第6章 机身结构分析
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机身结构
小开口加强 小开口 ---- 口框（刚框、围框）式加强。 这类开口，对机身纵向构件一般没有影响，为传剪，一般在 开口周围加上一圈截面具有抗弯能力的口框（可以是组合式，也 可以是整体刚框）
小开口刚框受力分析
1）利用对称原理： 结构对称，载荷为反对称时，在对称轴处只有反对称 内力Q, 而M, N=0 2）根据分离体平衡图，可求出
2） 受轴力口盖：
（1）口盖既能受剪、又能受轴力，所以 口盖上一般布置有加强型材(方向与 原有长桁方向、位置一致)，它完全 能替代原结构受力。 受剪口盖上也可能布置有加强型材，但其作用主要是保证 口盖刚度，型材方向可能与长桁不一致
（2）连接：不仅要有连接基体蒙皮与口盖板的螺栓，
而且应有直接把承受轴向力的构件连接的螺栓。
（一）开口 大、中、小（相对部件尺寸而言） 对机身：D 对机翼：B
小开口：可能在两长桁之间，不打断长桁，或只打断 个别长桁；
中开口： 可能打断几根长桁； 大开口：可能整个翼箱宽度壁板或很大比例宽度的壁板 被开口。
（二）口盖： 1. 受力口盖 受剪口盖； 受轴力口盖。 1） 受剪口盖： （1）口盖本身能受剪（有足够的强度、刚度)； （2）且在连接处应能把剪力扩散成分布剪流 , 一般用为数较多的托板螺帽、螺栓连； （3）它能取代原有基体受剪。
三．基体结构受剪时 如蒙皮受Mt qt，梁腹板受Q qQ 时开口区的加强。 传力路线有何变化？ 即研究开口对传力的影响 需加什么构件？ 原有元件受力情况变化？ 启发问题：在受力分析中我们曾用的几种方法？ （1） 传力路线：一个个分离体画，作用M,Q,N三种内力 ---把小开口的分析结果和方法延伸一下。 （2） 直接用数值解 （3） 用加自身平衡力系的方法，使两种典型情况的叠加符合 实际情况，考虑开口后相当于那一块蒙皮上剪流应为0。
第六章机身结构分析
能承受有效装载、设备和机身结构的质量 力以及作用在 机身上的气动载荷和密封舱 内的压差载荷。 （零部件设 计阶段）
其他要求
(1) 合理选择机身的外形和参数，使其在给定的外形尺寸下迎面阻 力最小，有效容积最大。
(2)在翼身融合的飞机上采用能产生较大部分升力的 升力机身，这 样可减小机翼面积，降低机翼重量。
三、机身参数
■ 机身可以看作是多支点外伸 梁，支点是机翼与机身的连 接接头。
■ 增大f( ff或 af)的同时增大
机身长度会导致机身上弯矩 的增大，使机身质量增大 ； 但机身阻力会下降。 ■ 靠减小 lf 或增大 df 的方法来
减小f会降低机身的载荷和
机身承力件上由弯矩产生的 应力，但是在df增大的同时， 由于压差 P 的作用，密封 舱的应力会迅速增大。
机身应有足够的开敞性以便于维修。
有良好的工艺性，生产成本要低。
机身基本不产生升力，所以机身气动力要 求主要是阻力小。为此机身一般做成细长 的流线体，希望外形光滑，突出物少等。
使用要求是机身设计要求中的重要要求。比如座舱盖、开口 等就是必须满足使用要求。
6.1.3机身的外形和参数
一、机身的横剖面形状
(3) 合理使用机身的有效容积，就要布局紧凑，将货物尽量靠重心 附近布置，这能够降低惯性矩并改善飞机的机动特性；在各种装载 情况、燃油和弹药消耗的情况下，减少重心的变化范围，可保证飞 机具有更理想的稳定性和操纵性。
(4) 特殊要求：
空降人员和武器装备能容易跳伞和投放； 对运输的货物能方便地装载、系留和卸载； 高空飞行时能保证乘客和乘员具有必要的生活条件，
■ 机身结构的分布质量力的近似计算公式：
q f = mf g Hf nd Ss
其他要求
(1) 合理选择机身的外形和参数，使其在给定的外形尺寸下迎面阻 力最小，有效容积最大。
(2)在翼身融合的飞机上采用能产生较大部分升力的 升力机身，这 样可减小机翼面积，降低机翼重量。
三、机身参数
■ 机身可以看作是多支点外伸 梁，支点是机翼与机身的连 接接头。
■ 增大f( ff或 af)的同时增大
机身长度会导致机身上弯矩 的增大，使机身质量增大 ； 但机身阻力会下降。 ■ 靠减小 lf 或增大 df 的方法来
减小f会降低机身的载荷和
机身承力件上由弯矩产生的 应力，但是在df增大的同时， 由于压差 P 的作用，密封 舱的应力会迅速增大。
机身应有足够的开敞性以便于维修。
有良好的工艺性，生产成本要低。
机身基本不产生升力，所以机身气动力要 求主要是阻力小。为此机身一般做成细长 的流线体，希望外形光滑，突出物少等。
使用要求是机身设计要求中的重要要求。比如座舱盖、开口 等就是必须满足使用要求。
6.1.3机身的外形和参数
一、机身的横剖面形状
(3) 合理使用机身的有效容积，就要布局紧凑，将货物尽量靠重心 附近布置，这能够降低惯性矩并改善飞机的机动特性；在各种装载 情况、燃油和弹药消耗的情况下，减少重心的变化范围，可保证飞 机具有更理想的稳定性和操纵性。
(4) 特殊要求：
空降人员和武器装备能容易跳伞和投放； 对运输的货物能方便地装载、系留和卸载； 高空飞行时能保证乘客和乘员具有必要的生活条件，
■ 机身结构的分布质量力的近似计算公式：
q f = mf g Hf nd Ss
机身整体壁板结构分析
— II —南京航空航天大学硕士学位论文
图、表清单
图 1.1 先进机身整体结构与常规组装结构对比.......................................................1 图 1.2 空客公司的 A380 和波音公司的 B787............................................................2 图 1.3 飞机整体设计结构关键部位分解图................................................................4 图 1.4 ARJ21 新支线飞机............................................................................................5 图 2.1 民机机身结构...................................................................................................7 