机翼梁缘条

5．4 机翼结构元件设计
一般先通过机冀剖面的初步设计计算确定出典型元件初步的主要尺寸，如梁、长桁的截面尺寸、蒙皮厚度等。

它可以以统计数据、经验或粗略的估算值为基础，根据所确定的结构型式和受力构件布置情况，取较为简单的简化模型，以静强度作为基本要求通过有限元计算得出(这部分内容本书不作介绍)。

继之将进行构件的详细设计。

详细设计首先要合理选材，材料应选择比强度向／P高的材料．但对一些承受拉伸或弯曲作用的关健构件，宁肯牺牲一些静强度指标，也要选取裂纹扩展速率低、断裂韧性高的材料，以改善结构的损伤容限特性。

详细设计还包括选择最佳的构造形式和剖面形状，通过设计计算确定全部尺寸并完成其内部的构造设计，包括构件间的连接设计(如梁的缘条与其腹板、蒙皮的连接：梁、肋与副翼、襟翼的连接设计等)，确定构件毛坯的制造和零件的加工要求等等．其时既要使构件承载效率高，关键件还要有良好的损伤容限特性，精心完成良好的细节设计。

总之应从受力合理，结构安全可靠，结构重量轻，有良好的工艺性和使用性，便于维护修理以及全寿命周期成本低等各个方面，根据各个飞机的具体条件综合考虑．·
以图5．18的波音-737和浊音—737-700的前／后梁设计为例．两梁之间为整体油箱．图5．18(a)所示波音-737的设计受力好，且因梁缘条在腹板的外侧，若缘条上出现裂纹时可检性好、易修理，但加强支柱要打下陷，中间要嵌以锥形填充物，成本高．而图5．18(b)所示的波音—737—700的设计虽然因油液侧压会使缘条与腹板的连接铆钉受拉，缘条的垂直边可检性较差，但经试验证明受力和疲劳均满足要求．该方案工艺性好，支柱无需下陷，特别是可量后装腹板，提供了良好的翼盒装配通路，既降低了成本，又保证了质量．由此例可见，构件设计也必须本着综合设计的原则考虑，才能得到满意的设计．此外构件有的按强度设计，有的按刚度设计。

后者如对刚度要求较高(各类舱门)的构件或其刚度与搬动、气动弹性问题有关的构件：也有的是因为按强度设计只需很小的剖面尺寸，以致会造成加工、装配时的困难。

本节以下主要介绍各种典型元件的构造形式和设计原则．·
一.长桁设计
长桁承受蒙皮的局部气动力传给翼肋，并对蒙皮提供支持，提高蒙皮的失稳临界
应力。

单块式机翼中长桁是承受机翼总体弯矩引起的轴力的主要元件，其重量约占到机翼结构重量的25％一40％。

在以梁主要承弯而长桁不受轴力的薄蒙皮梁式机翼中剐可能只占4％一8％。

受总体轴力的长桁沿轴向应连续，尽量不间断，要保证其强度．为减轻重量可按等强度设计，使翼剖面上长桁总面积(或长桁数量)由翼根向翼尖逐渐减小．长桁受拉时截面积由极限强度卸定，但须乘以钉孔削弱影响系数K＝0．9。

在受压区则由失稳临界应力定。

长桁有总体失稳和局部失稳两种形式，任何一种失稳都会使长桁失效，因此确定截面积时应取总体失稳临界应力卧和局部失稳临界应力o／中的较小者作为，。

值。

一般说，通过合理设计使。

和f／值尽量接近(即同时到限)有利于减轻重量。

由总体失稳临界
力
可知，提高长桁垂直于其轴线的削面惯性矩／＼支持系敷c以及减小肋距均可提高。

但需考虑肋数量增多后引起的重量增加，应取其结构总重量较轻者为合理设计。

长桁为薄壁杆件，一般由几块薄板组成．每块板的局部失稳临界应力设计为
为提高山应减小(^／J)和提高支持系数．如图4．1(c)所示的中间板因有两端板的支持，比图4．1(b)中角型材中的垂直板的支持系数要大得多，约为它的9．6倍．由以上可知，长桁剖面形状与失稳临界应力有很大关系．图5．24中为常用的典型剖面．其中(f)～(h)长桁用薄铝板弯0C而成，用于受力不大的结构。

