歼六飞机机翼的升力机翼结构分析与设计 目录 歼六飞机机翼的升力机翼分析与设计1 概述3 思路介绍3 一 歼六飞机机翼的升力机翼的总体布局3 二 普通翼肋、梁、墙、长桁的构造忣受力特点3 2.1 蒙皮3 2.2 翼肋3 2.3翼梁和墙3 2.4长桁3 三 各部分连接关系3 四 传力分析3 4.1 分布力的传递3 4.1.1直机翼段分布力的传递3 4.1.2武器挂架及后段的分布力传递分析3 4.2 集Φ力的传递3 4.3
总体力的传递3 五 襟翼、副翼、起落架等受力分析3 5.1襟翼受力分析3 5.1.1 简介3 5.1.2 襟翼的受力特点3 5.2 副翼受力分析3 5.2.1 简介3 5.2.2 副翼受力特点3 5.3 起落架受力汾析3 5.3.1 简介3 5.3.2 起落架受力特点3 六 结构合理性与不足分析3 七 机翼设计3 7.1 静强度、稳定性设计3 7.2 安全寿命设计3 7.3
损伤容限设计3 概述 歼-6是中国沈阳飞机机翼嘚升力制造公司制造的单座双发超音速战斗机是60年代至70年代中国空军的主力歼击机，可以用于国土防空和夺取前线局部制空权亦可执荇一定的对地支援任务。
歼-6飞机机翼的升力是根据前苏联的米格－19仿制和发展的1958年初开始试制，原型机于1958年12月首次试飞歼-6飞机机翼的升力1960年投入批生产。1986年停产生产数千架。歼-6飞机机翼的升力尺寸小、重量轻、推重比大、机动性好适于近距格斗空战。飞机机翼的升仂结构简单使用维护方便，价格便宜是世界上同类飞机机翼的升力中最便宜的。歼-6飞机机翼的升力除装备中国空、海军外还向国外絀口。 三面图： 外形尺寸 翼展9.04米
机长(带空速管)14.64米 (不带空速管)12.54米 机高3.89米 机翼面积25.0米2 机翼后掠角(1/4弦线)55° 机翼相对厚度(顺气流平均值)8.24％ 主轮距4.16米 湔主轮距4.40米 重量及载荷 最大起飞重量8820千克 正常起飞重量(无外挂)7400千克 燃油重量(机内)1800千克 正常载重1950千克 性能数据 最大平飞速度(高度11000米)M1.36
巡航速度900公里/小时 实用升限17500～17900米 最大航程(不带副油箱)1390公里 (带副油箱)2200公里 续航时间(不带副油箱)1小时43分 (带副油箱)2小时38分 起飞滑跑距离(加力)515米 着陆滑跑距離(用伞)610米 (不用伞)890米 歼六有许多改型： 歼-6I提高升限的改型主要是在歼-6基本型的基础上减轻了飞机机翼的升力重量，提高了升限
歼-6II在歼-6的基础上进一步提高飞机机翼的升力高空性能的改型。 歼-6III为提高飞机机翼的升力机动性而发展的改型飞机机翼的升力的结构和性能都有明顯的变化。 FT-6超音速教练型 RF-6战斗侦察型。 歼-6甲全天候型 思路介绍 我们分析歼六飞机机翼的升力机翼的受力，按照以下思路进行：
首先要汾析歼六机翼是属于哪种受力形式（梁式、单块式、多腹板式）我们知道歼六机翼有后掠角，并且在下表面有大开口于是我们根据上述先判断机翼是属于哪种受力形式。 接下来我们考虑：要想分析好整个机翼的受力我们必须弄懂机翼的各个构件（蒙皮、长桁、梁、墙、肋等）的受力以及它们之间的连接关系。 有了每个构件的受力特点以及它们的连接关系我们便可以对它们进行传力分析。
并且我们考慮到机翼上有许多其他的装置，比如襟翼、副翼、起落架等于是我们有专门一部分来分析这些结构的受力和传力。 最后我们简要分析歼六飞机机翼的升力机翼结构的合理性与不足之处，并且提出设计（优化）方案 整个大作业的过程我们按照以上思路进行。 一 歼六飞機机翼的升力机翼的总体布局
歼六飞机机翼的升力翼展9.04米在1/4弦线处采用了55?的大后掠角全金属中单翼，采用高速对称翼型，顺气流方向翼根处相对厚度8.73%，翼尖处8.13%机翼上表面布置有翼刀，下表面有扰流片与副翼联动（这方面没有在图中展现出来），飞机机翼的升力的副翼和襟翼由液压驱动襟翼在起飞时展开角为15?（适当增加升力），降落时展开角为25?（增大升力并同时增加阻力）
此机翼没有前缘襟翼，呮有后缘襟翼操纵面也是属于传统飞机机翼的升力的布置。下图是我们大概绘制的歼六机翼的总体布局
★图绘为J6机翼下翼面，省略了┅些细节部分比如某些小细节，如前缘翼盒、中央主翼盒的某些小开口另外，上翼面机翼与下翼面的不同在于前缘翼盒多一条桁条，即前缘翼盒为上三下二的桁条数目还有在挂架开口区，下翼面桁条打断数根蒙皮未开口（由于航空馆模型已把下翼面蒙皮剖出，假設蒙皮未开口以方便分析）而上侧蒙皮桁条均未开口或打断。 我们可以看到歼六飞机机翼的升力使用的是梁架式后掠机翼
机翼外段：為双梁单块式，上下各有9跟长桁
加强肋（根肋）后段：机翼采用前梁、后墙（后墙缘条较强具有一定承受弯矩能力）、主梁、侧肋和根肋（加强肋）的布置形式。这种布局形式主要为了解决受力和布置之间的矛盾：在机翼后端要收起起落架所以要在机翼后端下表面大开ロ，而开口之后破坏了单块式结构的传力路线，并且使得机翼的抗扭能力降低同时我们考虑到双梁式机翼的后掠效应会使得后梁承载嚴重，综合以上几点考虑在根肋后段采用了增加一根主梁的梁架式结构。
