飞机蒙皮结构
飞机结构详细讲解
2006年12月18日星期一上午 02:25
机翼
机翼是飞机的重要部件之一，安装在机身
上。其最主要作用是产生升力，同时也可以
在机翼内布置弹药仓和油箱，在飞行中可以
收藏起落架。另外，在机翼上还安装有改善
起飞和着陆性能的襟翼和用于飞机横向操
纵的副翼，有的还在机翼前缘装有缝翼等增
加升力的装置。
由于飞机是在空中飞行的，因此和一般的运输工具和机械相比，就有很大的不同。飞机的各个组成部分要求在能够满足结构强度和刚度的情况下尽可能轻，机翼自然也不例外，加之机翼是产生升力的主要部件，而且许多飞机的发动机也安装在机翼上或机翼下，因此所承受的载荷就更大，这就需要机翼有很好的结构强度以承受这巨大的载荷，同时也要有很大的刚度保证机翼在巨大载荷的作用下不会过分变形。
机翼的基本受力构件包括纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头。其中接头的作用是将机翼上的载荷传递到机身上，而有些飞机整个就是一个大的飞翼，如B2隐形轰炸机则根本就没有接头。以下是典型的梁式机翼的结构。
一、纵向骨架机翼的纵向骨架由翼梁、纵
樯和桁条等组成，所谓纵向是指沿翼展方
向，它们都是沿翼展方向布置的。
* 翼梁是最主要的纵向构件，它
承受全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由
凸缘、腹板和支柱构成（如图所示）。凸缘
通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹
板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉
或铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁，
承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。
* 纵樯与翼梁十分相像，二者的区别在于纵
樯的凸缘很弱并且不与机身相连，其长度有
时仅为翼展的一部分。纵樯通常布置在机翼
的前后缘部分，与上下蒙皮相连，形成封闭
盒段，承受扭矩。靠后缘的纵樯还可以悬挂
襟翼和副翼。
* 桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承载能
力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。
二、横向骨架机翼的横向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加强翼肋，横向是指垂直于翼展的方向，它们的安装方向一般都垂直于机翼前缘。
* 普通翼肋的作用是将纵向骨架和蒙皮连成一体，把由蒙皮和桁条传来的空气动力载荷传递给翼梁，并保持翼剖面的形状。
* 加强翼肋就是承受有集中载荷的翼肋。
随着现代航空技术的进步，新的飞行动力理
论的应用，飞机机身的外形也呈现千姿百
态，变化多端，如隐身战斗机所使用的机翼
和机身融为一体的翼身融合体；除去机身和
尾翼的飞翼；除去机翼的升力体机身；以汽
车作为机身的汽车飞机等等。
三、蒙皮蒙皮是包围在机翼骨架外的维形构件，用粘接剂或铆钉固定于骨架上，形成机翼的气动力外形。蒙皮除了形成和维持机翼的气动外形之外，还能够承受局部气动力。早期低速飞机的蒙皮是布质的，而如今飞机的蒙皮多是用硬铝板材制成的金属蒙皮。
* 按机翼的数量分类：可分为单翼机、
双翼机、多翼机等；
* 按机翼的平面形状分类：可分为平直
