飛機構造之結構

1、第一章飛機結構1.3載荷、變形和應力的概念1.7機體開口部位的構造和受力分析1.4機翼結構1.8定位編碼系統(tǒng)1.1. 概述固定機翼飛機的機體由機身、機翼、安定面、飛行操縱面和起落架五個主要部件組成。直升機的機體由機身、旋翼及其相關的減速器、尾槳（單旋翼直升機才有）和起落架組成。機體各部件由多種材料組成，并通過挪釘、螺栓、螺釘、焊接或膠接而聯(lián)接起來。飛機各部件由不同構件構成。飛機各構件用來傳遞載荷或承受應力。單個構件可承受組合應力。對某些結構，強度是主要的要求；而另一些結構，其要求則完全不同。例如，整流罩只承受飛機飛行過程中的局部空氣動力，而不作為主要結構受力件。1.2. 飛機載荷飛行中，作用于

2、飛機上的載荷主要有飛機重力，升力，阻力和發(fā)動機推力（或拉力）。飛行狀態(tài)改變或受到不穩(wěn)定氣流的影響時，飛機的升力會發(fā)生很大變化。飛機著陸接地時，飛機除了承受上述載荷外，還要承受地面撞擊力，其中以地面撞擊力最大。飛機承受的各種載荷中，以升力和地面撞擊力對飛機結構的影響最大。1.2.1. 平飛中的受載情況飛機在等速直線平飛時，它所受的力有：飛機重力G、升力Y、阻力X和發(fā)動機推力P。為了簡便起見，假定這四個力都通過飛機的重心，而且推力與阻力的方向相反。則作用在飛機上的力的平衡條件為：升力等于飛機的重力，推力等于飛機的阻力。即：丫=GP=XG（重力）圖1-1平飛時飛機的受載飛機作不穩(wěn)定的平飛時，推力與阻

3、力是不相等的。推力大于阻力，飛機就要加速；反之，則圖1-2飛機在垂直平面內的曲線飛行丫一Gcos6=2vm一r減速。由于在飛機加速或減速的同時，飛行員減小或增大了飛機的迎角，使升力系數(shù)減小或增大,因而升力仍然與飛機重力相等。平飛中，飛機的升力雖然總是與飛機重力相等，但是，飛行速度不同時，飛機上的局部氣動載荷（局部空氣動力）是不相同的。飛機以小速度平飛時，迎角較大，機翼上表面受到吸力，下表面受到壓力，這時的局部氣動載荷并不很大；而當飛機以大速度平飛時，迎角較小，對雙凸型翼型機翼來說，除了前緣要受到很大壓力外，上下表面都要受到很大的吸力。翼型越接近對稱形，機翼上下表面的局部氣動載荷就越大。所以，如

4、果機翼蒙皮剛度不足,在高速飛行時，就會被顯著地吸起或壓下，產生明顯的鼓脹或下陷現(xiàn)象，影響飛機的空氣動力性1.2.2. 飛機在垂直平面內作曲線飛行時的受載情況飛機在垂直平面內作曲線飛行的受載情況如圖1-2所示。這時，作用于飛機的外力仍是飛機的重力、升力、阻力和發(fā)動機的推力。但是，這些外力是不平衡的。曲線飛行雖是一種受力不平衡的運動狀態(tài)，但研究飛機在曲線飛行中的受載情況時，為了方便起見，可以假設飛機上還作用著與向心力大小相等、方向相反的慣性離心力。這樣，就可以把受力不平衡的曲線飛行作為受力平衡的運動狀態(tài)來研究。飛機在垂直平面內作曲線飛行時，升力可能大大超過飛機重量。飛機在曲線飛行中所受的載荷可能比

5、平飛時大得多。可以推導出如下公式：其中r為飛機機動飛行的曲率半徑，v為飛行速度。由于飛機在每一位置的。角不同，而且飛行速度和曲率半徑也不可能一樣，所以，飛機在垂直平面內做曲線飛行時，飛機的升力也是隨時變化的。1.2.3. 飛機在水平平面內作曲線飛行時的受載情況水平轉彎時，飛機具有一定的傾斜角（玻度）3,升力與垂線之間也構成3角。這時，水平分力Ysin3就是飛機轉彎時的向心力，它與慣性離心力N平衡；升力的垂直分力Ycos3與飛機重力G平衡，即Y=COS""水平轉彎時，cos3總是小于1,故升力總是大于飛機的重量；傾斜角越大，COS3越小，因而升力越大。圖1-3飛機在水平轉彎時

6、的受載1.2.4. 飛機過載在曲線飛行中，作用于飛機上的升力經常不等于飛機的重量。為了衡量飛機在某一飛行狀態(tài)下受外載荷的嚴重程度，引出過載（或稱載荷因數(shù)）這一概念。作用于飛機某方向的除重量之外的外載荷與飛機重量的比值，稱為該方向的飛機重心過載，用n表示。飛機在丫軸方向的過載，等于飛機升力（Y）與飛機重量的比值，即飛機在X軸方向的過載等于發(fā)動機推力P與飛機阻力X之差與飛機重量的比值，即X（縱軸）飛機在Z軸方向的過載等于飛機側向力（Z）與飛機重量的比值，即Znz=G飛機在飛行中，Y軸方向的過載Dy往往較大，它是飛機結構設計中的主要指標之一，飛機的結構強度主要取決于丫方向的過載nyO而其它兩個方向的

7、過載（nx,nZ）較小，它們對飛機圖1-4飛機的坐標軸結構強度的影響也較小。在不同的飛行狀態(tài)下，飛機重心過載的大小往往不一樣。過載可能大于1、小于1、等于1、等于零甚至是負值，這決定于曲線飛行時升力的大小和方向。飛機平飛時，升力等于飛機的重量，ny等于1；曲線飛行時，升力ny經常不等于1。飛行員柔和推桿使飛機由平飛進入下滑的過程中，升力比飛機重量稍小一些,就小于1；當飛機平飛時遇到強大的垂直向下的突風或在垂直平面內做機動飛行時，駕駛員推桿過猛，升力就會變成負值，ny也就變?yōu)樨撝担划旓w機以無升力迎角垂直俯沖時，載荷因數(shù)就等于零。ny的正、負號與升力的正、負號一致，而升力的正、負號取決于升力與飛機