图 2.2 普通框构造.......................................................................................................8 图 2.3 普通框载荷.......................................................................................................8 图 2.4 机身在垂直面内外载及内力图.......................................................................9 图 2.5 桁条式机身框平面内受 PY 力时传力分析 ...................................................10 图 3.1 组装壁板轴压试验件装配图.........................................................................12 图 3.2 组装壁板轴压试验件爆炸图.........................................................................13 图 3.3 组装壁板剪切试验件装配图.........................................................................13 图 3.4 组装壁板剪切试验件爆炸图.........................................................................13 图 3.5 整体壁板轴压试验件装配图.........................................................................14 图 3.6 整体壁板轴压试验件爆炸图.........................................................................14 图 3.7 整体壁板剪切试验件装配图.........................................................................15 图 3.8 整体壁板剪切试验件爆炸图.........................................................................15 图 4.1 歪斜因子.........................................................................................................18 图 4.2 歪斜角度.........................................................................................................18 图 4.3 锥度.................................................................................................................18 图 4.4 实际单元与母单元坐标.................................................................................19 图 4.5 长桁与蒙皮的中性面示意图.........................................................................21 图 4.6 凸台强制偏心示意图.....................................................................................21 图 4.7 局部刚度重叠示意图.....................................................................................21 图 4.8 整体壁板的板－梁模型简化图.....................................................................21 图 4.9 梁元折算为等效杆元和剪切板元的组合.....................................................22 图 4.10 钉元受力情况...............................................................................................23 图 4.11 铆钉板及其简化模型...................................................................................23 图 4.12 铆钉节点简化方案.......................................................................................24 图 4.13 局部刚度增加示意图...................................................................................24 图 4.14 使用 1 杆元＋2 弹簧元模拟铆钉................................................................24 图 4.15 PATRAN 中提供的 FASTENER 单元 ........................................................25
图、表清单
