飛機構(gòu)造基礎(完整課件)

《飛機構(gòu)造學》主講教師:趙熹趙熹飛行器制造專業(yè)、博士、碩士生導究方向；輕質(zhì)高強韌鎂、鋁合金精密成形與改性目前主持省部級項目1項，承擔國防973一項，參與國家級項目7項，發(fā)表文章8篇，SCI收錄3篇，EI收錄2篇，授權專利4項。歡迎同學們報考飛制專業(yè)研究生！我們?yōu)槭裁匆獙W習《飛機構(gòu)造學》：隨著航空事業(yè)的飛速發(fā)展，飛機結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)越來越復雜對強度、剛度、穩(wěn)定性提出更高的要求，近年來空難事故的增加，提示我們要學習好飛機結(jié)構(gòu)的基礎知識，將來為航空事業(yè)做出貢獻！學習重點：飛機結(jié)構(gòu)、飛機液壓系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)、操縱系統(tǒng)、座艙環(huán)境系統(tǒng)。

定位：《飛機構(gòu)造學》是飛行器制造工程專業(yè)的一門專業(yè)必修課。該課程的目的是讓學生掌握飛機的基本原理、構(gòu)造，具有進行飛機結(jié)構(gòu)分析的能力，了解飛機構(gòu)造的國內(nèi)外發(fā)展動向，為學生將來的學習和工作奠定基礎?？己朔绞剑òㄗ鳂I(yè)、測驗、考試等及其所占比例）本課程為考試課，考核方式為平時成績和期末考試。課程總成績平時占20%（包括出勤率、作業(yè)和隨機問答），考試占80%。

第1章飛機結(jié)構(gòu)

1.1概述

我們通常講的飛機是什么？

什么是固定翼飛機？

固定翼飛機組成：機身、機翼、安定面、飛機操縱面、起落架

直升機：機身、旋翼、減速器、尾槳、起落架

所謂固定翼飛機是指飛機的機翼位置、后掠角等參數(shù)固定不變的飛機；現(xiàn)代一些超音速飛機，在以低速飛行時，為了得到較大的升力，機翼伸展較大（后掠角較?。?，在飛行中隨飛機速度增大，后掠角可以改變加大，這就不再是固定翼飛機了，典型的是直升機，和旋翼機，沒有固定的機翼；

艦載飛機為了減少停放時占地面積，將機翼折疊；但飛行中機翼不能出現(xiàn)折疊動作的，或改變角度的，仍屬于固定翼飛機。

目前民航客機都屬于固定翼飛機固定翼飛機或定翼機常簡稱為飛機，是指由動力裝置產(chǎn)生前進的推力或拉力，由機身的固定機翼產(chǎn)生升力，在大氣層內(nèi)飛行的重于空氣的航空器。當今世界的飛機，主是固定翼飛機。后掠翼使作戰(zhàn)飛機的最大速度提高很快，但低速時氣動效率低，升力較小。事實上，人們既希望飛機有很高的速度，又希望起降速度低，減少起降距離。解決這一問題的辦法之一是使機翼的面積和形狀可變，這就是可變后掠翼。

另有一種變后掠翼飛機，即機翼后掠角在飛行中可以改變的飛機，也屬于固定翼飛機。米格-23戰(zhàn)斗機、圖-160戰(zhàn)略轟炸機，以及歐洲的“狂風”和美國的F-14戰(zhàn)斗機、B-1戰(zhàn)略轟炸機都是變后掠翼飛機?？勺兒舐右淼囊徊糠只蛉靠汕昂笃D(zhuǎn)，在向前偏轉(zhuǎn)時，后掠角減小，展弦比增大，因而升力增加；向后偏轉(zhuǎn)并收起時，后掠角增大，升力和阻力都減小。這樣飛機通過改變機翼后掠角，使機翼面積和展弦比發(fā)生變化，適應了起飛和著陸階段以及高速飛行階段對升阻比的不同要求。變后掠翼飛機在起飛和著陸時，機翼是展開的，而在高空巡航飛機時，機翼是收攏的。固定翼飛機的機體組成

機身、機翼、安定面、飛行操縱面和起落架其中安定面和飛行操縱面在這里主要指的是尾翼尾翼是用來平衡、穩(wěn)定和操縱飛機飛行姿態(tài)的部件，通常包括垂直尾翼（垂尾）和水平尾翼（平尾）兩部分。垂直尾翼由固定的垂直安定面和安裝在其后部的方向舵組成，水平尾翼由固定的水平安定面和安裝在其后部的升降舵組成，一些型號的飛機升降舵由全動式水平尾翼代替。方向舵用于控制飛機的航向運動，升降舵用于控制飛機的俯仰運動。

機身：裝載。

機翼：產(chǎn)生升力。尾翼：使飛機具有操縱性與穩(wěn)定性。

起落架：起飛、著陸、滑跑用。飛機的基本構(gòu)造機翼垂直安定面水平安定面副翼襟翼升降舵方向舵前緣襟翼飛機的基本構(gòu)造1.2飛機載荷

1.2飛機載荷載荷：飛機在起飛、飛行、著陸及地面停放等過程中，作用在飛機上的各種力外載荷：重力、升力、阻力、發(fā)動機推力以及飛機在著陸、地面滑行和停機時地面的反作用力一、平直飛行情況此時Y=G,P=X這種情況的外載荷特點是：作用在飛機上的升力等于飛機的重量，即(Y/G=1)。二、俯沖拉起情況這是一種常用的在垂直平面內(nèi)作曲線機動飛行的情況。作用在飛機上的外載荷有：Y、P、X、G

以及質(zhì)量慣性力Ny。設飛機的速度為V，航線的曲率半徑為r，則法向（y向）加速度為離心慣性力為圖3-3俯沖攻擊后拉起時的受載情況飛機的動平衡方程為由此可見，曲線飛行時，Y是G的ny倍。用ny表示Y/G，則該升力與重力之比值稱為過載系數(shù)，簡稱過載。當飛機在弧形航線的最低點，即

=0(cos

=1)時，其過載系數(shù)達到最大值圖3-3俯沖攻擊后拉起時的受載情況俯沖拉起情況三、進入俯沖情況飛機在此情況下視V與r的不同情況，ny可以為正，也可以為負，還可以為零。四、垂直俯沖情況圖3-4進入俯沖情況飛機在此情況下Y=0，ny

=0在x方向可能存在過載nx=(T-X)/G=(Nx–G)/G五、等速水平盤旋情況這是飛機機動性能的主要項目之一，此時的受載特點為盤旋傾斜角

越大，ny越大。當大坡度盤旋

=75°~80°時，ny=4~6。盤旋時水平方向的過載為當

=75°~80°時，nh=3.7~5.7。六、垂直突風（陣風）情況垂直突風是各種突風中的最嚴重情況。當飛機處于直線水平無側(cè)滑飛行時，遭遇到一個確定形狀和強度的孤立垂直陣風u，由于飛行速度V0

遠大于陣風速度，可以認為飛機仍以速度V0相對空氣運動，只增加機翼迎角

。升力增量

Y為又因垂直突風情況則飛機平飛時遇突風過載ny為式中

Cy—升力系數(shù)增量；

—迎角增量；

Y0

—飛機原平飛升力；u

—垂直突風速度；

Cy

—升力線斜率；

H

—飛行高度H上的空氣密度；

p=G/S

—翼載荷；

K

—垂直突風衰減系數(shù)。當垂直突風來得愈突然（擾動氣流影響區(qū)L愈?。?，V0愈大，K值就愈接近于1。在暴風雨中飛行時，u可達40m/s，將產(chǎn)生較大的過載。除此之外，周期性突風還將引起振動而產(chǎn)生疲勞，同時產(chǎn)生附加的振動過載。飛機的過載飛機重心的過載一、過載的基本概念在曲線飛行中，作用于飛機上的升力經(jīng)常不等于飛機的重量。為了衡量飛機在某一飛行狀態(tài)下受外載荷的嚴重程度，引出過載(或稱載荷因數(shù))這一概念。過載系數(shù)除重力外，作用在飛機上的某方向上所有外力之合力與當時飛機重量之比值，叫過載系數(shù)。由上面定義可以看出，過載系數(shù)是一個矢量，用符號n表示．它在機體坐標軸系三個主軸方向的分量如圖

什么是飛機的重心過載？什么是飛機升力方向的過載？作用在飛機某方向的除重力之外的外載荷與飛機重量的比值，稱為該方向的飛機重心過載。飛機在升力方向的過載等于飛機升力與飛機重量的比值.過載的定義

作用在飛機某方向的除重力之外的外載荷與飛機重量的比值，稱為該方向的飛機重心過載，用n表示。飛機在Y軸方向的過載，等于飛機升力（Y）與飛機重量的比值，即

飛機在X軸方向的過載等于發(fā)動機推力P與飛機阻力X之差與飛機重量的比值，即

飛機在Z軸方向的過載等于飛機側(cè)向力（Z）與

飛機重量的比值，即飛機在飛行中，Y軸方向的過載往往較大，它是飛機結(jié)構(gòu)設計中的主要指標之一，飛機的結(jié)構(gòu)強度主要取決于Y方向的過載。而其它兩個方向的過載（）較小，它們對飛機結(jié)構(gòu)強度的影響也較小。過載系數(shù)的物理意義用來計算實際載荷的大小。如果我們知道了飛機的過載系數(shù)，就能很方便地求得飛機實際載荷的大小和方向，這便于設計飛機的結(jié)構(gòu)，檢驗其強度、剛度。過載系數(shù)與飛機機動性等飛行狀態(tài)密切相關，因此它是飛機設計的一個重要參數(shù)。設計時如能正確選取過載系數(shù)的極限，則既能使飛機滿足機動性要求，又能使飛機滿足結(jié)構(gòu)的重量要求。過載系數(shù)表示了飛機實際的外力與飛機重力的關系。它是用倍數(shù)的概念來表示的，是一個相對值。一般情況下，x和z方向的過載系數(shù)均較小，常略去不計，主要考慮y方向的過載。另一方面，過載系數(shù)又表示飛機實際的質(zhì)量力的情況。以俯沖拉起機動飛行為例，實際y向質(zhì)量力(Gcos

