某机翼部件巡航状态下的受力分析
如何通过理论力学分析机翼的受力情况？
如何通过理论力学分析机翼的受力情况？在航空领域中，机翼是飞机产生升力的关键部件。
要确保飞机的安全飞行，深入理解机翼的受力情况至关重要。
理论力学为我们提供了有力的工具，帮助我们分析机翼在不同飞行条件下所承受的各种力。
首先，我们来了解一下机翼的基本结构和形状。
机翼通常呈现出流线型，上表面较为弯曲，下表面相对平坦。
这种特殊的形状是为了有效地产生升力。
当飞机在空气中运动时，机翼会受到空气动力的作用。
其中，最重要的两个力是升力和阻力。
升力是垂直于飞行方向向上的力，它使得飞机能够克服重力而升空飞行。
阻力则是与飞行方向相反的力，会阻碍飞机的前进。
从理论力学的角度来看，升力的产生可以用伯努利原理来解释。
根据伯努利原理，在流速快的地方压力低，流速慢的地方压力高。
当气流流经机翼时，由于上表面的弯曲程度较大，气流流速加快，压力降低；而下表面相对平坦，气流流速较慢，压力较高。
这样就形成了上下表面的压力差，从而产生了升力。
为了更精确地分析机翼的受力情况，我们需要引入一些力学概念和公式。
例如，通过计算空气的动量变化，可以得出作用在机翼上的力。
在理论力学中，我们可以将机翼看作一个有限的控制体，空气在流经这个控制体时会发生动量和能量的变化。
此外，机翼还会受到重力的作用。
重力始终垂直向下，其大小等于机翼的质量乘以重力加速度。
在分析机翼的受力平衡时，必须要考虑重力的影响。
除了升力、阻力和重力，机翼在飞行中还可能受到其他力的作用。
例如，由于飞机的姿态变化，机翼可能会受到侧力。
当飞机进行转弯或受到侧风影响时，就会产生侧力。
在实际的飞行中，机翼的受力情况是非常复杂的，会受到飞行速度、飞行高度、机翼的姿态、空气的密度和温度等多种因素的影响。
为了全面分析机翼的受力，我们需要运用理论力学中的多个原理和方法。
例如，在研究机翼的颤振问题时，就需要用到结构动力学的知识。
颤振是一种可能导致机翼结构破坏的危险现象，它与机翼的固有频率、空气动力特性以及结构的阻尼等因素密切相关。
飞机部件传力分析
• 机翼分布载荷引起的剪力和弯矩
• 在上面剪力弯矩扭矩分布图中可以清楚地看到发动机集中 力对机翼的卸载作用。发动机的卸载考虑发动机的质量和 推力的作用。
• 气动载荷作用在压心，质量分布力作用在重心，压心、重 心与刚心不重合则引起分布扭矩。
• 机翼结构形式 不管机翼的平面形状如何，按抗弯材料的配置可 分为梁式、单块式和多墙式。
• 与一般工程梁的特殊性 机翼展长与弦长是同一数量级，研究载荷的弦向 分布。
机翼与机身连接复杂，考虑机身支承的弹性效应。
• 载荷由机翼向机身传递，在机翼中引起内力的有： 垂直剪力 垂直弯矩
水平剪力 水平弯矩
扭矩
• 水平剪力 水平弯矩相对于垂直剪力 垂直弯矩是 较小的，而机翼弦向宽度和惯性矩较大，水平剪 力和水平弯矩引起的剪应力和正应力较小，在结 构分析是可以忽略，故机翼的内力可用垂直剪力、 垂直弯矩和扭矩表示。
优点 蒙皮在气动载荷的作用下变形小。材料向剖 面外缘分散，抗弯、抗扭强度、刚度好。安全可 靠性好。
缺点 结构相对复杂，对接接头多，大开口需要较 强的加强件以补偿承弯能力。
• 多墙式 厚蒙皮 多纵墙 无桁条 少翼肋 厚蒙皮承受全部 弯矩
优点 很好的解决高速薄翼型一面的强度刚度与结 构重量的矛盾。刚度大，受力分散，破损安全性 好。
工艺性、使用性、经济性好。
充分利用内部空间装载燃油和设备。
• 机翼的外载荷 空气动力载荷 （只示出展向力，） 机翼结构的质量力 其它部件和装载传来的集中载荷
• 机翼的内力 机翼与机身相连，并相互支持。
当机翼在机身外侧与机身相连时，可将外翼视为 在机身上有固定支持或弹性支持的悬臂梁。
若左右机翼是一个整体则可看作是支持在机身ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ 的双支点的外伸梁。
3.2 机翼典型受力型式的传力分析
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多腹板机翼的启发问题
1、 无肋时，气动载荷是怎麽传的？ 2、 是否还有扭矩（或扭转变形引起的剪流） 3、如无中央翼会怎样？
四.综述三个典型受力型式:
1.受Q 的形式没有改变;
2.不同之处主要是受M的元件分布由 集中(梁式)分散(单块式)更分散(多腹板式)
并由此还将影响到翼肋和蒙皮的受载情况有所差异
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剪力传递： 因长桁、蒙皮较强，承轴向正应力能力大， 梁腹板受剪时，产生的轴向剪流（将形成弯矩） 由梁橼条，长绗、蒙皮组成的壁板承受。
传递过程： 腹板剪流
梁橼条 蒙皮（受剪）
第一长桁
假定承受正应力能力折算到长桁
第二长桁 蒙皮
蒙皮
橼条、长桁分担轴力大小 与他们的拉压刚度成正比例
内力N沿展向分布按斜折线规律分布，同梁式。
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3.2 机翼典型受力型式的传力分析
压心：空气动力R与机翼弦线的交点，即空气动力合力 作用点。它的位置随着α角（Cy ）而变化。 α →Cy →压心前移，接近焦点。
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3.2.1空气动力向翼肋上的传递分析
分布气动力作用在蒙皮上 谁支持蒙皮？
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3.2.1空气动力向翼肋上的传递分析
2. 总体剪力在梁式机翼的上的传递
（受力元件的力平衡图）