翼、后掠翼、前掠翼、三角翼等等；
* 按机翼的构造形式分类：可分为构架
式、梁式、壁板式、整体式等等。
此外，机翼的剖面形状也是多种多样，随着生产技术以及流体力学的发展，从早期的平直矩形机翼剖面到后来的流线形剖面、菱形剖面，机翼的升力性能越来越好，相反受到的空气阻力越来越小，也就是说机翼的升力系数越来越大，相同面积的机翼所产生的升力就越来越大。
尽管机翼的外形五花八门、多种多样，然而，不论采用什么样的形状，设计者都必须使飞机具有良好的气动外形，并且使结构重量尽可能的轻。所谓良好的气动外形，是指升力大、阻力小、稳定操纵性好。以下是用来衡量机翼气动外形的主要几何参数
翼展：翼展是指机翼左右翼尖之间的长
度，一般用l表示。
翼弦：翼弦是指机翼沿机身方向的弦
长。除了矩形机翼外，机翼不同地方的翼弦
是不一样的，有翼根弦长b0、翼尖弦长b1。
一般常用的弦长参数为平均几何弦长bav，
其计算方法为：bav＝（b0＋b1）/2。
展弦比：翼展l和平均几何弦长bav的比值叫做展弦比，用λ表示，其计算公式可表示为：λ＝l/ bav。同时，展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大，因此，高速飞机一般采用小展弦比的机翼。
后掠角：后掠角是指机翼与机身轴线的垂线之间的夹角。后掠角又包括前缘后掠角（机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0表示）、后缘后掠角（机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ1表示）及1/4弦线后掠角（机翼1 /4弦线与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0.25表示）。如果飞机的机翼向前掠，则后掠角就为负值，变成了前掠角。
根梢比：根梢比是翼根弦长b0与翼尖弦
长b1的比值，一般用η表示，η＝b0/b1。
相对厚度：相对厚度是机翼翼型的最大厚
度与翼弦b的比值。
除此之外，机翼在安装时还可能带有上
反角或者下反角。
上反角是指机翼基准面和水平面的夹角，当机翼有扭转时，则是指扭转轴和水平面的夹角。当上反角为负时，就变成了下反角(Cathedral angle)。
机身
飞机机身的功用主要是装载人员、货物、燃油、
武器、各种装备和其他物资，它还可用于连接机
翼、尾翼、起落架和其他有关的构件，并把它们
连接成为一个整体。
按照机身的功用，首先在使用方面，应要求它具
有尽可能大的空间，使它的单位体积利用率最
高，以便能装载更多的人和物资，同时连接必须
安全可靠。应有良好的通风加温和隔音设备；视
界必须广调，以利于飞机的起落。
其次在气动方面，它的迎风面积应减小到最小，表面应光滑，形状应流线化而没有突角和缝隙，以便尽可能地减小阻力。
另外，在保证有足够的强度、刚度和抗疲劳的能力情况下，应使它的重量最轻。对于具
有气密座舱的机身，抗疲劳的能力尤为重要。
飞机机身的型式一般有机身型、船身型和短舱型，机身型是陆上飞机的机体，水上飞机机体一般采用船身型，至于短舱型则是没有尾翼的机体，它包括双机身和双尾撑。
另外，二战中还有一种侦察/轰炸飞机，
介于双机身和双尾撑形式之间：一侧机
身有座舱，另一侧机身则连接尾翼，这
种不对称布局在飞机上较少见。机身的
外形和发动机的类型、数目及安装位置
有关。例如活塞发动机螺旋桨式飞机的
机身，就与喷气式发动机飞机的机身有
所不同。
从机身外形来看，不外乎侧面形状和剖面形状两种。侧面形状一般为拉长的流线体。现代飞机的侧面形状受到驾驶舱的很大影响。有的驾驶舱平滑地露于气流之中，有的则埋藏在机身之内，前者多用于中小型飞机，后者多用于大型飞机。
