機翼、尾翼的結構設計

5.1.1

機翼結構設計的任務與內容任務：合理地選擇機翼結構的受力型式布置機翼結構的主要受力構件確定結構元件的數量及尺寸5.1

機翼結構設計的原始依據內容

熟悉機翼結構設計的原始條件、基本要求、設計規范等；

結構方案設計(選擇結構受力型式、主要元件的布置、材料的選用等)；

機翼結構的打樣設計，根據結構設計方案，確定主要元件的尺寸、連接，并對結構主要性能進行評估；詳細設計5.1.2

結構設計的原始依據一、總體性能參數翼載荷p=Y/S或G/S機翼面積S機翼最大設計過載系數ny……二、機翼外形參數

機翼展弦比

或機翼展長l或梯形比展弦比

機翼展長l

彎矩

重量梯形比

機翼相對厚度相對厚度 有利于減輕機翼結構的重量(3)

機翼后掠角剛度特點：剛心軸方向的長度增加，當截面的尺寸相同時，機翼的結構彎曲剛度減小。機翼垂直于剛心軸的剖面的弦長卻減小了，這使機翼的扭轉剛度也降低了。高速飛機為了減小波阻，往往采用薄翼型，剖面的結構高度較小，則為了達到同樣的剛度要求，結構的重量將更增加。圖5.1

直機翼與后掠翼比較變形特點剛心線也是后掠的，順氣流剖面A-B上，后緣點B的撓度比前緣點A的撓度大(圖5.2)，即各順氣流剖面將因彎曲而產生附加的低頭扭轉變形。這一變形特點可能會產生副翼反效、顫振等現象。圖5.2

后掠翼彎曲撓曲線三角翼連接特點三角翼的根梢比要大得多，而展弦比小的多。機翼上壓力中心內移，機翼根部彎矩和扭矩減小。三角機翼的根弦很長，結構高度大很長的翼肋在載荷作用下容易產生弦向彎曲，機翼的弦向剛度較差。需要采用多點連接，給機身－機翼的連接設計帶來了困難三、機翼與飛機其它部件的相互關系上單翼或下單翼通常有中央翼，與機身框多為鉸接或以鉸接為主中單翼如果可以由中央翼貫通機身，則機身－機翼的連接也多為鉸接或以鉸接為主，但中單翼如果沒有中央翼，則機翼與機身框固接。飛機主起落架常常安裝在機翼上影響機翼根部的結構布置和下翼面開口。機翼上的懸掛物及其所要求的大致位置，機翼沿展向有無分離面等都將影響機翼結構的布局四、機翼的內部布置是否需收藏起落架，對機翼的受力構件布置有著直接的影響，甚至影響機翼結構的型式。它將決定有無大的不受力開口、在哪些部位結構需加強，以及布置哪些必要的受力構件來承受起落架或其他部件、設備、附件等傳來的各種集中力。若機翼結構要作為整體油箱，則在設計中還要解決密封、開口等特殊的問題。5.1.3

機翼結構設計準則機翼結構設計準則有時關系到主要結構元件的布置。當采用損傷容限設計準則或破損安全設計準則時，結構的主要傳力路線必須是多路傳力結構動載/

剛度——有氣動彈性要求的地方，如：操縱面、翼尖靜載/

強度——飛機中最不重要的元件，如：普通長肋靜載/

剛度——有變形要求的地方，如：普通肋、機翼后緣壽命——飛機結構中的主要受力構件。如：主梁、下壁板、接頭、氣密艙熱強度——高溫處，如：后機身、尾噴口、激波產生處破損安全結構——重要部件設計成多路傳力結構，如：中翼受力盒段緩慢裂紋擴展結構——不可檢處按安全壽命設計5.2

機翼受力型式的選擇機翼受力型式選擇的好壞直接影響機翼結構的重量機翼結構型式與機身－機翼的連接方式、起落架位置、機翼內部裝載、結構材料的選用等密切相關5.2.1

各種受力型式的特點梁式單塊式多腹板式，也稱之為多梁式(1)

梁式機翼翼梁是梁式機翼的主要受力構件機翼蒙皮較薄。由于翼梁之間的跨度較大，因此便于利用機翼的內部容積；便于開口而不致破壞原來的主要傳力路線；機翼、機身通過幾個集中接頭連接，所以連接簡單、方便。梁式機翼主要依靠翼梁承受彎矩。當機翼高度較小時，其材料利用率降低。結構的破損安全性能較差。(2)

