喜欢飞机的朋友看过来，飞机的结构基础（上）

互推小编 2023-11-08

1.概述

固定机翼飞机的机体由机身、机翼、安定面、飞行操纵面和起落架五个主要部件组成。

直升机的机体由机身、旋翼及其相关的减速器、尾桨（单旋翼直升机才有）和起落架组成。

机体各部件由多种材料组成，并通过铆钉、螺栓、螺钉、焊接或胶接而联接起来。飞机各部件由不同构件构成。飞机各构件用来传递载荷或承受应力。单个构件可承受组合应力。

对某些结构，强度是主要的要求；而另一些结构，其要求则完全不同。例如，整流罩只承受飞机飞行过程中的局部空气动力，而不作为主要结构受力件。

1.2.飞机载荷

飞行中，作用于飞机上的载荷主要有飞机重力，升力，阻力和发动机推力（或拉力）。飞行状态改变或受到不稳定气流的影响时，飞机的升力会发生很大变化。飞机着陆接地时，飞机除了承受上述载荷外，还要承受地面撞击力，其中以地面撞击力最大。飞机承受的各种载荷中，以升力和地面撞击力对飞机结构的影响最大。

1.2.1 平飞中的受载情况

飞机在等速直线平飞时，它所受的力有：飞机重力G、升力Y、阻力X和发动机推力P。为了简便起见，假定这四个力都通过飞机的重心，而且推力与阻力的方向相反。则作用在飞机上的力的平衡条件为：升力等于飞机的重力，推力等于飞机的阻力。

即：

飞机作不稳定的平飞时，推力与阻力是不相等的。推力大于阻力，飞机就要加速；反之，则减速。由于在飞机加速或减速的同时，飞行员减小或增大了飞机的迎角，使升力系数减小或增大，因而升力仍然与飞机重力相等。平飞中，飞机的升力虽然总是与飞机重力相等，但是，飞行速度不同时，飞机上的局部气动载荷（局部空气动力）是不相同的。飞机以小速度平飞时，迎角较大，机翼上表面受到吸力，下表面受到压力，这时的局部气动载荷并不很大；而当飞机以大速度平飞时，迎角较小，对双凸型翼型机翼来说，除了前缘要受到很大压力外，上下表面都要受到很大的吸力。翼型越接近对称形，机翼上下表面的局部气动载荷就越大。所以，如果机翼蒙皮刚度不足，在高速飞行时，就会被显著地吸起或压下，产生明显的鼓胀或下陷现象，影响飞机的空气动力性能。

1.2.2 机在垂直平面内作曲线飞行时的受载情况

飞机在垂直平面内作曲线飞行的受载情况如图1-2所示。这时，作用于飞机的外力仍是飞机的重力、升力、阻力和发动机的推力。但是，这些外力是不平衡的。

曲线飞行虽是一种受力不平衡的运动状态，但研究飞机在曲线飞行中的受载情况时，为了方便起见，可以假设飞机上还作用着与向心力大小相等、方向相反的惯性离心力。这样，就可以把受力不平衡的曲线飞行作为受力平衡的运动状态来研究。

飞机在垂直平面内作曲线飞行时，升力可能大大超过飞机重量。飞机在曲线飞行中所受的载荷可能比平飞时大得多。可以推导出如下公式：其中r为飞机机动飞行的曲率半径，v为飞行速度。

由于飞机在每一位置的θ角不同，而且飞行速度和曲率半径也不可能一样，所以，飞机在垂直平面内做曲线飞行时，飞机的升力也是随时变化的。

1.2.3 机在水平平面内作曲线飞行时的受载情况

水平转弯时,飞机具有一定的倾斜角（玻度）β，升力与垂线之间也构成β角。这时，水平分力Y sinβ就是飞机转弯时的向心力，它与惯性离心力N平衡；升力的垂直分力Ycosβ与飞机重力G平衡，即

水平转弯时，cosβ总是小于1，故升力总是大于飞机的重量；倾斜角越大，cosβ越小，因而升力越大。

1.2.4 飞机过载

在曲线飞行中，作用于飞机上的升力经常不等于飞机的重量。为了衡量飞机在某一飞行状态下受外载荷的严重程度，引出过载(或称载荷因数)这一概念。作用于飞机某方向的除重量之外的外载荷与飞机重量的比值，称为该方向的飞机重心过载，用n表示。飞机在Y轴方向的过载，等于飞机升力（Y）与飞机重量的比值，即