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3.2.3 梁式机翼结构上的总体力传递
3. 总体弯矩在梁式机翼的上的传递 由翼梁承担。
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3.2.3 梁式机翼结构上的总体力传递 4. 总体扭矩在梁式机翼的上的传递 由翼盒承担。
飞行物体的受力分析与速度变化
飞行物体的受力分析与速度变化飞行物体一直以来都是人类探索和征服的对象，对于飞行物体的受力分析与速度变化的研究，不仅关乎航空航天的发展，也涉及到我们对大自然力学规律的认知。
本文将从物体的受力分析和速度变化两个方面，探讨飞行物体的运动特性。
一、受力分析1. 重力重力是所有物体运动中最基本的力之一，对于飞行物体也不例外。
重力是指地球对物体的吸引力，根据万有引力定律可知，两个物体之间的吸引力是与它们的质量成正比的。
所以，尽管飞行物体重量轻，但是其质量仍然会影响到它受到的重力的大小。
以飞机为例，飞机的自重不可忽视。
飞机在飞行过程中需要克服重力的作用，以保持其上升或保持平衡飞行。
在飞机起飞时，需要产生升力，与重力相抵消，只有当升力大于等于重力时，飞机才能顺利离地。
而在飞机降落时，重力成为飞机稳定下降的主要力量。
2.升力升力是飞行物体在飞行中产生的垂直向上的力。
升力的产生主要依赖于流体力学的原理。
以飞机为例，当飞机的机翼施加向下的力时，空气对机翼的作用力与机翼施加的力相等、方向相反，由于空气的运动速度较快，压力较小，形成了向上的升力。
升力的大小与机翼的形状、机翼的面积、飞行速度以及空气的密度有关。
升力对于飞机的飞行非常重要，它能使飞机克服重力，保持在空中平衡飞行。
飞机在飞行过程中可以通过改变机翼的攻角或改变速度来调整升力的大小，从而达到控制飞机姿态和高度的目的。
3.阻力阻力是空气对飞行物体运动的阻碍作用，具有与物体速度平方成正比的特点。
对于飞行物体来说，尤其是飞机，阻力是制约其飞行速度的重要因素。
飞机在飞行过程中，需要克服阻力的作用，以保持稳定的速度。
有两个主要的阻力对于飞机运动的影响较大。
其一是与速度平方成正比的摩擦阻力，是由飞机与空气摩擦产生的；其二是与速度立方成正比的空气阻力，在高速飞行时尤为明显。
二、速度变化飞行物体的速度变化直接受力的影响。
在不同的力的作用下，飞行物体的速度会有所变化，下面分别说明几种情况。
飞行器设计中的材料力学分析
飞行器设计中的材料力学分析在当今科技飞速发展的时代，飞行器的设计与制造已经成为了人类探索天空和宇宙的重要手段。
而在飞行器设计的众多关键环节中，材料力学分析无疑占据着举足轻重的地位。
飞行器在运行过程中需要承受各种复杂的力和环境条件，从起飞时的巨大推力和加速度，到飞行中的空气动力、压力变化，再到着陆时的冲击和振动。
因此，选用合适的材料，并对其力学性能进行准确分析，是确保飞行器结构强度、稳定性和安全性的基础。
首先，让我们来了解一下飞行器设计中常用的材料。
铝合金因其相对较轻的重量和良好的机械性能，在飞行器制造中得到了广泛应用。
它具有较高的强度和良好的耐腐蚀性，能够满足飞行器结构的大部分要求。
钛合金则以其出色的强度重量比和高温性能，常被用于关键部位，如发动机部件和高温区域的结构。
复合材料，如碳纤维增强复合材料，具有极高的强度和刚度，同时重量很轻，这使得它们在现代飞行器设计中越来越受欢迎，尤其是在追求高性能的先进飞行器中。
在进行材料力学分析时，我们需要考虑多种因素。
材料的强度是首要考虑的因素之一。
这包括屈服强度、抗拉强度和疲劳强度等。
屈服强度决定了材料在承受外力时开始产生塑性变形的极限，抗拉强度则表示材料能够承受的最大拉伸力，而疲劳强度则关系到材料在反复加载和卸载条件下的耐久性。
以飞机的机翼为例，如果选用的材料屈服强度不足，在飞行过程中可能会发生永久性的变形，影响飞行性能和安全性。
刚度也是材料力学分析中的重要参数。
刚度不足会导致飞行器结构在受力时产生过大的变形，影响飞行姿态的控制和气动性能。
例如，机身结构如果刚度不够，可能会在飞行中出现抖动，增加飞行阻力，甚至影响飞行员的操作和乘客的舒适度。
此外，材料的韧性也不容忽视。
韧性好的材料能够吸收更多的能量，在遭受冲击或突发载荷时不易断裂。
这对于飞行器在意外情况下的安全性至关重要。
比如，起落架在着陆时承受巨大的冲击，如果材料韧性不足，可能会发生断裂，导致严重事故。
在实际的飞行器设计中，材料力学分析的方法多种多样。
直升飞机攻角飞行+受力分析
直升飞机攻角飞行+受力分析直升飞机作为一种垂直起降飞行器，其空中特性和受力情况与其他类别飞机存在较大不同。
在直升机飞行中，空气受到旋翼的搅动而形成气流，在气流中移动的直升机能够控制自身的姿态和速度。
而直升飞机攻角飞行，则是指飞行员通过改变旋翼的旋转角度，可以使直升飞机在同一速度下产生更大的升力。
本文将对直升飞机攻角飞行进行受力分析和探讨。
一、攻角飞行原理分析在飞机飞行中，攻角是指机翼或旋翼与风向线之间形成的夹角。
攻角影响飞机气动力的大小和方向，也是飞行员控制飞机产生升力、俯仰、滚转等姿态动作所调节的重要参量。
在直升飞机攻角飞行中，飞行员会调节旋翼的攻角，使旋翼所搭载的整个直升机产生垂直向上的升力。
当直升机攻角较小时，旋翼产生的升力主要来自空气的挤压作用。
随着攻角的增加，风阻和湍流的作用也会成为升力的主要源头，而旋翼的压强却随攻角的加大而持续减小。
直到达到最大攻角时，旋翼的升力达到最高点，此时空气因受到旋翼强烈搅动，加速度变化大，成为气动力效应主导因素，因此进行攻角飞行能够使直升机产生更大的升力。
但若攻角过大，旋翼所产生的升力反而会下降，甚至失去承载能力，这种情况称为失速。
