的材料要具有足够的强度和刚度，并且要具有较低的密度，以减轻结构的质量，同时要具有良好的抗腐蚀性能和疲劳性能，以保证结构的使用寿命。
机身与垂尾连接加强框结构优化设计
机身与垂尾连接加强框结构优化设计随着航空航天技术的不断发展，飞机的设计和制造也在不断的完善和创新。
机身与垂尾连接加强框结构是飞机设计中一个重要的组成部分，它直接影响着飞机的安全性和稳定性。
对于机身与垂尾连接加强框结构的优化设计显得尤为重要。
一、背景介绍机身与垂尾连接加强框结构是飞机的重要部件之一，它主要承担起连接机身和垂尾的作用，同时还要承受着飞机在飞行过程中产生的各种力和扭矩。
对于机身与垂尾连接加强框结构的设计必须充分考虑其受力情况，以确保飞机在飞行过程中能够保持稳定和安全。
目前，随着飞机的发展和技术的进步，对于机身与垂尾连接加强框结构的要求也在不断提高。
传统的连接加强框结构在承受力和稳定性方面存在一定的不足，因此有必要对其进行优化设计，以满足现代飞机对于安全性和稳定性的要求。
二、存在问题1. 结构强度不足当前的机身与垂尾连接加强框结构存在着结构强度不足的问题。
在飞机飞行过程中，机身与垂尾连接加强框结构需要承受风载荷和加速度等作用力，结构强度的不足将会导致飞机的安全性受到威胁。
2. 结构重量过大传统的机身与垂尾连接加强框结构存在着结构重量过大的问题。
过重的连接加强框结构将会增加飞机的整体重量，在一定程度上影响飞机的飞行性能和燃油效率。
三、优化设计方案1. 结构材料优化针对当前机身与垂尾连接加强框结构存在的结构强度不足和结构重量过大的问题，可以考虑优化结构的材料。
采用高强度、轻量化的复合材料作为连接加强框的材料，可以有效地提高结构的强度，同时减轻结构的重量。
2. 结构形状优化对于结构刚度不足的问题，可以考虑优化连接加强框的结构形状。
通过合理设计结构的截面形状和连接方式，可以有效地提高结构的刚度，从而改善飞机的稳定性和安全性。
3. 结构优化分析在优化设计过程中，还可以借助计算机仿真技术进行结构优化分析。
通过有限元分析等方法，可以对连接加强框结构的受力情况进行全面的分析和优化，从而确保结构在承受外部载荷时能够保持稳定和安全。
机身与垂尾连接加强框结构优化设计
机身与垂尾连接加强框结构优化设计机身与垂尾连接加强框结构是飞机设计中非常重要的一部分，它直接关系到飞机的安全性和飞行性能。
目前，飞机设计师们正不断地进行优化设计，以提升飞机的性能和降低飞机的重量。
本文将重点介绍机身与垂尾连接加强框结构的优化设计。
机身与垂尾连接加强框结构主要由连接窗、支撑框架和连接板组成。
连接窗是机身与垂尾连接的主要部件，它需要具备足够的强度和刚度来承受飞机的各种载荷。
而支撑框架则是用来增加连接窗的强度和刚度，确保其能够稳定地连接机身和垂尾。
而连接板则是连接窗和支撑框架的重要组成部分，它需要具备一定的强度和刚度，同时又要尽可能地减小重量。
在机身与垂尾连接加强框结构的优化设计过程中，首先需要确定设计参数，包括连接窗的尺寸、连接板的材料和厚度等。
然后，通过有限元分析等方法，对不同的设计方案进行评估和比较，选择最优的设计方案。
在优化设计过程中，需要考虑多个因素，例如结构强度、刚度、疲劳寿命和重量等。
结构强度是指连接窗能够承受的最大载荷，而刚度则是指连接窗受到载荷时的变形程度。
疲劳寿命是指连接窗在循环载荷下的使用寿命，它需要满足飞机的设计寿命要求。
而重量则是一个关键的指标，需要尽可能地减小连接窗的重量，以降低飞机的整体重量。
在优化设计过程中，可以采用多种方法来改善机身与垂尾连接加强框结构的性能。
可以优化连接窗的形状，以提升其强度和刚度；可以采用高强度材料和先进的制造工艺，以增加连接窗的强度和耐久性；可以采用空心设计和薄壁结构，以减小连接窗的重量。