图 1.1 先进机身整体结构与常规组装结构对比.......................................................1 图 1.2 空客公司的 A380 和波音公司的 B787............................................................2 图 1.3 飞机整体设计结构关键部位分解图................................................................4 图 1.4 ARJ21 新支线飞机............................................................................................5 图 2.1 民机机身结构...................................................................................................7 图 2.2 普通框构造.......................................................................................................8 图 2.3 普通框载荷.......................................................................................................8 图 2.4 机身在垂直面内外载及内力图.......................................................................9 图 2.5 桁条式机身框平面内受 PY 力时传力分析 ...................................................10 图 3.1 组装壁板轴压试验件装配图.........................................................................12 图 3.2 组装壁板轴压试验件爆炸图.........................................................................13 图 3.3 组装壁板剪切试验件装配图.........................................................................13 图 3.4 组装壁板剪切试验件爆炸图.........................................................................13 图 3.5 整体壁板轴压试验件装配图.........................................................................14 图 3.6 整体壁板轴压试验件爆炸图.........................................................................14 图 3.7 整体壁板剪切试验件装配图.........................................................................15 图 3.8 整体壁板剪切试验件爆炸图.........................................................................15 图 4.1 歪斜因子.........................................................................................................18 图 4.2 歪斜角度.........................................................................................................18 图 4.3 锥度.................................................................................................................18 图 4.4 实际单元与母单元坐标.................................................................................19 图 4.5 长桁与蒙皮的中性面示意图.........................................................................21 图 4.6 凸台强制偏心示意图.....................................................................................21 图 4.7 局部刚度重叠示意图.....................................................................................21 图 4.8 整体壁板的板－梁模型简化图.....................................................................21 图 4.9 梁元折算为等效杆元和剪切板元的组合.....................................................22 图 4.10 钉元受力情况...............................................................................................23 图 4.11 