二、直升飞机攻角飞行的受力分析在直升飞机攻角飞行的过程中，旋翼产生的升力对直升机的承载起到了关键作用。
因此，对直升机受力分析是攻角飞行的关键。
在攻角飞行的过程中，直升机产生的升力是需要克服重力和阻力的，重力向下，阻力向前，升力向上。
下面我们来分析攻角飞行时旋翼产生的升力所对应的受力情况。
1. 升力受力原理旋翼产生的升力是通过以下两个原理实现的：（1）质量作用原理：在飞机静止的情况下，旋翼产生的升力会使得直升机整体上升；同理，当飞机在攻角飞行中，旋翼产生的升力会使整个直升机向上移动。
（2）牛顿第三定律：机翼或旋翼所产生的升力的大小正比于生产升力的颜色。
在攻角飞行时，旋翼通过将空气向下排放的方式，产生了上升作用力，促使整个直升机向上升起。
【内部教材】飞机结构与修理 第二章 机翼结构和受力分析
者在腹板上用支柱加强(图2－12(b))。
翼肋的选用： 相对载荷大，采用构架式； 相对载荷小，采用腹板式。 普通肋较多采用腹板式。 加强肋承受较大的载荷，当翼型较厚时，采用
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§2－2 机翼结构的外载荷
一、机翼的外部载荷 （一）机翼的外部载荷及其大小 1．飞行中，作用于机翼的外部载荷有： （1）空气动力q气动 （2）机翼结构的质量力q机翼 （3）部件的质量力P部件 (见图2－17)
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2．外部载荷的大小 飞行中，作用于机翼的各种载荷的大小是经常
是承受机翼的弯矩和剪力。
翼梁由梁的腹板和缘条(或称凸缘)组成，见图2 －8 。
腹板式翼梁 翼梁主要有 整体式翼梁 桁架式翼梁 (现代飞机的机翼，一般都采用腹板式金属翼梁
(图2－8)。)
1．腹板式翼梁 翼梁由缘条和腹板铆接而成。 缘条用硬铝或合金钢的厚壁型材制成，截面形状多为
“T”或“L”形。
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吊架的上连杆和斜支撑杆与机翼连接的接头处 采用结构保险销连接；
中梁与机翼连接的接头处采用结构保险螺栓连 接。
这些接头处的结构保险销或保险螺栓的作用是： 当发动机遭到严重损坏而导致剧烈振动或巨大阻 力时，该保险销或保险螺栓被剪断使发动机及其 吊架脱离机翼，防止损坏机翼而避免出现更大的 灾难性的破坏。
腹板用硬铝板制成。薄壁腹板上往往还铆接了许多硬 铝支柱，以增强其抗剪稳定性和连接翼肋。
为了合理地利用材料和减轻机翼的结构重量，缘条和 腹板的截面积，一般都是沿翼展方向改变的，即翼根部 分的截面积较大，翼尖部分的截面积较小。
飞机机翼结构强度与疲劳寿命分析
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。
飞机机翼力学分析报告
飞机机翼力学分析报告分析对象：飞机机翼1. 引言这份报告旨在对飞机机翼的力学性能进行分析。
飞机机翼作为飞行器的重要部件，其设计和性能直接影响飞机的飞行稳定性和操纵性。
通过对机翼的力学分析，我们可以了解其受力特点、承受载荷的能力以及变形行为等关键信息，为机翼的设计和优化提供理论基础。
2. 飞机机翼的结构和受力特点飞机机翼一般由前缘、后缘、翼型、翼剖面、副翼等组成。
机翼在飞行过程中受到多种力的作用，主要包括升力、阻力、重力和扭矩等。
升力是机翼最重要的力，其大小取决于机翼的形状、攻角和气动特性。
阻力是飞机抵抗空气流动阻力的力，其大小与机翼的形状和飞机速度等因素有关。
重力是机翼受到的向下拉的力，需通过升力来平衡。
扭矩是由于升力和重力的不对称而产生的力矩。
3. 机翼的载荷和应力分析在飞行过程中，机翼承受着各种载荷，如静载荷、动载荷和翼尖效应等。
静载荷主要由于飞机的重量和加速度产生，通过结构强度的设计要求来确定最大静载荷。
动载荷则主要由风荷载、机体振动和机动态飞行产生，需要对机翼进行动力学分析，并考虑疲劳寿命。
翼尖效应是指机翼尖部产生的较大气动力和涡流，需要进行有限元分析和实验验证。
对于以上载荷，机翼应力分析可以通过数值模拟和试验方法进行。
4. 机翼的结构变形分析在受到外力作用下，机翼会发生一定的弯曲和扭转变形。
这些变形会对机翼的性能产生直接影响。
通过数值模拟和实验手段，可以分析机翼的刚度和变形情况，进而评估其设计质量。
此外，机翼的变形还与材料的选择和加工工艺等因素相关。
5. 结论飞机机翼作为飞行器的关键部件，在飞行过程中承受着重要的力学载荷。
对机翼的力学分析有助于了解其受力特点、承受载荷的能力以及变形行为等关键信息。
通过合理的分析和优化设计，可以提高机翼的性能和飞行安全性。
因此，在飞机机翼设计和改进过程中，力学分析是一项必不可少的工作。
（注：此报告内容仅供参考，具体分析和结论需根据实际情况进行补充和调整。
飞机机翼力学分析报告
飞机机翼⼒学分析报告飞机机翼⼒学分析报告飞⾏器制造083614 孙诚骁⼀概述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。
1.受⼒形式机翼主要受两种类型的外载荷：⼀种是以空⽓动⼒载荷为主，包括机翼结构质量⼒的分布载荷；另⼀种是由各连接点传来的集中载荷。
这些外载荷在机⾝与机翼的连接处，由机⾝提供的⽀反⼒取得平衡。
2.主要单元纵向元件有翼梁、长桁、墙(腹板)横向元件有翼肋(普通翼肋和加强翼肋)以及包在纵、横元件组成的⾻架外⾯的蒙⽪⼆建⽴实体模型机翼型号：NACA 2414；矩形翼共5根肋，间距100mm，弦长550mm，梯形翼共12根肋（包括与矩形翼重复的翼肋），间距100mm，翼梢弦长318mm，前缘直径8mm，厚度1mm通过向patran软件导⼊翼型初始模型，运⽤patran的3d建模功能，对初始模型添加后墙，前缘和主梁，最后得到3d机翼模型三有限元划分对已经建⽴好的机翼模型进⾏⽹格划分，后墙及翼肋后半部分采⽤粗粒度三⾓单元⽹格，value值采⽤15 。
