模型飛機受力情況和結構原理

1、第五章模型飛機受力情況和結構原理前面我們學習了模型飛機的空氣動力學原理，以及模型飛機的控制等方面的知識。但是，要制作一架模型飛機，僅憑這些，是遠遠不夠的。飛機在飛行時要受到各種各樣的外力，有些力還很大，有可能會對飛機結構造成破壞。因此，飛機結構必須要有一定強度。但是強度又不能太大，否則飛機又會太重，不利于飛行。這就要求模型飛機的結構設計必須在重量 與強度之間找“最佳平衡點”。為此，需要研究飛機飛行時各部分的受力情況，并根據各部 分受力的情況設計具有合適強度、剛度、穩(wěn)定性、重量足夠輕的構件。為此，我們必須從靜 力學、材料力學、結構力學的基本概念開始學習。第一節(jié)力載荷：施加在結構上的力稱為載荷。載

2、荷可按以下三種情況來劃分：1按加載時速度變化情況來劃分（1）靜載荷一一加載時速度變化比較小，即沒有加速度，或者加速度極小。如模型 飛機以穩(wěn)定的姿態(tài)滑翔時作用在模型上的質量力和空氣動力。（2）動載荷一一加載時的速度變化大，如用榔頭敲擊物體。2按載荷的分布范圍來劃分（1）集中載荷一一力作用在一個點上。比如飛機降落時由起落架傳遞給飛機結構的 沖擊力。（2）分布載荷一一以一定規(guī)律或形式分布在構件上的力。如飛機滑翔時分布在機翼 上的空氣動力。3按載荷的作用方式來劃分可分為力、力矩、力偶。內力：構件或物體承受載荷后產生變形，構件內部產生抵抗變形、平衡載荷的力稱為內力。內力可分解為沿構件軸線方向的軸向力和于

3、構件垂直的切向力。應力：單位面積上的內力稱為應力。任何復雜的受力情況都是可以把應力分為垂直于承 力平面的正應力和平行于承力平面的剪應力。應力是衡量物體受力程度的標準。力對物體的作用不僅決定于它的強度，同時決定于它的方向， 因此力向量，向量的圖像表示是具有一定長度和一定方向的線段。第二節(jié)力的合成當幾個力同時作用于某點所產生的效果與另一個單力對該點的作用效果相同，則此單力成為幾個力的合力。合力的求法如下：1 作用在一點上的多個力如果是兩個力作用在一點，則可用平行四邊形法則，三角函數進行計算求出。如果是兩個以上力作用在一點，可把各個力分解在直角坐標系中兩坐標軸上再合成。在物理課中已經學習過，不在贅述

4、。2 作用在不同點上的若干個力的合力求法IIII我們可以用坐標法，將各力分別投影在 X 與Y坐標軸上，（如下圖）求出各力在X軸上的 代數和，及在 Y軸上的代數和，最后將二正交 分力的代數和合成所求的合力。力矩當物體受力的作用而轉動時，必存在力矩。力矩的大小等于力與力臂的乘積,力臂則是轉動中心到力作用線的垂直距離。如下圖所示。M力矩與已知點相對反時針轉動，則該力矩方向為正，反之為負。M = P x b式中：M力矩；P力； B 力臂。 反時針M為正，順時針M為負。根據靜力學可知：一平面力系中所有各力系平面內的任意已知點的力矩的代數和等于 該力系的合力對該已知力的力矩。要使一個平面力系平衡的充分條件

5、是這個力系的合力為0,各力對該平面 內任意一點的合力矩也為0.上面的表述也可以這樣說：一個剛體（或者機械構件）用公式表示為:1PJf1須滿足兩個條件：受到的合外力為0,受到的合外力矩也為0（注意“剛體”和 個概念的差別）要保持平衡，那么必 “質點”兩。如圖所示：第三節(jié)材料力學基礎知識 （一）任何結構在載荷的作用下，如果不損壞，而且不過度變形，適宜的材料做成的，并且具有適當的尺寸。 材料力學就是告訴我們如何對受力作用的結構進 行強度和剛度的計算，以求得這些構件所需的尺寸，并為它們選擇適當的材料。所以說，材 料力學是一門從事構件強度、剛度計算的學科。（一）應力物體受到載荷時多少會發(fā)生變形， 當載荷

