飛機(jī)構(gòu)造基礎(chǔ)(完整課件)

《飛機(jī)構(gòu)造學(xué)》主講教師:趙熹趙熹飛行器制造專業(yè)、博士、碩士生導(dǎo)究方向；輕質(zhì)高強(qiáng)韌鎂、鋁合金精密成形與改性目前主持省部級(jí)項(xiàng)目1項(xiàng)，承擔(dān)國防973一項(xiàng)，參與國家級(jí)項(xiàng)目7項(xiàng)，發(fā)表文章8篇，SCI收錄3篇，EI收錄2篇，授權(quán)專利4項(xiàng)。歡迎同學(xué)們報(bào)考飛制專業(yè)研究生！我們?yōu)槭裁匆獙W(xué)習(xí)《飛機(jī)構(gòu)造學(xué)》：隨著航空事業(yè)的飛速發(fā)展，飛機(jī)結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)越來越復(fù)雜對(duì)強(qiáng)度、剛度、穩(wěn)定性提出更高的要求，近年來空難事故的增加，提示我們要學(xué)習(xí)好飛機(jī)結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)知識(shí)，將來為航空事業(yè)做出貢獻(xiàn)！學(xué)習(xí)重點(diǎn)：飛機(jī)結(jié)構(gòu)、飛機(jī)液壓系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)、操縱系統(tǒng)、座艙環(huán)境系統(tǒng)。

定位：《飛機(jī)構(gòu)造學(xué)》是飛行器制造工程專業(yè)的一門專業(yè)必修課。該課程的目的是讓學(xué)生掌握飛機(jī)的基本原理、構(gòu)造，具有進(jìn)行飛機(jī)結(jié)構(gòu)分析的能力，了解飛機(jī)構(gòu)造的國內(nèi)外發(fā)展動(dòng)向，為學(xué)生將來的學(xué)習(xí)和工作奠定基礎(chǔ)。考核方式（包括作業(yè)、測(cè)驗(yàn)、考試等及其所占比例）本課程為考試課，考核方式為平時(shí)成績和期末考試。課程總成績平時(shí)占20%（包括出勤率、作業(yè)和隨機(jī)問答），考試占80%。

第1章飛機(jī)結(jié)構(gòu)

1.1概述

我們通常講的飛機(jī)是什么？

什么是固定翼飛機(jī)？

固定翼飛機(jī)組成：機(jī)身、機(jī)翼、安定面、飛機(jī)操縱面、起落架

直升機(jī)：機(jī)身、旋翼、減速器、尾槳、起落架

所謂固定翼飛機(jī)是指飛機(jī)的機(jī)翼位置、后掠角等參數(shù)固定不變的飛機(jī)；現(xiàn)代一些超音速飛機(jī)，在以低速飛行時(shí)，為了得到較大的升力，機(jī)翼伸展較大（后掠角較小），在飛行中隨飛機(jī)速度增大，后掠角可以改變加大，這就不再是固定翼飛機(jī)了，典型的是直升機(jī)，和旋翼機(jī)，沒有固定的機(jī)翼；

艦載飛機(jī)為了減少停放時(shí)占地面積，將機(jī)翼折疊；但飛行中機(jī)翼不能出現(xiàn)折疊動(dòng)作的，或改變角度的，仍屬于固定翼飛機(jī)。

目前民航客機(jī)都屬于固定翼飛機(jī)固定翼飛機(jī)或定翼機(jī)常簡(jiǎn)稱為飛機(jī)，是指由動(dòng)力裝置產(chǎn)生前進(jìn)的推力或拉力，由機(jī)身的固定機(jī)翼產(chǎn)生升力，在大氣層內(nèi)飛行的重于空氣的航空器。當(dāng)今世界的飛機(jī)，主是固定翼飛機(jī)。后掠翼使作戰(zhàn)飛機(jī)的最大速度提高很快，但低速時(shí)氣動(dòng)效率低，升力較小。事實(shí)上，人們既希望飛機(jī)有很高的速度，又希望起降速度低，減少起降距離。解決這一問題的辦法之一是使機(jī)翼的面積和形狀可變，這就是可變后掠翼。

另有一種變后掠翼飛機(jī)，即機(jī)翼后掠角在飛行中可以改變的飛機(jī)，也屬于固定翼飛機(jī)。米格-23戰(zhàn)斗機(jī)、圖-160戰(zhàn)略轟炸機(jī)，以及歐洲的“狂風(fēng)”和美國的F-14戰(zhàn)斗機(jī)、B-1戰(zhàn)略轟炸機(jī)都是變后掠翼飛機(jī)?？勺兒舐右淼囊徊糠只蛉靠汕昂笃D(zhuǎn)，在向前偏轉(zhuǎn)時(shí)，后掠角減小，展弦比增大，因而升力增加；向后偏轉(zhuǎn)并收起時(shí)，后掠角增大，升力和阻力都減小。這樣飛機(jī)通過改變機(jī)翼后掠角，使機(jī)翼面積和展弦比發(fā)生變化，適應(yīng)了起飛和著陸階段以及高速飛行階段對(duì)升阻比的不同要求。變后掠翼飛機(jī)在起飛和著陸時(shí)，機(jī)翼是展開的，而在高空巡航飛機(jī)時(shí)，機(jī)翼是收攏的。固定翼飛機(jī)的機(jī)體組成

機(jī)身、機(jī)翼、安定面、飛行操縱面和起落架其中安定面和飛行操縱面在這里主要指的是尾翼尾翼是用來平衡、穩(wěn)定和操縱飛機(jī)飛行姿態(tài)的部件，通常包括垂直尾翼（垂尾）和水平尾翼（平尾）兩部分。垂直尾翼由固定的垂直安定面和安裝在其后部的方向舵組成，水平尾翼由固定的水平安定面和安裝在其后部的升降舵組成，一些型號(hào)的飛機(jī)升降舵由全動(dòng)式水平尾翼代替。方向舵用于控制飛機(jī)的航向運(yùn)動(dòng)，升降舵用于控制飛機(jī)的俯仰運(yùn)動(dòng)。

機(jī)身：裝載。

機(jī)翼：產(chǎn)生升力。尾翼：使飛機(jī)具有操縱性與穩(wěn)定性。

起落架：起飛、著陸、滑跑用。飛機(jī)的基本構(gòu)造機(jī)翼垂直安定面水平安定面副翼襟翼升降舵方向舵前緣襟翼飛機(jī)的基本構(gòu)造1.2飛機(jī)載荷

1.2飛機(jī)載荷載荷：飛機(jī)在起飛、飛行、著陸及地面停放等過程中，作用在飛機(jī)上的各種力外載荷：重力、升力、阻力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力以及飛機(jī)在著陸、地面滑行和停機(jī)時(shí)地面的反作用力一、平直飛行情況此時(shí)Y=G,P=X這種情況的外載荷特點(diǎn)是：作用在飛機(jī)上的升力等于飛機(jī)的重量，即(Y/G=1)。二、俯沖拉起情況這是一種常用的在垂直平面內(nèi)作曲線機(jī)動(dòng)飛行的情況。作用在飛機(jī)上的外載荷有：Y、P、X、G

以及質(zhì)量慣性力Ny。設(shè)飛機(jī)的速度為V，航線的曲率半徑為r，則法向（y向）加速度為離心慣性力為圖3-3俯沖攻擊后拉起時(shí)的受載情況飛機(jī)的動(dòng)平衡方程為由此可見，曲線飛行時(shí)，Y是G的ny倍。用ny表示Y/G，則該升力與重力之比值稱為過載系數(shù)，簡(jiǎn)稱過載。當(dāng)飛機(jī)在弧形航線的最低點(diǎn)，即

=0(cos

=1)時(shí)，其過載系數(shù)達(dá)到最大值圖3-3俯沖攻擊后拉起時(shí)的受載情況俯沖拉起情況三、進(jìn)入俯沖情況飛機(jī)在此情況下視V與r的不同情況，ny可以為正，也可以為負(fù)，還可以為零。四、垂直俯沖情況圖3-4進(jìn)入俯沖情況飛機(jī)在此情況下Y=0，ny

=0在x方向可能存在過載nx=(T-X)/G=(Nx–G)/G五、等速水平盤旋情況這是飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能的主要項(xiàng)目之一，此時(shí)的受載特點(diǎn)為盤旋傾斜角

越大，ny越大。當(dāng)大坡度盤旋

=75°~80°時(shí)，ny=4~6。盤旋時(shí)水平方向的過載為當(dāng)

=75°~80°時(shí)，nh=3.7~5.7。六、垂直突風(fēng)（陣風(fēng)）情況垂直突風(fēng)是各種突風(fēng)中的最嚴(yán)重情況。當(dāng)飛機(jī)處于直線水平無側(cè)滑飛行時(shí)，遭遇到一個(gè)確定形狀和強(qiáng)度的孤立垂直陣風(fēng)u，由于飛行速度V0

遠(yuǎn)大于陣風(fēng)速度，可以認(rèn)為飛機(jī)仍以速度V0相對(duì)空氣運(yùn)動(dòng)，只增加機(jī)翼迎角

。升力增量

Y為又因垂直突風(fēng)情況則飛機(jī)平飛時(shí)遇突風(fēng)過載ny為式中

Cy—升力系數(shù)增量；

—迎角增量；

Y0

—飛機(jī)原平飛升力；u

—垂直突風(fēng)速度；

Cy

—升力線斜率；

H

—飛行高度H上的空氣密度；

p=G/S

—翼載荷；

K

—垂直突風(fēng)衰減系數(shù)。當(dāng)垂直突風(fēng)來得愈突然（擾動(dòng)氣流影響區(qū)L愈?。?，V0愈大，K值就愈接近于1。在暴風(fēng)雨中飛行時(shí)，u可達(dá)40m/s，將產(chǎn)生較大的過載。除此之外，周期性突風(fēng)還將引起振動(dòng)而產(chǎn)生疲勞，同時(shí)產(chǎn)生附加的振動(dòng)過載。飛機(jī)的過載飛機(jī)重心的過載一、過載的基本概念在曲線飛行中，作用于飛機(jī)上的升力經(jīng)常不等于飛機(jī)的重量。為了衡量飛機(jī)在某一飛行狀態(tài)下受外載荷的嚴(yán)重程度，引出過載(或稱載荷因數(shù))這一概念。過載系數(shù)除重力外，作用在飛機(jī)上的某方向上所有外力之合力與當(dāng)時(shí)飛機(jī)重量之比值，叫過載系數(shù)。由上面定義可以看出，過載系數(shù)是一個(gè)矢量，用符號(hào)n表示．它在機(jī)體坐標(biāo)軸系三個(gè)主軸方向的分量如圖

什么是飛機(jī)的重心過載？什么是飛機(jī)升力方向的過載？作用在飛機(jī)某方向的除重力之外的外載荷與飛機(jī)重量的比值，稱為該方向的飛機(jī)重心過載。飛機(jī)在升力方向的過載等于飛機(jī)升力與飛機(jī)重量的比值.過載的定義

作用在飛機(jī)某方向的除重力之外的外載荷與飛機(jī)重量的比值，稱為該方向的飛機(jī)重心過載，用n表示。飛機(jī)在Y軸方向的過載，等于飛機(jī)升力（Y）與飛機(jī)重量的比值，即