于是对于主梁采用30CrMnSiA高强合金钢整体模锻件前梁采用LC4高强铝合金模压件，后墙采用LC4Z（根部）和LY12硬铝（外段）制成纵梁采用LC4Z和LY12制成。 二 普通翼肋、梁、墙、长桁的构造及受力特点 2.1 蒙皮
蒙皮形成飞机机翼的升力结构光滑封闭的表面蒙皮承受垂直于其表面分布的局部气动载荷，并将其传递给支承其上的长桁、翼肋、缘条骨架上在传递總体力方面，蒙皮与翼梁腹板、翼墙腹板组成的封闭盒式薄壁结构承受机翼的扭矩同时由于J6机翼为单块式，蒙皮较厚具有一定承受正应仂的能力它还能与长桁、梁缘条一起组成整体壁板承受轴向力传递整体弯矩。
简化时由蒙皮为薄壁元件，设其剪应力仅沿切线方向鼡单位切线长度上剪力即剪流来描述，同时假设蒙皮只承受并传递剪应力将其实际上具有的承受传递正应力的能力折算到与其连接的纵姠元件（长桁，梁缘条）上 2.2 翼肋
翼肋是保证气动力所要求的翼剖面形状的横向元件。有普通翼肋和加强翼肋它与蒙皮、长桁相连，并鉯自身平面内的刚度为蒙皮、长桁提供垂直方向的支持同时提高了蒙皮、长桁的受压失稳临界应力。同时在J6机翼结构不连续处附近布置有加强翼肋，这些肋或者是材料不同或者是缘条加强、腹板加厚、立柱加强，以承受额外的附加载荷或者将力的形式（集中力扩散為分布力，或反之）转化后传递给后续部件另外翼肋在垂直于其自身平面的方向上刚度很低，认为其仅能承受面内载荷提供面内约束
J6翼肋（外侧副翼处）： J6翼肋（内侧襟翼处）： 以下分别为前缘盒段翼肋，主盒段翼肋襟翼部分翼肋 不连续处翼肋加强 十三肋处布置加强翼肋，收集外段承受的载荷
简化时假设翼肋腹板仅承受剪应力，而将其承受正应力的能力折算到缘条或弯边上设弯边、缘条的面积为A，腹板厚度为t长度为h，腹板剖面绕水平对称轴x的惯性矩为Jx=112脳t脳h3,使简化等效后此值不变则腹板承弯能力折算成缘条或弯边面积为：112th312h2=16th，即A等效16th+A此时，腹板仅承受剪力完全由弯边或缘条承受正应力。 翼肋腹板的简化 2.3翼梁和墙
J6翼梁主要包括前梁、主梁、纵梁，它们都有大致相同的结构主要由上下凸缘（flange）和腹板（web）构成，两端（或一端）有接头连接其他部件可以相互传递集中力凸缘上以一排铆钉与蒙皮相连（视为简支），以承受来自蒙皮的剪流翼梁具有较强的凸缘，很强承受弯矩的能力同时其腹板较厚具有较强承剪能力，这决定叻其主要功用是传递承受机翼的剪力和弯矩J6机翼的前梁即布置在了翼型剖面最大高度附近。翼梁缘条受轴向压力时由于在蒙皮平面内囿蒙皮支持，在自身平面内有腹板支持因此一般不会发生总体失稳，但是局部可能失稳
墙也叫做腹板，J6机翼中主要布置有一个后墙其凸缘相对梁而言较弱，但是超出一般桁条所以可以承受不大的弯矩。墙和翼梁腹板的主要功用还是以受剪板形式传递和支承其自身平媔内的剪力 另外，翼梁和腹板垂直于自身平面内的刚度相对较弱亦认为其仅承受和传递自身平面内的载荷。
简化时可以认为翼梁腹板仅承受剪力，而将其承受正应力的能力折算到凸缘上同时，翼梁的凸缘不仅和梁腹板连接而且还与蒙皮连接，故也需把蒙皮承受正應力的能力折算到凸缘上设翼梁凸缘自身面积为A： 翼梁腹板承受正应力能力转化到凸缘上： A1=Jx/((h/2)^2 *2)= t*h^3/12/(h^2 /2)=t*h/6
在将蒙皮承受正应力能力转化到凸缘上时，采取如下的近似方法即在凸缘连接的部分蒙皮上，截取其左右各距离下一个桁条一半的蒙皮将其面积折算到凸缘上去，即为转化后凸緣的附加面积： A2=1/2*(d1+d2)*t 翼梁等效面积即为三部分之和： A等效=A+A1+A2 同时J6后墙由于具一定承弯能力也可以采取同样的简化形式。 2.4长桁
长桁是与蒙皮与翼肋相连的纵向构件其主要受力特性是可以传递承受自身轴线内的拉压载荷和沿自身轴线的分布剪流，而其承受使杆弯曲的横向载荷能力佷低但是这只是相对而言，它还可以承受局部小气动载荷将其传递给支承其上的翼肋。受拉长桁主要考虑其强度问题受压长桁主要栲虑受压失稳问题。
J6机翼的长桁主要为┳型和┏型与蒙皮铆接，简化计算时可以将其简化为一根具有集中面积的杆，其全部面积集中茬蒙皮剖面内一点上没有高度和宽度。同时前面提到J6机翼的蒙皮能够承受一定正应力而被简化成仅承受自身平面内载荷的理想板，现茬将其承受正应力的能力折算到与其相连的长桁上方法与梁缘条的一致： 设长桁面积为A，蒙皮厚度t长桁与相邻长桁间距为d1与d2
截取其左祐各距离下一个桁条一半的蒙皮面积作为等效附加面积，有： A1=1/2*(d1+d2)*t 故折算后长桁等效面积： A等效=A+A1 另外，J6长桁为平行于前梁布置展向各剖面長桁数量变化，长桁终止处多为零力端 三 各部分连接关系 由第一部分知：歼6的机翼外段为单梁单块式，有后墙；机翼内段为梁架式结构外加一根纵梁。内段的主要构件有：主梁、前梁、后墙、纵梁以及一根加强肋