單塊式機翼機翼上、下壁板成為主要受力構件比梁式機翼的剛度特性好。在機翼厚度較小時材料的利用率較高比梁式機翼生存力強。不宜開口。設計分離面處必須采用周緣連接形式，這種連接形式的構造復雜、裝配工藝也比較困難。盡量設計成整體貫通機身(3)

多腹板式上、下厚蒙皮承受彎矩與梁式、單塊式機翼相比，材料分散性更大。一般地說，該式機翼的剛度大、材料利用率也更好些。存在類似單塊機翼的缺點。注意:判斷哪種結構型式優劣的唯一標準是在滿足機翼結構設計要求的前提下，機翼結構的重量最輕。實踐中一個機翼上可能采用不止一種結構型式，也可能采用梁式和單塊式的混合型式。5.2.2

相對載荷和有效高度比機翼定性地看是一個懸臂梁彎矩是主要載荷相對載荷反映了剖面承受彎矩的嚴重程度有效高度比反映了剖面材料的利用率一、相對載荷定義：機翼某剖面的相對載荷為該機翼剖面處的彎矩M與該剖面承力盒寬度和有效高度的比值：MH

effBM

圖5.4

典型機翼剖面二、有效高度比機翼某結構剖面的有效高度比定義為該剖面承力盒的有效高度Heff與該機翼剖面的最大高度H的比值HHeff

H

eff度量有效高度比是材料利用率的越接近1，材料利用率就越高He，ffHeff是材料分散性的一種度量梁式機翼結構，材料分散程度較低，約為0.8單塊式機翼或多腹板式機翼，約為0.9機翼盒段的有效高度Heff也被稱為機翼的有效厚度ceff(a)

梁式機翼承力剖面(b)

單塊式機翼承力剖面(c)

多腹板式機翼承力剖面圖5.5

三種機翼結構的典型剖面計算梁式機翼的相對載荷或有效高度比時，要考慮參與區的影響，通常認為翼梁附近25δ寬的蒙皮參與受彎(δ為蒙皮厚度)如果是單梁單墻結構，在參與區只考慮梁的承彎能力。單塊式機翼的蒙皮較厚，能夠承受正應力，在計算梁式機翼的相對載荷或有效高度比時，蒙皮全部計入;如果機翼和機身之間是集中連接，要考慮參與區的影響;多腹板式機翼的蒙皮更厚，機翼的彎矩主要由蒙皮承擔。選擇受力型式的原則相對厚度表征了相對高度的大小當相對載荷較大、相對厚度較小時，宜采用多腹板式；當相對載荷較大、相對厚度也較大時，宜采用單塊式；當相對載荷較小，相對厚度較大時，宜采用梁式。典型機翼的相對載荷和相對厚度5.2.3

選擇受力型式的注意事項(1)

起落架在機翼上的布置：當起落架必須固定在機翼上，并需把整個起落架(包括輪子)收藏在機翼內時，機翼上就必定開口。機翼只能選用梁式(或至少在開口部位需采用梁式)。(2)

機翼機身相對位置及機身內部布置會影響到機翼、機身的對接形式，并進而影響到機翼受力型式(至少在翼根部分)的選擇。如F-104的機翼是中單翼，機身由于部位安排的限制不容許有中央翼通過，也不能安排很多個集中接頭，因為這樣就要在機身內部布置很多加強框，對機身結構重量不利。所以F-104機翼在根部就由13塊腹板轉成5根梁與機身側邊連接。(3)

機翼幾何參數的影響。5.3

機翼主要受力構件的布置主要受力構件有翼梁、翼墻、肋、蒙皮和長桁主要受力元件的數量、位置和截面型式機翼－機身連接接頭的數量、位置和形式的確定基于結構傳力分析和細分析粗定理的方法布置結構的主要元件，同時兼顧機翼結構與其它結構、裝載、外掛等各種協調關系受力構件布置是與受力型式的選擇結合在一起考慮的氣動、強度、剛度、使用、維護、工藝等各種相互之間有聯系的要求，而這些要求又往往是相互矛盾抓住保證結構的強度、剛度而又使重量最輕這一對主要矛盾最后設計出來的結構只有相對的合理性5.3.1

主要受力構件布置的準則總原則是在滿足結構的強度、剛度等要求下，使機翼結構重量盡可能的輕

確保氣動載荷引起的彎、剪、扭能順利傳遞到機翼、機身對接接頭處。為此在不受力口蓋的開口周圍應合理地布置加強件；在有集中力作用的地方，或者因構件轉折、機翼受力型式改變或受力構件布置情況改變等結構不連續的地方，都必須布置相應的加強件；加強件應盡量綜合利用；機翼、機身的對接點數應綜合考慮機翼、機身的受力及機身內部布置的具體情況；