铆钉板及其简化模型...................................................................................23 图 4.12 铆钉节点简化方案.......................................................................................24 图 4.13 局部刚度增加示意图...................................................................................24 图 4.14 使用 1 杆元＋2 弹簧元模拟铆钉................................................................24 图 4.15 PATRAN 中提供的 FASTENER 单元 ........................................................25
机身结构
2.桁条式
2.桁条式
构造特点：无桁梁，桁条蒙皮均较强，且桁条多。 桁距：100~250mm, 蒙皮：δ=0.8~2.5mm
受力特点： 弯矩 由壁板(桁条、蒙皮)受轴力 蒙皮受轴力(弯)、剪力(Q、Mt)两种力,
所以厚！
优点： 蒙皮厚，刚度大 局部刚度大(局部变形小，改善气动性能), 生存力较好
缺点： 不宜大开口
2．不受力口盖 （1） 口盖不参与机体的总体受力，但承受口盖上的局部气动载 荷，并把它传给机体。 （2） 从连接看：只有少量连接件，或为快卸口盖，或为活动 开启舱门。
不论是有、无口盖，或口盖是否受力，大开口总要增加重 量。是结构工程师“头疼”的问题。 1）受力口盖：口盖一般会比原有结构重，对按刚度设计的， 还有刚度问题；且要增加较多的连接件；为了顺利传递载荷， 总有载荷转移问题，结构上必定也需适当加强。 2）如为不受力口盖或开口，则传力路线迂回 ——路线长了， 而且开口周围结构将增加负担。所以必定要加强原有结构，或 者很可能要另布置新加强件。 当开口在机体表面时口盖不能省 , 而且一般应按刚度设计，较 重，只是不参加总体受力而已 当为小、中开口时，影响区域可能小些，为局部的。 当为大开口时，则影响区大。
蒙皮厚
不宜开口
重量重
三、加强框
四、开口受力分析
一．开口的原因
1．机体表面的检修用开口 从维修、检查需要，要有很多口盖，如 F-16 ， 60% 表面为 156 个口盖，均可开启，波音 -707 ，下翼面布置 22 个大椭圆形 口盖 — 检查整体油箱之用。 总的说： （1）检查仪器，设备，系统； （ 2 ）检修内部结构 — 这点对按损伤容限设计要求设计的飞 机必不可少。
桁梁式
桁条式
硬壳式
飞机结构讲解
垂直安定面装配件
方向舵典型截面
垂尾典型截面
SAAB 2000的安装角可调水平安定面
Q400客舱典型截面
Q400客舱布置
70座，座椅间距33英寸
78 seat configuration at 30 inch pitch 456 ft3 baggage volume
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自知之明是最难得的知识。。20.8.320 20年8 月3日星 期一11 时58分 11秒20 .8.3
谢谢各位！
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管理就是把复杂的问题简单化，混乱 的事情 规划化 。。20. 8.320.8. 311:58 11:58:1 111:58: 11Aug-20
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金钱损失了还能挽回，一旦失去信誉 就很难 挽回。 。2020 年8月3 日星期 一11时5 8分11 秒Monday, August 03, 2020
• 当发动机转速一定时，4叶螺旋桨必须转得比6叶的更快才 能达到相同的拉力。所以6叶螺旋桨飞机可以比4叶螺旋桨 飞机飞得更快，噪声也较小。
• 当飞行速度提高到600km/h以上时，螺旋桨的效率就会明 显下降。在700km/h左右，如果飞行速度再提高，飞行中 产生的激波阻力是螺旋桨飞机无法克服的。
最全图解直升机的结构(最全).
直升机结构图解之一……机身结构图图解直升机的结构之二……机身机体用来支持和固定直升机部件、系统，把它们连接成一个整体，并用来装载人员、物资和设备，使直升机满足既定技术要求。
机体是直升机的重要部件。
下图为UH—60A直升机的机身分段图。
机体外形对直升机飞行性能、操纵性和稳定性有重要影响。
在使用过程中，机体除承受各种装载传来的负荷外，还承受动部件、武器发射和货物吊装传来的动负荷。
这些载荷是通过接头传来的。
为了装卸货物及安装设备，机身上要设计很多舱门和开口，这样就使机体结构复杂化。
旋翼、尾桨传给机体的交变载荷，引起机身结构振动，影响乘员的舒适性及结构的疲劳寿命。
因此，在设计机身结构时，必须采取措施来降低直升机机体的振动水平。
军用直升机机体结构应该有耐弹击损伤和抗坠撞的能力。
近年来，复合材料日益广泛地应用于机身结构，与铝合金相比较，它的比强度、比刚度高，可以大大减轻结构重量，而且破损安全性能好，成型工艺简单，所以受到人们的普遍重视。
例如波音360直升机由于采用了复合材料结构新技术以及先进气动、振动和飞行控制技术，可使巡航速度增加35％，有效载荷增加1296，生产效率提高50％。
之三……发动机直升机的动力装置大体上分为两类，即航空活塞式发动机和航空涡轮轴发动机。
在直升机发展初期，均采用技术上比较成熟的航空活塞式发动机作为直升机的动力装置。
但由于其振动大，功率质量比和功率体积比小、控制复杂等许多问题，人们就利用已经发展起来的涡轮喷气技术寻求性能优良的直升机动力装置，从而研制成功直升机用涡轮铀发动机。
实践证明，涡轮轴发动机较活塞式发动机更能适合直升机的飞行特点。
当今世界上，除部分小型直升机还在使用活塞式发动机外，涡轮轴发动机已成为直升机动力装置的主要形式。
航空涡轮轴发动机航空涡轮轴发动机，或简称为涡铀发动机，是一种输出轴功率的涡轮喷气发动机。
法国是最先研制涡轴发动机的国家。
