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文檔簡介
機翼尾翼的結構分析
機翼的功用、設計要求和受載特點機翼的功用和設計要求一、機翼的用途氣動作用:保證飛機的飛行性能和機動性能,橫向穩定性和操縱性安裝起落架、發動機、貯放燃油、武器等。圖4.1
現代旅客機的機翼機翼的結構重量占全機結構重量的30%~50%,占全機重量的8%~15%。由它產生的阻力是全機阻力的30%~50%。二、設計要求總體要求(4點)氣動要求:保證一定的升阻比K=cy/cx;由機翼增升裝置產生的升力系數增量△cymax值要盡可能地大;從亞音速飛行轉到超音速飛行時飛機的穩定性、操縱性和氣動性能的變化要盡可能地小,熱量要盡可能少地傳入結構放置各種裝載物的容積要盡量大。4.1.2
機翼的受載分布氣動力:以吸力和壓力形式直接作用在蒙皮上;機翼結構的質量力:分布在機翼整個體積上;集中力:與機翼連接的其它部件(如起落架發動機)、裝載物(油箱、炸彈)以及各類增升翼面從它們的連接接頭上傳給機翼。各種受載情況下氣動載荷的弦向分布亞音速氣動力沿機翼弦向分布如圖所示副翼不偏轉時的超音速飛行時可以認為載荷沿翼弦為均勻分布β角很小,取cosβ=1,升力由機翼產生qb
l
nd
GK
sKs為氣動力沿機翼展向的分布不均勻系數假定氣動力分布沿機翼翼展不變(Ks=1),于是:
ndGbSqb圖4.3 三角機翼上的氣動力分布對
于
三
角
形
機
翼
在
M<1
時
,
當cysecb=cywbav時,系數Ks等于1qb=nG/l=常數當M>1時: qb≈(nG/S)b壓力中心在翼弦上的位置:secyyxpcmz0
)
c
(
mzb式中mz0是零升力矩系數。對于對稱翼型,mz0=0,并且機翼的壓力中心與焦點重合,即хp=хF。圖4.4 機翼焦點位置與飛行M數的變化關系機翼結構的質量力為空氣動力的8~15%,它們按與空氣動力同n
樣G
的規律分配:qw
d w
bS質量力qw的作用點xm就是剖面的質心,一般位于距前緣40
50%的弦長處。q
q
b
qw
qb(1
mw)qw
xm
)
/
q它距前緣的距離為:xeqi
(qb
xp裝在機翼內或懸掛在其上的各部件和裝載物的質量力Pp作用在部件或裝載物的質心上。二、機翼在外載荷作用下的受載情況圖4.5
氣動載荷沿翼展和翼弦方向的分布在a-a切面上產生了限制位移的內力—剪力Q和彎矩M相對于z-z軸,產生了扭矩Mt剪力Q使翼梁腹板或墻腹板受剪;彎矩M作用下機翼承受彎曲變形扭矩Mt的作用下機翼承受總體扭轉變形機翼的Q
和M圖zQ
qdz
Ppl/
2zM
Qdzl/
2機翼上的展向分布載荷近似為:wwb
G
Gw
nb
nG
(1
m
)bS Sq
q
q圖4.8 轉直后的后掠機翼各剖面上的Q和M(近似值)三、機翼剖面上的Q和M值的近似求法如果載荷沿機翼翼展與翼弦長成比例,則在z剖面處
:secwSSznG(1
m
)Q
qdz
(l
/
2)
0而彎矩M=Qc,式中c
(l/2)
0
zb
2bt3 b
bt分布力qb和qw相對于Z軸產生的分布扭矩:xz
)xp
)
q
w
(xmmz
qb
(xzzM
z
mzdz
M
zpl/
2四、扭矩Mt部件的集中力產生的相對于Z軸的力矩
MzP
PPxP
Ph圖4.9
計算機翼的M圖得到Mz和Q圖以后,可以對任一剖面求出力Q作用點到Z軸的距離:(圖4.10)。若已知剛性軸的位置(距離d),對它的扭轉為Mt=dQ。圖4.10
扭矩Mt典型受力型式機翼的氣動載荷傳力分析蒙皮的初始受力蒙皮
支持在桁條和翼肋上,以壓力和吸力形式直接承受氣動載荷。此時,蒙皮受拉伸(如果是厚蒙皮—它也受橫向彎曲)。局部氣動載荷傳給長桁和翼肋,近似按對角線劃分分配4.2.2桁條將載荷傳到翼肋上1-補償片;2-梁;3-壁板筋條;4-整體壁板;5-角撐;6-翼肋緣條;7-翼肋腹板;8-對接接頭。圖4.13
蒙皮、翼肋和桁條之間的互相連接型式4.2.3翼肋將載荷傳到蒙皮和翼梁腹板上翼肋傳遞到蒙皮上的載荷
qti為
:icont
i2Fcont
Qici2F
M
titi
q式中:Fcont
閉室面積;ci
剖面上剛心和壓心之間的距離。剪力Q由兩個翼梁共同承受,它們承受與其抗彎剛度成比例的力
Q1i和
Q2i:211i(EJ
)1i(EJ)
(EJ
)
Q
Q剖面上相對于剛心的扭矩
Mt為:
Mti
Qi(xp
xg)
Qic剛心相對于前翼梁腹板的位置xg可以按以下公式求出:212(EJ
)1(EJ)
(EJ
)
Q
