《飞机结构》第14章 飞机结构及机械系统

长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授§14-1飞机基本结构及设计准则§14-2机翼受力与结构特点§14-3机身受力与结构特点§14-4尾翼受力与结构特点§14-5起落架受力及结构特点§14-6起落架收放系统第14章飞机结构及机械系统§14-7前起落架的特殊控制装置§14-8飞行操纵系统长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授设计：郭谆钦§14-1飞机基本结构及设计准则一、基本组成：军用飞机通常由机体、起落装置、飞行操纵系统、液压与气压传动系统、燃油供给系统、环境控制系统、防冰系统、防火系统、发动机、机载设备和武器系统等组成长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授设计：郭谆钦二、飞机结构的一般要求1.空气动力和设计一体化要求隐身一结构一体化翼身融合飞机一发动机一体化飞控一火控一结构一体化技术2.结构完整性及最小重量要求

在保证上述足够的强度、刚度等条件下，结构重量应尽可能轻，简称为最小重量要求。合理的结构布局是减轻结构重量最主要的环节，通常用结构重量系数（飞机结构重量与飞机正常起飞重量的百分比）来表示飞机结构的设计水平。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授设计：郭谆钦3.使用维修要求

飞机的主要结构、机内设备和系统等分别按规定周期进行检查、维护和修理，要求可靠性高，具有较长的使用寿命和较强的生存力；具有良好的维修性和保障性，维护工作量小，单位飞行小时的维修时间和再次出动准备时间短，战备完好性高。4.工艺要求

结构有良好的工艺性，便于加工、装配，简化制造过程。5.经济性要求

以前主要指生产和使用成本，现己更新为寿命周期费用，主要指从飞机的概念设计、研制、生产、使用与保障到退役报废期间所付出的一切费用之和。寿命周期费用低是现代飞机追求的目标之一，良好的可靠性、维修性和保障性是降低使用与保障费用的关键。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授设计：郭谆钦三、飞机结构设计的基本过程

（1）明确结构使用条件、生产条件和协调关系。根据《飞机结构强度规范》，确定外载荷、载荷分布和安全系数。

（2）在总体设计阶段进行部位安排及结构布局。初步确定各组件和部件的结构方案、主要受力构件安排与协调，进行初步设计和重量估算。

（3）在结构设计阶段对结构方案做进一步的详细比较，并进行静强度初步估算通过计算确定各部件结构的初步尺寸。然后进行结构优化设计和进一步的结构方案比较，最后通过结构优化设计和结构详细打样设计，确定结构详细打样图。

（4）对结构进行强度（包括静强度、动强度、初步的疲劳和损伤容限分析）和刚度校核。如有必要，需进行零构件的模拟试验和强度、振动以及气动弹性的基本试验。如果强度和刚度不能满足要求，则需要修改结构形式和尺寸。

（5）绘制全套生产图样和编制相应的技术文件。

（6）根据设计之初选定的结构设计准则，进行全机疲劳寿命和损伤容限分析，或者进行损伤容限、耐久性分析，并确定全机的经济寿命。进行可靠性分析，给出结构的使用寿命和检查周期。

（7）根据全机静力、疲劳（或耐久性）和损伤容限试验及试制、试飞中发现的问题，对设计做必要的修改。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授四、飞机结构设计准则1、静强度设计（1）安全系数

安全系数f是结构设计载荷（又称极限载荷）与使用时允许的最大载荷（又称限制载荷）的比值，也是设计过载与最大使用过载的比值。

长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授（2）剩余强度系数该式表明，飞机结构在某一构件破坏时还有剩余能力继续受载，整个结构破坏时承受的最大载荷是高于设计载荷的，η一般取1.03~1.1。由此可见，静强度设计准则就是，结构材料的极限载荷（或称极限承载能力）大于等于结构的设计载荷。飞机整机必须通过地面静强度试验加以验证。