飛機(jī)在X軸方向的過載等于發(fā)動(dòng)機(jī)推力P與飛機(jī)阻力X之差與飛機(jī)重量的比值，即

飛機(jī)在Z軸方向的過載等于飛機(jī)側(cè)向力（Z）與

飛機(jī)重量的比值，即飛機(jī)在飛行中，Y軸方向的過載往往較大，它是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的主要指標(biāo)之一，飛機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度主要取決于Y方向的過載。而其它兩個(gè)方向的過載（）較小，它們對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響也較小。過載系數(shù)的物理意義用來計(jì)算實(shí)際載荷的大小。如果我們知道了飛機(jī)的過載系數(shù)，就能很方便地求得飛機(jī)實(shí)際載荷的大小和方向，這便于設(shè)計(jì)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)，檢驗(yàn)其強(qiáng)度、剛度。過載系數(shù)與飛機(jī)機(jī)動(dòng)性等飛行狀態(tài)密切相關(guān)，因此它是飛機(jī)設(shè)計(jì)的一個(gè)重要參數(shù)。設(shè)計(jì)時(shí)如能正確選取過載系數(shù)的極限，則既能使飛機(jī)滿足機(jī)動(dòng)性要求，又能使飛機(jī)滿足結(jié)構(gòu)的重量要求。過載系數(shù)表示了飛機(jī)實(shí)際的外力與飛機(jī)重力的關(guān)系。它是用倍數(shù)的概念來表示的，是一個(gè)相對(duì)值。一般情況下，x和z方向的過載系數(shù)均較小，常略去不計(jì)，主要考慮y方向的過載。另一方面，過載系數(shù)又表示飛機(jī)實(shí)際的質(zhì)量力的情況。以俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行為例，實(shí)際y向質(zhì)量力(Gcos

+Ny)是G的多少倍，這個(gè)倍數(shù)就是ny，即3.過載系數(shù)的實(shí)際應(yīng)用過載的大小在不同的飛行狀態(tài)下，飛機(jī)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(fù)值，這決定于曲線飛行時(shí)升力的大小和方向。飛機(jī)平飛時(shí)，升力等于飛機(jī)的重量，等于1；曲線飛行時(shí)，升力經(jīng)常不等于1。飛行員柔和推桿使飛機(jī)由平飛進(jìn)入下滑的過程中，升力比飛機(jī)重量稍小一些，就小于1；當(dāng)飛機(jī)平飛時(shí)遇到強(qiáng)大的垂直向下的突風(fēng)或在垂直平面內(nèi)做機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，駕駛員推桿過猛，升力就會(huì)變成負(fù)值，也就變?yōu)樨?fù)值；當(dāng)飛機(jī)以無升力迎角垂直俯沖時(shí)，載荷因數(shù)就等于零。

的正、負(fù)號(hào)與升力的正、負(fù)號(hào)一致，而升力的正、負(fù)號(hào)取決于升力與飛機(jī)Y軸（立軸）的關(guān)系。如果升力的方向與Y軸相同，則取正號(hào)；反之則取負(fù)號(hào)。著陸時(shí)，作用在飛機(jī)上的外載荷有哪些？著陸時(shí)，作用在飛機(jī)上的外載荷包括重力，升力，及地面的反作用力。

著陸時(shí)的過載系數(shù)①

這里的過載定義與空中飛行情況不同。當(dāng)空中勻速飛行時(shí),ny=1表示Y/G=1

地面滑行或停止態(tài)時(shí),再以升力來定義已毫無意義,

應(yīng)以用地面的支撐載荷與重量之比來定義,

即ny=1=Plg/G注意: i.這兩種情況下的ny=1,但飛機(jī)結(jié)構(gòu)的承載方式卻完全不同,

勻速平飛是一種分布載荷作用,而著陸主要是以集中力形式作用于起落架上,通過起落架作用于機(jī)身。

ii.工程上,常稱平飛時(shí)ny=1為平飛1g(g以重力為單位)；停機(jī)時(shí)ny=1為停機(jī)的1g

②

著陸時(shí)載荷分析:

從著陸前到完全著陸瞬間,飛機(jī)y向速度從-Vy減至零,故此時(shí)的減速度為:

所以，減速度a指向機(jī)體坐標(biāo)系y的正向，故此時(shí)的慣性力(作用于地面)的方向是向下的。由動(dòng)平衡分析:

③

由著陸時(shí)的載荷(地面給予的外載荷)與重量之比的過載定義,即設(shè):

④這個(gè)過載不允許過大,一般ny=3-4(因?yàn)榕c飛行時(shí)對(duì)結(jié)構(gòu)與人的作用不同)

著陸或滑時(shí)的情況多樣,還可能發(fā)生nx,或nz.如果飛機(jī)沒有繞重心的角加速度，則部件的過載就等于飛機(jī)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(diǎn)式起落架飛機(jī)以兩個(gè)主輪接地時(shí)，作用于起落架的載荷對(duì)飛機(jī)重心的力矩，要使飛機(jī)產(chǎn)生機(jī)頭下俯的角加速度。這時(shí)，飛機(jī)重心后面的部件，其過載等于飛機(jī)重心過載加上一個(gè)附加過載；而飛機(jī)重心前面的部件，則應(yīng)減去一個(gè)附加過載。

飛機(jī)各部位的局部過載在研究飛機(jī)各部件的載荷時(shí)，只知道飛機(jī)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(zhì)量力與其本身重量的比值。當(dāng)飛機(jī)沒有對(duì)重心的角加速度時(shí)，部件的過載等于飛機(jī)的過載；當(dāng)飛機(jī)有對(duì)重心的角加速度時(shí)，飛機(jī)重心以外各部件的過載，等于飛機(jī)的過載加上或減去一個(gè)附加過載。當(dāng)飛機(jī)繞重心有一個(gè)抬頭的角加速度時(shí)，在機(jī)身上某一點(diǎn)

處，就會(huì)產(chǎn)生一個(gè)線加速度：

這個(gè)附加的線加速度將產(chǎn)生一個(gè)附加的過載，即式中g(shù)--重力加速度。因此，在i點(diǎn)處的局部過載為飛機(jī)各部位的局部過載沿飛機(jī)長度是按直線規(guī)律變化的。部件距離飛機(jī)的重心越遠(yuǎn)，或飛機(jī)繞重心轉(zhuǎn)動(dòng)的角加速度越大，該部件的附加過載也越大。只有當(dāng)飛機(jī)繞重心的角加速度為零時(shí)，飛機(jī)上沿縱向各點(diǎn)處的過載才相等，都等于飛機(jī)重心處的過載。飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)最大載荷系數(shù)的選?、儆绊戇x擇最大載荷系數(shù)的因素:I.

載荷系數(shù)實(shí)際反映了飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能,因此越大越好,但對(duì)運(yùn)輸機(jī)或客機(jī)則沒有太大必要。Ⅱ.載荷系數(shù)又反映了對(duì)結(jié)構(gòu)的載荷作用,載荷系數(shù)越大,表明飛機(jī)結(jié)構(gòu)的承載越大,要有足夠的剛、強(qiáng)度，則結(jié)構(gòu)重量大。飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)最大載荷系數(shù)的選?、?載荷系數(shù)的載荷作用，不僅對(duì)結(jié)構(gòu)有作用，而且對(duì)機(jī)載設(shè)備及乘員有載荷作用。載荷系數(shù)越大，對(duì)他們的作用越強(qiáng)，要視他們的承受能力而定。Ⅳ.飛行時(shí)的載荷系數(shù)（除突風(fēng)干擾外），一般來自于發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，載荷系數(shù)大，結(jié)構(gòu)要重，發(fā)動(dòng)機(jī)的加力性能要好，即剩余推力要大。Ⅴ.載荷系數(shù)的選擇影響因素眾多，要依據(jù)技術(shù)性能要求綜合確定,并不是越大越好。飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)最大載荷系數(shù)的選取

②人對(duì)過載的反映：說明人在短時(shí)間承受較大過載尚可，特別是正過載。較長時(shí)間承受過載能力很差，特別是負(fù)過載。戰(zhàn)斗機(jī)的過載一般為-3—+8民機(jī)則無必要。③提高人抗過載的能力：抗過載服。④規(guī)范中的過載系數(shù)可供選擇（飛行包線上給定）。飛機(jī)最大使用過載和最大允許速壓

過載ny越大，說明作用在飛機(jī)上的升力Y也越大。所以，飛機(jī)在飛行中的過載值ny就表示了飛機(jī)受力的大小。通常把飛機(jī)在飛行中出現(xiàn)的過載值ny稱為使用過載，用ny,ser表示。設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)所規(guī)定的最大使用過載值，稱為最大使用過載，用ny,ser,max表示。各種飛機(jī)的最大使用過載，主要是由飛機(jī)的機(jī)動(dòng)飛行能力，飛行員生理上的限制，以及在飛行中因氣流不穩(wěn)定而可能受到的外載荷等因素確定的。對(duì)于不能做特技飛行的飛機(jī)，例如大型運(yùn)輸機(jī)，其最大使用過載通常是由飛機(jī)在不穩(wěn)定氣流中飛行時(shí)可能產(chǎn)生的過載來確定的。大型運(yùn)輸機(jī)的最大使用正過載大約為3

4，最大使用負(fù)過載為1.5

2.5。一架飛機(jī)的最大使用過載規(guī)定得越大，飛機(jī)結(jié)構(gòu)承受外載荷的能力就越強(qiáng)。1.3載荷、變形和應(yīng)力的概念載荷：構(gòu)件在工作過程中受到的外力分為：集中載荷、分布載荷；動(dòng)載荷、靜載荷變形：構(gòu)件在載荷作用下尺寸與形狀的改變分為：彈性變形、永久變形內(nèi)力：構(gòu)件受到外力變形，材料分子間距離發(fā)生改變，分子間形成的反抗力應(yīng)力：某截面積上的內(nèi)力分為：正應(yīng)力，剪應(yīng)力1.3載荷、變形和應(yīng)力的概念強(qiáng)度：構(gòu)件在外力作用下抵抗破壞的能力剛度：構(gòu)件在外力作用下抵抗變形的能力穩(wěn)定性：構(gòu)件在外力作用下保持原有平衡形式的能力和什么有關(guān)？材料、形狀、尺寸（劃傷、腐蝕）飛機(jī)承受的5種主要應(yīng)力拉伸、壓縮、扭轉(zhuǎn)、剪切、彎曲1.4機(jī)翼結(jié)構(gòu)產(chǎn)生升力。當(dāng)它具有上反角時(shí)，可為飛機(jī)提供一定的橫側(cè)穩(wěn)定性。1.4.1機(jī)翼的功用有橫向操縱用的副翼、擾流片等。為了改善機(jī)翼的空氣動(dòng)力效用在機(jī)翼的前、后緣越來越多地裝有各種形式的襟翼、縫翼等增升裝置，以提高飛機(jī)的起降或機(jī)動(dòng)性能。