翼肋前半部分、前缘采⽤细粒度三⾓单元⽹格，value值采⽤10。
主梁采⽤实体⽹格，采⽤⾃动⽣成的value。
划分成功后删除重复节点就得到了分析模型。
四加载⽹格划分完成之后对其进⾏加载：⽀撑条件为翼根固结，受⼒形式为翼肋和梁交线中点处受到Z轴⽅向升⼒。
机翼上⽓动载荷分布表（表中编号X的意义为翼根处翼肋的右边第X根翼肋）五材料性能及属性单元类型材料属性表运⽤配套的nastran软件对机翼进⾏计算，主要计算量有总体应⼒，主梁应变，翼肋的⾯应⼒（机翼应变图）（主梁应⼒）（翼肋应⼒）经计算后发现机翼主梁根部受⼒最⼤，打到51.3MPa，翼肋也是根部受⼒最⼤，打到5.17MPa，总体变形的最⼤量在翼梢处，为2.66mm。
【内部教材】飞机结构与修理_第三章_副翼及尾翼结构和受力分析解读
图3-2所示为副翼与机翼的典型的连接型式。 在机翼加强肋的后部与机翼后梁（或墙）的连 接处，安装有若干个支臂，每个支臂上装有一个 过渡接头。 在副翼的大梁上装有相应个数的双耳片接头。 副翼通过这些耳片接头将其悬挂到机翼的支臂上。 注意:每个操纵面除一个接头完全固定外，其余 接头都有设计补偿，以便于安装和保证运动协调。 操纵副翼偏转的作动筒，其作动杆与副翼耳片接 头的下耳片连接固定。当副翼操纵作动筒动作时 就使副翼绕轴心N偏转。
四、副翼结构中力的传递 空气动力在副翼结构中的传递情况与在机翼结构 中的传递情况相似： 空气动力→蒙皮→翼肋→翼梁腹板 机翼 剪力由梁腹板承受； 弯矩由梁缘条和有效宽度的蒙皮承受； 扭矩由闭周缘蒙皮承受。
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五、副翼的剪力、弯矩和扭矩图 图3－6给出了三支点情况下副翼结构的剪力、弯 矩和扭矩图。 副翼在装有支点的横截面上承受的剪力、弯矩最 大；在操纵摇臂部位扭矩最大。
图3-8(a)
前缘缝翼的结构由大梁、桁条、肋和隔板、 蒙皮、导轨和带滑轮的滑板、固定螺杆收放装置、 支臂等组成，如图3－8（b）。 当收放装置工作时，螺旋收放装置使前缘缝翼 沿滑板的导轨移动。在收起和放下状态时，用传 动机构的制动装置使前缘缝翼固定。
图3-8(b)
在某些飞机上，前缘缝翼可以是整体结构或由蒙 皮、桁条和翼肋、导轨—滑板系统、作动筒拉杆 等组成的结构，如图3－8（c）所示。
式中
§3－2 襟翼、缝翼和减速板的结构
襟翼和缝翼是附于机翼的增升装置； 减速板和扰流板为附于机翼的阻力装置。 它们主要用于改善飞机的起飞和着陆性能。
一、襟翼 普通襟翼 开缝襟翼 克鲁格襟翼
襟翼
下面介绍典型的开缝襟翼的构造。 如图3－7所示为带有导流板的开缝式襟翼的 结构。其主要构件包括襟翼、导流板、滑板和收 放机构。导流板是固定在襟翼前面，并在此形成 特形缝隙。 当襟翼偏转时，在机翼后部、导流板和襟翼之 间可形成特形双缝隙，从而能获得较大的升力。
飞机飞行中的力学问题的简单分析
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干扰阻力
• 飞机个部件之力的总和的差值称为干扰阻 力。
1. 涡流干扰。大雁人字或一字飞行，后一只雁的 翅膀正好在前一只翅膀所形成的翼尖涡旋中， 能产生助推作用。
2. 尾流干扰。任何突出在飞机表面的物体都产生 压差阻力，由尾流产生。
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精品课件！
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22
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谢谢！！！
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飞机飞行中的力学问题的简单分析
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• 一，升力
1，升力理论 2，翼型 3，襟翼
• 二，阻力
1，摩擦阻力 2，压差阻力 3，诱导阻力 4，干扰阻力
• 三，失速
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机翼的升力
牛顿是第一个给出了运动物
体的阻力表达式，后人推导
出了倾斜平板在气流中受到
阻力的公式。按他的理论，
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然而，由普加乔夫驾驶苏-27战斗机创造的“普加乔 夫眼镜蛇”动作飞行中，飞机先以400千米/小时的速 度从跑道升起，然后猛地将机头拉起，一直向后仰， 抬升到110°~120°时，仍然保持平稳并可恢复到原来 的飞行状态，无任何失速现象，操纵面仍然有效。它 以和直立眼镜蛇一样的姿态朝前飞，当速度降到110 千米/小时后，机头重新下压，恢复到平飞状态。
• 克鲁格襟翼位于机翼前缘，它的外形相当 于机翼前缘的一部分。使用时克鲁格襟翼 向前下方伸出，既改变了翼形，也增加了 翼形的面积。因此增升效果也比较好。
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• 1，磨檫阻力 • 2，压差阻力 • 3，诱导阻力 • 4，干扰阻力
航空发动机受力分析
涡轮受力分析