50年代初，透博梅卡公司研制成一种只有一级离心式叶轮压气机、两级涡轮的单转于、输出轴功率的直升机用发动机，功率达到了206kW(280hp)，成为世界上第一台直升机用航空涡轮轴发动机，定名为“阿都斯特—l”(Art ouste—1)。
机身结构元件的设计与布置讲解
6．2 机身结构元件的设计与布置本节主要介绍半硬壳机身结构元件的布置与设计。
半硬壳式机身尺寸最大、受力也最严重的结构件是由蒙皮和桁条(或桁梁)组成的壁板构成的加筋筒状盒段结构。
它承受几乎所有的总体内力——垂直平面和水平面内的弯矩、剪力以及机身的扭矩、轴力(如发动机推力)；还有外部气动压力、内部增压座舱压力等所引起的一切载荷。
盒段内以一定的间隔配置机身隔框，以防机身压屈并维持其剖面形状。
除蒙皮或桁条(或桁梁)破坏外，这类加筋筒状盒段结构还有三种可能的失稳失效形式：(1)蒙皮失稳。
薄蒙皮在较低的压应力和剪应力下就会出现屈曲。
如果设计要求规定蒙皮在受载时不能屈曲，那么蒙皮必须较厚，或布置较密的桁条，这有可能导致结构效串降低．机身的舱内增压能使蒙皮失稳问题有一定的改善。
考虑到蒙皮屈曲后仍能以张力场形式承受、传递剪切载荷<此时机身结构内的应力会重新分配)，因此在某些情况下设汁规范规定，低于百分之几十的限制裁荷(即使用载荷)或极限载荷(即设计载荷)下才不允许出现屈曲。
但应注意到蒙皮以张力场梁受剪时，桁条和框缘条会有附加的轴向载荷和弯曲载荷．(2)壁板失稳。
这是指两框之间的一段壁板(蒙皮和桁条组成的加筋板)失稳。
该段壁板的长度即框距.(3)总体失稳。
它所造成的破坏超出两个或两个以上隔框间距。
一般半硬壳式机身不允许出现总体失稳。
当壁板出现失稳时，各隔框的刚度可以支持住长桁，但当框的刚度不足时，就会发生总体失稳破坏。
此时增加桁条效果不大，而增加框的刚度却可产生较大影响．以下对机身的典型结构元件设计作一介绍，对于桁条和桁梁剖面形状的确定等与机翼相似，不再赘述。
一、机身蒙皮设计机身蒙皮是机身盒段结构中的重要受力元件，其重量约占机身结构重量的25％～30％。
它承受并传递机身中的剪力Qy，Qz和扭矩Mx的剪流。
在桁条式机身中，蒙皮较厚时它还承受一部分弯矩引起的轴向力。
旅客机气密增压座舱部位的蒙皮还承受内外压力差造成的周向(环向)和轴向的张应力。
飞机结构讲解介绍课件
飞机检修的周期和内容
定期检修
根据飞机的类型和飞行小时数， 飞机需要进行定期检修，包括起 落架、发动机、机翼等关键部件
的检查和维修。
飞行前检查
每次飞行前，机组人员会对飞机进 行简短的目视检查，确保没有明显 的损坏或异常情况。
飞行后检查
每次飞行后，机组人员会对飞机进 行详细检查，包括发动机、起落架、 机身等部分，确保飞机在下次飞行 前处于良好状态。
起落架的材料和制造工 艺
要点一
总结词
要点二
详细描述
起落架材料多为高强度铝合金或复合材料，制造工艺涉及 精密铸造和焊接等。
高强度铝合金具有轻质、高强度和耐腐蚀等优点，广泛应 用于起落架制造。复合材料则具有更高的强度和刚度，适 用于现代高性能飞机的起落架。制造工艺涉及精密铸造、 焊接、机械加工等多种技术，以确保起落架的精度和可靠性。
飞机结构的维修和保养
表面清洁
定期对飞机表面进行清洁，去除尘土、 污垢和鸟粪等污染物，保持飞机外观 整洁。
防腐处理
对飞机的金属部分进行防腐处理，如 喷涂防锈漆、涂抹防腐剂等，以延缓 腐蚀过程。
紧固件检查与更换
定期检查飞机的紧固件，如螺丝、铆 钉等，如有松动或损坏及时更换。
结构损伤修复
对于发现的飞机结构损伤，如裂纹、 凹陷等，及时进行修复或更换受损部 件。
转运动。
起落架
用于起飞、降落和地面滑行， 由支柱、轮子和减震器等组成。
飞机结构分类
01
02
03
按机翼数目
可分为单翼机、双翼机和 多翼机。
按机翼固定方式
可分为固定翼机和旋翼机。
按用途
可分为民用飞机、军用飞 机和通用航空器等。
飞机结构材料
机身结构课件
*
影响加强框的结构形式和设计因素
机身外形、 内部布置、 集中力大小与性质、 支持它们的机身盒段结构特点、 有无大开口等等因素
加强框的分类 根据受力形式，对加强框进行分类
构架式加强框
环形刚框式加强框
加强框结构型式分类
腹板式加强框
*
刚框式加强框的构造 由内、外缘条，腹板，支柱等元件组成
一、 （环形）刚框式加强框
刚框式加强框的应用 机身隔框多数是刚框式，这是为了便于充分利用机身内部空间。
刚框式加强框的分类
整体式刚框 按结构分 组合式刚框 混合式刚框
*
它相当于一个封闭的曲梁，受载后有弯矩、剪力、轴力。 弯矩—由刚框的内、外缘条承受，其对刚框的尺寸影响最 大； 剪力—由框的腹板承受，由它决定腹板的厚度； 轴力—由缘条和腹板共同承受。
刚框的设计
*
带部分腹板或混合式加强框的受力分析
现以歼-6飞机机翼-机身主对接框为例进行加强框受力分析。
整个框内，除进气道部分外都有腹板； 两侧安置带接头的很强的框缘； 进气道上、下布置两根水平横梁； 横梁与框缘接头、腹板连接
主对接框的结构：
加强框的主要载荷为： 机翼传入的 弯矩M 剪力Qy
由于弯矩对刚框的尺寸影响最大，我们以硬壳式机身等剖面环形刚框为例分析其弯矩内力，大致可得出以下结论： （1）在法向集中力和集中力矩作用处，框缘截面的弯矩值最大； （2）法向集中力产生的框截面内弯矩比切向集中力产生的弯矩要大，后者只有前者的1/4。
环形刚框的受力特点
*
这两个结论提醒我们： 当有集中力作用到框上时，应使其尽可能接近切向； 正是由于弯矩值沿周边是变化的，因此框缘设计时若与弯矩分布规律相符将有利于减轻框的重量。
结构：在开口周围布置一加强垫板，将切断的桁条和隔框
机身
感谢观看
静电消除法
飞机在空气中运动，由于空气和其它杂质的摩擦，在飞机机身上将产生静电电荷（摩擦生电），一般为正电 荷，通常电荷均匀分布在机身表面，但大气层也是一个电磁场，由于电磁场的作用，导致这些电荷集中到飞机外 表比较尖顶、薄等边缘区域，如果没有放电刷的作用，在电荷积累到一定能量时将导致空气或云层水分子之间的 击穿放电，也就是我们说的闪电现象，从专业方面也就是我们所说的“雷击”现象。
雷达罩通常必须是复合材料（雷达波必须能够穿透的材料，一般选用玻璃纤维，芳纶纤维或是石英纤维。）， 同样雷达罩的表面在飞行中也会有电荷的积聚，在雷达罩表面电荷的积聚一方面会导致遭“雷击”，另外一方面 也会导致屏蔽掉雷达波的穿透，造成雷达工作不正常或探测不到应该探测到的气象或地形状态；雷达罩上导流条 的作用是将非导电体雷达罩表面的静电电荷通过导体导流条传导到机身表面去，避免雷达罩表面上电荷的积聚。