機(jī)翼上常安裝有起落架、發(fā)動(dòng)機(jī)等其它部件。機(jī)翼的內(nèi)部空間常用來收藏主起落架和貯存燃油.機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的垂直位置三種形式：上單翼、中單翼、下單翼翼型選擇下單翼中單翼上單翼從機(jī)翼與機(jī)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(jī)身內(nèi)部容積的利用來看，以上單翼為最優(yōu)躍。因?yàn)樯蠁我盹w機(jī)機(jī)翼通過機(jī)身的部分骨架，位于機(jī)身上部，不影響機(jī)身內(nèi)部容積的利用；中單翼的翼梁要橫穿機(jī)身中部，對(duì)機(jī)身內(nèi)容積的利用有一定影響；下單翼飛機(jī)機(jī)身內(nèi)的可用容積較大，但固定在機(jī)身下部的翼梁，會(huì)限制安裝在機(jī)翼下部部件的尺寸。吊裝在下單翼飛機(jī)下部的發(fā)動(dòng)機(jī)可使發(fā)動(dòng)機(jī)的維護(hù)方便。從起落架的配置來看，如果將起落架裝在機(jī)翼上，上單翼飛機(jī)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(jī)比較有利。此外，上單翼飛機(jī)由于機(jī)翼位置較高，檢修、拆裝機(jī)翼上的發(fā)動(dòng)機(jī)或其它附件，以及向機(jī)翼內(nèi)的油箱加添燃油都不方便，這會(huì)給維護(hù)工作帶來困難。選擇上下位置時(shí)，必須認(rèn)真分析不同布局的特點(diǎn)，結(jié)合飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求才能確定。一般來說，輕型飛機(jī)采用下單翼，軍用戰(zhàn)斗機(jī)采用中單翼，軍用運(yùn)輸機(jī)采用上單翼，旅客機(jī)采用下單翼機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力是機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量和它在飛行中產(chǎn)生的慣性力的總稱，即機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量和變速運(yùn)動(dòng)慣性力。機(jī)翼在外部載荷作用下，象一根固定在機(jī)身上的懸臂梁一樣，要產(chǎn)生彎曲和扭轉(zhuǎn)變形，因此，在這些外載荷作用下，機(jī)翼各截面要承受剪力、彎矩和扭矩。機(jī)翼主要受兩種類型的外載荷：一種是以空氣動(dòng)力載荷為主，包括機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力的分布載荷；另一種是由各連接點(diǎn)傳來的集中載荷。這些外載荷在機(jī)身與機(jī)翼的連接處，由機(jī)身提供的支反力取得平衡。①如果機(jī)翼上只有空氣動(dòng)力和機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力，則越靠近機(jī)翼根部，橫載面上的剪力、彎矩和扭矩越大。

②當(dāng)機(jī)翼上同時(shí)作用有部件集中質(zhì)量力時(shí)，上述力圖會(huì)在集中質(zhì)量力作用處產(chǎn)生突變或轉(zhuǎn)折。剪力圖彎矩圖扭矩圖P部件空氣動(dòng)力分布載荷機(jī)翼重力分布載荷一、平直機(jī)翼各截面的剪力、彎矩和扭矩圖

剛心軸的定義?機(jī)翼的每個(gè)橫截面上，都有一個(gè)特殊的點(diǎn)，當(dāng)外力通過這一點(diǎn)時(shí)，不會(huì)使橫截面轉(zhuǎn)動(dòng)，這個(gè)特殊的點(diǎn)稱為該橫截面的剛心。機(jī)翼各橫截面剛心的連線稱為機(jī)翼的剛心軸。剪力圖彎矩圖扭矩圖二、后掠機(jī)翼各截面的剪力、彎矩和扭矩圖

機(jī)翼結(jié)構(gòu)的典型元件蒙皮桁條翼肋翼梁緣條翼梁腹板縱向元件有翼梁、長桁、墻(腹板)橫向元件有翼肋(普通翼肋和加強(qiáng)翼肋)以及包在縱、橫元件組成的骨架外面的蒙皮當(dāng)蒙皮較厚時(shí)，它常與長桁一起組成壁板，承受機(jī)翼彎矩引起的軸力。

蒙皮還參與機(jī)翼的總體受力——它和翼梁或翼墻的腹板組合在一起，形成封閉的盒式薄壁梁承受機(jī)翼的扭矩

一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流線型的機(jī)翼外表面。

蒙皮受到垂直于其表面的局部氣動(dòng)載荷；蒙皮分為：布質(zhì)蒙皮、金屬鉚接蒙皮、整體蒙皮（壁板式蒙皮）、夾芯蒙皮等布質(zhì)蒙皮:只受空氣動(dòng)力2024/11/24蒙皮:承受局部空氣動(dòng)力，形成和維持機(jī)翼外形，并承受扭矩，有些機(jī)翼蒙皮還承受彎矩。（a）金屬蒙皮（b）整體壁板（蒙皮）二、長桁(也稱桁條)?長桁的主要功用是：?支持蒙皮，防止在空氣動(dòng)力作用下產(chǎn)生過大的局部變形，并與蒙皮一起把空氣動(dòng)力傳到翼肋上去；?提高蒙皮的抗剪和抗壓穩(wěn)定性，使蒙皮能更好地參與承受機(jī)翼的扭矩和彎矩；?長桁還能承受由彎矩引起的部分軸力。蒙皮傳來的力桁條翼肋傳來的力翼肋蒙皮傳來的力桁條翼肋桁條翼肋蒙皮蒙皮傳來的力各種長桁（a）（d）擠壓成型（b）（c）板彎成型2024/11/24長桁:第一是支持蒙皮，防止蒙皮因受局部空氣動(dòng)力而產(chǎn)生變形過大；第二是把蒙皮傳來的氣動(dòng)力傳給翼肋：第三是同蒙皮一起承受由彎矩而產(chǎn)生的拉、壓力。三、翼肋翼肋是機(jī)翼結(jié)構(gòu)的橫向受力構(gòu)件翼肋按其功用可分為普通翼肋和加強(qiáng)翼肋兩種。普通翼肋的功用是：構(gòu)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(dòng)力傳遞給翼梁腹板，而把局部空氣動(dòng)力形成的扭矩，通過鉚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。2024/11/24翼肋:分為普通翼肋和加強(qiáng)翼肋。普通翼肋用來維持翼剖面形狀，將蒙皮上的空氣動(dòng)力傳到其它承力構(gòu)件上去，并支持桁條和蒙皮。加強(qiáng)翼肋除具有普通翼肋的功用外，還作為機(jī)翼結(jié)構(gòu)的局部加強(qiáng)件，承受較大的集中載荷或懸掛部件。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鉚接。周緣彎邊和與它鉚接在一起的蒙皮，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(qiáng)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(dòng)構(gòu)件。為了提高腹板的穩(wěn)定性，開孔處往往還壓成卷邊，有時(shí)腹板上還鉚著加強(qiáng)支柱，或者壓成凹槽。

加強(qiáng)翼肋除具有上述作用外，還要承受和傳遞較大的集中載荷。在開口端部或翼根部位的加強(qiáng)翼肋，其主要功用是把機(jī)翼盒段上由一圈閉合剪流構(gòu)成的扭矩，轉(zhuǎn)換成一對(duì)垂直力構(gòu)成的力偶分別傳給翼梁或機(jī)身加強(qiáng)框。ΔQ剛心Δq扭

ΔM扭

Δq1

Δq2

四、翼梁

翼梁由腹板和緣條(也稱凸緣)組成。緣條橫剖面形狀多為“T”型材或角型材。腹板上還鉚接上許多支柱，這些支柱起連接翼肋和提高腹板受剪穩(wěn)定性的作用。緣條和腹板的橫剖面面積，由翼尖向翼根逐漸增大。翼梁的主要功用是承受機(jī)翼的剪力和部分或全部彎矩。腹板式翼梁整體式翼梁桁架式翼梁B—B截面A—A截面C—C截面D—D截面A—A截面B—B截面腹板支柱緣條直支柱斜支柱緣條翼梁:一般由緣條和腹板等組成。主要功用是承受彎矩和剪力。梁的上下緣條承受由彎矩引起的軸向拉、壓內(nèi)力。剪力則主要由腹板承受。五、縱墻(包含腹板)縱墻的緣條比梁緣條弱得多，但大多強(qiáng)于一般長桁，縱墻與機(jī)身的連接為鉸接。有些腹板沒有緣條，有些腹板的緣條與長桁一樣強(qiáng)。墻和腹板一般都不能承受彎矩，但可以與蒙皮組成封閉的盒段來承受機(jī)翼的扭矩。后墻則還有封閉機(jī)翼內(nèi)部容積的作用。

縱墻(腹板):相當(dāng)于翼梁，但緣條很弱，甚至沒有緣條。墻一般不能承受彎矩，所以與機(jī)身的連接為鉸接，但縱墻能承受剪力，可和蒙皮組成封閉盒段承受扭矩。1.腹板2.弱緣條接頭:用來連接機(jī)翼與機(jī)身，把機(jī)翼上的力傳遞到機(jī)身隔框上。接頭分為固接和鉸接兩種，固接的接頭，接點(diǎn)既不可移動(dòng)，也不可轉(zhuǎn)動(dòng)；因此，它既能傳遞剪力又能傳遞彎矩。鉸接不可移動(dòng)、但可以旋轉(zhuǎn)，只傳剪力，不傳彎矩。機(jī)翼的特點(diǎn)是薄壁結(jié)構(gòu)，因此以上各元件之間的連接大多采用分散連接：如鉚釘連接、螺栓連接、點(diǎn)焊、膠接或它們的混合形式——如膠鉚等。腹板表示鉚接關(guān)系緣條緣條翼肋桁條蒙皮翼梁2.1.5機(jī)翼結(jié)構(gòu)的典型受力形式機(jī)翼的典型受力形式有：梁式、單塊式、多腹板式或混合式等薄壁結(jié)構(gòu)，此外還有一些厚壁結(jié)構(gòu)(如整體壁板式)的機(jī)翼。梁式機(jī)翼通常有單梁式和雙梁式兩種。它們裝有一根或兩根強(qiáng)有力的翼梁，蒙皮很薄，桁條的數(shù)量不多而且較弱，有些機(jī)翼的桁條還是分段斷開的。梁式機(jī)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(dòng)力，并提高蒙皮的抗剪穩(wěn)定性，使之能夠更好地承受扭矩。這種機(jī)翼蒙皮的抗壓穩(wěn)定性很差，機(jī)翼彎曲時(shí)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(dān)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(jī)翼叫做梁式機(jī)翼。梁式機(jī)翼的受力特點(diǎn)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(duì)雙梁式機(jī)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(jī)翼的主要受力構(gòu)件是翼梁，因此，它具有便于開口、與機(jī)身(或機(jī)翼中段)連接較簡(jiǎn)便等優(yōu)點(diǎn)。翼肋桁條翼梁蒙皮副翼襟翼單塊式機(jī)翼現(xiàn)代飛機(jī)多采用單塊式機(jī)翼。單塊式機(jī)翼的構(gòu)造特點(diǎn)是：蒙皮較厚；桁條較多而且較強(qiáng)；翼梁的緣條較弱，有時(shí)緣條的橫截面積和桁條差不多。

這種機(jī)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(jī)翼的扭矩，而且能同桁條一起承受機(jī)翼的大部分彎矩。由于這種機(jī)翼結(jié)構(gòu)，是由蒙皮、桁條和緣條組成一個(gè)整塊構(gòu)件來承受彎矩所引起的軸向力，所以叫做單塊式機(jī)翼。

單塊式機(jī)翼的受力特點(diǎn)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(jī)翼的優(yōu)點(diǎn)是：①通較好地保持翼型。②抗彎、扭剛度較大。③受力構(gòu)件分散。缺點(diǎn)是：①不便于開大艙口。②不便于承受集中載荷。③接頭聯(lián)接復(fù)雜。說明單塊式機(jī)翼蒙皮在機(jī)翼受力、傳力中的作用？121、形成機(jī)翼的氣動(dòng)外形，承受機(jī)翼表面的氣動(dòng)載荷；2、與翼梁腹板或墻腹板組成閉室，受剪傳遞扭矩；3、與長桁、梁緣條組成壁板，受拉壓傳遞彎矩。

機(jī)翼型式蒙皮桁條翼梁梁式機(jī)翼薄弱，少，有時(shí)斷開強(qiáng)，承受剪力和彎矩單塊式厚多，強(qiáng)較弱，承受剪力，小部分彎矩梁式、單塊式機(jī)翼的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)機(jī)翼型式剪力彎矩扭矩梁式機(jī)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梁式、單塊式機(jī)翼的受力特點(diǎn)