优化设计还需要考虑飞机的航行和运营条件。
在飞机起飞和降落时，连接窗会受到较大的风载荷，需要具备足够的强度来承受这些载荷。
而在飞行过程中，连接窗也会受到振动和冲击载荷的作用，需要具备一定的刚度和耐久性。
【精品】飞机垂尾及其与机身的连接设计分析74022494
飞行器结构设计大作业——J5飞机垂尾及其与机身的连接设计分析题目：J5飞机垂尾及其与机身的连接设计分析目录一、歼5飞机概况 ................................... 错误!未指定书签。
二、翼面结构分析 ................................... 错误!未指定书签。
2．1尾翼的功用、设计要求和外载特点............. 错误!未指定书签。
2．1．1尾翼的功用.......................... 错误!未指定书签。
2．1．2尾翼设计要求........................ 错误!未指定书签。
2．1．3外载特点............................ 错误!未指定书签。
2．2J5垂尾典型构件及其受力特性................. 错误!未指定书签。
2．2．1蒙皮................................ 错误!未指定书签。
2．2．2长桁................................ 错误!未指定书签。
2．2．3肋.................................. 错误!未指定书签。
2．2．4翼梁................................ 错误!未指定书签。
2．2．5纵墙................................ 错误!未指定书签。
2．3歼五翼面的结构形式的确定................... 错误!未指定书签。
2．4歼五垂尾受力传递分析....................... 错误!未指定书签。
2．4．1各结构受力分析...................... 错误!未指定书签。
2．4．2各力传递分析........................ 错误!未指定书签。
2．4．3机身受力情况分析.................... 错误!未指定书签。
民用飞机后机身与垂尾连接结构研究
民用飞机后机身与垂尾连接结构研究孙洁琼;张宝柱;尤宏良【摘要】民用飞机后机身与垂尾的连接,担负着将垂尾的载荷传递到机身上的重任,是民用飞机设计中的一个关键连接.该连接方案的选择,需要综合考虑传力路径、工艺性、损伤容限、维修性、重量、成本等多方面因素.对成熟机型和在研机型的对接方案进行了分析,总结出了三种主要连接方案,通过对比给出了不同方案的优缺点,能够为我国民用飞机后机身与垂尾的连接设计提供参考和借鉴.【期刊名称】《民用飞机设计与研究》【年(卷),期】2017(000)001【总页数】6页(P32-37)【关键词】民用飞机;后机身;垂尾;连接;接头【作者】孙洁琼;张宝柱;尤宏良【作者单位】中航沈飞民用飞机有限责任公司工程研发中心,沈阳110000;中航沈飞民用飞机有限责任公司工程研发中心,沈阳110000;中航沈飞民用飞机有限责任公司工程研发中心,沈阳110000【正文语种】中文【中图分类】V225+.2飞机尾翼的功用是产生和改变升力来保证飞机飞行纵横向的稳定性、操纵性和平衡[1]，通常包括垂直尾翼和水平尾翼两部分。
垂直尾翼主要由垂直安定面和方向舵组成，是飞机的重要组成部分。