现广泛应用的是硬铝挤压型材。

现代运输机采用z形或J形的长桁加筋板较多，这种长桁的惯性矩／和局部失稳临界应力均较大，且铆接较为方便。

长桁端板带圆头时也对提高长桁的O间有利．但要注意如果长桁剖面高会使翼盒的有效高度Hd有所降低(图5．19)。

帽型材和Y形剖面与蒙皮铆接后会形成封闭剖面，此时扭转刚度好，但在使用中墨积水，且很难排出，易引起腐蚀，一般说很少采用。

但在某些特殊情况下，如波音-707整体油箱壁板上就铆有帽形型材兼作通气管路用(图5．20)。

处于疲劳和损伤容限敏感区的受拉长桁材料应选择2024，LY—12等疲劳性能和断裂韧性好的铝合金。

长桁的终止蹭应斜削以使壁板剖面面积和刚度和缓减小，这可防止长桁末端仍存在较高应力而导致在紧固件处引发蒙皮的疲劳裂纹(图
5．21，图5．22)。

二、机翼蒙皮与加筋板(壁板)设计
蒙皮形成机冀外形井承受空气动力，现代飞机机翼蒙皮较厚，一般都参与承受机翼扭矩引起的剪流和弯矩引起的轴向拉压．在单块式机翼上蒙皮重量约占机翼重量的25％～40％．目前常见的蒙皮有金属蒙皮、复合材料层压蒙皮、夹层蒙皮(图5．23)和整体壁板(图5．25)等。

现代飞机广泛使用硬蛔(下表面蒙皮)、超硬铝，在她～2．5的高超音速飞机上有用钛合金，Al～3的飞机有用不锈钢蒙皮．夹层蒙皮由上、下两块面板和中间芯材组成，芯材有蜂窝夹芯、泡沫塑料、波纹板等．对于有些主要按刚度设计、本身结构高度较薄的舵面、调整片等操纵面及翼尖上，还常采用全高度蜂窝的夹层结构．复合材料蒙皮(或壁板)由于其特殊的优异性能，被广泛地用于第四代战斗机和近些年设计的飞机的翼面结构上，详见第七章。

蒙皮与长桁、翼梁缘条连接在一起，组合成壁板(也称加筋板)．翼肋和梁、墙的腹板向壁板提供横向支持．壁板有以下几种典型形式：薄板式壁扳、承力蒙皮壁板和整体壁板。

1．薄板式壁板
薄板式壁板是指蒙皮较薄，可视为薄板．当薄蒙皮受轴向压力时将先发生失稳现象，但因有长桁支持，壁板并不破坏而仍可继续加大载荷，直到长桁的应力达到其失稳临界应力为止．设计计算时可把蒙皮在两长桁间的宽度6折合成有效宽度，加到每根长桁的面积中去，该有效宽度内蒙皮的正应力取其等于长桁的临界应力～+(见第四章图4．2)．
2.承力蒙皮与长桁铆接组合式壁板
这种壁板中的蒙皮较厚，蒙皮截面积占总壁板截面面积的比例较大，蒙皮和长桁的受压失稳临界应力接近．其典型形式如图5．24所示。

这类壁板有多种破坏形式(图4．3)：可能发生蒙皮失稳，或长桁失稳(局部失稳或总体失稳)；也可能是长桁与蒙皮共同出现总体失稳(即宽柱失稳)等形式(详见4．1节)。

这类壁板固要考虑许多方面的参数和各种不同的失穗形式，故确定壁板晕合理的结构尺寸比较困难。

设计时实际上不能只依靠理论计算，而经常要使用试验数据和据此定出的设计图表或进行优化设计来确定．这类壁板只有当整个结构破坏时才认为是临界设计状态，故为减轻结构重量，有时允许在达到设计载荷之前蒙皮出现失稳，只是根据刚度要求和设计经验，对于不同结构元件须规定出在设计载荷的不同百分比(例如40％～60％)以上才容许出现不导致破坏的失稳。