飞机在X轴方向的过载等于发动机推力P与飞机阻力X之差与飞机重量的比值，即

飞机在Z轴方向的过载等于飞机侧向力（Z）与飞机重量的比值，即

飞机在飞行中，Y轴方向的过载n(y)往往较大，它是飞机结构设计中的主要指标之一，飞机的结构强度主要取决于Y方向的过载n(y),而其它两个方向的过载n(x),n(z)都较小，它们对飞机结构强度的影响也较小。

在不同的飞行状态下，飞机重心过载的大小往往不一样。过载可能大于1、小于1、等于1、等于零甚至是负值，这决定于曲线飞行时升力的大小和方向。飞机平飞时，升力等于飞机的重量，n(y)等于1；曲线飞行时，升力经常不等于1。飞行员柔和推杆使飞机由平飞进入下滑的过程中，升力比飞机重量稍小一些，n(y)就小于1；当飞机平飞时遇到强大的垂直向下的突风或在垂直平面内做机动飞行时，驾驶员推杆过猛，升力就会变成负值，n(y)也就变为负值；当飞机以无升力迎角垂直俯冲时，载荷因数就等于零。

n(y)的正、负号与升力的正、负号一致，而升力的正、负号取决于升力与飞机Y轴（立轴）的关系。如果升力的方向与Y轴相同，则取正号；反之则取负号。

1.2.5 飞机部件的过载

在研究飞机各部件的载荷时，只知道飞机的过载是不够的，还必须知道部件的过载。部件过载是该部件在某一飞行状态中的质量力与其本身重量的比值。当飞机没有对重心的角加速度时，部件的过载等于飞机的过载；当飞机有对重心的角加速度时，飞机重心以外各部件的过载，等于飞机的过载加上或减去一个附加过载。

1.2.6 飞机着陆时的过载

飞机着陆接地时的速度可分解为水平分速和垂直分速。由于水平分速是在着陆滑跑过程中逐渐消失的，因此飞机沿水平方向的受力不大；垂直分速是在飞机与地面相对撞击后很短的时间内消失的，故飞机沿垂直方向的撞击力较大。飞机着陆接地时承受的载荷，主要就是作用于起落架的垂直撞击力。飞机接地时垂直方向的过载，为作用于起落架上的垂直撞击力与飞机重量的比值。

如果飞机没有绕重心的角加速度，则部件的过载就等于飞机重心的过载；否则，还要加上由角加速度引起的附加过载。例如：前三点式起落架飞机以两个主轮接地时，作用于起落架的载荷对飞机重心的力矩，要使飞机产生机头下俯的角加速度。这时，飞机重心后面的部件，其过载等于飞机重心过载加上一个附加过载；而飞机重心前面的部件，则应减去一个附加过载。

1.3 载荷、变形和应力的概念

1.3.1 载荷及其分类

任何结构和结构中的各个构件，在工作过程中都会受到其它物体对它的作用力，这种作用力通常叫做载荷（或外部载荷）。例如，飞行中机翼上的空气动力，起落架等部件的重力,都是作用于机翼上的载荷。各种构件在载荷的作用下，它的支点都会对它产生反作用力。构件承受的各种载荷和支点的反作用力，统称为作用于该构件的外力。

按作用方式，载荷主要分为集中载荷和分布载荷。集中载荷是指集中作用于一点上的载荷。分布载荷是指作用一个面积或长度上的载荷。如果分布载荷的作用面积相对较小，可以把它近似看作是集中载荷，这样在实际中可使问题简化。例如吊装在机翼上发动机对机翼的载荷可认为是集中载荷。

根据载荷作用于构件的性质的不同，载荷可分为静载荷和动载荷。如果载荷是逐渐加到构件上去的，或者载荷加到构件上后，它的大小和方向不变或变化很小，此载荷叫静载荷。如飞机停放时起落架所承受的载荷，就是一种静载荷；又如，千斤顶顶飞机时，所承受的载荷是逐渐增大的，它也属于静载荷。

如果载荷是突然加到构件上去的，或者载荷加到构件上后，它的大小和方向（或其一）有显著变化，这样的载荷称为动载荷。如飞机着陆时起落架所受到的地面撞击力；飞机着陆滑跑因为跑道不平，使各部分承受的力都属于动载荷。