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涡轮是航空发动机中最重要 的部件之一，其受力情况对 发动机的性能和寿命有着重
要影响。
在涡轮工作中，叶片受到离 心力、气动力、热力和振动 等多种力的作用。离心力使 叶片产生弯曲和扭转，气动 力则使叶片产生振动和应力。
涡轮的受力分析需要考虑叶 片的形状、材料、转速、排 气温度和压力等多种因素， 以确定叶片的应力和变形。
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流体动力是航空发动机在流体中运行时受到的力，它包括 流体压力和摩擦力等，对发动机的气动性能和热性能有重 要影响。
受力分析的重要性
受力分析是航空发动机设计和性能分析的重要基础，通过对各种力的分析 和计算，可以更好地了解发动机的工作原理和性能特点。
通过受力分析，可以预测和优化发动机的性能、寿命和可靠性，提高航空 器的安全性和经济性。
受力分析还可以为航空发动机的结构设计和优化提供依据，减少不必要的 重量和阻力，提高发动机的效率和推重比。
02 发动机受力分析
推力与阻力
推力
推力是航空发动机产生的主要作用力，用于克服飞行阻力，使飞机前进。推力 的大小取决于发动机的转速、空气流量和喷嘴前压力。
阻力
阻力是指空气对飞机前进的阻碍力，包括诱导阻力和寄生阻力。诱导阻力主要 来自机翼上产生的升力，而寄生阻力则由飞机各部件的摩擦和干扰引起。
涡轮受力分析的目的是为了 优化叶片设计，提高发动机 性能和寿命，确保发动机安
全可靠地运行。
04 受力分析方法
有限元分析法
总结词
有限元分析法是一种广泛应用于航空发动机受力分析的方法，通过将发动机结构离散化为有限个小的 单元，对每个单元进行受力分析，再通过单元之间的相互作用和连接关系，综合求解整个发动机的受 力情况。
(2021年整理)某机翼部件巡航状态下的受力分析
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目录1 绪论 (1)1。
1 机翼受力分析的目的和意义 (1)1。
2 机翼受力分析要解决的问题 (1)1。
3 对机翼结构进行传力分析的基本方法 (2)2 气动升力的计算 (2)2.1 机翼的功用与要求 (2)2。
1。
1 机翼的功用 (2)2。
1。
2 机翼的设计要求 (2)2。
2机翼的外载特点 (3)2.2.1 机翼的外载有以下三类 (3)2。
2.2 机翼的总体受力 (4)2。
3 机翼结构的典型元件与典型受力型式 (6)2.4 机翼的外形参数 (9)2。
4。
1 翼型的几何参数 (9)2。
4。
2 机翼的几何特性 (11)2.5 翼型气动力的基本计算理论 (13)2.5。
【内部教材】飞机结构与修理_第三章_副翼及尾翼结构和受力分析.
13
在飞行M数较大(M > 2)的飞机上，全动尾翼 的结构高度很小。为了保证尾翼结构具有足够的 刚度，多采用蜂窝夹层结构或整体结构。 梯形或三角形的转轴式全动尾翼采用整体结 构时，往往根据它的受力特点将整体壁板上的加 强条做成辐射形的(图3－14)。这样不但便于将 载荷集中到转轴上，而且还能增加尾翼的刚度。
扰流板是飞机横向的操纵机构。 为了提高飞机相对于其纵轴的操纵效率，扰 流板应远离该轴布置，通常放在外侧襟翼的前面， 以增大力矩的力臂；
减速板则布置在内侧襟翼前面，在减速板不 对称偏转时可减小力矩的力臂。 着陆时使用减速板可使飞机增大下滑斜率， 因为它们使机翼的升力减小、阻力增大（升阻比 降低）。 在着陆滑跑时使用减速板，可缩短滑跑距离。 因为它们不仅增大了阻力，还降低了机翼的升力， 使飞机下沉，加大机轮与跑道表面的结合力，从 而提高刹车效率。 当主起落架缓冲器开始压缩时，减速板被锁 定。
图3-2 副翼连接形式
三、作用在副翼上的外载荷 在飞行中，副翼象一根固定在机翼上的多支点梁 一样承受外部载荷。 作用在副翼上的外载荷有（图3－3）： （1）空气动力q （2）操纵力T （3）支点反作用力R （本例为：R1、R2、R3） 注：由于副翼的质量力很小，在受力分析中可以忽 略不计。
3
3
单梁式全动尾翼(图3－12)的构造和结构中力的 传递，与单梁式机翼基本相同。 剪力和弯矩是由主梁直接传给转轴的。 扭矩经合围框传递到加强翼肋和侧边翼肋后， 要以这两个翼肋受弯的形式传给转轴。
12
复合式全动尾翼，其外侧部分的结构为单块 式，翼根部分的结构有加强翼肋 ab 、 ac 、 bc 以 及加强蒙皮和加强板等，其转轴是与加强构件牢 固地连接的则是由分散受力转为集中受力的过渡 型式。 在这种结构中，外侧部分的载荷是通过加强 构件以集中载荷的形式传给的。 弯矩则通过加强蒙皮和加强板传给转轴； 扭矩由蒙皮以合围剪流的形式传给加强翼肋 bc ，再通过由加强翼肋 ab 、 ac 及加强板组成的 盒形结构传给转轴。
飞机结构受力分析和抗疲劳设计思想(1)
（3）作用在翼肋上的载荷再通过角材 和铆钉传到翼梁腹板和蒙皮上去。
整理课件
2.2 机身结构的传力分析
• (1)安置空勤组成员、 旅客，装载燃油、各 种系统、设备以及货 物等；
• (2)把机翼、尾翼、起 落架及发动机连接在 一起，形成一架完整 的飞机。
整理课件
整理课件
• 梁式机翼的受力特点是：弯曲引起的轴向 力主要由翼梁的缘条承受。剪力由翼梁的 腹板承受。
• 对双梁式机翼的扭矩可由前后梁腹板与上 下蒙皮组成的盒段（合围框）、前梁腹板 与前缘蒙皮组成的盒段承受。
• 梁式机翼的主要受力构件是翼梁，因此， 它具有便于开口、与机身 (或机翼中段) 连 接较简便等优点。
整理课件
机身结构的外载荷
机翼、尾翼、 起落架等部件 的固定接头传 来的集中载荷
机身上各 部件及装载 的质量力
.
机身结构 本身的 质量力
机身结构的 主要外载荷
.