8、Y軸（立軸）的關系。如果升力的方向與Y軸相同，則取正號；反之則取負號。1.2.5. 飛機部件的過載在研究飛機各部件的載荷時，只知道飛機的過載是不夠的，還必須知道部件的過載。部件過載是該部件在某一飛行狀態(tài)中的質量力與其本身重量的比值。當飛機沒有對重心的角加速度時，部件的過載等于飛機的過載；當飛機有對重心的角加速度時，飛機重心以外各部件的過載，等于飛機的過載加上或減去一個附加過載。1.2.6. 飛機著陸時的過載飛機著陸接地時的速度可分解為水平分速和垂直分速。由于水平分速是在著陸滑跑過程中逐漸消失的，因此飛機沿水平方向的受力不大；垂直分速是在飛機與地面相對撞擊后很短的時間內消失的，故飛機沿垂直方向的

9、撞擊力較大。飛機著陸接地時承受的載荷，主要就是作用于起落架的垂直撞擊力。飛機接地時垂直方向的過載，為作用于起落架上的垂直撞擊力與飛機重量的比值。如果飛機沒有繞重心的角加速度，則部件的過載就等于飛機重心的過載；否則，還要加上由角加速度引起的附加過載。例如：前三點式起落架飛機以兩個主輪接地時，作用于起落架的載荷對飛機重心的力矩，要使飛機產生機頭下俯的角加速度。這時，飛機重心后面的部件，其過載等于飛機重心過載加上一個附加過載；而飛機重心前面的部件，則應減去一個附加過載。圖1-5飛機著陸接地時部件的載荷1.3. 載荷、變形和應力的概念1.3.1. 載荷及其分類任何結構和結構中的各個構件，在工作過程中都

10、會受到其它物體對它的作用力，這種作用力通常叫做載荷（或外部載荷）。例如，飛行中機翼上的空氣動力，起落架等部件的重力，都是作用于機翼上的載荷。各種構件在載荷的作用下，它的支點都會對它產生反作用力。構件承受的各種載荷和支點的反作用力，統(tǒng)稱為作用于該構件的外力。按作用方式，載荷主要分為集中載荷和分布載荷。集中載荷是指集中作用于一點上的載荷。分布載荷是指作用一個面積或長度上的載荷。如果分布載荷的作用面積相對較小，可以把它近似看作是集中載荷，這樣在實際中可使問題簡化。例如吊裝在機翼上發(fā)動機對機翼的載荷可認為是集中載荷。根據(jù)載荷作用于構件的性質的不同，載荷可分為靜載荷和動載荷。如果載荷是逐漸加到構件上去的

11、，或者載荷加到構件上后，它的大小和方向不變或變化很小，此載荷叫靜載荷。如飛機停放時起落架所承受的載荷，就是一種靜載荷；又如，千斤頂頂飛機時，所承受的載荷是逐漸增大的，它也屬于靜載荷。如果載荷是突然加到構件上去的，或者載荷加到構件上后，它的大小和方向（或其一）有顯著變化，這樣的載荷稱為動載荷。如飛機著陸時起落架所受到的地面撞擊力；飛機著陸滑跑因為跑道不平，使各部分承受的力都屬于動載荷。氣動力分布載荷叁圖1-6作用于機翼上的外載荷1.3.2. 構件在載荷作用下的變形構件在載荷作用下，其尺寸和形狀都會有不同程度的改變，這種尺寸和形狀的改變叫做變形。構件在載荷作用下所產生的變形，當載荷去掉后即能消失的

12、變形，叫彈性變形。不能消失的變形叫永久變形（或殘余變形）。構件承受載荷的情況不同，它所產生的變形形式也不一樣，但其基本變形為拉伸、壓縮、剪切、扭轉和彎曲五種。實際上，飛機結構受力時，各構件的變形，往往是比較復雜的，常常是幾種變形的組合，稱為復合變形。1.3.3. 內力和應力的概念當構件受到外力作用而變形時，材料分子之間的距離發(fā)生變化，這時分子之間會產生一種反抗變形，力圖使分子間的距離恢復原狀的力，這種力叫內力。構件受力變形時所產生的內力，可利用截面法求得。要判斷構件受力的嚴重程度，僅知道內力的大小是不夠的。構件在外力作用下，單位橫截面面積上的內力叫做應力。如果內力是均勻分布的，則構件任意截面上

13、的應力等于截面上的總內力除以橫截面積。應力可分成垂直于所取截面和平行于所取截面的兩個分量。垂直于橫截面的應力稱為正應力，平行于橫截面的應力稱為剪應力。1.3.4. 強度和剛度的概念構件在傳力過程中，橫截面上的應力要隨著載荷的增大而增大。對于一定材料制成的構件來說，當截面上的應力增大到一定限度后，構件就會損壞（產生顯著的永久變形或斷裂）。構件在外力作用下，抵抗破壞（或斷裂）的能力叫做構件的強度。構件的強度越大，表示它開始損壞時所受的載荷越大。為了使構件在規(guī)定的載荷作用下工作可靠，應保證它具有足夠的強度。構件即使強度足夠，但在載荷作用下還可能由于變形量過大而影響工作。因此，構件還應具有足夠的抵抗變

14、形的能力。構件在外力作用下抵抗變形的能力稱為構件的剛度。構件的剛度越大，在一定的載荷作用下產生的變形越小。構件在外力作用下保持其原有平衡形式的能力稱為構件的穩(wěn)定性。細長桿和薄壁結構受壓后易突然失去原有的平衡形式，此種現(xiàn)象叫做失去穩(wěn)定性，簡稱失穩(wěn)。飛機蒙皮在受壓后會產生皺折的現(xiàn)象，就是由于蒙皮受壓失穩(wěn)造成的。要保證構件正常工作，構件必須具有足夠的強度、剛度和穩(wěn)定性。構件的強度、剛度、穩(wěn)定性與其材料的性質、截面尺寸和形狀有關。另外構件的強度和剛度還與使用、維護的條件有關。例如，構件裝配不當，受到劃傷或腐蝕等，強度和剛度就會減弱。因此，維護和使用過程中，應根據(jù)構件的性質和受力特點等，注意保持其強度和

15、剛度。1.3.5,飛機承受的五種主要應力一一,應所侶飛機都承受有九種王要應力拉伸應力壓縮應力扭轉應力（扭矩）剪切應力甯曲應力（彎矩）拉伸應力是抵抗試圖拉斷物體的應力。壓縮應力是抵抗壓力的應力。扭矩是產生扭轉變形的應力。剪切應力是抵抗力圖引起材料某一層與相鄰一層產生相對錯動之力的應力。當桿件受到彎曲作用時，彎曲的內側面縮短（壓縮）扭轉八1剪切彎曲拉伸中性層二”飛圖1-7作用于飛機上的五種基本應力彎曲應力是壓縮應力和拉伸應力的組合。,用等曲的外側面拉長（拉伸）。1.4. 機翼結構機翼是飛機的一個重要部件，其主要功用是產生升力。當它具有上反角時，可為飛機提供一定的橫側穩(wěn)定性。在機翼上安裝有一些操縱面

