静强度设计：安全系数de Pf P d p 设计载荷 e p 使用载荷 u p 极限载荷静强度设计准则：结构材料的极限载荷大于或等于设计载荷，即认为结构安全u p ≥d p载荷系数定义：除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力的合力与当时飞机重量的比值， 称为该方向上的载荷系数。

载荷系数的物理意义：1、表示了作用于飞机重心处除重力外的外力与飞机重力的比值关系；2、表示了飞机质量力与重力的比率。

载荷系数实用意义：1、载荷系数确定了，则飞机上的载荷大小也就确定了；2、载荷系数还表明飞机机动性的好坏。

着陆载荷系数的定义：起落架的实际着陆载荷lg P 与飞机停放地面时起落架的停机载荷lg o P 之41.杆只能承受（或传递）沿杆轴向的分布力或集中力。

2.薄平板适宜承受在板平面内的分布载荷，包括剪流和拉压应力，不能传弯。

没有加强件加强时，承压的能力比承拉的能力小得多，不适宜受集中力。

厚板能承受一定集中力等。

3.三角形薄板不能受剪。

刚度分配原则：在一定条件下（如机翼变形符合平剖面假设），结构间各个原件可直接按照本身刚度的大小比例来分配它们共同承担的载荷，这种正比关系称为“刚度分配原则”P1l1/E1F1=P2l2/e2f2 K=EF/l p1/p2=k1/k2 p1=k1p/(k1+k2)（翼面结构的典型受力形式及其构造特点：1.薄蒙皮梁式：蒙皮很薄，纵向翼梁很强，纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的枞墙。

常分左右机翼-----用几个集中接头相连。

2.多梁单块式：蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴向力的壁板承受总体弯矩；纵向长桁布置较密，长桁截面积与梁的截面积比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增强了翼面结构的抗扭刚度。

为充分发挥多梁单块式机翼的受力特征，左右机翼一般连成整体贯穿过机身，但机翼本身可能分成几段。

3.多墙厚蒙皮式：布置了较多的枞墙，厚蒙皮，无长桁，有少肋、多肋两种，但结合受集中力的需要，至少每侧机翼上要布置3~5个加强翼肋。

可以没有普通肋。

）大型高亚音速运输机或有些超音速战斗机采用多梁单块式翼面结构，Ma 较大的的超音速飞机多采用多墙（或多梁）或机翼结构。

局部失稳问题：翼梁缘条受轴向压力时，由于在蒙皮平面内有蒙皮支持，在翼梁平面有腹板支持，因此一般不会产生总体失稳，但需考虑其局部失稳问题。

翼梁的主要功用承受或传递机翼的剪力Q 和弯矩M 。

（各典型形式（梁式、单块式、多墙式）受力特点的比较：机翼结构受力形式的发展主要与飞行速度的发展有关。

速度的增加促使机翼外形改变并提高了对结构强度、刚度、外形的要求。

比较三者的受力特点可以发现，单纯的梁式、薄蒙皮和弱长桁均不参加机翼总体弯矩的传递，只有梁的缘条承受弯矩引起的轴力。

对于高速飞机，由于气动载荷增大，而相对厚度减小又导致了机翼结构高度变小，只靠梁来承弯将使承弯构件的有效高度减小；加之对蒙皮局部刚度和机翼扭转刚度要求的提高，促使蒙皮增厚，长桁增多、增强。

因此，在单块式、多墙式机翼中，蒙皮、长桁，乃至主要是蒙皮发展成主要的承弯构件。

由于蒙皮、长桁等受轴向力的面积较之梁缘条更为分散、更靠近外表面，故承弯构件有效高度较大，因此厚蒙皮翼盒不仅承扭能力较高，抗弯特性也较好，因此，此种机翼结果一般来说材料利用率较高。