Qg(EJ
)2(EJ
)
1
(EJ
)2x
B4.2.4翼梁的受力根據翼梁腹板的平衡情況(圖4.15(c))
,可知:梁腹板還要受來自于上下緣條連接鉚釘的剪流qf的作用,并且:qf 。
q1i緣條在qf的作用下產生軸向力流Sf
(圖4.15(
a)),向機翼根部累積,在機翼根剖面由前(第1)梁固定接頭的反力S1和后(第2)翼梁固定接頭的反力S2平衡(圖4.15(d)、(e))。由翼梁腹板傳遞到緣條上的剪流在向機翼根部累積的過程中其軸向載荷使壁板受載,壁板以此形式承受彎矩。此時軸向載荷在縱向構件(翼梁緣條和壁板)之間按抗彎剛度分配
(圖4.15(d)、(e))。4.2.5蒙皮的總體受載由翼肋傳遞到蒙皮閉室上的剪流形成沿翼肋階梯式累積的扭轉力矩,該扭矩由蒙皮和后墻形成的閉室承受。扭矩從翼梢向翼根累積,在機翼根部剖面處的扭矩Mt
r等于(圖4.16)。這一力矩在機翼根部剖面由力臂為B的力偶Rt來平衡:
Rt
Mtr/
B由于Mt的作用,機翼蒙皮如同翼梁腹板一樣受剪。圖4.16 機翼受扭圖蒙皮以剪切形式承受扭矩Mt。為使扭矩能以閉環剪流qt的形式沿蒙皮傳遞,必須滿足以下條件:蒙皮應是封閉的,周邊不應有開口,切向應力沿閉室周邊傳遞。在機翼根部,蒙皮應支持在根部加強肋上,該翼肋能將Mtr轉換為力偶Rt;在使用載荷作用下,蒙皮不應失穩;蒙皮應有足夠的厚度,以防止在飛行中由于機翼扭轉變形。雙梁機翼傳力分析綜述蒙皮一彎矩局部氣翼肋剪力動力扭矩長桁梁蒙皮接頭蒙皮長桁機身蒙皮對剪力(形成力偶)根部加強肋剪力扭矩翼盒受力機翼傳力參與區4.3
機翼主要受力構件的用途和結構型式蒙皮形成良好的氣動外形傳遞局部氣動載荷薄蒙皮與前后梁(墻)組成閉室傳扭厚蒙皮與前后梁(墻)組成閉室傳扭,與長桁、緣條組成壁板傳彎
依據飛機的受力分析,蒙皮的質量占機翼質量的25~40%。圖4.17
蒙皮的對接4.3.2桁條支持蒙皮形成外形傳遞局部氣動載荷參與總體受力(機翼由彎矩引起的軸向力,這些力的大小取決于機翼的結構受力型式、桁條橫截面的形狀和面積。)桁條質量與機翼質量之比為從梁式機翼的4~8%到單塊式機翼的25~30%。圖4.18
桁條型材的剖面形狀翼梁傳遞總體剪力(加強支柱加強的腹板)總體彎矩(緣條)腹板與機翼周邊形成閉室,參與承受扭矩Mt支持處固接翼梁質量與機翼質量之比為從單塊式機翼的7~11%到梁式機翼的23~28%。根據腹板的結構型式,翼梁有腹板式(圖4.19(a))和桁架式(圖4.19(c))。圖4.19
梁式和桁架式結構的翼梁。翼梁切面上剪力Q和彎矩M的平衡4.3.4
縱墻起的剪切傳遞總體剪力局部彎矩緣條較弱,支持處鉸接縱墻處于受扭的橫切面之中,承受Mt引縱墻還把機翼翼盒與前后增升裝置分開。圖4.20
縱墻結構方案4.3.5
翼肋翼肋按其功用和結構型式可分為:普通肋加強肋一、普通肋形成機翼剖面所需的形狀給長桁和蒙皮支持,將原始氣動載荷(從蒙皮和桁條)傳到翼梁和蒙皮上,并將局部扭矩傳給閉室翼肋對蒙皮和桁條提供支持,并提高它們的失穩臨界應力。通常等距分布。翼肋又支持在翼梁和蒙皮圖4.21
翼肋結構方案圖4.22
沿翼弦平面分為兩半的翼肋結構圖4.23
翼肋的緣條和腹板與翼梁的緣條和腹板及機翼的壁板對接結構方案二、加強翼肋承受與機翼相連的其他部件(起落架支柱、發動機、副翼及機翼其它活動部分懸掛接頭)傳來的集中力和力矩,并將它們傳遞到機翼的大梁和閉室上;在縱向構件軸線轉折處重新分配壁板和腹板上的載荷;用于在機翼對接處和在大開口兩邊將Mt轉變為一對力偶。圖4.24
加強翼肋的結構受載和平衡圖4.25
根肋的結構和受載4.4
直機翼的結構受力型式能承受剖面上總體載荷(剪力、彎矩和扭矩)的機翼構件的總和形成了機翼的基本承力系統(主要元件的組成形式)。彎矩M是機翼橫剖面上的主要載荷(用于承受它的結構質量占機翼總質量的50%)。根據蒙皮、桁條和翼梁緣條參與承受彎矩的程度,把機翼分為:梁式(集中式)整體式機翼(分散式):單塊式、多腹板式梁式機翼:縱向的梁很強(單梁、雙梁、多梁);蒙皮較薄;長桁較少且弱;有時有縱墻:彎矩主要由翼梁緣條承受。剪力由翼梁腹板承受扭矩由蒙皮和后梁(后墻)腹板形成的閉室承受
。整體式機翼:彎矩主要由蒙皮及其加強桁條或波紋形壁板承受。這種機翼的蒙皮較厚、桁條較強,而梁(墻)較弱。單塊式機翼:腹板較少,且腹板緣條承受彎矩的能力較弱。長桁較多且強;蒙皮較厚;縱梁較弱;有時無縱梁而只有縱墻多腹板式機翼:有較多的縱向梁和墻(一般多于5個);厚蒙皮;無長桁;少翼肋,彎矩由緣條和蒙皮共同承受。多用于小展弦比的高速薄翼飛機注意:這些受力形式在同一機翼上混合存在從現代飛機的冀面結構來看,薄蒙皮粱式結構已很少采用;大型高亞音速的現代運輸機和有些超音速戰斗機采用多梁單塊式翼面結構;而M數較大的超音速戰斗機,很多采用多墻<或多梁)式機翼結構(圖5.4),間或采用混合式結構型式.4.4.1
