飞机的结构基础
1.概述
固定机翼飞机的机体由机身、机翼、安定面、飞行操纵面和起落架五个主要部件组成。
直升机的机体由机身、旋翼及其相关的减速器、尾桨（单旋翼直升机才有）和起落架组成。
机体各部件由多种材料组成，并通过铆钉、螺栓、螺钉、焊接或胶接而联接起来。飞机各部件由不同构件构成。飞机各构件用来传递载荷或承受应力。单个构件可承受组合应力。
对某些结构，强度是主要的要求；而另一些结构，其要求则完全不同。例如，整流罩只承受飞机飞行过程中的局部空气动力，而不作为主要结构受力件。
1.2.飞机载荷
飞行中，作用于飞机上的载荷主要有飞机重力，升力，阻力和发动机推力（或拉力）。飞行状态改变或受到不稳定气流的影响时，飞机的升力会发生很大变化。飞机着陆接地时，飞机除了承受上述载荷外，还要承受地面撞击力，其中以地面撞击力最大。飞机承受的各种载荷中，以升力和地面撞击力对飞机结构的影响卮蟆
1.2.1 平飞中的受载情况
飞机在等速直线平飞时，它所受的力有：飞机重力G、升力Y、阻力X和发动机推力P。为了简便起见，假定这四个力都通过飞机的重心，而且推力与阻力的方向相反。则作用在飞机上的力的平衡条件为：升力等于飞机的重力，推力等于飞机的阻力。
即：
飞机作不稳定的平飞时，推力与阻力是不相等的。推力大于阻力姆苫就要加速；反之，则减速。由于在飞机加速或减速的同时，飞行员减小或增大了飞机的迎角，使升力系数减小或增大，因而升力仍然与飞机重力相等。平飞中，飞机的升力虽然总是与飞机重力相等，但是，飞行速度不同时，飞机上的局部气动载荷（局部空气动力）是不相同的。飞机以乃俣绕椒墒保迎角较大，机翼上表面受到吸力，下表面受到压力，这时的局部气动载荷并不很大；而当飞机以大速度平飞时，迎角较小，对双凸型翼型机翼来说，除了前缘要受到很大压力外，上下表面都要受到很大的吸力。翼型越接近对称形，机翼上下表面的局部气动载荷就越大。所以，墓机翼蒙皮刚度不足，在高速飞行时，就会被显著地吸起或压下，产生明显的鼓胀或下陷现象，影响飞机的空气动力性能。
1.2.2 机在垂直平面内作曲线飞行时的受载情况
飞机在垂直平面内作曲线飞行的受载情况如图1-2所示。这时，作用于飞机耐饬θ允欠苫的重力、升力、阻力和发动机的推力。但是，这些外力是不平衡的。
曲线飞行虽是一种受力不平衡的运动状态，但研究飞机在曲线飞行中的受载情况时，为了方便起见，可以假设飞机上还作用着与向心力大小相等、方向相反的惯性离心力。这样，就可以把受力不平衡的曲线飞行作为受力平衡的运动状态来研究。
飞机在垂直平面内作曲线飞行时，升力可能大大超过飞机重量。飞机在曲线飞行中所受的载荷可能比平飞时大得多。可以推导出如下公式：其中r为飞机机动飞行的曲率半径，v为飞行速度。
Y－Gcosq = m
由于飞机在每一位置的θ角不同，而且飞行速度和曲率半径也不可能一样，所以，飞机在垂直平面内做曲线飞行时，飞机的升力也是随时变化的。
1.2.3 机在水平平面内作曲线飞行时的受载情况
水平转弯时,飞机具有一定的g斜角（玻度）β，升力与垂线之间也构成β角。这时，水平分力Y sinβ就是飞机转弯时的向心力，它与惯性离心力N平衡；升力的垂直分力Ycosβ与飞机重力G平衡，即
Y = 
水平转弯时，cosβ总是小于1，故升力总是大于飞机的重量；倾斜角越大，cosβ越小，因而升力越大。
1.2.4 飞机过载
在曲线飞行中，作用于飞机上的升力经常不等于飞机的重量。为了衡量飞机在某一飞行状态下受外载荷的严重程度，引出过载(或称载荷因数)这一概念。作用于飞机某方向的除重量之外的外载荷与飞机重量的比值，称为该方向的飞机重心过载，用n表示。飞机在Y轴方向的过载，等于飞机升力（Y）与飞机重量的比值，即
牖在X轴方向的过载等于发动机推力P与飞机阻力X之差与飞机重量的比值，即
飞机在Z轴方向的过载等于飞机侧向力（Z）与飞胫亓康谋戎担即
飞机在飞行中，Y轴方向的过载
往往较大，它是飞机结构设计中的主要指标之一，飞机的结构强度主要取决于Y方向的过载。而其它两个方向的过载（
，
）较小，它们对飞机结构强度的影响也较小。
在不同的飞行状态下，飞机重心过载的大小往往不一样。过载可能大于1、小于1、等于1、等于零甚至是负值，这决定于曲线飞行时升力的大小和方向。飞机a飞时，升力等于飞机的重量，等于1；曲线飞行时，升力经常不等于1。飞行员柔和推杆使飞机由平飞进入下滑的过程中，升力比飞机重量稍小一些，就小于1；当飞机平飞时遇到强大的垂直向下的突风或在垂直平面内做机动飞行时，驾驶员推杆过猛，升力就会变成负值，也就变为负值；当飞机以无升力迎角垂直俯冲时，载荷因数就等于零。
的正、负号与升力的正、负号一致，而升力的正、负号取决于升力与飞机Y轴（立轴）的关系。如果升力的方向与Y轴相同，则取正号；反之则取负号。
1.2.5 飞机部件的过载
在研究飞机各部件的载荷时，只知道飞机的过载是不够的，还必须知道部件的过载。部件过载是该部件在某一飞行状态中的质量力与其本身重量的比值。当飞机没有对重心的角加速度时，部件的过载等于飞机的过载；当飞机有对重心的角加速度时，飞机重心以外各部件的过载，等于飞机的过载加上或减去一个附加过载。
1.2.6 飞机着陆时的过载
飞机着陆接地时的速度可分解为水平分速和垂直分速。由于水平分速是在着陆滑跑过程中逐渐消失的，因此飞机沿水平方向的受力不大；垂直分速是在飞机与地面相对撞击后很短的时间内消失的，故飞机沿垂直方向的撞击力较大。飞机着陆接地时承受的载荷，主要就是作用于起落架的垂直撞击力。飞机接地时垂直上虻墓载，为作用于起落架上的垂直撞击力与飞机重量的比值。