现代超音速战斗机根据跨音速飞行的阻力特点，首先采用了跨音速面积律，即安装机翼部位的机身截面适当缩小，形成蜂腰机身；其次它的机头往往做得很尖，或者在头部用空速管作为激波杆，远远地伸出在迎面气流之中。这也有助于削弱激波的强度，减小波阻；第三是随着速度的不断增长，飞机机身的“长细比”不断增大，即用细而长的旋转体作机身。现代超音速飞机机身的长细比已超过10。所谓长细比即是机身长度与机身剖面的最大直径的比值，这一比值越大，则机身越细越长。而且随着速度的提高，飞机机身相对于机翼尺寸也越来越大。
还有些超音速飞机为了减小阻力，尽量将驾驶舱
埋藏于机身外形轮廓线之内。这样就使得飞机在
着陆时座舱视界大大恶化。为了改善这种情况，
就将机头做成活动的，着陆时可以下垂。例如
“协和”号超音速旅客机机头就可下垂17.5度。
其机头可有三种状态。超音速飞行时，机头呈流线形；亚音速飞行时，档整流罩放下，以扩大驾驶员的视界；进场和着陆时则全部下垂，驾驶员视界就更扩大了。常用的机身剖面形状有圆、椭圆、方、梯形等，这些形状适用于不同用途及速度范围的飞机。例如低速飞机可用方形，而具有气密座舱的高亚音速大型客机，则多用圆形或椭圆形。喷气式战斗机一般采用不规则的形状。
随着现代航空技术的进步，新的飞行动
力理论的应用，飞机机身的外形也呈现
千姿百态，变化多端，如隐身战斗机所
使用的机翼和机身融为一体的翼身融
合体；除去机身和尾翼的飞翼；除去机
翼的升力体机身；以汽车作为机身的汽
车飞机等等。
起落架
大家都知到，任何人造的飞行器都有离地升空的过程，而且除了
一次性使用的火箭导弹和不需要回收的航天器之外，绝大部分飞
行器都有着陆或回收阶段。对飞机而言，实现这一起飞着陆功能
的装置主要就是起落架。
起落架就是飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时用于支撑飞
机重力，承受相应载荷的装置。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。
在过去，由于飞机的飞行速度低，对飞机气动外形的要求不十分
严格，因此飞机的起落架都是固定的，这样对制造来说不需要有
很高的技术。当飞机在空中飞行时，起落架仍然暴露在机身之外。
随着飞机飞行速度的不断提高，飞机很快就跨越了音速的障碍，
由于飞行的阻力随着飞行速度的增加而急剧增加，这时，暴露在
外的起落架就严重影响了飞机的气动性能，阻碍了飞行速度的进
一步提高。
因此，人们便设计出了可收放的起落架，当飞机在空中飞行时就将起落架收到机翼或机身之内，以获得良好的气动性能，飞机着陆时再将起落架放下来。
然而，有得必有失，这样做的不足之处是由于起落架增加了复杂
的收放系统，使得飞机的总重增加。但总的说来是得大于失，因
此现代飞机不论是军用飞机还是民用飞机，它们的起落架绝大部
分都是可以收放的，只有一小部分超轻型飞机仍然采用固定形式
的起落架（如蜜蜂系列超轻型飞机）。
起落架的布置形式是指飞机起落架支柱(支点)的数目和其相对于飞机重心的布置特点。目前，飞机上通常采用四种起落架形式：
* 后三点式：这种起落架有一个尾支柱和两个主起落架。并且飞机的重心在主起落架之后。后三点式起落架多用于低速飞机上。
前三点式：这种起落架有一个前支柱和两个主起落架。并且飞机的重心在主起落架之前。前三点式起落架目前广泛应用于高速飞机上。
* 自行车式：这种起落架除了在飞机重心前后各有一个主起落架外，还具有翼下支柱，即在飞机的左、右机翼下各有一个辅助轮。