对于机翼外段，各部分连接关系由图中很明显可以看出來 对于机翼内段，主要的连接关系有：主梁与纵梁纵梁与前梁，主梁与前梁后墙和主梁，主梁与机身以及加强肋与主梁、前梁、后牆的连接 对于歼六，机翼上总体力的传递最终都将传递到主梁上主梁通过三孔双耳接头与机身相连，将力传给机身 ●主梁与纵梁
由圖可知：纵梁与主梁缘条之间通过不在一条直线上的上下各五个螺栓连接在一起，可将纵梁上上下缘条中的拉压通过螺栓传递到主梁上去因此主梁与纵梁之间的连接可视为固接。 ●纵梁与前梁 如图所示：纵梁与前梁通过三个在一条直线上的较为结实的螺栓和另一个较弱的螺栓连接由于较弱的螺栓与其余螺栓不在同一条直线上，因此此连接可以视为弱固接 ●主梁和前梁
主梁与前梁之间通过三个位于一条矗线上的螺栓连接，可以传递力但是不能传递力矩，因此该连接可以简化为弱固接（在现场照片不好拍，所以没有主梁与前梁的连接關系图） ●后墙和主梁 后墙和主梁之间的连接主要是通过四个螺栓连接到一起即可传递剪力，也可传递弯矩和扭矩因此可简化成固接。如图所示： ●主梁与机身
主梁是机翼的主要承力与传力构件最终所有力都要传到主梁上，通过主梁与机身的接头再传到机身上去歼陸飞机机翼的升力机翼上力的传递主要是通过此接头完成的。毫无疑问此接头为固接。如下图所示：此为机翼上的接头显而易见，此接头做的强度很大
同样在机身上也有同样的耳片。由分析可知机翼上表面主要受压应力，而下表面主要受拉应力而钢的抗拉能力弱於它的抗压能力，因此下表面的耳片与上表面相比就必须强很多这从下图中也可直观的看出。 以上为歼六机翼中主要部分的连接关系除此之外纵梁与后墙是与主梁与后墙的连接点相同，可认为是固接关系而加强肋与主梁、前梁都为弱固接，加强肋与后墙之间力的传递楿对比较少也比较弱故其连接为铰接。
综上所述我们将结构简化为以下形式： 其中，0表示基础1表示纵梁，2表示主梁3表示前梁，4表礻后墙5表示加强肋。 四 传力分析 在以上部分我们已经分析了梁、墙、肋、蒙皮、长桁的单独受力特点，并且我们给出了它们之间的连接关系这一部分，我们着重分析机翼的总体力是如何在机翼上进行传递的
机翼上作用有多种载荷，主要表现为分布力（气动载荷）、集中力（导弹载荷、机翼自重等）而这两种力的形式均可简化为总体剪力、总体弯矩、总体扭矩。 接下来的部分按以下思路来进行受仂分析：先分析分布力在机翼上的传递（主要表现为气动载荷），然后我们分析集中力在机翼上的传递（表现为导弹挂架处的集中力）朂后，我们抽象出总体剪力、总体弯矩、总体扭矩在机翼上的传递 4.1 分布力的传递
4.1.1直机翼段分布力的传递 a.蒙皮初始受载及载荷传递 歼六机翼蒙皮属于薄蒙皮,蒙皮通过铆钉以分散连接形式和长桁,翼肋相连。可以取相邻的两长桁翼肋之间的一块小蒙皮作为分离体进行分析。可鉯把这块蒙皮看成四边支撑在长桁和翼肋上的四边简支板分离体如图4-1(a)所示： 图4-1
气动载荷直接作用在蒙皮上，长桁和翼肋通过铆钉受拉对蒙皮提供支反力使蒙皮平衡。根据平衡原理翼肋和长桁受到蒙皮传来的气动载荷。气动力的分配近似如图4-1(b)所示长桁a-c直接受相邻两个蒙皮单元体上传来的阴影面积abcd上的气动载荷。由于蒙皮较薄,在气动力作用下,会发生如图4-1 (c)所示的局部挠起变形. b.长桁初始受载及载荷传递 图4-2 图4-3
洳图4-2所示在歼六飞机机翼的升力中，长桁用角片和翼肋连接长桁上垂直于长桁轴线的气动载荷通过角片传给翼肋,（图4-3）。此时长桁可鉯看作支持在一排翼肋上的多支点连续梁 c.普通翼肋的受载及载荷传递 图4-4 翼肋的外载有蒙皮直接传来的部分初始气动载荷（分布载荷）和甴长桁传来的气动载荷（小集中力）,（图4-4）。它们的合力ΔQ即作用在该翼剖面的压力中心上并近似认为它垂直于翼弦线。
由于翼肋和蒙皮长桁，梁缘及梁腹板相连所以翼肋被支持在一个这些元件组成的多闭室盒式梁上，这些元件提供了翼肋承载的支反力 将翼肋平面仩的气动载荷合力ΔQ平移至翼盒在该肋剖面处的刚心上，使原ΔQ的作用等效为作用在刚心上的ΔQ’和一个绕刚心的力矩ΔMtΔQ’有使翼肋莋上下平移的趋势，从而使翼盒产生弯曲变形力矩ΔMt使翼肋有绕刚心转动的趋势，使翼盒产生扭转变形
用ΔQ’和ΔMt替代原来作用在翼肋上的分布气动力，并分析在歼六普通翼肋中ΔQ’和ΔMt的传递
歼六机翼外端为单梁单块式，在ΔQ’的作用下梁腹板和后墙提供支反剪仂，梁缘条和翼肋提供支反轴力由于翼肋上支反轴力的存在，使得蒙皮上产生平衡剪流Δq实际上是翼肋提供的支反剪流，因此该剪流反过来也作用在翼肋上这样取出翼肋作为分离体，平衡ΔQ’的内力实际上由蒙皮提供的支反剪流和腹板提供的支反剪力所构成（图4-5上的內圈剪流） 图4-5
在扭矩ΔMt的作用下，由蒙皮及腹板组成的单闭室以一圈剪流的方式提供对ΔMt的平衡（图4-5上的外圈剪流） 总结来说翼肋在汾布气动载荷下，有腹板提供支反剪力由蒙皮提供支反剪流，该力系共同作用使翼肋受力平衡并且翼肋内产生剪切和弯曲内力（图4-6）。 图4-6 d.翼梁的受载 翼梁将翼肋传来的剪力和轴力传入“基础”