剩余强度系数η是结构破坏载荷与设计载荷的比值，也是结构许用应力[σ]与结构最大工作应力σ的比值。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授式中：vd——设计速度；

vq——气动弹性临界速度；

f1——颤振安全系数；

v0——颤振设计点的飞行速度；δi

——结构在i节点或截面处的变形，可以是线位移也可以是角位移；[δi]——结构在i处的允许位移。随着飞行速度和战术技术性能的提高，飞机需要采用薄翼型，从而凸显了气动弹性问题。这就要求飞机结构不仅要有足够的静强度，还应有足够的刚度，既避免结构处于共振点附近，也不会出现过大的结构变形，并满足对动气动弹性问题（颤振临界速度）和静气动弹性问题提出的刚度要求。设计准则是2、静强度、刚度和气动弹性设计结构必须通过模型风洞试验和飞行颤振试验进行验证。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授式中：NE——使用寿命；

NS——安全寿命；NT——试验寿命；

nf——分散系数，一般取4。

按照该式来控制疲劳强度和寿命，飞机须通过全尺寸疲劳试验进行验证。安全寿命设计思想从20世纪50年代延续至今，积累了丰富的经验，其设计准则是3、强度、刚度和疲劳安全寿命设计长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授式中：ηP-S——破损一安全强度剩余系数；

ηE——使用强度剩余系数；

ηd——设计强度剩余系数；

NT,P-S——破损一安全实验寿命；

H——检查间隔周期。（1）破损一安全结构4、强度、刚度、损伤容限和耐久性设计（2）缓慢裂纹扩展结构

（3）经济寿命

长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授§14-2机翼受力与结构特点机翼结构机翼主要用来产生升力，并使飞机具有横侧稳定性和操纵性，机翼上可安装发动机、起落架、内置燃油及其管路、系统部附件、电气线路和液压管路等。因此，机翼除承受空气动力外，还要承受各种集中载荷，是重要的承力结构。除后缘设有副翼和扰流板（片）外，机翼的前、后缘越来越多地安装各种形式的增升装置。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授（1）空气动力载荷Pqd§14-2机翼受力与结构特点一、机翼外载荷与内力1、机翼外载荷（2）机翼结构本身的质量力Pjy（3）其他部件和外挂物形成的集中载荷长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授2、机翼结构内力外载荷从机翼向机身传递的过程中，在机翼结构内会产生相应的内力，包括剪力Q、弯矩M和扭矩Mn，统称为机翼的总体内力长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授

机翼上剪力、弯矩和扭矩的分布就如图14-6所示。通过从翼梢向翼根积分，可得到机翼任一截面的剪力和弯矩。各截面的扭矩等于该截面外端机翼上所有外力对刚性轴力矩的代数和，各外力的大小及压力中心线经常随飞行状态而改变，故飞行状态不同，机翼所承受的扭矩也不同。

综上所述，机翼内力传递与对应的结构特点是：剪力、弯矩和扭矩与外载荷代Pqd和Pjy相对应，从翼梢到翼很逐渐增大；机翼结构从翼梢到翼根逐渐变宽与增厚，强度、刚度逐渐增大；机翼上安装的部件、设备等重力向下，与升力方向相反，相当于飞行中减小了机翼根部的内力值，起到卸载作用。2、机翼结构内力长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授二、机翼的基本组成作用在机翼上的外载荷是由机翼结构来承受的。机翼主要由纵向构件、横向构件和蒙皮等组成，如图所示。纵向构件包括翼梁（或纵墙）和桁条等，横向构件主要是翼肋，包括普通翼肋和加强翼肋，这些构件组成了不同结构形式的机翼。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授（1）腹板式翼梁1.翼梁（2）整体式翼梁（3）桁架式翼梁腹板式金属翼梁由缘条和腹板铆接而成，截面多为“T”形或“L”形。优点是能够较好地利用机翼结构高度来减轻重量，制造方便。整体式翼梁是一种用铝合金（或高强度的合金钢）锻制成的腹板式翼梁。优点是刚度大、截面面积尺寸可以更好地做得符合等强度要求。在翼型较厚的低速重型飞机上，常采用桁架式翼梁。这种翼梁由上、下缘条和许多直支柱和斜支柱连接而成。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授（1）腹板式普通翼肋2.翼肋（2）腹板式加强翼肋（3）桁架式翼肋

腹板式普通翼肋通常都用铝合金板制成，其弯边用来同蒙皮和翼梁腹板铆接，周缘弯边和与它铆接在一起的蒙皮。为了提高腹板的稳定性，开孔处往往还压成卷边，有时腹板上还铆着加强条，或者压成凹槽。