翼梁盡量布置在結構高度較大處，元件受力應符合其傳力特性，以便提高構件承載時的效率。板、桿結構受集中力時必須布置擴散件；

一般地說傳力愈直接愈好，傳力路線短通常可減輕結構重量；連接處應盡量避免偏心；

在布置受力構件時要注意裝配時連接的工藝通路，即工藝上的可接近性。

要考慮結構的可接近性、開敞性，布置必要的維護口蓋，留出維修通道等。注意結構設計的實現性和先進性。選擇結構型式時，應注意采用新結構、新材料。5.3.2

受力構件布置的基本原則加強件的綜合利用。傳力路線最短原理。人為地控制各構件本身的結構剛度和支持剛度，可以使整個機翼結構中的載荷分配得更為合理多路傳力結構原則圖5.6

波音-707飛機機翼的蒙皮分塊情況和翼梁重接件5.3.3

機翼受力構件布置舉例米格-19是超音速戰斗機，大后掠角機翼，展弦比3.24，相對厚度8.24%，為中等相對厚度。為增大機翼外段的剛度，所以采用了雙粱單塊式結構；根部因為安置起落架和與機身的連接，采用梁架式結構。圖5.7

米格-19機翼構造F-104G飛機機翼為一小展弦比平直機翼，展弦比λ=2.45，相對厚度=3.36%。機翼結構高度小，所以主起落架固定在機身上，并收入機身，機翼上沒有大開口。圖5.8

F-104G機翼結構米格-21飛機機翼為三角翼，展弦比λ=2.22，相對厚度5%。盡管機翼的相對厚度較小，但由于機翼根弦很長(l根=5.97m)，所以機翼根部的絕對厚度較大圖5.9

米格-21機翼結構波音707-320C機翼結構波音707-320C機翼為中等展弦比(λ=7.056)的后掠翼，帶有中央翼。翼尖處的相對厚度為10.28%，翼根處的相對厚度為12.2%圖5.10

波音707-320C機翼結構布置圖5.11

波音707主起落架抗扭盒F-100C機翼結構F-100C是超音速戰斗轟炸機，后掠翼(前緣后掠角45°)，機翼相對厚度為7%，懸臂式下單翼。起落架安裝在機翼，收藏于機身。圖5.12

F-100C機翼結構布置F-14機翼結構F-14A可變后掠機翼超音速殲擊機。當機翼平直時，展弦比λ=7.28；在后掠角χ=68°時，展弦比λ=2.6。機翼的可轉動部分比較細長。同時由于在高速時采用大后掠，雖氣動特性好，但其受力特性較三角翼差。因上述原因，變后掠機翼的相對厚度應比一般超音速殲擊機大。圖5.13

F-14A機翼外形圖5.14

F-14A機翼結構布置圖5.15 單鉸點軸承式變后掠機翼5.4

機翼結構元件設計元件材料的選擇元件剖面型式的設計尺寸設計計算靜強度設計，選材參數是比強度；剛度設計，選材參數是比剛度；對于關鍵元件還要考慮材料的疲勞斷裂性能，這樣結構才會有較好的疲勞和損傷容限特性

……5.4.1

長桁設計參與機翼的總體受力長桁:承受彎矩引起的正應力不參與機翼總體受力長桁:用于增加蒙皮的穩定性，以提高機翼蒙皮受壓和受剪的臨界應力一、長桁剖面形狀的選擇板彎型材擠壓型材三個因素：長桁截面的有效高度Heff要盡量大受壓長桁的局部剛度要大工藝性、維修性等圖5.16

長桁剖面的有效高度二、長桁截面尺寸受到拉伸載荷P作用時bst

A

K

P長桁受到壓載荷作用下有三種破壞形式：壓縮強度不夠造成破壞總體失穩和局部失穩造成的破壞。一般地長桁的破壞主要是失穩破壞。圖5.17

長桁的失穩型式(a)

受壓扭轉失穩；(b)

受壓總體失穩；(c)

受壓局部失穩；(d)