16、，在其后緣，有副翼和后緣襟翼；在其前緣有前緣襟翼、縫翼；在其上表面有擾流板。另外很多飛機的發(fā)動機和主起落架安裝于機翼結構上。機翼的內部空間常用來收藏主起落架和儲存燃油。1.4.1. 機翼的配置目前，除了個別低速飛機仍是雙翼機外，絕大多數(shù)是單翼機。單翼機在機身上的配置，可分為上單翼、中單翼和下單翼三種型式。從機翼與機身的干擾阻力來看，以中單翼為最小，上單翼次之，下單翼最大。從機身內部容積的利用來看，以上單翼為最優(yōu)躍。因為上單翼飛機機翼通過機身的部分骨架，位于機身上部，不影響機身內部容積的利用；中單翼的翼梁要橫穿機身中部，對機身內容積的利用有一定影響；下單翼飛機機身內的可用容積較大，但固定在機身下

17、部的翼梁，會限制安裝在機翼下部部件的尺寸。吊裝在下單翼飛機下部的發(fā)動機可使發(fā)動機的維護方便。從起落架的配置來看，如果將起落架裝在機翼上，上單翼飛機的起落架較長，這樣不僅重量大，而且不易收放。在這方面，下單翼機比較有利。此外，上單翼飛機由于機翼位置較高，檢修、拆裝機翼上的發(fā)動機或其它附件，以及向機翼內的油箱加添燃油都不方便，這會給維護工作帶來困難。1.4.2. 機翼上的外載荷如圖1-10所示，飛行中，作用于機翼的外部載荷有：空氣動力、機翼結構質量力和部件的質量力。機翼在外部載荷作用下，象一根固定在機身上的懸臂梁一樣，要產生彎曲和扭轉變形，因此，在這些外載荷作用下，機翼各截面要承受剪力、彎矩和扭矩

18、。由于機翼結構沿水平方向尺寸較大，因而水平剪力和水平彎矩的對飛機結構受力影響較小，在受力分析時只分析垂直剪力、扭矩和垂直彎矩。圖1-9機翼上所受的剪力、彎矩、扭矩機翼結構質量力是機翼結構重量和它在飛行中產生的慣性力的總稱，即機翼結構重量和變速運動慣性力。升力是當機翼以一定速度相對空氣運動時，空氣作用在機翼表面上的空氣動力在垂直于來流方向上的分量。圖1-10翼剖面上的空氣動力1.4.3. 平直機翼各截面的剪力、彎矩和扭矩圖機翼主要受兩種類型的外載荷：一種是以空氣動力載荷為主，包括機翼結構質量力的分布載荷；另一種是由各連接點傳來的集中載荷。這些外載荷在機身與機翼的連接處，由機身提供的支反力取得平衡

19、。當機翼分成兩半分別與機身相連時，可把每半個機翼看做支持在機身上的懸臂梁；若整個機翼為一體時，則可把它看做支持在機身上的雙支點外伸梁。作用于機翼各截面的剪力、彎矩和扭矩是不相等的。如圖1-11所示，為平直機翼的剪力、彎矩和扭矩圖，它們描述了機翼截面剪力、彎矩和扭矩沿機翼翼展方向的變化情況。可以看出：則越靠近機翼根部，橫載面上的剪力、彎矩和扭矩越大。當機翼上同時作用有部件集中質量力時，上如果機翼上只有空氣動力和機翼結構質量力述力圖會在集中質量力作用處產生突變或轉折。如圖1-12所示為后掠機翼的剪力、彎矩和扭矩圖。扭矩圖血一圖1-12后掠翼力圖1.4.5.機翼主要受力構件機翼的外部載荷，是由許多構

20、件組成一定型式的結構來承受的。機翼通常是由翼梁、桁條、翼肋和蒙皮等構件組成。翼梁由緣條和腹板挪接而成，翼肋挪結在翼梁腹板上，桁條獅接在翼肋上，蒙皮則娜接在翼梁緣條、翼肋和桁條等構件上。機翼結構中，各種構件的基本作用不外乎有兩方面：一是形成和保持必需的機翼外形；二是承受外部載荷引起的剪力、彎矩和扭矩。形成機翼外形的基本構件是翼肋和蒙皮。翼肋的形狀就是根據(jù)選定的翼型制成的。蒙皮包在整個機翼骨架外面，可以保證機翼外表光滑和形成必要的翼型。為了使蒙皮在局部空氣動力作用下，不致產生過大的鼓脹和下陷，現(xiàn)代飛機都采用了金屬蒙皮。此外，桁條對保持機翼的外形也有一定作用，因為它能支持蒙皮，防止蒙皮產生過大的變形

21、。機翼結構中承受剪力、彎矩和扭矩的基本構件是翼梁、桁條和蒙皮（如圖1-13所示）。圖1-14機翼結構中各構件的連接關系剪力Q要使截面外端沿垂直方向向上移動。由于機翼的蒙皮、翼梁緣條和桁條沿垂直方向很容易產生變形，而翼梁腹板抵抗垂直方向變形的能力卻很大，它能有效地阻止機翼向上移動。所以，剪力主要是由翼梁腹板承受的。彎矩要使機翼產生彎曲變形。當向上彎曲時，翼梁下緣條、機翼下表面的桁條和蒙皮，都會產生拉伸的軸向內力，而翼梁上緣條、上表面的蒙皮和桁條，則產生壓縮的軸向內力，它們組成內力偶與彎矩平衡。所以，彎矩引起的軸向力是由翼梁緣條、桁條和蒙皮共同承受的。機翼受扭矩作用時，翼梁緣條和桁條都很容易變形，

22、而金屬蒙皮和翼梁腹板所組成的合圍框，卻能很好地反抗扭轉變形，這時，蒙皮和腹板截面上會產生扭轉剪應力并形成反力矩來與扭矩平衡。因此，金屬蒙皮機翼的扭矩，是由蒙皮和腹板所組成的幾個合圍框承受。由于翼梁腹板上同時產生的兩個方向相反的扭轉剪應力，能互相抵消或部分抵消，所以，可近似地認為，扭矩是由蒙皮形成的整個合圍框承受的。對于雙梁式機翼，其扭矩是由上、下翼面蒙皮和前、后梁組成的合圍框（盒段）承受和傳遞。如果機翼前緣沒有安裝前緣縫翼和前緣襟翼，則前緣蒙皮與前梁組成的盒段也承受和傳遞一小部分扭矩。圖1-15機翼結構的受力概況1.4.6,機翼結構型式一.布質蒙皮機翼這種機翼的結構特點是采用了布質蒙皮。布質蒙