1.3.2 构件在载荷作用下的变形

构件在载荷作用下，其尺寸和形状都会有不同程度的改变，这种尺寸和形状的改变叫做变形。

构件在载荷作用下所产生的变形，当载荷去掉后即能消失的变形，叫弹性变形。不能消失的变形叫永久变形（或残余变形）。

构件承受载荷的情况不同，它所产生的变形形式也不一样，但其基本变形为拉伸、压缩、剪切、扭转和弯曲五种。实际上，飞机结构受力时，各构件的变形，往往是比较复杂的，常常是几种变形的组合，称为复合变形。

1.3.3 内力和应力的概念

当构件受到外力作用而变形时，材料分子之间的距离发生变化，这时分子之间会产生一种反抗变形，力图使分子间的距离恢复原状的力，这种力叫内力。构件受力变形时所产生的内力，可利用截面法求得。

要判断构件受力的严重程度，仅知道内力的大小是不够的。构件在外力作用下，单位横截面面积上的内力叫做应力。如果内力是均匀分布的，则构件任意截面上的应力等于截面上的总内力除以横截面积。应力可分成垂直于所取截面和平行于所取截面的两个分量。垂直于横截面的应力称为正应力，平行于横截面的应力称为剪应力。

1.3.4 强度和刚度的概念

构件在传力过程中，横截面上的应力要随着载荷的增大而增大。对于一定材料制成的构件来说，当截面上的应力增大到一定限度后，构件就会损坏（产生显著的永久变形或断裂）。构件在外力作用下，抵抗破坏（或断裂）的能力叫做构件的强度。构件的强度越大，表示它开始损坏时所受的载荷越大。为了使构件在规定的载荷作用下工作可靠，应保证它具有足够的强度。

构件即使强度足够，但在载荷作用下还可能由于变形量过大而影响工作。因此，构件还应具有足够的抵抗变形的能力。构件在外力作用下抵抗变形的能力称为构件的刚度。构件的刚度越大，在一定的载荷作用下产生的变形越小。

构件在外力作用下保持其原有平衡形式的能力称为构件的稳定性。细长杆和薄壁结构受压后易突然失去原有的平衡形式，此种现象叫做失去稳定性，简称失稳。飞机蒙皮在受压后会产生皱折的现象，就是由于蒙皮受压失稳造成的。

要保证构件正常工作，构件必须具有足够的强度、刚度和稳定性。构件的强度、刚度、稳定性与其材料的性质、截面尺寸和形状有关。另外构件的强度和刚度还与使用、维护的条件有关。例如，构件装配不当，受到划伤或腐蚀等，强度和刚度就会减弱。因此，维护和使用过程中，应根据构件的性质和受力特点等，注意保持其强度和刚度。

1.3.5 飞机承受的五种主要应力

所有飞机都承受有五种主要应力

拉伸应力

压缩应力

扭转应力（扭矩）

剪切应力

弯曲应力（弯矩）

拉伸应力是抵抗试图拉断物体的应力。压缩应力是抵抗压力的应力。扭矩是产生扭转变形的应力。剪切应力是抵抗力图引起材料某一层与相邻一层产生相对错动之力的应力。弯曲应力是压缩应力和拉伸应力的组合。当杆件受到弯曲作用时，弯曲的内侧面缩短（压缩），而弯曲的外侧面拉长（拉伸）。

1.4 机翼结构

1.4.1 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侧稳定性。在机翼上安装有一些操纵面，在其后缘，有副翼和后缘襟翼；在其前缘有前缘襟翼、缝翼；在其上表面有扰流板。另外很多飞机的发动机和主起落架安装于机翼结构上。机翼的内部空间常用来收藏主起落架和储存燃油。

1.4.2 机翼的配置

目前，除了个别低速飞机仍是双翼机外，绝大多数是单翼机。

单翼机在机身上的配置，可分为上单翼、中单翼和下单翼三种型式。

从机翼与机身的干扰阻力来看，以中单翼为最小，上单翼次之，下单翼最大。从机身内部容积的利用来看，以上单翼为最优跃。因为上单翼飞机机翼通过机身的部分骨架，位于机身上部，不影响机身内部容积的利用；中单翼的翼梁要横穿机身中部，对机身内容积的利用有一定影响；下单翼飞机机身内的可用容积较大，但固定在机身下部的翼梁，会限制安装在机翼下部部件的尺寸。吊装在下单翼飞机下部的发动机可使发动机的维护方便。从起落架的配置来看，如果将起落架装在机翼上，上单翼飞机的起落架较长，这样不仅重量大，而且不易收放。在这方面，下单翼机比较有利。此外，上单翼飞机由于机翼位置较高，检修、拆装机翼上的发动机或其它附件，以及向机翼内的油箱加添燃油都不方便，这会给维护工作带来困难。