* 多支柱式：这种起落架的布置形式与前三点式起落架类似，飞
机的重心在主起落架之前，但其有多个主起落架支柱，一般用于
大型飞机上。如美国的波音747旅客机、C-5A(军用运输机（起飞
质量均在350吨以上)以及苏联的伊尔86旅客机(起飞质量206
吨)。显然，采用多支柱、多机轮可以减小起落架对跑道的压力，
增加起飞着陆的安全性。
在这四种布置形式中，前三种是最基本的起落架形式，多支柱式可以看作是前三点式的改进形式。目前，在现代飞机中应用最为广泛的起落架布置形式就是前三点式。
起落架的结构分类
* 构架式起落架
构架式起落架的主要特点是：它通过承力构架将机轮与机翼或机Array身相连。承力构架中的杆件及减震支柱都是相互铰接的。它们只
承受轴向力(沿各自的轴线方向)而不承受弯矩。因此，这种结构
的起落架构造简单，质量也较小，在过去的轻型低速飞机上用得
很广泛。但由于难以收放，现代高速飞机基本上不采用。
* 支柱式起落架
支柱式起落架的主要特点是：减震器与承力支柱合而为一，机轮
直接固定在减震器的活塞杆上。减震支柱上端与机翼的连接形式
取决于收放要求。对收放式起落架，撑杆可兼作收放作动筒。扭
矩通过扭力臂传递，亦可以通过活塞杆与减震支柱的圆筒内壁采
用花键连接来传递。这种形式的起落架构造简单紧凑，易于放收，
而且质量较小，是现代飞机上广泛采用的形式之一。
支柱式起落架的缺点是：活塞杆不但承受轴向力，而且承受弯矩，
因而容易磨损及出现卡滞现象，使减震器的密封性能变差，不能
采用较大的初压力。
* 摇臂式起落架
摇臂式起落架的主要特点是：机轮通过可转动的摇臂与减震
器的活塞杆相连。减震器亦可以兼作承力支柱。这种形式的活塞
只承受轴向力，不承受弯矩，因而密封性能好，可增大减震器的
初压力以减小减霞器的尺寸，克服了支柱式的缺点，在现代飞机
上得到了广泛的应用。摇臂式起落架的缺点是构造较复杂，接头
受力较大，因此它在使用过程中的磨损亦较大。
水平尾翼
水平尾翼简称平尾，安装在机身后部，主要用于保持飞机在飞行中的稳定性和控制飞机的飞行姿态。尾翼的内部结构与机翼十分相似，通常都是由骨架和蒙皮构成，但它们的表面尺寸一般较小，厚度较薄，在构造形式上有一些特点。一般来说，水平尾翼由固定的水平安定面和可偏转的升降舵组成。
* 水平安定面
安定面的作用是使飞机具有适当的静
稳定性。当飞机在空中作近似匀速直线运动
飞行时，常常会受到各种上升气流或者侧向
风的影响，此时飞机的航行姿态就会发生改
变，飞机会围绕质心左右（偏航）、上下（俯
仰）以及滚转。如果飞机是静不稳定的，就
无法自动恢复到原来的飞行姿态，即如果飞
机受到风的扰动而抬头，那么飞机就会持续
抬头，而且当这股扰动气流消失以后，飞机
就会保持抬头姿态，而无法恢复到原来的姿
态。
飞机的水平安定面就能够使飞机在俯仰方向上（即飞机抬头或低头）具有静稳定性。水平安定面是水平尾翼中的固定翼面部分。当飞机水平飞行时，水平安定面不会对飞机产生额外的力矩；而当飞机受到扰动抬头时，此时作用在水平安定面上的气动力就会产生一个使飞机低头的力矩，使飞机恢复到水平飞行姿态；同样，如果飞机低头，则水平安定面产生的力矩就会使飞机抬头，直至恢复水平飞行为止。
* 升降舵
上面所说的情况是假设飞机作自由运
动，而没有飞行员操纵。当我们需要操纵飞
机抬头或低头时，水平尾翼中的升降舵就会
发生作用。升降舵是水平尾翼中可操纵的翼
面部分，其作用是对飞机进行俯仰操纵。当
需要飞机抬头向上飞行时，驾驶员就会操纵
升降舵向上偏转，此时升降舵所受到的气动
力就会产生一个抬头的力矩，飞机就抬头向上了（如上图所示）。反之，如果驾驶员操纵升降舵向下偏转，飞机就会在气动力矩的作用下低头。