+Ny)是G的多少倍，這個倍數(shù)就是ny，即3.過載系數(shù)的實際應用過載的大小在不同的飛行狀態(tài)下，飛機重心過載的大小往往不一樣。過載可能大于1、小于1、等于1、等于零甚至是負值，這決定于曲線飛行時升力的大小和方向。飛機平飛時，升力等于飛機的重量，等于1；曲線飛行時，升力經(jīng)常不等于1。飛行員柔和推桿使飛機由平飛進入下滑的過程中，升力比飛機重量稍小一些，就小于1；當飛機平飛時遇到強大的垂直向下的突風或在垂直平面內(nèi)做機動飛行時，駕駛員推桿過猛，升力就會變成負值，也就變?yōu)樨撝?；當飛機以無升力迎角垂直俯沖時，載荷因數(shù)就等于零。

的正、負號與升力的正、負號一致，而升力的正、負號取決于升力與飛機Y軸（立軸）的關系。如果升力的方向與Y軸相同，則取正號；反之則取負號。著陸時，作用在飛機上的外載荷有哪些？著陸時，作用在飛機上的外載荷包括重力，升力，及地面的反作用力。

著陸時的過載系數(shù)①

這里的過載定義與空中飛行情況不同。當空中勻速飛行時,ny=1表示Y/G=1

地面滑行或停止態(tài)時,再以升力來定義已毫無意義,

應以用地面的支撐載荷與重量之比來定義,

即ny=1=Plg/G注意: i.這兩種情況下的ny=1,但飛機結(jié)構(gòu)的承載方式卻完全不同,

勻速平飛是一種分布載荷作用,而著陸主要是以集中力形式作用于起落架上,通過起落架作用于機身。

ii.工程上,常稱平飛時ny=1為平飛1g(g以重力為單位)；停機時ny=1為停機的1g

②

著陸時載荷分析:

從著陸前到完全著陸瞬間,飛機y向速度從-Vy減至零,故此時的減速度為:

所以，減速度a指向機體坐標系y的正向，故此時的慣性力(作用于地面)的方向是向下的。由動平衡分析:

③

由著陸時的載荷(地面給予的外載荷)與重量之比的過載定義,即設:

④這個過載不允許過大,一般ny=3-4(因為與飛行時對結(jié)構(gòu)與人的作用不同)

著陸或滑時的情況多樣,還可能發(fā)生nx,或nz.如果飛機沒有繞重心的角加速度，則部件的過載就等于飛機重心的過載；否則，還要加上由角加速度引起的附加過載。

例如：前三點式起落架飛機以兩個主輪接地時，作用于起落架的載荷對飛機重心的力矩，要使飛機產(chǎn)生機頭下俯的角加速度。這時，飛機重心后面的部件，其過載等于飛機重心過載加上一個附加過載；而飛機重心前面的部件，則應減去一個附加過載。

飛機各部位的局部過載在研究飛機各部件的載荷時，只知道飛機的過載是不夠的，還必須知道部件的過載。部件過載是該部件在某一飛行狀態(tài)中的質(zhì)量力與其本身重量的比值。當飛機沒有對重心的角加速度時，部件的過載等于飛機的過載；當飛機有對重心的角加速度時，飛機重心以外各部件的過載，等于飛機的過載加上或減去一個附加過載。當飛機繞重心有一個抬頭的角加速度時，在機身上某一點

處，就會產(chǎn)生一個線加速度：

這個附加的線加速度將產(chǎn)生一個附加的過載，即式中g--重力加速度。因此，在i點處的局部過載為飛機各部位的局部過載沿飛機長度是按直線規(guī)律變化的。部件距離飛機的重心越遠，或飛機繞重心轉(zhuǎn)動的角加速度越大，該部件的附加過載也越大。只有當飛機繞重心的角加速度為零時，飛機上沿縱向各點處的過載才相等，都等于飛機重心處的過載。飛機設計時最大載荷系數(shù)的選?、儆绊戇x擇最大載荷系數(shù)的因素:I.

載荷系數(shù)實際反映了飛機的機動性能,因此越大越好,但對運輸機或客機則沒有太大必要。Ⅱ.載荷系數(shù)又反映了對結(jié)構(gòu)的載荷作用,載荷系數(shù)越大,表明飛機結(jié)構(gòu)的承載越大,要有足夠的剛、強度，則結(jié)構(gòu)重量大。飛機設計時最大載荷系數(shù)的選?、?載荷系數(shù)的載荷作用，不僅對結(jié)構(gòu)有作用，而且對機載設備及乘員有載荷作用。載荷系數(shù)越大，對他們的作用越強，要視他們的承受能力而定。Ⅳ.飛行時的載荷系數(shù)（除突風干擾外），一般來自于發(fā)動機的推力，載荷系數(shù)大，結(jié)構(gòu)要重，發(fā)動機的加力性能要好，即剩余推力要大。Ⅴ.載荷系數(shù)的選擇影響因素眾多，要依據(jù)技術性能要求綜合確定,并不是越大越好。飛機設計時最大載荷系數(shù)的選取

②人對過載的反映：說明人在短時間承受較大過載尚可，特別是正過載。較長時間承受過載能力很差，特別是負過載。戰(zhàn)斗機的過載一般為-3—+8民機則無必要。③提高人抗過載的能力：抗過載服。④規(guī)范中的過載系數(shù)可供選擇（飛行包線上給定）。飛機最大使用過載和最大允許速壓

過載ny越大，說明作用在飛機上的升力Y也越大。所以，飛機在飛行中的過載值ny就表示了飛機受力的大小。通常把飛機在飛行中出現(xiàn)的過載值ny稱為使用過載，用ny,ser表示。設計飛機時所規(guī)定的最大使用過載值，稱為最大使用過載，用ny,ser,max表示。各種飛機的最大使用過載，主要是由飛機的機動飛行能力，飛行員生理上的限制，以及在飛行中因氣流不穩(wěn)定而可能受到的外載荷等因素確定的。對于不能做特技飛行的飛機，例如大型運輸機，其最大使用過載通常是由飛機在不穩(wěn)定氣流中飛行時可能產(chǎn)生的過載來確定的。大型運輸機的最大使用正過載大約為3

4，最大使用負過載為1.5

2.5。一架飛機的最大使用過載規(guī)定得越大，飛機結(jié)構(gòu)承受外載荷的能力就越強。1.3載荷、變形和應力的概念載荷：構(gòu)件在工作過程中受到的外力分為：集中載荷、分布載荷；動載荷、靜載荷變形：構(gòu)件在載荷作用下尺寸與形狀的改變分為：彈性變形、永久變形內(nèi)力：構(gòu)件受到外力變形，材料分子間距離發(fā)生改變，分子間形成的反抗力應力：某截面積上的內(nèi)力分為：正應力，剪應力1.3載荷、變形和應力的概念強度：構(gòu)件在外力作用下抵抗破壞的能力剛度：構(gòu)件在外力作用下抵抗變形的能力穩(wěn)定性：構(gòu)件在外力作用下保持原有平衡形式的能力和什么有關？材料、形狀、尺寸（劃傷、腐蝕）飛機承受的5種主要應力拉伸、壓縮、扭轉(zhuǎn)、剪切、彎曲1.4機翼結(jié)構(gòu)產(chǎn)生升力。當它具有上反角時，可為飛機提供一定的橫側(cè)穩(wěn)定性。1.4.1機翼的功用有橫向操縱用的副翼、擾流片等。為了改善機翼的空氣動力效用在機翼的前、后緣越來越多地裝有各種形式的襟翼、縫翼等增升裝置，以提高飛機的起降或機動性能。

機翼上常安裝有起落架、發(fā)動機等其它部件。機翼的內(nèi)部空間常用來收藏主起落架和貯存燃油.機翼相對機身的垂直位置三種形式：上單翼、中單翼、下單翼翼型選擇下單翼中單翼上單翼從機翼與機身的干擾阻力來看，以中單翼為最小，上單翼次之，下單翼最大。從機身內(nèi)部容積的利用來看，以上單翼為最優(yōu)躍。因為上單翼飛機機翼通過機身的部分骨架，位于機身上部，不影響機身內(nèi)部容積的利用；中單翼的翼梁要橫穿機身中部，對機身內(nèi)容積的利用有一定影響；下單翼飛機機身內(nèi)的可用容積較大，但固定在機身下部的翼梁，會限制安裝在機翼下部部件的尺寸。吊裝在下單翼飛機下部的發(fā)動機可使發(fā)動機的維護方便。從起落架的配置來看，如果將起落架裝在機翼上，上單翼飛機的起落架較長，這樣不僅重量大，而且不易收放。在這方面，下單翼機比較有利。此外，上單翼飛機由于機翼位置較高，檢修、拆裝機翼上的發(fā)動機或其它附件，以及向機翼內(nèi)的油箱加添燃油都不方便，這會給維護工作帶來困難。選擇上下位置時，必須認真分析不同布局的特點，結(jié)合飛機的設計要求才能確定。一般來說，輕型飛機采用下單翼，軍用戰(zhàn)斗機采用中單翼，軍用運輸機采用上單翼，旅客機采用下單翼機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力是機翼結(jié)構(gòu)重量和它在飛行中產(chǎn)生的慣性力的總稱，即機翼結(jié)構(gòu)重量和變速運動慣性力。機翼在外部載荷作用下，象一根固定在機身上的懸臂梁一樣，要產(chǎn)生彎曲和扭轉(zhuǎn)變形，因此，在這些外載荷作用下，機翼各截面要承受剪力、彎矩和扭矩。機翼主要受兩種類型的外載荷：一種是以空氣動力載荷為主，包括機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力的分布載荷；另一種是由各連接點傳來的集中載荷。這些外載荷在機身與機翼的連接處，由機身提供的支反力取得平衡。①如果機翼上只有空氣動力和機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力，則越靠近機翼根部，橫載面上的剪力、彎矩和扭矩越大。