翼肋把收集的气动载荷传递到翼盒上，其中一部分传给了翼梁即以剪流形式传给腹板剪力，以轴力形式传给梁上下缘条一对大小相等方向向反的轴力。由于腹板受弯能力极差所以腹板以受剪形式平衡，由此將肋传来的剪力传往翼根由于腹板和许多翼肋相连，从翼尖到翼根一个个剪力加到梁腹板上，最终由翼根上的连接接头提供y向的支反仂R2来平衡（图4-7） 图4-7
腹板上沿展向的支反剪流由梁的上下缘条提供，反过来该剪流又作用到梁缘条上是梁缘条以杆的形式受载并向根部傳递，最后由根部提供一对水平支反力R1来平衡（图4-7） 略去机翼的锥度，近似认为腹板是矩形的并且不计梁本身的气动载荷，则翼梁上嘚剪力Q沿展向向根部呈阶梯形增加（每增加一个翼肋Q值有一定突变），对于弯矩表现为缘条上的一对轴力呈折线规律分布，其斜率从翼尖到翼根阶段性增加
4.1.2武器挂架及后段的分布力传递分析 a.武器挂架处分布力传递 由于J-6飞机机翼的升力的机翼上有挂架的存在，使得机翼嘚部分力在机翼上的传递有部分变化挂架如下图所示，由于挂架的存在机翼下表面有部分长桁被打断。
在机翼的传力过程中长桁主偠是承受由于机翼弯矩引起的轴向力。因此在弯矩传递的过程中长桁所受的轴向力会转移到梁缘条上。长桁上所承受的轴力的转移过程昰通过自根部向外的一段长度为L的蒙皮逐渐完成的通过蒙皮受剪，长桁才在参与段逐渐退出承受正应力转由梁缘条承受，如下图所示： 由于轴力的转移在挂架前的翼肋上会产生部分剪流如下图所示：q2 q2 q1 q1 上部分 下部分
翼肋所受部分剪流示意图： 由于挂架只是打断了下表面嘚长桁，上表面的长桁没有被打断因此上表面长桁的受力没有变化，弯矩在长桁上引起的轴力通过长桁传到13肋处 b.三角区分布力的传递 殲六飞机机翼的升力机翼外段为单梁单块式，内段为梁架式 由于挂架的存在，机翼下表面的长桁被打断传力路径被破坏，因此在此处傳力与机翼后段稍有不同由图可知：在主梁处长桁同样是被打断的，因此其传力路径也是不同于前面所述
记13肋与主梁之间段为一区，則在一区受力基本上为气动力也就是说此处受力为分布力，由于此处机翼蒙皮为薄蒙皮因此可假设此处蒙皮不承受正应力，初始载荷莋用于蒙皮其简化同前述完全相同，即可以把这块蒙皮看成四边支撑在长桁和翼肋上的四边简支板如图所示：
气动载荷直接作用在蒙皮上，长桁和翼肋通过铆钉受拉对蒙皮提供支反力使蒙皮平衡。长桁a-c直接受相邻两个蒙皮单元体上传来的阴影面积abcd上的气动载荷也就昰说，蒙皮将力传给了与之连接的长桁和翼肋其剪力主要是通过各肋与梁腹板的连接以剪流的形式作用到梁腹板上，由主梁腹板和后墙腹板来承受最后由梁缘条提供展向支反剪流。总体弯矩由上、下壁板提供的一对大小相等、方向相反的轴向力(在蒙皮上是分布正应力茬梁缘条及长桁上是集中轴力)来平衡。与前述不同的是此处的轴向力（即上压下拉）主要是由主梁缘条和后墙缘条来平衡。由于主梁内段是一个大开口区因此在与主梁相连的蒙皮是加强蒙皮，因此轴力通过层层传递最终到梁缘条上其力的传递与前述相同，即壁板上的軸力的转移过程是通过自13肋向内到主梁的一段长度变化的蒙皮逐渐完成的通过蒙皮受剪，长桁和蒙皮才在参与段内逐渐退出正应力转姠由梁缘条承受。而主梁缘条与轴力方向之间存在一个夹角因此梁缘条上实际的轴向力要比传递的大。而总体扭矩是通过各肋与蒙皮、腹板的连接以一圈圈的剪流的形式作用到由蒙皮、腹板做成的闭室上，再由粱缘条提供支反剪流
在机翼根部，由于起落架的存在机翼在此处有开口存在，且开口位于机翼下表面因此机翼下表面的所有长桁在此处均被打断，即在三角区中下表面是没有长桁存在的而茬上表面，长桁没有被打断其蒙皮还属于加强蒙皮。对于上表面其弯矩和剪力的传递与前述没有任何区别，对于下表面其可简化为甴主梁、前梁、纵梁和加强蒙皮所组成的三角形杆板结构。
一般来说因三角形骨架本身是能够承受外载荷而保持其几何外形不变的几何鈈变系统，这样外力就主要由板周围的三角形骨架负担，而传到板上的力是很小的故认为三角形板不受力。 即=0.但是此处蒙皮由于是加強的所以，即弯矩、剪力是通过厚蒙皮和前梁、主梁、纵梁共同承担的且三个梁整体上是按刚度分配的，也就是说主梁上承受绝大部汾
对于扭矩，由于大开口的存在扭矩的受力闭室被打断，因此扭矩的传递可简化如下：
其中AB为上述三角形杆板结构的组合体，而AC为後墙AB与AC中间的是各个肋。ABC区域和机翼上表面组成一个闭室来承受总体扭矩也就是说：将前梁、主梁、纵梁和其所包围的加强蒙皮看成┅个整体，这样就与剩余结构形成可以承扭的闭室且总体扭矩在此闭室上按刚度分配，即三角形杆板结构会承受绝大部分的扭矩显然這与现实是完全符合的。也就是说纵梁存在的一个很重要的意义就是增强三角形区域的刚度，以便其更好地承受扭矩当然，纵梁还有其他的作用但是很显然，纵梁增强了机翼对于总体扭矩的承受
4.2 集中力的传递 在此部分，我们假设在机翼的武器挂架处将导弹挂上来汾析这时候集中力的传递。 歼6武器挂架在结构上与三个加强肋连接如图所示： 因为此处武器武器挂架传给翼肋的为集中力，需要加强肋來扩散集中力使之转化为分布剪流以适应薄壁结构的受力特性然后传到机翼的主要受力构件，蒙皮和翼梁上去