如果飞机没有绕重心的角加速度，则部件的过载就等于飞机重心的过载；否则，还要加上由角加速度引起的附加过载。例如：前三点式起落架飞机以两个主轮接地时，作用于起落架的载荷对飞机重心的力矩，要使飞机产生机头下俯的角加速度。这时，飞机重心后面的部件，其过载等于飞机重心过载加上一个附加过载；而飞机重心前面的部件，则应减去一个附加过载。
1.3 载荷、变形和应力的概念
1.3.1 载荷及其分类
任何结构和结构中的各个构件，在工作过程中都会受到其它物体对它的作用力，这种作用力通常叫做载荷（或外部载荷）。例如，飞行中机翼上的空气动力，起落架等部件的重力,都是作用于机翼上的载荷。各种构件在载荷的作用下，它的支点都会对它产生反作用力。构件承受的各种载荷和支点的反作用力，统称为作用于该构件的外力。
按作用方式，载荷主要分为集中载荷和分布载荷。集中载墒侵讣中作用于一点上的载荷。分布载荷是指作用一个面积或长度上的载荷。如果分布载荷的作用面积相对较小，可以把它近似看作是集中载荷，这样在实际中可使问题简化。例如吊装在机翼上发动机对机翼的载荷可认为是集中载荷。
根据载荷作用于构件的性质的不同，载荷可分为静载荷和动载荷。如果载荷是逐渐加到构件上去的，或者载荷加到构件上后，它的大小和方向不变或变化很小，此载w叫静载荷。如飞机停放时起落架所承受的载荷，就是一种静载荷；又如，千斤顶顶飞机时，所承受的载荷是逐渐增大的，它也属于静载荷。
如果载荷是突然加到构件上去的，或者载荷加到构件上后，它的大小和方向（或其一）有显著变化，这样的载荷称为动载荷。如飞机着陆时起落架所受到的地面撞击力；飞机着陆滑跑因为跑道不平，使各部分承受的力都属于动载荷。
1.3.2 构件在载荷作用下的变形
构件在载荷作用下，其尺寸和形状都会有不同程度的改变，这种尺寸和形状的改变叫做变形。
构件在载荷作用下所产生的变形，当载荷去掉后即能消失的变形，叫弹性变形。不能消失的变形叫永久变形（或残余变形）。
构件承受载荷的情况不同，它所产生的变形形式也不一样，但其基本变形为拉伸、压缩、剪切、扭趾屯淝五种。实际上，飞机结构受力时，各构件的变形，往往是比较复杂的，常常是几种变形的组合，称为复合变形。
1.3.3 内力和应力的概念
当构件受到外力作用而变形时，材料分子之间的距离发生变化，这时分子之间会产生一种反抗变形，力图使分子间的距离恢复原状的力，这种力叫内力。构件受力变形时所产生的内力，可利用截面法求得。
要判断构件受力的严重程度，仅知道内力的大小是不够的。构件在外力作用下，单位横截面面积上的内力叫做应力。如果内力是均匀分布的，则构件任意截面上的应力等于截面上的总内力除以横截面积。应力可分成垂直于所取截面和平行于所取截面的两个分量。垂直于横截面的应力称为正应力，平行于横截面的应力称为剪应力。
1.3.4 强度和刚度的概念
构件在传力过程中，横截面上的应力要随着载荷的增大而增大。对于一定材料制成的构件来说，当截面上的应力增大到一定限度后，构件就会损坏（产生显著的永久变形或断裂）。构件在外力作用下，抵抗破坏（或断裂）的能力叫做构件的强度。构件的强度越大，表示它开始损坏时所受的载荷越大。为了使构件在规定的载荷作用下工作可靠鲇ΡＶに具有足够的强度。
构件即使强度足够，但在载荷作用下还可能由于变形量过大而影响工作。因此，构件还应具有足够的抵抗变形的能力。构件在外力作用下抵抗变形的能力称为构件的刚度。构件的刚度越大，在一定的载荷作用下产生的变形越小。
构件在外力作用下保持其原有平衡形式的能力称为构件的稳定性。细长杆和薄壁结构受压后易突然失去原有的平衡形式，此种现象叫做失去稳定性，简称失稳。飞机蒙皮在受压后会产生皱折的现象，就是由于蒙皮受压失稳造成的。
要保证构件正常p作，构件必须具有足够的强度、刚度和稳定性。构件的强度、刚度、稳定性与其材料的性质、截面尺寸和形状有关。另外构件的强度和刚度还与使用、维护的条件有关。例如，构件装配不当，受到划伤或腐蚀等，强度和刚度就会减弱。因此，维护和使用过程中，应根据构件的性质和受力特p等，注意保持其强度和刚度。
1.3.5 飞机承受的五种主要应力
所有飞机都承受有五种主要应力
拉伸应力
压缩应力
扭转应力（扭矩）
剪切应力
弯曲应力（弯矩）
拉伸应力是抵抗试图拉断物体的应力。压缩应力是抵抗压力的应力/扭矩是产生扭转变形的应力。剪切应力是抵抗力图引起材料某一层与相邻一层产生相对错动之力的应力。弯曲应力是压缩应力和拉伸应力的组合。当杆件受到弯曲作用时，弯曲的内侧面缩短（压缩），而弯曲的外侧面拉长（拉伸）。
1.4 机翼结构
1.4.1 机翼的功用
机翼是飞机的一个重要部件，其主要功用是产生升力。当它具有上反角时，可为飞机提供一定的横侧稳定性。在机翼上安装有一些操纵面，在其后缘，有副翼和后缘襟翼；在其前缘有前缘襟翼、缝翼；在其上表面有扰流板。另外很多飞机的发动机和主起落架安装于机翼结构上。机翼的内部空间常用来收藏主起落架和储存燃油。
1.4.2 机翼的配置
目前，除了个别低速飞机仍是双翼机外，绝大多数是单翼机。
图 1 - 8 机翼的配置形式
单翼机在机身上的配置，可分为上单翼、中单翼和下单翼三种型式。
从机翼与机身的干扰阻力来看，以中单翼为最小，上单翼次之，下单翼最大。从机身内部容积的利用来看，以上单翼为最优跃。因为上单翼飞机机翼通过机身的部分骨架，位于机身上部，不影响机身内部容积的利用；中单翼的翼梁要横穿机身中部，对机身内容积的利用有一定影响；下单翼飞机机身内的可用容积较大，但固定在机身下部的翼梁，会限制安装在机翼下部部件的尺寸。吊装在下单翼飞机下部的发动机可使发动机的维护方便。从起落架的配置来看，如果将起落架装在机翼上，上单翼飞机的起落架较长，这样不仅重量大，而且不易收放。在姆矫妫下单翼机比较有利。此外，上单翼飞机由于机翼位置较高，检修、拆装机翼上的发动机或其它附件，以及向机翼内的油箱加添燃油都不方便，这会给维护工作带来困难。