气密座舱 的
增压载荷
整理课件
飞机在飞行和着陆过程中，机身结构承 受的外载荷有哪些？
飞机在飞行和着陆过程中， 机身结构承受由机翼、尾翼、起 落架等部件的固定接头传来的集 中载荷，承受机身上各部件及装 载的质量力、机身结构本身的质 量力以及气密座舱的增压载荷。
整理课件
试说明作用在平直机翼上的集中载荷对机翼扭矩的影响？
使机翼扭矩在集中载荷作用 截面上发生突变。变化值等于 集中载荷与集中载荷作用点到 机翼刚轴距离的乘积。
整理课件
机翼某横截面承受的扭矩，等于该横截面外端机翼上所有外力对机翼
刚心轴力矩的代数和。扭矩的符号：使迎角增大为正，反之为负
刚心轴的定义是：
直升飞机攻角飞行+受力分析
目录一、直升飞机飞行原理 (2)1.1伯努利定理 (2)1.2直升机与普通飞机区别及飞行简单原理： (4)二、平衡分析（对单旋翼式） (4)三、飞行动作受力分析 (5)3.1垂直飞行 (5)3.2前飞 (6)3.2.1前飞时的受力分析 (6)3.2.2过渡升力 (6)3.2.3升力不对称 (6)3.3侧飞 (7)3.3.1、侧飞时的受力 (7)3.4、倒飞 (8)3.4.1倒飞时的受力 (8)3.5、转弯 (8)3.5.1转弯时的受力 (8)四、攻角飞行 (9)4.1攻角的概念 (9)五、固定翼原理 (11)六、固定翼机翼的受载 (12)七、直升机与固定翼飞机的力学分析 (14)文章编号：1000-4650直升机与固定翼飞行状态研究姚刚1(1.合肥学院机械工程系，合肥，安徽230601；)摘要：二十世纪最重大的发明之一就是飞机；人类自古以来就梦想着能像鸟儿一样在天空中翱翔。
而两千多年前中国人发明的风筝虽然不能把人带上天空，但它也应该算飞机的鼻祖了。
现在随着科技的不断发展，飞上天空早已成为常见的事了，飞机也有直升机和固定翼飞机两种。
飞机为人类的进步与发展插上了翅膀，将人们的活动范围从陆地、海洋扩展到天空，并且越飞越高、越飞越快、越飞越远，创造了人类历史上一个又一个辉煌，并对社会生活的各个方面产生了和正在产生着极其巨大的影响。
本文对直升飞机的攻角、迎角阻力、平稳飞行力学状态进行了分析，对固定翼飞行器的攻角飞行、飞行阻力进行分析，并用这些参数描述主要战技指标，评价战机的优越性性。
关键词：特征参数；螺旋桨；固定翼；流体；伯努利原理；载荷中图分类号：TU358 文献标志码：AHelicopter and fixed-wing flight statusY AO Gang(Hefei University, Hefei 230601, China)Abstract:one of the great inventions of the 20th century was the airplane;Human beings have long dreamed of flying in the sky like birds.More than two thousand years ago, a kite invented by the Chinese could not bring people to the sky, but it should also be the granddaddy of the airplane.Now, with the development of technology, flying into the sky has become commonplace, with helicopters and fixed-wing aircraft.Aircraft plug in the wings for human progress and development, to expand the activities of the people from the land, sea to the sky, and the fly higher and higher and faster, the fly far, created the human history one after another brilliant, and on every aspect of social life and is having a huge impact.In this paper, the Angle of attack of the helicopter, Angle of attack resistance, steady state of flight mechanics are analyzed, and the Angle of attack of the fixed wing aircraft flight, flight resistance is analyzed, and these parameters describe the technical indicators, evaluate the superiority of aircraft.Keywords:feature parameters;Propellers.Fixed wing;Fluid;Bernoulli principle;load一、直升飞机飞行原理1.1伯努利定理直升机能飞上天的原理是什么? 要想理解它必须先理解1600年伯努利发现的"[color=Blue]伯努利原理[/color]"。
飞行器的动力学分析
飞行器的动力学分析飞行器是一种能在大气层中航行的载具，它被广泛应用于军事、民用及科学研究等领域。
为了确保飞行器的安全性和性能，必须对它的动力学进行深入的分析和研究。
本文将从飞行器的主要动力学部分入手，介绍飞行器的动力学分析方法。
一、飞行器的主要动力学部分飞行器的主要动力学部分包括发动机、机翼、尾翼和控制系统。
发动机提供动力，机翼和尾翼产生升力和阻力，控制系统则用于控制飞行器的姿态和运动。
1、发动机发动机是飞行器最关键的部分之一，在飞行器的动力学分析中占有重要地位。
飞机的发动机通常采用内燃机或涡轮机，这两种发动机的原理都是利用燃烧产生的高温高压气体来推动机身向前运动。