梁式機翼(單梁、雙梁和多梁機翼)一、單梁式機翼翼梁布置在翼剖面結構高度最大的部位,剛心處為形成具有抗扭剛度的閉室,在單梁機翼上布置一個或兩個縱墻在加強肋(它們與后墻的對接處)上固定有懸掛襟翼和副翼的連接支臂。4.26
帶前后墻的單梁式直機翼單梁(單、雙)墻直機翼的傳力分析氣動力蒙皮長桁翼肋墻梁蒙皮側邊肋接頭機身蒙皮蒙皮長桁二、雙梁式機翼前梁布置在20
30%弦長處后梁布置在60
70%弦長處相對于后梁,前梁的橫截面面積、剖面高度和慣性矩要大些,它分擔大部分的剪力Q和彎矩M。圖4.27雙梁式直機翼結構三、多梁(多墻)式機翼當蒙皮有足夠的剛度時,這樣的結構中可以不用翼肋將蒙皮厚度減小,而用較密的翼梁或縱墻(或兩者)來加強蒙皮機翼不僅剛度大,生存力強,而且重量也輕,因為蒙皮薄,且無普通翼肋。多梁式機翼(在小后掠角時)扭矩的傳遞可以近似地認為與雙梁式機翼相似。圖4.28
多梁式機翼結構4.4.2單塊式機翼經常有中央翼也有采用圍框式連接圖4.29
整體式機翼結構及其對接接頭:外翼之間、外翼與中翼((a)(b)(c)(d)(e))的連接;機翼壁板與其縱向受力構件((f)、(g)、(h)、(i))的連接,中翼與機身((j)、(k))的連接;發動機(i)和起落架(i)、(m)、(n))的連接。翼尖(1-中央翼壁板;2-對接型材;3-整流翼尖;4-普通肋;
5-機翼前緣;6-機翼后緣7,8-梁;9-接頭;10-支柱;11-角撐(托架);12-連接接頭;
13-加強肋;14-機身加強框;15,16-飛機主起落架支柱接頭;17-鍛造丁字形材
l)。二、單塊式機翼傳力分析空氣動力長桁蒙皮 肋蒙皮圍框機身墻蒙皮、桁條圍框彎矩主要的部分將由長桁和蒙皮組成的壁板來承受一般都將蒙皮承受正應力的能力折算到桁條上機身圍框:拉壓、剪切蒙皮:拉壓、剪切圖4.30機翼壁板總體受彎和載荷在元件中的傳遞1-梁腹板傳給緣條的剪流;2-緣條傳給蒙皮的剪流;3-蒙皮對梁緣條的支反力;4-梁緣條內的軸向力5-長桁內的軸向力;6-蒙皮上的剪流機翼、機身由集中連接變為分散連接參與區很小——重量輕4.4.3
多腹板式機翼多用于小展弦比的高速薄翼飛機上圖4.32多腹板式機翼的受載4.5
各種結構受力型式機翼的對接原則機翼各部分之間的對接原則、對接接頭的位置和數量取決于機翼的結構受力型式和機翼的尺寸。鉸接接頭(只傳遞力)固接接頭(傳遞力和力矩)圍框式接頭(傳遞力和力矩)分離面的缺點:重量大連接處應力集中4.5.1梁式機翼與機身的對接圖4.33
梁式機翼連接接頭的結構和受載情況圖4.34
(a)、(b)加強框的受載和平衡。(c)機翼連接接頭的結構方案4.5.2
整體式機翼與中央翼的對接固接接頭:翼梁圍框式接頭:壁板和腹板對稱彎矩M可在中央翼上自身平衡剪力Q和扭矩Mt(包括不對稱彎距)傳到機身,中央翼梁的腹板應與機身隔框相連,用于傳遞力Q和扭矩Mt形成的力偶Rt。螺栓受力更有利梁-圍框式機翼機身對接4.5.3
對接接頭的特點及其對機翼受載的影響圖4.38
機翼連接接頭型式對受力構件的受力特性的影響4.6機翼開口處的結構型式原因:使用、維護要求開口區結構需加強,為此要付出重量代價。結構受力型式開口的位置開口大小作用載荷的性質。小開口:如油箱注油口,要加蓋快卸口蓋,而開口周圍用圍框式墊板或沖壓框加強。稍大些的開口:例如,位于機翼上的飛機燃油及其它系統的定期檢查開口,要加承力口框和用螺釘固定的承力口蓋,使口蓋能象蒙皮一樣承受剪切,就象沒有開口一樣。開口很大時(用于安裝燃油箱或用作起落架輪艙),在開口兩端要布置加強翼肋。當整體式機翼有大開口時,需要在開口邊緣兩端用螺栓連接壁板和口蓋上的蒙皮和桁條
。圖4.39
開口處的結構4.7.1后掠機翼的結構受力型式和根部受載特點一、后掠機翼根部的結構受力型式梁式機翼整體式機翼后掠機翼的載荷傳遞特點取決于與機身直接相連的機翼根部區域的結構型式(圖4.40和圖4.41上的區域1-2-3)。(a)單梁機翼;(b)雙梁機翼;(c)多梁機翼后掠機翼可分為:機翼縱向受力構件軸線在機身側邊轉折的機翼,有些整體機翼的根部在機翼平面上帶外置梁(圖4.41(b);縱向受力構件軸線不轉折的后掠機翼—帶內撐梁的梁式機翼。1.剛度特點后掠→實際翼長增長,弦長減小,剛度下降.高速→薄翼問題:①翼尖彎曲變形大,②扭轉變形大剛心線剛心線2.變形特點:–