23、皮在機翼承受彎曲、扭轉作用時，很容易變形，因此，它不能承受機翼的彎矩和扭矩，只能承受由于局部空氣動力（吸力或壓力）所產生的張力。如圖1-16所示，為一種布質蒙皮機翼結構圖。在這種機翼結構中，彎矩引起的軸向力，全部由翼梁緣條承受；剪力由翼梁腹板承受；扭矩則由翼梁、加強翼肋和張線組成的桁架來承受。由于機翼前緣的局部空氣動力較大，布質蒙皮機翼的前緣常采用薄金屬蒙皮制成。這種機翼的扭矩，一部分由加強翼肋、張線等組成的桁架承受，另一部分則由前緣蒙皮和前梁腹板組成的合圍框承受。布質蒙皮機翼的抗扭剛度較差，而且蒙皮容易產生局部變形（鼓脹和下陷），飛行速度較大時，會使機翼的空氣動力性能受到很大影響，所以只適用

24、于低速輕型飛機。圖1-16布質蒙皮機翼二.金屬蒙皮機翼現(xiàn)代飛機廣泛應用了金屬蒙皮機翼。金屬蒙皮機翼不僅能承受局部空氣動力，而且能承受機翼的扭矩和彎矩。翼梁腹板承受剪力，機翼上下蒙皮和腹板組成的合圍框承受扭矩，同時蒙皮還參與承受彎矩,是這類機翼結構受力的共同點。然而機翼的具體構造不同，蒙皮參與承受彎矩的程度也有所不同。這樣，金屬蒙皮的機翼結構，又可分為梁式和單塊式兩類。梁式機翼梁式機翼通常有單梁式和雙梁式兩種。它們裝有一根或兩根強有力的翼梁，蒙皮很薄，桁條的數(shù)量不多而且較弱，有些機翼的桁條還是分段斷開的。梁式機翼的桁條承受軸向力的能力極小,其主要作用是與蒙皮一起承受局部空氣動力，并提高蒙皮的抗剪

25、穩(wěn)定性，使之能夠更好地承受扭矩。這種機翼蒙皮的抗壓穩(wěn)定性很差，機翼彎曲時受壓部分的蒙皮幾乎不能參與受力；而受拉部分的蒙皮，由于截面積很小，分擔的拉伸力也很小。由此可見，彎矩引起的軸向力主要是由翼梁緣條承受的。所以，這種機翼叫做梁式機翼。梁式機翼的受力特點是：彎曲引起的軸向力主要由翼梁的緣條承受。剪力由翼梁的腹板承受。對雙梁式機翼的扭矩可由前后梁腹板與上下蒙皮組成的盒段（合圍框）、前梁腹板與前緣蒙皮組成的盒段承受。梁式機翼的主要受力構件是翼梁，因此，它具有便于開口、與機身（或機翼中段）連接較簡便等優(yōu)點。當飛行速度增大到一定程度后，薄金屬蒙皮在局部空氣動力作用下就難以保持良好的氣動外形。同時，薄金

26、屬蒙皮的機翼結構，也不容易獲得必要的抗扭剛度。單塊式機翼現(xiàn)代飛機多采用單塊式機翼。單塊式機翼的構造特點是：蒙皮較厚；桁條較多而且較強；翼梁的緣條較弱，有時緣條的橫截面積和桁條差不多。有的單塊式機翼還用波形板來代替桁條。這種機翼的蒙皮，不僅具有良好的抗剪穩(wěn)定性，而且有較好的抗壓穩(wěn)定性，因此，它不僅能更好地承受機翼的扭矩，而且能同桁條一起承受機翼的大部分彎矩。由于這種機翼結構，是由蒙皮、桁條和緣條組成一個整塊構件來承受彎矩所引起的軸向力，所以叫做單塊式機翼。圖1-17單塊式機翼如今，單純的梁式機翼很少采用，一般只用在低速或小型飛機上。速度較高的飛機大多采用帶兩、三根梁的單塊式翼盒結構或多梁厚蒙皮式

27、結構。單塊式機翼的受力特點是：彎曲引起的軸向力由蒙皮、桁條和緣條組成的整體壁板承受。剪力由翼梁腹板承受。扭矩由蒙皮與翼梁腹板形成的閉室承受。單塊式機翼的優(yōu)點是：通較好地保持翼型。抗彎、扭剛度較大。受力構件分散。缺點是：不便于開大艙口。不便于承受集中載荷。接頭聯(lián)接復雜。梁式機翼與單塊式機翼比較：機翼型式蒙皮桁1條翼梁梁式機翼薄弱，少，有時斷開強，承受男力和彎矩單塊式厚多，強較弱，承受男力，小部分彎矩表1-1梁式、單塊式機翼的結構特點機翼型式剪力彎矩扭矩梁式機翼翼梁腹板翼梁緣條蒙皮與翼梁腹板的盒段單塊式翼梁腹板翼梁緣條、桁條、蒙皮組成壁板蒙皮與翼梁腹板的合段表1-2梁式、單塊式機翼的受力特點夾層結

28、構機翼：夾層結構機翼，在較大的局部空氣動力作用下，仍能精確地保持翼型；在翼型較薄的條件下,可以得到必要的強度和剛度。夾層結構機翼采用了夾層壁板來做蒙皮和其它構件。夾層壁板由內外兩層薄金屬板和夾芯組成。夾芯層有的是用輕金屬箔制成的蜂窩狀結構，有的是一層泡沫塑料或輕質金屬波形板。夾芯層與內外層金屬板膠接或焊接在一起。目前應用較廣泛的是蜂窩夾芯壁板。夾層結構的最大優(yōu)點是能夠承受較大的局部空氣動力而不致發(fā)生鼓脹、下陷現(xiàn)象；能夠更好地承受彎矩引起的軸向壓力而不易失去穩(wěn)定性。因此，蜂窩結構機翼能夠在大速度飛行時很好地保持外形，同時結構重量也較輕。蜂窩結構還有一些缺點，例如：很難在蜂窩壁板上開艙口，不便于承