在承受总体力中的剪力和扭矩时，几种形式中各元件的作用基本相同。

）后掠机翼特性：后掠机翼比相应的直机翼将更为细、长、薄，致使它的弯曲刚度、扭转刚度都比直机翼差。

后掠效应：应力向后缘集中的现象。

后掠角越大，后掠效应越严重。

三角机翼特点：很长的翼肋在载荷作用下容易产生横向弯曲，机翼垂直于翼弦的刚度较差。

当机翼为中单翼时，不易做到使整个机翼贯穿机身。

三角机翼由于根梢比大，以致翼尖比较薄，前后缘也比较薄。

加强框：主要功用是将装载的质量力和其他部件上的载荷经接头传到机身结构上的集中力加以扩散，然后以剪流的形式传给蒙皮。

（机身结构典型受力形式：1、桁梁式：桁梁截面积大，长桁少且弱，蒙皮较薄。

由弯曲引起的轴向力主要由桁梁承受，蒙皮和长桁只承受很小部分轴力。

剪力全部由蒙皮承受。

2、桁条式：长桁较密，较强，蒙皮较厚。

弯曲引起轴向力由许多桁条和较厚蒙皮组成的壁板来承受，剪力全部由蒙皮承受。

蒙皮上不适宜大开口。

现代飞机多数采用桁条式结构（桁条式和桁梁式统称为半硬壳式机身）。

3、硬壳式：硬壳式机身结构是由蒙皮和少量隔框组成的。

其特点是没有纵向构件，蒙皮厚。

由厚蒙皮承受机身引起全部轴力和剪力，隔框承受机身、蒙皮等的集中力。

）口盖按受力特性分为：不受力口盖、受剪口盖与受轴向力口盖。

不受力口盖不参与整体受力，只受口盖上的局部气动载荷。

受剪口盖能传递原开口处所需传递的剪流。

受轴向力口盖除了能传递原开口处所需传递的剪流外，还能传递原开口处轴向力。

3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H＝1000m处，以速度V=520Km/h和V’＝625km／h(加力状态)作盘旋半径不小于R＝690m和R’＝680m(加力状态)的正规盘旋(题图2.4)。

求(1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数ny；(2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重Gb＝300kg，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf＝9.8N)。

解答：（1）βcos 1==G Y n y∑=01X r v m Y 2sin =β① ∑=01Y G Y =βcos ② 由 ①与②得：085.36908.9)36001000520(22=⨯⨯==gr v tg β ο04.72=β（非加力） 523.46808.9)36001000625(2=⨯⨯=βtgο5.77=β（加力） 6.4cos 1==βy n （2） r v m N X 21=一、一双粱机翼，外翼传到2＃肋剖面处的总体内力分别力剪力Q ＝100 kN(作用在刚心上)，弯矩M=5×l03 Kn ·m 、扭矩Mt= 30 kN ·m 。

已知前、后粱的平均剖面抗弯刚度为EI 前＝1010kN ·mm2、EI 后＝2×1010kN ·mm2；前、后闭室平均剖面抗扭刚度为Kt 前＝5×108 kN ·mm2，Kt 后＝109 kN ·mm2。

求：(1)当L 前＝L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、Mt 在2#肋剖面如何分配(题图3．2(a))?(2)当L 前＝3000 mm 、L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、Mt 在此剖面又如何分配(题图3．2(b))?(计算扭矩分配时，假设不考虑前、后闭室之间和1#肋对前闭室的影响)。

1. L 前=L 后（1） Q 的分配 K=22EJLL 前=L 后 ∴ 只与2EJ 有关Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ += 112Q += 0.333Q= 3330kg = 33.3KNQ 2= 6670kg = 66.7KN(2) M 的分配 K=KJL ∴ 关系式仍同上1M= 0.333⨯5⨯105 = 1666.7 KN m M2= 0.667⨯5⨯105 = 3335 KN m （3）M t的分配M t1= 5510tM+= 0.333⨯3⨯103 = 0.999⨯103 kg.m = 10 KN mM t2 = 0.667⨯3⨯103 = 2.001⨯103 kg.m = 20 KNm三. 请画出以下各指定翼肋的力平衡图和内力图(题图3.4)。

(1) 薄蒙皮双粱式机翼，I肋在气动载荷作用下：(a)前、后缘未略去，(b)若略去前、后缘的气动载荷和结构。

(2) 该机翼前粱转折处的Ⅱ助在传递总体弯矩M时所受的裁荷，画出其力平衡图和内力图：(a)剖面筒化为矩形；(b)剖面上、下为曲线。

(3) 薄蒙皮双梁式机翼，Ⅲ肋后缘受有Y向集中力P。

(4) 机翼外段为双梁式，内侧为三梁式，Ⅳ肋位于结构布置变化处，画出传总体力时，该肋的力平衡图和内力图。

两闭室对称，此时q1t=222tMBH= 2tMBH= 2t q（1）若δ不变，只是两闭室面积不同，则q仍相同，扭矩引起的剪力与弯矩同上；但刚心位置可能变动，所以多一个扭矩（2）若δ不同，也会引起两闭室扭刚不同，则在分析M t时，就会出现Q，M内力。

(5) 薄蒙皮双梁式机翼v肋后梁上作用有集中力P y，求该肋受P y力时的平衡图和内力图(假设前、后粱弯曲刚度相等)。

若前后梁对称右支点：12Py+ 2tM HBH=12Py+22yBPHBH=12Py+14Py=34Py若前后梁不对称，例如前梁刚度为后梁的2倍，刚心在2/3B 处，则M t = Py*2/3*Bq t = 2 B Py 32BH =13H P y ∴ P y －1Py Py+33⎡⎤⎢⎥⎣⎦＝1Py 3M ： 1Py 3•X-13H P y •X •H = 0(6) 薄蒙皮双粱式机翼Ⅵ肋上C 点处受有集中力P x 时的力平衡图和内力图.M =X P 4B •H •X+XP 4B •H •Xt M = 2X P 4B •H •2B +2X P 4B •H •ΔX - P X 2H•ΔX。