剛心線為一斜線,且靠前→順氣流方向的翼剖面沿剛心線彎曲時,后緣的撓度>前緣的撓度,后掠,外翼剖面落后于根部剖面→大的扭矩→副翼反效傳力特點:后掠效應載荷向后緣傳遞,應力向后緣集中的現象(后掠效應)前緣處的根長,剛度小(EF/l),傳力路線長.靜不定結構,按剛度分配
=
o+
o=
M/HBt“次應力”
是一組自身平衡的應力,使前梁卸載,后梁加載,為
o的30%~40%圣維南原理:如果在一個彈性體的任一部分A上作用一自身平衡力系,那么該自身平衡力系在此物體內所引起的應力,隨著對A部分的距離加大而很快減小,這個影響區域大致和載荷作用區域的大小相當。衰減區大約為翼箱寬度B~1.5B二、后掠翼根部的受力特點(1)
必須布置能傳遞彎矩M的受力構件:縱向受力構件軸線轉折處的加強側肋縱向構件軸線不轉折時的機翼內撐梁(2) 對于梁式機翼,為了以點2和點3處的力偶形式傳遞扭矩Mt,必須有根部翼肋2-3。整體式后掠機翼的根部三角區1-2-3可以承受剪力,所以這種機翼可以沒有加強翼肋。(3)
梁式機翼中由于翼梁長度不同,翼梁的剛度也不一樣;整體式機翼的前、后墻腹板上壁板的長度l也不同
(圖4.41(a),在翼梁之間沿壁板上單位寬度的正應力
要重新分配。后掠翼和三角翼中翼肋的布置順氣流方向布置垂直于某一翼梁或剛性軸布置垂直于機翼中線布置受力特點
:無太大的影響翼肋順氣流方向布置,較易維持機翼外形,但因為有斜角,翼肋較長、較重,翼肋與翼梁腹板和蒙皮的連接工藝較為復雜,費料在翼肋間距相同的情況下,順氣流翼肋和桁條之間的蒙皮對角線較長,蒙皮的失穩臨界應力值較小,但數量少圖4.43
后掠機翼翼肋的布置方案4.7.2縱向受力構件軸線轉折的后掠機翼一、單梁機翼梁1-3-5后墻2-6機翼根部區域加強肋(側肋1-2、根肋2-3-4和根肋1-7)桁條支持的蒙皮外翼段的一系列普通肋和加強肋等構件組成。圖4.40 縱向受力構件軸線在機身側邊和在機身對稱面轉折的后掠機翼傳力分析:外翼部分根部剖面2-3-4之前的外翼部分,載荷的傳遞與單梁直機翼一樣。傳力分析:機翼根部剪力Q:由翼梁1-3段受剪和受彎的形式傳遞到接頭1(由剪力Q在翼梁上產生的附加彎矩MQ如圖4.44所示);傳力分析:機翼根部點1處的彎矩M:M1-1=Mcos
(力偶S1-1)傳遞到機身部分的翼梁(加強框)1-1上,并同左邊梁上對應的力矩平衡(在對稱受載時)。M1-2=Msin
(力偶S1-2)由側肋1-2承受,并以力偶R1-2的形式傳遞到機翼與機身的連接接頭1和2上(這時側肋承受橫向彎曲,如圖4.45(b))。扭矩Mt:一部分由根肋2-3-4的支點2、3處的支反力平衡。傳到點3的力Rt以1-3段翼梁剪切和彎曲形式傳到節點1。扭矩Mt:一部分由前緣閉室傳到1-7短肋。翼肋1-7作為懸臂梁承受彎曲和剪切。該肋在接頭1處固支,它的腹板用角片同翼梁腹板相連,而緣條用加強墊板同翼梁及側肋連接。圖4.46
單梁式后掠機翼二、雙梁機翼兩個翼梁:1-5和2-6側肋1-2在點1和點2處與翼梁固接(在緣條上用連接板)根肋2-3-4鉸接在點2和點3處的翼梁上(側肋腹板與翼梁腹板是連接的)。圖4.48
雙梁式后掠機翼的結構1-前梁接頭;2-側肋上緣條;3-側肋下緣條;4-側肋腹板;5-支柱;6-后梁接頭;7-前、后梁;8-加強墊板外翼段同直機翼根部剖面附近,后梁較短,剛性較大,因此承受更多的剪力Q和彎矩M,而前梁上的載荷減少。剪力Q1加到接頭3上,使翼梁1-3段上受到附加的彎矩剪力Q2將直接傳到接頭2上。在接頭1和接頭2處,翼梁1和2上的力矩由側肋1-2和加強框或機身翼梁段1-1和2-2承受(圖4.40(b)),而側肋1-2將承受橫向彎曲(圖4.47)。扭矩Mt的傳遞與單梁機翼上的情況一樣。圖4.47
雙梁式機翼的側肋1-2三、多梁機翼傳力分析同雙梁式機翼是相似的。沿第j個梁的腹板傳到根肋2-3-4(圖4.40(c))上的剪力Qj將傳遞到固定該翼梁的連接接頭上,同時在該翼梁上產生附加彎矩,翼梁腹板由于力Q的作用而受剪。1-2在連接翼梁與側肋1-2的接頭處,翼梁上的彎矩將對側肋有分彎矩Mj (圖4.49(c)),由于該力矩的作用,側肋將承受橫向彎曲。扭矩Mt以閉室剪流qt的形式傳到根肋2-3-4上,與翼肋1-2類似,
Mt以力矩RtB的形式在該翼肋的支點上平衡。圖4.49