腹板式加强翼肋的缘条，是铝合金型材料制成的。为了承受较大的集中载荷，加强翼肋的腹板较厚，有时还采用双层腹板，或者在腹板上用加强条加强。

桁架式翼肋的构造与桁梁相似，也是由缘条、直支柱和斜支柱组成。有些翼型较厚的机翼，用这种翼肋来承受较大的集中载荷。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授3.桁条按制造方法分类，桁条可分为板弯型材和挤压型材。板弯型材一般用于梁式机翼，用薄铝板制成，它有开口和闭口两种。开口截面桁条的稳定性很差，而且由于壁很薄，实际上不能参与承受机翼的弯矩。闭口截面的桁条稳定性较好，可以参与承受机翼的弯矩。但是这种桁条与蒙皮铆接时，有两道铆缝，对于保持机翼表面光滑不利。单块式机翼的桁条，是用铝合金挤压而成的，壁较厚，稳定性很好。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授4.蒙皮

金属蒙皮按照构造可分为单层蒙皮和夹层蒙皮。单层蒙皮一般都由包铝板制成，其厚度有从零点几毫米到20mm不等的尺寸，如图14-11（a）所示；夹层蒙皮通常由铝合金板与铝蜂窝夹芯胶结而成，如图14-11（b）所示。

夹层结构的最大优点是能够承受较大的局部空气动力而不致发生鼓胀、下陷现象，能够更好地承受由弯矩引起的轴向压力而不易失去稳定性。因此，蜂窝结构机翼能够在大速度飞行时很好地保持外形，同时结构重量也较轻。蜂窝结构也有一些缺点，例如，很难在蜂窝壁板上开舱口，不便于承受大的集中载荷，损坏后不容易修补，各部分连接比较复杂。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授通常为单梁式和双梁式，主要由翼梁(或纵墙)、桁条、翼肋和蒙皮等组成（见图14-12），特点是：翼梁结构比较强，能承受弯矩、扭矩和剪力，为主要承力构件；桁条较弱且数量较少，有些桁条还是分段断开的，承受轴向力的能力小，与蒙皮一起承受局部空气动力，并提高蒙皮的抗剪稳定性；蒙皮较薄，机翼弯曲时受压部分的蒙皮几乎不参与受力。三、机翼的结构型式（1）梁式机翼长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授单块式机翼有2-4个纵墙，受力构件比较分散，可利用结构高度来减轻重量，同时生存力也较强，在高速飞机上得到了广泛应用，但存在着连接接头比较复杂、不便于开大舱口、不便于承受集中载荷等缺点。（2）单块式机翼（3）复合式机冀为充分利用梁式机翼和单块式机翼的优点，许多飞机机翼采用了梁式和单块式复合的结构，即在靠近翼根需要开舱口的部分为梁式结构，其余部分为单块式结构。单块式部分的受力是分散的，梁式部分的受力是集中的。为将单块式构件承受的力集中起来传到翼梁上去，过渡部位装有一些加强构件，如加强翼肋或加强内蒙皮。（4）多腹板式（多墙式）机翼机翼无梁，翼肋少，一般布置5个以上纵墙，如图14-13所示。蒙皮厚度超过l0mm，其受力及连接与单块式机翼类似。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授飞行速度的提高对蒙皮刚度提出了更高要求，为减小蒙皮厚度可采用夹层结构机翼。夹层结构壁板由内、外两层薄金属板中间夹很轻的轻金属箔蜂窝、泡沫塑料或轻质金属波形板黏合而成，如图14-15所示。（5）夹层结构机翼

壁板依靠内、外层金属薄板承受载荷，夹芯层主要起支持作用这种结构不仅使刚度大为提高、重量减轻，而且表面质量好、内部空间大，有利于制作整体油箱。但夹层结构不适宜开大口，工艺较为复杂，一般用在飞机的活动舵面上。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授整体结构机翼由整块铝合金或镁合金板材加工而成，是蒙皮、桁条、缘条的合并体，再与纵墙连接。其强度、刚度大，表面光滑，可承受较高的气动热载荷。通常采用铣切、挤压、模锻和化学腐蚀等工艺制成，加工困难，成本较高。如图14-16所示。（6）整体结构机翼