1.4.3 机翼上的外载荷
如图1-10所示，飞行中，作用于机翼的外部载荷有：空气动力、机翼结构质量力和部件的质量力。机翼在外部载荷作用下，象一根固定在机身上的悬臂梁一样，要产生弯曲和扭转变形，因此，在这些外载荷作用下，机翼各截面要承受剪力、弯矩和扭矩。由于机翼结构沿水平方向尺寸较大，因而水平剪力和水平弯矩的对飞机结构受力影响尚。在受力分析时只分析垂直剪力、扭矩和垂直弯矩。
机翼结构质量力是机翼结构重量和它在飞行中产生的惯性力的总称，即机翼结构重量和变速运动惯性力。
升力是当机翼以一定速度相对空气运动时，空气作用在机翼表面上的空气动力在垂直于来流方缮系姆至俊
1.4.4 平直机翼各截面的剪力、弯矩和扭矩图
机翼主要受两种类型的外载荷：一种是以空气动力载荷为主，包括机翼结构质量力的分布载荷；另一种是由各连接点传来的集中载荷。这些外载荷在机身与机翼的连接处，由机身提供的支反力取得平衡。当机翼分成两半分别与机身相连时，可把每半个机翼看做支持在机身上的悬臂梁；若整个机翼为一体时，则可把它看做支持在机身上的双支点外伸梁。
作用于机翼各截面的剪力、弯矩和扭矩是不相等的。如图1-11所示，为平直机翼的剪力、弯矩和扭矩图，它们描述了机翼截面剪力、弯矩和扭矩沿机翼翼展方向的变化情况。可以看出：①如果机翼上只有空气动力和机翼结构质量力，则越靠近机翼根部，横载面上的剪力、弯矩和扭矩越大。②当机翼上同时作用有部件集中质量力时，上述力图会在集中质量力作用处产生突变或转折。
如图1-12所示为后掠机翼的剪力、弯矩和扭矩图。
1.4.5 机翼主要受力构件
机翼的外部载荷，是由许多构件组成一定型式的结构来承受的。
机翼通常是由翼梁、桁条、翼肋和蒙皮等构件组成。翼梁由缘条和腹板铆接而成，翼肋铆结在翼梁腹板上，桁条铆接在翼肋上，蒙皮则铆接在翼梁缘条、翼肋和桁条等构件上。
机翼结构中，各种构件的基本作用不外乎有两方面：一是形成和保持必需的机翼外形；二是承受外部载荷引起的剪力、弯矩和扭矩。
形成机翼外形的基本构件是翼砗兔善ぁＲ砝叩男巫淳褪歉据选定的翼型制成的。蒙皮包在整个机翼骨架外面，可以保证机翼外表光滑和形成必要的翼型。为了使蒙皮在局部空气动力作用下，不致产生过大的鼓胀和下陷，现代飞机都采用了金属蒙皮。此外，桁条对保持机翼的外形也有一定作用，因为它能支持蒙皮，防止砥げ生过大的变形。
机翼结构中承受剪力、弯矩和扭矩的基本构件是翼梁、桁条和蒙皮(如图1-13所示)。
剪力Q要使截面外端沿垂直方向向上移动。由于机翼的蒙皮、翼梁缘条和桁条沿垂直方向很容易产生变形，而翼梁腹板抵抗垂直方向变形的能力却很大，它能有效地阻机翼向上移动。所以，剪力主要是由翼梁腹板承受的。
弯矩要使机翼产生弯曲变形。当向上弯曲时，翼梁下缘条、机翼下表面的桁条和蒙皮，都会产生拉伸的轴向内力，而翼梁上缘条、上表面的蒙皮和桁条，则产生压缩的轴向内l，它们组成内力偶与弯矩平衡。所以，弯矩引起的轴向力是由翼梁缘条、桁条和蒙皮共同承受的。
机翼受扭矩作用时，翼梁缘条和桁条都很容易变形，而金属蒙皮和翼梁腹板所组成的合围框，却能很好地反抗扭转变形，这时，蒙皮和腹板截面上会产生扭转剪应力并形成反力矩来与扭矩平衡。因此，金属蒙皮机翼的扭矩，是由蒙皮和腹板所组成的几个合围框承受。由于翼梁腹板上同时产生的两个方向相反的扭转剪应力，能互相抵消或部分抵消，所以，可近似地认为，扭矩是由蒙皮形成的整个合围框承受的。
对于双梁式机翼，其扭矩是由上、下翼面蒙皮和前、后梁组成的合围框（盒段）承受和传递。如果机翼前缘没有安装前缘缝翼和前缘襟翼，则前缘蒙皮与前梁组成的盒段也承受和传递一小部分扭矩。
1.4.6 机翼结构型式
一．布质蒙皮机翼
这种机翼的结构特点是采用了布质蒙皮。布质蒙皮在机翼承受弯曲、扭转作用时，很容易变形，因此，它不能承受机翼的弯矩和扭矩，只能承受由于局部空气动力（吸力或压力）所产生的张力。如图1-16所示，为一种布质蒙皮机翼结构图。在这种机翼结构中，弯矩引起的轴向力，全部由翼梁缘条承受；剪力由懔焊拱宄惺埽慌ぞ卦蛴梢砹骸⒓忧恳砝吆驼畔咦槌傻蔫旒芾闯惺堋
由于机翼前缘的局部空气动力较大，布质蒙皮机翼的前缘常采用薄金属蒙皮制成。这种机翼的扭矩，一部分由加强翼肋、张线等组成的桁架承受，另一部分则由前缘蒙皮和前梁腹板组成的合围框承受。
布质蒙皮机翼的抗扭刚度较差，而且蒙皮容易产生局部变形（鼓胀和下陷），飞行速度较大时，会使机翼的空气动力性能受到很大影响，所以只适用于低速轻型飞机。
二．金属蒙皮机翼
现代飞机广泛应用了金属蒙皮机翼。金属蒙皮机翼不仅能承受局部空气动力，而且能承受机翼的扭矩和弯矩。
翼梁腹板承受剪力，机翼上下蒙皮和腹板组/的合围框承受扭矩，同时蒙皮还参与承受弯矩，是这类机翼结构受力的共同点。然而机翼的具体构造不同，蒙皮参与承受弯矩的程度也有所不同。这样，金属蒙皮的机翼结构，又可分为梁式和单块式两类。
梁式机翼
梁式机翼通常有单梁式和双梁式两种。它们装有一根或两根强有力的翼梁，蒙皮很薄，桁条的数量不多而且较弱，有些机翼的桁条还是分段断开的。梁式机翼的桁条承受轴向力的能力极小，其主要作用是与蒙皮一起承受局部空气动力，并提高蒙皮的抗剪稳定性，使之能够更好地承受扭矩。这种机翼蒙皮的抗压稳定性很差，机翼弯曲时受压部分的蒙皮几乎不能参与受力；而受拉部单块式机翼的受力特点是：弯曲引起的轴向力由蒙皮、桁条和缘条组成的整体壁板承受。剪力由翼梁腹板承受。扭矩由蒙皮与翼梁腹板形成的闭室承受。
单块式机翼的优点是：① 通较好地保持翼型。② 抗弯、扭刚度较大。③ 受力构件分散。