(a)、(b)-多梁式后掠機翼結構;(c)-側肋受載情況四、單塊式機翼這種機翼通常將每個中央翼翼梁連接在機身加強框1-1和2-2上。然而,它的中央翼可以嵌入機身中,這時,中央翼的壁板和腹板利用接頭和加強帶板同機身側邊(框)連接起來。外翼沿翼盒周緣和翼梁緣條同中央翼相連。圖4.41(a)中翼盒沿周緣在機身側邊固定在中央翼上。由于壁板上正應力
分布的不均勻性,軸向分布力q
沿壁板寬度也呈現不均勻性。側肋1-2基本上只承受剪力。側肋的彎矩是由于q
1-2的不均勻性而產生的,所以值不大。如果不需要通過側肋將外翼壁板同中央翼對接,翼肋1-2的緣條可以做得弱一些。扭矩Mt通過兩條路線傳遞:根肋2-3的彎曲(圖4.50(d))和根部三角區1-2-3的剪切
(圖4.50(e))。如果根部三角區壁板的剛度較大,這種結構中也可以沒有翼肋2-3。因為三角區1-2-3(與梁式機翼中的不同)可以受剪(圖4.50(f)),同時,一部分扭矩以2、3點的支反力平衡,3點的支反力使前梁受剪(彎)。遠離根部剖面(Z>l2-3)的外翼段,剪力Q根據梁的彎曲剛度按比例分配。在接近根部截面(Z<l2-3)處,剪力進行重新分配,后梁腹板加載,前梁腹板卸載。力Q2傳到支點2上,而力Q3分兩路傳遞:Q3-2部分將以翼肋2-3上的剪力傳遞到接頭2,而Q3-1部分將以前梁腹板的剪力傳遞到接頭1。根據剪應力互等定律可以得出:Qb=Qr=Q3/2
,機翼根部的總應力是Q、M和Mt引起的應力之和。五、縱向受力構件軸線在機身對稱面發生轉折的后掠機翼如圖4.40(d)所示。其機身部分可以是梁式受力型式,也可以是整體式受力型式。在這兩種情況下,都應該有中央加強肋0-
0“。當機身部分有雙墻式中央翼時,受力情況如圖4.51(a))。如果機身部分為單塊式結構時,受力情況如圖4.51(c)。圖4.51
縱向受力構件在機身對稱面轉折的后掠式機翼的受載情況4.7.3
縱向受力構件軸線不轉折—帶內撐梁的后掠翼圖4.41(c)
帶內撐梁的后掠機翼的結構受力型式特點:前后梁與機身鉸支 不傳彎矩給機身,不存在由于梁轉折引起的分彎矩。內撐梁/主梁與機身垂直,承受彎矩,用很強的側邊肋。優點:可以取消側加強肋,有利于改善根部受力情況,提高結構剛度,便于布置起落架的支點和收藏起落架。機翼的承扭能力取決于下壁板上有無破壞剖面閉室的開口1-2-4。根肋3-4可以在點3和4處鉸支在腹板2-6和內撐梁2-4上(圖4.41(c)),或者在點4處固支在內撐梁和翼梁上(圖4.52)。(1)沒有開口1-2-4,且只有根肋2-7(2)有開口1-2-4
,根肋鉸支在點3和4處(3)根肋固支在點4的懸臂梁(圖4.52)(翼肋3-4、內撐梁2-4和翼梁的緣條用加強板5相連)圖4.52
內撐梁和根肋的對接接頭結構圖4.53
帶內撐梁的后掠機翼結構簡圖傳力分析1、構造2‘1’2164352-4
主梁根部固接1-4
前梁雙鉸支2-3
后梁雙鉸支345
根肋在前梁處固支1-6
短肋在根部固支1-2-3
三角區為起落架艙2、傳力分析R主剪力Q:142R主Qq423由主梁傳遞34QhR后R后彎矩M:后梁14Mq傳給主梁傳給1-1框32
Mn傳給2-2框傳給根肋3后梁扭矩Mn:Mq’6側邊肋1前梁13傳給主梁面主梁肋平面前梁4肋平613Mq’23.內撐梁式結構連接關系分析前梁與機身最好鉸接,否則產生分彎矩,加重側邊肋的負擔,同時因為前梁處結構高度不高,距離遠,固接會增重。前梁與主梁可鉸接,也可固接,固接可分擔一部分根肋的扭矩,但使主梁受扭,不符合其傳力特性后梁與主梁可鉸接,也可固接。因后梁處結構高度小,固接增加后梁的剛度,加重后掠效應,但傳力直接。短肋與側邊肋和前梁必須固接,方能傳遞前緣閉室的扭矩。根肋在主梁處最好固接,以提供對后梁的支持。J-5576243加一根3-7縱梁支持后梁J-61243657加一根2-7縱梁支持機翼根部機構,提高三角區局部剛度加厚根部區蒙皮——局部剛度Q-51243657后梁與主梁固接,提高后梁承彎能力,其余與J-6相同。二、混合結構受力型式的多梁后掠翼MIG-29機翼結構1-梁;2-機身加強框;3-梳狀固接接頭;4-側肋;5-加強翼肋;6-支座;7-內撐梁;8-梳狀固接接頭;9-加強框;10翼梁剪力Q和扭矩Mt從外翼到翼肋5的承受與傳遞情況與上述的相同
(翼梁腹板受剪切承受Q,上、下壁板和前、后翼梁腹板形成的閉室以蒙皮受剪的形式承受Mt)。從翼肋5處的切面開始,Q以最短的路徑通過內撐梁7以內撐梁受剪(腹板)和受彎(緣條)的形式傳遞到將內撐梁連接到加強框上的梳狀接頭8上。翼肋5上的扭矩Mt轉換成將與翼肋相連的前、后翼梁上連接處的力偶,并通過內撐梁7以最短路徑傳遞到接頭8上。4.8