民用飞机的垂直尾翼(简称垂尾，本文代指垂直安定面)，普遍安装在后机身段上部，垂尾前、后梁(含多梁或长桁)的根部通过永久性连接或接头与后机身段隔框进行连接[2]，如图1所示。
后机身与垂直尾翼的连接是飞机结构的重要连接部位之一。
本文对现役以及在研的民用飞机后机身与垂尾的典型连接结构进行了权衡分析，综合比较了结构的设计协调性、承载能力、工艺性、维修性、耐久性和损伤容限特性、重量及成本等特性，并进行总结，能够对国内民用飞机的研制提供支持和借鉴。
垂尾结构承受表面气动载荷、惯性载荷、方向舵悬挂支臂传来的集中载荷，T尾构型还需要承受平尾接头传来的集中载荷。
这些作用在垂尾上的载荷最终都要传递到后机身上去。
永久性连接方案，采用斜框以适应垂尾翼梁插入后机身，即可将垂直安定面上的载荷直接传到机身结构上，避免了因结构连接引起的疲劳问题[2]。
歼七飞机平尾垂尾与机身的连接分析
歼七飞机平尾垂尾与机身的连接分析————————————————————————————————作者：————————————————————————————————日期：歼-7平、垂尾与机身连接分析报告歼-7平、垂尾与机身连接分析报告摘要本文我们以航空馆的歼七飞机实体为依托,对我国歼七飞机平尾、垂尾与机身的连接做了简要的受力分析。
首先，我们简要该飞机的全面情况如机种、主要性能、机翼相对位置、平面形状、主要几何尺寸等。
其次，我们对飞机尾翼的作用进行了简要的介绍,并对该飞机的尾翼型式做了判断.然后，我们着重分析了水平尾翼上的受载及主要承力元件的受力分析，并给出了平尾上的传力路线，还对加强部件进行了扼要分析,最后给出了平尾与机身的连接特点。
对于垂直尾翼，垂直尾翼上的载荷计算与水平尾翼的载荷计算相似，安定面的结构布局与翼面基本相同，受力特性也相同，于是仅作结构受力分析。
本文最后我们对平尾、垂尾的损伤容限做了简单的分析。
关键字：歼七水平尾翼垂直尾翼传力分析一歼七概况：歼七飞机是我国航空工业于６０年代初期仿制前苏联的米格－２１飞机，首先由沈阳飞机工业公司仿制成功的机种。
１９６４年以后，歼七飞机转成都飞机工业公司生产。
其中歼—7基型装有1门30毫米航炮，可外挂2枚霹雳—2空空导弹或38枚火箭.进气道进气锥可分三级调节。
发动机为一台涡喷-7涡轮喷气发动机,推力38.245千牛，加力56.388千牛。
涡喷—7是黎明发动机制造公司于1963年按前苏联Р11—Ф-300发动机开始仿制的,1966年12月国家验收，1967年小批生产.1968年转至黎阳公司试制，1970年开始批量生产。
首翻期为100小时，总寿命300小时。
1980年后涡喷-基型基本停产.在使用初期出现了不少影响可靠性、耐久性与维修性的结构问题，通过改变结构、更换材料和改进工艺，基本排除故障。
改进包括，新工艺制造的涡轮叶片和部分重要零部件，加力燃烧室和压缩器则重新设计。
机身与垂尾连接加强框结构优化设计
机身与垂尾连接加强框结构优化设计随着科技的发展以及航空业的不断发展，飞机的运行效率和安全性也越来越重要。
其中，飞机的机身与垂尾连接加强框结构是保证其安全性的核心组成部分。
因此，对这一部分的设计进行优化是非常必要的。
本文将介绍关于飞机机身与垂尾连接加强框结构优化设计的详细内容。
首先，在进行机身与垂尾连接加强框结构的优化设计之前，需要考虑一些重要的因素。
其中包括飞机的运行环境、力学性能、结构材料以及质量问题。
针对以上因素，我们可以从以下几个方面进行优化设计。
首先，可以从结构的形式和材料两方面来着手。
现代飞机结构一般采用铝合金、钛合金及其复合材料等轻质高强材料，可以提高飞机的强度和刚度，保证机身与垂尾连接加强框结构的安全性。