缺点是：①不便于开大舱口。②不便于承受集中载荷。③接头联接复杂。
梁式机翼与单块式机翼比较：
表 1 - 1 梁式、单块式机翼的结构特点
| 机翼型式 | 蒙皮 | 桁 条 | 翼 梁 |
| 梁式机翼 | 薄 | 弱，少，有时断开 | 强，承受剪力和弯矩 |
| 单 块 式 | 厚 | 多，强 | 较弱，承受剪力，小部分弯矩 |
|
| |||
| 梁式;翼 | 翼梁腹板 | 翼梁缘条 | 蒙皮与翼梁腹板的盒段 |
| 单 块 式 | 翼梁腹板 | 翼梁缘条、桁条、蒙皮组成壁板 | 蒙皮与翼梁腹板的合段 |
夹层结构机翼:
夹层结构机翼，在较大的局部空气动力作用下，仍能精确地保持翼型；在翼型较薄的条件下，可以得到必要的强度和刚度。
夹层结构机翼采用h夹层壁板来做蒙皮和其它构件。夹层壁板由内外两层薄金属板和夹芯组成。夹芯层有的是用轻金属箔制成的蜂窝状结构，有的是一层泡沫塑料或轻质金属波形板。夹芯层与内外层金属板胶接或焊接在一起。目前应用较广泛的是蜂窝夹芯壁板。
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。
蜂窝结构还有一些缺点，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。
在飞机上使用蜂窝结构的部位主要是一些承受局部空气动力载荷的非主要受力构件上。如操纵面、调整片、机翼前缘、整流罩等。
1.4.7 机翼构件构造
翼梁
在各种形式的机翼结构中，翼梁的主要功用都是承受机翼的弯矩和剪力。主要有三种形式的翼梁：腹板式、整e式和桁架式翼梁。现代飞机机翼，一般都采用腹板式金属翼梁。这种翼梁由缘条和腹板铆接而成。缘条用铝合金或合金钢的厚壁型材制成，用于承受拉、压力。腹板用铝合金板制成，用于承受剪力。薄壁腹板上往往还铆接了许多铝合金支柱，以增强其抗剪稳定性和连接翼肋。为了合理地利e材料和减轻机翼的结构重量，缘条和腹板的截面积，一般都是沿翼展方向改变，即翼根部分的横截面积较大，翼尖部分的横截面积较小。腹板式翼梁的优点是，能够较好地利用机翼结构高度来减轻重量，制造方便。
某些飞机上采用了整体式翼梁。整体式翼梁实际上是一种用高强度的合金钢锻制成的腹板式翼梁，它的优点是：刚度大，截面积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、斜支柱连接而成。翼梁受剪力时，缘条之间的支柱承受拉力和压力。缘条和支柱，有的采用铝合金管或钢管制成，有的则用厚壁开口型材制成。
桁条
在金属蒙皮机翼中，桁条的主要功用是：支持蒙皮，防止它在承受局部空气动力时产生过大的局部变形，并与蒙皮一起把局部空气动力传给翼肋；提高推さ目辜艉涂寡刮榷ㄐ裕使它能更好地承受机翼的扭矩和弯矩；与蒙皮一起承受由弯矩引起的轴向力。
梁式机翼的桁条，一般都用薄铝板制成，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，具有两道铆缝，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。
翼肋
翼肋按其功用可分为普通翼肋和加强翼肋两种。普通翼肋的功用是：构成并保持规定的翼型；把蒙皮和桁条传给它的局部空气动力传递给翼梁腹板，而把局部空气动力形成的扭矩，通过铆钉以剪流的形式传给蒙皮；支持蒙皮、桁条、翼梁腹板，提高它们的稳定性等。加强翼肋除了具有上述作用外，还要承受和传递较大的集中载荷；在开口边ùΦ募忧恳砝撸则要把扭矩集中起来传给翼梁。
图 1 - 19 翼梁的构造
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，作为翼肋的缘条承受弯矩。翼肋的腹板则承受剪力。这种翼肋的腹板，强度一般都有富裕，为了减轻重量，腹板上往往开有大孔。利用这些大孔还可穿过副、襟翼等传动构件。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支柱，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，或者在腹板上用支柱加强。
桁架式翼肋的构造与桁梁相似，也由缘条、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。
蒙皮
各种机翼的蒙皮，都具有承受局部空气动力和形成机翼外形的作用。在金属蒙皮机翼结构中，蒙皮还要承受机翼的扭矩和弯矩。
现代飞机的机翼，通常都采用铝合金蒙皮，它的厚度随机翼的结构型式和它在机翼上的部位确定。由于机翼前缘承受的局部空气动力较大，飞行中又要求它能够更准确地保持外形，而翼根部位承受的扭矩和弯矩通常较大，所以一般机翼的前缘和翼根部位，蒙皮最厚，后缘和翼尖部位，蒙皮较薄。为了避免由于各块蒙皮的厚度不同而影机翼表面的光滑性，某些飞机还采用了变厚度的过渡蒙皮。现代飞机的某些操纵面采用了复合材料。
1.4.8 平直机翼结构中力的传递
机翼受到各种外力作用后，结构中互相连接的各构件，就会产生作用力和反作用力，依次把这些外力到机身上去。同时机身就给机翼以反作用力使之平衡。力在机翼结构中的传递过程，就是建立在构件之间的作用和反作用的关系上的。
一．空气动力的传递
蒙皮怎样将局部空气动力传给桁条和翼肋
蒙皮铆接在桁条和翼肋上，当它受到吸力作用时，就会通过铆钉把力传给桁条和翼肋，这时铆钉承受拉力；蒙皮受到压力作用时，局部空气动力直接由蒙皮作用在桁条和翼肋上，铆钉并不受力。无论在吸力或压力作用下，蒙皮都要承受张力。