前掠翼前掠翼的特點:結構受力型式與后掠翼相同前梁根部和靠近前梁的根部壁板承受的載荷較大機身內部布置容易符合面積律要求升阻比高氣動彈性發散臨界速度Vcr
d較低圖4.49
后掠機翼和前掠機翼的重量和發散臨界速度比較(a)
發散臨界速度;(b)
機翼結構重量。圖4.55
機翼彎曲時前、后掠機翼剖面的攻角改變圖4.56 前掠翼的結構受力型式4.9
回轉翼可變后掠翼可變安裝角機翼折疊翼4.9.1
變后掠角機翼一、變后掠角機翼包括:不動的根部—中央翼(圖4.57(a))機翼可旋轉部分(圖4.57(b))機翼旋轉接頭(圖4.57(c))機翼旋轉操縱系統圖4.57
可變后掠翼及其樞軸的結構圖4.58 B-1飛機的可變后掠機翼及其樞軸的結構1-外翼;2-襯套;3-中央翼;4-螺栓;5-軸承圖4.59
可變后掠機翼及其根部(連接)結構圖4.60
F-14飛機的可變后掠翼圖4.57所示機翼的結構特點是:載荷Q、M和Mt從機翼回轉部分向機翼固定根部(中央翼)傳遞時不是靠若干個承力構件(如在梁式機翼中)或是整個剖面的閉室(如在整體式或多梁機翼中),而是只(或僅僅)借助1個樞軸來實現的。樞軸接頭布置在距機身側壁lpi處,lpi越小,可轉動部分的面積S就越大:效率高樞軸接頭載荷大轉動引起的焦點位置移動大lpi=
(0.1~0.25)l/2圖4.61
樞軸的位置圖兩種不同的結構受力型式:所有載荷(Q、M、Mt)只通過樞軸傳遞,要求
機翼回轉部分有整體壁板,該整體壁板在旋轉接頭區域內變成很強的耳片
。彎矩M由安裝在主梁上的樞軸接頭傳遞,而剪力Q和扭矩Mt不僅由樞軸傳遞,而且還借助于安裝在輔助翼梁3上的、在滑軌1上滑動的輔助滑塊2來傳遞(圖4.62)。4.62
帶承受剪力Q和扭矩Mt
的輔助支點的可變后掠翼1-滑軌;2-滑塊;3-支點;4-輔助承力構件二、樞軸的受載和承載Mx=Mcos
Mz=Msin
圖4.63
作用在樞軸上的力和力矩4.64
最大容許使用過載隨機翼后掠角
的變化關系可變安裝角的機翼可對飛機進行直接控制,改善機動性能;結構與全動平尾結構相似;如果發動機位于機翼上,并同機翼一起轉動,
以便在起飛和著陸時產生垂直推力。結構復雜4.9.3折疊機翼用途:基本上用在艦載飛機上,為了減小其外形尺寸,方便在甲板上或艦艙內停放。典型機型:美國海軍艦載機F-18
,蘇聯艦載機SU-27K。折疊方式:翼尖部分通過液壓作動筒繞機翼旋轉軸向上旋轉。圖4.65
可折疊式機翼4.10
三角機翼的傳力分析
飛機速度的提高
更大的后掠角、更薄的翼型(小)
氣動性能要求
結構強度和剛度矛盾更突出很自然地發展三角翼飛機結構1.大后掠角
=55~75之間小展弦比
=1.5~2.5長根弦
盡管相對厚度小(c=3~5%),但b根大c根小大部分機翼面積靠近機身,壓心中心離機身較近,機翼根部的彎矩小2.根梢比大,翼尖和前后緣薄,局部剛度i可突出。根部結構高度大,一般采用梁式結構。因根弦長,一般采用多點連接多接頭如何協調由于根弦長,機身遮擋部分占整個機翼的比例較大,為提高飛機的性能,應設計成翼身融合體。問題:但由于前緣后掠角大,前緣增升裝置效率降低,而機翼后緣的翼展不大,限制了機翼后緣增升裝置的能力,降低了機翼的升力特性。圖4.66
三角機翼的結構受力型式4.10.1帶有平行翼梁的多梁三角翼結構組成:若干個(1…n
)翼梁
,前梁2-3、側肋2-n以及蒙皮和支持蒙皮并將氣動載荷從蒙皮傳到翼梁上的翼肋。圖4.67
三角機翼上的氣動力分布圖4.68
帶平行梁的三角機翼上翼梁的受載圖特點:梁在機身側邊處緣條面積最大;梁腹板較薄(多梁);側肋有實心梁腹板;蒙皮薄;重量輕;梁緣條沿長度方向的外形是曲面,與之連接的蒙皮也是其面,工藝困難。圖4.69
帶平行翼梁的三角翼結構(“協號和”
)4.10.2帶有輔助翼梁的單梁三角翼的結構特點組成:主梁4-5、若干個輔助翼梁i-i、側肋2-n、前墻2-3、蒙皮及其加強翼肋。墻在機身側邊與機身鉸接。每個墻上的分布剪力qbi=qa/b
,它使梁的連接接頭上產生的支反力
為:lbiRbi
Qbi
qbi
dz0同時,沿翼梁周緣上有支反剪流:qci
Qbicbi/(2Fbi
)該反剪流由側肋腹板、蒙皮和前隔板構成的閉室承受。各翼梁的Q圖和M圖如圖4.70
,根據內力圖,可判斷出緣條面積在中部應最大
。側肋只承受剪切,因此,也不需要加強緣條。這種機翼的蒙皮較厚,因為作用在蒙皮上的總剪流是由各輔助翼梁的剪流qci之和。圖4.70
三角翼上主梁和輔助梁上的受載圖4.10.2