多腹板式(或?yàn)槎嗔菏?：這類機(jī)翼布置了較多的縱墻(一般多余5個(gè))；蒙皮較厚(可從幾mm到十幾mm)；無長桁；有少肋、多肋兩種。但由于受集中力的需要，每側(cè)機(jī)翼上至少要布置3～5個(gè)加強(qiáng)翼肋.機(jī)翼的平面形狀分為：直機(jī)翼、后掠翼、三角翼、小展弦比直機(jī)翼四種直機(jī)翼主要用于低速飛機(jī)上。后掠翼主要用于高亞音速和超音速飛機(jī)上。國外還有變后掠機(jī)翼的飛機(jī)，后掠角可在20°～70°之間變化，以適應(yīng)飛機(jī)低空低速、高空高速、低空高速的性能變化要求。三角翼和小展弦比直機(jī)翼用于超音速飛機(jī)上不同類型的平面形狀的機(jī)翼。機(jī)翼結(jié)構(gòu)橫剖面的內(nèi)力有哪些？飛機(jī)在負(fù)過載下，機(jī)翼的哪些部位受拉，哪些部位受壓？

機(jī)翼結(jié)構(gòu)橫剖面的內(nèi)力有：剪力、彎矩和扭矩。飛機(jī)在負(fù)過載下，機(jī)翼的上表面受拉，下表面受壓。

翼面典型結(jié)構(gòu)傳力分析要點(diǎn)1．典型元件的受力功用 （1）蒙皮 （2）翼肋 （3）翼梁和墻 （4）長桁2.各典型型式受力特點(diǎn)的比較 （1）單純的梁式機(jī)翼，薄蒙皮和弱長桁均不參加機(jī)翼總體彎矩的傳遞，只有的緣條承受彎矩引起時(shí)軸力。 （2）在單塊式，多墻式機(jī)翼中，蒙皮、長桁，乃至主要是蒙皮發(fā)展成為主要的承彎構(gòu)件，機(jī)翼結(jié)構(gòu)一般說材料利用率較高 （3）在承受總體力中的剪力和扭矩時(shí)，幾種形式中各元件的作用基本相同。翼梁腹板桁條蒙皮空氣動(dòng)力剪力蒙皮彎矩扭矩翼肋翼梁緣條整體壁板機(jī)身機(jī)翼結(jié)構(gòu)中力的傳遞機(jī)翼小結(jié)飛行中，機(jī)翼的外部載荷有空氣動(dòng)力、結(jié)構(gòu)質(zhì)量力和部件質(zhì)量力。在外部載荷作用下，機(jī)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(jī)翼結(jié)構(gòu)不斷改進(jìn)的主要原因。金屬蒙皮機(jī)翼結(jié)構(gòu)有梁式（單梁、雙梁）和單塊式兩類。為了綜合利用兩類結(jié)構(gòu)型式的優(yōu)點(diǎn)，并且盡量避免它們的缺點(diǎn)，目前有些飛機(jī)的機(jī)翼，采用翼根部位為梁式、翼尖部位為單塊式的復(fù)合式結(jié)構(gòu)。梁式、單塊式機(jī)翼在受力方面的共同點(diǎn)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(diǎn)是：梁式機(jī)翼的彎矩，主要是通過腹板縱向鉚縫傳給翼梁緣條承受的；而單塊式機(jī)翼則要傳給由蒙皮、桁條和緣條組成的壁板承受。從機(jī)翼結(jié)構(gòu)中力的傳遞情況可知，在維護(hù)、修理工作中，對(duì)于加強(qiáng)翼肋、翼梁根部等部位的鉚釘，必須特別注意檢查；對(duì)機(jī)翼蒙皮進(jìn)行細(xì)心的維護(hù)也非常重要。后掠機(jī)翼具有很大的后掠角，因此結(jié)構(gòu)受力有本身的特點(diǎn)。1.5機(jī)身結(jié)構(gòu)(1)安置空勤組成員、旅客，裝載燃油、各種系統(tǒng)、設(shè)備以及貨物等；(2)把機(jī)翼、尾翼、起落架及發(fā)動(dòng)機(jī)連接在一起，形成一架完整的飛機(jī)。機(jī)身結(jié)構(gòu)的外部載荷.

機(jī)翼、尾翼、起落架等部件的固定接頭傳來的集中載荷機(jī)身上各部件及裝載的質(zhì)量力.機(jī)身結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)量力

氣密座艙的增壓載荷機(jī)身結(jié)構(gòu)的主要外載荷

飛機(jī)在飛行和著陸過程中，機(jī)身結(jié)構(gòu)承受的外載荷有哪些？飛機(jī)在飛行和著陸過程中，機(jī)身結(jié)構(gòu)承受由機(jī)翼、尾翼、起落架等部件的固定接頭傳來的集中載荷，承受機(jī)身上各部件及裝載的質(zhì)量力、機(jī)身結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)量力以及氣密座艙的增壓載荷。作用在機(jī)身上的外載荷，通?？梢苑譃閷?duì)稱載荷和不對(duì)稱載荷兩種。與機(jī)身對(duì)稱面對(duì)稱的外載荷，稱為對(duì)稱載荷，反之稱為不對(duì)稱載荷。

一、對(duì)稱載荷與機(jī)身對(duì)稱面對(duì)稱的載荷稱為對(duì)稱載荷。飛機(jī)平飛和在垂直平面內(nèi)作曲線飛行時(shí)，由機(jī)翼和水平尾翼的固定接頭傳給機(jī)身的載荷，以及當(dāng)飛機(jī)以三點(diǎn)或兩點(diǎn)（兩主輪）接地時(shí)，傳到機(jī)身上的地面撞擊力等，都屬于對(duì)稱載荷。在對(duì)稱載荷作用下，機(jī)身要受到對(duì)稱面內(nèi)的剪切和彎曲作用。一般在機(jī)身與機(jī)翼聯(lián)接點(diǎn)處，機(jī)身承受的剪力和彎矩最大。1．飛機(jī)在垂直平面內(nèi)做機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，機(jī)身承受的對(duì)稱載荷

飛機(jī)在垂直平面內(nèi)做機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，機(jī)身除了要承受由機(jī)翼、尾翼固定接頭傳來的對(duì)稱載荷外，還要承受作用于對(duì)稱面的裝載(人員、燃油、設(shè)備)以及結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)量力。當(dāng)飛機(jī)具有對(duì)重心的角加速度時(shí)，在沿機(jī)身縱向離開飛機(jī)重心的某處，其過載應(yīng)等于飛機(jī)重心的過載n加上由角加速度引起的附加過載Δn。RARBRCRDDq剪力圖彎矩圖ABCD如圖所示，機(jī)身由A、B兩個(gè)連接接頭與機(jī)翼相連，機(jī)翼接頭對(duì)機(jī)身的支點(diǎn)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(jī)身相連的接頭C和D傳給機(jī)身，它們分別是RC和RD；機(jī)身的質(zhì)量力為q。由此可做出飛機(jī)在垂直平面內(nèi)做機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的剪力圖和彎矩圖。

2．飛機(jī)接地時(shí)，機(jī)身承受的對(duì)稱載荷當(dāng)前三點(diǎn)式飛機(jī)以兩點(diǎn)接地時(shí)，主輪的載荷和此時(shí)機(jī)翼上的升力由機(jī)翼的固定接頭傳給機(jī)身；此外，機(jī)身還要承受質(zhì)量力。以上這些外載荷都是對(duì)稱載荷。前三點(diǎn)式飛機(jī)以兩點(diǎn)接地時(shí)，飛機(jī)有繞重心旋轉(zhuǎn)的角加速度。因此，機(jī)身上沿縱向各點(diǎn)處的過載應(yīng)等于飛機(jī)重心的過載與旋轉(zhuǎn)角加速度所引起的附加過載之和。二、不對(duì)稱載荷與機(jī)身對(duì)稱面不對(duì)稱的載荷稱為不對(duì)稱載荷。機(jī)身的不對(duì)稱載荷主要有如下形式：①水平尾翼不對(duì)稱載荷當(dāng)水平尾翼的升力不對(duì)稱時(shí)，水平尾翼形成不對(duì)稱載荷。②垂直尾翼側(cè)向水平載荷③一個(gè)主輪接地時(shí)的撞擊力④飛機(jī)作急轉(zhuǎn)彎或側(cè)滑等飛行動(dòng)作時(shí)，機(jī)身上的部件產(chǎn)生的側(cè)向慣性力。在不對(duì)稱載荷作用下，機(jī)身要承受剪切、彎曲、和扭轉(zhuǎn)。側(cè)滑時(shí)水平尾翼上的不對(duì)稱載荷橫滾時(shí)水平尾翼上的不對(duì)稱載荷當(dāng)水平尾翼受到不對(duì)稱載荷時(shí)，一方面機(jī)身要受到對(duì)稱面內(nèi)的剪切和彎曲作用，另一方面由于兩側(cè)水平尾翼升力的合力Y不通過機(jī)身軸線，機(jī)身各橫截面還要受到扭矩作用在不對(duì)稱載荷作用下機(jī)身的扭矩上圖表示當(dāng)尾翼載荷產(chǎn)生的力矩與機(jī)翼前、后接頭傳來的力矩平衡時(shí)，機(jī)身的扭矩圖。

后機(jī)身的扭矩是由什么載荷引起的？

（1）水平尾翼的不對(duì)稱載荷；（2）垂直尾翼的側(cè)向水平載荷；（3）一個(gè)主輪先接地時(shí)的撞擊載荷。

水平尾翼的不對(duì)稱載荷在后機(jī)身內(nèi)引起什么內(nèi)力？對(duì)稱面內(nèi)的剪力、彎矩，還有扭矩。

三、其它載荷

飛行中，機(jī)身除承受機(jī)翼、尾翼傳來的集中載荷和質(zhì)量力外，還要承受局部空氣動(dòng)力載荷和氣密座艙的增壓載荷。飛行中，機(jī)身表面還要承受局部空氣動(dòng)力。但是，由于大部分表面承受的局部空氣動(dòng)力較小，并且局部空氣動(dòng)力沿橫截面周緣大致是對(duì)稱分布的，基本上能自相平衡而不再傳給機(jī)身的其它部分。因此，可以認(rèn)為局部空氣動(dòng)力不會(huì)影響到整個(gè)機(jī)身結(jié)構(gòu)的受力，只對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)的局部受力有一定的影響。機(jī)身結(jié)構(gòu)的傳力分析機(jī)翼、尾翼和起落架等部件傳來的集中載荷，都直接作用在加強(qiáng)隔框上。加強(qiáng)隔框周緣是與蒙皮鉚接在一起的。加強(qiáng)隔框沿鉚縫把載荷以剪流的形式傳給蒙皮。蒙皮本身承受和傳遞全部剪力和扭矩，并將彎矩傳遞給大梁和桁條。

一．垂直載荷的傳遞

加強(qiáng)隔框在承受垂直方向的對(duì)稱載荷時(shí)，要沿垂直方向移動(dòng)。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(dòng)；而蒙皮（尤其是兩側(cè)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(dòng)。因此，蒙皮是支持加強(qiáng)隔框的主要構(gòu)件。這時(shí)，加強(qiáng)隔框沿兩邊與蒙皮連接的鉚縫，把集中載荷以剪流的形式分散地傳給蒙皮；蒙皮則產(chǎn)生反作用剪流，來平衡加強(qiáng)隔框上的載荷。剪流反作用剪流由于沿隔框周緣各部分蒙皮抵抗垂直方向變形的能力不同，周緣剪流的分布是不均勻的。機(jī)身兩側(cè)的蒙皮，抵抗垂直方向變形的能力比上下蒙皮強(qiáng)，因此，這個(gè)部位剪流較大。為了研究方便，可以認(rèn)為作用在隔框平面內(nèi)的垂直載荷完全傳給了兩側(cè)蒙皮，并由它產(chǎn)生的反作用剪流來平衡。即傳遞垂直載荷時(shí)，機(jī)身兩側(cè)蒙皮的作用相當(dāng)于翼梁的腹板。在連接機(jī)翼的主要接頭處，機(jī)身橫截面上承受的剪力最大，因而這個(gè)部位的蒙皮較厚

