第六章机身结构分析

1、第6章 机身结构分析 6.1 6.1 机身的功用、要求和机身的外形参数机身的功用、要求和机身的外形参数构成、要求、分析设计方法与机翼基本相同；构成、要求、分析设计方法与机翼基本相同；特殊性：特殊性：使用要求在设计中占有重要地位，对结构布置使用要求在设计中占有重要地位，对结构布置影响较大；影响较大；设计外载荷主要是集中力；设计外载荷主要是集中力；协调关系多；协调关系多；相对载荷较小（某些机翼元件不适用，如整体相对载荷较小（某些机翼元件不适用，如整体壁板）。壁板）。 6.1.16.1.1飞机机身的功用飞机机身的功用机身作为飞机结构的基础，通过受力关系，把飞机的所有机身作为飞机结构的基础，通过受力关

2、系，把飞机的所有部件联成一个整体；部件联成一个整体；装载乘员、设备和有效载荷，装载燃油；装载乘员、设备和有效载荷，装载燃油；布置起落架；布置起落架；放置发动机；放置发动机；机身的结构质量占飞机质量的机身的结构质量占飞机质量的8%-15%；机身的结构质量占飞机结构质量的机身的结构质量占飞机结构质量的 40%-50%。机机 身身 的的 结结 构构 和和 布布 局局 6.1.2 6.1.2 对机身结构的基本要求对机身结构的基本要求飞机结构设计的基本要求适用于机身结构设飞机结构设计的基本要求适用于机身结构设 计，即质量最小。计，即质量最小。总体设计阶段：总体设计阶段：满足装载的使用要求：可能在一些气动

3、要满足装载的使用要求：可能在一些气动要 求和重求和重量要求上作出让步；量要求上作出让步；协调机身、机翼、尾翼等相连接部件的主协调机身、机翼、尾翼等相连接部件的主 要受力要受力构件；构件；机身结构为满足使用要求的各种技术要求机身结构为满足使用要求的各种技术要求 在总体在总体设计时已基本解决。设计时已基本解决。零部件设计阶段零部件设计阶段：满足结构的强度、刚度：满足结构的强度、刚度和工艺性要求。和工艺性要求。具有足够的刚度：直接影响尾翼的效率和尾翼颤具有足够的刚度：直接影响尾翼的效率和尾翼颤振特性；变形引起阻力增大。振特性；变形引起阻力增大。足够的强度。足够的强度。足够的开敞性：相对机翼、尾翼等，

4、对机足够的开敞性：相对机翼、尾翼等，对机 身结构身结构的影响更突出。的影响更突出。最小的结构重量。最小的结构重量。良好的工艺性、成本低。良好的工艺性、成本低。机身结构受力型式和与之相连的部件的结机身结构受力型式和与之相连的部件的结 构受力型式相协调。构受力型式相协调。（总体设计阶段）（总体设计阶段）将来自机翼、尾翼、起落架、动力装置的将来自机翼、尾翼、起落架、动力装置的 载荷传递到机身的承力构件上。载荷传递到机身的承力构件上。（零部件（零部件 设设计阶段）计阶段）能承受有效装载、设备和机身结构的质量能承受有效装载、设备和机身结构的质量 力以及作用在机身上的气动载荷和密封舱力以及作用在机身上的气

5、动载荷和密封舱 内内的压差载荷。的压差载荷。 （零部件设计阶段）（零部件设计阶段）其他要求其他要求(1) 合理选择机身的外形和参数，使其在给定的外形尺寸下迎面阻力最合理选择机身的外形和参数，使其在给定的外形尺寸下迎面阻力最小，有效容积最大。小，有效容积最大。(2)在翼身融合的飞机上采用能产生较大部分升力的在翼身融合的飞机上采用能产生较大部分升力的 升力机身，这样可升力机身，这样可减小机翼面积，降低机翼重量。减小机翼面积，降低机翼重量。(3) 合理使用机身的有效容积，就要布局紧凑，将货物尽量靠重心附近合理使用机身的有效容积，就要布局紧凑，将货物尽量靠重心附近布置，这能够降低惯性矩并改善飞机的机动

6、特性；在各种装载情况、燃布置，这能够降低惯性矩并改善飞机的机动特性；在各种装载情况、燃油和弹药消耗的情况下，减少重心的变化范围，可保证飞机具有更理想油和弹药消耗的情况下，减少重心的变化范围，可保证飞机具有更理想的稳定性和操纵性。的稳定性和操纵性。(4) 特殊要求：特殊要求：空降人员和武器装备能容易跳伞和投放；空降人员和武器装备能容易跳伞和投放；对运输的货物能方便地装载、系留和卸载；对运输的货物能方便地装载、系留和卸载；高空飞行时能保证乘客和乘员具有必要的生活条件，要具高空飞行时能保证乘客和乘员具有必要的生活条件，要具备一定的舒适标准；备一定的舒适标准；旅客机迫降时保证乘员生命，能迅速安全地应急

7、撤离；旅客机迫降时保证乘员生命，能迅速安全地应急撤离； 机组人员要有良好的视野。机组人员要有良好的视野。使用要求使用要求是机身设计要求中的重要要求。是机身设计要求中的重要要求。比如座舱盖、开口比如座舱盖、开口 等就是必须满足使用要求。等就是必须满足使用要求。必须满足各种装载的特殊需要及所提出的必须满足各种装载的特殊需要及所提出的 众多的众多的使用要求使用要求，并应与机翼、尾翼等连，并应与机翼、尾翼等连 接部件的主要受力构件的布置、连接点位接部件的主要受力构件的布置、连接点位 置进行总体协调，以减轻飞机总重量。置进行总体协调，以减轻飞机总重量。在保证机身结构完整性的前提下，结构重在保证机身结构完

8、整性的前提下，结构重 量尽可能小。量尽可能小。 机身结构机身结构 设计要求设计要求机身应有足够的开敞性以便于维修。机身应有足够的开敞性以便于维修。有良好的工艺性，生产成本要低。有良好的工艺性，生产成本要低。机身基本不产生升力，所以机身气动力要机身基本不产生升力，所以机身气动力要 求主要是阻力小。为此机身一般做成细长求主要是阻力小。为此机身一般做成细长 的流线体，希望外形光滑，突出物少等。的流线体，希望外形光滑，突出物少等。 6.1.36.1.3机身的外形和参数机身的外形和参数 一、机身的横剖面形状一、机身的横剖面形状取决于飞机的功用、使用条件和飞机的总体布局。取决于飞机的功用、使用条件和飞机的