其次，机身与垂尾连接加强框结构的优化设计还应该注意到力学性能的问题。
其中包括强度、刚度与稳定性等方面。
例如，可以通过设计不同形状和分布不同的肋骨、构件和板材等来改善其结构刚度和稳定性以及载荷分布。
同时，通过合理的设计，加强框结构内部的应力分布也可以得到优化。
在此基础上，还可以通过有限元分析和试验等方法进行验证，以确保加强框结构的力学性能符合设计要求。
除此之外，我们还需要考虑飞机的质量问题。
在设计中，应该尽量减少加强框结构的重量，力求达到材料的最大利用率。
而在选择材料时，除了考虑其机械性能，还应考虑价格、生产工艺、可维修性等因素，以维护整个飞机的经济性和可靠性。
总之，机身与垂尾连接加强框结构的优化设计是航空工程中的重要部分。
通过对多方面因素的考虑和对专业技术的应用，设计师可以不断完善和优化该结构，使其更适应现代飞机的要求，以确保飞机的安全性和运行效率。
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歼-7平、垂尾与机身连接分析报告组员：020839 张兴国020840 张允涛020841 赵冬强020842 钟科林一、歼-7概况1966年1月，首架歼-7在沈阳飞机厂首飞。
1964年和1965年航空工业部确定成都飞机厂和贵州飞机厂也生产歼-7。
后来基型歼-7大约生产了十几架。
歼-7基型装有1门30毫米航炮，可外挂2枚霹雳-2空空导弹或38枚火箭。
进气道进气锥可分三级调节。
发动机为一台涡喷-7涡轮喷气发动机，推力38.245千牛，加力56.388千牛。
后期的涡喷-7的涡轮叶片从31片减少到24片，更大地提高了可靠性，减少了发动机对喘振和失速颤振的敏感性。
歼-7基型揭开了歼-7系列的序幕。
此后歼-7衍生了众多的改型，包括I型、Ⅱ型、Ⅲ型、A型、B型、E型、M型、MG型、PG型、P型、MP型、FS型、MF型等。
尾翼用于保证飞机的纵向和航向的平衡与安定性,以及实施对飞机的纵向(俯仰)和航向的操纵.一般飞机的尾翼由水平尾翼和垂直尾翼两部分组成.正常式平尾包括水平安定面和升降舵,垂尾一般由垂直安定面和方向舵组成,歼-7采用全动水平尾翼.对尾翼的主要要求是保证他所承担的空气动力任务的完成;应具有足够的强度,刚度,损伤容限,疲劳寿命而重量尽量轻.尾翼除作用有自身质量力和气动载荷以外,还可能由于机动形成载荷(歼-7的过载系数可能达到8.0G)和不对称载荷. 平尾应避开机翼尾涡的不利干扰。
一般来说，机翼尾涡随迎角增大而增强，因而将平尾布置在机翼弦平面上下不超过5%平均气动弦长的位置，有可能满足大迎角时的纵向操稳要求，因而现代飞机采用下平尾和中平尾的型式居多。
平尾安装在机身上有利于减轻结构重量，下平尾和上平尾在机身上的安装和主承力构件的布置较易，重量较轻；中平尾的结构重量较重(类似于机翼与机身的上下位置关系)。
（歼7采用的是中平尾）三、平尾分析:(1)歼-7平尾的特点及受力分析单梁式全动平尾的主梁沿转轴一直延伸到翼捎,弯矩全由主梁承受,歼-7的平尾主要是斜转轴式全动平尾,其后掠角达到53度.相对厚度为5%,系薄机翼.整个平尾采用的是单块式.选用一根梁纵向布置(根肋处为与转轴相接)中央梁适当的弱在中央有主梁,前后分别含前墙和后墙,后墙与襟、副翼形成闭室来传扭.在平尾有翼尖配重来使重心靠前防止气动力引起的扭转扩大；翼肋采用了与后墙垂直的方式来安装，主要是由于在水平尾翼相对较薄和翼肋较短的情况下其引起的安装应力很小，而采用与后墙垂直的方式可以使刚心后移减小颤振。
下面我们对斜转轴式全动平尾做结构布局和受力分析：转轴式全动平尾受力特点是尾翼上的弯矩、剪力、扭矩都要集中到转轴上。
转轴插入机身由两个框支持，为33#和36#号框，剪力、弯矩由框提供支反简力来平衡。