當(dāng)加強(qiáng)隔框受到不對(duì)稱垂直集中載荷作用時(shí)，可以把不對(duì)稱集中載荷分解為對(duì)稱部分和反對(duì)稱部分。反對(duì)稱集中載荷部分相當(dāng)于作用在加強(qiáng)隔框上一個(gè)扭矩。加強(qiáng)隔框沿周緣的鉚釘把扭矩以剪流的形式均勻地傳給蒙皮，蒙皮則產(chǎn)生反作用剪流，形成對(duì)隔框中心的反力矩，使隔框平衡。

當(dāng)加強(qiáng)隔框受到相對(duì)機(jī)身軸線不對(duì)稱垂直集中載荷作用時(shí)，隔框周緣同時(shí)產(chǎn)生兩個(gè)剪流，周緣各處總剪流的大小就等于這兩個(gè)剪流的代數(shù)和。二．水平載荷的傳遞作用于加強(qiáng)隔框的水平載荷（例如來自垂直尾翼的載荷）通常是不對(duì)稱的，它對(duì)隔框的作用，相當(dāng)于一個(gè)作用于隔框中心處的力（即對(duì)機(jī)身的剪力），和一個(gè)對(duì)隔框中心的力矩（即對(duì)機(jī)身的扭矩）。飛機(jī)在飛行中，垂直尾翼受到水平載荷時(shí)，在機(jī)身蒙皮哪部分產(chǎn)生的剪流最大，為什么？接近垂直尾翼部分機(jī)身上蒙皮具有最大剪流。它等于水平剪力和扭矩產(chǎn)生的剪流之和。加強(qiáng)隔框傳遞作用于中心處的力的情況，與傳遞垂直載荷相似，它同樣是沿鉚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(jī)身上下蒙皮截面上產(chǎn)生的剪流最大。加強(qiáng)隔框承受扭矩時(shí)，要在自己的平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)。蒙皮組成的合圍框具有較大的抗扭剛度，它能通過鉚釘來阻止隔框旋轉(zhuǎn)。這樣，加強(qiáng)隔框便沿周緣鉚縫把扭矩以剪流的形式均勻地傳給蒙皮，蒙皮則產(chǎn)生反作用剪流，形成對(duì)隔框中心的反力矩，使隔框平衡。加強(qiáng)隔框承受水平載荷時(shí)，隔框周緣要同時(shí)產(chǎn)生兩個(gè)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(gè)剪流的代數(shù)和。在承受垂直尾翼傳來的載荷時(shí)，隔框上部兩個(gè)剪流的方向相同，而下部方向相反。因此，固定垂直尾翼的加強(qiáng)隔框，上部受力較大，這些隔框的上部往往做得較強(qiáng)，而且機(jī)身尾段上部的蒙皮一般也比較厚。對(duì)于固定前起落架的加強(qiáng)隔框來說，在承受由前起落架傳來的側(cè)向水平載荷時(shí)，隔框下部的受力比上部大，所以，這種隔框的下部通常做得較強(qiáng)。機(jī)身構(gòu)件的構(gòu)造機(jī)身結(jié)構(gòu)中，蒙皮、桁條和構(gòu)造，與機(jī)翼的相應(yīng)構(gòu)件相似，因此，下面僅說明機(jī)身中大梁和隔框的構(gòu)造。大梁從受力性質(zhì)來說，機(jī)身的大梁相當(dāng)于翼梁的緣條，它是承受彎矩引起的軸向力的主要構(gòu)件。機(jī)身的大梁的構(gòu)造比較簡(jiǎn)單，通常就是一根用鋁合金或高強(qiáng)度合金鋼軋制成的型材；在大型飛機(jī)上，也有采用鉚合梁的。隔框機(jī)身隔框可分為普通隔框和加強(qiáng)隔框兩種。普通隔框功用是形成和保持機(jī)身的外形、提高蒙皮的穩(wěn)定性以及承受局部空氣動(dòng)力；加強(qiáng)隔框除了有上述作用外，主要是承受和傳遞某些大部件傳來的集中載荷。隔框還可分為板式隔框、環(huán)形隔框和球形隔框。影響疲勞強(qiáng)度的因素應(yīng)力集中的影響當(dāng)構(gòu)件受力時(shí)，在截面突變處應(yīng)力會(huì)局部增大。這種應(yīng)力局部增大的現(xiàn)象，稱為應(yīng)力集中。應(yīng)力集中對(duì)靜強(qiáng)度的影響程度與材料的性質(zhì)有關(guān)，對(duì)脆性材料的影響較大，對(duì)塑性較好的材料影響較小。這是因?yàn)閷?duì)于塑性較好的材料，在靜載荷作用下，破壞前構(gòu)件內(nèi)的應(yīng)力已趨于均勻化。應(yīng)力集中對(duì)疲勞強(qiáng)度有著重大的影響，它會(huì)使疲勞強(qiáng)度大大降低。表面加工的影響在交變載荷作用下，疲勞裂紋常發(fā)生在零構(gòu)件的表面。這是因?yàn)樵趶澢团まD(zhuǎn)載荷作用下，表面層的應(yīng)力最高，另外，在表面層的缺陷也往往最多。因此，表面的加工質(zhì)量對(duì)疲勞強(qiáng)度有很大的影響。表面光潔度對(duì)疲勞強(qiáng)度的影響是隨表面光潔度的提高，疲勞強(qiáng)度也提高。反之，表面加工越粗糙，疲勞強(qiáng)度的降低也就越嚴(yán)重。溫度對(duì)疲勞強(qiáng)度的影響溫度是影響疲勞強(qiáng)度的另一個(gè)重要因素。當(dāng)材料在低于蠕變溫度(例如，對(duì)于鋁合金，蠕變溫度為205

C)的高溫下工作時(shí)，高溫對(duì)長壽命疲勞的影響是降低其疲勞強(qiáng)度。碳鋼的疲勞強(qiáng)度大約在100

C時(shí)最低，以后隨溫度升高疲勞強(qiáng)度也升高，到350

C左右時(shí)，疲勞強(qiáng)度達(dá)到最大，然后隨溫度繼續(xù)升高，疲勞強(qiáng)度迅速下降。同一種材料，熱處理不同，高溫下的疲勞性能也會(huì)有較大差別。

在交變溫度作用下，就會(huì)引起交變的熱應(yīng)力，從而使構(gòu)件產(chǎn)生疲勞破壞。這種由交變熱應(yīng)力引起的疲勞破壞稱為“熱疲勞”。在高溫時(shí)發(fā)生的疲勞破壞有相當(dāng)大的部分是由這種熱疲勞引起的。發(fā)動(dòng)機(jī)不斷起動(dòng)和停車，使渦輪葉片、尾噴管等經(jīng)常發(fā)生由熱疲勞引起的裂紋。金屬材料在這種溫度下的疲勞強(qiáng)度較室溫下的疲勞強(qiáng)度高其它影響的因素冷作硬化和殘余應(yīng)力對(duì)疲勞強(qiáng)度有相當(dāng)大的影響。一般來說，零構(gòu)件表面有一層均勻的殘余壓應(yīng)力對(duì)疲勞強(qiáng)度是有利的，但若這種殘余應(yīng)力分布很不均勻，情況就不一樣了。反之，如果零構(gòu)件表面的殘余應(yīng)力是拉應(yīng)力，則會(huì)降低疲勞強(qiáng)度。金屬材料的熱處理方法及工藝過程對(duì)材料的靜強(qiáng)度及其它機(jī)械性能有明顯影響，同樣對(duì)材料的疲勞強(qiáng)度也會(huì)有明顯影響。飛機(jī)結(jié)構(gòu)在生產(chǎn)裝配過程中，很多工藝因素會(huì)影響結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度。例如，過度的強(qiáng)迫裝配會(huì)影響疲勞強(qiáng)度。噪聲環(huán)境對(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度也有影響。由于大功率噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的作用，使靠近噴口附近部位的飛機(jī)結(jié)構(gòu)因受到高聲強(qiáng)噪音的激勵(lì)而產(chǎn)生振動(dòng)，產(chǎn)生所謂的“聲疲勞”。抗疲勞設(shè)計(jì)思想簡(jiǎn)介安全壽命設(shè)計(jì)思想安全壽命設(shè)計(jì)概念要求飛機(jī)結(jié)構(gòu)在使用壽命期內(nèi)不出現(xiàn)宏觀可檢裂紋，這也就是說安全壽命設(shè)計(jì)僅考慮裂紋的形成壽命，不考慮裂紋的擴(kuò)展壽命。由于檢測(cè)裂紋手段的限制，裂紋形成壽命實(shí)際上是指結(jié)構(gòu)從開始使用到形成一定尺寸裂紋(通常稱為工程可檢裂紋)的使用時(shí)間。這段使用時(shí)間也稱為安全使用壽命。安全壽命設(shè)計(jì)思想是以結(jié)構(gòu)無初始缺陷假設(shè)為基礎(chǔ)的。安全壽命設(shè)計(jì)方法及相應(yīng)的規(guī)范不能夠確保飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性。另外，靠用大的安全壽命系數(shù)來保證安全性和可靠性，又往往使構(gòu)件設(shè)計(jì)得太保守，所以，這種設(shè)計(jì)方法需要改進(jìn)。目前在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，已普遍采用損傷容限設(shè)計(jì)方法，但是對(duì)于認(rèn)為不宜采用損傷容限概念的結(jié)構(gòu)，例如起落架和發(fā)動(dòng)機(jī)架等，仍然采用安全壽命設(shè)計(jì)。破損安全設(shè)計(jì)思想

破損安全是指一個(gè)構(gòu)件破壞之后，它承擔(dān)的載荷可能由其他結(jié)構(gòu)件繼續(xù)承擔(dān)，以防止飛機(jī)的破壞，或造成剛度的降低過多而影響飛機(jī)的正常使用。也就是說，這種設(shè)計(jì)思想允許飛機(jī)結(jié)構(gòu)有局部破損，但必須保證飛機(jī)的安全。

例如，民用飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)中要求長桁和框緣直接鉚接或點(diǎn)焊在蒙皮上，使機(jī)身蒙皮上出現(xiàn)的疲勞裂紋有可能被限制在兩根長桁和框緣組成的格子內(nèi)。有的飛機(jī)機(jī)身上還加有環(huán)向止裂帶（例如，在DC一10飛機(jī)上沿機(jī)身框處就有鈦合金止裂帶），這種止裂帶是為了阻止裂紋在環(huán)向應(yīng)力作用下沿縱向不斷擴(kuò)展而設(shè)置的。如左圖所示三緣條環(huán)形框，當(dāng)抗剪腹板外部（或內(nèi)部）出現(xiàn)裂紋后，裂紋的擴(kuò)展會(huì)被設(shè)置的中間突緣（角材）限制住。三緣條環(huán)形框

右圖所示為一由三塊整體壁板通過鋁鉚釘連接組成的下翼面，使用中任一塊壁板破裂時(shí)，載荷即可通過展向鉚釘傳到相鄰的壁板上去。當(dāng)然，在設(shè)計(jì)時(shí)要求鉚釘?shù)倪B接強(qiáng)度，除了負(fù)擔(dān)正常的剪切載荷外，還能負(fù)擔(dān)這種載荷的傳遞。由三塊整體壁板連接組成的下翼面