内燃机的工作原理是通过内部的活塞和气缸进行往复式运动，从而把燃烧产生的气体转化为机械运动。
而涡轮机则以高速旋转的轴来驱动飞行器，这种发动机工作时声音大且震动小，因此在商业航班飞机中被广泛使用。
2、机翼机翼是飞行器中最能影响其性能的部分之一。
机翼的主要作用是产生升力和阻力，从而支撑飞行器在空中飞行。
机翼的形状、大小以及受力情况会直接影响飞行器的稳定性和飞行性能。
一般来说，机翼的升力主要由两个因素决定，即机翼的面积和机翼在飞行时所受到的气流速度。
升力和阻力的大小之间有一个权衡，保持适当的升力可以提高机翼的性能，但过多的升力会增加机翼的阻力，导致飞行耗油增加。
3、尾翼尾翼是飞行器的辅助部件之一，主要用于控制飞行器的姿态。
由于机翼的升降会使飞行器的鼻头朝上或朝下，而姿态的调整可以通过尾翼的升降舵和方向舵来实现。
尾翼的形状和大小对飞行器的稳定性和飞行性能也有重要影响。
过大或过小的尾翼都会导致飞行器稳定性的降低，进而影响飞行器的飞行性能。
4、控制系统控制系统是用于控制飞行器姿态和运动的部分，包括操纵杆、舵面、电气和液压系统。
控制系统是飞行器中最灵活的部分之一，其完善程度会影响到飞行器飞行的稳定性和性能。
二、飞行器的动力学分析方法飞行器的动力学分析涉及到许多物理学原理和数学计算方法，下面介绍一些常用的分析方法。
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目录1 绪论 (1)1.1 机翼受力分析的目的和意义 (1)1.2 机翼受力分析要解决的问题 (1)1.3 对机翼结构进行传力分析的基本方法 (2)2气动升力的计算 (2)2.1 机翼的功用与要求 (2)2.1.1 机翼的功用 (2)2.1.2 机翼的设计要求 (2)2.2机翼的外载特点 (3)2.2.1机翼的外载有以下三类 (3)2.2.2机翼的总体受力 (4)2.3机翼结构的典型元件与典型受力型式 (6)2.4机翼的外形参数 (9)2.4.1 翼型的几何参数 (9)2.4.2 机翼的几何特性 (11)2.5翼型气动力的基本计算理论 (13)2.5.1 气动特性公式 (15)2.6对于具体弹翼的气动力的计算 (19)3有限元分析 (26)3.1有限元的发展史 (26)3.2有限元的概述 (26)3.3有限元的基本思想与特点 (27)3.3.1 有限元分析的特点 (27)3.3.2 有限元分析的基本思想 (28)3.4有限元法的基本步骤 (28)3.5对机翼进行具体的分析 (31)4结论 (37)参考文献 (38)致谢 (40)1 绪论1.1 机翼受力分析的目的和意义机翼主要用于产生升力，因此满足空气动力方面的要求是首要的。
机翼除保证升力外，还要求阻力尽量小。
机翼的气动特性主要取决于其外形参数，这些参数在总体设计时己经确定；结构设计应从强度、刚度、表面光滑度等各方面来保证机翼气动外形要求的实现，所以机翼结构设计的一个问题就是怎么才能保证机翼在飞行过程中的气动外形[1]。
对于机翼，在外形、装载和连接情况己定的条件下，重量要求是机翼结构设计的主要要求，具体地说就是要设计出一个既能满足强度、刚度和耐久性要求，又尽可能轻的结构来。
当飞机在高速飞行时，很小的变形就可能严重恶化机翼的空气动力性能；刚度不足还会引起颤振和操纵面反效等严重问题。
值的注意的是：随着飞行速度的提高，机翼所受载荷增大；然而由于减小阻力等空气动力的需要，此时机翼的相对厚度却越来越小，再加上后掠角的影响，致使机翼结构的扭转刚度、弯曲刚度越来越难保证，这些都将引起机翼在飞行中变形的增加。
因此对于高速飞机，为满足机翼的气动要求，刚度问题必须足够重视[2]。
然而也正是由于上述原因，此时解决好机翼的最少重量要求与强度、刚度要求之间的矛盾将更为困难[3]。
1.2 机翼受力分析要解决的问题：机翼受力分析的主要目的是：运用软件，采用有限元分析的办法，通过给机翼加载其在巡航状态下所受的各种力，来分析机翼各部件所受的力以及它们在这些力的作用下的变形，根据结果来修改机翼的结构设计，以达到既能保证机翼在飞行时的气动外形又能合理设计机翼结构的目的。
通过机翼的受力分析，我们还能够根据变形结果合理的设计出各个部件的最佳几何尺寸，最终解决机翼最少重量要求与强度、刚度要求之间的矛盾。
机翼结构受力分析主要的研究手段为有限元分析。
为了使有限元分析的结果比较准确的接近现实，就必须较好的完成以下两个工作。
（1）较为准确的绘制机翼的三维几何模型，本文采用UG进行绘图。
（2）在利用有限元分析时，要想得到比较接近现实的结果。
就必须比较准确的加载机翼在巡航状态下所受的各种载荷。
对于机翼我们可以把其看作为悬壁梁来处理，同时分析机翼接头的受力情况。
1.3 对机翼结构进行传力分析的基本方法：（1）对实际结构合理简化，略去次要元件和次要部分。
从而使在传力分析中，降低结构的静不定度数，成为静定的或只有一两度静不定的结构。
（2）对结构中各元件之间的连接关系了解清楚，并合理简化铰接、固接等集中连接或分散连接的典型连接形式。
（3）从结构的初始外载开始，依次取出各个部分或元件成为分离体，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“外载”和支承力，并画出各构件的内力图。
这样，通过各级分离体图既可了解力在结构中的传递过程，又可知道各构件的传力功用和大致的内力分布[4]。
2 气动升力的计算2.1 机翼的功用与要求2.1.1 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向稳定性[5]。
在它的后缘，一般布置有横向操纵用的副翼、扰流片等附翼。
为了改善机翼的空气动力效用，在机翼的前、后缘越来越多地装有各种型式的襟翼、缝翼等增升装置，以提高飞机的起飞着陆或机动性能。
2.1.2 机翼的设计要求（1）机翼除保证升力外。
还要求阻力尽量小(少数特殊机动情况除外)。