翼身融合结构是指将机翼和机身之间以光滑的曲线连成一体的结构，如图14-17所示。特点是：翼根区加厚而使飞机容积增加，结构空间增大；翼身光滑连接，有利于隐身；机身也产生升力，既增升又减阻。图14-16整体结构机翼图14-17翼身融合体的中央翼结构（7）翼身融合结构长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授机翼结构通常设有工艺分离面和设计分离面。前者为工艺和装配方便而设置，采用不可拆卸连接；后者为使用、维护、运输方便而设置，采用可拆卸连接。有时设计分离面就是工艺分离面，设计分离面连接处有对接接头，有集中式（图14-18（a））和分散（周缘）式（图14-18（b））两种对接形式。

1.机翼段对接四、机翼段对接与翼身连接长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授翼身连接有翼盒通过机身、翼梁穿过机身、机翼与机身两侧对接、翼身间加外斜撑杆和翼身融合体的中央翼等形式，如图14-19所示。

2.翼身连接从破损一安全设计准则出发，现代飞机常见的连接方式为机翼与机身多框连接，根据翼根处梁和墙的数量来安排接头和加强隔框的数量。例如，F-16飞机由11根纵墙在根部过渡成6根梁与机身连接；苏-30飞机采用了翼身融合体，中机身（中央翼）与外翼不用集中接头连接，而是沿翼盒周缘用100多个螺栓连接；歼-7飞机机翼与机身通过5个接头连接，前梁、主梁和油箱隔板梁分别与机身隔框固接，前、后墙分别与机身隔框和翼肋后段铰接。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授1.增升装置五、机翼上的舵面为改善起飞、着陆性能，减小大迎角下的失速速度，增大低速飞行时的升力，通常将机翼前、后缘制成可活动的，以改变机翼剖面的弯度和面积，这种活动翼面及机构称为增升装置，民用航空界常称之为高升力系统。增升装置主要有前缘增升装置和后缘增升装置两大类（见图14-20），为得到更好的增升效果，通常采用组合方式，例如，前缘襟翼+附面层吹除和后缘襟翼等。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授2.副翼副翼一般安装在机翼外侧后缘，分为内副翼、外副翼及混合式副翼，通常由梁、翼肋和蒙皮等构成，也有复合材料和蜂窝结构形式。有的飞机在副翼后缘装有调整片或补偿片。（1）前缘增升装置