通过铆钉或由蒙皮直接传给桁条的力，由桁条在翼肋上的固定点产生反作用力来平衡。可见，桁条在局部空气动力作用下，象支持在许多翼肋上的多支点梁一样，要受到弯曲作用。有些蒙皮较厚的机翼上，/条并不与翼肋直接连接，蒙皮受吸力时传给桁条的力，由桁条两边蒙皮与翼肋相连的铆钉产生的反作用力来平衡。综上所述，作用在翼肋上的空气动力来自两方面：一方面是由直接与翼肋贴合的蒙皮传来的；另一方面，来自与翼肋相连的桁条。
翼肋怎样将载荷传给翼梁腹板和蒙皮
如果忽略水平分力的作用，则传到翼肋上的空气动力，可以组合成一个垂直向上的合力，它作用于压力中心上。飞行中，机翼的压力中心通常不与刚心重合。因此，这个合力对于翼肋来i，相当于一个作用于刚心上的力和一个对刚心的力矩。刚心的定义是：机翼的每一个横截面上，都有一个特殊的点，当外力作用线通过这一点时，不会使横截面转动。如果外力作用线不通过这一点，机翼的横截面就会绕该点转动，这个特殊的点称为该横截面的刚心。机翼各横截面的刚心的i线称为机翼的刚心轴。
作用在刚心上的力，要使翼肋沿垂直方向移动，而翼肋是固定在翼梁腹板上的，在翼肋i垂直方向移动的时候，就把这个力传给腹板，使两根翼梁弯曲。由于作用在刚心上的力不会使翼肋转动，在翼肋平面上，两根翼梁的弯曲变形程度相同，因此，翼肋传给前后梁腹板的力与前后梁的抗弯刚度成正比。前后梁腹板对翼肋的反作用力，分别与作用力ΔQ 1、ΔQ 2相等。
在传力的过程中，蒙皮和翼肋之间存在着相互支持、相互传力的关系：第一、蒙皮沿垂直表面的方向很容易变形（即刚度很小），当它受到吸力和压力时，要依靠翼肋的支持，并把空气动力传给翼肋；第二、蒙皮在自己平面内不容易变形（即刚度较大），当翼肋受到外力矩时，蒙皮能够对翼肋起支持作用，因而翼肋就将外力矩传给蒙皮。
蒙皮l样将翼肋传来的载荷传给机身
翼肋以剪流形式传给蒙皮的力矩，要使机翼产生扭转变形，它对机翼来说是扭矩。机翼扭转时，蒙皮截面上会产生沿合围框周缘的剪流。剪流形成的内力矩与截面外端所有翼肋传给蒙皮的扭矩平衡。这时，机翼各部分的蒙皮都要产生剪切变形。
翼根处的扭矩传给机身的方式，由翼根部分的构造来决定。如果翼根部分没有开大舱口，机翼蒙皮与机身是沿整个接糁茉盗接的，扭矩就能通过蒙皮以剪流的形式沿接合周缘传给机身。如果翼根部分开有大舱口，机翼只是通过翼梁与机身隔框相连，那末蒙皮就只能将扭矩以剪流的形式传给开口边缘的加强翼肋，并有使加强翼肋旋转的趋势。这时加强翼肋的两个支点(前后梁腹板)，对它产生一对大小相等舴较蛳喾吹姆醋饔昧Γ形成反力偶来阻止它旋转。同时，加强翼肋也就对前后梁腹板各产生一个作用力，把扭矩以力偶形式传给翼梁。前后翼梁则将扭矩产生的作用力，在机翼与机身的连接点处，传给机身隔框。
翼梁怎样将载荷舾机身隔框和缘条
翼梁腹板一方面与机身隔框连接，另一方面还以纵向的铆钉与缘条相连。
各个翼肋通过铆缝传给腹板的力，要使翼梁腹板承受剪切作用。翼根截面的剪力，由机翼与机身隔框相连的铆钉或螺栓产生反作用力来平衡。此外，翼肋传来的力，还要使翼梁各截面承受弯矩。这个弯矩是通过腹板和缘条连接的两排纵向铆钉传到缘条上去的。
翼梁缘条怎样传递腹板传来的载荷
当翼肋传给腹板的力的方向向上时，腹板沿纵向铆缝传给上缘条的剪流是由翼尖指向翼根的，它要使由前后梁的上缘条、上缘条之间的蒙皮和3条组成的上部壁板向翼根方向移动。于是，上部壁板各构件的截面上要产生压缩的轴向内力，来阻止壁板移动，并与缘条上的纵向剪流平衡。下缘条上纵向剪流的方向相反，下部壁板各个构件要产生拉伸的轴向内力。可见，传到缘条上的纵向剪流不能完全由缘条本身产生的轴向力来平衡，3还要通过铆钉将一部分力传给蒙皮；而传到蒙皮上的那一部分力，也不能完全由蒙皮产生的轴向力来平衡，它又要将一部分力通过铆钉传给桁条。在些传力过程中，壁板上的铆钉都要沿铆缝方向受到剪力。
以上分析表明，弯矩以纵向剪流的形式传给上、下缘条以后，是由上、下壁板来承受的。
二．集中载荷的传递情况
机翼上的集中载荷，如部件的质量力、偏转副翼和放下襟翼时产生的空气动力、飞机接地时起落架受到的撞击力等，通常都直接作用在某个翼肋上。翼肋受到集中载荷后，如前面所述的过程一样，把这个载荷按翼梁的抗弯刚度成比例地传给各个腹板，而把这个载荷引起的扭矩传给蒙皮。蒙皮和腹板受到翼肋传来的作用力以后，再把它们传给缘条和机薄
翼梁腹板和蒙皮都是薄壁构件，如果载荷集中地作用在薄壁的某一部位，它就容易损坏。但是，翼肋能以剪流的形式将载荷分散地传给蒙皮和腹板。可见，分散集中载荷也是翼肋在机翼结构中的作用之一。
传递较大的集中载荷的翼肋，背６际羌忧康摹Ｋ们的结构强度较大，同腹板、蒙皮的连接也比普通翼肋结实很多，一般是两排或三排直径较大的铆钉连接。尽管如此，当飞机作剧烈的机动飞行或粗猛着陆后，加强翼肋上的部件固定接头，以及加强翼肋与腹板、蒙皮连接的铆钉仍可能因受力过大而损坏。因此，对这些部保应当特别注意检查，修理这些部位时，也要特别注意保持其强度。
有些飞机机翼上的集中载荷，是通过固定接头上的螺钉或铆钉直接作用在翼梁上的。这时，集中载荷由翼梁腹板和缘条直接传给机身。维护工作中，对这些固定接头，也应加强检查。
机苯峁怪辛Φ拇递过程，可以简要归纳如下：
① 蒙皮上的局部空气动力，由桁条和直接同翼肋贴合的蒙皮传给翼肋。
② 翼肋将空气动力和集中载荷，按梁的抗弯刚度成正比地传给腹板，将它们对刚心扭矩传给蒙皮。蒙皮将扭矩传给与机身接合的周缘螺钉（或笨诒咴档募忧恳砝撸。
③ 腹板把各个翼肋传来的剪力，传给机身隔框；把这些力产生的弯矩，通过纵向排列的铆钉传给上下缘条。
④ 机翼翼梁的缘条，连同桁条和蒙皮，把由纵向铆钉传来的力，传给机身的连接接头。
从力的传递的蔽鲋锌梢钥闯觯