为分析方便，将传递给翼肋的力简化为作用于一点于是三根肋有着相同的形式，在集中力F作用下有垂直向下和绕剖面钢心转动两种趋势（如下图所示）在这裏两种趋势，集中力转化为与肋相连的梁上的剪力和封闭盒段中的剪流至此，加强肋上的载荷传递和前面普通翼肋上受气动载荷时相同 简要分析如下：
此处三根肋均可分析为，将力F平移至翼盒在该肋剖面处的刚心上同时产生一绕刚心力矩M，取③号肋为代表分析如图： F作为剪力作用在肋平面上，对薄壁梁产生了剪切和弯曲应力效应扭矩M对肋产生扭转效应。 ●F产生的剪切内力由梁（墙）腹板来传递,大尛分配按刚度分配为原则,力向机翼根部传递过程前面已有介绍
●F产生的弯曲内力在翼盒的上下两翼面有关构件中产生大小相等、方向相反的轴向应力，两者组成平衡支反力矩具体前面已有分析。 ●M产生的扭转内力由蒙皮和梁腹板组成的单闭室以一圈的剪流的形式来平衡且q=M/Ω（Ω为2倍闭室面积），蒙皮，梁腹板，提供支反剪流，向根部传递过程前面已有详细介绍。 4.3 总体力的传递
歼六机翼布置有一根前梁，一根后墙以中央闭室翼盒（除去前后缘盒段）作为主要的受力结构。长桁多且强许多地方蒙皮都有加强（大开口区、武器挂架处）。主要结构特征是梁缘条、长桁、蒙皮组成的上下壁板有很强的面内拉、压及剪切刚度 ●总体剪力
在机翼外段，总体剪力通过肋与腹板嘚连接以剪流形式传递给梁腹板、墙腹板然后由梁、墙上的上、下缘条中的拉、压来平衡，并且由于前梁和后墙都没有发生转折因此剪力在传递过程中不会发生转移。后墙与机身视为固接前梁跟机身视为铰接，因此两个接头都有传递剪力的能力 ●总体弯矩
在机翼外段，总体弯矩由上、下壁板提供的一对大小相等、方向相反的轴向力（蒙皮表现为正应力、缘条和长桁表现为轴向拉、压）来平衡
在机翼内段，上表面的轴向力传至接头处由接头传递给机身。下边面有大开口下壁板上蒙皮的正应力传递给主梁，表现为主梁腹板上的剪鋶和缘条上的拉压；长桁上的轴向力在加强肋处逐渐变为零由蒙皮传递给前梁和后墙（因此这一部分的蒙皮需要加强）。前梁传来的弯矩由前梁和主梁按刚度分配原则来承担前梁以双支点的形式承担（虽然前梁与机身的连接我们视为铰接，但是在实际飞行过程中前梁昰可以承受一部分弯矩的），将弯矩传递给机身后墙传递来的弯矩直接传到后墙的根部，由于后墙连接在主梁上于是弯矩在此处分解為主梁上的弯矩和侧肋上的弯矩。而主梁上的弯矩传递给机身与侧肋（主梁与机身轴线不垂直）
●总体扭矩 在机翼外段，总体扭矩通过肋与蒙皮和腹板的连接以一圈圈的剪流形式传递给加强肋。同时会在前梁、后墙的缘条上产生阶梯状轴向力 在机翼内段，闭室形式被咑破我们忽略前缘闭室的影响，考虑中段扭矩在这一部分结构中以参差弯曲受扭，即由前梁和主梁来承受一个方向上的剪力由后墙承受方向相反的剪力，形成参差弯曲这时候前梁、主梁、后墙上的剪流分析与以上总体剪力的分析相同。 五
襟翼、副翼、起落架等受力汾析 5.1襟翼受力分析 5.1.1 简介 襟翼是安装在机翼后缘或附近的翼面可以增加机翼的弯度，来提高机翼的生力襟翼类型很多，如简单襟翼、开縫襟翼、多缝襟翼和喷气襟翼歼六飞机机翼的升力采用富勒襟翼（是在机翼后缘安装的活动翼面，平时紧贴在机翼下表面上使用时，襟翼沿下翼面安装的滑轨后退同时下偏）。
在飞机机翼的升力着陆时为了增加飞机机翼的升力的升力和阻力，会将襟翼全部放下使襟翼产生最大的升力。在这一部分我们就针对飞机机翼的升力着陆时的情形，来分析襟翼的受力特点同时分析襟翼受力对歼六机翼受仂的影响。 5.1.2 襟翼的受力特点 我们知道襟翼是机翼上的增升装置全部放下时，升力系数可提高85%~95%我们将机翼做成简单的剖面图，先对襟翼嘚受力进行大概的分析
我们先对襟翼剖面受力进行分析，然后着重分析滑轨的连接处的受力以及在机翼上是如何传递的 A．我们先看襟翼剖面的受力。
襟翼放下后可以看做机翼迎角增加，于是气动力的分布会发生变化这种变化使得气动力的合力增加，即会产生升力升力作用在襟翼的焦点上，同时会产生部分阻力襟翼自身重力作用在重心上，并且重心在焦点之后由于在襟翼上重力和阻力的作用远尛于升力的作用，所以在分析中我们一般忽略重力和阻力的作用我们简略作图如下： B．我们着重分析滑轨的连接处的受力。
歼六襟翼采鼡富勒襟翼使用滑轨滑出，并且由第一部分的分析我们知道：在忽略襟翼自重和阻力的情况下，襟翼翼面只有的焦点上受到升力的作鼡并且，襟翼的焦点和滑轨与襟翼的连接处不是同一点因此，升力会对滑轨处产生一个弯矩和剪力 一方面由于这部分升力是很大的，即施加到滑轨上的剪力是很大的所以我们要求滑轨处是加强的，这在歼六襟翼的用材上我们可以很明显的看出
另一方面，在弯矩作鼡下襟翼有向着与其偏转方向相反的方向偏转的趋势，一般来说襟翼是向下偏转，因此升力使得襟翼有向上偏转的趋势于是在滑轨嘚上缘条处要求比下缘条面积大，这是由杆件的稳定性决定的由下图我们可以很明显的看出这点。 ●首先我们讨论剪力的传递：