9、总体布局。圆形机身的表面面积较小，摩擦阻力也较小，在内压作圆形机身的表面面积较小，摩擦阻力也较小，在内压作用下，只受拉伸，而不受弯曲。用下，只受拉伸，而不受弯曲。最常用的机身横剖面是圆形和两个不同直径的圆相交的最常用的机身横剖面是圆形和两个不同直径的圆相交的形状。形状。图图6.2 机身的横剖面形状，前、后机身的参数和形机身的横剖面形状，前、后机身的参数和形状状二、机身的侧面形状二、机身的侧面形状与飞机用途、最小阻力要求、机身中乘员、设备与飞机用途、最小阻力要求、机身中乘员、设备和有效装载的具体布置以及机翼平面和有效装载的具体布置以及机翼平面 形状、尾翼、形状、尾翼、动力装置的形状和位置等有关。

10、动力装置的形状和位置等有关。前机身和后机身是均匀收敛的，轴对称形式的机前机身和后机身是均匀收敛的，轴对称形式的机身符合最小阻力的要求。身符合最小阻力的要求。 长而细的前机身能减小阻力。长而细的前机身能减小阻力。机翼后掠使后机身延长，同时也使前机身机翼后掠使后机身延长，同时也使前机身 缩短。缩短。此时后机身上的弯矩增大，因此机此时后机身上的弯矩增大，因此机 身质量也随之增身质量也随之增加。加。延长前机身时要考虑前起落架的布置条件，以保延长前机身时要考虑前起落架的布置条件，以保证起落架具有必要的轮距，还要考虑把发动机移到证起落架具有必要的轮距，还要考虑把发动机移到后机身。后机身。三、机身参数三、机

11、身参数 机身可以看作是多支点外伸机身可以看作是多支点外伸梁，支点是机翼与机身的连梁，支点是机翼与机身的连接接头。接接头。 增大增大 f( ff或或 af)的同时增大的同时增大机身长度会导致机身上弯矩机身长度会导致机身上弯矩的增大，使机身质量增大的增大，使机身质量增大 ；但机身阻力会下降。但机身阻力会下降。 靠减小靠减小 lf 或增大或增大 df 的方法来的方法来减小减小 f会降低机身的载荷和会降低机身的载荷和机身承力件上由弯矩产生的机身承力件上由弯矩产生的应力，但是在应力，但是在df增大的同时，增大的同时，由于压差由于压差 P 的作用，密封的作用，密封舱的应力会迅速增大。舱的应力会迅速增大。机

12、身参数：机身参数：lf, df, lff, laf, Sfmax,细长比：细长比： f=lf/df, ff=lff/df, af=laf/df, 6.2 6.2 机身上的载荷及其平衡机身上的载荷及其平衡前后机身上的质量力、尾翼、起落架等部前后机身上的质量力、尾翼、起落架等部 件传给机身的集中力，在机身中段上与机件传给机身的集中力，在机身中段上与机 翼翼传给机身的集中力平衡。传给机身的集中力平衡。 机身看作支撑在机翼上的多支点梁。机身看作支撑在机翼上的多支点梁。 6.2.16.2.1机身上的主要载荷机身上的主要载荷机身受到的主要载荷由机身受到的主要载荷由强度规范强度规范规定。规定。1）与机身相连

13、的飞机其它部件传给机身的力）与机身相连的飞机其它部件传给机身的力飞行、着陆、滑行中作用到机身结构上的力；飞行、着陆、滑行中作用到机身结构上的力；前机身：前轮载荷是主要外载；前机身：前轮载荷是主要外载；后机身：尾翼载荷、发动机推力和陀螺效应产后机身：尾翼载荷、发动机推力和陀螺效应产 生的集中力；生的集中力；水平和垂直载荷是同一数量级。水平和垂直载荷是同一数量级。2）机身受到的质量力）机身受到的质量力 取决于质量大小和过载的大小和方向；取决于质量大小和过载的大小和方向； 机身总体载荷的主要部分；机身总体载荷的主要部分； 运输机装载以集中质量力的形式表示：运输机装载以集中质量力的形式表示：Pi mi

14、 g nei fi 机身结构的分布质量力的近似计算公式：机身结构的分布质量力的近似计算公式：fq =mf g Hf ndSsHf：机身高度；：机身高度； Ss：机身侧面投影面积。：机身侧面投影面积。3 3）分布在机身表面上的气动力）分布在机身表面上的气动力 由于机身基本上为对称流线体，故机身上除局部气动载荷较由于机身基本上为对称流线体，故机身上除局部气动载荷较大外，分布气动力对机身总体内力基本没有影响（可自身平大外，分布气动力对机身总体内力基本没有影响（可自身平衡）衡） ； 在机身的突出部位，气动力的值可能很大；在机身的突出部位，气动力的值可能很大； 校核蒙皮与口盖的连接、口盖与机身骨架的连接

15、强度时，以校核蒙皮与口盖的连接、口盖与机身骨架的连接强度时，以气动力作为设计载荷。气动力作为设计载荷。4）机身密封舱、进气道和专用舱内的压差）机身密封舱、进气道和专用舱内的压差 压差是机身局部强度的设计载荷。对常用的通风型密封舱：压差是机身局部强度的设计载荷。对常用的通风型密封舱： 军机军机p=0.03-0.04MPa; 客机客机p=0.06-0.07MPa。增压座舱增压座舱有有通风式通风式和和再生式再生式两种两种。通风式增压座舱通风式增压座舱的原理是将环境大气经压的原理是将环境大气经压 缩缩提高压力后，由飞机环境控制系统对座舱增压和通风，然后经座舱压力调提高压力后，由飞机环境控制系统对座舱增

16、压和通风，然后经座舱压力调 节器节器排回到大气中去。大气通风式增压座舱一般限于排回到大气中去。大气通风式增压座舱一般限于24公里以下高度使用，公里以下高度使用， 在更高在更高的高度上由于空气稀薄，需要使用再生式增压座舱。的高度上由于空气稀薄，需要使用再生式增压座舱。再生式增压座舱再生式增压座舱的空气与大的空气与大气隔绝，用机载压缩气源对座舱增压并补偿少量的座舱漏气，用过的空气经再生气隔绝，用机载压缩气源对座舱增压并补偿少量的座舱漏气，用过的空气经再生后在舱内循环使用。再生式增压座舱主要用于飞行高度大于后在舱内循环使用。再生式增压座舱主要用于飞行高度大于 24公里的飞机和载公里的飞机和载人航天器