1.4.3 机翼上的外载荷

如图1-10所示，飞行中，作用于机翼的外部载荷有：空气动力、机翼结构质量力和部件的质量力。机翼在外部载荷作用下，象一根固定在机身上的悬臂梁一样，要产生弯曲和扭转变形，因此，在这些外载荷作用下，机翼各截面要承受剪力、弯矩和扭矩。由于机翼结构沿水平方向尺寸较大，因而水平剪力和水平弯矩的对飞机结构受力影响较小，在受力分析时只分析垂直剪力、扭矩和垂直弯矩。

机翼结构质量力是机翼结构重量和它在飞行中产生的惯性力的总称，即机翼结构重量和变速运动惯性力。

升力是当机翼以一定速度相对空气运动时，空气作用在机翼表面上的空气动力在垂直于来流方向上的分量。

1.4.4 平直机翼各截面的剪力、弯矩和扭矩图

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。当机翼分成两半分别与机身相连时，可把每半个机翼看做支持在机身上的悬臂梁；若整个机翼为一体时，则可把它看做支持在机身上的双支点外伸梁。

作用于机翼各截面的剪力、弯矩和扭矩是不相等的。如图1-11所示，为平直机翼的剪力、弯矩和扭矩图，它们描述了机翼截面剪力、弯矩和扭矩沿机翼翼展方向的变化情况。可以看出：①如果机翼上只有空气动力和机翼结构质量力，则越靠近机翼根部，横载面上的剪力、弯矩和扭矩越大。②当机翼上同时作用有部件集中质量力时，上述力图会在集中质量力作用处产生突变或转折。

如图1-12所示为后掠机翼的剪力、弯矩和扭矩图。

1.4.5 机翼主要受力构件

机翼的外部载荷，是由许多构件组成一定型式的结构来承受的。

机翼通常是由翼梁、桁条、翼肋和蒙皮等构件组成。翼梁由缘条和腹板铆接而成，翼肋铆结在翼梁腹板上，桁条铆接在翼肋上，蒙皮则铆接在翼梁缘条、翼肋和桁条等构件上。

机翼结构中，各种构件的基本作用不外乎有两方面：一是形成和保持必需的机翼外形；二是承受外部载荷引起的剪力、弯矩和扭矩。

形成机翼外形的基本构件是翼肋和蒙皮。翼肋的形状就是根据选定的翼型制成的。蒙皮包在整个机翼骨架外面，可以保证机翼外表光滑和形成必要的翼型。为了使蒙皮在局部空气动力作用下，不致产生过大的鼓胀和下陷，现代飞机都采用了金属蒙皮。此外，桁条对保持机翼的外形也有一定作用，因为它能支持蒙皮，防止蒙皮产生过大的变形。

机翼结构中承受剪力、弯矩和扭矩的基本构件是翼梁、桁条和蒙皮(如图1-13所示)。

剪力Q要使截面外端沿垂直方向向上移动。由于机翼的蒙皮、翼梁缘条和桁条沿垂直方向很容易产生变形，而翼梁腹板抵抗垂直方向变形的能力却很大，它能有效地阻机翼向上移动。所以，剪力主要是由翼梁腹板承受的。

弯矩要使机翼产生弯曲变形。当向上弯曲时，翼梁下缘条、机翼下表面的桁条和蒙皮，都会产生拉伸的轴向内力，而翼梁上缘条、上表面的蒙皮和桁条，则产生压缩的轴向内力，它们组成内力偶与弯矩平衡。所以，弯矩引起的轴向力是由翼梁缘条、桁条和蒙皮共同承受的。

机翼受扭矩作用时，翼梁缘条和桁条都很容易变形，而金属蒙皮和翼梁腹板所组成的合围框，却能很好地反抗扭转变形，这时，蒙皮和腹板截面上会产生扭转剪应力并形成反力矩来与扭矩平衡。因此，金属蒙皮机翼的扭矩，是由蒙皮和腹板所组成的几个合围框承受。由于翼梁腹板上同时产生的两个方向相反的扭转剪应力，能互相抵消或部分抵消，所以，可近似地认为，扭矩是由蒙皮形成的整个合围框承受的。

对于双梁式机翼，其扭矩是由上、下翼面蒙皮和前、后梁组成的合围框（盒段）承受和传递。如果机翼前缘没有安装前缘缝翼和前缘襟翼，则前缘蒙皮与前梁组成的盒段也承受和传递一小部分扭矩。

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