受壓局部失穩l

2π2

EIPcr

C總體失穩時的臨界載荷值Pcr支持條件C二端簡支1一端簡支，一端固支(1/0.7)2一端簡支，一端自由0.25二端固支4局部失穩按薄板的臨界失穩應力為提高長桁的局部穩定性，就應減小長桁各組成薄板的寬厚比b/t和改善每塊薄板的支持條件。cr

b

t

2

K

0.9E

三、長桁的布置上翼面受壓是機翼受載嚴重的情況，所以一般上翼面長桁較下翼面多，且應選擇σcr較高的剖面和彈性模量較高的材料，而對疲勞性能要求較低；下翼面受拉，長桁布置較少，而對材料的疲勞性能要求較高。從等強度觀點出發，機翼各剖面上長桁的總截面積應從根部到翼尖逐步減小。(3)

長桁剖面剛度的突然變化將引起應力集中，這對疲勞強度特別不利，因此長桁應逐漸參加受力。(4)

參與區內長桁尺寸應順應參與區應力的變化趨勢而變化。圖5.18

鉚接于蒙皮上的長桁端部5.4.2

梁的設計承受機翼的剪力和彎矩最主要的乃是滿足最小重量要求。一、梁的型式選擇構架式翼梁組合式梁整體鍛造梁相對載荷有效高度Heff結構型式大小整體鍛造梁大大組合式梁小大構架式梁腹板式梁的緣條設計梁緣條主要承受拉壓載荷緣條設計可簡化為桿元材料多用高強度合金鋼或高強度鋁合金梁緣條形狀的選擇一是使有效高度比盡量大，這就要求緣條的形心盡可能靠近蒙皮，其結果是緣條變薄變寬，但太寬會產生穩定性問題和鉚釘孔的擠壓強度問題。二是考慮損傷容限特性，在緣條截面積較大時，可考慮將緣條設計成重接件。圖5.19

腹板式梁的典型剖面圖5.20

板彎梁緣條在梁緣條截面積較小時，可以采用板彎型材三、腹板設計主要承受剪切載荷簡化為四邊受剪的平板剪切破壞和剪切失穩兩種破壞形式圖5.21

雙腹板梁圖5.22

帶減輕孔和支柱的梁腹板剪切破壞模式腹板厚度t的尺寸由材料剪切強度極限τb和腹板高度h確定Qh

bt

不允許腹板出現失穩腹板中開有標準減輕孔時，臨界失穩剪切應力近似為cr(b

/

t)2

K 0.9E

b

bD

D

hcr cr

1圖5.23

張力場梁張力場梁的承載條件是梁緣條和立柱構成的框架具有抗彎能力，張力場梁應按照張力場原理進行設計。完全張力場梁實際上是一種理想的極端情況，一般不可能出現。不完全張力場梁的設計計算大多是配以試驗修正系數的半經驗公式。為了使結構重量最輕、使梁具有最大的結構效率，應力求使梁的腹板和支柱同時破壞，即設計成等強度梁。5.4.3

機翼蒙皮與壁板的設計蒙皮形成機翼外形并參與總體受力并承受局部空氣動力機翼蒙皮的設計必須考慮長桁的布置，蒙皮和長桁一起構成了機翼壁板。簡單鉚接壁板；整體鉚接壁板；整體壁板；膠接壁板；蜂窩夾芯壁板；復合材料壁板。從參與總體受力的情況可將壁板分為三類：薄板式壁板組合式壁板整體式壁板一、薄板式壁板設計計算時可把蒙皮承載能力折合成有效寬度加到長桁面積中去，該有效寬度內的蒙皮的正應力等于長桁的臨界應力二、組合式壁板鉚接組合式承力蒙皮結構壁板的蒙皮較厚，蒙皮占整個壁板截面積的比例較大。蒙皮和長桁的失穩臨界應力接近設計時實際上不能只依靠理論來解決，經常使用試驗數據和經驗設計圖表。破壞形式

兩個長桁之間的蒙皮失穩，同時也引起長桁變形，使結構扭曲并產生嚴重的局部變形(

圖5.25(a))。個別長桁在兩翼肋之間出現局部失穩。個別長桁在兩翼肋之間出現總體失穩。但對帶Z形剖面長桁的壁板，一般來說長桁不會產生單純的彎曲不穩定，而可能帶有一定程度的扭轉屈曲(圖5.25(b))。長桁和蒙皮一起出現總體失穩，也叫寬柱失穩(5.25(c))。兩鉚釘間的長桁或蒙皮失穩(5.25(d)、(e))。圖5.25

承力蒙皮壁板的典型破壞形式(a)

壁板屈曲變形；(b)

長桁扭轉屈曲；(c)