17、。现代飞机广泛使用大气通风式增压座舱。人航天器。现代飞机广泛使用大气通风式增压座舱。5）特殊载荷）特殊载荷 ：迫降等。：迫降等。进行机身强度计算时，机身受弯情况可采用载荷情况进行机身强度计算时，机身受弯情况可采用载荷情况A（拉起、改出下滑、水平飞行有垂直气流作用的飞行拉起、改出下滑、水平飞行有垂直气流作用的飞行 状态状态），扭转情，扭转情况可认为安定面承受非对称载荷情况况可认为安定面承受非对称载荷情况 以及垂直尾翼也承受非以及垂直尾翼也承受非对称载荷。对称载荷。在外力（机翼、尾翼、动力装置和起落架固定接头处在外力（机翼、尾翼、动力装置和起落架固定接头处的支反力）、机身结构和内部装载的质量力作用

18、的支反力）、机身结构和内部装载的质量力作用 下，机身可下，机身可看作是在两个平面内（看作是在两个平面内（垂直平面垂直平面xoy与水与水 平平面平平面xoz）同时受）同时受剪、受弯以及受扭的多支点梁。剪、受弯以及受扭的多支点梁。沿机身沿机身x方向的轴向力一般不大，但在强度计算时要予方向的轴向力一般不大，但在强度计算时要予以考虑。以考虑。作用在机身上的外力与质量力（惯性力）平衡。作用在机身上的外力与质量力（惯性力）平衡。 6.2.2 6.2.2 机身的内力图机身的内力图图图6.3 机身的受载，机身的受载，Qv、Qh、Mz、My、Mt内力图内力图特点特点:1. 机身在连接接头处机身在连接接头处 的支

19、反力的值可能的支反力的值可能 比比 机机 翼升力（翼升力（ yw) 和尾和尾翼升力（翼升力（yht和和 yvt)本身本身要大；要大；2. 当发动机布置在后当发动机布置在后 机身上时会使机身上时会使Mz明明 显显增大；增大；3. 当质量沿当质量沿X轴分散轴分散 较大时或机身较长较大时或机身较长 时，时，也会使也会使 Mz 增增 大；大；4.增加垂尾高度会使增加垂尾高度会使Mt 增大。增大。与机翼比较与机翼比较载荷：载荷： 基本种类相同；基本种类相同； 集中载荷、质量力是主要载荷；集中载荷、质量力是主要载荷； 水平和垂直方向载荷是同一数量级。水平和垂直方向载荷是同一数量级。几何（刚度）：几何（刚度

20、）： 机身水平、垂直方向尺寸接近，刚度接近。机身水平、垂直方向尺寸接近，刚度接近。 6.3 6.3 机身的结构受力型式及其受载情况机身的结构受力型式及其受载情况构架式构架式闭合的空间闭合的空间薄壁梁薄壁梁（广泛采用的受力型式）（广泛采用的受力型式） 纵向受力构件纵向受力构件(桁条和加强桁条桁条和加强桁条桁梁桁梁) 横向受力构件横向受力构件(普通框和加强框普通框和加强框) 外部壳体外部壳体图6.4 机身的结构受力型式 6.3.16.3.1构架式结构的机身构架式结构的机身空间桁架空间桁架优点优点 桁架可以是静定的（轻）桁架可以是静定的（轻） 在空间飞行器上也采用桁架式箭体，因为桁架接头采用在空间飞

21、行器上也采用桁架式箭体，因为桁架接头采用铰接，使得结构在受热状态下能保持良好的工作状态。铰接，使得结构在受热状态下能保持良好的工作状态。缺点缺点 桁架的质量、整流罩的质量、受力蒙皮的质量和固定接桁架的质量、整流罩的质量、受力蒙皮的质量和固定接头的质量累加起来，使它的重量特性已经不如薄壁梁式机头的质量累加起来，使它的重量特性已经不如薄壁梁式机身。身。桁架式机身在利用内部空间方面潜力较差。桁架式机身在利用内部空间方面潜力较差。桁架式机身的战斗生存性也差。桁架式机身的战斗生存性也差。传力传力 弯矩产生的轴向力弯矩产生的轴向力(受受Mz和和My的作用的作用)基本上靠基本上靠大梁的缘条来承受；大梁的缘条

22、来承受； 剪力剪力Qv和和Qh由垂直由垂直(侧向侧向)和水平和水平(上和下上和下) 的桁的桁架构件来承受，这些构件是支柱、横撑杆和斜撑杆；架构件来承受，这些构件是支柱、横撑杆和斜撑杆； 扭矩扭矩Mt由由4个平面桁架形成的闭合的空间构架个平面桁架形成的闭合的空间构架来承受。来承受。 6.3.26.3.2薄壁梁式机身薄壁梁式机身(1) 桁梁式(2) 桁条式(3) 硬壳式长桁和桁梁的作用长桁和桁梁的作用：承受机身弯曲时产生的轴力。承受机身弯曲时产生的轴力。支持蒙皮，提高蒙皮的受压，受剪失稳临界应力。支持蒙皮，提高蒙皮的受压，受剪失稳临界应力。承受部分作用在蒙皮上的气动力，并传给隔框。承受部分作用在蒙

23、皮上的气动力，并传给隔框。一、桁梁式机身一、桁梁式机身( (与梁式薄蒙皮机翼结构形式相当与梁式薄蒙皮机翼结构形式相当) )结构特点结构特点：1）有几根桁梁（如）有几根桁梁（如4根），桁梁的根），桁梁的 截面积很大，承弯能力较强。桁截面积很大，承弯能力较强。桁梁没有腹板，是用模压和锻造方梁没有腹板，是用模压和锻造方 法法制造的横截面相当大的桁条。制造的横截面相当大的桁条。桁梁多半是桁梁多半是T型截面。型截面。2）长桁的数量较少而且较弱，甚至）长桁的数量较少而且较弱，甚至 可以不连续。可以不连续。3）蒙皮较薄。）蒙皮较薄。 受力特点受力特点弯矩弯矩Mz和和My引起的轴向力主要由桁梁承担，蒙皮与桁条