29、受大的集中載荷，損壞后不容易修補，各部分連接比較復雜。在飛機上使用蜂窩結構的部位主要是一些承受局部空氣動力載荷的非主要受力構件上。如操縱面、調圖1-18蜂窩夾層結構整片、機翼前緣、整流罩等。1.4.7,機翼構件構造翼梁在各種形式的機翼結構中，翼梁的主要功用都是承受機翼的彎矩和剪力。主要有三種形式的翼梁：腹板式、整體式和桁架式翼梁?，F(xiàn)代飛機機翼，一般都采用腹板式金屬翼梁。這種翼梁由緣條和腹板挪接而成。緣條用鋁合金或合金鋼的厚壁型材制成，用于承受拉、壓力。腹板用鋁合金板制成，用于承受剪力。薄壁腹板上往往還釧接了許多鋁合金支柱，以增強其抗剪穩(wěn)定性和連接翼肋。為了合理地利用材料和減輕機翼的結構重量，緣

30、條和腹板的截面積，一般都是沿翼展方向改變，即翼根部分的橫截面積較大，翼尖部分的橫截面積較小。腹板式翼梁的優(yōu)點是，能夠較好地利用機翼結構高度來減輕重量，制造方便。某些飛機上采用了整體式翼梁。整體式翼梁實際上是一種用高強度的合金鋼鍛制成的腹板式翼梁，它的優(yōu)點是：剛度大，截面積寸可以更好地做得符合等強度要求。在翼型較厚的低速重型飛機上，常采用桁架式翼梁。這種翼梁由上下緣條和許多直支柱、斜支柱連接而成。翼梁受剪力時，緣條之間的支柱承受拉力和壓力。緣條和支柱，有的采用鋁合金管或鋼管制成，有的則用厚壁開口型材制成。桁條在金屬蒙皮機翼中，桁條的主要功用是：支持蒙皮，防止它在承受局部空氣動力時產生過大的局部變

31、形，并與蒙皮一起把局部空氣動力傳給翼肋；提高蒙皮的抗剪和抗壓穩(wěn)定性，使它能更好地承受機翼的扭矩和彎矩；與蒙皮一起承受由彎矩引起的軸向力。梁式機翼的桁條，一般都用薄鋁板制成，它有開口和閉口兩種。開口截面桁條的穩(wěn)定性很差,而且由于壁很薄，實際上不能參與承受機翼的彎矩。閉口截面的桁條，穩(wěn)定性較好，可以參與承受機翼的彎矩。但是這種桁條與蒙皮娜接時，具有兩道挪縫，對于保持機翼表面光滑不利。單塊式機翼的桁條，是用鋁合金擠壓而成的，壁較厚，穩(wěn)定性很好。翼肋翼肋按其功用可分為普通翼肋和加強翼肋兩種。普通翼肋的功用是：構成并保持規(guī)定的翼型;把蒙皮和桁條傳給它的局部空氣動力傳遞給翼梁腹板，而把局部空氣動力形成的扭

32、矩，通過挪釘以剪流的形式傳給蒙皮；支持蒙皮、桁條、翼梁腹板，提高它們的穩(wěn)定性等。加強翼肋除了具有上述作用外，還要承受和傳遞較大的集中載荷；在開口邊緣處的加強翼肋，則要把扭矩集中起來傳給翼梁。腹板式普通翼肋通常都用鋁合金板制成，其彎邊用來同蒙皮和翼梁腹板挪接。周緣彎邊和與它挪接在一起的蒙皮，作為翼肋的緣條承受彎矩。翼肋的腹板則承受剪力。這種翼肋的腹板，強度一般都有富裕，為了減輕重量，腹板上往往開有大孔。利用這些大孔還可穿過副翼、襟翼等傳動構件。為了提高腹板的穩(wěn)定性，開孔處往往還壓成卷邊，有時腹板上還挪著加強支柱，或者壓成凹槽。腹板式加強翼肋的緣條，是鋁合金型材料制成的。為了承受較大的集中載荷，加

33、強翼肋的腹板較厚，有時還采用雙層腹板，或者在腹板上用支柱加強。桁架式翼肋的構造與桁梁相似，也由緣條、直支柱和斜支柱組成。有些翼型較厚的機翼，用這種翼肋來承受較大的集中載荷。圖1-19翼梁的構造圖1-20翼肋的構造蒙皮各種機翼的蒙皮，都具有承受局部空氣動力和形成機翼外形的作用。在金屬蒙皮機翼結構中，蒙皮還要承受機翼的扭矩和彎矩?，F(xiàn)代飛機的機翼，通常都采用鋁合金蒙皮，它的厚度隨機翼的結構型式和它在機翼上的部位確定。由于機翼前緣承受的局部空氣動力較大，飛行中又要求它能夠更準確地保持外形，而翼根部位承受的扭矩和彎矩通常較大，所以一般機翼的前緣和翼根部位，蒙皮最厚，后緣和翼尖部位,蒙皮較薄。為了避免由于

34、各塊蒙皮的厚度不同而影響機翼表面的光滑性，某些飛機還采用了變厚度的過渡蒙皮?，F(xiàn)代飛機的某些操縱面采用了復合材料。1.4.8.平直機翼結構中力的傳遞機翼受到各種外力作用后，結構中互相連接的各構件，就會產生作用力和反作用力，依次把這些外力傳到機身上去。同時機身就給機翼以反作用力使之平衡。力在機翼結構中的傳遞過程，就是建立在構件之間的作用和反作用的關系上的。一.空氣動力的傳遞蒙皮怎樣將局部空氣動力傳給桁條和翼肋蒙皮娜接在桁條和翼肋上，當它受到吸力作用時，就會通過挪釘把力傳給桁條和翼肋，這時挪釘承受拉力；蒙皮受到壓力作用時，局部空氣動力直接由蒙皮作用在桁條和翼肋上，挪釘并不受力。無論在吸力或壓力作用下

35、，蒙皮都要承受張力。圖1-21蒙皮的受力平衡可見,通過挪釘或由蒙皮直接傳給桁條的力，由桁條在翼肋上的固定點產生反作用力來平衡。桁條在局部空氣動力作用下，象支持在許多翼肋上的多支點梁一樣，要受到彎曲作用。有些蒙皮較厚的機翼上，桁條并不與翼肋直接連接，蒙皮受吸力時傳給桁條的力，由桁條兩邊蒙皮與翼肋相連的挪釘產生的反作用力來平衡。綜上所述，作用在翼肋上的空氣動力來自兩方面：一方面是由直接與翼肋貼合的蒙皮傳來的；另一方面，來自與翼肋相連的桁條。蒙皮傳來的力圖1-22桁條的受力平衡Q桁條傳來的力圖1-23翼肋承受的空氣動力翼肋怎樣將載荷傳給翼梁腹板和蒙皮如果忽略水平分力的作用，則傳到翼肋上的空氣動力，可