寬柱失穩；(d)

蒙皮起皺；(e)長桁失穩三、整體壁板蒙皮和加強筋(長桁、肋緣條等)合為一體，由同樣的材料整體加工而成。擠壓成型或機械加工的整體構件，此外也可用化學銑切、精密鑄造等方法制作的整體壁板

。圖5.26

整體壁板優點在結構上便于按等強度分布材料；結構的總體和局部剛度好；由于減少了連接鉚釘的數量，且蒙皮不易失穩，因此機翼表面更加光滑；大大減少了連接件數量，因此可減少裝配工作量，同時也減少了應力集中和釘孔對壁板截面積的削弱，還減輕了連接件本身的重量；便于密封，減少了密封材料的用量，為整體油箱設計提供了很有利的條件。缺點在裝配時，可能會產生殘余應力易引起應力腐蝕對裂紋擴展比較敏感。整體壁板形式和尺寸的設計沒有十分完備的方法，一般先通過半經驗方法進行設計，有條件的話進行優化設計分析，然后再用數值方法進行校核。整體壁板通常要求按照損傷容限設計思想進行設計，這就要求在設計過程中合理選材、適當控制應力水平、合理分塊和精心的細節設計。5.4.4

翼肋設計翼肋分為普通肋和加強肋構造型式有構架式、腹板式、圍框式和整體式翼肋型式的選擇取決于受載的大小、有無集中力、有無管路導線等通過普通肋承受局部氣動載荷、維持外形較多采用腹板式翼肋一般在腹板上開有許多減輕孔；為了提高穩定性及剛度，孔邊需要有彎邊。在腹板上還常壓有一些凹槽，其作用類似于弱支柱，也可起到增加腹板穩定性和剛度的作用。加強肋受有較大載荷加強翼肋一般由緣條和腹板組成當加強肋受有集中力時，翼肋的內力有彎矩和剪力，此時翼肋類似梁那樣工作，即由緣條受彎矩引起的軸力、腹板受剪。此時翼肋除有較強的腹板外，還必須布置較強的緣條。腹板和緣條的設計與翼梁類似。5.5

集中力擴散件的設計一、集中力的擴散和傳遞集中力作用點布置桿件將集中力擴散成剪流圖5.27

集中力的擴散圖5.28

某飛機前起落架與機身連接圖5.29

集中力矩的擴散二、集中力矩的擴散和傳遞布置相應的桿件擴散和傳遞此集中力矩圖5.30

翼梁下方掛點圖5.31

支臂產生的集中力和集中力矩圖5.32

對稱吊掛接頭偏心會產生局部彎矩，因此在結構設計中要盡量避免偏心。圖5.33

緣條的連接，各桿力交匯于一點1－肋緣條；2－搭接板；3－凸緣接頭；4－中央翼后梁緣條；5－機身框；6－對接角盒；7－外翼后梁緣條圖5.34

翼梁上的吊掛接頭無法避免偏心時，布置適當的元件使之擴散三、分布力的轉換受垂直于板平面的集中力和較大的分布力，需布置桿件擴散。圖5.35

分布力的轉換5.6

機翼整體油箱的設計充分利用機翼結構的容積多裝燃油，增加飛機的航程和續航時間；使機翼卸載，有利于減輕機翼的結構重量；機翼油箱遠離客艙可使旅客更為安全。分類用密封膠密封的常規結構焊接的密封結構，不銹鋼焊接結構與軟油箱比較少數采用機身軟油箱、機翼幾乎為整體油箱效益：重量油量制造使用維護：達到軟油箱的可靠性5.6.1

對整體油箱結構設計的要求整個油箱的密封性要求結構形式、構件布置、密封措施強度要求總體載荷、局部壓力靜強度、疲勞、破損安全剛度要求維修性要求(5)位置要求靠近重心盡量集中構成密封段，便于密封裝配和試驗遠離由于漏油可能引起點火的電纜和環控管路避免與坐艙、發動機艙等遠離振動區或沖擊載荷區（炮和起落架）考慮起落架故障后強迫著陸不會大量漏油尺寸要求大尺寸：密封少，附加設備少，載荷大，變形大，破損安全性差小尺寸：密封工作量大裝配要求協調性：減少或簡化結構件的協調關系，采用設計補償，防止強迫裝配開敞性：5.6.2