②當機翼上同時作用有部件集中質(zhì)量力時，上述力圖會在集中質(zhì)量力作用處產(chǎn)生突變或轉(zhuǎn)折。剪力圖彎矩圖扭矩圖P部件空氣動力分布載荷機翼重力分布載荷一、平直機翼各截面的剪力、彎矩和扭矩圖

剛心軸的定義?機翼的每個橫截面上，都有一個特殊的點，當外力通過這一點時，不會使橫截面轉(zhuǎn)動，這個特殊的點稱為該橫截面的剛心。機翼各橫截面剛心的連線稱為機翼的剛心軸。剪力圖彎矩圖扭矩圖二、后掠機翼各截面的剪力、彎矩和扭矩圖

機翼結(jié)構(gòu)的典型元件蒙皮桁條翼肋翼梁緣條翼梁腹板縱向元件有翼梁、長桁、墻(腹板)橫向元件有翼肋(普通翼肋和加強翼肋)以及包在縱、橫元件組成的骨架外面的蒙皮當蒙皮較厚時，它常與長桁一起組成壁板，承受機翼彎矩引起的軸力。

蒙皮還參與機翼的總體受力——它和翼梁或翼墻的腹板組合在一起，形成封閉的盒式薄壁梁承受機翼的扭矩

一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流線型的機翼外表面。

蒙皮受到垂直于其表面的局部氣動載荷；蒙皮分為：布質(zhì)蒙皮、金屬鉚接蒙皮、整體蒙皮（壁板式蒙皮）、夾芯蒙皮等布質(zhì)蒙皮:只受空氣動力2024/11/24蒙皮:承受局部空氣動力，形成和維持機翼外形，并承受扭矩，有些機翼蒙皮還承受彎矩。（a）金屬蒙皮（b）整體壁板（蒙皮）二、長桁(也稱桁條)?長桁的主要功用是：?支持蒙皮，防止在空氣動力作用下產(chǎn)生過大的局部變形，并與蒙皮一起把空氣動力傳到翼肋上去；?提高蒙皮的抗剪和抗壓穩(wěn)定性，使蒙皮能更好地參與承受機翼的扭矩和彎矩；?長桁還能承受由彎矩引起的部分軸力。蒙皮傳來的力桁條翼肋傳來的力翼肋蒙皮傳來的力桁條翼肋桁條翼肋蒙皮蒙皮傳來的力各種長桁（a）（d）擠壓成型（b）（c）板彎成型2024/11/24長桁:第一是支持蒙皮，防止蒙皮因受局部空氣動力而產(chǎn)生變形過大；第二是把蒙皮傳來的氣動力傳給翼肋：第三是同蒙皮一起承受由彎矩而產(chǎn)生的拉、壓力。三、翼肋翼肋是機翼結(jié)構(gòu)的橫向受力構(gòu)件翼肋按其功用可分為普通翼肋和加強翼肋兩種。普通翼肋的功用是：構(gòu)成并保持規(guī)定的翼型；把蒙皮和桁條傳給它的局部空氣動力傳遞給翼梁腹板，而把局部空氣動力形成的扭矩，通過鉚釘以剪流的形式傳給蒙皮；支持蒙皮、桁條、翼梁腹板，提高它們的穩(wěn)定性等。2024/11/24翼肋:分為普通翼肋和加強翼肋。普通翼肋用來維持翼剖面形狀，將蒙皮上的空氣動力傳到其它承力構(gòu)件上去，并支持桁條和蒙皮。加強翼肋除具有普通翼肋的功用外，還作為機翼結(jié)構(gòu)的局部加強件，承受較大的集中載荷或懸掛部件。腹板式普通翼肋通常都用鋁合金板制成，其彎邊用來同蒙皮和翼梁腹板鉚接。周緣彎邊和與它鉚接在一起的蒙皮，作為翼肋的緣條承受彎矩。翼肋的腹板則承受剪力。這種翼肋的腹板，強度一般都有富裕，為了減輕重量，腹板上往往開有大孔。利用這些大孔還可穿過副翼、襟翼等傳動構(gòu)件。為了提高腹板的穩(wěn)定性，開孔處往往還壓成卷邊，有時腹板上還鉚著加強支柱，或者壓成凹槽。

加強翼肋除具有上述作用外，還要承受和傳遞較大的集中載荷。在開口端部或翼根部位的加強翼肋，其主要功用是把機翼盒段上由一圈閉合剪流構(gòu)成的扭矩，轉(zhuǎn)換成一對垂直力構(gòu)成的力偶分別傳給翼梁或機身加強框。ΔQ剛心Δq扭

ΔM扭

Δq1

Δq2

四、翼梁

翼梁由腹板和緣條(也稱凸緣)組成。緣條橫剖面形狀多為“T”型材或角型材。腹板上還鉚接上許多支柱，這些支柱起連接翼肋和提高腹板受剪穩(wěn)定性的作用。緣條和腹板的橫剖面面積，由翼尖向翼根逐漸增大。翼梁的主要功用是承受機翼的剪力和部分或全部彎矩。腹板式翼梁整體式翼梁桁架式翼梁B—B截面A—A截面C—C截面D—D截面A—A截面B—B截面腹板支柱緣條直支柱斜支柱緣條翼梁:一般由緣條和腹板等組成。主要功用是承受彎矩和剪力。梁的上下緣條承受由彎矩引起的軸向拉、壓內(nèi)力。剪力則主要由腹板承受。五、縱墻(包含腹板)縱墻的緣條比梁緣條弱得多，但大多強于一般長桁，縱墻與機身的連接為鉸接。有些腹板沒有緣條，有些腹板的緣條與長桁一樣強。墻和腹板一般都不能承受彎矩，但可以與蒙皮組成封閉的盒段來承受機翼的扭矩。后墻則還有封閉機翼內(nèi)部容積的作用。

縱墻(腹板):相當于翼梁，但緣條很弱，甚至沒有緣條。墻一般不能承受彎矩，所以與機身的連接為鉸接，但縱墻能承受剪力，可和蒙皮組成封閉盒段承受扭矩。1.腹板2.弱緣條接頭:用來連接機翼與機身，把機翼上的力傳遞到機身隔框上。接頭分為固接和鉸接兩種，固接的接頭，接點既不可移動，也不可轉(zhuǎn)動；因此，它既能傳遞剪力又能傳遞彎矩。鉸接不可移動、但可以旋轉(zhuǎn)，只傳剪力，不傳彎矩。機翼的特點是薄壁結(jié)構(gòu)，因此以上各元件之間的連接大多采用分散連接：如鉚釘連接、螺栓連接、點焊、膠接或它們的混合形式——如膠鉚等。腹板表示鉚接關系緣條緣條翼肋桁條蒙皮翼梁2.1.5機翼結(jié)構(gòu)的典型受力形式機翼的典型受力形式有：梁式、單塊式、多腹板式或混合式等薄壁結(jié)構(gòu)，此外還有一些厚壁結(jié)構(gòu)(如整體壁板式)的機翼。梁式機翼通常有單梁式和雙梁式兩種。它們裝有一根或兩根強有力的翼梁，蒙皮很薄，桁條的數(shù)量不多而且較弱，有些機翼的桁條還是分段斷開的。梁式機翼的桁條承受軸向力的能力極小，其主要作用是與蒙皮一起承受局部空氣動力，并提高蒙皮的抗剪穩(wěn)定性，使之能夠更好地承受扭矩。這種機翼蒙皮的抗壓穩(wěn)定性很差，機翼彎曲時受壓部分的蒙皮幾乎不能參與受力；而受拉部分的蒙皮，由于截面積很小，分擔的拉伸力也很小。由此可見，彎矩引起的軸向力主要是由翼梁緣條承受的。所以，這種機翼叫做梁式機翼。梁式機翼的受力特點是：彎曲引起的軸向力主要由翼梁的緣條承受。剪力由翼梁的腹板承受。對雙梁式機翼的扭矩可由前后梁腹板與上下蒙皮組成的盒段（合圍框）、前梁腹板與前緣蒙皮組成的盒段承受。梁式機翼的主要受力構(gòu)件是翼梁，因此，它具有便于開口、與機身(或機翼中段)連接較簡便等優(yōu)點。翼肋桁條翼梁蒙皮副翼襟翼單塊式機翼現(xiàn)代飛機多采用單塊式機翼。單塊式機翼的構(gòu)造特點是：蒙皮較厚；桁條較多而且較強；翼梁的緣條較弱，有時緣條的橫截面積和桁條差不多。

這種機翼的蒙皮，不僅具有良好的抗剪穩(wěn)定性，而且有較好的抗壓穩(wěn)定性，因此，它不僅能更好地承受機翼的扭矩，而且能同桁條一起承受機翼的大部分彎矩。由于這種機翼結(jié)構(gòu)，是由蒙皮、桁條和緣條組成一個整塊構(gòu)件來承受彎矩所引起的軸向力，所以叫做單塊式機翼。