6、去掉后有許多材料會恢復原狀， 這種特性叫彈 性。這種材料稱為完全彈性材料。但變形若超過限度則不能完全復原， 此限度稱為彈性極限。 材料發(fā)生變形時，內部會產生抵抗外力的力，叫做內力。單位面積上的內力稱為應力。則我們說它們是由兩個大小相等方向相反的力P分別作用在桿的兩端，處于平 衡狀態(tài)。如圖所示?，F假設將此桿 沿虛線處切斷并任選一段， 如左段,因為這部分桿在切斷前本是平衡的，所以必有力拉它，此拉力的大小等于P,方向向右。也就是外力與切開的面內力作用下處于平衡狀態(tài)，根據平衡條件，就可以由已知力確定切開面上的內力，確切地說確定內力的合力大小。2拉(壓)桿的應力由上圖得知桿的左段的平衡條件是：內力平衡外

7、力，二者相等。設A代表桿的截面積，分布在截面上的內力與此截面積的比值就是桿的應力。(T A - P(chui) = 0( Rchui)是P垂直于截面的分力)(T = P (chui) /A桿件受外力作用產生的應力方向如與截面垂直則稱為正應力。如不垂直，如下圖所示，以P內力方向為例，與桿軸線夾角為a,則正應力為：T = P cos a / A3剪應力如上圖所示：平行截面的單位面積內力叫剪應力，用T表示。平行截面的 剪力=tX A(A為截面積)。(二) 變形前面已講過，物體在 外力作用下回發(fā)生變形，在外力終止時能完全消失的變形叫彈性變形。否則會殘留而永久變形。在設計時，要求物體所承受的外力，不致使

8、物體產生永久變形。由于載荷的形式不同，變形的形式也不同，按性質分為如下幾種。1拉伸變形材料在拉伸時不僅產生伸長，而且隨之產生橫向變星材料受理后，單位長度的伸長稱為應變。用字母 £表示。£ = (L-L o)/L 0 = L/ L 02剪切變形前面已經講過，如在一個桿件上作用著大小相等、方向相反，而且垂直桿件軸的彼此非?？拷膬蓚€力 Q,即剪力，則會在桿件上產生剪切變形。如鉚釘受剪切力時，取受 剪切變形的中間層部分投影放大，如下圖所示。3扭轉變形 在一圓柱表面上等間距地畫上縱線與圓周線，形成一些列大小相同的矩形格，女口圖所示。然后在圓柱的兩端垂直于軸線 的平面內，對圓柱施加一

9、對方向相反的力矩 根據試驗圓柱受到扭轉時產生下列情況：(1)所有原平行于圓柱軸線的縱線都轉動了一角度丫。而在圓柱外表面畫的矩形格變成了平行四邊形。(2)各圓周線的形狀不變，而是相鄰的兩個橫截面相對轉動了一個角度厶丫。（3）相鄰的橫截面的距離及原來直徑形狀在扭轉變形后未改變。所以軸的扭轉實際上產生了剪切變形。4彎撓變形各種梁受力都會彎曲，如圖所示。彎曲后的變化如下：線ab、cd仍將保持直線，說明橫截面未改變。（三）材料拉伸時的力學性能（1）彎曲后一邊被壓縮 而縮短，另一邊被拉伸。（2）垂直于軸線的兩直材料的力學性能可由試驗得出，隨著對試件加載荷 P的增加，試件逐漸被拉長，試驗段的伸長量用 L表示

10、，試驗一直進行到試件拉斷為止。繪出載荷P與伸長量厶L之間的關系曲線，即試件被拉伸時的 P L拉伸圖，但拉伸圖曲線不僅與試件的材料有關，而且與 試件的截面尺寸，長度有關系。試件截面積越大，將其拉斷所需的拉力也越大，試件越長， 伸長 L也越大，所以，用試件拉伸曲線不能客觀的反應材料的拉伸性能。為了消除試件截 面尺寸的影響，采用單位面積上的應力c表示材料受力程度；以單位長度的變形即應變&來度量材料的變形程度。這樣可以與各種不同的材料作比較。c = P/ S & = L/L式中：P 載荷；S 試件截面積； L加載后材料的伸長量； L 試件試驗段長度。這樣，利用材料在試驗中得出的應力與應

11、變的關系繪出的曲線來表 示其力學性能，這樣的曲線就是應力圖。右面是一般金屬材料 的應力一一應變曲線圖。加以分析，以便了 解材料的性能。1. 正比階段從應力圖上應力一一應變曲線可知0A段是一條直線，說明材料受力時應力與應變成正比關系。正比階段最大應力點 A叫做材料的比例極限， 用c p表示。直線0A的斜率tan a = C / £所以 c =E X £這個關系式稱為胡克定律：材料受載荷時，在比例極限內應力與應變成正比 關系。式中的E稱為彈性模量或者彈性系數。從式子中可以看出， 變形L與載荷P和物體的長度L成正比，與截面積S和彈 性模量E成反比。2. 彈性極限C e彈性極限是使