整體油箱的構造型式直接利用機翼原有的主要受力構件作為油箱艙的隔板

，可使加強件得到綜合利用，對減輕重量有利。但由于主要受力構件受載大、變形相應也較大，對密封措施提出較高的要求。油箱艙板和受力最大的主要構件(如翼梁)分開，另設隔板。這種設計容易保證艙板結合處不漏油，也便于使油箱成為獨立的整體，對工藝裝配、裝拆、清洗、試驗及更換均較方便，但機翼結構重量較重。5.6.3

整體油箱結構設計要點盡量減少油箱表面的連接縫和結合孔整體壁板、焊接、連接少的結構型式構件間的連接避免影響密封元件的剛度整體件

為便于維修在艙壁合理布置維修口蓋，油箱區翼肋上開人員通過孔，以形成維修通道。密封結構設計邊界結構：邊界部分的連接縫可以使油箱內部與外部相通協調關系復雜，容易造成裝配間隙受力關系復雜，載荷大，變形大，不易密封中間結構只通過緊固件和孔的配合間隙與外部相連結構關系簡單，協調容易總體載荷一般不會引起連接縫的變形結構設計邊和角是設計的重點兩方面的問題：密封問題疲勞問題整體油箱的密封縫內密封對結構件有削弱、裝配工作量大縫外密封對裝配沒有影響對油箱內部可達性要求高，密封時有足夠的空間操作并且可視對結構貼合面的分離很敏感，對材料的伸長率合強度有一定的要求，對密封膠的型面尺寸有一定要求要求密封膠有一定的堆砌性圖5.36

縫內密封圖5.37

縫外密封緊固件連接處的密封普通鉚釘：采取縫外密封措施；密封鉚釘，在釘頭處制出密封槽，在槽內安置O形膠圈或密封膠(圖5.38)；干涉鉚釘，主要靠鐓頭附近的釘桿膨脹，使之與孔壁處于干涉配合的狀態起密封作用。螺栓緊固件的密封可通過螺母密封、密封墊圈、配合密封等實現(圖5.38)。圖5.38

緊固件的密封控制變形的主要措施要求縫外密封最大分離變形小于0.25mm1)增加連接部位的局部剛度；2)連接部位的剛度要匹配3)縫外密封要盡量安排在不受力的連接縫上，消除可能的結構疲勞和密封疲勞（對薄蒙皮尤其重要，厚蒙皮可放寬要求）限制結構變形量等盡量避免大的集中載荷作用在密封面上，如不能避免，則應將載荷分布在較大的作用面上，減少局部變形支持構件的安排，盡量安排在油箱外7)油箱邊角結構設計。油油油口蓋密封位置盡量不破壞結構的主要受力骨架，保持總體受力系統的完整性盡可能布置在對強度影響小的部位應參與總體受力并能承受局部載荷形狀：人進入和昏迷后抬出的最小尺寸數量：維修、密封、受力系統布置在上翼面疲勞好，下翼面維護好大口蓋：影響受力系統，裝卸不便，維修不易，密封難保證；總密封長度小，減少密封重量和結構重量小口蓋：可拆卸蒙皮：整體壁板不與運行開口依靠四周用膠條來保證密封，然后用螺釘固定(圖5.40(a))。溝槽密封是在口蓋或口框上設置溝槽，溝槽內安放密封材料，實現密封(圖5.40(b))。膠墊密封是在口蓋和口框之間夾彈性密封膠墊(圖5.40(c))。圖5.40

口蓋的密封密封好，裝卸不方便密封特點：不靠粘合，而是彈性壓縮只要縫內密封密封要求密封材料有好的彈性壓縮性能口蓋邊緣和口框具有一定的剛度，使密封材料得到均勻的壓縮量螺釘間距保證密封材料壓縮量均勻飛機尾翼和操縱面結構設計尾翼安定面結構型式有梁式、單塊式和多腹板式。安定面與機身的連接和后掠翼機翼與機身的連接相似。雙梁單塊結構很長見，后梁多為主梁破損安全要求：多傳力通道（747、707)圖5.41安定面結構布置(a)

波音-747垂尾；(b)

波音-707垂尾；(c)

C-133垂尾；(d)

波音-747平尾中央盒段；(e)

波音-747平尾1-前梁；2-后梁；3-墻；4-加強框5.7.2

操縱面一、操縱面構造多支點連續梁氣動力和質量力通過懸臂和操縱搖臂傳給安定面。防顫振要求操縱面的重心應在轉軸之前結構高度特別小，一般設計成單梁結構前緣為單閉室，忽略后緣閉室作用轉軸后面部分按照結構的絕對尺寸