單塊式機翼的受力特點是：彎曲引起的軸向力由蒙皮、桁條和緣條組成的整體壁板承受。剪力由翼梁腹板承受。扭矩由蒙皮與翼梁腹板形成的閉室承受。單塊式機翼的優(yōu)點是：①通較好地保持翼型。②抗彎、扭剛度較大。③受力構(gòu)件分散。缺點是：①不便于開大艙口。②不便于承受集中載荷。③接頭聯(lián)接復雜。說明單塊式機翼蒙皮在機翼受力、傳力中的作用？121、形成機翼的氣動外形，承受機翼表面的氣動載荷；2、與翼梁腹板或墻腹板組成閉室，受剪傳遞扭矩；3、與長桁、梁緣條組成壁板，受拉壓傳遞彎矩。

機翼型式蒙皮桁條翼梁梁式機翼薄弱，少，有時斷開強，承受剪力和彎矩單塊式厚多，強較弱，承受剪力，小部分彎矩梁式、單塊式機翼的結(jié)構(gòu)特點機翼型式剪力彎矩扭矩梁式機翼翼梁腹板翼梁緣條蒙皮與翼梁腹板的盒段單塊式翼梁腹板翼梁緣條、桁條、蒙皮組成壁板蒙皮與翼梁腹板的合段梁式、單塊式機翼的受力特點

多腹板式(或為多梁式)：這類機翼布置了較多的縱墻(一般多余5個)；蒙皮較厚(可從幾mm到十幾mm)；無長桁；有少肋、多肋兩種。但由于受集中力的需要，每側(cè)機翼上至少要布置3～5個加強翼肋.機翼的平面形狀分為：直機翼、后掠翼、三角翼、小展弦比直機翼四種直機翼主要用于低速飛機上。后掠翼主要用于高亞音速和超音速飛機上。國外還有變后掠機翼的飛機，后掠角可在20°～70°之間變化，以適應飛機低空低速、高空高速、低空高速的性能變化要求。三角翼和小展弦比直機翼用于超音速飛機上不同類型的平面形狀的機翼。機翼結(jié)構(gòu)橫剖面的內(nèi)力有哪些？飛機在負過載下，機翼的哪些部位受拉，哪些部位受壓？

機翼結(jié)構(gòu)橫剖面的內(nèi)力有：剪力、彎矩和扭矩。飛機在負過載下，機翼的上表面受拉，下表面受壓。

翼面典型結(jié)構(gòu)傳力分析要點1．典型元件的受力功用 （1）蒙皮 （2）翼肋 （3）翼梁和墻 （4）長桁2.各典型型式受力特點的比較 （1）單純的梁式機翼，薄蒙皮和弱長桁均不參加機翼總體彎矩的傳遞，只有的緣條承受彎矩引起時軸力。 （2）在單塊式，多墻式機翼中，蒙皮、長桁，乃至主要是蒙皮發(fā)展成為主要的承彎構(gòu)件，機翼結(jié)構(gòu)一般說材料利用率較高 （3）在承受總體力中的剪力和扭矩時，幾種形式中各元件的作用基本相同。翼梁腹板桁條蒙皮空氣動力剪力蒙皮彎矩扭矩翼肋翼梁緣條整體壁板機身機翼結(jié)構(gòu)中力的傳遞機翼小結(jié)飛行中，機翼的外部載荷有空氣動力、結(jié)構(gòu)質(zhì)量力和部件質(zhì)量力。在外部載荷作用下，機翼各截面要承受剪力、彎矩和扭矩。飛行速度的提高是促使機翼結(jié)構(gòu)不斷改進的主要原因。金屬蒙皮機翼結(jié)構(gòu)有梁式（單梁、雙梁）和單塊式兩類。為了綜合利用兩類結(jié)構(gòu)型式的優(yōu)點，并且盡量避免它們的缺點，目前有些飛機的機翼，采用翼根部位為梁式、翼尖部位為單塊式的復合式結(jié)構(gòu)。梁式、單塊式機翼在受力方面的共同點是：剪力和扭矩都要通過翼肋分別傳給腹板和蒙皮承受。不同點是：梁式機翼的彎矩，主要是通過腹板縱向鉚縫傳給翼梁緣條承受的；而單塊式機翼則要傳給由蒙皮、桁條和緣條組成的壁板承受。從機翼結(jié)構(gòu)中力的傳遞情況可知，在維護、修理工作中，對于加強翼肋、翼梁根部等部位的鉚釘，必須特別注意檢查；對機翼蒙皮進行細心的維護也非常重要。后掠機翼具有很大的后掠角，因此結(jié)構(gòu)受力有本身的特點。1.5機身結(jié)構(gòu)(1)安置空勤組成員、旅客，裝載燃油、各種系統(tǒng)、設備以及貨物等；(2)把機翼、尾翼、起落架及發(fā)動機連接在一起，形成一架完整的飛機。機身結(jié)構(gòu)的外部載荷.

機翼、尾翼、起落架等部件的固定接頭傳來的集中載荷機身上各部件及裝載的質(zhì)量力.機身結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)量力

氣密座艙的增壓載荷機身結(jié)構(gòu)的主要外載荷

飛機在飛行和著陸過程中，機身結(jié)構(gòu)承受的外載荷有哪些？飛機在飛行和著陸過程中，機身結(jié)構(gòu)承受由機翼、尾翼、起落架等部件的固定接頭傳來的集中載荷，承受機身上各部件及裝載的質(zhì)量力、機身結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)量力以及氣密座艙的增壓載荷。作用在機身上的外載荷，通?？梢苑譃閷ΨQ載荷和不對稱載荷兩種。與機身對稱面對稱的外載荷，稱為對稱載荷，反之稱為不對稱載荷。

一、對稱載荷與機身對稱面對稱的載荷稱為對稱載荷。飛機平飛和在垂直平面內(nèi)作曲線飛行時，由機翼和水平尾翼的固定接頭傳給機身的載荷，以及當飛機以三點或兩點（兩主輪）接地時，傳到機身上的地面撞擊力等，都屬于對稱載荷。在對稱載荷作用下，機身要受到對稱面內(nèi)的剪切和彎曲作用。一般在機身與機翼聯(lián)接點處，機身承受的剪力和彎矩最大。1．飛機在垂直平面內(nèi)做機動飛行時，機身承受的對稱載荷

飛機在垂直平面內(nèi)做機動飛行時，機身除了要承受由機翼、尾翼固定接頭傳來的對稱載荷外，還要承受作用于對稱面的裝載(人員、燃油、設備)以及結(jié)構(gòu)本身的質(zhì)量力。當飛機具有對重心的角加速度時，在沿機身縱向離開飛機重心的某處，其過載應等于飛機重心的過載n加上由角加速度引起的附加過載Δn。RARBRCRDDq剪力圖彎矩圖ABCD如圖所示，機身由A、B兩個連接接頭與機翼相連，機翼接頭對機身的支點的反作用力分別為RA和RB；水平尾翼的外載荷通過垂直尾翼機身相連的接頭C和D傳給機身，它們分別是RC和RD；機身的質(zhì)量力為q。由此可做出飛機在垂直平面內(nèi)做機動飛行時的剪力圖和彎矩圖。

2．飛機接地時，機身承受的對稱載荷當前三點式飛機以兩點接地時，主輪的載荷和此時機翼上的升力由機翼的固定接頭傳給機身；此外，機身還要承受質(zhì)量力。以上這些外載荷都是對稱載荷。前三點式飛機以兩點接地時，飛機有繞重心旋轉(zhuǎn)的角加速度。因此，機身上沿縱向各點處的過載應等于飛機重心的過載與旋轉(zhuǎn)角加速度所引起的附加過載之和。二、不對稱載荷與機身對稱面不對稱的載荷稱為不對稱載荷。機身的不對稱載荷主要有如下形式：①水平尾翼不對稱載荷當水平尾翼的升力不對稱時，水平尾翼形成不對稱載荷。②垂直尾翼側(cè)向水平載荷③一個主輪接地時的撞擊力④飛機作急轉(zhuǎn)彎或側(cè)滑等飛行動作時，機身上的部件產(chǎn)生的側(cè)向慣性力。在不對稱載荷作用下，機身要承受剪切、彎曲、和扭轉(zhuǎn)。側(cè)滑時水平尾翼上的不對稱載荷橫滾時水平尾翼上的不對稱載荷當水平尾翼受到不對稱載荷時，一方面機身要受到對稱面內(nèi)的剪切和彎曲作用，另一方面由于兩側(cè)水平尾翼升力的合力Y不通過機身軸線，機身各橫截面還要受到扭矩作用在不對稱載荷作用下機身的扭矩上圖表示當尾翼載荷產(chǎn)生的力矩與機翼前、后接頭傳來的力矩平衡時，機身的扭矩圖。

后機身的扭矩是由什么載荷引起的？

（1）水平尾翼的不對稱載荷；（2）垂直尾翼的側(cè)向水平載荷；（3）一個主輪先接地時的撞擊載荷。

水平尾翼的不對稱載荷在后機身內(nèi)引起什么內(nèi)力？對稱面內(nèi)的剪力、彎矩，還有扭矩。

三、其它載荷

飛行中，機身除承受機翼、尾翼傳來的集中載荷和質(zhì)量力外，還要承受局部空氣動力載荷和氣密座艙的增壓載荷。飛行中，機身表面還要承受局部空氣動力。但是，由于大部分表面承受的局部空氣動力較小，并且局部空氣動力沿橫截面周緣大致是對稱分布的，基本上能自相平衡而不再傳給機身的其它部分。因此，可以認為局部空氣動力不會影響到整個機身結(jié)構(gòu)的受力，只對機身結(jié)構(gòu)的局部受力有一定的影響。機身結(jié)構(gòu)的傳力分析機翼、尾翼和起落架等部件傳來的集中載荷，都直接作用在加強隔框上。加強隔框周緣是與蒙皮鉚接在一起的。加強隔框沿鉚縫把載荷以剪流的形式傳給蒙皮。蒙皮本身承受和傳遞全部剪力和扭矩，并將彎矩傳遞給大梁和桁條。