12、材料只產生彈性變形的最大應力值，用Ce表示。 材料達到彈性3.極限之前遵守胡克定律。屈服點在載荷超過彈性極限后，到達C點后應力幾乎不變，試件的變形卻急劇增大，這種現象稱為屈服。應力與應變不再保持正比關系。是材料發(fā)生顯著伸長時的應力稱為屈服點。（四）容許應力與安全系數1. 容許應力材料在使用時所容許承受的最大應力，也就是在構件強度和耐久性得到保證下 的最大應力，用c表示。2. 安全系數為了結構的安全，容許應力應比彈性極限或屈服點小，其比值用安全系數f表示。f= c s /c 安全系數太小不安全，太大又浪費材料，特別是在航空器上。一般視具體情況而定。 f在交變載荷和沖擊載荷下比靜載荷時要大。一般機

13、件為1.5-2，受沖擊部分為3。第四節(jié)應力分析（一）拉伸桿件應力計算：如圖所示，計算其斜向吊纜及 撐桿AO的應力。首先求出纜繩及撐桿受到的內 力，利用平衡方程，設纜繩張力為T ,其截面積為10 mm ;撐桿的截面積為 30 mm ；其在O點的反力為V （垂直） 及水平分力為 H，利用平衡方程列下 式：工 Y0 = Tsin45° + V -200-500= 0工 X0 = H - Tcos45° = 0工 M0 = - 500 X 2 - 200 X 1+ T sin 45° X 2=0從式解得：T = 848.5牛 代入 式得：H - Tcos 45°

14、= 0H = T cos45° = 848.5 X V2/2= 600 牛由此得：纜繩應力c = T /10 = 84.85牛/毫米2撐桿應力c = H/ 30 = 600/ 30 = 20牛/毫米2從機械設計手冊或材料手冊中查相關表得知：35鋼圓桿最大強度為 500-650牛/（二）圓筒容器計算毫米2,飛機鋼索最大抗拉為1700牛毫米2，比較得出纜繩與撐桿能承受住所承載荷。如圖所示：設筒內壓力為 P牛/cm2 , 壁厚為t，半徑為r，桶長為L0 ,壓力作用在 縱截面下半部分的外力為：筒壁抵抗拉力的內力：P= 2r X LX p外力與內力是平衡的，所以P= P由此得：2r X LX

15、P= c X 2LX t求得筒壁應力c = pr/t由上式可以看出，筒壁所承受的應力與桶內的壓力及半徑成正比，與壁厚成反比。（三）球形容器的應力計算如圖所示：設球形容器內的壓力為p牛/厘米2,球半徑為r、壁厚為t?，F用一平面通過球心任意截取一半球來分析。球內壓力作用在半球的合力:P = 3.14r 2 P球壁受力后產生的內力：P ' = 2 3.14rt d式中：d球壁承受的應力；2 3.14 t承受外力的截面積；以上內力與外力處于平衡狀態(tài)，即：P = P所以：2 3.14rt d = 3.14 r 2 p于是得：d = pr/2t結論：（1）比較圓筒形與球形容器的受力情況，由上式可以

16、看出，如兩種容器所受壓力p,容器半徑r,材料壁厚t相同，則d = 2d .這就是說：在用相同材料制作的情況下,不影響應力d,而球形容器要球形容器所能承受的壓力比桶形容器大一倍，或者壁厚可以做的薄一些。（2）欲使容積增大, 裝油或氣，多用桶形容器，因桶形容器延長筒長增加體積后, 加大體積，必須增加半徑 r,半徑增加，則其應力必增大。（四）剪應力計算1 丨1 P«-r1 )1現以雙面鉚板件為例，如下圖：設每半個連接部分的鉚釘數為n,則每個鉚釘受力為 p/n .圖中所示為雙 切鉚接，因鉚釘剪切同時發(fā)生在兩塊板的 面上，所以剪切面積等于鉚釘面積的2倍。每個鉚釘的截面積 F為：F= 3.14d