但若有个别长桁出现失稳，那么只有在有充分依据说明其不会诱发结构破坏的情况下，才可认为是非临界设计状态，否则一般作为临界设计状态处理。

应该注意到，如果蒙皮很薄，受载失穗后出现较大的皱纹时将扰动翼型面上的气流，并产生较大阻力，这对高
速飞机尤应避免；此外薄板的反复屈曲会导致意想不到的早期疲劳破坏。

所以现代高速飞机机翼蒙皮一般均较厚，有时宁可减小桁距，以避免上述问题的发生。

3．整体壁板
这是一种重量轻、强度高的构件。

蒙皮和加强筋由整块材料加工而成，常见的削面形状如图5．25所示。

对承受大载荷的长度大的整体壁板最普遍采用的是挤压成型或机械加工的整体构件，此外也可用化学铣切、精密铸造等方法制作．当飞机飞行速度进一步提高时，机翼上载荷增大，机翼厚度更趋变薄。

此时若仍采用蒙皮—长桁结构有以下两种增强办法，但研究表明：若加厚蒙皮则增重多；而增多长桁将增加工艺困难，且因铆接导致的裹面质
量问题会使阻力增大．因此出现了整体壁板，它在现代高速薄冀飞机上，特别是机翼结构整体油箱区，得到广泛应用(见表5．1)。

它与蒙皮—长桁组合式壁板相比有如下优点：
结构上便于按等强度合理分布材料，通过加工使壁板沿展向取得最佳的变厚度分布。

结构的总体和局部刚度好，蒙皮不易失稳，改善于气弹特性．同时由于减少了铆钉数量，机翼表面更加光滑，提高了气动外形准确度；减少了装配工作量、钉孔的应力集中以及它对壁板截面积的削弱．这样既减轻了紧固件的重量，又可改善疲劳性能，并减少了密封材料的用量，对整体油箱设计提供了有利因素．采用整体壁板一般可使机翼壁板的重量降低10％一15％，有资料介绍对薄机翼甚至可达20％。

其缺点是装配中可能会引起拉伸或由其他一些原因产生的残余应力，易引起应力腐蚀；设计不当时对裂纹扩展比较敏感。

4．设计壁板些应注意的问题
（1）对相对厚度—较大的机翼宜采用承力蒙皮—长组合壁板，现代运输机上大量采用的机加蒙皮和机加长桁的铆接组合壁板(加筋板)已经证明是很有效的结构；而对超音速的薄机翼宜采用整体壁板。

<2)壁板失稳稳与肋距有一定关系，应经优化设计选出最佳配置值(图5．12)。

相对厚度较小的机翼其最轻结构一般是肋距较大的整体壁板。

(3)蒙皮与长桁必须连接以形成完整结构用于承受轴力，但蒙皮与肋有时可以不连接，以减少蒙皮因钉孔引起的应力集中，也有利于整体油箱密封(见图5．26)。

(4)对受拉区壁板应就损伤容限设计要求精心设计：
材料应选择比强度高，且断裂韧性、疲劳性能好的材料<如宜用LYl2而不宜用LC4)；
2)控制应力水平，有的飞机(如波音—707)限制其轴向正应力为90一100MPa：
3)采用某些止裂措施：如蒙皮分块，或在蒙皮上加止裂缝、止裂孔、止裂件等，
4)采用先进的连接件和装配技术：
5)壁板上有不少连接设计，如翼盒蒙皮与前、后缘结构的连接，整体壁板的对接等应精心设计。