一．垂直載荷的傳遞

加強隔框在承受垂直方向的對稱載荷時，要沿垂直方向移動。大梁抵抗垂直方向變形的能力很小，不能有效地阻止隔框垂直移動；而蒙皮（尤其是兩側(cè)蒙皮）抵抗垂直方向變形的能力較大，它能有效地阻止隔框垂直移動。因此，蒙皮是支持加強隔框的主要構(gòu)件。這時，加強隔框沿兩邊與蒙皮連接的鉚縫，把集中載荷以剪流的形式分散地傳給蒙皮；蒙皮則產(chǎn)生反作用剪流，來平衡加強隔框上的載荷。剪流反作用剪流由于沿隔框周緣各部分蒙皮抵抗垂直方向變形的能力不同，周緣剪流的分布是不均勻的。機身兩側(cè)的蒙皮，抵抗垂直方向變形的能力比上下蒙皮強，因此，這個部位剪流較大。為了研究方便，可以認為作用在隔框平面內(nèi)的垂直載荷完全傳給了兩側(cè)蒙皮，并由它產(chǎn)生的反作用剪流來平衡。即傳遞垂直載荷時，機身兩側(cè)蒙皮的作用相當于翼梁的腹板。在連接機翼的主要接頭處，機身橫截面上承受的剪力最大，因而這個部位的蒙皮較厚

當加強隔框受到不對稱垂直集中載荷作用時，可以把不對稱集中載荷分解為對稱部分和反對稱部分。反對稱集中載荷部分相當于作用在加強隔框上一個扭矩。加強隔框沿周緣的鉚釘把扭矩以剪流的形式均勻地傳給蒙皮，蒙皮則產(chǎn)生反作用剪流，形成對隔框中心的反力矩，使隔框平衡。

當加強隔框受到相對機身軸線不對稱垂直集中載荷作用時，隔框周緣同時產(chǎn)生兩個剪流，周緣各處總剪流的大小就等于這兩個剪流的代數(shù)和。二．水平載荷的傳遞作用于加強隔框的水平載荷（例如來自垂直尾翼的載荷）通常是不對稱的，它對隔框的作用，相當于一個作用于隔框中心處的力（即對機身的剪力），和一個對隔框中心的力矩（即對機身的扭矩）。飛機在飛行中，垂直尾翼受到水平載荷時，在機身蒙皮哪部分產(chǎn)生的剪流最大，為什么？接近垂直尾翼部分機身上蒙皮具有最大剪流。它等于水平剪力和扭矩產(chǎn)生的剪流之和。加強隔框傳遞作用于中心處的力的情況，與傳遞垂直載荷相似，它同樣是沿鉚縫以剪流的形式將載荷分散地傳給蒙皮的。但由于力的方向是水平的，所以，機身上下蒙皮截面上產(chǎn)生的剪流最大。加強隔框承受扭矩時，要在自己的平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)。蒙皮組成的合圍框具有較大的抗扭剛度，它能通過鉚釘來阻止隔框旋轉(zhuǎn)。這樣，加強隔框便沿周緣鉚縫把扭矩以剪流的形式均勻地傳給蒙皮，蒙皮則產(chǎn)生反作用剪流，形成對隔框中心的反力矩，使隔框平衡。加強隔框承受水平載荷時，隔框周緣要同時產(chǎn)生兩個剪流，即平衡力P的剪流和平衡力矩M的剪流。周緣各處的總剪流的大小，就是這兩個剪流的代數(shù)和。在承受垂直尾翼傳來的載荷時，隔框上部兩個剪流的方向相同，而下部方向相反。因此，固定垂直尾翼的加強隔框，上部受力較大，這些隔框的上部往往做得較強，而且機身尾段上部的蒙皮一般也比較厚。對于固定前起落架的加強隔框來說，在承受由前起落架傳來的側(cè)向水平載荷時，隔框下部的受力比上部大，所以，這種隔框的下部通常做得較強。機身構(gòu)件的構(gòu)造機身結(jié)構(gòu)中，蒙皮、桁條和構(gòu)造，與機翼的相應構(gòu)件相似，因此，下面僅說明機身中大梁和隔框的構(gòu)造。大梁從受力性質(zhì)來說，機身的大梁相當于翼梁的緣條，它是承受彎矩引起的軸向力的主要構(gòu)件。機身的大梁的構(gòu)造比較簡單，通常就是一根用鋁合金或高強度合金鋼軋制成的型材；在大型飛機上，也有采用鉚合梁的。隔框機身隔框可分為普通隔框和加強隔框兩種。普通隔框功用是形成和保持機身的外形、提高蒙皮的穩(wěn)定性以及承受局部空氣動力；加強隔框除了有上述作用外，主要是承受和傳遞某些大部件傳來的集中載荷。隔框還可分為板式隔框、環(huán)形隔框和球形隔框。影響疲勞強度的因素應力集中的影響當構(gòu)件受力時，在截面突變處應力會局部增大。這種應力局部增大的現(xiàn)象，稱為應力集中。應力集中對靜強度的影響程度與材料的性質(zhì)有關，對脆性材料的影響較大，對塑性較好的材料影響較小。這是因為對于塑性較好的材料，在靜載荷作用下，破壞前構(gòu)件內(nèi)的應力已趨于均勻化。應力集中對疲勞強度有著重大的影響，它會使疲勞強度大大降低。表面加工的影響在交變載荷作用下，疲勞裂紋常發(fā)生在零構(gòu)件的表面。這是因為在彎曲和扭轉(zhuǎn)載荷作用下，表面層的應力最高，另外，在表面層的缺陷也往往最多。因此，表面的加工質(zhì)量對疲勞強度有很大的影響。表面光潔度對疲勞強度的影響是隨表面光潔度的提高，疲勞強度也提高。反之，表面加工越粗糙，疲勞強度的降低也就越嚴重。溫度對疲勞強度的影響溫度是影響疲勞強度的另一個重要因素。當材料在低于蠕變溫度(例如，對于鋁合金，蠕變溫度為205

C)的高溫下工作時，高溫對長壽命疲勞的影響是降低其疲勞強度。碳鋼的疲勞強度大約在100

C時最低，以后隨溫度升高疲勞強度也升高，到350

C左右時，疲勞強度達到最大，然后隨溫度繼續(xù)升高，疲勞強度迅速下降。同一種材料，熱處理不同，高溫下的疲勞性能也會有較大差別。

在交變溫度作用下，就會引起交變的熱應力，從而使構(gòu)件產(chǎn)生疲勞破壞。這種由交變熱應力引起的疲勞破壞稱為“熱疲勞”。在高溫時發(fā)生的疲勞破壞有相當大的部分是由這種熱疲勞引起的。發(fā)動機不斷起動和停車，使渦輪葉片、尾噴管等經(jīng)常發(fā)生由熱疲勞引起的裂紋。金屬材料在這種溫度下的疲勞強度較室溫下的疲勞強度高其它影響的因素冷作硬化和殘余應力對疲勞強度有相當大的影響。一般來說，零構(gòu)件表面有一層均勻的殘余壓應力對疲勞強度是有利的，但若這種殘余應力分布很不均勻，情況就不一樣了。反之，如果零構(gòu)件表面的殘余應力是拉應力，則會降低疲勞強度。金屬材料的熱處理方法及工藝過程對材料的靜強度及其它機械性能有明顯影響，同樣對材料的疲勞強度也會有明顯影響。飛機結(jié)構(gòu)在生產(chǎn)裝配過程中，很多工藝因素會影響結(jié)構(gòu)的疲勞強度。例如，過度的強迫裝配會影響疲勞強度。噪聲環(huán)境對結(jié)構(gòu)的疲勞強度也有影響。由于大功率噴氣發(fā)動機的作用，使靠近噴口附近部位的飛機結(jié)構(gòu)因受到高聲強噪音的激勵而產(chǎn)生振動，產(chǎn)生所謂的“聲疲勞”?？蛊谠O計思想簡介安全壽命設計思想安全壽命設計概念要求飛機結(jié)構(gòu)在使用壽命期內(nèi)不出現(xiàn)宏觀可檢裂紋，這也就是說安全壽命設計僅考慮裂紋的形成壽命，不考慮裂紋的擴展壽命。由于檢測裂紋手段的限制，裂紋形成壽命實際上是指結(jié)構(gòu)從開始使用到形成一定尺寸裂紋(通常稱為工程可檢裂紋)的使用時間。這段使用時間也稱為安全使用壽命。安全壽命設計思想是以結(jié)構(gòu)無初始缺陷假設為基礎的。安全壽命設計方法及相應的規(guī)范不能夠確保飛機結(jié)構(gòu)的安全性。另外，靠用大的安全壽命系數(shù)來保證安全性和可靠性，又往往使構(gòu)件設計得太保守，所以，這種設計方法需要改進。目前在飛機結(jié)構(gòu)設計中，已普遍采用損傷容限設計方法，但是對于認為不宜采用損傷容限概念的結(jié)構(gòu)，例如起落架和發(fā)動機架等，仍然采用安全壽命設計。破損安全設計思想

破損安全是指一個構(gòu)件破壞之后，它承擔的載荷可能由其他結(jié)構(gòu)件繼續(xù)承擔，以防止飛機的破壞，或造成剛度的降低過多而影響飛機的正常使用。也就是說，這種設計思想允許飛機結(jié)構(gòu)有局部破損，但必須保證飛機的安全。