放电刷是安装在飞机表面外型尖端部分，由于放电刷的制作特点是在放电刷的顶端还装了一个很小的金属针， 在大气中由于电磁场的作用，带电电荷都集中到放电刷的顶端的金属针头上，这样电荷积聚在非常小的针头上在 不是非常高的电荷能量积聚的状态下就非常容易导致与空气或云层中水分子之间的击穿放电引起局部非常小能量 的“雷击”效应，从而将积聚在飞机机体表面的电荷能量释放（所谓的尖端放电）；通常对于飞机机身外表为金 属部分的，对放电刷的要求不是非常高，但对于复合材料部分在放电刷的要求方面是比较高的。这是因为金属材 料是电的导体，电荷可以自由流动，而复合材料是电的不良导体，容易积聚电荷。
没有强的桁梁。密布的桁条与蒙皮一起承受弯曲正应力。这种结构重量较轻，机身上凡是开口较少的部位大 多采用这种结构型式。
没有桁梁和桁条。为了改善蒙皮的支持情况，沿机身长度方向布置有较密的普通框，有时也称密框结构。一 般用在弯矩很小而又无大开口的部位。有些轻型飞机为便于制造而采用硬壳式机身。
飞机基本结构总结
飞机基本结构总结1. 引言飞机是一种重要的交通工具，其基本结构是保证飞机正常运行和飞行安全的关键因素。
本文将对飞机的基本结构进行总结，包括机翼、机身、机尾等主要部分的构造和功能。
2. 机翼机翼是飞机的重要部分，承担着提供升力和操纵飞机的功能。
通常由前缘、后缘、翼根、翼尖等构成。
机翼的主要结构包括主翼箱、翼肋、翼板和燃油箱。
2.1 主翼箱主翼箱是机翼的骨架，承载着机翼的重量和受力。
它由上板、下板、前板、后板和肋骨组成。
主翼箱的断面通常是矩形或梯形，其形状和材料的选取要根据飞机的设计要求和使用环境。
2.2 翼肋翼肋连接在主翼箱上，起到增强机翼的刚度和支撑翼板的作用。
翼肋的形状多样，可以是梯形、矩形或其他复杂的形状。
翼肋的材料一般选用轻质高强度的金属合金或复合材料。
2.3 翼板翼板是机翼的外表面，直接接受空气的冲击和产生升力。
翼板分为上翼板和下翼板，其形状和表面可按照设计要求进行调整。
2.4 燃油箱燃油箱储存燃油，提供飞机飞行所需的燃料。
它通常位于机翼的内部，由密封的金属外壳构成。
燃油箱的设计需要考虑到燃油的安全性、密封性和重量分布等因素。
3. 机身机身是飞机的主体部分，连接着机翼、机尾和机头。
它承担着容纳驾驶舱、乘客舱、货舱以及飞机主要设备的功能。
3.1 前机身前机身位于机翼前方，通常包含驾驶舱、雷达设备和前机身燃油箱等。
前机身的设计要求较高，需要考虑到机组成员的工作环境和前机身的结构强度。
3.2 中机身中机身是连接前机身和后机身的部分，也是飞机的主体结构。
它通常包含客舱、货舱和燃油箱等。
中机身的设计需要考虑到乘客的安全和舒适性，并提供足够的空间来容纳货物。
3.3 后机身后机身位于机翼后方，通常包含尾翼、水平安定面和机尾燃油箱等。
后机身的设计需要考虑到飞机的平衡和稳定性。
4. 机尾机尾是飞机的尾部，由垂直安定面和水平安定面构成。
4.1 垂直安定面垂直安定面是机尾的主要部分，通常位于飞机的中央。
它承担着稳定飞机方向的功能，并带有高度舵用于操纵。
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。
第六章机身结构分析分解
与飞机用途、最小阻力要求、机身中乘员、设备
和有效装载的具体布置以及机翼平面 形状、尾翼、
动力装置的形状和位置等有关。
前机身和后机身是均匀收敛的，轴对称形式的机 身符合最小阻力的要求。
长而细的前机身能减小阻力。 机翼后掠使后机身延长，同时也使前机身 缩短。 此时后机身上的弯矩增大，因此机 身质量也随之 增加。
细长比： f=lf/df, ff=lff/df, af=laf/df,
6.2 机身上的载荷及其平衡
前后机身上的质量力、尾翼、起落架等部 件传给机身的 集中力，在机身中段上与机 翼传给机身的集中力平衡。
机身看作支撑在机翼上的多支点梁。
6.2.1机身上的主要载荷
机身受到的主要载荷由强度规范规定。
■ 机身结构的分布质量力的近似计算公式：
qf =
mf g Hf nd
Ss
Hf：机身高度； Ss：机身侧面投影面积。
3）分布在机身表面上的气动力 由于机身基本上为对称流线体，故机身上除局部气动载荷较 大外，分布气动力对机身总体内力基本没有影响（可自身平 衡） ； ■ 在机身的突出部位，气动力的值可能很大；
在保证机身结构完整性的前提下，结构重 量尽可能小。
机身应有足够的开敞性以便于维修。
有良好的工艺性，生产成本要低。 机身基本不产生升力，所以机身气动力要 求主要是阻力小。为此机身一般做成细长 的流线体，希望外形光滑，突出物少等。
使用要求是机身设计要求中的重要要求。比如座舱盖、开口 等就是必须满足使用要求。
■ ■
校核蒙皮与口盖的连接、口盖与机身骨架的连接强度时，以 气动力作为设计载荷。
4）机身密封舱、进气道和专用舱内的压差
飞机结构与系统(飞机机身结构)通用课件
铝合金飞机机身结构中最常材料 之一，因其具较高比强度、耐腐
蚀性易加工等特点。
铝合金可变形铝合金铸造铝合金 ，广泛应飞机大梁、机身蒙皮、
翼肋等部件。
铝合金缺点疲劳性能较差，易发 生疲劳裂纹，因此设计时需进行
疲劳强度析试验。
复合材料
复合材料由两种或多种材料组成新型材料，具高强度、高刚性、抗疲劳等优点。
热稳定性析
评估机身高温环境稳定性，保证结构 因温度变化而发生变形或失效。
05
机身结构损伤容限与疲劳寿命
损伤容限设计
01
损伤容限设计指飞机结构受损伤后仍能保持一定承载能力设计方 法。它通过合理设计结构细节、选择适当材料工艺，提高结构抗
损伤能力。
02
损伤容限设计包括结构进行强度析、疲劳析损伤评估，确保预期 服役期内，结构能够承受各种载荷环境条件影响。
中段
包括机身中部后部，主承 载着机身纵向横向受力， 并连接机翼行稳定性，发动 机吊舱则安装固定发动机 。
机身结构设计求
01
02
03
04
强度求
机身结构必须能够承受飞行过 程中各种载荷，包括气动载荷
、惯性载荷重力载荷等。
刚度求
机身结构必须具一定刚度，确 保飞机飞行过程中稳定性舒适
焊接工艺
总结词
焊接工艺飞机机身结构制造中重连接方式，通过熔融金属将 两零件连接一起。
详细描述
焊接工艺具强度高、密封性好、重量轻等特点，广泛应飞机 机身结构制造中。焊接工艺可电弧焊、激光焊、等离子焊等 多种方式，根据同材料连接求选择合适焊接工艺。
铆接工艺
总结词