前缘增升装置一般布置在弦线最前面的10%~15%弦长区域内，常见的有前缘襟翼、前缘缝翼、克鲁格襟翼等结构形式。（2）前缘增升装置后缘增升装置一般布置在65%~75%弦长之后的范围内，常见的有后缘襟翼、襟副翼等结构形式。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授在飞行中，机身要承受空气动力、机舱增压载荷和结构本身重量的作用，还要承受机身内装载物、发动机、机翼和尾翼、起落架等部件固定接头传来的力，着陆时还要承受地面通过起落架传来的集中载荷。机身上的空气动力沿横截面周缘大致对称，如图14-21所示。§14-3机身受力与结构特点一、机身外载荷与内力1.机身外载荷长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授对称载荷是指作用于机身纵向对称面两边近似相等的载荷，包括飞机平飞或在垂直平面内作曲线飞行时机翼和尾翼传来的载荷、飞机三点接地或两点正常着陆时起落架传来的地面撞击力等。不对称载荷是指作用于机身纵向对称面两边不相等的载荷，包括飞机作转弯或滚转等非垂直平面内的曲线飞行时机翼和尾翼传来的载荷、飞机侧滑接地或单轮接地时起落架传来的撞击力等。按分布特性，机身外载荷分为对称载荷和不对称载荷。载荷的对称性对机身变形有较大影响。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授根据作用在机身上的载荷和支点反作用力，得到机身的剪力和弯矩图，如图14-23所示。2.机身结构内力左右机翼产生的附加升力分别传给机身的主接头和前接头，并作用在对应的两个隔框上，这样在机身内部便作用有扭矩，其分布和变化情况如图14-24所示。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授大梁是机身的纵向构件，主要承受机身弯曲时产生的轴向力，通常用铝合金材料制成，多采用T、W或L等截面形状。1.大梁飞机蒙皮在受热影响较大部位采用钛合金或不锈钢板材，某些部位也使用厚铝板铣切加工而成的、带纵向和横向筋条的整体壁板。二、机身基本组成2.隔框3.桁条4.蒙皮隔框是机身的横向承力构件，按功能或承载情况分为普通隔框和加强隔框，按结构形状分为环形框、腹板框、构架框和球形框。桁条也是机身的纵向构件，一般由铝合金材料制成。桁条铆接在机身隔框上，断开的桁条铆接在隔框之间，主要用来承受机身弯曲时产生的轴向力，同时也用于支持蒙皮，提高蒙皮的受压和受剪失稳临界应力，承受部分作用在蒙皮上的气动力，并传给机身隔框。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授桁梁式机身由几根较强的大梁、较弱的桁条、较薄的蒙皮和隔框等组成，特点是便于开大舱口。战斗机座舱和前起落架舱一般采用该结构。筋条的整体壁板。三、机身结构形式1.半硬壳式机身桁条式机身由较多而强的朽条、较厚的蒙皮和隔框等组成，没有机身大梁。特点是抗扭刚度大，能充分发挥桁条和蒙皮的强度和刚度，结构生存力强，但不便于开大舱口，多用于战斗机后机身。为充分利用各形式的优点，机身多采用较为典型的复合式结构。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授硬壳式机身没有大梁和桁条，只由较厚的蒙皮和为数不多的隔框组成，故又称蒙皮式机身，如图14-26所示。硬壳式机身结构没有纵向加强件，因此要求蒙皮不仅能承受剪力和扭矩，而且能承受由弯矩引起的轴向力，所以蒙皮较厚且稳定性好。一般情况下不用于整机，多用在战斗机的进气道、雷达罩和机尾整流罩等部位。2.硬壳式机身综上所述，机身结构的受力特点是：机身承受的各种集中载荷直接作用在加强隔框上，隔框周缘与蒙皮铆接，力沿铆缝以剪流形式传给蒙皮，蒙皮承受和传递全部剪力和扭矩，并将弯矩传给大梁和桁条，所有载荷最后传递到机身与机翼连接处，与机翼传来的载荷相平衡。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授

现代飞机机身是由多段对接组成的整体，对接面就是分离面。各分离面在飞机使用过程中要进行多次分解和拆装，分离面的数量、位置按飞机制造和使用维护要求而定。战斗机机身通常分为前、后两段，轰炸/运输机分为前、中、后、尾等多段。

分离面的连接形式取决于载荷传递的合理性，主要有两种：一是集中接头连接，即通过梁式接头，采用少量的螺栓连接，拆卸比较方便，适用于集中传力的布局；二是周边连接，即机身与机身间通过周边螺栓进行连接，拆卸比较困难，适用于以蒙皮或壁板传递弯矩的机身结构布局。四、机身段对接长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授1、在飞行中，尾翼承受着空气动力和结构本身重量的作用，由于结构重量很小，因此通常忽略不计。一、尾翼外载荷§14-4尾翼受力与结构特点2、平尾承受平衡载荷、机动载荷和不对称载荷的作用。3、垂尾承受机动载荷和发动机推力不对称时载荷的作用。平衡载荷是指飞行中纵向力矩静平衡时平尾承受的空气动力，水平安定面上的载荷与升降舵上的载荷方向往往相反，安定面会承受很大的扭矩；机动载荷是指操纵升降舵使飞机作机动飞行时平尾承受的载荷，它随飞行速度的增大而增大，是平尾结构的主要载荷；不对称载荷在侧滑或横滚过程中产生，比机动载荷小得多，但对飞机纵轴产生的力矩却很大，且随速度增大而增大。另外，平尾也会承受突风载荷。大速度飞行时，将方向舵急剧操纵到大偏角，垂尾承受的机动载荷就会很大。在双发和多发飞机上，当一侧发动机停车而引起推力不对称（或存在不对称的阻力）时，为平衡不对称力所产生的偏转力矩，垂尾就会承受很大的载荷。另外，垂尾也会承受侧滑飞行时的载荷及突风载荷。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授