扭矩由操纵力和框的支反力形成的力矩平衡（c）。
平尾的结构如（a）（b），其前缘和后缘一般布置不参加总体受弯的轻结构件。
中间部分的外段采用刚度较好的，结构效率较高的单块式。
在根部所有载荷要向转轴过渡，所以根部有一个过渡区，它由斜肋、侧肋、根肋和加强壁板（整体加强壁板或加强板加上加强蒙皮）组成。
加强壁板通过四个垂直螺栓与转轴连接；斜肋和侧肋的副板通过一个水平螺栓和转轴相连（b）。
图（d）（e）分别表示了全动平尾的弯矩、剪力、扭矩传给转轴的过程。
剪力由前后纵墙1、2两点上通过侧肋和斜肋由水平螺栓传给转轴。
外侧机翼壁板上由弯矩引起的分散轴力由加强壁板通过结构参与逐步集中到与转轴连接的部位，由四个垂直螺栓传给转轴，使之受弯。
扭矩通过上下壁板和侧肋斜肋分别由水平垂直螺栓传给转轴，使之受扭。
平尾的传力路线分析：歼-7平尾根部布置了三根加强肋：4”肋（BC肋），斜肋（AB肋），和1”后段肋（AC肋），并在蒙皮下面布置了加强板。
蒙皮和带板用四个垂直螺栓与转轴相连。
AB和AC肋的腹板通过一个水平螺栓与转轴相连，上下缘条与蒙皮及带板连接。
传力过程是：剪力由前后墙传到B，C点，再由AB和AC肋通过水平螺栓传给转轴，剪力Q1，Q2在AB和AC肋上引起的弯矩则是由上下加强板通过垂直螺栓传给转轴，使转轴受弯，受剪，如下图a所示。
以分散轴力形式通过结构参与逐步向加强板上集中，最后由四个垂直螺栓传给转轴。
扭矩以剪流形式从外段闭室传到BC肋处，转换成一对力偶，从AB和AC肋向转轴传递。
最后都从垂直和水平螺栓传给转轴使其受扭，如下图b所示。
气动载荷和质量载荷的传递方法与上面基本相同。
传到转轴上的剪力和弯矩以后又通过两个加强框上的支柱以集中力形式传给加强框，转轴上的扭矩则传给安装在轴上的操纵摇臂。
具体受力如下分析：（2）加强构件特点分析通常操纵面的前缘闭室承受其大部分扭矩。
然而悬挂接头处前缘必须开缺口，因此需要对缺口进行传扭补强。
（1）加一对加强肋，与梁构成三角架。
扭矩由斜肋和梁受弯传递（2）加一短墙，与缺口段壁板和端肋构成局部闭室，扭矩在缺口段由该闭室传递（3）在缺口段用剖面为实心或空心的盒式连接件传扭，歼-7副翼中接头如此（4）一些小型低速飞机载荷很小时，可直接将局部加强，由梁本身承受，传递扭矩（5）歼-7平尾根部布置了三根加强肋：4”肋（BC肋），斜肋（AB肋），和1”后段肋（AC肋），并在蒙皮下面布置了加强板。
具体如下图：(3)平尾与机身的连接特点歼-7的平尾为大后略角、大展铉比的全动平尾,采用的是转轴伸入,这样可以更好的利用最大的高度、铰链的力矩同时也很小.斜转轴式的平尾的轴与尾翼连接在一起,用固定在转轴上的摇壁操纵转轴,平尾与转轴一起偏转，水平尾翼通过33#和36#加强框与机身连接，转轴为主要传力连接点。
上图为歼-7斜转轴式全动平尾与机身连接的简视图，可以看出它主要是由转轴与机身实现相连接的。
具体转轴的受力部件分析如斜转轴式全动平尾图（c）所示，它清楚的表示了转轴上传递简力、弯矩和扭矩的受力分析四、垂尾分析:(1)垂尾的结构受力分析尾翼的外载荷的外载荷主要是气动载荷，结构质量较小。
气动载荷决定于飞行状态。
尾翼的载荷分为：平衡载荷，机动和突风载荷情况，不对称飞行情况。
对于垂直安定面，由前缘，翼尖及盒段组成。
前缘，翼尖通常可拆，为蒙皮隔板结构，应主要考虑防冰，除冰系统在安定面上的设置以及防鸟撞等问题，安定面的结构布局与翼面基本相同，受力特性也相同。
但安定面不同于机翼结构设计的特点是安定面内很少有装载，故安定面完全可以接受力要求进行结构设计。
歼七主要采用多梁，壁板和多肋的单块式结构。