損傷容限設(shè)計(jì)思想

損傷容限設(shè)計(jì)思想的基本含義是：承認(rèn)結(jié)構(gòu)在使用前就帶有初始缺陷，但必須把這些缺陷或損傷在規(guī)定的未修使用期內(nèi)的增長控制在一定的范圍內(nèi)，在此期間，結(jié)構(gòu)應(yīng)滿足規(guī)定的剩余強(qiáng)度要求，以保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性和可靠性。

損傷容限的設(shè)計(jì)目標(biāo)通過損傷容限設(shè)計(jì)和進(jìn)行裂紋擴(kuò)展與剩余強(qiáng)度分析，保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)在未修使用期內(nèi)，其剩余結(jié)構(gòu)(帶損傷結(jié)構(gòu))仍然能夠承受使用載荷作用，不出現(xiàn)結(jié)構(gòu)的破壞或過分變形。損傷容限設(shè)計(jì)思想的基本方法是：通過損傷容限特性分析與試驗(yàn)，對(duì)可檢結(jié)構(gòu)給出檢修周期，對(duì)不可檢結(jié)構(gòu)給出最大允許初始損傷。以保證結(jié)構(gòu)在給定的使用壽命期限內(nèi)，不致由于未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷、裂紋或其它損傷擴(kuò)展而發(fā)展成災(zāi)難性的破壞事故。

耐久性設(shè)計(jì)思想耐久性是指飛機(jī)在規(guī)定的期限內(nèi)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)抵抗疲勞開裂(包括應(yīng)力腐蝕和氫脆所引起的開裂)、腐蝕、熱退化、剝離、脫層、磨損和外來物損傷作用的能力。

耐久性設(shè)計(jì)的基本要求是：飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)具有大于一個(gè)設(shè)計(jì)使用壽命的經(jīng)濟(jì)壽命。所謂經(jīng)濟(jì)壽命是指結(jié)構(gòu)出現(xiàn)大范圍的裂紋，以致于要修理不經(jīng)濟(jì)，不修理又會(huì)影響使用功能。在經(jīng)濟(jì)壽命內(nèi)，結(jié)構(gòu)不會(huì)出現(xiàn)功能消弱或失效，例如油箱滲漏、座艙失壓等。經(jīng)濟(jì)壽命指標(biāo)應(yīng)根據(jù)特定的飛機(jī)要求及用戶對(duì)飛機(jī)性能和維修費(fèi)用可接受的程度來確定。1.6尾翼和副翼

資料:美國波音飛機(jī)的零部件在全球70多個(gè)國家生產(chǎn),最后在美國的西雅圖組裝。新一代波音737的尾翼是在中國制造的。上海飛機(jī)制造廠負(fù)責(zé)生產(chǎn)水平尾翼；西安飛機(jī)制造廠負(fù)責(zé)生產(chǎn)垂直尾翼；沈陽飛機(jī)制造廠負(fù)責(zé)生產(chǎn)機(jī)身尾部第４８段，三者合起來，就構(gòu)成新一代737飛機(jī)一個(gè)完整的尾翼。尾翼的主要作用是：①保持飛機(jī)縱向平衡②飛機(jī)縱向和方向安定性③實(shí)現(xiàn)飛機(jī)縱向和方向操縱。桁條肋梁方向舵垂直安定面一、尾翼、操縱面的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)特點(diǎn)1、尾翼和副翼的功用和設(shè)計(jì)要求尾翼平尾垂尾

水平安定面升降舵垂直安定面方向舵副翼操縱面平尾的功用：提供氣動(dòng)力，產(chǎn)生力矩，使飛機(jī)獲得繞Z軸的俯仰平衡、穩(wěn)定和操縱性；垂尾的功用：提供氣動(dòng)力，產(chǎn)生力矩，使飛機(jī)獲得繞Y軸的航向平衡、穩(wěn)定和操縱性；副翼副翼主要有內(nèi)副翼、外副翼及混合式副翼。在大型飛機(jī)的組合橫向操縱系統(tǒng)中，其內(nèi)副翼（2塊）和外副翼（2塊）共四塊副翼。在低速飛行時(shí)，內(nèi)外副翼共同進(jìn)行橫向操縱，而高速飛行時(shí)，外側(cè)副翼被鎖定而脫離副翼操縱系統(tǒng)，僅由內(nèi)副翼進(jìn)行橫向操縱?，F(xiàn)代飛機(jī)副翼通常采用復(fù)合材料和蜂窩結(jié)構(gòu)。尾翼和操縱面的設(shè)計(jì)主要要求（1）在飛行所有允許的飛行狀態(tài)中，均能起到足夠的平衡、穩(wěn)定和操縱性作用；（2）有足夠的強(qiáng)度、剛度，并且重量盡可能輕；（3）在飛機(jī)允許的飛行速度范圍內(nèi)，不發(fā)生各種形式的振動(dòng)。尾翼和副翼的外載荷主要是氣動(dòng)載荷。結(jié)構(gòu)的質(zhì)量載荷較小。由氣動(dòng)載荷引起結(jié)構(gòu)的剪力、彎矩、扭矩。副翼和擾流片的功用：用來保證飛機(jī)繞X軸的橫向操縱性和平衡作用；橫向的穩(wěn)定性可以由機(jī)翼的上（下）反角或后掠角來保證。2、尾翼和副翼的載荷特點(diǎn)尾翼和副翼的載荷特點(diǎn)（1）安定面的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)：安定面無大開口，其構(gòu)造可以由翼梁、翼肋和帶長桁的壁板（或整體壁板）組成單塊式翼盒結(jié)構(gòu)；或多梁式翼盒結(jié)構(gòu)（如現(xiàn)代噴氣運(yùn)輸機(jī)）。（2）水平安定面的連接（3）垂直安定面的連接一般都與機(jī)身固定連接。3、安定面的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)連接形式固定式：含分段固定和貫穿機(jī)身二種可調(diào)式：貫穿機(jī)身總結(jié)尾翼平尾垂尾

水平安定面、升降舵

垂直安定面、方向舵1.7機(jī)體開口部位的構(gòu)造和受力分析由于乘坐人員、安置設(shè)備等原因，往往需要在機(jī)體結(jié)構(gòu)上開口。為了制造、維護(hù)和修理方便，機(jī)體各部分通常是分段制成后，再用裝在分離面上的連接接頭，將各段連成整體的。在開口部位和連接接頭處，由于結(jié)構(gòu)發(fā)生了變化，力的傳遞情況也隨之發(fā)生改變。這就給這些部位的構(gòu)件在受力上帶來一些特點(diǎn)。直接補(bǔ)償開口在開口處安裝受力艙口蓋受力艙口蓋由蓋板和一些加強(qiáng)型材鉚接而成，它用來代替開口部位的蒙皮、桁條、翼肋或隔框。為了使這種艙口蓋能很好地參與受力，它的周緣要用很多鉚釘、螺栓牢固地與開口周緣連接。這種艙口蓋拆裝不便，故多用在不需經(jīng)常拆卸的部位。沿開口周緣安裝加強(qiáng)構(gòu)件其艙口蓋通常只用少量螺釘或鎖扣來固定。在這種情況下，開口部位原來由壁板傳遞的載荷，將由加強(qiáng)構(gòu)件組成的框型結(jié)構(gòu)來傳遞，艙口蓋不傳遞軸向力和剪流，僅承受局部空氣動(dòng)力，起蓋住開口、保持飛機(jī)外表流線形的作用。這種補(bǔ)償方法，多用在開口不大，而艙口蓋又需要經(jīng)常拆卸的部位。

必須注意，修理這種補(bǔ)償開口部位的構(gòu)件時(shí)，不僅要保持其足夠的強(qiáng)度，并且應(yīng)使其剛度符合原來的要求。因?yàn)?，載荷是按構(gòu)件的剛度來分配的。如果修理以后的框型結(jié)構(gòu)剛度不足，結(jié)構(gòu)受力時(shí)，經(jīng)框型結(jié)構(gòu)傳遞的力應(yīng)會(huì)減小，而沿開口段兩邊的壁板傳遞的力則會(huì)增大，結(jié)果開口段兩邊的壁板就容易因受力過大而損壞；反之，如果框型結(jié)構(gòu)剛度過大，則經(jīng)框型結(jié)構(gòu)傳遞的力將比原設(shè)計(jì)情況的力大，這就會(huì)使與框型結(jié)構(gòu)連接的構(gòu)件受力過大，容易損壞

間接補(bǔ)償開口機(jī)體的結(jié)構(gòu)中的某些大的開口

(如起落架艙口)，采用直接補(bǔ)償是不合適的，因?yàn)?，這些地方不可能設(shè)置受力艙口蓋，而沿大的開口周緣安裝加強(qiáng)構(gòu)件又會(huì)使結(jié)構(gòu)過重。所以，這些開口通常是間接補(bǔ)償?？傊?，開口部位的翼梁不僅要承受機(jī)翼的全部彎矩，而且要承受由于機(jī)翼扭轉(zhuǎn)而引起的附加彎矩。因此，開口段翼梁截面上的總彎矩，是這兩個(gè)彎矩的代數(shù)和

定位編碼系統(tǒng)飛機(jī)定位編碼系統(tǒng)用于定位機(jī)身上或某些部件上零件的位置。其中機(jī)身站位用于沿前后方向（飛機(jī)縱軸方向）進(jìn)行定位；縱剖線用于沿飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面的左、右方向（橫向）定位；水線用于上、下（垂直）方向的定位。除此之外，還有襟翼站位、副翼站位等?？v剖線基準(zhǔn)(左、右定位)機(jī)身站位基準(zhǔn)面(前后定位)水線基準(zhǔn)面(上下定位)WL0BS0130英寸148.5英寸130機(jī)身站位說明BS,BSTA,STA—機(jī)身站位BBL,BL—機(jī)身縱剖線BWL,WL—機(jī)身水線LBL—左縱剖線RBL—右縱剖線飛機(jī)的各個(gè)部件機(jī)身駕駛艙發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)翼水平尾翼垂直尾翼升降舵方向舵副翼襟翼飛機(jī)各部件的功用機(jī)翼尾翼舵面

機(jī)身起落架動(dòng)力系統(tǒng)操縱系統(tǒng)

機(jī)載設(shè)備

—產(chǎn)生升力—穩(wěn)定和操縱—升降舵、方向舵、副翼、擾流片……—裝載、連接其他部件—起降滑跑、地面支撐—產(chǎn)生推力。包括發(fā)動(dòng)機(jī)及其附件系統(tǒng)。—操縱飛機(jī)。—飛行儀表、通訊、導(dǎo)航、環(huán)境控制、生命保障、能源供給等等。第2章載重與平衡

2.1重量與平衡的重要性

任何飛機(jī)遵守重量和平衡限制都對(duì)飛行安全至關(guān)重要。一架超出它的最大重量限制的運(yùn)行會(huì)危及飛機(jī)結(jié)構(gòu)整體的安全，對(duì)飛機(jī)的性能產(chǎn)生有害的影響。重心在允許的限制范圍之外時(shí)運(yùn)行的飛機(jī)會(huì)引起控制困難。對(duì)民航來說，飛機(jī)載重平衡是地面商務(wù)保障的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，直接影響到飛行安全。荷蘭國家航空航天研究（NLR）近期對(duì)1970—2005年全球和飛機(jī)載重平衡有關(guān)的不安全事件進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)35年里共有82起有完整記錄的飛行事故和載重平衡有關(guān)，世界范圍內(nèi)和載重平衡有關(guān)的事故率仍呈緩慢上升的趨勢(shì)，而這35年間全球飛行事故率已降低了近50%