17、2/4式中：d每個鉚釘的截面積所以鉚釘上的剪應力為：T =P/ （2nd 2 X 3.14/4）= 2P/3.14nd 2鉚釘承受的擠壓應力 d（由n個鉚釘承擔）為:d = P/nd S式中：d 每個鉚釘的直徑； S中間板厚度。t兩鉚釘之間的距離中間板承受的拉應力為：d = P/n（t-d） S第五節(jié)（五）圓軸扭轉的應力分析我們常見的傳動軸是圓截面，有實心或空心的。它們受到扭轉時，相鄰橫截面間會發(fā)生相對錯動，即產生剪切變形。現以圓軸為例，簡單介紹扭轉力是怎樣產生的。假定軸是由一系列很薄的圓片組成的。如果給軸施加一個扭轉的力矩后，這些圓片之間就會發(fā)生錯動，從而產生剪切力，以抵抗外力對軸的扭轉?？?/p>

18、見，軸內部的扭轉應力，其實質就是剪切力。那么軸內部剪切力的分布情況怎么樣？從上面的例子可以想象，當軸扭轉后，越靠近軸的表面，組成軸的每一個圓片之間的滑動程度越大（即剪切應變越大）。而剪切應力和剪切應變是成正比的。也即：圓軸截面的扭轉剪切應力T大小沿半徑的大小而變化，離軸心越越遠，剪切力越大。圓心處剪切力為0。正是因為這個原因， 軸類零件一般都是空心的薄壁圓管。薄壁空心軸(厚度W 0.1軸半徑)的最大剪切應力和和扭轉力矩之間成如下關系：t = T/2 X 3.14 X Rt式中：T 軸表層的剪應力(即最大剪應力)；T軸受到的扭轉力矩；R 軸半徑； t 薄壁空心軸厚度。從上式可以看出，如果空心軸半

19、徑R越大，軸能承受的扭矩越大。 在設計軸時，根據此式計 算剪應力，應該小于所用材料的允許剪應力?，F代飛機和模型飛機的機翼前緣采用D型盒結構的原因就是這種結構可以提高抗扭的剛度，重量又輕。(六) 梁的彎曲工程上承受彎曲的構件叫做梁。根據受力情況的不同，梁分為以下三類。普通 梁：梁的兩端各有一個鉸接支點。如房梁。懸臂梁：梁的一端固定，另一端為自由端。飛機 的機翼就是懸臂梁。外伸梁：在梁的一端及梁的兩端中間任意處另有一鉸接支點，如裝有斜撐的機翼。1.梁的剪力和彎曲力矩。為了了解梁受力后各截面所產生的內力情況，就必須先求出各截面所 受的外力(剪力及彎曲力矩)?，F舉例說明：例一： 如圖所示，為以普通梁上

20、在距 離兩端等距離d處作用兩個相等的載荷 P。根據平衡方程：刀Y= 0 (設AB 為X軸，A為原點)Ra + Rb = 2P。( FA和Rb為 兩端的反作用力)，因載荷在梁上為對稱，RA和 Rb也對稱，所以：Ra = Rb= Po?，F求距A點X距離的任意截面1-1處的剪力和彎曲力矩。截面1-1處的剪力Q= FA-P ,所以：Q= RA-P= P-P= 0。I-I截面的彎曲力矩M為：M= FA X- P (X-d )= PX- PX+ Pd = Pd例二：見右圖，為一懸臂梁，作用著均勻向上的分布載荷，設梁長度為L,每單位長度的分布載荷為q,求原點O到A端任意面處的剪力與彎曲力矩。根據平衡方程：刀

21、Y= 0所以固定端的反作用力： R= q X L 現求距O點X處的剪力及彎曲力矩。X 處的剪力：Q = -q (L-X)當 X= 0 時，Qnax= -qL。X 處的彎曲力矩：Mk =q(L-X) (L-X)/2= q/2(L-X) 2當 X= 0 時，Mmax= qL2 /2從以上兩例可以得知：(1) 剪力：作用在某一邊梁上的所有外力的代數和為這個截面上的剪力。（2）彎曲力矩：作用在斷面一邊的所有各外力對該截面的力矩代數和為該截面的彎矩。2.剪力圖與彎曲力矩圖因梁的橫截面上的正應力與剪力分別于彎矩 M和剪力Q的大小有關，為了找出最危險的 截面（即最大應力的截面），所以必須知道在梁的全長度內