随着飞机的不断发展，为了进一步提高飞机的操纵性能，尤其是在超音速飞行时的操纵能力，如今许多超音速飞机（尤其是高性能的战斗机，如俄罗斯的Su－27、美国的F－15“鹰”战斗机等）都将水平尾翼设计成可偏转的整体，称为全动平尾。
全动平尾是将飞机的水平安定面和升降舵合而为一的部件，它通过转轴与机身结合，飞行员可以控制整个平尾偏转，这使得飞机的操纵性能大大提高。根据转轴的安排形式，全动平尾可分为两大类：直轴式全动平尾和斜轴式全动平尾。
* 直轴式全动平尾
直轴式全动平尾的转轴与机身轴线相垂直，
构造比较简单，适用于小展弦比的梯形和三
角形平尾。其缺点是空气动力载荷对转轴的
扭矩较大。
* 斜轴式全动平尾
斜轴式全动平尾的转轴与机身轴线不
垂直，往往带有一定的后掠角，适用于后掠
平尾。斜轴式全动平尾的优点是便于将转轴
安排在平尾翼型最大厚度线附近，也有利于
减小空气动力载荷对转轴的扭矩。其缺点
是：转轴在机身内的安排比较复杂，此外，
如果要在左右转轴连接处用一个摇臂推动
两边的平尾同时偏转，则接头的构造相当复
杂。
垂直尾翼
垂直尾翼简称垂尾，也叫做立尾，安装在机身后部，其功能与水平尾翼类似，也是用来保持飞机在飞行中的稳定性和控制飞机的飞行姿态。不同的是垂直尾翼是使飞机在左右（偏航）方向具有一定的静稳定性，并控制飞机在左右（偏航）方向的运动。同水平尾翼一样，垂直尾翼由固定的垂直安定面和可偏转的方向舵组成。
垂直安定面
飞机的垂直安定面的作用是使飞机在偏航方向上（即飞机左转或右转）具有静稳定性。垂直安定面是垂直尾翼中的固定翼面部分。当飞机沿直线作近似匀速直线运动飞行时，垂直安定面不会对飞机产生额外的力矩，但当飞机受到气流的扰动，机头偏向左或右时，此时作用在垂直安定面上的气动力就会产生一个与偏转方向相反的力矩，使飞机恢复到原来的飞行姿态。而且一般来说，飞机偏航得越厉害，垂直安定面所产生的恢复力矩就越大。
方向舵
方向舵是垂直尾翼中可操纵的翼面部分，其作用是对飞机进行偏航操纵。上面所说
的情况是假设飞机作自由运动，而没有飞行员操纵。当我们需要控制飞机的航向时，飞
行员就可以操纵垂直尾翼中的方向舵达到偏航的目的。
方向舵是垂直尾翼中可操纵的翼面部
分，其作用是对飞机进行偏航操纵。上面所
说的情况是假设飞机作自由运动，而没有飞
行员操纵。当我们需要控制飞机的航向时，
飞行员就可以操纵垂直尾翼中的方向舵达
到偏航的目的。
方向舵的操纵原理与升降舵类似，当飞机需要左转飞行时，驾驶员就会操纵方向舵
向左偏转，此时方向舵所受到的气动力就会产生一个使机头向左偏转的力矩，飞机的航
向也随之改变。同样，如果驾驶员操纵方向舵向右偏转，飞机的机头就会在气动力矩的
作用下向右转。
操纵系统
传递操纵指令、驱动舵面和其他机构以控制飞机飞行姿态的系统称为操纵系统。根据操纵指令的来源，可分为人工操纵系统（由主操纵系统和辅助操纵系统组成）和自动控制系统。
主操纵系统用于控制飞机飞行轨迹和姿态，由升降舵、副翼和方向舵的操纵机构组成。主操纵系统应使驾驶员有位移和力的变化感觉，这是它与辅助操纵系统的主要差别。辅助操纵系统包括调整片、襟翼、减速板、可调安定面和机翼变后掠角操纵机构等。它们的操纵只是靠选择相应开关位置，通过电信号接通电动机或液压作动筒来完成。自动控制系统的操纵指令来自系统的传感器，能对外界的扰动自动作出反应，以保持规定的飞行状态，改善飞机飞行品质。常用的自动控制系统有自动驾驶仪、各种增稳系统、自动着陆系统和主动控制系统。自动控制系统经历了由简单初级到复杂完善的发展过程。先后出现了机械式操纵、可逆、不可逆助力操纵和电传操纵，并在电传操纵基础上发展了主动控制技术。