24、引起的轴向力主要由桁梁承担，蒙皮与桁条 几乎不承受正几乎不承受正应力。应力。蒙皮承受剪力蒙皮承受剪力Qv、Qh以及扭矩以及扭矩Mt，蒙皮受剪切。，蒙皮受剪切。注意：注意： Qv由左右两侧蒙皮受，由左右两侧蒙皮受， Qh由上下两块蒙皮受。由上下两块蒙皮受。优点优点：1）在机身上布置大开口不）在机身上布置大开口不会显著降低机身的强度会显著降低机身的强度 和刚度；和刚度；2）开口补强引起的重量增）开口补强引起的重量增 加较少。加较少。缺点：缺点：相对载荷大时，重量特性较后两类差些。用于相对载荷大时，重量特性较后两类差些。用于 小飞小飞机：开口比例相对大机：开口比例相对大, 前机身开口多。前机身开口多

25、。桁梁布置桁梁布置 早期桁梁：早期桁梁：沿整个机身长度布置；沿整个机身长度布置；布置在布置在4545 处。处。 混合受力型式机身桁梁布置：混合受力型式机身桁梁布置：在机身上有开口部位布置在机身上有开口部位布置 ( (座舱盖开口、密封座舱盖开口、密封 舱开口、舱开口、设备舱开口、起落架舱开口、油箱开口、发动机舱开口等设备舱开口、起落架舱开口、油箱开口、发动机舱开口等) )；对机身进行受力补强的部位；对机身进行受力补强的部位；或者是用桁梁或者是用桁梁( (纵向梁纵向梁) )来承受纵向集中力来承受纵向集中力( (来自来自 发动机发动机推力、武器反作用力等推力、武器反作用力等) )。二、桁条式机身二、

26、桁条式机身(与单块式机翼结构形式相当与单块式机翼结构形式相当)结构特点：结构特点：随着载荷的增大随着载荷的增大(主要是弯矩增大主要是弯矩增大)，机身的结构，机身的结构 受受力型式就由梁式改成了整体式；力型式就由梁式改成了整体式；由桁条、隔框和蒙皮组成；由桁条、隔框和蒙皮组成；桁条较密、较强，桁条间距在桁条较密、较强，桁条间距在100250mm 之间；之间；蒙皮较厚，在蒙皮较厚，在0.82.5mm之间；之间；框的间距大约在框的间距大约在200500mm之间。之间。受力特点：受力特点：蒙皮与桁条一起承受弯矩蒙皮与桁条一起承受弯矩Mz和和My引起的轴向力引起的轴向力(拉拉-压压)；承受剪力承受剪力Q

27、v、Qh以及扭矩以及扭矩Mt时，蒙皮受剪切。时，蒙皮受剪切。优点优点：1)弯、扭刚度比桁梁式机身大弯、扭刚度比桁梁式机身大2）蒙皮较厚，其局部变形小，有利）蒙皮较厚，其局部变形小，有利于改善气动性能于改善气动性能 缺点缺点： 蒙皮上不宜大开口。蒙皮上不宜大开口。桁条式和桁梁式机身统称为半硬壳式机身桁条式和桁梁式机身统称为半硬壳式机身桁条式机身加强框，与水平尾翼的某接头桁条式机身加强框，与水平尾翼的某接头 相连接，受到接头相连接，受到接头传来的集中载荷。传来的集中载荷。(1)由蒙皮的支反剪流由蒙皮的支反剪流q平衡加强框所受的集中力平衡加强框所受的集中力Py。(2) Q的分布与机身的受力型式，或者

28、说与受正应力的集中面积的分布与机身的受力型式，或者说与受正应力的集中面积的分布有关。对桁条式机身，剪流沿周缘按阶梯形分布。的分布有关。对桁条式机身，剪流沿周缘按阶梯形分布。(3) 桁条给蒙皮提供轴向支反剪流来平衡剪流桁条给蒙皮提供轴向支反剪流来平衡剪流q，这样，蒙皮上，这样，蒙皮上的剪流的剪流q将引起桁条的拉、压轴力。将引起桁条的拉、压轴力。Note:(1) 若蒙皮也受正应力，则在两根桁条间的剪流将不是常数，若蒙皮也受正应力，则在两根桁条间的剪流将不是常数， 而是呈曲而是呈曲线分布。曲线线分布。曲线+阶梯形分布。阶梯形分布。(2) 框平面内受集中力时，支反剪流的分布、大小只与受力型框平面内受集

29、中力时，支反剪流的分布、大小只与受力型 式有关式有关（或者说与受正应力的元件的分布有关），与加（或者说与受正应力的元件的分布有关），与加 强框本身的构造形式无强框本身的构造形式无关。关。传力总结：传力总结：(1) 由加强框承受集中载荷；由加强框承受集中载荷；(2) 框将集中力扩散，以剪流形式传给蒙皮；框将集中力扩散，以剪流形式传给蒙皮；(3) 剪流在蒙皮中向机身支撑处传递时，剪切内力剪流在蒙皮中向机身支撑处传递时，剪切内力Q通过蒙皮通过蒙皮 连续向前连续向前传递，弯矩内力传递，弯矩内力M则以桁条的轴向拉压形式向前则以桁条的轴向拉压形式向前 传递，距传递，距34#框越远，轴框越远，轴力越大，沿力

30、越大，沿x轴近似线性分布。轴近似线性分布。图图6.6 客机机身结构、蒙皮、框和桁条之间的连接结客机机身结构、蒙皮、框和桁条之间的连接结构构三、三、硬壳硬壳式机身式机身结构特点：结构特点：由普通框和加强框支持的蒙皮组成由普通框和加强框支持的蒙皮组成没有纵向构件没有纵向构件蒙皮厚蒙皮厚隔框少隔框少很强的战斗生存性很强的战斗生存性重量特性不好重量特性不好( (为保证蒙皮不失稳，增厚，从而增重；开口补为保证蒙皮不失稳，增厚，从而增重；开口补强，增重很大强，增重很大) )受力特点：受力特点： 蒙蒙 皮皮 承承 受受 所有形式的剪力和弯矩，所有形式的剪力和弯矩，所以，它既承受正应力，又所以，它既承受正应力