帶有輔助翼梁的單梁三角翼的結構特點組成:主梁4-5、若干個輔助翼梁i-i、側肋2-n、前墻2-3、蒙皮及其加強翼肋。墻在機身側邊與機身鉸接。每個墻上的分布剪力qbi=qa/b
,它使梁的連接接頭上產生的支反力
為:lbiRbi
Qbi
qbi
dz0同時,沿翼梁周緣上有支反剪流:qci
Qbicbi/(2Fbi
)該反剪流由側肋腹板、蒙皮和前隔板構成的閉室承受。各翼梁的Q圖和M圖如圖4.63,根據內力圖,可判斷出緣條面積在中部應最大
。側肋只承受剪切,因此,也不需要加強緣條。這種機翼的蒙皮較厚,因為作用在蒙皮上的總剪流是由各輔助翼梁的剪流qci之和。圖4.65
三角翼上主梁和輔助梁上的受載圖4.10.3
帶有聚交翼梁的三角翼結構結構特點:需要有加強側肋;工藝性好;梁多,剛度好,生存性好。圖4.66
等百分比布置的多梁式三角翼結構圖4.67
帶輔助翼梁的單塊式三角翼結構4.10.4
帶有輔助翼梁的整體式三角翼結構特點:翼盒代替翼梁,提高了剛度;翼盒中段用鉸接接頭與機身隔框相連。4.10.5
帶內撐梁的梁式三角翼結構型式垂直于機身布置了一根內撐梁;剛度大,生存力強,重量輕;內撐梁使前梁卸載;機翼內布置油箱。圖4.67
帶輔助翼梁的單塊式三角翼結構圖4.69
帶內撐梁的三角翼結構4.11.1增升裝置的功用改善飛機的起飛—著陸性能提高輕型高速飛機的機動性能部分增升裝置(如前緣縫翼)還用于改善飛機大迎角下飛行時的橫向穩定性和操縱性,特別是后掠翼飛機。1-前緣縫翼;2-減速板;3-擾流板;4-單縫、雙縫或三縫式襟翼;5-外側副翼;6-內側副翼;7-調整片;8-前緣襟翼;9-偏轉式或后退式襟翼;10-襟副翼4.11.2對機翼增升裝置的要求在飛機處于著陸攻角且增升裝置偏至著陸狀態時,增加最大;當增升裝置處于收起位置時,的增加最小;當飛機以小推重比進行加速滑跑時,氣動性能要處于最佳狀態,而對于推重比大的飛機,當增升裝置偏轉到起飛位置時,要能提供較大的增量;當增升裝置偏轉至工作狀態,mz的變化(機翼壓心的移動)要盡可能小左、右翼上的增升裝置作用要同步,結構要簡單,工作要可靠。4.11.3機翼增升裝置的種類開裂襟翼:增大了翼型的有效彎度和增大機翼面積(后退式)分為:有固定轉軸的后退式的弦長bsf占機翼弦長的25~30%起飛時的偏轉角
sf達20°著陸時偏角
sf為50~60°,使飛機大大減速,從而可增大下滑斜率并減小Lld4-通條和鉸鏈
;拉桿8沿其支座5軸向移動
;通過拉桿8和松緊螺桿7實現操縱滑軌9
;
托架10;撐桿11對滑軌進行加固。
形剖面的大梁1和骨架上下的蒙皮,以此形成能承受扭轉的閉室圖4.74襟翼
(a)-轉動式;(b)—后退式;(c)-開縫式;(d)-多縫式轉動式襟翼,襟翼弦長bf與機翼弦長b的比值約為bf/b=0.3~0.4,δf=40~50°多縫襟翼,δf
=50~60°,Sf/Sw=0.15~0.25。襟翼結構中有骨架和蒙皮。骨架通常由一個大梁(有時是管形大梁,以便承受Mt)、幾根桁條和翼肋組成。大梁上安裝了襟翼懸掛和操縱接頭。操縱接頭上固定著作動筒拉桿以使襟翼偏轉。襟翼的后緣部分可以采用蜂窩結構來提高剛度并減輕重量。這種襟翼利用安裝在機翼加強肋和后大梁(后壁板)接頭上的支臂2來懸掛轉動式襟翼后退式襟翼帶有導流板的開縫襟翼:襟翼1本身、導流板4、滑板5和收放機構8滑板滑板及其固定接頭的結構單軌10是鋼制弧形工字型材單軌緣條的表面進行了磨削和鍍鉻處理結構上最簡單的方法是將襟翼和導流板懸掛在外置支臂上,但附加的阻力(甚至在支臂上有整流罩時)會降低飛機在巡航狀態的經濟性。三縫式后退襟翼的結構由主要段2、尾段1及導流板4組成兩根梁5和7、蜂窩夾層壁板6、翼肋8和前后緣蒙皮襟翼主段的結構是由夾層壁板形成的翼盒螺桿收放機構的軸向銷12懸掛尾段用的支臂13和導軌14
;滑板11
;尾段由骨架(大梁和前緣翼肋)和蒙皮組成;可以采用蜂窩結構來提高剛度和降低重量導軌18圖4.77
三縫襟翼及其構件的結構4.11.4減速板和擾流板放出時向上偏,引起氣流分離(圖4.78(a)),使升力下降,阻力增加,而在收起位置時,埋入機翼中減速板,它們在左右機翼上對稱地向上偏轉擾流板,只需要使往其傾斜的那一邊機翼上的擾流板偏轉。因此,擾流板是飛機橫向的操縱機構。為了提高飛機相對于其縱軸的操縱效率,擾流板應遠離該軸布置,通常,放在外側襟翼的前面,增大力矩Mχ的力臂;減速板放在內側襟翼前面,在減速板偏轉不對稱時可減小力矩Mχ的力臂。圖4.78 擾流板及其懸掛接頭和操縱接頭的結構聯合使用擾板片和副翼。擾流板的主要缺點是在擾流板開始偏轉時,升力變化有滯后效應,這就降低了飛機的機動性能。4.11.5