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調(diào)整飛機(jī)載重與平衡的目的：安全在飛行中達(dá)到最高效率飛機(jī)載重與平衡問題分為：1超過最大載重2前部載重太大3后部載重太大他們對(duì)飛機(jī)分別會(huì)產(chǎn)生哪些情況呢？見書36頁飛機(jī)重復(fù)稱重的重要性飛機(jī)在一定時(shí)間內(nèi)的增重程度取決于飛機(jī)的使用、飛行時(shí)間、環(huán)境狀況以及起落場(chǎng)地的類型重量與平衡術(shù)語：基準(zhǔn)面力臂重心最大重量最大著陸重量最大停機(jī)重量最大起飛重量空重空重重心空重重心范圍實(shí)用重心范圍平均空氣動(dòng)力弦飛機(jī)的水平頂置燃油裝載最小燃油量無燃油重量毛重有用載重重量和平衡的問題時(shí)用到的術(shù)語。下列術(shù)語的列表和它們的定義是良好的標(biāo)準(zhǔn)化了，這些術(shù)語的知識(shí)將會(huì)幫助飛行員更好的理解任何飛機(jī)的重量和平衡計(jì)算。作為產(chǎn)業(yè)標(biāo)準(zhǔn)的通用航空制造商協(xié)會(huì)(GeneralAviationManufacturersAssociation)定義的術(shù)語在名稱后以GAMA標(biāo)記。臂(運(yùn)動(dòng)臂)

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是以英寸為單位的從基準(zhǔn)參考線到一個(gè)物體重心的距離。如果在參考線之后測(cè)量，那么代數(shù)符號(hào)為正(+)，如果在參考線之前測(cè)量，那么代數(shù)符號(hào)為負(fù)(-)。基本空重(GAMA)–

包括標(biāo)準(zhǔn)空重加上已經(jīng)安裝的可選和特殊裝備。重心

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是這樣一個(gè)點(diǎn)，如果飛機(jī)可能掛在這個(gè)點(diǎn)上，那么飛機(jī)會(huì)獲得平衡。它是飛機(jī)的質(zhì)量中心，或者是假設(shè)飛機(jī)的所有質(zhì)量都集中的一個(gè)理論上的點(diǎn)?？梢杂镁嚯x基準(zhǔn)參考線距離來表示，或者平均空氣動(dòng)力弦(MAC)的百分比表示。重心限制

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指定的前后兩點(diǎn)，在飛行時(shí)飛機(jī)的重心必須位于這個(gè)范圍內(nèi)。這些限制在飛機(jī)的有關(guān)規(guī)格文件中指出。重心范圍

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重心前后限制點(diǎn)之間的距離，在飛機(jī)的相關(guān)規(guī)格文件中指出?；鶞?zhǔn)線(參考線)

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是一個(gè)假象的豎直平面或者直線，所有力臂的測(cè)量都是從這里開始?；鶞?zhǔn)線是由制造商確立的。一旦選定了基準(zhǔn)線，所有力臂和重心位置的范圍都從這點(diǎn)開始測(cè)量。Δ（Delta）

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是一個(gè)用Δ表示的希臘字母，用來表示一個(gè)數(shù)值的變化。例如，ΔCG表示CG的一個(gè)變化(或運(yùn)動(dòng))。地板載重限制

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由制造商提供的地板每平方英寸或者英尺可以承受的最大重量。燃油載荷

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是飛機(jī)載荷的可消耗部分。它只包含可用的燃油，不包含那些用于填充管子或者殘余在油箱排油器中的燃油。許可的空重

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由機(jī)身，發(fā)動(dòng)機(jī)，不可用燃油，和不可排放的潤滑油加上裝備列表中指定的可選和標(biāo)準(zhǔn)裝備組成的空重。一些制造商使用這個(gè)術(shù)語優(yōu)先于GAMA標(biāo)準(zhǔn)化。最大著陸重量

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正常的飛機(jī)允許降落時(shí)的最大重量。最大停機(jī)坪重量–

滿載荷飛機(jī)的總重量，包括所有燃油。它比起飛重量大，因?yàn)樵陲w機(jī)滑行和滑跑時(shí)要燃燒燃油。最大停機(jī)坪重量也可以指最大滑行重量。【飛機(jī)停放在停機(jī)坪的時(shí)候允許的最大重量，在滑行到起飛之間，會(huì)燃燒部分燃油，知道低于最大起飛重量，所以最大停機(jī)坪重量大于最大起飛重量，由于滑行中使用的燃油一般不多，所以也會(huì)用最大滑行重量來稱呼，即地面機(jī)動(dòng)時(shí)允許的最大重量?！孔畲笃痫w重量

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起飛時(shí)允許的最大重量最大重量

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飛機(jī)和它的所有裝備的最大審定重量，這些裝備在這架飛機(jī)的類型認(rèn)證數(shù)據(jù)表(TypeCertificateDataSheets-TCDS)中指定。最大零燃油重量(GAMA)–

不包括可用燃油時(shí)的最大重量。平均空氣動(dòng)力弦(MAC)–

從機(jī)翼前緣到后緣的平均距離。力矩

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一個(gè)物體重量和它的力臂之乘積。力矩用磅-英寸表示。總力矩是飛機(jī)重量乘以從基準(zhǔn)線到重心之間的距離。力矩指數(shù)(或指數(shù))

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力矩除以一個(gè)常量后的值，例如除以100，1000，10000。使用力矩指數(shù)的目的是為了簡(jiǎn)化飛機(jī)的重量和平衡計(jì)算，因?yàn)橹氐奈矬w和長力臂的結(jié)果是很大的難以管理的數(shù)字?！境灾笖?shù)之后可以使數(shù)字變小，但是計(jì)算還是等效的】有效載荷(GAMA)–

乘客，貨物和行李的重量。標(biāo)準(zhǔn)空重(GAMA)–

包含機(jī)身，發(fā)動(dòng)機(jī)，和所有固定位置的運(yùn)行裝備且永遠(yuǎn)安裝在飛機(jī)上的物件；包括固定的壓艙物，液壓流體，不可用燃油，和全部的發(fā)動(dòng)機(jī)潤滑油。標(biāo)準(zhǔn)重量

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為很多涉及重量和平衡計(jì)算的物件而確定。如果真實(shí)重量可用的話，就不應(yīng)該使用這些重量。一些標(biāo)準(zhǔn)重量有：汽油........................6磅/美制加侖

潤滑油......................7.5磅/美制加侖

水..........................8.35磅/美制加侖測(cè)站

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是飛機(jī)上的一個(gè)位置，以英寸為單位用一個(gè)數(shù)字指定它到基準(zhǔn)線的距離。因此，基準(zhǔn)線被指定為測(cè)站0。位于測(cè)站+50的一個(gè)物體將有50英寸的力臂。有用載荷

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飛行員，副駕駛，乘客，行李，可用燃油，可排泄?jié)櫥偷闹亓?。它是基本空重減去最大允許總重。這個(gè)術(shù)語只適用于通用航空飛機(jī)。標(biāo)準(zhǔn)平均翼弦(SMC)