31、，又 承受剪应力。承受剪应力。 隔框用于维持机身截面形状和承受垂隔框用于维持机身截面形状和承受垂直机身轴线的集中力。直机身轴线的集中力。 这种机身结构的蒙皮必须具有足够这种机身结构的蒙皮必须具有足够的受压、受剪稳定性，所以夹层结构板是的受压、受剪稳定性，所以夹层结构板是硬壳机身结构的较理想蒙皮。硬壳机身结构的较理想蒙皮。优优点点： 弯、扭刚度大。弯、扭刚度大。缺缺点点： 1）机身相对载荷小（蒙皮厚），因而蒙皮材料利用率低；）机身相对载荷小（蒙皮厚），因而蒙皮材料利用率低； 2）开口）开口补强增重较大。补强增重较大。 所以这种机身型式实际上用得很少。所以这种机身型式实际上用得很少。三种典型机身的

32、三种典型机身的差别主要差别主要是受弯曲引起的轴向力的构件不同是受弯曲引起的轴向力的构件不同随着速度的增加，为何机翼较多采用多腹板随着速度的增加，为何机翼较多采用多腹板式结构，而硬壳式机身用的却不多？式结构，而硬壳式机身用的却不多？机身气动载荷小，所以局部刚度要求低。机身气动载荷小，所以局部刚度要求低。机身截面形状高，承受弯矩的能力比较强，有效高度不敏机身截面形状高，承受弯矩的能力比较强，有效高度不敏感。感。机身开口多，硬壳式机身不宜开口，机翼上开口少，可以机身开口多，硬壳式机身不宜开口，机翼上开口少，可以采用多腹板式机翼。采用多腹板式机翼。 6.4 6.4 机身基本承力构件的用途和构造型式机身

33、基本承力构件的用途和构造型式机身上基本受力构件的用途与机翼上相对应的受力构件的机身上基本受力构件的用途与机翼上相对应的受力构件的用途是类似的。用途是类似的。6.4.16.4.1机身蒙皮机身蒙皮 维持机身外形维持机身外形 蒙皮和加强它的桁条共同承受由于弯矩引起的蒙皮和加强它的桁条共同承受由于弯矩引起的 拉拉压压轴力；轴力； 承受由于横向力（承受由于横向力（Q Qy y，Q Qz z）和扭矩（）和扭矩（Mt,Mt,绕绕x x轴）作轴）作 用而用而引起的剪力引起的剪力( (切向应力切向应力) )； 密封舱密封舱( (座舱座舱) )蒙皮还要承受相当大的压差。蒙皮还要承受相当大的压差。图图6.8 板材蒙

34、皮的连接接板材蒙皮的连接接6.4.2 6.4.2 桁条和桁梁桁条和桁梁作用：正应力、集中力扩散作用：正应力、集中力扩散承受机身弯曲时产生的轴力。承受机身弯曲时产生的轴力。支持蒙皮，提高蒙皮的受压，受剪失稳临界应力。支持蒙皮，提高蒙皮的受压，受剪失稳临界应力。承受部分作用在蒙皮上的气动力，并传给隔框。承受部分作用在蒙皮上的气动力，并传给隔框。6.4.2 6.4.2 桁条和桁梁桁条和桁梁简单式的简单式的（从横剖面看，只有一个结构元（从横剖面看，只有一个结构元件）件）组合式的组合式的（从横剖面看，有几个结构元件）（从横剖面看，有几个结构元件）图6.9 组合式机身桁条和桁梁的剖面图6.10 薄壁梁式组

35、合式桁梁用于货舱、舱盖用于货舱、舱盖 等大开口处的纵等大开口处的纵 向边缘。向边缘。6.4.3 6.4.3 机身框机身框普通框普通框：用于维持飞机外形和固定蒙皮、桁：用于维持飞机外形和固定蒙皮、桁 条，一般为条，一般为环形框环形框。加强框加强框：承受来自机翼、尾翼、起落架、发：承受来自机翼、尾翼、起落架、发动机和货物的集中力并把这些力传到蒙皮上。动机和货物的集中力并把这些力传到蒙皮上。 其缘条较强和腹板较厚。其缘条较强和腹板较厚。 整体环形框整体环形框 组合框（铆接装配框）：环形框，腹板框组合框（铆接装配框）：环形框，腹板框机身框作用及受载：机身框作用及受载：普通框的作用：普通框的作用：（1

36、1）维持机身的截面形状。）维持机身的截面形状。（2 2）对蒙皮和长桁起支持作用。）对蒙皮和长桁起支持作用。受载：受载：（1 1）蒙皮传入机身周边空气动力）蒙皮传入机身周边空气动力（2 2）机身弯曲变形引起的分布压力）机身弯曲变形引起的分布压力加强框加强框除上述作用外，主要功用是将装载的质量力和其他除上述作用外，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，部件上的载荷经接头传到机身结构上的集中力加以扩散，然后以剪流形式传给蒙皮。然后以剪流形式传给蒙皮。图6.11 框和翼肋的受载对比和剖面形状普通框受力普通框受力气动力：通常分布对称气动力：通常分布对称圆形：环向

37、拉力圆形：环向拉力非圆：局部弯曲应力非圆：局部弯曲应力机身弯曲变形引起的压力机身弯曲变形引起的压力一般不存在强度问题一般不存在强度问题大型飞机变形可能大，需大型飞机变形可能大，需 检查弯曲刚度检查弯曲刚度普通框的载荷普通框的载荷加强框加强框承受集中载荷并把这些力传到蒙皮上承受集中载荷并把这些力传到蒙皮上承弯矩、剪切载荷承弯矩、剪切载荷分为：分为： 环形框环形框（整体与组合）（整体与组合） 腹板框腹板框（整个框平面无开口）（整个框平面无开口）加强框的特点：加强框的特点：受的载荷大，是飞机结构的重要承力构件受的载荷大，是飞机结构的重要承力构件要与长桁、蒙皮相连。在一框多用时，上面的连接接头不要与长

38、桁、蒙皮相连。在一框多用时，上面的连接接头不止一个。框上常有多组接合孔群。止一个。框上常有多组接合孔群。尤其是与其他部件（如机翼、尾翼）的对接框，其作用十尤其是与其他部件（如机翼、尾翼）的对接框，其作用十分重要，因此一般加强框作为关键件之一，其上的危险部分重要，因此一般加强框作为关键件之一，其上的危险部位应进行精心设计。位应进行精心设计。腹板框腹板框结构简单，重量轻，结构简单，重量轻，一般放在后机身或是布一般放在后机身或是布置在大开口的两端。置在大开口的两端。影响了机身内部空间影响了机身内部空间的利用的利用连接垂尾的腹连接垂尾的腹 板式加强框板式加强框布 置 型 材 提布 置 型 材 提 高

