课程设计报告飞机襟翼设计

课程设计(论文)

院（系）名称 专业名称 题目名称 学生姓名 班级/学号 指导教师 成

航空科学与工程学院 飞行器设计与工程 襟翼结构初步设计

王立峰

绩

2012年 9 月

北京航空航天大学

本科生课程设计（论文）任务书

Ⅰ、课程设计（论文）题目：襟翼结构初步设计

Ⅱ、课程设计（论文）使用的原始资料（数据）及设计技术要求：

图1

1 机翼翼型参数（翼型，根弦长度br，尖弦长度bt，展长l，后掠角A） 2 襟翼基本参数(相对弦长b襟翼/b机翼，相对展长 l襟翼/l机翼，偏角 As) 襟翼离翼根均为30cm； 3 襟翼设计载荷（前缘气动载荷P，载荷分布直线，最大载荷点距襟翼前缘5cm）

Ⅲ、课程设计（论文）工作内容：

2、分析和确定襟翼的运动方式，画出运动图 3、根据给定的设计载荷设计襟翼结构。

4

、选择3

个以上关键部件进行强度分析。重量估算。

5、根据设计结果，绘制襟翼的装配图。选择3个以上的零件画出零件图。

图纸必须 6、符合规范。

7、完成课程设计报告。

一、襟翼的常见结构和载荷情况：

1.1 襟翼的常见结构：

简单襟翼：简单襟翼与副翼形状相似,放下简单襟翼,相当于改变了机切面形状,使机翼更加弯曲。这样,空气流过机翼上表面,流速加快,压力降低;而流过机翼下表面,流速减慢,压力提高。因而机翼上、下压力差增大,升力增大。可是,襟翼放下之后,机翼后缘涡流区扩大,机翼前后压力差增大,故阻力同时增大。襟翼放下角度越大,升力和阻力也增大得越多。 分裂襟翼

这种襟翼本身象一块薄板,紧贴于机翼后缘。放下襟翼,在后缘和机翼之间,形成涡流区,压力降低,对机翼上表面的气流有吸引作用,使其流速增大,上下压差增大,既增大了升力,同时又延缓了气流分离。另一方面,放下襟翼,机翼翼剖面变得更弯曲,使上、下表面压力差增大,升力增大。由于以上两方面的原因,放下分裂襟翼的增升效果相当好,一般最大升力系数可增大75-85%。但因大迎角放下襟翼,上表面的最低压力点的压力更小了,使气流更易提前分离,故临界迎角有所减小。

开缝襟翼

开缝襟翼是在简单襟翼的基础上改进而成的。放下开缝襟翼,一方面襟翼前缘和机翼后缘之间形成缝隙,下表面高压气流,通过缝隙高速流向上表面后缘,使上翼面附面层中空气流速加大,延缓了气流的分离,提高最大升力系数。另一方面,放下开缝襟翼,使机翼更加弯曲,也有提高升力的作用。所以开缝襟翼的增升效果比较好,最大升力系数一般可增大85-95%,而临界迎角降低不多。因此它是中、小型飞机主要采用的类型。 设计：后缘襟翼。

分类：简单襟翼：偏角不宜大于15度

固定铰链单缝襟翼：有效偏角40度，用于轻型飞机

有导轨单缝襟翼：用于轻中型运输机，增升特点比固定铰链单缝襟翼好

固定铰链和导流片双缝襟翼：大偏角时优于单缝襟翼，但起飞时阻力大

三缝襟翼：高翼载的运输机增生效果好，阻力小，但结构复杂，质量重

富勒式襟翼：可偏转较大角度，减少阻力，但结构复杂，质量重，设计困难

吹风襟翼：高压气流从小缝吹出，延迟气流分离。增生效果极佳。 翼梁主要结构：单梁，双梁，三梁，小间距多肋组合结构。抗疲劳能

力强

在襟翼导轨和制动器连接的位置，必须设置加强肋。。其他翼肋一般为带有减轻空的弯板肋或者桁架肋。蒙皮一般经化学铣工和机械加工。连接部位带加强凸台，也可用等厚蒙皮加锯齿形带板与梁缘条相连。蒙皮一般可拆卸。翼梁可以选用挤压型材，腹板和立柱铆接梁，也可以是弯板槽形梁，加立柱和减轻孔。襟翼后梁采用蜂窝夹心结构。

1.2 襟翼的载荷情况：

A、弯矩和剪力分析 本方案设计的是单缝襟翼，襟翼展长为4m，设置三个铰支点。采用单梁式结构。为方便计算将襟翼简化成后缘一个多支点梁。承受着剪力、弯矩和扭矩。并将所受载荷简化为