22、M和Q的變化情況。 為更明確起 見，我們把M及Q值沿梁長度的變化用圖解表示出來。這種圖叫做剪力圖和彎矩圖。右圖是受到分布載荷的懸臂梁的剪力圖和彎矩圖：3. 以上部分我們學習了在外力作用下，梁承受的剪力和彎矩的分布規(guī)律。 那么，對于一個梁而言，它在受到剪力和彎矩 的時候會產生怎樣的內力？內力在梁內部的 分布情況怎么樣？梁能否承受外力施加的彎 矩和剪力？怎樣用最少的材料制造強度最大 的梁？帶著這些問題，我們繼續(xù)學習一一梁的 彎曲及彎曲時產生的應力。梁受到P力后，載荷P與產 生的剪力Q形成彎曲力矩（在截面處）。因梁原是平衡的，而彎曲力矩使梁上部拉伸， 下部受到壓縮，所以上邊必產生拉應力與下邊產生 的

23、壓應力形成順時針力偶矩來抵抗彎曲力矩達到平衡。梁彎曲時截面受力由拉伸過渡到下邊的壓縮必有一中性層既不受拉伸也不受 壓縮。也就是說距中性層越遠受到的拉應力或壓應力越大，中性層由于沒有變形所以沒有正應力。這一規(guī)律也可以解釋梁受到彎曲時總是上下表面首先損壞。也說明了為什么工字梁 是一種既省材料又堅固的構件。因為大部分材料集中在拉應力和壓應力最大的上下部分。既然梁的上下表面受到的正應力最大，所以在設計梁的時候需要進行計算，以 確保梁上下表面受到的正應力小于該材料的強度極限。梁受到的彎矩 M與在梁上下表面產生的正應力b之間的關系：c = M/WX（式中WX為抗彎系數。只與梁橫截面的幾何形狀有關，可以計算

24、求出，也可由工程手冊查到不同截面形狀的WX值。）不同截面形狀的梁抗彎系數計算公式如下：長方形：W = bh2式中：b 梁的寬度；h 梁的高度。圓管：W = 3.14 （ D-d4）/32D式中：D圓管的外徑；d圓管的內徑；三角形：W = bh2/24式中：h三角形的高 b三角形的底寬。結論：由前面分析得知，彎矩越大梁承受的應力越大，橫截面上距中性層越遠處承受 的應力越大。所以梁要加大橫截面上下層的面積，接近中性層的部分受力最小，故可去掉多余部分。如工字鋼和口型鋼。外力形成的彎矩系由正應力構成的內力矩來平衡。為此增加梁的高度等于增加了內力臂，也就可以承受更大的彎矩。如模型飛機的翼梁，在保證翼型的

25、前提下盡可能加高梁的高度，并在梁的上下部分貼上碳纖維。4. 剪應力梁在彎曲時不但要承受正應力，梁橫截面和梁的軸向還要受剪應力，越靠近中性層，剪應力越大（成拋物線型）。因此模型飛機機翼梁腹板主要用來承受剪應力。（七）穩(wěn)定性細長的桿，管子，圓桶薄殼，飛機蒙皮等在承受壓力時的損壞，不一定是由于應力達到了材料的強度極限，而是由于壓力超過一定值后，不能保持它的形狀， 而出現了不穩(wěn)定現象引起的。比如，外形光滑，完整的易拉罐，可以承受很大的軸向壓力。然而，一旦 易拉罐桶壁上出現凹痕，很小的壓力就可以把它壓癟。因此，提高構件的穩(wěn)定性極為重要。比如在制作模型飛機時，凡是薄板結構開孔，開槽處，必須加緣條或框架加固

26、。在薄板四周 加緣條，卷邊的辦法提高穩(wěn)定性。第五節(jié)模型飛機的外在載荷模型飛機的結構強度是根據作用在模型飛機上的外在載荷而決定的。所以在本章我們研究在飛行過程中受到的外在載荷，為結構設計提供依據。（一）平飛P。并假設以上各力都通過飛機的重心，如圖所*3 £|応飛機在水平飛行時除受重力外，還受到其他的力，以維持飛行。這些力是：飛 機的重力G,升力L0，阻力Do,螺旋槳拉力 示。為了使飛機能以等速水平 飛行，飛機所受到的力必須平衡，即作用 力的總和等于0。所以，P=D>, Lo=G0。女口 果P不等于Do,雖然能維持平飛，但飛行 速度必然會有所改變。如果Lo不等于Go， 則不能保持平