39、抗 剪 切 失高 抗 剪 切 失 稳能力稳能力腹板框的受力特点：腹板框的受力特点：腹板框属于平面板杆结构，腹板上可设置加强型材用来承腹板框属于平面板杆结构，腹板上可设置加强型材用来承受集中力，并有它扩散成剪流传给腹板，腹板受剪受集中力，并有它扩散成剪流传给腹板，腹板受剪纵、横型材只受轴力，它们将腹板分成若干个格子，以提纵、横型材只受轴力，它们将腹板分成若干个格子，以提高腹板的剪切稳定性高腹板的剪切稳定性腹板上的剪流小，其厚度比刚框的薄腹板上的剪流小，其厚度比刚框的薄框缘条作为板杆结构中的杆子，只受轴力，而且它的应力框缘条作为板杆结构中的杆子，只受轴力，而且它的应力比刚框缘条中的应力小得多。比刚

40、框缘条中的应力小得多。图图6.15 安安124机身典型截面机身典型截面1滑轨；滑轨；2货舱地板梁；货舱地板梁；3中央翼固中央翼固定接头；定接头；4中央中央 翼；翼；5主起落架整流罩；主起落架整流罩；6横梁；横梁；7辅助动力装置辅助动力装置 舱；舱；8水平安定面；水平安定面；9垂直安定面；垂直安定面；10后货舱舱门。后货舱舱门。环形刚框的受力特点环形刚框的受力特点1.1.它相当于一个封闭的曲梁，受载后有弯矩、剪力、轴力它相当于一个封闭的曲梁，受载后有弯矩、剪力、轴力 弯矩：弯矩：由刚框的内外缘条承受，其对刚框的尺寸影响最大由刚框的内外缘条承受，其对刚框的尺寸影响最大 剪力：剪力：由框的腹板承受，

41、由它来决定腹板的厚度由框的腹板承受，由它来决定腹板的厚度 轴力：轴力：由缘条和腹板共同承受由缘条和腹板共同承受2.2.由于弯矩对刚框的尺寸影响最大，我们以硬壳式机身等剖由于弯矩对刚框的尺寸影响最大，我们以硬壳式机身等剖面环形刚框为例分析其弯矩内力，大致可以得出以下结论：面环形刚框为例分析其弯矩内力，大致可以得出以下结论：（1 1）在法向集中力和集中力矩作用处，框缘截面的弯矩最大）在法向集中力和集中力矩作用处，框缘截面的弯矩最大（2 2）法向集中力产生的框截面内弯矩比切向集中力产生的弯矩要大，后）法向集中力产生的框截面内弯矩比切向集中力产生的弯矩要大，后者只有前者的者只有前者的1/41/46.4

42、.4 6.4.4 机身上骨架元件与蒙皮的连接机身上骨架元件与蒙皮的连接(1) 蒙皮只与桁条相连（浮框） 只有纵向铆缝，较好的蒙皮质量（从气动观点来看，要好）。 由于蒙皮没有横向支持，承剪能力变差，就需要通过增加蒙皮厚度来对其进行加强。解决方法： 加补偿片连接蒙皮与框。图图6.14 框框3借助补偿片借助补偿片4同蒙皮同蒙皮1的连接的连接(2) 蒙皮既与框相连、又与桁条相连。刚度大，重量轻；蒙皮上有很多铆缝；由于在框上开了缺口，框的结构较为复杂。图图6.15 框与桁条的连接框与桁条的连接1蒙皮；蒙皮；2桁条；桁条；3框框4弯边；弯边；5角片角片图图6.16 加强框上桁条缺口处的加加强框上桁条缺口处

43、的加强强机身元件连接细节机身元件连接细节机身元件连接细节机身元件连接细节机身骨架机身骨架6.4.5 6.4.5 机身的工艺分离面和使用分离面机身的工艺分离面和使用分离面为了能传递作用在桁条上的轴向力，就要布置特殊的为了能传递作用在桁条上的轴向力，就要布置特殊的对接接头。对接接头。使用（设计）分离面：使用（设计）分离面： 可以拆卸可以拆卸 便于安装、维修、运输、更换便于安装、维修、运输、更换工艺分离面：工艺分离面： 不可拆卸不可拆卸 生产、工艺需要生产、工艺需要原因原因 1）将复杂机身外形零件简化）将复杂机身外形零件简化 2）原材料规格限制）原材料规格限制 3）机床设备的加工能力）机床设备的加工

44、能力 4）开敞性好，提供工作效率）开敞性好，提供工作效率典型工艺分离面：典型工艺分离面： 1）机身段分离面（前、中、后）机身段分离面（前、中、后） 2）组合件工艺分离面）组合件工艺分离面横向组合件横向组合件：如每个加强框是单独装配件：如每个加强框是单独装配件纵向组合件纵向组合件：如壁板沿纵向一般分为：如壁板沿纵向一般分为34个组个组合件，即上壁、侧壁、下壁合件，即上壁、侧壁、下壁 分离面对接：分离面对接： 接头少接头少：重量不利，安装方便：重量不利，安装方便 接头多接头多：重量特性好，安装不方便：重量特性好，安装不方便 桁梁机身桁梁机身：接头少，铰接接头：接头少，铰接接头 桁条机身桁条机身：围

45、框接头（：围框接头（3个以上的导向销）个以上的导向销）6.5 6.5 其它部件与机身的连接其它部件与机身的连接6.5.1 机身与机翼的连接机身与机翼的连接有中央翼有中央翼：铰接：铰接无中央翼无中央翼：固接：固接图图6.17 三角机翼与机身的连接方三角机翼与机身的连接方案案(b)水平耳片连接，螺栓垂直放水平耳片连接，螺栓垂直放置。置。传弯时螺栓受剪，传剪时传弯时螺栓受剪，传剪时 螺栓不受力，靠机翼、机身上螺栓不受力，靠机翼、机身上 的耳片相互挤压传递。其优点的耳片相互挤压传递。其优点 是接头开敞性好，便于对接孔是接头开敞性好，便于对接孔 的精加工以及使用、维护中的的精加工以及使用、维护中的 装拆