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在所有翼弦中,長度等于機(jī)翼面積與翼展之比的翼弦稱為標(biāo)準(zhǔn)平均翼弦,用SMC表示.任何飛機(jī)遵守重量和平衡限制都對(duì)飛行安全至關(guān)重要。一架超出它的最大重量限制的運(yùn)行會(huì)危及飛機(jī)結(jié)構(gòu)整體的安全，對(duì)飛機(jī)的性能產(chǎn)生有害的影響。重心在允許的限制范圍之外時(shí)運(yùn)行的飛機(jī)會(huì)引起控制困難。重量控制重量是一種力，重力就是通過利用它把一個(gè)問題向地球的中心吸引。它是物體的質(zhì)量和作用在物體上的加速作用共同的結(jié)果。重量是飛機(jī)建造和運(yùn)行中的一個(gè)主要因素，也和所有飛行員的需要有關(guān)。重力一直有把飛機(jī)向地球拉的傾向。升力是唯一的抵消重力和維持飛機(jī)飛行的力。然而，機(jī)翼產(chǎn)生的升力大小是受機(jī)翼設(shè)計(jì)，迎角，空速和空氣密度限制的。因此，為確保產(chǎn)生的升力足以抵消重力，必須避免飛機(jī)的載荷超出制造商的建議重量。如果重量比產(chǎn)生的升力大，飛機(jī)可能不能飛行。重量的影響只要考慮性能，在飛機(jī)上增加飛機(jī)總重的任何東西都是不希望的。制造商努力的做到讓飛機(jī)盡可能的輕而不犧牲強(qiáng)度和安全性能。一架飛機(jī)的飛行員應(yīng)該永遠(yuǎn)知道超載的嚴(yán)重性。一架超載的飛機(jī)可能不能離開地面，或者如果它確實(shí)升空了，它可能表現(xiàn)出意料不到和不尋常的拙劣飛行特性。如果一架飛機(jī)沒有被正確的配載，拙劣性能的最初表現(xiàn)通常發(fā)生在起飛階段。過大的重量幾乎在每個(gè)方面都降低了飛機(jī)的飛行性能。超載飛機(jī)的最重要性能缺陷是：較高的起飛速度更長的起飛滑跑減小了爬升率和爬升角降低了最大飛行高度航程縮短減小了巡航速度降低了機(jī)動(dòng)性能較高的失速速度較高的進(jìn)近和著陸速度較長的著陸滑跑前輪或者尾輪過重飛行員必須深入理解重量對(duì)自己所飛的特定飛機(jī)的性能的影響。飛行前規(guī)劃應(yīng)該包含性能表的檢查，以確定飛機(jī)的重量是否會(huì)促成危險(xiǎn)的飛行運(yùn)行。過大的重量本身就降低了飛行員可用的安全余度，當(dāng)其它降低性能的因素和超載結(jié)合時(shí)甚至變的更加危險(xiǎn)。飛行員也必須考慮發(fā)生緊急情況時(shí)飛機(jī)超載的嚴(yán)重性。如果起飛時(shí)一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)失效，或者在低高度的時(shí)候機(jī)身結(jié)冰，通常這時(shí)降低飛機(jī)重量來保持飛機(jī)在空中就遲了。重量的變化飛機(jī)的重量可以通過變更燃油裝載量來改變。汽油有相當(dāng)?shù)闹亓?，每加?磅重量，30加侖可能比一位乘客還重。但是必須記住如果重量是通過減少燃油來降低的，那么飛機(jī)的航程也被減少了。飛行期間，通常燃油燃燒是飛機(jī)重量變化的唯一原因。隨著燃油被消耗，飛機(jī)變得越來越輕，性能也得到改善。固定裝置的變化對(duì)飛機(jī)的重量有重要的影響。一架飛機(jī)可能由于安裝額外的無線電和儀表而超載。修理和修正也可能影響飛機(jī)的重量。平衡，穩(wěn)定性和重心平衡是指飛機(jī)的重心(CG)位置，對(duì)飛行中的飛機(jī)穩(wěn)定性和安全非常重要。重心是一個(gè)點(diǎn)，如果飛機(jī)被掛在這個(gè)點(diǎn)上，那么飛機(jī)會(huì)在這點(diǎn)獲得平衡。飛機(jī)配平的主要考慮是重心沿縱軸的前后位置。重心不一定是一個(gè)固定點(diǎn)；它的位置取決于重量在飛機(jī)上的分布。隨著很多裝載物件被移動(dòng)或者被消耗，重心的位置就有一個(gè)合成的偏移。飛行員應(yīng)該認(rèn)識(shí)到如果飛機(jī)的重心沿縱軸太靠前，就會(huì)產(chǎn)生頭重現(xiàn)象；相反的，如果重心沿縱軸太靠后，就會(huì)產(chǎn)生后重現(xiàn)象。不適當(dāng)?shù)闹匦奈恢每赡軐?dǎo)致一種飛行員不能控制飛機(jī)的不穩(wěn)定狀態(tài)。重心相對(duì)橫軸的參考位置也很重要。對(duì)存在于機(jī)身中心線左側(cè)的每一物件的重量，有相等的重量存在于右側(cè)的對(duì)應(yīng)位置。然而，這可能由于橫向的不平衡載荷而弄翻。重心的橫向位置是不計(jì)算的，但是飛行員必須知道橫向不平衡條件肯定會(huì)導(dǎo)致不利影響的發(fā)生。如果從飛機(jī)一側(cè)的油箱不均衡的向發(fā)動(dòng)機(jī)供應(yīng)燃油，由此燃油載荷管理不善，就會(huì)發(fā)生橫向不平衡。飛行員可以通過調(diào)整副翼配平片或者在副翼上保持持續(xù)的控制壓力來抵消發(fā)生的機(jī)翼變重狀態(tài)。然而，這把飛機(jī)控制置于非流線型的狀態(tài)，增加了阻力，進(jìn)而降低了運(yùn)行效率。由于橫向平衡相對(duì)容易控制，而縱向平衡更為關(guān)鍵，平衡主要指重心的縱向位置。在任何時(shí)候，駕駛一架不平衡狀態(tài)的飛機(jī)會(huì)導(dǎo)致飛行員疲勞增加，明顯的影響飛行安全和效率。飛行員對(duì)縱向不平衡的正常糾正就是改變配平來消除過大的控制壓力。然而，過量的配平從效果上不僅降低了氣動(dòng)效率，還減少了配平所在方向上的基本控制的行程距離。不利平衡的影響不利的平衡狀態(tài)對(duì)飛機(jī)飛行特性的影響非常類似于過重狀態(tài)下提到的方式。此外，有兩個(gè)主要的飛機(jī)特性可能被不當(dāng)平衡嚴(yán)重的影響；這些是穩(wěn)定性和控制。頭重狀態(tài)下的載荷會(huì)導(dǎo)致控制和抬升機(jī)頭時(shí)的問題，特別在起飛和著陸時(shí)。尾重狀態(tài)下的載荷對(duì)縱向穩(wěn)定性有最嚴(yán)重的影響，會(huì)降低飛機(jī)從失速和螺旋中恢復(fù)的能力。從尾重載荷產(chǎn)生的另一個(gè)不期望的特性是它導(dǎo)致非常輕的控制力。這會(huì)使飛行員很容易的無意間使飛機(jī)承受過大應(yīng)力。飛機(jī)重心位置的限制是由制造商確立的。這些是重心不能超出的前后位置，否則就不能飛行。這些限制公布在每架飛機(jī)的類型證書數(shù)據(jù)表，或者飛機(jī)規(guī)格和飛機(jī)飛行手冊(cè)，或者飛行員操作手冊(cè)。如果裝載后，重心沒有位于允許限制內(nèi)，在要起飛前重新布置飛機(jī)內(nèi)某些物件的位置是必要的。重心的前面限制通常確定在一個(gè)位置，這個(gè)位置是根據(jù)飛機(jī)的著陸特性得到的。著陸期間，這是飛行的最關(guān)鍵階段之一，超出前面的重心限制可能導(dǎo)致前輪的過載；在后三點(diǎn)式起落架飛機(jī)上發(fā)生機(jī)頭越過；性能降低；較高的失速速度；以及增加控制力。在極端情況下，重心位于前向限制的前面會(huì)導(dǎo)致機(jī)頭沉重到在著陸時(shí)非常困難或者不可能拉平的這種程度。制造商故意的把前向重心限制盡可能的朝后放，以幫助飛行員避免著陸時(shí)損壞飛機(jī)。除了靜態(tài)和動(dòng)態(tài)縱向穩(wěn)定性降低，重心位于允許限制范圍之后可能導(dǎo)致的其他不期望影響包括控制極其困難，激烈的失速特性，非常輕的操縱桿力，這會(huì)使飛行員很容易無意間對(duì)飛機(jī)施加過大應(yīng)力控制。也指定了一個(gè)受限制的前向重心極限以確保在最低空速時(shí)升降舵有足夠的偏轉(zhuǎn)量。當(dāng)結(jié)構(gòu)性限制或者大的操縱桿力不能限制前向重心位置時(shí)，這時(shí)就要求完全升起升降舵來獲得一個(gè)著陸需要的大迎角。后面的重心限制是一個(gè)最靠后的位置，在這個(gè)位置是最嚴(yán)重的機(jī)動(dòng)或者操作可以執(zhí)行的極限。隨著重心向后移動(dòng)，就會(huì)發(fā)生穩(wěn)定性降低，它降低了飛機(jī)在機(jī)動(dòng)或者紊流之后自我糾正的能力。一些飛機(jī)的重心限制，不管是前面限制還是后面限制，可能會(huì)隨著飛機(jī)總重的不同而變化。它們也可能由于特定的操作而變化，例如特技飛行，起落架收起，或者改變飛行特性的特殊裝載和設(shè)備的安裝。重心的實(shí)際位置會(huì)因?yàn)楹芏嘧兓蛩囟淖?，通常是由飛行員來控制的。行李和貨物的放置會(huì)決定重心位置。乘客的座位分配也可以作為一個(gè)獲得良好平衡的方法。如果飛機(jī)是尾部偏重的，唯一合理的就是把體重大的乘客向前面的座位調(diào)。而且，燃油燃燒也會(huì)影響基于油箱位置的重心。重量管理和平衡控制重量和平衡控制應(yīng)該是所有飛行員都要考慮的事情。飛行員要對(duì)特定飛機(jī)的載重和燃油(這兩個(gè)變化因素都會(huì)改變總重和重心位置)管理有所掌控。飛機(jī)所有者或者運(yùn)營者應(yīng)該確保飛行員可以獲得需要使用的飛機(jī)內(nèi)的最新信息，也應(yīng)該保證在完成維修或者替換之后在飛機(jī)記錄中有爭(zhēng)取的記錄。重量變化必須被記錄，在重量和平衡記錄中要有正確的符號(hào)。如果適合的話，裝備列表必須及時(shí)更新。如果沒有這些信息，飛行員就沒有必要的計(jì)算和決定所以來的基礎(chǔ)。在任何飛行之前，飛行員應(yīng)該確定飛機(jī)的重量和平衡狀態(tài)。飛機(jī)制造商已經(jīng)設(shè)計(jì)出基于聲音原理的簡(jiǎn)單而有序的程序，用于判斷載荷狀態(tài)。飛行員必須使用這些程序和練習(xí)良好的判斷。在很多現(xiàn)代飛機(jī)上，基本不可能裝滿行李艙，座位和燃油箱，仍然位于核準(zhǔn)的重量和平衡限制范圍內(nèi)。如果承載了最大乘客載荷，通常飛行必須降低燃油載荷或者降低行李的重量。通過計(jì)算飛機(jī)空重和增加每一個(gè)裝載在飛機(jī)上的重量，就可以計(jì)算總重量。這是很簡(jiǎn)單的，但是以這樣一種方式來分布這些重量，即裝載的飛機(jī)的總體質(zhì)量在重心處平衡，它必須位于指定的限制范圍內(nèi)，特別是在沒有理解重量和平衡的基本原理時(shí)，就會(huì)發(fā)生很嚴(yán)重的問題。飛機(jī)獲得平衡的那個(gè)點(diǎn)可以通過定位重心來計(jì)算，正如術(shù)語的定義中規(guī)定的一樣，重心是一個(gè)假象所有的重量都集中在一起的點(diǎn)。為在縱向穩(wěn)定性和升降舵控制之間提供必要的平衡，重心通常稍微位于升力中心的前面。這種載荷狀態(tài)導(dǎo)致飛行時(shí)機(jī)頭有向下的趨勢(shì)，這正是在以大迎角和低速飛行時(shí)所期望的。重量和平衡計(jì)算的基本原理平衡點(diǎn)(重心)的安全區(qū)域稱為重心范圍。范圍的端點(diǎn)稱為前向重心限制和后向重心限制。這些限制通常以英寸為單位指定，沿飛機(jī)縱軸從基準(zhǔn)線開始測(cè)量。基準(zhǔn)線是飛機(jī)設(shè)計(jì)者確立的任意一點(diǎn)，不同的飛機(jī)它的位置會(huì)變化。前極限后極限從基準(zhǔn)線到飛機(jī)的任何組成部件或者裝載在飛機(jī)上的任何物體的距離稱為力臂。當(dāng)物體或者部件位于基準(zhǔn)線之后時(shí)，力臂為正，單位為英寸；如果位于基準(zhǔn)線前面，則為負(fù)值，單位為英寸。物體或部件的位置通常被稱為測(cè)站(station)。如果任何物體或者部件的重量乘以到基準(zhǔn)線的距離，那么乘積就是力矩。力矩是對(duì)導(dǎo)致重量繞一個(gè)點(diǎn)或者軸旋轉(zhuǎn)的重力力量的一種度量，以磅-英寸表示。假設(shè)50磅的重量位于板上距離基準(zhǔn)線100英寸的點(diǎn)或者測(cè)站上。重量的向下力量可以用50磅乘以100英寸來計(jì)算，其乘積為一個(gè)5000磅英寸的力矩。如圖為了建立一個(gè)平衡，必須在板的另一端施加總共為5000磅英寸的力矩。重量和距離的任何組合其乘積為5000磅英寸的力矩就可以平衡這個(gè)板。例如，如圖所示，如果一個(gè)100磅的重量放置于距離基準(zhǔn)線25英寸的一點(diǎn)(測(cè)站)，另一個(gè)50磅的重量放置于距離基準(zhǔn)線50英寸的一點(diǎn)(測(cè)站)，兩個(gè)重量和它們距離乘積的總和即總力矩為5000磅英寸，它將可以平衡這個(gè)模板。

重量和平衡約束應(yīng)該嚴(yán)格的遵守飛機(jī)的重量和平衡約束。特定飛機(jī)的載荷狀態(tài)和空重可能和飛機(jī)飛行手冊(cè)/飛行員操作手冊(cè)中的不同，因?yàn)榭赡芤呀?jīng)發(fā)生過設(shè)備修理或者替換。飛機(jī)飛行手冊(cè)中的示例載荷問題只用于指南目的；因此，每一架飛機(jī)需要具體對(duì)待。盡管一架飛機(jī)認(rèn)證了具體的最大總起飛重量，但是以這樣的載荷起飛不是在所有情況下都是安全的。影響起飛和爬升性能的條件諸如高海拔高度，高的氣溫，以及高的濕度(高密度高度)會(huì)要求在飛行前降低重量。起飛前需要考慮的其他因素是跑道長度，跑道表面，跑道坡度，地面風(fēng)向，以及障礙物的存在。這些因素可能需要在飛行前降低重量。一些飛機(jī)的設(shè)計(jì)使得難以把它裝載成重心超出范圍限制。這些通常是小飛機(jī)，它們的坐位，燃油，行李區(qū)域位于靠近重心限制的地方。但是，這些飛機(jī)可能被裝載的超重。其他飛機(jī)甚至可以被裝載成重心超出限制，甚至在還沒有超出有效載荷的條件下。由于失衡和超重狀態(tài)的影響，飛行員應(yīng)該總是能夠確保一架飛機(jī)被正確的裝載了。飛機(jī)平衡的種類對(duì)于作用于飛機(jī)的各個(gè)力，如果不是通過飛機(jī)的重心，就要對(duì)飛機(jī)的重心構(gòu)成力矩，促使飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)。引起飛機(jī)俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)的力矩叫俯仰力矩，引起飛機(jī)偏轉(zhuǎn)的力矩叫偏轉(zhuǎn)力矩，引起飛機(jī)滾動(dòng)的力矩叫滾動(dòng)力矩。

力矩有三種，飛機(jī)的平衡