铆接工艺飞机机身结构制造中传统连 接方式，通过铆钉将两零件连接一起 。
参数优化
机身结构分析
6.3.1 构架式结构的机身
桁架一般是静定的 在空间飞行器上也采用桁架式箭体，因为桁架接 头采用铰接，使得结构在受热状态下能保持良好 的工作状态。 桁架的质量、整流罩的质量、受力蒙皮的质量和 固定接头的质量累加起来，使它重量特性已经不 如薄壁梁式机身；
桁架式机身在利用内部空间方面潜力较差 桁架式机身的战斗生存力也差； 弯矩产生的轴向力(受Mz和My的作用)基本上靠大 梁的缘条来承受； 剪力Qv和Qh由垂直(侧向)和水平(上和下)的桁架构 件来承受，这些构件是支柱、横撑杆和斜撑杆； 扭矩Mt由4个平面桁架形成的闭合的空间构架来承 受。
二、桁条式机身 由桁条、隔框和蒙皮组成 蒙皮与桁条一起承受弯矩Mz和My引起的轴向力(拉 -压)； 承受剪力Qv、Qh以及扭矩Mt时，蒙皮受剪切(图 6.4(a))。
图6.6桁条式客机机身结构 桁条式客机机身结构
图6.7 前、后机身的对接结构
6.3.3 硬壳式机身 式机身 由普通框和加强框支持的蒙皮组成 ； 蒙皮承受所有形式的剪力和弯矩，所以，它既 承受正应力，又承受剪应力； 很强的战斗生存性 ； 重量特性不好 。
图6.11 框和翼肋的受载和剖面形状
图6.12 机身框典型剖面形状
图6.13 典型环形和腹板式加强框的结构方案 1－连接框上下部分的接头；2－连接机翼的接头；3－加强筋； 4－斜撑杆；5－横撑杆；6－支柱；7－框腹板。
图6.14 与垂尾相连的腹板式及环形加强框 1－垂直安定面固定接头；2－支柱；3－接头；4－垫板 －垂直安定面固定接头； －支柱； －接头； －
6.7机身舱段主要结构的受力分析 机身舱段主要结构的受力分析
乘员舱、客舱和货舱。 密封舱段 ，都承受附加的压差载荷∆p。
6.7.1 气密舱
飞机结构讲解 ppt课件
PPT课件ຫໍສະໝຸດ 27涡桨发动机VS涡扇发动机
• 涡轮螺旋桨发动机在低速下效率要高于涡轮风扇 发动机，在800公里以下，涡桨飞机在燃油上的 优势是相当明显的；
• 涡桨发动机的振动和噪声比涡扇发动机大， Q400噪声和振动抑制系统，从源头上减小 了噪声和振动 ；
• 涡桨发动机的价格和维修费都较低。
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737主起落 架
侧杆
上锁辊子
活塞杆
机轮
PPT课件
22
收放作动筒
前起落架
缓冲支柱
摆振阻尼器
防扭臂
PPT课件
23
刹车
PPT课件
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（五） 动力装置
动力装置主要用来产生拉力或推力，为机上用电设备提供电源， 为空调设备等用气设备提供气源。
PPT课件
25
PPT课件
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涡桨发动机VS活塞发动机
• 同活塞式发动机＋螺旋桨相比，涡轮螺旋桨发动机功率大， 功重比（功率/重量）也大，最大功率可超过10000马力， 功重比为4以上；而活塞式发动机最大不过三四千马力， 功重比2左右。
副翼
襟翼滑轨
襟翼
PPT课件
7
机翼布置（下翼面）
前梁
缝翼
下蒙皮
检修口
后梁
PPT课件
8
机翼下壁板的布置
长桁
壁板1
壁板2
壁板3
PPT课件
9
中央翼盒及承力框
主承力框
壁板
前梁
根肋
后梁
PPT课件
10
（二） 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；还可将飞 机的其它部件如尾翼、机翼及发动机等连接成一个整体。
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二、桁条式机身
随着载荷的增大(主要是弯矩增大)，机翼 的结构受力型式就由梁式改成了整体式 由桁条、隔框和蒙皮组成 桁条较密、较强，桁条间距在100~200mm 之间 蒙皮较厚，在0.8~2.5mm之间 框的间距大约在200~500mm之间
蒙皮与桁条一起承受弯矩Mz和My引起的 轴向力(拉-压)； 承受剪力Qv、Qh以及扭矩Mt时，蒙皮受剪 切。
图6.19 前起落架在前机身中的固定接头结构方案； 作用在机身上的起落架载荷及其平衡
不承受弯曲 结构简单，重量 轻，一般放在后 机身或是布置在 大开口的两端 影响了机身内部 空间的利用
环形框
图6.15 安124机身典型截面 1－滑轨；2－货舱地板梁；3－中央翼固定接头；4－中央 翼；5－主起落架整流罩；6－横梁；7－辅助动力装置舱； 8－水平安定面；9－垂直安定面；10－后货舱舱门。
6.1.1飞机机身的功用
机身作为飞机结构的基础，通过受力关系， 把飞机的所有部件联成一个整体。 装载乘员、设备和有效载荷，装载燃油 布置起落架 放置发动机 机身的相对质量(与飞机质量相比)为 mf=0.08~0.15。
图6.1 机身的结构和布局
6.1.2 对机身结构的基本要求
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
6.4.1机身蒙皮
维持机身外形 蒙皮和加强它的桁条共同承受由于弯矩引 起的拉—压(法向应力)应力 承受由于横向力和扭矩作用而引起的剪力 (切向应力) 密封舱(座舱)蒙皮还要承受相当大的压差 。
图6.8 板材蒙皮的对接
6.4.2 桁条和桁梁
作用：正应力、集中力扩散 简单式的（从横剖面看，只有一个结构元 件） 组合式的（从横剖面看，有几个结构元件）
这种机身结构的蒙皮必须具有足够的受压、 受剪稳定性，所以夹层结构板是硬壳机身 结构的较理想蒙皮 应用少 机身相对载荷小，开口多 常用于机身的头部、尾部 虽然总体载荷小，但外形变化快，局部 刚度要求高
6.4 机身基本承力构件用途和构造型式 机身上基本受力构件的用途与机翼上相 对应的受力构件的用途是类似的
6.4.4 机身上骨架元件与蒙皮的连接
(1) 蒙皮只与桁条相连
较好的蒙皮质量 由于蒙皮没有横向支持，承剪能力变差， 就需要通过增加蒙皮厚度来对其进行加 强。
图6.14 框3借助补偿片4同蒙皮1的连接
(2)蒙皮既与框相连、 又与桁条相连。 刚度大，重量轻 蒙皮上有很多铆缝 由于在框上开了缺 口，框的结构较为 复杂
