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’帶中央翼時與機身對接處的傳力分析
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雙梁單塊式機翼有時分成幾段，然后通過分離面連接接頭連成整機翼。機翼一般在中央翼與機身側邊交接處通過接頭與機身對接，機翼上的剪力 、扭矩 "和反對稱彎矩就由這些接頭傳給機身。一般來說這類對接主要是靠四個（也可多于四個）鉸接接頭即可實現力的傳遞，但實際上一般總還有其他輔助連接。這些鉸接接頭可以是空心銷（如運  %&飛機）、對接螺栓或是角盒
（%）剪力。剪力由前、后梁腹板傳到對接接頭處，通過接頭傳給機身加強框。
（’）彎矩。雙梁單塊式機翼彎矩由上、下壁板承受。
對稱彎矩：左、右機翼壁板上的軸力將進入中央翼壁板，在中央翼段自身平衡。
"反對稱彎矩：現若假設某中央翼除長桁外還有前、后梁。則反對稱彎矩引起的軸力將先由蒙皮受剪，集中到梁的緣條上；進而由梁的腹板受剪。將展向剪流轉換成兩個垂直剪流，加到側邊加強肋上，通過側肋傳給對接接頭，最后傳給機身。為了避免中央翼的長桁受壓總體失穩，一般在中央翼內須要布置翼肋，對長桁提供支持。
扭矩。對稱扭矩沿翼箱閉室傳到機身側邊后，由側肋將一圈剪流轉換成一對大小相等、方向相反的剪力，并就在機翼一機身對接接頭處傳給機身，對中央翼結構受力無影響。但若為反對稱扭矩，則將進入中央翼箱，在中央翼內自身平衡。
二、根部連接和結構布置變化對機翼受力的影響
前面所述直機翼的傳力分析都是以平剖面假設為基礎的，即是在工程梁理論基礎上進行的。但實際上，由于種種原因，在機翼根部區的真實情況往往與平剖面假設不符，此時按工程梁理論分析的結果將與實際情況有明顯差異（如下面提到的限制扭轉問題，還有后掠機翼的根部后掠效應等問題），必須進行修正。
此外，在某些機翼根部，因結構的受力特點與支持情況不完全一致，或由于結構布置的變化，例如幻影  根部由多墻式轉成梁式；又如全動平尾由單塊式在根部轉成單梁（即轉軸）式受力（見第五章），此時在機翼的根部區域或變化區存在結構參與問題。下面我們將從物理概念出發，對這些問題做定性分析。詳細的數值計算應該用有限元素法進行，考慮到后掠機翼和三角機翼的受力有一些特點，在現代機翼中又用得較多。
%(機翼根部的限制扭轉
有一矩形的盒段，在它的兩端面上施加了扭矩 "。
由于上、下、左、右各板的剪切變形會引起不同的縱向位移，致使端面發生翹曲。機翼在扭矩作用下與此情況類似，若機翼為自由扭轉，其兩端面也會產生翹曲。但實際上在機翼一機身對接處，由于機身隔框（或中央翼）在機翼展向剛度大，故對機翼根部剖面由翹曲引起的展向變形有所限制。因此機身（或中翼）必然對外翼附加了一組 •%*)•
 
力，它將使翹曲變形減小。這組力必定是自身平衡的，屬一種附加的次應力，它改變
了機翼按工程梁理論求得的自由扭轉情況下的應力分布。機翼的實際應力應等于自
由扭轉時的基本應力和限制扭轉附加的次應力之和。
次應力的分布規律可應用圣維南原理說明。由于限制扭轉時的正應力是一組自
身平衡力系，必定會在一定范圍內產生影響。但次應力沿展向很快衰減，呈雙曲函數
分布，影響區長度約為（ "）%（ %為翼箱寬度）。在一次近似中可看做直線變化。
需要指出的是，機翼的扭矩一般傳到機翼一機身對接接頭處（通常在機身側邊）
就全部傳給機身，因而不會作用到處于機身內部的中央翼盒段上。但由固定端的限
制扭轉產生的附加次應力卻會作用到中央翼盒段上，應力分布情況與外翼類同。此
外，實際上機翼根部的固定端，即中央翼盒段或機身結構并非絕對剛硬，而是彈性支
承，因而它對機翼根部剖面翹曲的限制將有所減弱，次應力的數值也相應地有所減
小。
薄蒙皮單梁直機翼在根部與機身為三點連接（鉸接接頭有一組耳片，固接接頭為
上、下兩組耳片，共三組），因三點不可能提供一組自身平衡力系，所以單梁式直機翼
不存在固定端的限制扭轉作用，機翼盒段處于自由扭轉狀態。
&多梁單塊式和多墻式機翼的根部只有幾個集中連接接頭與機身側邊相連時的
結構參與問題
多梁單塊式機翼或多墻式機翼的結構特點是：彎矩引起的軸力是由整個翼盒的
壁板或厚蒙皮承受的。若帶中央翼時，對稱彎矩引起的軸力將在中央壁板上自身平
衡。但有些情況下，總體布置不允許布置中央翼，而只能通過幾個集中接頭傳給機
身，此時就存在如何將沿壁板寬度上分布的軸力集中到與集中接頭相連的縱向構件（如梁的緣條）上的問題。
還應指出，當單塊式或多墻式機翼在某剖面以內要轉成梁式（例如，由于有大開
口），那么在它們的分界處附近，也會出現類似上述的結構參與問題。關于開口問題，
下面我們還將作為一個重點詳細討論。
第五節 ’后掠機翼和三角機翼的受力特點
一、后掠機翼的傳力分析
后掠機翼的結構特點和受力特點
的受力特點隨著飛機飛行速度的提高，出現了后掠機翼，它可以有效地改善飛機
在跨音速飛行時的氣動特性。但在結構設計方面，與直機翼相比，由于后掠的影響，
出現了一些新的問題。
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（）剛度特點。當后掠機翼的展長以及順氣流剖面的弦長與直機翼相同時（此時機翼面積、展弦比、梯形比等參數均保持相同），后掠翼真正的結構長度增加了（可近似認為機翼外伸段的長度由直機翼的 "增加到 "  %&’），而垂直于構造軸線的剖面的弦長減小了，此外，高速飛機為了減小波阻，往往采取薄翼型。所以后掠機翼比相應的直機翼將更為細、長、薄，致使它的彎曲剛度、扭轉剛度都比直機翼差。為了達到同樣的剛度要求，機翼結構重量一般
（(）變形特點和副翼反效。這樣當后掠翼受到向上作用的載荷，產生向上的彎曲變形時，順氣流剖面 )*上，后緣點 *的撓度比前緣點 )的撓度大，即各順氣流剖面將因彎曲而產生附加的低頭扭轉變形；反之當載荷向下作用，機翼產生向下的彎曲變形時，則將產生附加的抬頭的扭轉變形。其二，我們知道，當為了使一側機翼升力增大而向下偏轉副翼時，將產生向上的附加升力 +。因其作用點位于翼剖面的剛心之后，由于 +的作用引起機翼扭轉，使迎角減小。這一迎角變化必然產生附加氣動力 +,，+,與 +方向相反，使副翼效能降低。對后掠翼來說，剖面的迎角不僅因機翼的扭轉變形而改變，還要因為彎曲變形而改變，加劇了上述問題的嚴重性，將使副翼的效率明顯降低，到一定的飛行速度時，可能會完全抵消副翼操縱的作用（若 +, -+時），甚至出現相反的效果（若 +, . +），此即“副翼反效”現象，這種現象在飛行中是不允許出現的。
　
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