例如，民用飛機機身結(jié)構(gòu)中要求長桁和框緣直接鉚接或點焊在蒙皮上，使機身蒙皮上出現(xiàn)的疲勞裂紋有可能被限制在兩根長桁和框緣組成的格子內(nèi)。有的飛機機身上還加有環(huán)向止裂帶（例如，在DC一10飛機上沿機身框處就有鈦合金止裂帶），這種止裂帶是為了阻止裂紋在環(huán)向應力作用下沿縱向不斷擴展而設置的。如左圖所示三緣條環(huán)形框，當抗剪腹板外部（或內(nèi)部）出現(xiàn)裂紋后，裂紋的擴展會被設置的中間突緣（角材）限制住。三緣條環(huán)形框

右圖所示為一由三塊整體壁板通過鋁鉚釘連接組成的下翼面，使用中任一塊壁板破裂時，載荷即可通過展向鉚釘傳到相鄰的壁板上去。當然，在設計時要求鉚釘?shù)倪B接強度，除了負擔正常的剪切載荷外，還能負擔這種載荷的傳遞。由三塊整體壁板連接組成的下翼面

損傷容限設計思想

損傷容限設計思想的基本含義是：承認結(jié)構(gòu)在使用前就帶有初始缺陷，但必須把這些缺陷或損傷在規(guī)定的未修使用期內(nèi)的增長控制在一定的范圍內(nèi)，在此期間，結(jié)構(gòu)應滿足規(guī)定的剩余強度要求，以保證飛機結(jié)構(gòu)的安全性和可靠性。

損傷容限的設計目標通過損傷容限設計和進行裂紋擴展與剩余強度分析，保證飛機結(jié)構(gòu)在未修使用期內(nèi)，其剩余結(jié)構(gòu)(帶損傷結(jié)構(gòu))仍然能夠承受使用載荷作用，不出現(xiàn)結(jié)構(gòu)的破壞或過分變形。損傷容限設計思想的基本方法是：通過損傷容限特性分析與試驗，對可檢結(jié)構(gòu)給出檢修周期，對不可檢結(jié)構(gòu)給出最大允許初始損傷。以保證結(jié)構(gòu)在給定的使用壽命期限內(nèi)，不致由于未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷、裂紋或其它損傷擴展而發(fā)展成災難性的破壞事故。

耐久性設計思想耐久性是指飛機在規(guī)定的期限內(nèi)，飛機結(jié)構(gòu)抵抗疲勞開裂(包括應力腐蝕和氫脆所引起的開裂)、腐蝕、熱退化、剝離、脫層、磨損和外來物損傷作用的能力。

耐久性設計的基本要求是：飛機結(jié)構(gòu)應具有大于一個設計使用壽命的經(jīng)濟壽命。所謂經(jīng)濟壽命是指結(jié)構(gòu)出現(xiàn)大范圍的裂紋，以致于要修理不經(jīng)濟，不修理又會影響使用功能。在經(jīng)濟壽命內(nèi)，結(jié)構(gòu)不會出現(xiàn)功能消弱或失效，例如油箱滲漏、座艙失壓等。經(jīng)濟壽命指標應根據(jù)特定的飛機要求及用戶對飛機性能和維修費用可接受的程度來確定。1.6尾翼和副翼

資料:美國波音飛機的零部件在全球70多個國家生產(chǎn),最后在美國的西雅圖組裝。新一代波音737的尾翼是在中國制造的。上海飛機制造廠負責生產(chǎn)水平尾翼；西安飛機制造廠負責生產(chǎn)垂直尾翼；沈陽飛機制造廠負責生產(chǎn)機身尾部第４８段，三者合起來，就構(gòu)成新一代737飛機一個完整的尾翼。尾翼的主要作用是：①保持飛機縱向平衡②飛機縱向和方向安定性③實現(xiàn)飛機縱向和方向操縱。桁條肋梁方向舵垂直安定面一、尾翼、操縱面的結(jié)構(gòu)設計特點1、尾翼和副翼的功用和設計要求尾翼平尾垂尾

水平安定面升降舵垂直安定面方向舵副翼操縱面平尾的功用：提供氣動力，產(chǎn)生力矩，使飛機獲得繞Z軸的俯仰平衡、穩(wěn)定和操縱性；垂尾的功用：提供氣動力，產(chǎn)生力矩，使飛機獲得繞Y軸的航向平衡、穩(wěn)定和操縱性；副翼副翼主要有內(nèi)副翼、外副翼及混合式副翼。在大型飛機的組合橫向操縱系統(tǒng)中，其內(nèi)副翼（2塊）和外副翼（2塊）共四塊副翼。在低速飛行時，內(nèi)外副翼共同進行橫向操縱，而高速飛行時，外側(cè)副翼被鎖定而脫離副翼操縱系統(tǒng)，僅由內(nèi)副翼進行橫向操縱?，F(xiàn)代飛機副翼通常采用復合材料和蜂窩結(jié)構(gòu)。尾翼和操縱面的設計主要要求（1）在飛行所有允許的飛行狀態(tài)中，均能起到足夠的平衡、穩(wěn)定和操縱性作用；（2）有足夠的強度、剛度，并且重量盡可能輕；（3）在飛機允許的飛行速度范圍內(nèi)，不發(fā)生各種形式的振動。尾翼和副翼的外載荷主要是氣動載荷。結(jié)構(gòu)的質(zhì)量載荷較小。由氣動載荷引起結(jié)構(gòu)的剪力、彎矩、扭矩。副翼和擾流片的功用：用來保證飛機繞X軸的橫向操縱性和平衡作用；橫向的穩(wěn)定性可以由機翼的上（下）反角或后掠角來保證。2、尾翼和副翼的載荷特點尾翼和副翼的載荷特點（1）安定面的結(jié)構(gòu)特點：安定面無大開口，其構(gòu)造可以由翼梁、翼肋和帶長桁的壁板（或整體壁板）組成單塊式翼盒結(jié)構(gòu)；或多梁式翼盒結(jié)構(gòu)（如現(xiàn)代噴氣運輸機）。（2）水平安定面的連接（3）垂直安定面的連接一般都與機身固定連接。3、安定面的結(jié)構(gòu)特點連接形式固定式：含分段固定和貫穿機身二種可調(diào)式：貫穿機身總結(jié)尾翼平尾垂尾

水平安定面、升降舵

垂直安定面、方向舵1.7機體開口部位的構(gòu)造和受力分析由于乘坐人員、安置設備等原因，往往需要在機體結(jié)構(gòu)上開口。為了制造、維護和修理方便，機體各部分通常是分段制成后，再用裝在分離面上的連接接頭，將各段連成整體的。在開口部位和連接接頭處，由于結(jié)構(gòu)發(fā)生了變化，力的傳遞情況也隨之發(fā)生改變。這就給這些部位的構(gòu)件在受力上帶來一些特點。直接補償開口在開口處安裝受力艙口蓋受力艙口蓋由蓋板和一些加強型材鉚接而成，它用來代替開口部位的蒙皮、桁條、翼肋或隔框。為了使這種艙口蓋能很好地參與受力，它的周緣要用很多鉚釘、螺栓牢固地與開口周緣連接。這種艙口蓋拆裝不便，故多用在不需經(jīng)常拆卸的部位。沿開口周緣安裝加強構(gòu)件其艙口蓋通常只用少量螺釘或鎖扣來固定。在這種情況下，開口部位原來由壁板傳遞的載荷，將由加強構(gòu)件組成的框型結(jié)構(gòu)來傳遞，艙口蓋不傳遞軸向力和剪流，僅承受局部空氣動力，起蓋住開口、保持飛機外表流線形的作用。這種補償方法，多用在開口不大，而艙口蓋又需要經(jīng)常拆卸的部位。

必須注意，修理這種補償開口部位的構(gòu)件時，不僅要保持其足夠的強度，并且應使其剛度符合原來的要求。因為，載荷是按構(gòu)件的剛度來分配的。如果修理以后的框型結(jié)構(gòu)剛度不足，結(jié)構(gòu)受力時，經(jīng)框型結(jié)構(gòu)傳遞的力應會減小，而沿開口段兩邊的壁板傳遞的力則會增大，結(jié)果開口段兩邊的壁板就容易因受力過大而損壞；反之，如果框型結(jié)構(gòu)剛度過大，則經(jīng)框型結(jié)構(gòu)傳遞的力將比原設計情況的力大，這就會使與框型結(jié)構(gòu)連接的構(gòu)件受力過大，容易損壞

間接補償開口機體的結(jié)構(gòu)中的某些大的開口

(如起落架艙口)，采用直接補償是不合適的，因為，這些地方不可能設置受力艙口蓋，而沿大的開口周緣安裝加強構(gòu)件又會使結(jié)構(gòu)過重。所以，這些開口通常是間接補償。總之，開口部位的翼梁不僅要承受機翼的全部彎矩，而且要承受由于機翼扭轉(zhuǎn)而引起的附加彎矩。因此，開口段翼梁截面上的總彎矩，是這兩個彎矩的代數(shù)和

定位編碼系統(tǒng)飛機定位編碼系統(tǒng)用于定位機身上或某些部件上零件的位置。其中機身站位用于沿前后方向（飛機縱軸方向）進行定位；縱剖線用于沿飛機縱向?qū)ΨQ面的左、右方向（橫向）定位；水線用于上、下（垂直）方向的定位。除此之外，還有襟翼站位、副翼站位等?？v剖線基準(左、右定位)機身站位基準面(前后定位)水線基準面(上下定位)WL0BS0130英寸148.5英寸130機身站位說明BS,BSTA,STA—機身站位BBL,BL—機身縱剖線BWL,WL—機身水線LBL—左縱剖線RBL—右縱剖線飛機的各個部件機身駕駛艙發(fā)動機機翼水平尾翼垂直尾翼升降舵方向舵副翼襟翼飛機各部件的功用機翼尾翼舵面

機身起落架動力系統(tǒng)操縱系統(tǒng)