（1）水平安定面和升降舵二、尾翼结构

（2）全动平尾水平安定面通常与机身隔框或垂直安定面相连，升降舵一般铰接在水平安定面的后梁上，如图14-27所示。1.平尾图14-27水平安定面和升降舵图14-28动轴式全动平尾全动平尾有动轴式和定轴式两种。动轴式平尾的轴与尾翼连接在一起，通过固定在转轴上的摇臂操纵转轴，平尾就与转轴一起偏转，避免了在机身上开口，如图14-28所示。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授（3）差动平尾为提高横侧操纵性，某些超声速飞机的全动平尾既可同向偏转实现俯仰操纵，又可差动偏转完成横向操纵，被称为差动平尾。操纵系统在操纵副翼偏转的同时，依据压杆量控制左、右平尾差动偏转，以产生与副翼同向的力矩，共同完成飞机的滚转操纵。当差动平尾系统不参与工作时，副翼操纵系统和平尾操纵系统是独立的，互不干扰。（4）鸭翼近距耦合布局飞机、无尾飞机和三翼面布局飞机在主翼前面装有小翼，用来平衡飞机的纵向力矩和进行纵向操纵，这种小翼一般称为鸭翼或前翼，其结构与全动平尾类似。

2.垂尾垂直安定面通常与机身隔框连接，方向舵通常为无桁条单梁式结构，如果舵面较大则布置有少量桁条，也有采用全蜂窝结构或复合材料结构的方向舵。有的飞机在方向舵后缘装有调整片或补偿片。为改善方向稳定性，某些高速飞机机身上装有背鳍和腹鳍。背鳍设置在机身上部，与垂直安定面的前缘相连，操纵系统的传动杆或电缆可从背鳍中穿过。腹鳍设置在机身下部，有一片或两片，有固定式的，也有可收放的。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授14-5起落架受力及结构特点一、基本组成

战斗机起落架通常由减震支柱、扭力臂、收放机构、机轮、地面安全装置、前轮转弯机构、主轮刹车装置等组成，见图（a）、（b）。

现代中、大型飞机主起落架除前述构件外，还包括侧撑杆、稳定减震器、刹车平衡机构、轮架及翻转机构等，见图（c）、（d）。（a）（b）（d）（c）长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授二、起落架结构形式起落架支柱由内筒和外筒套接而成，兼作减震器，构成了减震支柱。内、外筒之间通过扭力臂相连，机轮安装在支柱下端的轮轴上，支柱上端则固定在机体骨架上，主要有张臂式和撑杆式两种结构，如图14-30所示。1.支柱套筒式（a）张臂式（b）撑杆式图14-30支柱套筒式起落架的组成长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授