36、以組合成一個垂直向上的合力，它作用于壓力中心上。飛行中，機翼的壓力中心通常不與剛心重合。因此，這個合力對于翼肋來說,相當于一個作用于剛心上的力和一個對剛心的力矩。剛心的定義是：機翼的每一個橫截面上，都有一個特殊的點，當外力作用線通過這一點時，不會使橫截面轉動。如果外力作用線不通過這一點，機翼的橫截面就會繞該點轉動，這個特殊的點稱為該橫截面的剛心。機翼各橫截面的剛心的連線稱為機翼的剛心軸。作用在剛心上的力，要使翼肋沿垂直方向移動，而翼肋是固定在翼梁腹板上的，在翼肋沿垂圖1-25移到剛心上上載荷yi=y2圖1-24翼肋傳給腹板的力圖1-26翼肋的受力平衡直方向移動的時候，就把這個力傳給腹板，使兩根

37、翼梁彎曲。由于作用在剛心上的力不會使翼肋轉動，在翼肋平面上，兩根翼梁的彎曲變形程度相同，因此，翼肋傳給前后梁腹板的力與前后梁的抗彎剛度成正比。前后梁腹板對翼肋的反作用力，分別與作用力AQrAQ2相等。在傳力的過程中，蒙皮和翼肋之間存在著相互支持、相互傳力的關系：第一、蒙皮沿垂直表面的方向很容易變形（即剛度很?。斔艿轿蛪毫r，要依靠翼肋的支持，并把空氣動力傳給翼肋；第二、蒙皮在自己平面內不容易變形（即剛度較大），當翼肋受到外力矩時，蒙皮能夠對翼肋起支持作用，因而翼肋就將外力矩傳給蒙皮。蒙皮怎樣將翼肋傳來的載荷傳給機身翼肋以剪流形式傳給蒙皮的力矩，要使機翼產生扭轉變形，它對機翼來說是扭矩

38、。機翼扭轉時，蒙皮截面上會產生沿合圍框周緣的剪流。剪流形成的內力矩與截面外端所有翼肋傳給蒙皮的扭矩平衡。這時，機翼各部分的蒙皮都要產生剪切變形。圖1-27翼肋的剪力、彎矩圖翼根處的扭矩傳給機身的方式，由翼根部分的構造來決定。如果翼根部分沒有開大艙口，機翼蒙皮與機身是沿整個接合周緣連接的，扭矩就能通過蒙皮以剪流的形式沿接合周緣傳給機身。如果翼根部分開有大艙口，機翼只是通過翼梁與機身隔框相連，那末蒙皮就只能將扭矩以剪流的形式傳給開口邊緣的加強翼肋，并有使加強翼肋旋轉的趨勢。這時加強翼肋的兩個支點（前后梁腹板），對它產生對大小相等、方向相反的反作用力，形成反力偶來阻止它旋轉。同時，加強翼肋也就對前后

39、梁腹板各產生一個作用力，把扭矩以力偶形式傳給翼梁。前后翼梁則將扭矩產生的作用力，在機翼與機身的連接點處，傳給機身隔框。圖1-28機翼蒙皮承受扭矩的情況翼梁怎樣將載荷傳給機身隔框和緣條翼梁腹板一方面與機身隔框連接，另一方面還以縱向的挪釘與緣條相連。各個翼肋通過挪縫傳給腹板的力，要使翼梁腹板承受剪切作用。翼根截面的剪力，由機翼與機身隔框相連的挪釘或螺栓產生反作用力來平衡。此外，翼肋傳來的力，還要使翼梁各截面承受彎矩。這個彎矩是通過腹板和緣條連接的兩排縱向挪釘傳到緣條上去的。翼梁緣條怎樣傳遞腹板傳來的載荷圖1-29腹板的受力平衡當翼肋傳給腹板的力的方向向上時，腹板沿縱向挪縫傳給上緣條的剪流是由翼尖指

40、向翼根的，它要使由前后梁的上緣條、上緣條之間的蒙皮和桁條組成的上部壁板向翼根方向移動。于是，上部壁板各構件的截面上要產生壓縮的軸向內力，來阻止壁板移動，并與緣條上的縱向剪流平衡。下緣條上縱向剪流的方向相反，下部壁板各個構件要產生拉伸的軸向內力。可見，傳到緣條上的縱向剪流不能完全由緣條本身產生的軸向力來平衡，它還要通過挪釘將一部分力傳給蒙皮；而傳到蒙皮上的那一部分力，也不能完全由蒙皮產生的軸向力來平衡，它又要將一部分力通過挪釘傳給桁條。在些傳力過程中，壁板上的挪釘都要沿挪縫方向受到剪力。機身圖1-30機翼結構中力的傳遞以上分析表明，彎矩以縱向剪流的形式傳給上、下緣條以后，是由上、下壁板來承受的。

41、.集中載荷的傳遞情況機翼上的集中載荷，如部件的質量力、偏轉副翼和放下襟翼時產生的空氣動力、飛機接地時起落架受到的撞擊力等，通常都直接作用在某個翼肋上。翼肋受到集中載荷后，如前面所述的過程一樣，把這個載荷按翼梁的抗彎剛度成比例地傳給各個腹板，而把這個載荷引起的扭矩傳給蒙皮。蒙皮和腹板受到翼肋傳來的作用力以后，再把它們傳給緣條和機身。翼梁腹板和蒙皮都是薄壁構件，如果載荷集中地作用在薄壁的某一部位，它就容易損壞。但是，翼肋能以剪流的形式將載荷分散地傳給蒙皮和腹板。可見，分散集中載荷也是翼肋在機翼結構中的作用之一。傳遞較大的集中載荷的翼肋，通常都是加強的。它們的結構強度較大，同腹板、蒙皮的連接也比普通

42、翼肋結實很多，一般是兩排或三排直徑較大的獅釘連接。盡管如此，當飛機作劇烈的機動飛行或粗猛著陸后，加強翼肋上的部件固定接頭，以及加強翼肋與腹板、蒙皮連接的挪釘仍可能因受力過大而損壞。因此，對這些部位，應當特別注意檢查，修理這些部位時，也要特別注意保持其強度。有些飛機機翼上的集中載荷，是通過固定接頭上的螺釘或挪釘直接作用在翼梁上的。這時，集中載荷由翼梁腹板和緣條直接傳給機身。維護工作中，對這些固定接頭，也應加強檢查。機翼結構中力的傳遞過程，可以簡要歸納如下：蒙皮上的局部空氣動力，由桁條和直接同翼肋貼合的蒙皮傳給翼肋。翼肋將空氣動力和集中載荷，按梁的抗彎剛度成正比地傳給腹板，將它們對剛心扭矩傳給蒙皮