機載設備

—產(chǎn)生升力—穩(wěn)定和操縱—升降舵、方向舵、副翼、擾流片……—裝載、連接其他部件—起降滑跑、地面支撐—產(chǎn)生推力。包括發(fā)動機及其附件系統(tǒng)?！倏v飛機?！w行儀表、通訊、導航、環(huán)境控制、生命保障、能源供給等等。第2章載重與平衡

2.1重量與平衡的重要性

任何飛機遵守重量和平衡限制都對飛行安全至關重要。一架超出它的最大重量限制的運行會危及飛機結(jié)構(gòu)整體的安全，對飛機的性能產(chǎn)生有害的影響。重心在允許的限制范圍之外時運行的飛機會引起控制困難。對民航來說，飛機載重平衡是地面商務保障的關鍵環(huán)節(jié)，直接影響到飛行安全。荷蘭國家航空航天研究（NLR）近期對1970—2005年全球和飛機載重平衡有關的不安全事件進行了研究，發(fā)現(xiàn)35年里共有82起有完整記錄的飛行事故和載重平衡有關，世界范圍內(nèi)和載重平衡有關的事故率仍呈緩慢上升的趨勢，而這35年間全球飛行事故率已降低了近50%

。

調(diào)整飛機載重與平衡的目的：安全在飛行中達到最高效率飛機載重與平衡問題分為：1超過最大載重2前部載重太大3后部載重太大他們對飛機分別會產(chǎn)生哪些情況呢？見書36頁飛機重復稱重的重要性飛機在一定時間內(nèi)的增重程度取決于飛機的使用、飛行時間、環(huán)境狀況以及起落場地的類型重量與平衡術語：基準面力臂重心最大重量最大著陸重量最大停機重量最大起飛重量空重空重重心空重重心范圍實用重心范圍平均空氣動力弦飛機的水平頂置燃油裝載最小燃油量無燃油重量毛重有用載重重量和平衡的問題時用到的術語。下列術語的列表和它們的定義是良好的標準化了，這些術語的知識將會幫助飛行員更好的理解任何飛機的重量和平衡計算。作為產(chǎn)業(yè)標準的通用航空制造商協(xié)會(GeneralAviationManufacturersAssociation)定義的術語在名稱后以GAMA標記。臂(運動臂)

–

是以英寸為單位的從基準參考線到一個物體重心的距離。如果在參考線之后測量，那么代數(shù)符號為正(+)，如果在參考線之前測量，那么代數(shù)符號為負(-)?；究罩?GAMA)–

包括標準空重加上已經(jīng)安裝的可選和特殊裝備。重心

–

是這樣一個點，如果飛機可能掛在這個點上，那么飛機會獲得平衡。它是飛機的質(zhì)量中心，或者是假設飛機的所有質(zhì)量都集中的一個理論上的點?？梢杂镁嚯x基準參考線距離來表示，或者平均空氣動力弦(MAC)的百分比表示。重心限制

–

指定的前后兩點，在飛行時飛機的重心必須位于這個范圍內(nèi)。這些限制在飛機的有關規(guī)格文件中指出。重心范圍

–

重心前后限制點之間的距離，在飛機的相關規(guī)格文件中指出?；鶞示€(參考線)

–

是一個假象的豎直平面或者直線，所有力臂的測量都是從這里開始。基準線是由制造商確立的。一旦選定了基準線，所有力臂和重心位置的范圍都從這點開始測量。Δ（Delta）

–

是一個用Δ表示的希臘字母，用來表示一個數(shù)值的變化。例如，ΔCG表示CG的一個變化(或運動)。地板載重限制

–

由制造商提供的地板每平方英寸或者英尺可以承受的最大重量。燃油載荷

–

是飛機載荷的可消耗部分。它只包含可用的燃油，不包含那些用于填充管子或者殘余在油箱排油器中的燃油。許可的空重

–

由機身，發(fā)動機，不可用燃油，和不可排放的潤滑油加上裝備列表中指定的可選和標準裝備組成的空重。一些制造商使用這個術語優(yōu)先于GAMA標準化。最大著陸重量

–

正常的飛機允許降落時的最大重量。最大停機坪重量–

滿載荷飛機的總重量，包括所有燃油。它比起飛重量大，因為在飛機滑行和滑跑時要燃燒燃油。最大停機坪重量也可以指最大滑行重量。【飛機停放在停機坪的時候允許的最大重量，在滑行到起飛之間，會燃燒部分燃油，知道低于最大起飛重量，所以最大停機坪重量大于最大起飛重量，由于滑行中使用的燃油一般不多，所以也會用最大滑行重量來稱呼，即地面機動時允許的最大重量?！孔畲笃痫w重量

–

起飛時允許的最大重量最大重量

–

飛機和它的所有裝備的最大審定重量，這些裝備在這架飛機的類型認證數(shù)據(jù)表(TypeCertificateDataSheets-TCDS)中指定。最大零燃油重量(GAMA)–

不包括可用燃油時的最大重量。平均空氣動力弦(MAC)–

從機翼前緣到后緣的平均距離。力矩

–

一個物體重量和它的力臂之乘積。力矩用磅-英寸表示?？偭厥秋w機重量乘以從基準線到重心之間的距離。力矩指數(shù)(或指數(shù))

–

力矩除以一個常量后的值，例如除以100，1000，10000。使用力矩指數(shù)的目的是為了簡化飛機的重量和平衡計算，因為重的物體和長力臂的結(jié)果是很大的難以管理的數(shù)字?！境灾笖?shù)之后可以使數(shù)字變小，但是計算還是等效的】有效載荷(GAMA)–

乘客，貨物和行李的重量。標準空重(GAMA)–

包含機身，發(fā)動機，和所有固定位置的運行裝備且永遠安裝在飛機上的物件；包括固定的壓艙物，液壓流體，不可用燃油，和全部的發(fā)動機潤滑油。標準重量

–

為很多涉及重量和平衡計算的物件而確定。如果真實重量可用的話，就不應該使用這些重量。一些標準重量有：汽油........................6磅/美制加侖

潤滑油......................7.5磅/美制加侖

水..........................8.35磅/美制加侖測站

–

是飛機上的一個位置，以英寸為單位用一個數(shù)字指定它到基準線的距離。因此，基準線被指定為測站0。位于測站+50的一個物體將有50英寸的力臂。有用載荷

–

飛行員，副駕駛，乘客，行李，可用燃油，可排泄?jié)櫥偷闹亓?。它是基本空重減去最大允許總重。這個術語只適用于通用航空飛機。標準平均翼弦(SMC)