机翼的气动特性主要取决于其外形参数(如展弦比、相对厚度、后掠角、翼型等)，这些参数在总体设计时确定；结构设计则应从强度、刚度、表面光滑度等各方面来保证机翼气动外形要求的实现[6]。
（2）在外形、装载和连接情况已定的条件下。
重量要求是机翼结构设计的主要要求，具体地说就是要设计出一个既能满足强度、刚度和耐久性要求，又尽可能轻的结构来。
强度包括静强度、动强度和疲劳强度。
对于按“安全寿命”或“损伤容限”设计的机翼，应在其受力构件布置、各连接关系设计、零构件细节设计以及关键件的可检性等各个环节中给予认真考虑、以便为结构提供较长的寿命和较好的破损安全特性，从而保证结构使用的可靠性。
2.2 机翼的外载特点2.2.1 机翼的外载有以下三类：（1）空气动力载荷空气动力载荷a q 是分布载荷，单位为N ／m 2。
它可以是吸力或压力，直接作用在机翼表面上，形成机翼的升力和阻力，其中升力是机翼最主要的外载荷。
在各种设计情况下，机翼的气动载荷的数值和分布情况是不同的，因此其合力的大小、方向、作用点相应地也不相同，并将影响机翼的受力情况。
（2）其他部件、装载传来的集中载荷图2.1 机翼上所受的分布载荷和集中载荷a q —气动力分布载荷 e q —机翼质量力分布载荷 p —发动机或其他部件传来的集中载荷 R —机身支反力机翼上连接有其他部件(如起落架、发动机)、副翼、襟翼等各类附翼和布置在机翼内、外的各种装载(如油箱、炸弹)[7]。
除了在以翼盒作为整体油箱情况下燃油产生的是分布载荷外，由于这些部件、装载一般都是以有限的连接点与机翼主体结构相连，因此，不论是起落架传来的地面撞击力或副翼等翼面上的气动载荷，以及其上各部件、装载本身的质量力(包括重力和惯性力)，都是通过接头，以集中载荷的形式传给机翼。
其中有些力的数值可能很大。
（3）机翼结构的质量力机翼本身结构的质量力为分布载荷c q (Pa)，其大小与分布情况取决于机翼结构质量的大小和分布规律。
它的数值比气动载荷要小很多。
在工程计算中，它的分布规律可近似认为与弦长成正比。
上述2，3中提及的各种质量力的大小和方向还与飞机过载系数有关，其方向与升力相反。
对机翼有卸载作用。
综上所述，若以载荷形式分，机翼的外载有两种类型。
一种是分布载荷，以气动载荷为主，还包括机翼本身结构的质量力，这是机翼的主要载荷形式；另一种是由各接头传来的集中载荷(力或力矩)见图2.1。
2.2.2 机翼的总体受力机翼的各种外载，总要在机翼、机身连接处，由机身提供支持力来平衡。
因此在上述载荷作用下，可把机翼看作是固定在机身上的一个“梁”[8]。
当机翼分成两半，与机身在其左右两侧相连时，可把每半个机翼看作支持在机身上的悬臂梁；若左右机翼连成一个整体时，则可把它看作支持在机身上的双支点外伸梁。
这两种情况虽然在支持形式上有所不同，但对外翼结构来说，都可以看作悬臂梁。
但必须指出，在把机翼看作为一个“工程梁”时，它与材料力学课程中介绍的一般工程梁相比，有其特殊性。
（1）机翼高度(厚度)小，但其弦向尺寸(相当于梁宽)大多与翼展有相同数量级(尤其是三角机翼)。
而一般工程梁是指高度和宽度均比长度要小得多的单尺度梁，这类梁仅注重沿长度方向分布的载荷。
而对于机翼，弦向分布的载荷也很重要。
（2）一般工程梁支承简单，计算简化也容易。
而机翼在机身上的固定形式要复杂得多。
此外考虑到结构支承的弹性效应，精确计算中，应认为机身是一弹性支承。
前述各种外载在机翼结构中将引起相应的内力：剪力Q 、弯矩M 和扭矩f M 。
现取机体坐标轴系，则剪力n Q 和h Q 分别表示沿y 轴和x 轴的分量[9]。
外载引起的弯矩分别为n M 和h M 。
此外由于外载合力作用点一般与机翼结构各剖面的刚心不重合，因而还会引起相对于机翼刚心轴的扭矩t M 。
这些统称为机翼的总体受力。
因为机翼的升力很大，且作用在机翼刚度最小的方向上；而阻力相对于升力要小得多，且作用在机翼刚度最大的弦平面内，因此在进行机翼结构受力分析时，常着重考虑气动载荷沿垂直于弦平面的分量—升力引起的n Q 、n M 等[10]。
图 2.2 机翼上所受的力矩和剪力此时，机翼上剪力、弯矩和扭矩的分布如图2.2所示。
为简便起见略去下标n ，则Q z i l zl qdz P M Q dz =+=∑⎰⎰ （2.1）分布图图 2.3 机翼的内力 Q，M，Mt2.3 机翼结构的典型元件与典型受力型式机翼一般由下述典型元件组成：纵向元件有翼梁、长桁、墙(腹板)；横向元件有翼肋〔普通肋和加强肋〕以及包在纵、横构件组成的骨架外面的蒙皮（见图2.4）。
图2.4 机翼的典型结构元件（1）蒙皮蒙皮的直接功用是形成流线形的机翼外表面。
为了使机翼的阻力尽量小，蒙皮应力求光滑，为此应提高蒙皮的横向弯曲刚度，以减小它在飞行中的凹、凸变形。
从受力看，气动载荷直接作用在蒙皮上，因此蒙皮受有垂直于其表面的局部气动载荷。
此外蒙皮还参与机翼的总体受力——它和翼梁或翼墙的腹板组合在一起，形成封闭的盒式薄壁梁承受机翼的扭矩；当蒙皮较厚时，它常与长桁一起组成壁板，承受机翼弯矩引起的轴力[11]。
壁板有组合式或整体式（见图2.5）。
某些结构型式(如多腹板式机翼)的蒙皮很厚，可从几毫米到十几毫米，常做成整体壁板形式，此时蒙皮将成为承受弯矩最主要的，甚至是惟一的受力元件。
图2.5 蒙皮（a）金属蒙皮 (b)整体蒙皮（2）长桁（也称桁条）长桁是与蒙皮和翼肋相连的元件。
长桁上作用有气动载荷。
在现代机翼中它一般都参与机翼的总体受力——承受机翼弯矩引起的部分轴向力，是纵向骨架中的重要受力元件之一[12]。
除上述承力作用外，长桁和翼肋一起对蒙皮起一定的支持作用。
各种长桁如图2.6所示。
图 2.6 各种长桁（3）翼肋普通翼肋（见图2.7）构造上的功用是维持机翼剖面所需的气动外形。
一般它与蒙皮、长桁相连，机翼受气动载荷时，它以自身平面内的刚度向蒙皮、长桁提供垂直方向的支持[13]。
同时翼肋又沿周边支持在蒙皮和梁(或墙)的腹板上，在翼肋受载时，由蒙皮、腹板向翼肋提供各自平面内的支承剪流。
加强翼肋虽也有上述作用，但其主要是用来承受并传递自身平面内的较大的集中载荷或由于结构不连续(如大开口处)引起的附加载荷。