43、。蒙皮將扭矩傳給與機身接合的周緣螺釘（或開口邊緣的加強翼肋）。1.1.1. 腹板把各個翼肋傳來的剪力，傳給機身隔框；把這些力產生的彎矩，通過縱向排列的挪釘傳給上下緣條。2.2.2. 機翼翼梁的緣條，連同桁條和蒙皮，把由縱向挪釘傳來的力，傳給機身的連接接頭。從力的傳遞的分析中可以看出：檢查機翼時應當注意觀察各部分的挪縫情況，因為機翼各構件都是通過挪釘來傳力的。檢查挪縫時，可以根據(jù)飛機的具體情況，確定必須著重檢查的部位。例如，飛機粗猛著陸后，應當著重檢查固定起落架部位的翼肋或翼梁上的挪釘；飛機作劇烈的飛行動作后，則應對固定大部件的加強翼肋上的挪縫、翼根部位的腹板和緣條相連的挪縫等，進行仔細檢查。根

44、據(jù)挪縫的損傷現(xiàn)象，可以大致判斷造成損傷的原因。例如飛機粗猛著陸后，在過大的撞擊力作用下，機翼各部分的挪釘可能受到過大的剪切作用而損壞，這時挪釘孔則會因一側與獅釘頭劇烈擠壓而變成橢圓形；又如飛機的飛行速度過大，蒙皮要承受過大的吸力，結果由于蒙皮或挪釘?shù)淖冃?，在挪釘孔周圍可能出現(xiàn)圓圈狀的痕跡。現(xiàn)代飛機機翼結構中的蒙皮，不僅在傳遞扭矩時要受到剪切作用，而且在傳遞彎矩時還要承受壓縮和拉伸軸向力，因此，維護和修理工作中，經常保持蒙皮具有良好的表面狀況和承載能力（強度、剛度、穩(wěn)定性），是十分重要的。飛行中，如果操縱動作過于劇烈，機翼蒙皮就可能因受剪或受壓失去穩(wěn)定性而出現(xiàn)曲皺，或因受力過大而產生裂紋，此外，

45、還會使蒙皮與其它構件相連的挪釘松動或脫落。這些故障都會使蒙皮表面粗糙和承載能力變差，維護、修理時，必須注意及時發(fā)現(xiàn)和修復。機翼小結飛行中，機翼的外部載荷有空氣動力、結構質量力和部件質量力。在外部載荷作用下，機翼各截面要承受剪力、彎矩和扭矩。飛行速度的提高是促使機翼結構不斷改進的主要原因。金屬蒙皮機翼結構有梁式（單梁、雙梁）和單塊式兩類。為了綜合利用兩類結構型式的優(yōu)點，并且盡量避免它們的缺點，目前有些飛機的機翼，采用翼根部位為梁式、翼尖部位為單塊式的復合式結構。梁式、單塊式機翼在受力方面的共同點是：剪力和扭矩都要通過翼肋分別傳給腹板和蒙皮承受。不同點是：梁式機翼的彎矩,主要是通過腹板縱向挪縫傳給

46、翼梁緣條承受的；而單塊式機翼則要傳給由蒙皮、桁條和緣條組成的壁板承受。從機翼結構中力的傳遞情況可知，在維護、修理工作中，對于加強翼肋、翼梁根部等部位的挪釘，必須特別注意檢查；對機翼蒙皮進行細心的維護也非常重要。后掠機翼具有很大的后掠角，因此結構受力有本身的特點。機身結構機身是飛機的一個重要部件，它的主要功用是：固定機翼、尾翼、起落架等部件，使之連成一個整體；同時，它還用來裝載人員（機組人員、乘客）、貨物、燃油及各種設備。飛行中，機身的阻力要占整個飛機阻力的較大一部分，因此，要求機身具有良好的流線形、光滑的表面、合理的截面形狀以及盡可能小的橫截面積。在飛行和著陸過程中，機身不僅要承受作用于其表面

47、的局部空氣動力，而且還要承受起落架和機身上其它部件傳來的集中載荷，所以機身結構必須具有足夠的強度和剛度。機身外部載荷.機身與機翼受力比較在飛行和著陸過程中，機身要承受由機翼、尾翼、起落架等部件的固定接頭傳來的集中載荷，同時還要承受機身上的各部件的質量力、以及結構本身的質量力。機身在上述載荷作用下，與機翼一樣，也要承受剪力、彎矩和扭矩。機翼承受的載荷主要是分布的空氣動力，而機身承受的載荷主要是各個部件傳來的集中載荷。這是因為，在飛行中機身表面雖然也要承受局部空氣動力，但與機翼相比，機身的大部分表面承受的局部空氣動力較小，并且局部空氣動力沿橫截面周緣大致對稱分布的，基本上能自相平衡而不再傳給機身的

48、其它部分?？烧J為局部空氣動力只對結構中局部構件的受力有一定影響（如一些突出部分），而不會影響到整個機身的結構的受力。此外，機身結構本身的質量力也相對較小，通常是把它附加到各個集中載荷上去考慮。因此分析機身的受力時，只考慮集中載荷的作用。機翼沿水平方向的抗彎剛度很大而載荷較小。在研究機翼的受力時，可以不考慮水平載荷的作用。但在研究機身的受力時，就必須考慮側向水平載荷。因為，一方面機身的截面形狀大多圖1-31機身在對稱載荷作用下的剪力、彎矩不對稱載荷和扭轉。iK.w是圓形或接近圓形的，它沿水平方向和垂直方向的抗彎剛度相差不多；另一方面，機身承受的側向水平載荷和垂直載荷也相差不大，而且在承受側向水平

49、載荷時，往往還要受到扭轉作用。二.機身外部載荷作用于機身上的載荷通?？梢苑譃閷ΨQ載荷與不對稱載荷。對稱載荷與機身對稱面對稱的載荷稱為對稱載荷。飛機平飛和在垂直平面內作曲線飛行時，由機翼和水平尾翼的固定接頭傳給機身的載荷，以及當飛機以三點或兩點（兩主輪）接地時，傳到機身上的地面撞擊力等，都屬于對稱載荷。在對稱載荷作用下，機身要受到對稱面內的剪切和彎曲作用。一般在機身與機翼聯(lián)接點處，機身承受的剪力和彎矩最大。如圖所示1-31,機身由A、B兩個連接接頭與機翼相連，機翼接頭對機身的支點的反作用力分別為Ra和Rb；水平尾翼的外載荷通過垂直尾翼機身相連的接頭C和D傳給機身，它們分別是Rc和Rd；機身的質量