46、。现代高速战斗机一般翼装拆。现代高速战斗机一般翼 梁的相对载荷较大，为提高梁梁的相对载荷较大，为提高梁 的有效高度，缘条多数做成扁的有效高度，缘条多数做成扁 平宽缘条，水平耳片平宽缘条，水平耳片 便便 于于 过过 渡，同时对较薄的高速飞机机渡，同时对较薄的高速飞机机 翼，为避免传递载荷较大时螺翼，为避免传递载荷较大时螺 栓直径过大、耳片加厚栓直径过大、耳片加厚(将减小将减小 上、下耳片的有效间距上、下耳片的有效间距)，可用，可用 增加螺栓的数量来增大剪切面增加螺栓的数量来增大剪切面 和挤压面，故它比较适用于较和挤压面，故它比较适用于较 薄又载荷较大的机翼，在歼薄又载荷较大的机翼，在歼6、 歼歼

47、7、歼、歼8以及国外的一些飞机以及国外的一些飞机 上均有使用，使用比较广泛。上均有使用，使用比较广泛。机翼在机身侧边连接时的接头形式(a)所示的耳片垂直、螺栓水平放置所示的耳片垂直、螺栓水平放置的接头的接头在传剪力、弯矩时螺栓均为在传剪力、弯矩时螺栓均为 受剪，对提高连接件的疲劳强度有受剪，对提高连接件的疲劳强度有 利，在很多低速、小飞机上常采用利，在很多低速、小飞机上常采用 这种形式。但在传递大载荷时，为这种形式。但在传递大载荷时，为 满足剪切强度须把耳片分成几片；满足剪切强度须把耳片分成几片； 为满足挤压强度则螺栓要设计得很为满足挤压强度则螺栓要设计得很 粗，从而影响上、下耳片的有效间粗，

48、从而影响上、下耳片的有效间 距，故不宜在高速薄机翼上采用。距，故不宜在高速薄机翼上采用。(c)中的接头，耳片带斜度中的接头，耳片带斜度可设计可设计 成等强度。成等强度。(d) 中中 的的 螺螺 桩式连接是桩式连接是 F-104 的机的机 翼翼机身对接接头机身对接接头，在对接框上伸，在对接框上伸 出出4个水平螺桂插入机冀上的对个水平螺桂插入机冀上的对 接孔内。这种连接不需要领外的连接孔内。这种连接不需要领外的连 接段接段(e)当梁的结构高度很小、粱缘条又当梁的结构高度很小、粱缘条又 不宽时不宽时，可采用沿展向布置两个连，可采用沿展向布置两个连 接螺栓传递弯矩，它在一些带翼导接螺栓传递弯矩，它在一

49、些带翼导 弹上用。弹上用。图图(f)，(g)均为传递剪力的均为传递剪力的铰接接头其中铰接接头其中齿垫式齿垫式可可 在垂直方向作微量调节，在垂直方向作微量调节， 属一种带设计补偿的接头属一种带设计补偿的接头 形形 式式 ， ( 如如 歼歼 7 的的 接接 头头 V)接头可单独制造，制接头可单独制造，制 作方便，易装配，但所传作方便，易装配，但所传 剪力不大设计接头时应剪力不大设计接头时应 注意使传递载荷时的偏心注意使传递载荷时的偏心 距尽量减至最低限度。不距尽量减至最低限度。不 可避免时，要在设计接头可避免时，要在设计接头 以及与接头连接的相邻构以及与接头连接的相邻构 件时，计入因偏心引起的件时

50、，计入因偏心引起的 影响，这一点对大接头尤影响，这一点对大接头尤 为重要。为重要。接头 II是耳片接头(b)、 (g)的综合，传弯、剪时螺栓均受 剪，且因传剪时耳片不需受 局部弯曲可做得较薄、增大 接头有效间距；但精加工和 装配时比较困难。波音波音707的翼身对接的翼身对接，机翼以嵌入形式插到前、后两个对，机翼以嵌入形式插到前、后两个对 接框之间，通过四个空心销将机翼前、后梁与框对接。接框之间，通过四个空心销将机翼前、后梁与框对接。x方向的载荷，如机翼阻力、发动机推力主要通过机身下方方向的载荷，如机翼阻力、发动机推力主要通过机身下方 的机身龙骨梁传给机身，龙骨梁上的柔性板能在机翼弯曲的机身龙骨

51、梁传给机身，龙骨梁上的柔性板能在机翼弯曲 时承受弯曲引起的力，该龙骨梁也作为机身下部开口处的时承受弯曲引起的力，该龙骨梁也作为机身下部开口处的 重要受力构件。此外中央翼盒上方的地板纵梁以及侧肋的重要受力构件。此外中央翼盒上方的地板纵梁以及侧肋的 上缘条与机身侧壁的连接也是上缘条与机身侧壁的连接也是x向力的辅助传力路线向力的辅助传力路线中央翼梁与机身对接框为整体结构。中央翼梁与机身对接框为整体结构。 这种形式是将机冀梁作成框的一部这种形式是将机冀梁作成框的一部 分做成整体结构主要是为减轻重量。分做成整体结构主要是为减轻重量。(a)为为B737、B747的对接框设计。其的对接框设计。其上半部是框的

52、主要部分，框的下半部由中央翼梁及其向下延伸部分组成，延上半部是框的主要部分，框的下半部由中央翼梁及其向下延伸部分组成，延 伸部分是次要结构。上、下两部分用螺栓连成整体。由于机翼挠曲和地板梁伸部分是次要结构。上、下两部分用螺栓连成整体。由于机翼挠曲和地板梁 (位于地板与机翼上表面之间的纵向布置的构件位于地板与机翼上表面之间的纵向布置的构件)的影响，有可能使框变形过的影响，有可能使框变形过 大，并使中央翼梁与框的连接部位出现疲劳裂纹如果设计得当，则能减小大，并使中央翼梁与框的连接部位出现疲劳裂纹如果设计得当，则能减小 翼梁引起的旋转变形，而不致使框出现疲劳问题。设计时必须利用相关部件翼梁引起的旋转