一般薄蒙皮可沿弦向搭接，但厚蒙皮和整体壁板须用对接。

铆接缝宜布置在梁缘条或加强长桁上，宜采用四排铆钉，避免采用图5．27(a)的连接方法，而建议采用图5．27(b)所示连接。

其他如小开口处等的局部细节设计详见第六章。

三、梁的设计
梁是机翼中的主要受力构件，承受机翼的总体剪力和弯矩。

薄蒙皮梁式机翼中弯矩基本上由梁承受，此时其重量约占整个机翼重量的20％～50％；在单块式机翼中约占7％～11％。

因此梁的设计在保证安全可靠的前提下提高结构效率尤显重要。

1．粱的构造形式和常用的剖面形状
梁常用的剖面形状见图5．28。

翼梁的结构形式可分为腹板式和构架式．现代飞机机翼普遭应用腹板式粱，它构造简单，受力特性好，同时可作为整体油箱的一块隔板。

构架式梁则零件多、制造复杂，没有或只有很少的超静定度，安全性低，
又不eS构成整体油箱，现已很少采用(图5．29)。

腹板式梁又分铆接组合式和整体式两种．它们共同的特点是缘条作为杆元，用来承受弯矩引起的一对轴力；腹板承受机翼的剪力Q。

组合式腹板梁的缘条一般用帽合金或钍合金等金属制成。

其截面面积和剖面形状的确定可参考长桁设计．由于梁的大部分重量是缘条重量，因此为减轻重量更应注意增大上、下缘条的形心间距。

例如可把缘条适当做得宽、薄一些(图5．28(2))。

受拉区为了减少铆钉孔对缘条面积的削弱，可在缘条两侧伸出两个薄翅，在保证强度的条件下，将铆钉连接部分的缘条减薄(图5．28(3)，(6))。

受压时，梁缘条因同时有腹板和蒙皮在两个平面内提供支持，一般不会出现总体失稳，只需考虑局部失稳问题。

梁根据其是否允许腹板失稳可分为抗剪型梁(不允许腹板剪切失稳)和张力场梁两种．梁的腹板厚度远比缘条厚度要小，主要用以承受梁上的剪切载荷Q。

抗剪型梁的腹板有两种失效形式；剪切破坏和剪切失稳。

一般n，小于O，故抗剪梁的腹板按r“设计。

通常，为了提高r。

值在腹板上须加支柱。

当支柱数量足够时，有可能使支柱间距‘小于高度^，从而提高、，值．此外支柱也用于连接翼肋。

必须注意，增加支柱虽有可能使腹板减轻重量，但却增加了支柱重量。

根据试验可知，一般当相对载菏疽Q／A较大时，用较多、较强的支柱加强腹板则总重量相对较轻．
张力场梁的腹板可以失稳，失稳后腹板产生斜向波纹条，腹板以斜线方向受张力的形式承受更大的剪切载荷．张力场梁的承载条件是周边框架——上、下缘条和垂直支柱具有抗弯能力．张力场梁应按张力场原理进行设计．完全张力场梁虽然重量轻，但在缘条和腹板的铆接处常会出现疲劳问题．还应注意到若腹板太薄，可能屈曲后会出现永久变形；或在连续受力后，由屈曲引起的损伤在小载荷下积累起来，当达到某一程度时就会出现裂纹或损坏．因此在疲劳限制下，完全张力场梁一般不能被采用，而常采用不完全张力场梁(图5．30)。

这类梁的腹板处于纯剪与完全张力场之间的状态下工作。

此时剪力Q一部分以腹板受剪形式受载，一部分以斜条带受张力的形式承剪，其设计计算大多利用配以试验修正系数的半经验公式。

工而成．由于它较便于做到等强度，并可减少很多紧固件，故重量较轻，且刚度
大。

但整体梁受热加工工艺限制，膻板厚度不能太小，因此相对载荷较小时不宜采用，以免因工艺需要增大膻板厚度而增重。

其次它的破损安全特性比组合梁要差，特别当用高强度合金钢制造时，因此要考虑补救办法．例如A—300机翼就在靠近机翼下表面处翼梁腹板上用一根钛金属带胶接于梁上来减慢或阻止裂纹
的扩展。

不
以上所述的设计考虑主要以强度、刚度和重量特性为主，实际上粱的设计如同图5．18所示的波音—737翼粱的设计一样，还必须兼顾到损伤容限、工艺性、使用、维修以及成本等各方面因素，权衡分析，综合设计。

图5．31是可以采取的一些损伤容限措施。

图5．31(b)所示是加一止裂锁挡，它一方面可止裂，另外～旦下部粱有裂纹甚至断裂，则上缘条和止裂锁挡(起“下”缘条作用)连同上部腹板一起继续受载，但这种方法将增加重量和零件数量，需要增加履向连接。