滑轨上傳递的剪力经过图示滑轨的腹板传递给接头处（两个滑轨所受剪力按刚度分配原则分配）然后在接头处传递出去，传递给与滑轨相连的後墙上于是后墙上会施加一个剪力，这一部分建剪力我们在第四部分已作详细讨论在此不再累述。做简图如下： ●然后我们讨论滑轨對接头处弯矩的传递：
此弯矩是由于焦点与接头处的距离产生的（弯矩根据刚度分配原则来分配）我们由上文已经知道，弯矩由肋的上丅缘条来承担上下缘条产生方向相反的两个轴向力来平衡弯矩，上下缘条产生的轴向力作用在接头处由于后墙不能承受缘条传递来的軸向力，所以两个轴向力经过蒙皮以剪流形式传递给后面的翼肋由此对机翼翼肋施加剪力作用，而翼肋的受力我们已经在前问详细讨论在此不再累述。做简图如下： 5.2 副翼受力分析
5.2.1 简介 副翼是指安装在机翼翼梢后缘外侧的一小块可动的翼面为飞机机翼的升力的主操作舵媔。飞行员操纵左右副翼差动偏转所产生的滚转力矩可以使飞机机翼的升力做横滚机动 飞行员向左压驾驶盘，左边副翼上偏右边副翼丅偏，飞机机翼的升力向左滚转；反之向右压驾驶盘右副翼上偏，左副翼下偏飞机机翼的升力向右滚转。 5.2.2 副翼受力特点
副翼绕副翼转軸旋转由下图可知副翼与机翼通过转轴和副翼操纵机构链接，其中转轴在①②将副翼收集的气动载荷传递给机翼结构在③处将副翼上氣动载荷引起的铰链力矩传递到机翼结构。接下来我们就对集中力还有铰链力矩进行分析 副翼现场图 机翼受力剖面图 ●轴传递集中力 图中①出载荷传递分析如下： 气动力合力分解为XY向的如右图所示： A．的分析
传递在副翼转轴上通过转轴传递到①出，进而传递给①处对应的加强肋 忽略前缘闭室，简化为単闭室如下图： 将平移至翼盒在该肋剖面处的刚心上，如图同时产生一绕刚心力矩M。 作为剪力作用在肋平面上对薄壁梁产生了剪切和弯曲应力效应，梁（墙）腹板与力平行提供支持刚度最大，由梁（墙）腹板来传递大小分配按刚度汾配为原则，里向机翼根部传递过程后面介绍；
弯矩M由封闭盒段来平衡由蒙皮和梁腹板组成的単闭室以一圈的剪流的形式来提供平衡，苴q=M/Ω（Ω为2倍闭室面积），蒙皮，梁腹板，提供支反剪流，向根部传递过程前面已有详细介绍。 B．的分析 对于力的讨论如图： 产生的力有仩下蒙皮产生相应剪流来平衡 （②处集中力的传递过程与①处基本类似，此处不再单独讨论） ●铰链力矩的分析 副翼所在处机翼的迎角和副翼偏角不为零时，会产生铰链力矩
③处依旧为一加强肋，副翼操纵机构提供沿机翼展向杆力该杆力由传动机构与后墙的链接传給后墙。 杆力同时通过传动机构转化为副翼的偏转力矩反过来，副翼气动力产生的力矩传递到该处对应的肋平面上为一扭矩，为讨论方便忽略剪力的存在，可以考虑该扭矩为一纯扭产生剪流如图所示： 该剪流由蒙皮和梁腹板组成的单闭室以一圈的剪流的形式来提供岼衡。 5.3 起落架受力分析 5.3.1 简介
起落架就是飞机机翼的升力在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机机翼的升力重量、吸收撞击能量的飞機机翼的升力部件简单地说，起落架有一点象汽车的车轮但比汽车的车轮复杂的多，而且强度也大的多它能够消耗和吸收飞机机翼嘚升力在着陆时的撞击能量。 概括起来起落架的主要作用有以下四个： 承受飞机机翼的升力在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力； 承受、消耗和吸收飞机机翼的升力在着陆与地面运动时的撞击和颠簸能量； 滑跑与滑行时的制动；
滑跑与滑行时操纵飞机机翼的升力。 5.3.2 起落架受力特点 如下图所示是起落架位置以及其转轴连接方式的结构示意图以及飞机机翼的升力起落架承受的载荷传给机翼时载荷的作鼡位置：
起落架承受的载荷传给机翼时可简化成垂直于机翼的力F（在其他两个方向，力的平衡很容易建立我们主要考虑垂直于翼面的力），力F主要通过主梁和前梁来进行传递主梁和机身是固接的，前梁和机身是铰接的力F将会导致前梁和主梁受剪，主梁还会承担弯矩仂F产生的扭矩将由纵梁和侧肋来承担。 下面我们分析剪力、弯矩、扭矩的传递 ●剪力的传递：
剪力是按刚度分配原则分配到前梁和主梁仩的。如下图所示：前梁处的剪力为F1主梁处的剪力为F2。前梁和主梁受到的剪力传给机身的具体传递方式已经在第四部分给出前梁 主梁 轉轴 转轴处受到的力传给主梁和前梁的示意图： F1 F2 F ●弯矩的传递：
在力F的作用下，会产生弯矩M由于前梁铰接不能传弯，因此这一部分弯矩會在主梁与加强肋处发生分解而加强肋上的弯矩又会传递给后墙。总的来说F引起的弯矩将会由主梁和后墙来承担。主梁的受弯如下图所示主梁的弯矩通过上下缘条的一对力偶来平衡，其具体传递过程在第四部分已经详细介绍；后墙的传递玩弯矩的能力前文已有介绍茬此不再累述。 主梁受到由于力F引起的弯矩M的示意图 M 上缘条 下缘条 Q Q
力F的作用点不在机翼剖面的重心连成的直线上因此力F会对机翼产生扭矩Mt。由于扭矩是要翼盒段来承受所以扭矩Mt主要是由纵梁和侧肋来承受。扭矩Mt按刚度分配原则分配到纵梁和侧肋上纵梁上分配的扭矩Mt1和側肋上分配的扭矩Mt2满足Mt1+Mt2=Mt，纵梁和侧肋的受扭如下图所示纵梁上的弯矩传至主梁和前梁。在前梁上引起的剪力直接通过接头传给机身弯矩在主梁和加强肋接头处发生分解，这部分在前文已有介绍；主梁上的弯矩直接传递给接头这在前文也有详细叙述。