50、力為q。由此可做出飛機在垂直平面內做機動飛行時的剪力圖和彎矩圖。與機身對稱面不對稱的載荷稱為不對稱載荷。機身的不對稱載荷主要有如下形式：水平尾翼不對稱載荷當水平尾翼的升力不對稱時，水平尾翼形成不對稱載荷。垂直尾翼側向水平載荷一個主輪接地時的撞擊力飛機作急轉彎或側滑等飛行動作時，機身上的部件產生的側向慣性力。在不對稱載荷作用下，機身要承受剪切、彎曲、圖1-34在不對稱載荷作用下機身的扭矩機身的結構形式.構架式機身在早期的低速飛機上，機身的承力構架都做成四緣條的立體構架。為了減小飛機的阻力，在承力構架外面，固定有整形用的隔框、桁條和布質蒙皮（或木制蒙皮），這些構件只承受局部空氣動力，不參加整個結構

51、的受力。機身的剪力、彎矩和扭矩全部由構架承受。其中彎矩引起的軸向力，由構架的四根緣條承受；垂直方向的剪力由構架兩側的支柱和斜支柱（或各對張線）承受；水平方向的剪力由上、下平面內的支柱、斜支柱（或張線）承受；機身的扭矩，則由四個平面構架組成的立體結構承受。構架式機身的抗扭剛度差，空氣動力性能不好，其內部容積也不易得到充分利用。只有一些小型低速飛機機身采用構架式機身。工布質蒙皮斜支柱圖1-35構架式機身.硬殼式機身硬殼式機身采用框架、隔框形成機身的外形，而蒙皮承受主要的應力。硬殼式機身結構沒有縱向加強件，因而蒙皮必須足夠強以維持機身的剛性。其主要問題是重量較重，現(xiàn)代飛機較少采用這種結構。圖1-37

52、半硬殼式機身結構三.半硬殼式機身為了使機身結構的剛度能滿足飛行速度日益增大的要求，需要使蒙皮參加整個結構的受力。因此，目前的機身結構，廣泛采用了金屬蒙皮，并且將蒙皮與隔框、大梁、桁條牢固地挪接起來,成為一個受力的整體，通常稱為半硬殼式機身。在半硬殼式機身中，大梁和桁條用來承受彎矩引起的軸向力；蒙皮除了要不同程度地承受軸向力外，還要承受全部剪力和扭矩；隔框用來保持機身的外形和承受局部空氣動力，此外，還要承受各部件傳來的集中載荷，并將這些載荷分散地傳給蒙皮。桁梁式機身桁梁式機身由幾根較強的大梁、較弱的桁條、較薄的蒙皮和隔框組成。機身彎曲時，彎矩引起的軸向力主要由大梁承受。蒙皮和桁條組成的壁板，截面

53、積較小，受壓穩(wěn)定性較差，只能承受一小部分彎矩引起的軸向力。桁梁式機身，由于采用了較強的大梁，因而可以開大的艙口而不會顯著地降低結構的強度和剛度。桁條式機身圖1-39桁條式機身桁條式機身的桁條和蒙皮較強，受壓穩(wěn)定性好，彎矩引起的軸向力全部由上、下部的蒙皮和桁條組成的壁板受拉、壓來承受。由于蒙皮加厚，改善了機身的空氣動力性能，增大了機身結構的抗扭剛度，所以與桁梁式機身相比，它更適用于較高速飛機。此外，桁條式機身的蒙皮和桁條，在結構受力中能夠得到充分利用。但是，這種機身由于沒有強有力的大梁，不宜開大的艙口，如果要開口，應必須在開口部位用專門構件加強。桁條式機身各構件受力比較均勻，傳遞載荷時必須采取分

54、散傳遞的方法，因而機身各段之間都用很多接頭來連接。半硬冗式梁桁1條蒙皮隔框桁梁式強弱，少薄有桁條式無強厚有表1-3桁梁式和桁條式機身的結構特點半硬殼式機身結構的受力分析一.垂直載荷的傳遞加強隔框在承受垂直方向的對稱載荷時，要沿垂直方向移動。大梁抵抗垂直方向變形的能力很小，不能有效地阻止隔框垂直移動；而蒙皮（尤其是兩側蒙皮）抵抗垂直方向變形的能力較大,它能有效地阻止隔框垂直移動。因此，蒙皮是支持加強隔框的主要構件。這時，加強隔框沿兩邊與蒙皮連接的挪縫，把集中載荷以剪流的形式分散地傳給蒙皮；蒙皮則產生反作用剪流，來平衡加強隔框上的載荷。圖1-40垂直載荷的傳遞由于沿隔框周緣各部分蒙皮抵抗垂直方向變

55、形的能力不同，周緣剪流的分布是不均勻的。機身兩側的蒙皮，抵抗垂直方向變形的能力比上下蒙皮強，因此，這個部位剪流較大。為了研究方便，可以認為作用在隔框平面內的垂直載荷完全傳給了兩側蒙皮，并由它產生的反作用剪流來平衡。即傳遞垂直載荷時，機身兩側蒙皮的作用相當于翼梁的腹板。二.水平載荷的傳遞作用于加強隔框的水平載荷（例如來自垂直尾翼的載荷）通常是不對稱的，它對隔框的作用，相當于一個作用于隔框中心處的力（即對機身的剪力），和一個對隔框中心的力矩（即對機身的扭矩）。圖1-41水平載荷的傳遞加強隔框傳遞作用于中心處的力的情況，與傳遞垂直載荷相似，它同樣是沿挪縫以剪流的形式將載荷分散地傳給蒙皮的。但由于力的方向是水平的，所以，機身上下蒙皮截面上產生的剪流最大。加強隔框承受扭矩時，要在自己的平面內旋轉。蒙皮組成的合圍框具有較大的抗扭剛度，它能通過挪釘來阻止隔框旋轉。這樣，加強隔框便沿周緣挪縫把扭矩以剪流的形式均勻地傳給蒙皮，蒙皮則產生反作用剪流，形成對隔框中心的反力矩，使隔框平衡。總之，加強隔框承受水平載荷時，隔框周緣要同時產生兩個剪流，即平衡力P的剪流和平衡力矩M的剪流。周緣各處的總剪流的大小，就是這兩個剪流的代數(shù)和。在承受