使用多梁的目的是增大结构刚度，提高防颤振特性。
(2)垂直安定面与方向舵的连接分析悬挂点的数量与位置根据以下确定：保证使用可靠；转动灵活；操纵面梁的受力特征好。
增加悬挂点的数量可减小操纵面受载后的变形，使之不易与安定面相碰，可减小最大弯矩，有利于减轻结构重量，并具有破损安全特性，提高生存力，故一般应采用多于两个的悬挂点。
但悬挂点多，使用中易卡死并增加装配难度。
为了保证互换性和便于安装，悬挂接头一般有设计补偿。
除一个接头必须设计成完全固定，以消除操纵面的展向自由度外，其余接头均做成可调节形式。
可采用过度接头，也可在铰接轴上带自位转轴，以保证各接头的同心度。
将转轴略微靠后布置,利用转轴前面的气动力对转轴产生方向相反的力矩来抵消一部分转轴后面的气动力对转轴的作用力矩,起到补偿作用,其最大的优点是该结构简单、工艺性好,但是从前面的歼-7的飞行品质中可以看出操纵面偏转时,两面的气流因前缘缝隙相互沟通,压力减小、偏角越大,压差越大,影响补偿效果.当然在歼-7尾翼的气动平衡中最常见的气动平衡装置的活动调整片,其安装在操纵面后缘.（3）垂尾与机身的连接特点在悬挂接头处布置有加强肋。
歼-7的垂直安定面是不可动的，安装固定在后机身上。
根部连接处安定面梁与机身隔板有转折，需要沿机身纵向布置加强的构件承受和传递安定面梁传来的分弯矩，歼七垂直安定面直接插入机身，与机身34”加强框结合一起成为斜加强框，这样可以直接将弯矩传到机身结构上，避免接头带来的疲劳问题。
五、平、垂尾损伤容限分析:结构的损伤容限由于结构的分类不同而采取了不同的手段:对于歼-7的水平尾翼和垂直尾翼,设计者通过可检查度的分类进行了各自的处理方式.显然,在水平尾翼和垂直尾翼的表面,由于机翼较薄在受到各种载荷的作用下为缓慢裂纹扩展结构.这类的结构在歼-7这样的单梁传力途径中较常见,而且可以减少分析工作和检查的次数.这样在可检查的周期内依靠其剩余强度来保证其翼型的表面光滑和气动要求.由于歼-7水平平尾根部布置了三根加强肋,形成了一个三角区A BC面的加强分析图),在该区域,可以看见设计了一块加强的壁板,和加强的肋一起承受力的力矩,在该处的力由于采取了多路径传送, 损伤容限也有了较大的提高; 该区域的肋和板结构为破损安全多路传力结构.三块整体的受力可以在其中的一个结构破坏后,载荷机可以通过展向铆钉传到相邻的构件上,而且其破坏不会传到其他的构件上去.多重元件的结构的使用也使结构的水平尾翼的主要受力构件梁承受了剪力和弯矩引起的轴力,其采取了各种止裂的措施.在规定的检修期内,当结构的裂纹扩展到使结构完全破坏之前,用止裂的措施使不稳定快速扩展的裂纹停止在事先设计的止裂的区,如在止裂带处.在歼-7的尾翼上我们可以看见其使用了止裂缝来达到了一定的止裂的效果.另外在由于与机身连接的地方(对于水平尾翼其可以在轴的作用下转动,情况特殊)有开口区,周围有加强部分其止裂的效果更好.从歼-7的尾翼的损伤容限分析,我们可以看到,设计者在这方面的工作主要是从确定危险的部位和受损结构的剩余强度和裂纹扩展寿命的方面去考虑,在相应的部位采用加强和补强措施.当然由于时代的局限该思想在某种程度上还不够成熟.六、小结：通过对航空馆歼-7系列飞机的实地考察分析，对歼-7系列飞机的机身，机翼，尾翼，以及它们的结构的受力，传力和彼此的连接问题有了一定的了解，特别是对歼-7尾翼部分做了深入的分析理解，查了不少关于尾翼方面的知识，分层次的对水平尾翼和垂直尾翼的结构传力路线做了分析，并根据实物图分析了水平安定面与升降舵，垂直安定面与方向舵，水平尾翼与机身，垂直尾翼与机身的连接问题。
对水平尾翼部分有了比较详细的说明，但在垂直尾翼方面只做了初步分析。
希望通过以后的学习对此方面有进一步的了解。