Mt1 q1 q1 q1 q1 Mt2 q2 q2 q2 q2 力F引起的纵梁和侧肋的受扭示意图 六 结构合理性与不足分析 ●合理性： 根据我们的分析发现该机翼的设计符合当时的实际需要采用了加工与装配都比较简便的梁式结构，既能够满足实际需求又降低了生产成本可以说是一个非常成功的设计。 ●不足之处
A．根据破损安全多路传力结构的设计偠求显然梁式结构以及与机身对接处采用集中传力的接头都不利于损伤容限设计。 B．由于在该机翼的主梁中采用了30CrMnSiA高强合金钢虽然材料的强度很大，但是韧性较弱材料较脆，而且是主要的承弯部件由于裂纹而产生的威胁也相应增大。
一旦裂纹产生其扩展速率较快，对结构的安全寿命有很大影响对飞机机翼的升力的飞行安全是极大的隐患。因此用强度适中韧性较强的合金钢代替30CrMnSiA高强合金钢，并采用合理的止裂措施以减弱结构的安全隐患。 七 机翼设计
飞机机翼的升力结构的综合设计技术来源于飞机机翼的升力的使用要求与实践通过不断的实践经验总结，对飞机机翼的升力设计技术提出更高、更新以及越来越趋于综合设计的技术要求长寿命、高可靠性、低生產成本与良好的技战术性能、良好的经济性与维修性等技术要求成为飞机机翼的升力结构设计过程中极其重要且又必须满足的技术指标。叧一方面长期的飞机机翼的升力设计实践，人们总结出许多宝贵的设计理论与经验并逐步形成了设计准则与规范，使得这一大规模的設计活动规范化、标准化在通常的飞机机翼的升力结构设计中，常用的规范有静强度、稳定性设计气动弹性和刚度设计要求，安全寿命设计方法以及损伤容限、耐久性设计方法等
在这一部分，我们将针对静强度、稳定性设计安全寿命设计，损伤容限设计三个方面进荇讨论 7.1 静强度、稳定性设计 对于一架飞机机翼的升力，不论是以前还是现在，我们首先考虑的都将是它的静强度和稳定性问题这就潒一架飞机机翼的升力的所有性能的前提是这架飞机机翼的升力可以飞起来一样。这一部分我们讨论歼六飞机机翼的升力的静强度和稳萣性问题。 ●静强度：
对飞机机翼的升力结构的静强度问题指的是飞机机翼的升力结构在使用当中承受各种载荷工况下最大使用载荷的能力。在使用过程中飞机机翼的升力将遇到不同的工况，这就会造成结构元件受力状态不同于是我们取最大的工作载荷状态作为其使鼡载荷。 在静强度设计中我们采用设计载荷法，安全系数取为1.5这个过程中，我们要求材料的极限载荷大于或等于设计载荷即： Pd=fPe 其中 Pu：极限载荷 Pd：设计载荷 Pe：使用载荷
f：安全系数（1.5） 在这个过程中，由于飞机机翼的升力的各种载荷由启动和强度组专业技术人员提供我們的不到基本的数据，所以没办法进行静强度的分析但是我们可以根据歼六飞机机翼的升力的用材进行简单的分析：在后掠处，一个典型的部件是主梁主梁使用的材料是30CrMnSiA高强合金钢，目的在于提高其静强度这是静强度设计中一个很典型的方面。 ●稳定性：
我们分为桁條、缘条的稳定性蒙皮的稳定性，梁腹板的稳定性三部分来分析 A：桁条、缘条的稳定性 对于这一类元件，在使用的过程中会出现压杆穩定的问题具体来讲，型材的失稳有两类：总体失稳；局部失稳在这两者中，取较小者作为结构稳定性的临界应力 总体失稳：这一蔀分往往使用欧拉杆形式进行计算，即 式中 C：支持系数（简支：C=1；固支：C=4） I：杆件剖面惯性矩 L：杆件长度
E：杆件材料弹性模量 于是失稳應力设计值： 其中Ast为杆件面积 B:蒙皮稳定性 飞机机翼的升力设计中，蒙皮一般与其他构件组成壁板来受力在歼六飞机机翼的升力中，蒙皮與长桁、梁缘条连接在一起组成加筋壁板，同时翼肋向壁板提供横向支持这是由于当时的加工工艺限制的，现在为了提高其稳定性┅般采取整体加工工艺，不会在蒙皮上出现铆钉接头这样会使稳定性进一步加强。 C:梁腹板稳定性
在歼六飞机机翼的升力中梁腹板是抗剪型板，我们按照抗剪型板来分析设计 这类板结构，主要有两种破坏形式：剪切破坏剪切失稳。在这一部分我们着重分析剪切失稳。剪切失稳是当腹板完全不允许屈曲时应由其剪切失稳临界应力来确定厚度，即 从而根据外载荷q（剪流）可以计算厚度 式中 k：受剪板支持系数 b：短边长度 7.2 安全寿命设计
安全寿命设计的主要概念是要求飞机机翼的升力结构在使用寿命期内不出现宏观可检裂纹，实际上是只偠保证飞机机翼的升力从可能使用到形成一定尺寸裂纹（通常称工程可检裂纹）的使用时间内的结构安全这种设计理念主要是在疲劳破壞理论的基础上形成的。疲劳破坏只要有以下几点特征：疲劳破坏要经历一段很长的时间；疲劳破坏应力远小于材料的静强度极限；疲劳破坏表现为无明显的塑性变形的突然断裂；疲劳破坏具有局部性等这些特征决定了在安全寿命设计中要考虑到各种因素的影响，也决定叻这种设计理念的不确定性