1.全摇臂式。减震器与承力支柱分开。减震器只承受轴向力，不承受弯矩，由于密封性好，可增大减震器的初始压力。（a）全摇臂式（b）半摇臂式（c）无承力支柱式图14-31摇臂式起落架的组成2.摇臂式2.半摇臂式。减震器与承力支柱合成一体。承力支柱要承受弯矩，因而活塞杆支点处的摩擦力较大。多用于前起落架，以便于前轮转弯。3.无承力支柱式。减震器和摇臂直接固定在承力构件上，多用于后三点式飞机的尾起落架。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授起落架的收放形式大致可分为沿翼展方向（横向）收放和沿翼弦方向（纵向）收放两种。（1）沿翼展方向收放沿翼展方向收放主要有内收和外收两种形式。由于机翼根部厚度较大，起落架通常都向内收入机翼根部或机身。但有的飞机为了在机翼要处安装油箱或其他原因，也有向外收入机翼的。有些飞机的起落架上装有转轮机构。收起落架时，转轮机构能使机轮旋转一个角度，以便把机轮收入轮舱内。对于小车式主起落架，前轮轴升起应倾斜一定角度，以使起落架顺利收进轮舱。现代大中型前三点式飞机起落架大多采用沿翼展方向内收方式。（2）沿翼弦方向收放沿翼弦方向收放主要有前收和后收两种形式。现代飞机的前起落架通常采用前收的形式。多点式主起落架包括机体起落架和机翼起落架。通常机体起落架是向前或向后收上的，而机翼起落架是向内侧收进的，有的机翼主起落架是向前内侧收进的。14-6起落架收放系统一、起落架的收放形式长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授阻力杆的作用是沿前后方向支持起落架缓冲支柱，可防止起落在接地过程中承受较大的水平撞击力而使起落架产生较大的弯曲。二、起落架收放工作原理侧撑杆给予起落架横侧支持，即沿左右方向加强起落架缓冲支柱。主起落架的侧撑杆由两部分组成，即上侧撑杆和下侧撑杆，上、下侧撑杆之间用铰链连接。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授挂钩式锁主要由锁钩、锁簧和锁滚轮（或称锁扣）组成，如图14-34所示。三、起落架收放位置锁1.挂钩式锁长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授撑杆式锁(过中心锁)由相互铰接的两段锁连杆、锁簧及锁作动简等组成，由锁作动筒作动。锁连杆与阻力杆（前起落架）或侧撑杆（主起落架）中央铰接点铰接，如图14-35所示。2.撑杆式锁（过中心锁）其锁定原理是：通过限制阻力杆（前起落架）或侧撑杆（主起落架）的折叠或展开运动而使起落架锁定。当两段锁连杆运动到过中心位置时，在锁簧的作用下两段锁连杆形成一个刚性杆，像撑杆一样支撑住阻力杆或侧撑杆的饺链使其不能折叠，形成锁定状态。当无液压时，锁簧仍可保持其处于锁定状态。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授

前起落架和主起落架的下位锁普遍采用撑杆式锁机构。前起落架一般采用阻力杆锁，而主起落架一般采用侧撑杆锁，有些飞机的主起落架在侧撑杆和阻力杆上都有撑杆锁，此种类型的起落架在收进过程中阻力杆和侧撑杆都可以折叠，如图所示。长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授为减小飞行阻力，起落架舱在起落架收上和放下后，应尽快完成飞机外形上的整流，通过舱门机构（也称为轮舱盖，例如，图中的舱门、护板、连杆）来实现。该机构与起落架通过机械方式连接起来，传动舱门或轮舱盖，并在收放过程中利用协调阀、机械机构来自行协调舱门的开关时机，即放下时先打开舱门，放好后（部分）舱门又关上；收上时先打开舱门，收好后关闭全部舱门。飞机停放时，舱门也可打开或关闭。四、舱门机构长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授（1）轮架翻转机构。收上过程中推动轮架翻转，使机轮组相对支柱翻转一定角度，保证轮架平面大致与翼弦平面平行，以便收入起落架舱内。通常用于多轮式起落架。（2）支柱旋转机构。收上过程中使支柱绕自身轴线旋转900，确保机轮收上后平放在机翼或发动机短舱内。通常用于机翼无发动机短舱（或虽有但容积不够大）的起落架。（3）转轮机构。收上过程中使机轮平面相对支柱旋转一定角度，以便在支柱收入机翼的同时，机轮收入两侧的机轮舱内。通常用于机翼较薄无法容纳机轮的战斗机起落架。五、旋转机构长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授与主起落架相比，前起落架在功用和组成上有许多相似之处，主要差别在于为保证飞机在地面的灵活运动、滑跑方向可控，前轮能够左右偏转。因此，前起落架除了要有前轮稳定距外，还要设置前轮纠偏机构、前轮减摆机构和前轮转弯操纵机构等特殊控制装置，典型的前起落架结构见图14-40。14-7前起落架的特殊控制装置图14-40前起落架的组成长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授为满足使用要求，前轮首先要能够自由转向，这样才能保证飞机在地面运动时的方向稳定性和操纵性，不论哪种形式的前起落架，均需要前轮有一定的稳定距。稳定距是指前轮接地点与支柱轴线之间的垂直距离t（见上图