而图5．31(c)的方案是将腹板在与缘条连接处局部加厚，并采用高强度钢制紧固件。

若梁缘条断裂，其载荷将由局部加厚的膻板和邻近的机冀表面结构来传递。

图5．31(a)则是利用多重受力元件来保证梁的破损安全，图示的波音—707发动机吊挂大梁的缘条由三个元件组成，当其中一个出现裂纹后不致危及其他元件，整个梁仍有相当的承载能力。

不同的机翼翼梁可结合各自的具体条件进行综合设计。

四、翼肋设计
翼肋分普通肋和加强肋。

其构造形式可分为膻板式、构架式、围框式和整体肋等几种(图5．32)。

普通肋承受局部气动载荷和维持外形，较多采用腹板肋。

为减轻重量，多在腹板上开许多减轻孔。

孔边带有弯边；腹板上常压有一些凹槽，其作用类似于弱支柱，这些均可起到增加腹板稳定性和侧向刚度的作用。

为了便于和翼梁腹板连接，翼肋常分成前、中、后三段(图5．32(a))。

有的翼肋分成上、下两半，以蒙皮为基准进行装配，既易于保证机翼气动外形的准确厦，又改善了工艺性。

围框式翼助(图5．32(d))也属此类型，它还便于各种系统的管于，操纵拉杆和钢索、电缆通过，但因其分成上、下两个高度较小(小于半肋高)的“粱”各自独立受载，故结构重量较重。

构架式翼肋因不便于受集中力(除非有专门安排)和固定接头，现一般很
少采用，但在有的大飞机厚翼上，为便于内部管子、钢索等通过，以及为了减少
高大腹扳的重量，局部部位有采用此种形式。

加强肋一般由缘条、腹板组成。

由第三章分析可知，有些加强肋的内力主要是剪力，而弯矩很小，此时肋应设计成有强膻板，并在膻扳上布置较多支柱以提高腹板的剪切稳定性。

有些加强肋其内力又有弯矩、又有剪力(如肋受集中载荷时)，则除有较强的腹板外，还必须布置较强的缘条。

五、机翼连接
机翼的连接是飞机结构设计最重要的环节之一，通常都要花费很大的精力，要研究多种构造．由于连接接头及接头附近结构上的载荷、应力集中程度及工艺因素等难以凭计算得到可靠的答案，在研制阶段常对被认为可采用的构造还须作局部构件试驶，以尽量减少设计修改的可能性．
机翼连接包括两方面内容一是机翼与机身的连接，将于第六章中详述；二是机翼设计分离面处两部分机翼的连接‘由于连接增加了结构的复杂性，并且影响到结构强度，尤其是疲劳强度；同时使机翼重量增大，制造成本增加，因此现代飞机(包括大型运输机)已很少如过去那样设置几个机翼设计分离面．但由于机翼的后掠、上反角和制造上的限制，使～些带中央翼的飞机，如旅客机波音-747，L 1011以及战斗机苏—27、苏—30等，在机身侧边的外翼根部与中央翼的连接成为必要。

本节只介绍机翼本身分离面处的连接。

机翼设计分离面处的连接接头多为可拆的．从传力需要必须将壁板和梁的缘条、腹板以及根肋沿翼盒周缘连接起来。

其壁板的连接主要有三类。

1．分散的受拉螺栓接头
对接螺栓沿展向水平放置，传弯时螺栓受拉，传扭时螺栓受剪．图5．33(a)为安-124的中、外翼对接，在对接处壁板上有梳状件，螺栓置于其槽中．苏-30MK 的中、外翼对接与此类似(图5．1)；苏—27一侧的对接面上就有100多个螺栓．图5．33(b)为协和号超音速运输机的对孔式接头。

这类接头一般都将螺栓安装在蒙皮内表面，再在外表面加装盖板。

由于螺栓主要受拉，因此制造精确度要求不高，装卸方便，对薄翼型的战斗机比较经济，缺点是重量较大。

2．对,l／-／a式接头(图5．34)
靠对接板沿对接面周缘用大量螺桂将上、下壁板和腹板连接起来．现代不少大型运输机的机翼都采用这种方法连接．其特点是无论传穹、扭、剪，连接螺栓均受剪。