检查机翼时应当注意观察各部分的铆缝情况，因为机翼各构件都是通过铆钉来传力的。检查铆缝时，可以根据飞机的具体情况，确定必须着重检查的部位。例如，飞机粗猛着陆后，应当着重检查固定起落架部位的翼肋或翼梁上的铆钉；飞机作剧烈的毙卸作后，则应对固定大部件的加强翼肋上的铆缝、翼根部位的腹板和缘条相连的铆缝等，进行仔细检查。根据铆缝的损伤现象，可以大致判断造成损伤的原因。例如飞机粗猛着陆后，在过大的撞击力作用下，机翼各部分的铆钉可能受到过大的剪切作用而损坏，这时铆钉孔则会因一侧与铆蓖肪缌壹费苟变成椭圆形；又如飞机的飞行速度过大，蒙皮要承受过大的吸力，结果由于蒙皮或铆钉的变形，在铆钉孔周围可能出现圆圈状的痕迹。
现代飞机机翼结构中的蒙皮，不仅在传递扭矩时要受到剪切作用，而且在传递弯矩时还要承受压缩和拉伸轴向力，因保维护和修理工作中，经常保持蒙皮具有良好的表面状况和承载能力（强度、刚度、稳定性），是十分重要的。飞行中，如果操纵动作过于剧烈，机翼蒙皮就可能因受剪或受压失去稳定性而出现曲皱，或因受力过大而产生裂纹，此外，还会使蒙皮与其它构件相连的铆钉松动或脱落。这些故倍蓟崾姑善け砻娲植诤统性啬芰Ρ洳睿维护、修理时，必须注意及时发现和修复。
1.4.9 机翼小结
飞行中，机翼的外部载荷有空气动力、结构质量力和部件质量力。在外部载荷作用下，机翼各截面要承受剪力、弯矩和扭矩。
飞行速度的提高是促使机翼结构不断改进的主要原因。金属蒙皮机翼结构有梁式（单梁、双梁）和单块式两类。为了综合利用两类结构型式的优点，并且尽量避免它们的缺点，目前有些飞机的机翼，采用翼根部位为梁式、翼尖部位为单块式的复合式结构。梁式、单块式机翼>受力方面的共同点是：剪力和扭矩都要通过翼肋分别传给腹板和蒙皮承受。不同点是：梁式机翼的弯矩，主要是通过腹板纵向铆缝传给翼梁缘条承受的；而单块式机翼则要传给由蒙皮、桁条和缘条组成的壁板承受。从机翼结构中力的传递情况可知，在维护、修理工作中，对于加强翼肋、翼>根部等部位的铆钉，必须特别注意检查；对机翼蒙皮进行细心的维护也非常重要。
后掠机翼具有很大的后掠角，因此结构受力有本身的特点。
1.5 机身结构
机身是飞机的一个重要部件，它的主要功用是：固定机翼、尾翼>起落架等部件，使之连成一个整体；同时，它还用来装载人员（机组人员、乘客）、货物、燃油及各种设备。
飞行中，机身的阻力要占整个飞机阻力的较大一部分，因此，要求机身具有良好的流线形、光滑的表面、合理的截面形状以及尽可能小的横截面积。在飞行和着陆过程中，机身不仅要承受作用于其表面的局部空气动力，而且还要承受起落架和机身上其它部件传来的集中载荷，所以机身结构必须具有足够的强度和刚度。
1.5.1 机身外部载荷
一．机身与机翼受力比较
在飞行和着陆过程中，机幸承受由机翼、尾翼、起落架等部件的固定接头传来的集中载荷，同时还要承受机身上的各部件的质量力、以及结构本身的质量力。
机身在上述载荷作用下，与机翼一样，也要承受剪力、弯矩和扭矩。
① 机翼承受的载荷主要是分布的空气动力，而猩沓惺艿脑睾芍饕是各个部件传来的集中载荷。这是因为，在飞行中机身表面虽然也要承受局部空气动力，但与机翼相比，机身的大部分表面承受的局部空气动力较小，并且局部空气动力沿横截面周缘大致对称分布的，基本上能自相平衡而不再传给机身的其它部分。可认为局部空气动力只薪峁怪芯植抗辜的受力有一定影响（如一些突出部分），而不会影响到整个机身的结构的受力。此外，机身结构本身的质量力也相对较小，通常是把它附加到各个集中载荷上去考虑。因此分析机身的受力时，只考虑集中载荷的作用。
② 机翼沿水平方向的抗弯刚度很大而载荷较小。在研究机翼的受力时，可以不考虑水平载荷的作用。但在研究机身的受力时，就必须考虑侧向水平载荷。因为，一方面机身的截面形状大多是圆形或接近圆形的，它沿水平方向和垂直方向的抗弯刚度相差不多；另一方面，机身承受的侧向水平载荷和垂直载荷也相差不大，而且在承受上蛩平载荷时，往往还要受到扭转作用。
二．机身外部载荷
作用于机身上的载荷通常可以分为对称载荷与不对称载荷。
对称载荷
与机身对称面对称的载荷称为对称载荷。飞机平飞和在垂直平面内作曲线飞行时，由机翼和水平尾翼的固定接头传给机身的载荷，以及当飞机以三点或两点（两主轮）接地时，传到机身上的地面撞击力等，都属w对称载荷。在对称载荷作用下，机身要受到对称面内的剪切和弯曲作用。一般在机身与机翼联接点处，机身承受的剪力和弯矩最大。
如图所示1-31，机身由A、B两个连接接头与机翼相连，机翼接头对机身的支点的反作用力分别为RA和RB；水平尾翼的外载荷通过垂直尾翼机身相连的接头C和D传给机身，它们分别是RC和RD；机身的质量力为q。由此可做出飞机在垂直平面内做机动飞行时的剪力图和弯矩图。
不对称载荷
与机身对称面不对称的载荷称为不对称载荷。
机身的不对称载荷主要有如下形式：
① 水平尾翼不对称载荷
当水晌惨淼纳力不对称时，水平尾翼形成不对称载荷。
② 垂直尾翼侧向水平载荷
③ 一个主轮接地时的撞击力
④ 飞机作急转弯或侧滑等飞行动作时，机身上的部件产生的侧向惯性力。
在不对称载荷作用下，机身要承受剪伞⑼淝、和扭转。
1.5.2 机身的结构形式
一．构架式机身
在早期的低速飞机上，机身的承力构架都做成四缘条的立体构架。为了减小飞机的阻力，在承力构架外面，固定有整形用的隔框、桁条和布质蒙皮（或木制蒙皮），这些构件只承受局部空气动力，不参加整个结构的受力。机身的剪力、弯矩和扭矩全部由构架承受。<中弯矩引起的轴向力，由构架的四根缘条承受；垂直方向的剪力由构架两侧的支柱和斜支柱（或各对张线）承受；水平方向的剪力由上、下平面内的支柱、斜支柱（或张线）承受；机身的扭矩，则由四个平面构架组成的立体结构承受。构架式机身的抗扭刚度差，空气动力性能不好，其内部<积也不易得到充分利用。只有一些小型低速飞机机身采用构架式机身。