–

在所有翼弦中,長度等于機翼面積與翼展之比的翼弦稱為標準平均翼弦,用SMC表示.任何飛機遵守重量和平衡限制都對飛行安全至關重要。一架超出它的最大重量限制的運行會危及飛機結(jié)構(gòu)整體的安全，對飛機的性能產(chǎn)生有害的影響。重心在允許的限制范圍之外時運行的飛機會引起控制困難。重量控制重量是一種力，重力就是通過利用它把一個問題向地球的中心吸引。它是物體的質(zhì)量和作用在物體上的加速作用共同的結(jié)果。重量是飛機建造和運行中的一個主要因素，也和所有飛行員的需要有關。重力一直有把飛機向地球拉的傾向。升力是唯一的抵消重力和維持飛機飛行的力。然而，機翼產(chǎn)生的升力大小是受機翼設計，迎角，空速和空氣密度限制的。因此，為確保產(chǎn)生的升力足以抵消重力，必須避免飛機的載荷超出制造商的建議重量。如果重量比產(chǎn)生的升力大，飛機可能不能飛行。重量的影響只要考慮性能，在飛機上增加飛機總重的任何東西都是不希望的。制造商努力的做到讓飛機盡可能的輕而不犧牲強度和安全性能。一架飛機的飛行員應該永遠知道超載的嚴重性。一架超載的飛機可能不能離開地面，或者如果它確實升空了，它可能表現(xiàn)出意料不到和不尋常的拙劣飛行特性。如果一架飛機沒有被正確的配載，拙劣性能的最初表現(xiàn)通常發(fā)生在起飛階段。過大的重量幾乎在每個方面都降低了飛機的飛行性能。超載飛機的最重要性能缺陷是：較高的起飛速度更長的起飛滑跑減小了爬升率和爬升角降低了最大飛行高度航程縮短減小了巡航速度降低了機動性能較高的失速速度較高的進近和著陸速度較長的著陸滑跑前輪或者尾輪過重飛行員必須深入理解重量對自己所飛的特定飛機的性能的影響。飛行前規(guī)劃應該包含性能表的檢查，以確定飛機的重量是否會促成危險的飛行運行。過大的重量本身就降低了飛行員可用的安全余度，當其它降低性能的因素和超載結(jié)合時甚至變的更加危險。飛行員也必須考慮發(fā)生緊急情況時飛機超載的嚴重性。如果起飛時一個發(fā)動機失效，或者在低高度的時候機身結(jié)冰，通常這時降低飛機重量來保持飛機在空中就遲了。重量的變化飛機的重量可以通過變更燃油裝載量來改變。汽油有相當?shù)闹亓?，每加?磅重量，30加侖可能比一位乘客還重。但是必須記住如果重量是通過減少燃油來降低的，那么飛機的航程也被減少了。飛行期間，通常燃油燃燒是飛機重量變化的唯一原因。隨著燃油被消耗，飛機變得越來越輕，性能也得到改善。固定裝置的變化對飛機的重量有重要的影響。一架飛機可能由于安裝額外的無線電和儀表而超載。修理和修正也可能影響飛機的重量。平衡，穩(wěn)定性和重心平衡是指飛機的重心(CG)位置，對飛行中的飛機穩(wěn)定性和安全非常重要。重心是一個點，如果飛機被掛在這個點上，那么飛機會在這點獲得平衡。飛機配平的主要考慮是重心沿縱軸的前后位置。重心不一定是一個固定點；它的位置取決于重量在飛機上的分布。隨著很多裝載物件被移動或者被消耗，重心的位置就有一個合成的偏移。飛行員應該認識到如果飛機的重心沿縱軸太靠前，就會產(chǎn)生頭重現(xiàn)象；相反的，如果重心沿縱軸太靠后，就會產(chǎn)生后重現(xiàn)象。不適當?shù)闹匦奈恢每赡軐е乱环N飛行員不能控制飛機的不穩(wěn)定狀態(tài)。重心相對橫軸的參考位置也很重要。對存在于機身中心線左側(cè)的每一物件的重量，有相等的重量存在于右側(cè)的對應位置。然而，這可能由于橫向的不平衡載荷而弄翻。重心的橫向位置是不計算的，但是飛行員必須知道橫向不平衡條件肯定會導致不利影響的發(fā)生。如果從飛機一側(cè)的油箱不均衡的向發(fā)動機供應燃油，由此燃油載荷管理不善，就會發(fā)生橫向不平衡。飛行員可以通過調(diào)整副翼配平片或者在副翼上保持持續(xù)的控制壓力來抵消發(fā)生的機翼變重狀態(tài)。然而，這把飛機控制置于非流線型的狀態(tài)，增加了阻力，進而降低了運行效率。由于橫向平衡相對容易控制，而縱向平衡更為關鍵，平衡主要指重心的縱向位置。在任何時候，駕駛一架不平衡狀態(tài)的飛機會導致飛行員疲勞增加，明顯的影響飛行安全和效率。飛行員對縱向不平衡的正常糾正就是改變配平來消除過大的控制壓力。然而，過量的配平從效果上不僅降低了氣動效率，還減少了配平所在方向上的基本控制的行程距離。不利平衡的影響不利的平衡狀態(tài)對飛機飛行特性的影響非常類似于過重狀態(tài)下提到的方式。此外，有兩個主要的飛機特性可能被不當平衡嚴重的影響；這些是穩(wěn)定性和控制。頭重狀態(tài)下的載荷會導致控制和抬升機頭時的問題，特別在起飛和著陸時。尾重狀態(tài)下的載荷對縱向穩(wěn)定性有最嚴重的影響，會降低飛機從失速和螺旋中恢復的能力。從尾重載荷產(chǎn)生的另一個不期望的特性是它導致非常輕的控制力。這會使飛行員很容易的無意間使飛機承受過大應力。飛機重心位置的限制是由制造商確立的。這些是重心不能超出的前后位置，否則就不能飛行。這些限制公布在每架飛機的類型證書數(shù)據(jù)表，或者飛機規(guī)格和飛機飛行手冊，或者飛行員操作手冊。如果裝載后，重心沒有位于允許限制內(nèi)，在要起飛前重新布置飛機內(nèi)某些物件的位置是必要的。重心的前面限制通常確定在一個位置，這個位置是根據(jù)飛機的著陸特性得到的。著陸期間，這是飛行的最關鍵階段之一，超出前面的重心限制可能導致前輪的過載；在后三點式起落架飛機上發(fā)生機頭越過；性能降低；較高的失速速度；以及增加控制力。在極端情況下，重心位于前向限制的前面會導致機頭沉重到在著陸時非常困難或者不可能拉平的這種程度。制造商故意的把前向重心限制盡可能的朝后放，以幫助飛行員避免著陸時損壞飛機。除了靜態(tài)和動態(tài)縱向穩(wěn)定性降低，重心位于允許限制范圍之后可能導致的其他不期望影響包括控制極其困難，激烈的失速特性，非常輕的操縱桿力，這會使飛行員很容易無意間對飛機施加過大應力控制。也指定了一個受限制的前向重心極限以確保在最低空速時升降舵有足夠的偏轉(zhuǎn)量。當結(jié)構(gòu)性限制或者大的操縱桿力不能限制前向重心位置時，這時就要求完全升起升降舵來獲得一個著陸需要的大迎角。后面的重心限制是一個最靠后的位置，在這個位置是最嚴重的機動或者操作可以執(zhí)行的極限。隨著重心向后移動，就會發(fā)生穩(wěn)定性降低，它降低了飛機在機動或者紊流之后自我糾正的能力。一些飛機的重心限制，不管是前面限制還是后面限制，可能會隨著飛機總重的不同而變化。它們也可能由于特定的操作而變化，例如特技飛行，起落架收起，或者改變飛行特性的特殊裝載和設備的安裝。重心的實際位置會因為很多變化因素而改變，通常是由飛行員來控制的。行李和貨物的放置會決定重心位置。乘客的座位分配也可以作為一個獲得良好平衡的方法。如果飛機是尾部偏重的，唯一合理的就是把體重大的乘客向前面的座位調(diào)。而且，燃油燃燒也會影響基于油箱位置的重心。重量管理和平衡控制重量和平衡控制應該是所有飛行員都要考慮的事情。飛行員要對特定飛機的載重和燃油(這兩個變化因素都會改變總重和重心位置)管理有所掌控。飛機所有者或者運營者應該確保飛行員可以獲得需要使用的飛機內(nèi)的最新信息，也應該保證在完成維修或者替換之后在飛機記錄中有爭取的記錄。重量變化必須被記錄，在重量和平衡記錄中要有正確的符號。如果適合的話，裝備列表必須及時更新。如果沒有這些信息，飛行員就沒有必要的計算和決定所以來的基礎。在任何飛行之前，飛行員應該確定飛機的重量和平衡狀態(tài)。飛機制造商已經(jīng)設計出基于聲音原理的簡單而有序的程序，用于判斷載荷狀態(tài)。飛行員必須使用這些程序和練習良好的判斷。在很多現(xiàn)代飛機上，基本不可能裝滿行李艙，座位和燃油箱，仍然位于核準的重量和平衡限制范圍內(nèi)。如果承載了最大乘客載荷，通常飛行必須降低燃油載荷或者降低行李的重量。通過計算飛機空重和增加每一個裝載在飛機上的重量，就可以計算總重量。這是很簡單的，但是以這樣一種方式來分布這些重量，即裝載的飛機的總體質(zhì)量在重心處平衡，它必須位于指定的限制范圍內(nèi)，特別是在沒有理解重量和平衡的基本原理時，就會發(fā)生很嚴重的問題。飛機獲得平衡的那個點可以通過定位重心來計算，正如術語的定義中規(guī)定的一樣，重心是一個假象所有的重量都集中在一起的點。為在縱向穩(wěn)定性和升降舵控制之間提供必要的平衡，重心通常稍微位于升力中心的前面。這種載荷狀態(tài)導致飛行時機頭有向下的趨勢，這正是在以大迎角和低速飛行時所期望的。重量和平衡計算的基本原理平衡點(重心)的安全區(qū)域稱為重心范圍。范圍的端點稱為前向重心限制和后向重心限制。這些限制通常以英寸為單位指定，沿飛機縱軸從基準線開始測量?；鶞示€是飛機設計者確立的任意一點，不同的飛機它的位置會變化。前極限后極限從基準線到飛機的任何組成部件或者裝載在飛機上的任何物體的距離稱為力臂。當物體或者部件位于基準線之后時，力臂為正，單位為英寸；如果位于基準線前面，則為負值，單位為英寸。物體或部件的位置通常被稱為測站(station)。如果任何物體或者部件的重量乘以到基準線的距離，那么乘積就是力矩。力矩是對導致重量繞一個點或者軸旋轉(zhuǎn)的重力力量的一種度量，以磅-英寸表示。假設50磅的重量位于板上距離基準線100英寸的點或者測站上。重量的向下力量可以用50磅乘以100英寸來計算，其乘積為一個5000磅英寸的力矩。如圖為了建立一個平衡，必須在板的另一端施加總共為5000磅英寸的力矩。重量和距離的任何組合其乘積為5000磅英寸的力矩就可以平衡這個板。例如，如圖所示，如果一個100磅的重量放置于距離基準線25英寸的一點(測站)，另一個50磅的重量放置于距離基準線50英寸的一點(測站)，兩個重量和它們距離乘積的總和即總力矩為5000磅英寸，它將可以平衡這個模板。

重量和平衡約束應該嚴格的遵守飛機的重量和平衡約束。特定飛機的載荷狀態(tài)和空重可能和飛機飛行手冊/飛行員操作手冊中的不同，因為可能已經(jīng)發(fā)生過設備修理或者替換。飛機飛行手冊中的示例載荷問題只用于指南目的；因此，每一架飛機需要具體對待。盡管一架飛機認證了具體的最大總起飛重量，但是以這樣的載荷起飛不是在所有情況下都是安全的。影響起飛和爬升性能的條件諸如高海拔高度，高的氣溫，以及高的濕度(高密度高度)會要求在飛行前降低重量。起飛前需要考慮的其他因素是跑道長度，跑道表面，跑道坡度，地面風向，以及障礙物的存在。這些因素可能需要在飛行前降低重量。一些飛機的設計使得難以把它裝載成重心超出范圍限制。這些通常是小飛機，它們的坐位，燃油，行李區(qū)域位于靠近重心限制的地方。但是，這些飛機可能被裝載的超重。其他飛機甚至可以被裝載成重心超出限制，甚至在還沒有超出有效載荷的條件下。由于失衡和超重狀態(tài)的影響，飛行員應該總是能夠確保一架飛機被正確的裝載了。飛機平衡的種類對于作用于飛機的各個力，如果不是通過飛機的重心，就要對飛機的重心構(gòu)成力矩，促使飛機轉(zhuǎn)動。引起飛機俯仰轉(zhuǎn)動的力矩叫俯仰力矩，引起飛機偏轉(zhuǎn)的力矩叫偏轉(zhuǎn)力矩，引起飛機滾動的力矩叫滾動力矩。

力矩有三種，飛機的平衡