图3 载荷分布

弯矩和剪力由襟翼主梁完全承担。而扭矩则由襟翼截面闭室全部承担。剪力由梁腹板承担，正应力由梁的上下缘条承担。如图3。 设计原始数据：

2011

力强

在襟翼导轨和制动器连接的位置，必须设置加强肋。。其他翼肋一般为带有减轻空的弯板肋或者桁架肋。蒙皮一般经化学铣工和机械加工。连接部位带加强凸台，也可用等厚蒙皮加锯齿形带板与梁缘条相连。蒙皮一般可拆卸。翼梁可以选用挤压型材，腹板和立柱铆接梁，也可以是弯板槽形梁，加立柱和减轻孔。襟翼后梁采用蜂窝夹心结构。

1.2 襟翼的载荷情况：

A、弯矩和剪力分析 本方案设计的是单缝襟翼，襟翼展长为4m，设置三个铰支点。采用单梁式结构。为方便计算将襟翼简化成后缘一个多支点梁。承受着剪力、弯矩和扭矩。并将所受载荷简化为

图3 载荷分布

弯矩和剪力由襟翼主梁完全承担。而扭矩则由襟翼截面闭室全部承担。剪力由梁腹板承担，正应力由梁的上下缘条承担。如图3。 设计原始数据：

图4 翼面载荷分布

B、作用在襟翼上的分布载荷

由给定的翼型数据，最大载荷点距襟翼前缘为5cm。现在要确定襟翼主梁的位置，主梁应不承受扭矩。如图七。

以襟翼根部截面为研究对象，b根=2，4×0.30=0.72m 设主梁距前缘为acm

解得 a=0.226m 相对于根部弦长，位于31.5%处 以襟翼尖部截面为研究对象，b尖=1.5×0.30=0.45m 尖部所受合力

解，得 b=0.18m 相对于尖部弦长，位于40%处

由于载荷沿展向为线性分布，故可以确定集中力的等效位置，大概位于各弦长的31.5%到40%左右处。由于差距较小，为方便计算，故选取统一的位置为37%处。为了减少主梁的受力，可将主梁安置与集中力载荷处，这样受到的等效扭矩可以忽略。

选取合适的三点铰支位置

悬挂点数量和位置确定的基本原则是：保证使用可靠、转动灵活、操纵面和悬臂接头的综合质量轻。增加悬挂点的数量可以使操纵面受到的弯矩减小，减轻了操纵面的质量，但增加了悬臂接头的质量和运动协调的难度；减少悬挂点的数目，运动协调容易，但操纵面上的弯矩大，且不符合损伤容限设计思想。在本设计案例中，因襟翼展长为全翼展长的25%，且出于降低结构静不定度数以简化计算的考虑，选取的悬挂点数目为3，则襟翼近似为一多支点梁受力模型，为一度静不定问题。为避免开口区不能传递剪流引起的补强问题，及由此导致的结构重量的增加，尽量减少开口区。故将两个悬挂点布置在襟翼两端，置于机翼里，另一悬挂点位于襟翼展长中间位置。为保证在机翼受载发生弯曲变形时不致出现襟翼卡死的现象，故悬挂接头一般有设计补偿。即除一个接头完全固定外，其余接头都有设计补偿，以便装配可调和运动协调。

沿展向从襟翼根部到尖部，襟翼展长l襟翼=18×0.25=4.5m，单位展向长度截面所受合力

F=0.5×b截×P截=0.5×0.25*×(850t+750) =44.6 t2 +345t+270(0≤t≤4，t=0对应于襟翼根部)

载荷沿展向分布大致如下

图5 展向分布

采用3处铰接，如图八

该问题变为1度静不定问题，利用材料力学中的力法原理，将问题转化：解除中间铰接，用向下的力代替其作用，约束条件为中部铰接处位移为0。

经计算得剪力及弯矩图如下：

图6 襟翼在设计载荷下的剪力图 图7 襟翼在设计载荷下的弯矩图

二、襟翼载荷（剪流）分析

进一步简化襟翼截面：认为襟翼只有一根梁。则襟翼截面将只有两个闭室。由飞行器结构力学可知：如果前缘闭室的面积和扭转刚度足够大，作用在襟翼上的绝大部分扭矩将由前缘闭室承担。