在安全寿命设计中，在不同阶段有不同的方法：在初始的估算阶段我们可以使用危险部位的材料的N—S曲线來估算结构的安全寿命；再详细设计阶段，我们可以使用设计使用载荷谱法、应力谱法、疲劳寿命估算方法等
设计使用载荷谱：根据大量实测的疲劳载荷及其时间历程，在经过统计分析和简化即得疲劳载荷谱这个谱一般用飞机机翼的升力的重心载荷系数与作用次数来表征。设计中使用的疲劳载荷谱即称为设计使用载荷谱飞机机翼的升力使用过程中的疲劳载荷一般有：突风载荷、机动载荷、着陆撞击载荷、地面滑行载荷、地—空—地载荷等。疲劳载荷谱分为等幅谱、程序块谱、飞—续—飞谱三种谱根据不同条件下所需要的材料的性能參数进行认为选择，其中飞—续—飞谱是当前寿命估算的主要谱型
疲劳寿命估算方法：一般由两种方法，应力严重系数法和线性累计损傷理论主要讨论线性累计损伤理论，为了能够量化描述疲劳损伤工程上将某个变幅疲劳载荷中第i个载荷循环引起的疲劳所伤定义为 di=1Nfi 其Φ，Nfi：第i个循环载荷水平横幅作用下的疲劳断裂寿命（循环周次） 工程中我们采用线性损伤累计原理，认为损伤可以线性累加于是一個随即载荷谱造成结构的总疲劳损伤为
其中，m：载荷谱中的载荷级别总数目 ni：第i级载荷的作用次数 D：一块随机载荷谱引起的结构总损伤量 咹全寿命估算是在疲劳寿命的确定性算法基础上对疲劳分散性加以考虑当用一个疲劳载荷谱估算寿命时，有 Njs=LBDB1fjs 其中Njs：用飞行小时（或飞荇次数）表示的计算安全寿命 LB：一个载荷谱块代表的飞行时数 DB1：一个载荷谱快造成的累计损伤 fjs：计算取用的疲劳分散系数
79430 我们可以使用上述线性累计损伤理论来估算该耳片的平均疲劳寿命。（分散系数取为4.0） 于是 7.3 损伤容限设计 损伤容限设计从结构设计类型上来讲分为缓慢裂纹扩展结构、和破损安全结构两类。现就这两类设计类型上来举例简要说明J6的一些损伤容限设计思想 1） 缓慢裂纹扩展结构 这类结构多絀现在单传力途径结构或静定结构处。例如J6的主梁接头：
该处由于J6机翼根部与机身的连接为一固一饺的静定结构只有一个传力路线，所鉯采用了缓慢裂纹扩展结构选用了更强的材料，并且做得很厚安全储备更大，裂纹扩展速率较低进而裂纹扩展到临界裂纹尺寸的时間大于规定翻修间隔。
采用这种设计的原因还在于简化分析工作仅由这个接头传递总体弯矩，同时从可检度来看，该处可达性较差若要检查需拆开周围一系列元件。再有就是更换性差不可能保持一个较高频率的更换水平，该接头与主梁一体若需更换，需要拆下机翼相当于要对整个机翼作翻修工作。 所以该处采用缓慢裂纹扩展结构比较适合 2）破损安全结构 破损安全结构一般具有较多的传力路线，或是可以对正在扩展的裂纹止裂
如图为J6机翼前梁与机身接头：
J6机翼与机身连接为一固一铰的结构，其中前梁与机身为铰接图中右下單耳片即为对应铰接接头，该接头主要可以传递前梁传递过来的总体剪力可以看到，在该接头左侧还有方位与其垂直的另外两个耳片，这两个耳片主要可以传递的是前梁传递过来的拉压载荷这两组耳片，任何一个破坏掉不会导致另一个耳片的破坏，影响另一个耳片夲身的传力而且破坏掉的耳片其本身传递的载荷可以通过载荷的重新分配转移到剩下的接头上。该结构即属于破损安全多路传力结构
哃时可见，该处开口比较多检查相对方便，对于破坏的耳片可以及时发现更换 再如J6机翼的挂架与机翼的连接：
可见，挂架周围有诸多各种形式的接头可以将挂架受力转移到机翼上（有的是转移到前后梁缘条，有的（连接在翼肋上的接头）可以把载荷扩散到蒙皮）其Φ任何一个接头发生破坏，都会通过载荷的重新分配将其承受的力转移到其他接头上从而保证挂架区传力的完整。同时挂架区开口较哆，检查方便同样有利于发现破坏，更换接头方便 这又是一个破损安全多路传力结构的例子。 再看下图为J6机翼前梁结构：
可以发现，前梁缘条上加了一层垫板一方面，这是一个破损安全多路传力结构当梁缘条发生破坏，垫板可以代替梁缘条参与承载另一方面，這又是一个止裂结构垫板可以当做一个止裂带，当蒙皮发生破损时裂纹不至于穿过止裂带，而是停止在该处便于检查检修。
同时J6機翼由于采用蒙皮加长桁形式，长桁也可以当做是止裂件蒙皮的分块，也是一种止裂的设计从而蒙皮被长桁、接缝分为小块，纵有撕裂也不会迅速扩展到太大尺寸，而可以继续工作并在检修期发现修补再有就是像图中左方的蒙皮加强处，有止裂+多路传力的作用一方面，当该处蒙皮撕裂可以由加强蒙皮代替承力。另一方面当周围蒙皮撕裂，又起止裂带作用这些结构外露表面，都是便于检查和哽换的
还有J6翼肋加强处： 从该处设计来看，一方面翼肋刚度强度得到加强另一方面，也有损伤容限的考虑采用在翼肋缘条旁补了一個缘条，同时上加垫板的形式翼肋缘条的破坏不影响力的传递，它的受力也可以通过载荷重现分配到加强用的缘条和垫板上这也是一個破损安全多路传力结构。同样的思想运用于13肋加强：
整个肋由多块小肋用铆钉连接而成刚度强度提高的同时，任何一个小肋破坏都鈳以由其他肋分担它传递的力。
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