），当前轮由一于某种原因偏转了一定角度θ时，作用于前轮的侧向摩擦力T会对支柱轴线产生一个恢复力矩，使前轮转回到原来位置。一、前轮稳定距长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授内置式纠偏机构安装在前起落架减震支柱内，由上、下凸轮组成，又称为内凸轮式纠偏机构，简称凸轮机构（见图14-41）。下凸轮固定在支柱外筒内侧下部，不能转动，只能随外筒上下移动；上凸轮固定在支柱内筒的中部或下部，内筒通过连杆与轮臂或轮叉相连。上凸轮可以随支柱内筒上下运动，前轮偏转时还可以与轮臂或轮叉、前轮一起绕支柱轴线转动。飞机起飞离地后或着陆接地前，在前支柱内部气压和机轮重量作用下，上、下凸轮啮合，前轮保持在中立位置。飞机接地或滑跑时，支柱受到向上的垂直载荷作用而被压缩，上、下凸轮脱开，前轮即可左右偏转。根据工作特点可知，如果支柱初始充气压力过小、内部过脏或锈蚀、旋转臂的活动部位过脏等，都会降低凸轮机构的性能，甚至失去作用。二、前轮纠偏机构长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授

减摆器固定在支柱外筒上，其内的活塞或旋板通过传动装置与旋转臂相连，旋转臂借助轮叉随前轮轴转动。减摆器内充满油液，并被活塞或旋板隔成2个或4个油室，活塞或旋板上有供油液流动的节流孔。如果前轮发生摆振，旋转臂就带着活塞或旋板往复高速移动或转动，迫使容积减小的油室内的油液经节流孔流入容积增大的油室内。油液高速流经节流孔时，油液作用力对支柱轴线形成了减摆力矩，阻止前轮摆振，同时消耗摆振能量，减摆力矩近似与前轮偏转的角速度成正比。二、前轮减摆机构（a）连接关系

（b）工作原理图14-43活塞式减摆器长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授1、操纵系统的基本要求系统除应满足传力构件强度刚度足够、重量轻、生存力强、维护方便等一般要求外，还有一些人机工效方面的特殊要求，具体包括：①飞行员手、脚的操纵动作与人体的生理反应一致，以免错误操纵；②操纵轻便，驾驶杆力、杆位移的大小及其变化要合适，有适当的感觉力，且随飞行速度、高度和舵偏角的变化而变化、既能防止操纵过量，又可减轻疲劳；③操纵灵敏、准确，操纵与传动机构的间隙和弹性变形小，不应有操纵迟钝的感觉，机体结构发生应力变形时系统不发生卡阻现象；④各舵面的操纵互不行扰；⑤操纵机构和传动机构均设有限动装置.能限制舵而的最大偏角，防上因操纵过量而导致飞机姿态失控。一、飞行操纵基础14-8飞行操纵系统长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授飞行员操纵驾驶杆和脚蹬，经传动机构带动舵面偏转，舵面回传给驾驶杆和脚蹬的力完全由飞行员承担。操纵机构设在座舱内，传动机构经地板进入设备舱，副翼、升降舵和方向舵有各自的传动线系，经相应舱口穿出，通过操纵摇臂与相应舵面相连。2、操纵机构与传动机构长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授手操纵机构有杆式和盘式（见图14-45）。机构设计保证了纵、横向操纵的独立性；单独操纵升降舵时副翼不偏转，单独操纵副翼时升降舵也不偏转。杆式比较简单，杆长一般为350~600mm，可前推、后拉和左右压，适合飞行员一只手握驾驶杆、另一只手握油门杆，多用于机动性较好且操纵力小的飞机。盘式较复杂，多用于机动性较低的中、大型飞机。（1）操纵机构①手操纵机构长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授脚操纵机构有平放式和立放式（见图14-46）。平放式脚蹬装在平行四边形机构上，脚蹬前后移动时无转动，脚蹬间距大，一般与杆式配合使用。立放式脚蹬摇臂支点固定在平放轴上。通过增大与脚蹬连接的摇臂来获得足够的力臂，脚蹬间距小，多与盘式配合。②脚操纵机构长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授在操纵机构上还装有一些设备：脚蹬位置调整设备，以适应不同身材飞行员的需要；驾驶杆（盘）和脚蹬的限动装置，限制各自的最大偏转角；驾驶杆头部的射击板机、减速板按钮、刹车手柄、通话按钮等，如图14-47所示。图14-47二代机的操纵机构长沙航空职院专用作者：郭谆钦教授图14-48舵面在战斗机上的布置二、可操纵的舵面长沙航空职院专用