下面，我们将按照单闭室结构，用工程梁理论计算襟翼剖面上的剪流： 首先，得把截面气动载荷简化成集中力，并找到它的作用点，这也是襟翼剪力在截面上的作用点。如图十一。

在截面x轴上取一点x0，对这点取矩：得

ba

到集中力的作用点xb

3

把主梁布置在1/3弦长处。为保证前缘闭室的刚度，我们假设前缘蒙皮和主梁腹板都足够厚。（根据经验，小飞机的襟翼的蒙皮3mm厚即可）。

计算剪流时可能还会遇上同时使用不同材料的问题。进一步简化襟翼模型

图8：

1、

认为襟翼是全铝合金结构的。主梁由一块铝板弯边得到。故各部件的减缩系数Φ都等于1，放心计算！

2、

2、认为只有主梁承受正应力，简化S~

x的计算。

3、按照结构力学课程讲义重新定义坐标系，并忽略腹板高度与襟翼最大高度（也就是前缘直径）之间的差别。 简化后的截面图见下面。

qqQq0

d2* qQJS~



AQkx：Jox ，k1；Q由前面的剪力图读取。 ox2 S~

~~~dA~x,120，Sx,23Sx,34Sx,452

， Sx,520

Q 于是：{

qQ,蒙皮d

qQ,腹板0

*qT0

MqQds



其中Mba

TQy(ed)，这里，ea

3

， qQQds

d2(chorddd

32)2 图9

2Sd2

闭室

42dchordd

3

2 综上所述：qqQq0，前缘蒙皮的剪流为：

QchordqQQ(ed)d2(3)d/2d

2前蒙

d

d2 42dchord

3d/2

主梁腹板上的剪流为：

载荷简化

q腹板

Qchordd

Q(ed)2()d/2

d32

d2chord

2dd/243

三、襟翼结构的设计

图10

图11

主要尺寸的确定及重量估算 4.1 确定主要尺寸

襟翼主要承力部件是主梁（缘条+腹板）和前缘闭室（蒙皮+腹板）。在这一节，我们只计算腹板、缘条和前缘蒙皮的尺寸。由于飞机设计手册关于结构设计的部分未给出具体的计算公式，忽略铆钉孔对这些构件造成的削弱。 A、腹板：

按照剪切破坏模式

tQ

hb

在这，Q——计算截面的剪力（见前面） h——腹板高度

b——材料剪切强度极限

按剪切失稳破坏模式，我们查到的公式边界条件与这里的不符，故忽

略。

因为前缘闭室可看作受纯剪切：按第三强度准则，有数据代入：

b

b

2

Qmax12N

材料初选LY-12M：有b220MPa，近似认为腹板高度h则t腹板

b

b

2

110

MPa

22

d0.0540.043m(36mm) 33

Qmax

2.53mm hb

出于防止失稳考虑，实际上的腹板厚度t腹板3mm，可见气动载荷对腹板的影响很小。 B、前缘蒙皮：

A=0.223,b=0.497,e=0.4，chord=0.72，span=0.45

把第8组数据代入剪流计算公式，得腹板剪qmax4200（SI），蒙皮剪流

q3879（SI）



t

4200

b，b=110MPa t

4200

b

0.38mm

故根据经验取t=4mm。后闭室基本不参与传扭，仅从防失稳考虑，取t=4mm。 C、主梁缘条：

认为弯矩全部由主梁角铝的两个弯边承受。设弯边的宽度为B。则对主梁：

d

Bt腹板2

23

WZdBt腹板

d33抗弯截面系数

2

则，

ZZ腹板

以第3组数据代入：b220MPa(LY-12M) B0.46mm

这样，缘条的宽度改由工艺性决定，取5mm。

质量平衡及铰链位置的计算 质量平衡可以减少襟翼与翼面耦合颤振的可能性。通常襟翼铰链位置靠 图12

前，静力平衡要求在襟翼前缘加配重。下图我们重申一下襟翼的构成（为简化计算，忽略了斜肋）。 前缘闭室：前缘蒙皮：4mm 前闭室肋╳8：2mm 主梁：角铝：5mm 后闭室：后缘蒙皮2mm 斜肋╳2：2mm 蜂窝夹层：ρ=40kg/m2 楔形块

除蜂窝夹层外，其余部件材料都是LY-12, ρ=2700kg/m2

4.2 质量估算：

A、前缘蒙皮：

忽略中央铰链开口和补强斜肋用的带板，忽略后缘角。如图十四。前缘蒙皮质量

dchordd

m前缘2t前缘span铝

23 代入数据得：m前缘7.94kg 图13

2011

B、前闭室肋：

S

肋面积

d2

chorddd832， 

m肋St肋铝