图1-35 构架式机身
二．硬壳式机身
硬壳式机身采用框架、隔框形成机身的外形，而蒙皮承受主要的应力。硬壳式机身结构没有纵向加强件，因而蒙皮必须足够强以维持机身的刚性。其主要问题是重量较重，现代飞机较少采用这种结构。
三．半硬壳式机身
为了使机身结构的刚度能满足飞行速度日益增大的要求，需要使蒙皮参加整个结构的受力。因此，目前的机身结构，广e采用了金属蒙皮，并且将蒙皮与隔框、大梁、桁条牢固地铆接起来，成为一个受力的整体，通常称为半硬壳式机身。
在半硬壳e机身中，大梁和桁条用来承受弯矩引起的轴向力；蒙皮除了要不同程度地承受轴向力外，还要承受全部剪力和扭矩；隔框用来保持机身的外形和承受局部空气动力，此外，还要承受各部件传来的集中载荷，并将这些载荷分散地传给蒙皮。
桁梁式机身
桁梁式机身由几根较强的大梁、较弱的桁条、较薄的蒙皮和隔框组成。机身弯曲时，弯矩引起的轴向力主要由大梁承受。蒙皮"桁条组成的壁板，截面积较小，受压稳定性较差，只能承受一小部分弯矩引起的轴向力。
桁梁式机身，由于采用了较强的大梁，因而可以开大的舱口而不会显著地降低结构的强度和刚度。
桁条式机身
桁条式机身的桁条和蒙皮较强，受压稳定性好，弯矩引起的轴向力全部由上、下部的蒙皮和桁条组成的壁板受拉、压来承受。由于蒙皮加厚，改善了机身的空气动力性能，增大了机身结构的抗扭刚度，所以与桁梁式机身相比，它更适用于较高速飞机。此外，桁条式机身的蒙皮和桁条，在结构受力中能够牡匠浞掷用。但是，这种机身由于没有强有力的大梁，不宜开大的舱口，如果要开口，应必须在开口部位用专门构件加强。桁条式机身各构件受力比较均匀，传递载荷时必须采取分散传递的方法，因而机身各段之间都用很多接头来连接。
表 1 - 3 桁梁式和桁条式机身的结构特点
| 半硬壳式 | 梁 | 桁 条 | 蒙 皮 | 隔 框 |
| 桁梁式 | 强 | 弱，少 | 薄 | 有 |
| 桁条式 | 无 | 强 | 厚 | 有 |
1.5.3 硬壳式机身结构的受力分析
一．垂直载荷的传递
加强隔框在承受垂直方向的对称载荷时，要沿垂直方向移动。大梁抵抗垂直方向变形的能力很小，不能有效地阻止隔框垂直移动；而蒙皮（尤其<两侧蒙皮）抵抗垂直方向变形的能力较大，它能有效地阻止隔框垂直移动。因此，蒙皮是支持加强隔框的主要构件。这时，加强隔框沿两边与蒙皮连接的铆缝，把集中载荷以剪流的形式分散地传给蒙皮；蒙皮则产生反作用剪流，来平衡加强隔框上的载荷。
由于沿隔框周缘各部分蒙皮抵抗垂直方向变形的能力不同，周缘剪流的分布是不均匀的。机身两侧的蒙皮，抵抗垂直方向变形的能力比上下蒙皮强，因此，这个部位剪流较大。为了研究方便，可以认为作用在隔框平面内的垂直载荷完全传给了两侧蒙皮，并由它产生的反作用剪流来平衡。即传递垂直载荷时，机身两侧蒙皮的作用相当于翼梁的腹板。
二．水平载荷的传递
作用于加强隔框的水平载荷（咳缋醋源怪蔽惨淼脑睾桑┩ǔＪ遣欢猿频模它对隔框的作用，相当于一个作用于隔框中心处的力（即对机身的剪力），和一个对隔框中心的力矩（即对机身的扭矩）。
加强隔框传递作用于中心处的力的情况，与传递垂直载荷相似，它同样是沿铆缝以剪流的形式将载荷分散地传给蒙皮的。但由于力的方向是水平的，所以，机身上下蒙皮截面上产生的剪流最大。
加强隔框承受扭矩时，要在自己的平面内旋转。蒙皮组成的合围框具有较大的抗扭刚度，它能通过铆钉来阻止隔框旋转。这样，加强隔框便沿周缘铆缝把扭矩以剪流的形式均匀地传给蒙皮，蒙皮则产生反作用剪流，形成对隔框中心的反力矩，使隔框平衡。
总之，加强隔框承受水平载荷时，隔框周缘要同时产生两个剪流，即平衡力P的剪流和平衡力矩M的剪流。周缘各处的总剪流的大小，就是这两个剪流的代数和。在承受垂直尾翼传来的载荷时，隔框上部两个剪流的方向相同，而下部方向相反。因此，固定垂直尾翼的加强隔框，上部受力较大，这些隔框的上部往往做得较强，而且机身尾段上部的蒙皮一般也比较厚。对于固定前
起落架的加强隔框来说，在承受由前起落架传来的侧向水平载羰保隔框下部的受力比上部大，所以，这种隔框的下部通常做得较强。
1.5.4 机身构件的构造
机身结构中，蒙皮、桁条和构造，与机翼的相应构件相似，因此，下面仅说明机身中大梁和隔框的构造。
大梁
从受力性质来说，机身的大梁相当于翼梁的缘条，它是承受弯矩引起的轴向力的主要构件。机身的大梁的构造比较简单，通常就是一根用铝合金或高强度合金钢轧制成的型材；在大型飞机上，也有采用铆合梁的。
隔框
机身隔框可分为普通隔框和加强隔框两种。普通隔框功用是形成和保持机身的外形、提高蒙皮的稳定性以及承受局部空气动力；加强隔框除了有上述作用外，主要是承受和传递某些大部件传来的集中载荷。隔框还可分为板式隔框、环形隔框和球形隔框。
1.6 尾翼和副翼
1.6.1 尾翼
尾翼的主要作用是：①保持飞机纵向平衡 ②飞机纵向和方向安定性 ③实现飞机纵向和方向操纵。
多数飞机的尾翼的设计包括尾锥、安定面和操纵面。安定面包括水平安定面和垂直安定面。操纵面包括方向舱和升降舵。
尾翼结构一般也是由梁肋、桁条和蒙皮组成，而构成方法与机翼相似。
尾翼承受的应力也与机翼相似。由气动载荷引起的弯矩、扭矩和剪力，从一个构件传到另一个构件。每个构件分担一部分应力，而把剩余的传给其它构件，最终传给翼梁蛞砹涸侔阉传到机身结构。
早期飞机的水平安定面是不能运动的。现代飞机多采用可变安装角的水平安定面，可通过改变水平安定面的安装角，来达到纵向配平的目的。
1.6.2 副翼