优点是重量轻、可靠性高，有固有的破损安全特性；但成本和制造精确度的要求高。

3．对接板和抗拉螺栓的组合(图5．35)
其优点是可靠，有破损安全特性，制造精确度要求不高；缺点是重量大．须注意设计时结构连接处应尽可能避免或减小偏心距．如图5．35所示，其蒙皮和桁条的组合中性轴正好落在连接板的中性轴上，这对接头本身及相邻结构都不致产生偏心力矩引起的附加应力，并能改善接头的疲劳特性．
六、结构受集中载荷处的局部设计
集中载荷作用处的设计在飞机结构设计中常会遇到，是一十必须引起重视的问题。

集中载荷作用部位的构件布置有以下几条准则。

(1)集中力作用于板杆结构上时，必须有适当的杆来扩散、传递此力。

飞机结构基本上是由一些平面结构组成的空间受力结构．当平面结构为由薄板和受轴力杆组成的板杆结构时，鉴于薄板不宜受集中力以防撕裂，当在一构件(如加强肋、辅助短粱的腹板)上作用有集中力时，必须在其板上布置杆将集中力扩散成分布剪流，再由该构件传到支承结构(如机翼或机身的受力盒段)上去。

例5．1／基本结构为上、下杆和墙头的CC'杆、加一块板；左端为固接(如图5，36)1)E点作用一法向集中力时应沿力方向布置杆DE。

DE可直接通到支承处；也可如图5．36(a)所示布置一段长度(该长度可根据板能承受的量大剪流决定)，
但此时应在D处再布置杆BB’结构才能受载。

各杆相应的内力(轴力)如图所示．
2)正点作用一切向集中力，则利用原基本结构即可(图5．36(b))．
3)正点作用一斜向力．此时可把斜向力分解成法向力、切向力，相当上述两种情况叠加矩当的构件传走．
例5.2某点作用有斜向力也可直接延作用力方向布置一斜杆。

例5．3 梁后面支架上作用有垂直力户，为传递P力引起的力矩M＝凡，可在支架前方布置两加强肋3，井通过接头2将肋与粱、支架相连．传递M引起的一对轴力N。

接头宜采用n形剖面角盒(图5．38(a))．但因两肋间的梁腹板受弯，受
力不尽合理。

图5．38(b)所示方案相对而言比较合理。

它在支架前只安排一个加强肋，然后在肋的左、右两侧对称地布置两个接头2，肋高度较小时接头2可将上、下做成一个整体，翼肋缘条采用T形剖面以便于连接．该布置也可用以承受、传递X向力丁T.
例5.4 翼梁下方作用，向力户(图5．39)．P力由支臂传到梁上，而偏心力矩M ＝Pc通过接头转换成一对垂直力N传给粱腹板(图5．39(o))；或用一角盒式接头以梁形式受载，并将M转成一对水平力传给上、下缘条。

(3)尽量避免、减小附加的偏心力矩．采取的措施可以用“使三个集中力交于一点”，或另附加构件将偏心力矩转换成平面内的一对力等措Ze。

偏心力矩很小时，也可加强接头使其有能力受此力矩即可。

例5.5 A点作用有集中力，如按图5．40(a)所示加短杆，则会出现偏心矩。

若按图5.40(b)所示，力通过三杆交点，就不会出现倡心力矩。

图5．40(e)是波音—707发动机吊挂与机翼的连接。

后撑杆上的力通过下接头(它位于加强肋的下缘条与钨肋上的十字形接头的交点)与机翼的连接螺栓蛆的刚心，从而避免了附加弯矩，减轻了结构重量。

例5.6 Z向的P力作用在垂直于肋的平面内，但不在梁上。

可在两肋(对机身即为两框)之间布置一构件(图5．4l(a))，偏心力矩由它转成一对N力传给两肋。

若偏心力矩很小，则可直接用一个三角形角盒受力、传力(图5．41（b))。