27、飛，飛信個高度不是增加就是降低。任何一種情況都會使飛機進入曲線飛行。 故平飛時Lo也必須與G相平衡。從空氣動力學得知：Lo= 1/2 CSp V式中：C水平飛行時的升力系數；S 機翼面積；P 空氣密度。同一飛機在同樣高度水平飛行時，G s、p都不變，因而平飛所需速度的大小只與升力系數有關，即與迎角有關。因此，如果我們要增加平飛速度V,就必須減小迎角使升力系數減小，反之要使平飛速度減低，必須加大迎角，從而加大升力系數，使飛行速度降低°*禮握曲乍屮心（二）曲線飛行在垂直平面內作曲線運動的飛機，設其飛行路線的曲率半徑為r，則它所受的力同樣有： G L、D、 P,如圖所示：所不同的是他們并不

28、平 衡，各力的總和并不等于 o。根據高中物理課“圓周運動”中所學的知識，可以得到：L-Gcos 0 = mV/r,由于m= G/g。所以升力為：L = GV/gr +Gcos 0o式中：V 飛行速度；r 曲率半徑；g重力加速度 由上式可看出，在垂直平面內作曲線飛行時，飛機機翼產生的升力并不等于飛機 重力，而且會遠遠大于重力。這就使得在設計飛機機翼結構時，必須進行詳細計算，并保證 強度。否則飛機在作特技動作時就會折斷機翼，導致嚴重事故！升力與飛機重力比值較過載，也稱載荷因數，用ne表示。即：ne=L/G(三)轉彎時的受力情況水平飛行時，升力L=G,但轉彎中LM G這樣轉彎時，所有作用在飛機上的

29、力在垂直方向的分力之總和應等于0。如圖所示：ne最大約為4-5。第六節(jié)對機翼結構的基本要求(一) 結構要求(1) 要有足夠的強度和剛性，在飛行范圍內要能保持機翼的形狀，以免影響 空氣動力性能；(2) 重量輕；(3) 機件連接方便；(4) 生存力強，可以在簡易跑道起降。有一定抗摔能力。(5) 成本低，維護方便；(二) 機翼的平面形狀(1) 長方形：這種機翼因外形簡單，便于制作。長方形機翼的飛機橫向穩(wěn)定性 和操縱性在各種迎角下都好，特別在臨界迎角時，翼尖下洗角較大，使其有效迎角減小了， 不易失速。但有以下缺點：ao翼尖渦流大，誘導阻力大，翼梢如用圓角可改善啟動性能。 b .由于升力展向分布性質，機

30、翼要承受較大的彎曲力矩。C.材料不能合理利用(翼梢部分尺寸過大)，質量較大。(2) 橢圓型機翼：從氣動力的觀點看，橢圓型最好，沿整個翼展迎角相同，誘 導阻力最小。而且機翼承受彎矩情況較好，但在制作和構造上較復雜。(3) 梯形機翼：梯形比(翼根弦長 /翼梢弦長)越大越有利，因同樣展弦比的 梯形機翼，梯形比越大，則彎矩越小，同時越近翼根翼弦越大，機翼厚度也越大，使機翼根部的抗彎系數比較大，從而可提高機翼根部的強度。（三）機翼的受力情況機翼按照受力情況，可視作懸臂梁。其受到的載荷產生以下幾種力,即剪力、彎曲力矩和扭矩?，F分述如下：（1）剪力任何一段機翼上總有內在的剪力，上外力的總和。機翼上的剪力分布

31、情況是:逐漸增大。最大剪力發(fā)生在翼根的截面上。（2）彎曲力矩彎曲力矩作用。其值等于該段機翼受力總和乘上力臂 （即機翼截面處到該段機翼所受合力的作用點之間 的距離）。最大彎曲力矩發(fā)生在翼根處。機翼彎矩圖 如下所示。小結：因此機翼大梁靠近翼根的地方需要較大強度，越靠近翼尖，機翼大梁受力越小，所需的強度也越小。（3）扭力在飛行中機翼受到彎曲力矩的作用，還要受到扭力。由于機翼上升力的作用點和機翼重力作用點并不重合，他們會形成一個力偶，對機翼產生扭曲的作用。如圖所示：這個扭曲作用對機翼具有很大的危害，應該避免。具體措施是機翼前半部分采用全蒙板結構，使之形成具有良好抗扭曲作用的“ D'型盒結構。第七節(jié)機翼的結構形式機翼在承受剪力，彎曲力矩和扭力時的作用像一根懸臂梁一樣，其一端固定在機身上。 因此它的構造應按照能傳遞剪力， 機翼結構還必須具有足夠剛性， 用上下梁之間的腹板來解決）整體結構機翼構造簡單，彎曲力矩，扭力來計算，同時為了保證翼剖面形狀不變形,