机身结构受力型式和与之相连的部件的结 构受力型式相协调。（总体设计阶段） 将来自机翼、尾翼、起落架、动力装置的 载荷传递到机身的承力构件上（零部件设 计阶段） 能承受有效装载、设备和机身结构的质量 力以及作用在机身上的气动载荷和密封舱 内的压差载荷。 （零部件设计阶段）
其他要求 (1)合理选择机身的外形和参数，使其在给 定的外形尺寸下迎面阻力最小，有效容 积最大； (2)在翼身融合的飞机上采用能产生较大部 分升力的升力机身，这样可减小机翼面 积，降低机翼重量；
2）机身中受到的质量力 取决于质量大小和过载的大小和方向 机身总体载荷的主要部分 运输机装载以分布压力的形式表示
3）分布在机身表面上的气动力 相当于一个小展弦比机翼，空气动力较 小 在机身的突出部位，气动力的值可能很 大 4）机身密封舱、进气道和专用舱内的压差
机身局部强度是设计载 5）特殊载荷
图6.11 框和翼肋的受载和剖面形状
普通框受力
气动力 圆形：环向拉力 非圆：局部弯曲应力 机身弯曲变形引起的压力 一般不存在强度问题 大型飞机变形可能大，需检 查弯曲刚度
加强框
将集中力并把这些力传到蒙皮上 承弯矩、剪切载荷 分为： 环形框 腹板框
腹板框
较强承弯能力的桁梁：没有腹板，是用模 压和锻造方法制造的横截面相当大的桁条。 桁梁多半是T型截面 较薄的蒙皮 桁条 隔框
图6.5 桁梁式机身 (a) 桁梁式；(b) 桁梁和桁条的混合式。
传力
弯矩Mz和My引起的轴向力主要由桁梁承 担，蒙皮与桁条作用不大 蒙皮承受剪力Qv、Qh以及扭矩Mt，蒙皮受 剪切
典型二级工艺分离面： 1）机身段分离面（前、中、后） 2）组合件工艺分离面 横向组合件：如每个加强框是单独装 配件 纵向组合件：如壁板沿纵向一般分为 3～4个组合件，即上壁、中壁、下壁
分离 面对接： 接头少：重量不利，安装方便 接头多： 桁梁机身：接头少，铰接接头 桁条技术：围框接头（3个以上的导向销）
迫降等
图6.3 机身的受载，Qv、Qh、Mz、My、Mt内力图
特点: 1. 机身在连接接头处对机翼和尾翼的支反力的值 可能比机翼升力（yw)和尾翼升力（yht和yvt)本 身要大； 2. 当发动机布置在后机身上时会使Mz明显增大； 3. 当质量沿X轴分散较大时或机身较长时，也会 使Mz 增大； 4. 增加垂尾高度会使Mt 增大。
6.5 其它部件与机身的连接 6.5.1 机身与机翼的连接
有中央翼：铰接 无中央翼：固接
固定有机翼悬臂梁的加强环形框的结构、 载荷和平衡情况:
图6.17 三角机翼与机身的连接方案
图6.18 中央翼与机身的对接结构方案
6.5.2尾翼与机身的连接固定 同机翼与机身的连接固定没有根本的区别。
6.1.3机身的外形和参数 一、机身的横剖面形状
取决于飞机的功用、使用条件和飞机的总 体布局 圆形机身的表面面积较小，摩擦阻力也较 小，在内压作用下，只受拉伸，而不受弯 曲。 最常用的机身横剖面是圆形和两个不同直 径的圆相交的形状
图6.2 机身的横剖面形状，前、后机身的参数和形状
二、机身的侧面形状
飞机结构设计的一般性要求适用于机身结 构设计 总体设计阶段： 满足装载的使用要求：可能在一些气动 要求和重量要求上作出让步 协调机身、机翼、尾翼等相连接部件的 主要受力构件 机身结构为满足使用要求的各种技术要 求措施在总体设计时已基本解决
零部件设计阶段：满足结构的强度、刚度和 工艺性要求 具有足够的刚度：直接影响尾翼的效率和 尾翼颤振特性；变形引起阻力增大 足够的强度： 足够的开敞性：相对机翼、尾翼等，对机 身结构的影响更突出 最小的结构重量 最好的工艺性、成本低
图6.4 机身的结构受力型式
6.3.1构架式结构的机身
空间桁架
优点
桁架可以是静定的（轻） 在空间飞行器上也采用桁架式箭体，因为 桁架接头采用铰接，使得结构在受热状态 下能保持良好的工作状态。
缺点
桁架的质量、整流罩的质量、受力蒙皮的 质量和固定接头的质量累加起来，使它重 量特性已经不如薄壁梁式机身 桁架式机身在利用内部空间方面潜力较差 桁架式机身的战斗生存性也差
传力
弯矩产生的轴向力(受Mz和My的作用)基本 上靠大梁的缘条来承受； 剪力Qv和Qh由垂直(侧向)和水平(上和下) 的桁架构件来承受，这些构件是支柱、横 撑杆和斜撑杆； 扭矩Mt由4个平面桁架形成的闭合的空间 构架来承受。
6.3.2薄壁梁式机身 桁梁式 桁条式 硬壳式
一、桁梁式机身
与飞机用途、最小阻力要求、机身中乘员、 设备和有效装载的具体布置以及机翼平面 形状、尾翼、动力装置的形状和位置等有 关。 前机身和后机身是均匀收敛的，轴对称形 式的机身符合最小阻力的要求。
长而细的前机身能减小阻力 机翼后掠使后机身延长，同时也使前机身 缩短。此时后机身上的弯矩增大，因此机 身质量也随之增加。 延长前机身时要求考虑前起落架的布置条 件，以保证起落架具有必要的轮距，还要 考虑把发动机移到后机身。
与机翼比较
载荷： 基本种类相同 集中载荷、质量力是主要载荷 水平和垂直方向载荷是同一数量级 几何（刚度）： 机身水平、垂直方向尺寸接近，刚度接 近
6.3 机身的结构受力型式及其受载情况
构架式 闭合的空间薄壁梁 纵向受力构件(桁条和加强桁条—桁梁) 横向受力构件(普通框和加强框) 外部壳体
图6.9 组合式机身桁条和桁梁的剖面
用于货舱、 舱盖等大 开口处的 纵向边缘
图6.10 薄壁梁式组合式桁梁
6.4.3机身的框
普通框：用于维持飞机外形和固定蒙皮、 桁条 加强框：承受来自机翼、尾翼、起落架、 发动机和货物的集中力并把这些力传到蒙 皮上。较强的缘条和较厚的腹板 整体环形结构框 铆接装配
图6.15 框与桁条的连接 1－蒙皮；2－桁条；3－框；4－弯边；5－角片
图6.16 加强框上桁条缺口处的加强
6.4.5 机身的工艺分离面和使用分离面 为了能传递作用在桁条上的轴向力，就 要布置特殊的对接接头。
使用（设计）分离面： 可以拆卸 便于维修、运输、更换
工艺分离面： 不可拆卸 生产、工艺需要 原因 1）将复杂机身外形零件简化 2）原材料规格限制 3）机床设备的加工能力 4）开敞性好，提供工作效率
桁梁布置
早期桁梁： 沿整个机身长度布置 布置在＋/-45 混合受力型式机身桁梁布置： 在机身上有开口部位 (座舱盖开口、密封 舱开口、设备舱开口、起落架舱开口、 油箱开口、发动机舱开口等) 对机身进行受力补强的部位 或者是用桁梁(纵向梁)来承受纵向集中力 (来自发动机推力、武器反作用力等)。
2
垂直尾翼载荷在机身上传递
a）剪力平衡