副翼主要有内副翼、外副翼及混合式副翼。在大型飞机蜃楹虾嵯虿僮菹低持校其内副翼（2块）和外副翼（2块）共四块副翼。在低速飞行时，内外副翼共同进行横向操纵，而高速飞行时，外侧副翼被锁定而脱离副翼操纵系统，仅由内副翼进行横向操纵。现代飞机副翼通常采用复合材料和蜂窝结构。
机体开口部位的构造和受力分析
由于乘坐人员、安置设备等原因，往往需要在机体结构上开口。为了制造、维护和修理方便，机体各部分通常是分段制成后，再用装在分离面上的连接接头，将各段连成整体的。在开口部位和连接接头处，由于结构发生了变化，力的传递情况也随之发生改变。这就给这些部位的构件在受力上带来一些特点。
1.6.3 直接补偿开口
在开口处安装受力舱口盖
受力舱口盖由盖板和一些加强型材铆接而成，它用来代替开口部位的蒙皮、桁条、翼肋或隔框。为了使这种舱口盖能很好地参与受力，它的周缘要用很多铆钉、螺栓牢固地与开口周缘连接。这种舱口盖拆装不便，故多用在不需经常拆卸的部位。
沿开口周缘安装加强构件
其舱口盖通常只用少量螺钉或锁扣来固定。在这种情况下，开口部位原来由壁板传递的载荷，将由加强构件组成的框型结构来传递，舱口盖不传递轴向力和剪流，仅承受局部空气动力，起盖住开口、保持飞机外表流线形的作用。
这种补偿方法，多用在开口不大，而舱口盖又需要经常拆卸的部位。
必须注意，修理这种偿开口部位的构件时，不仅要保持其足够的强度，并且应使其刚度符合原来的要求。因为，载荷是按构件的刚度来分配的。如果修理以后的框型结构刚度不足，结构受力时，经框型结构传递的力应会减小，而沿开口段两边的壁板传递的力则会增大，结果开口段两边的壁板就容易因受力过大损坏；反之，如果框型结构刚度过大，则经框型结构传递的力将比原设计情况的力大，这就会使与框型结构连接的构件受力过大，容易损坏。
1.6.4间接补偿开口
机体的结构中的某些大的开口 (如起落架舱口)，采用直接补偿是不合适的，因，这些地方不可能设置受力舱口盖，而沿大的开口周缘安装加强构件又会使结构过重。所以，这些开口通常是间接补偿。
下面以金属蒙皮机翼为例，来说明在垂直载荷作用下，剪力、弯矩、扭矩在间接补偿开口部位的传递情况。为了使问题简化，假设该机翼在两个翼梁和翼肋1、2之间的上下表面都是开口的（图1- 43），且不考虑开口部位前后缘蒙皮和桁条的传力作用。
剪力的传递
由于开口部位的翼梁是完整的，所以垂直平面内的剪力和未开口时一样，仍由翼梁腹板传递。
弯矩的传递
在不同结构型式的机翼上，间接补偿开口对结构传递弯矩的影响是不同的。梁式机翼的弯矩主要由翼梁承受，上下蒙皮和桁条被去掉后，对结构传递弯矩的影响不大；单块式机翼中，弯矩引起的轴向力，有很大一部分是由蒙皮和桁条传递的，蒙皮和桁;被去掉后，这部分轴向力就要由翼梁缘条传递，因此开口段翼梁缘条的受力大大增加。
原来由蒙皮、桁条传递;轴向力，在开口部位是怎样加到翼梁缘条上去的呢？我们可以取开口部位外侧两翼梁间的一块带桁条的蒙皮abcd（图1- 44）来研究。这块蒙皮的内端铆接在开口边缘翼肋上，两侧铆接在翼梁缘条上，外端则和外段蒙皮、桁条连接在一起，并受到外壁板传来的由弯矩引起的轴向力P。在轴向;作用下，蒙皮abcd有向翼根移动的趋势。由于边缘翼肋受到垂直于它本身平面的力时，比较容易变形，不能可靠地支持这块蒙皮，而翼梁缘条却能对它起支持作用，因而由外段壁板传来的轴向力，便经过蒙皮侧边铆缝，以剪流的形式逐渐传给翼梁缘条，使缘条承受的轴向力逐渐增大。
在开口部位的内侧，翼梁缘条内由于开口增加的那部分轴向力，又以剪流形式逐渐传给蒙皮和桁条，使它们重新与缘条一起受力。
从开口部位的结构传递弯矩的分析中可以看出：单块式机翼的翼梁缘条，在开口部位及其附近，受力要显著增大。因此，在这个区域内，翼梁的缘条的截面积都是加大的（图1- 45）。
扭矩４递
开口部位外侧机翼的扭矩，通过蒙皮以剪流的形式传递给外侧边缘翼肋以后是以力偶的形式传给翼梁的。当组成这个力偶的两个力，分别经翼梁传到内侧边缘翼肋时，由于蒙皮的支持作用，内侧边缘翼肋又要通过铆缝，将这个力偶转变成剪流传给内侧Ｒ砻善ぁ？杉：开口部位的两个边缘翼肋传递扭矩时，它们与蒙皮和翼梁腹板相连的铆钉承受的剪力较大，维护工作中应注意检查。
开口部位的翼梁传递扭矩引起的力偶时，要承受附加的剪力和弯矩。由于附加剪力的作用，腹板各截面承受的总剪力可能增大，所以，开口部位翼梁腹板通常也是加强的。开口部位的翼梁承受的附加弯矩，可通过如图1- 46来说明：图中表示开口部位的一段翼梁，它在两端的附加剪力作用下，有沿垂直平面旋转的趋势，这时，开口部位两侧的翼梁段会产生反力矩来阻止它旋转。
开口段翼梁两端缘降母郊油渚刈畲螅开口段翼梁中间弯矩为零。另外，附加弯矩的最大值与开口部位沿展向的长度有关；开口部位越长，附加弯矩的最大值就越大。
总之，开口部位的翼梁不仅要承受机翼的全部弯矩，而且要承受由于机翼扭转而引起的附加弯矩。因此，开口段翼梁截面上的总弯矩，是这两个弯矩的代数和。
1.7 定位编码系统
飞机定位编码系统用于定位机身上或某些部件上零件的位置。其中机身站位用于沿前后方向（飞机纵轴方向）进行定位；纵剖线用于沿飞机纵向对称面的左、右方向（p向）定位；水线用于上、下（垂直）方向的定位。除此之外，还有襟翼站位、副翼站位等。
机身纵向站位
用距离参考基准面的英寸数进行的编码。参考基准面是一个假想的垂直平面。
机身横向站位（纵剖线或对接线)
平行于垂直中心线的左(右)宽度测量线。
机身垂直站位（水线）
以英寸数为单位度量距水平平面的垂直高度值。该水平平面(基准面)被定位在飞机机身底部下面若干英寸数。
襟翼站位
从垂直于机翼后梁的襟翼内侧面起，向外侧面以英寸为单位测量距离，规定某些距离值为站位号。
副翼站位
从垂直于机翼后梁的内侧面起，向外侧面以英寸为单位测量距离，规定某些距离值为站位号