53、变形，而不致使框出现疲劳问题。设计时必须利用相关部件 的弹性特性，找到最有利的传力路线的分布。这种连接形式近年来已为飞机的弹性特性，找到最有利的传力路线的分布。这种连接形式近年来已为飞机 设计人员广泛采用设计人员广泛采用(b)为另一种中央翼梁机身的整体结构。为另一种中央翼梁机身的整体结构。图6.18 中央翼与机身的对接结构方案6.5.2 6.5.2 尾翼与机身的连接固定尾翼与机身的连接固定同同机翼与机身的连接机翼与机身的连接固定没有根本的区别。固定没有根本的区别。传力分析（集中力的传递）(一) 平尾集中力的传递(前面已讲)Qy (作用在中心线上如何形成剪力和弯矩）(1) 如在机身后段有一Qy作

54、用，由框转成q (视机身结构形式 而不同)。(2) 框把Qy转成q后，就由蒙皮受剪把力往机身中部传，并 由此产生轴力。（二）（二）垂尾受力总结Pz接头上接头上Pz Mx MyPz MyMt=Mx+Pz*Df/2Mt Pz My机身蒙皮（不引起轴力） 机身蒙皮（将引起机身弯矩, 即轴力） 水平加强板上两型材，由杆通过板转成1、2框平面的力Qz，Qz由框扩散给机身。框 框6.5.3 6.5.3 起落架与机身的固定起落架与机身的固定 通常固定在机身加强框和通常固定在机身加强框和(或或)纵梁上。纵梁上。 可以采用起落架舱，它由垂直腹板、水平加强板可以采用起落架舱，它由垂直腹板、水平加强板和两端的加强框

55、形成。和两端的加强框形成。 起落架支点的开口周围用加强构件起落架支点的开口周围用加强构件(开口小时用开口小时用型材、开口大时用梁或强度高的横梁型材、开口大时用梁或强度高的横梁) 加强。加强。图图6.19 前起落架在前机身中的固定接头结构方案；作用在机身上的起落架载荷及其平衡前起落架在前机身中的固定接头结构方案；作用在机身上的起落架载荷及其平衡1-纵梁纵梁2-加强板加强板3-梁缘条梁缘条4-梁腹板梁腹板5-垂直型材垂直型材6-对角型材对角型材7-斜撑杆的固定接头斜撑杆的固定接头8-前起支柱固定接头前起支柱固定接头某 轻 型 歼 击 机 前 机 身 结 构6.66.6机身开口处的结构形式机身开口处

56、的结构形式满足飞机的满足飞机的使用性使用性和和维护性维护性要求要求开口的结构形式取决于开口的结构形式取决于： 机身结构受力型式机身结构受力型式 开口的尺寸开口的尺寸 是否要切断机身上的承力构件是否要切断机身上的承力构件 根据使用条件能否使用受力口盖等根据使用条件能否使用受力口盖等(盖在开口上盖在开口上)。开口的结构型式开口的结构型式 用于观查窗、加油口等处的小开口：如果这种小开口不破坏承力结构的完整性，以框架形式沿开口周围加上刚性垫 板(如同在机翼上)。这种开口采用快卸螺钉将口盖盖上。 中型开口，它破坏了机身受力构件的完整性，需要采用与机身上总体受力构件联成一体的承力口盖盖上。这种口盖用螺钉沿

57、开口周边固定在机身承力构件上来保证口盖与蒙皮共同受剪(受扭时)或受拉压(受弯时)。 用于驾驶舱盖、舱门、起落架舱、货舱等处的大型开口，因为使用条件的限制而不能采用同机身受力结构连成一体的承力口盖，在开口端部用腹板式加强承力框来加强，在开口两边布置桁梁(加强桁条) 。图图3.73 3.73 双梁机翼根部大开口的传扭双梁机翼根部大开口的传扭(a)(a)根部布置图根部布置图(b)(b)开口端肋的分离体图开口端肋的分离体图(c)(c)开口区的双梁参差受弯分离体图开口区的双梁参差受弯分离体图(d)(d)双梁参差弯曲引起的附加变形的示意图双梁参差弯曲引起的附加变形的示意图(1) 开口在根部开口在根部与外段

58、相比，根部固定端可认为是绝与外段相比，根部固定端可认为是绝对刚硬，按刚度分对刚硬，按刚度分 配可认为支反力矩配可认为支反力矩全部由根部全部由根部 提供。这组支反力矩在根提供。这组支反力矩在根部剖部剖 面附近是一组自身平衡力系。面附近是一组自身平衡力系。 后后梁卸载，前梁加载。梁卸载，前梁加载。（2）开口在中段）开口在中段支反力矩都是由结支反力矩都是由结 构提构提供，即由于开口处供，即由于开口处 前后前后梁弯曲引起的剖面梁弯曲引起的剖面 翘曲翘曲靠盒段结构限靠盒段结构限 制制 住，住，开口前后两段盒段开口前后两段盒段 刚度刚度差不多，所以由两差不多，所以由两 段同段同时提供支反力矩。时提供支反力

59、矩。因为开口前后由结因为开口前后由结 构提构提供支持，开口段前供支持，开口段前 后会后会有 影 响 区 （有 影 响 区 （ L = 1 1.5B），而在），而在(1)中，开中，开 口在根部，支反力矩全口在根部，支反力矩全 部由根部提供，所以不部由根部提供，所以不 存在外段影响区。存在外段影响区。6.7 6.7 机身舱段主要结构的受力分析机身舱段主要结构的受力分析乘员舱、客舱和货舱。乘员舱、客舱和货舱。高空飞行可以获得最好的技术性能和经济性高空飞行可以获得最好的技术性能和经济性需要加压、加热需要加压、加热常用涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的压常用涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的压气机引入压

60、缩空气气机引入压缩空气密封舱段，承受附加的压差载荷密封舱段，承受附加的压差载荷p通常为正压差通常为正压差飞行高度急剧下降可能是负压（坐舱压力小于飞行高度急剧下降可能是负压（坐舱压力小于外界压力）外界压力） 6.7.1 6.7.1 密封舱密封舱纵向截面上产生应力：纵向截面上产生应力： pfR / sk半球形气密框在蒙皮上引起轴向半球形气密框在蒙皮上引起轴向 应力：应力：x pfR 2 / (2 R ) pfR / (2 ) 2 x一、座舱的增压载荷一、座舱的增压载荷（1）增压载荷的定义：）增压载荷的定义：增压舱内的空气压力与周围大气的空气压力之差称为增压舱内的空气压力与周围大气的空气压力之差称为