機翼前緣的增升裝置機翼前緣的增升裝置通過延遲機翼繞流在大迎角下的分離來提高值。機翼前緣增升裝置中應用最廣的是前緣縫翼和前緣襟翼(圖4.79)。前緣縫翼前緣縫翼1的結構:大梁3桁條肋4隔板2蒙皮導軌5帶滑輪8的滑板固定螺桿收放裝置和導軌的支臂7導軌和螺桿機構(圖4.79(a)、(b))搖臂機構11前緣襟翼用在相對厚度小、前緣薄、難以布置增升機構的飛機機翼上克魯格襟翼后掠翼上的前緣縫翼配合使用以防止飛機進入過失速攻角。克魯格襟翼只能保證在小于某一迎角時機翼繞流不分離,超過該迎角后,氣流開始急劇分離。因此,當后掠翼翼尖氣流尚無分離、而其翼根部氣流的提前分離會產生使迎角減小的低頭力矩,提高了飛行安全。4.11.6
增升裝置的受載增升裝置承力構件(開裂式襟翼、襟翼等)的受力情況同機翼各受力構件的受力情況是類似的由大梁傳來的載荷將以通條上的剪力經襟翼的鉸鏈4傳遞到機翼大粱(壁板)的鉸鏈上。作為開裂襟翼支持點的松緊螺桿7,將承受壓力,并將自身的載荷經操縱桿8的支座5傳遞到機翼加強肋上。對于后退式開裂襟翼,支持點是滑板和操縱拉桿的滑輪。滑板的滑輪經滑軌的固定接頭將來自襟翼的載荷傳遞到加強肋上,進而傳遞到機翼大梁的腹板和蒙皮上。來自操縱拉桿的載荷傳遞到固定作動筒的那些機翼承力構件上。4.12.1
副翼的用途副翼是位于機翼后緣外部并在左右翼上同時反向偏轉以產生滾轉力矩的機翼活動部分。它對飛機實現橫向控制基本要求避免在飛行中由于機翼彎曲使副翼卡死;對副翼進行重量配平;減小鉸鏈力矩;減小偏轉和收起狀態下的附加阻力;減小副翼偏轉時的偏航力矩等。副翼的上偏角為25°,
下偏角為15°
25°。副翼向下偏轉引起攻角增大,這在大攻角飛行時會導致該半機翼上的氣流分離和反效。因此,要限制副翼的下偏角。機翼上表面的彎度較大,當副翼向上、向下偏轉同樣角度時,機翼上的阻力不同,會導致產生不期望的偏航力矩My,因此要求的上偏角度要大些
。襟副翼改善飛機的起降性能,它即可以當作副翼使用,也可以當作襟翼使用為避免橫向反操縱——副翼反效現象的發生,開始采用內、外副翼(圖4.72)和擾流板。而且外副翼僅用于起飛、著陸時飛行速度不大的狀態,而內副翼位于機翼剛度較大的部分,在整個飛行期間均被使用。擾流片偏轉時升力變化的滯后效應(氣流不立即分離),將擾流片與副翼聯合使用,從而提高橫向操縱效率升降副翼無水平尾翼的飛機上,為保證橫向和縱向穩定性,機翼上的操縱機構既當副翼,又當升降舵,其面積和偏角比常規布局飛機的要大,因為從飛機質心到升降副翼的力臂小一些。4.12.2
副翼的結構副冀的結構由骨架和蒙皮組成。骨架由大梁、桁條、肋、隔板以及為加強副翼前緣懸掛接頭開口處(圖4.80(a))和安裝在大梁上的操縱系統通道開口處的加強板組成。圖4.80
副翼及其懸掛接頭的結構重量平衡防止機翼彎曲-副翼偏轉顫振集中配重7(圖4.80(a))沿副翼前緣沿翼展布置分散配重(金屬棒18,圖4.80(e))后緣采用蜂窩夾芯結構,以此減輕副翼后緣的重量4.12.3
氣動補償減小副翼(舵面)操縱系統中的鉸鏈力矩減小駕駛桿力軸式補償就是將副翼轉軸向后移動,使其距壓心更近內補償
:利用A腔和B腔中的壓差來獲得附加力矩△Mh伺服補償
:圖4.81
氣動補償
(a)
軸式補償;(b)
內補償;(c)
伺服補償;(d)
帶彈性元件的伺服補償器4.12.4
調整片調整片(圖4.82(a)和圖4.82(b))位于副翼(舵面)5的后部,它用于在改變飛行狀態時減小(消除)飛機操縱搖臂上的桿力。圖4.82
調整片及其懸掛接頭和操縱接頭的結構4.12.5
副翼的受載副翼是一變剛度的多支點梁,承受垂直于弦平面的分布氣動載荷qail和操縱拉桿的操縱力圖4.83
副翼的受載及副翼的Q、M、Mt圖操縱面前緣缺口補強操縱面扭矩一般由前緣閉室承受。然而在懸掛接頭處,前緣要開口,破壞了扭矩的傳力路線,因此需在缺口處補強。可加一對斜加強肋,與梁構成三角架加一短墻,與缺口兩端的加強肋構成一局部閉室對某些小型低速飛機,載荷很小時,可直接對梁進行局部加強,由梁本身受扭4.13.1
尾翼的用途和對尾翼的要求飛機穩定性和操縱性的升力面水平尾翼用于保證飛機的縱向穩定性和操縱性垂直尾翼用于保證飛機的航向穩定性和操縱性圖4.84
尾翼布局圖4.85
水平尾翼上的流場擾動圖采用全動式水平尾翼能明顯提高水平尾翼的效率,特別是在超音速時很少采用全動式
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