单个肋的质量，

代入数据S0.0126m2，m肋0.01260.00227000.043kg 8个肋共计0.43kg。 C、主梁：

不考虑两端吊耳，简化成如图十五结构。

d2dd

m梁t腹板span铝

333

代入数据，

4

m梁0.0540.0044.527003.5kg

3

D、后闭室蒙皮：

共两块（一上一下），近似计算。

代入数据，

m后蒙

2

chordspant后蒙铝3

图十四 主梁

2

m后辆0.724.50.002270011.6kg

3

上下两片共23.2kg E、蜂窝夹层：

一般的铝蜂窝夹层密度从25kg/m3到 63 kg/m3 不等，如图十六。在此取40 kg/m3

m蜂窝

2d21

chordspan铝蜂窝332

代入数据

m蜂窝

221

0.0540.724.5401.55kg 332

图15 蜂窝夹层

课程设计(论文)

院（系）名称 专业名称 题目名称 学生姓名 班级/学号 指导教师 成

航空科学与工程学院 飞行器设计与工程 襟翼结构初步设计

王立峰

绩

2012年 9 月

北京航空航天大学

本科生课程设计（论文）任务书

Ⅰ、课程设计（论文）题目：襟翼结构初步设计

Ⅱ、课程设计（论文）使用的原始资料（数据）及设计技术要求：

图1

1 机翼翼型参数（翼型，根弦长度br，尖弦长度bt，展长l，后掠角A） 2 襟翼基本参数(相对弦长b襟翼/b机翼，相对展长 l襟翼/l机翼，偏角 As) 襟翼离翼根均为30cm； 3 襟翼设计载荷（前缘气动载荷P，载荷分布直线，最大载荷点距襟翼前缘5cm）

Ⅲ、课程设计（论文）工作内容：

2、分析和确定襟翼的运动方式，画出运动图 3、根据给定的设计载荷设计襟翼结构。

4

、选择3

个以上关键部件进行强度分析。重量估算。

5、根据设计结果，绘制襟翼的装配图。选择3个以上的零件画出零件图。

图纸必须 6、符合规范。

7、完成课程设计报告。

一、襟翼的常见结构和载荷情况：

1.1 襟翼的常见结构：

简单襟翼：简单襟翼与副翼形状相似,放下简单襟翼,相当于改变了机切面形状,使机翼更加弯曲。这样,空气流过机翼上表面,流速加快,压力降低;而流过机翼下表面,流速减慢,压力提高。因而机翼上、下压力差增大,升力增大。可是,襟翼放下之后,机翼后缘涡流区扩大,机翼前后压力差增大,故阻力同时增大。襟翼放下角度越大,升力和阻力也增大得越多。 分裂襟翼

这种襟翼本身象一块薄板,紧贴于机翼后缘。放下襟翼,在后缘和机翼之间,形成涡流区,压力降低,对机翼上表面的气流有吸引作用,使其流速增大,上下压差增大,既增大了升力,同时又延缓了气流分离。另一方面,放下襟翼,机翼翼剖面变得更弯曲,使上、下表面压力差增大,升力增大。由于以上两方面的原因,放下分裂襟翼的增升效果相当好,一般最大升力系数可增大75-85%。但因大迎角放下襟翼,上表面的最低压力点的压力更小了,使气流更易提前分离,故临界迎角有所减小。

开缝襟翼

开缝襟翼是在简单襟翼的基础上改进而成的。放下开缝襟翼,一方面襟翼前缘和机翼后缘之间形成缝隙,下表面高压气流,通过缝隙高速流向上表面后缘,使上翼面附面层中空气流速加大,延缓了气流的分离,提高最大升力系数。另一方面,放下开缝襟翼,使机翼更加弯曲,也有提高升力的作用。所以开缝襟翼的增升效果比较好,最大升力系数一般可增大85-95%,而临界迎角降低不多。因此它是中、小型飞机主要采用的类型。 设计：后缘襟翼。

分类：简单襟翼：偏角不宜大于15度

固定铰链单缝襟翼：有效偏角40度，用于轻型飞机

有导轨单缝襟翼：用于轻中型运输机，增升特点比固定铰链单缝襟翼好

固定铰链和导流片双缝襟翼：大偏角时优于单缝襟翼，但起飞时阻力大

三缝襟翼：高翼载的运输机增生效果好，阻力小，但结构复杂，质量重

富勒式襟翼：可偏转较大角度，减少阻力，但结构复杂，质量重，设计困难

吹风襟翼：高压气流从小缝吹出，延迟气流分离。增生效果极佳。 翼梁主要结构：单梁，双梁，三梁，小间距多肋组合结构。抗疲劳能

力强

在襟翼导轨和制动器连接的位置，必须设置加强肋。。其他翼肋一般为带有减轻空的弯板肋或者桁架肋。蒙皮一般经化学铣工和机械加工。连接部位带加强凸台，也可用等厚蒙皮加锯齿形带板与梁缘条相连。蒙皮一般可拆卸。翼梁可以选用挤压型材，腹板和立柱铆接梁，也可以是弯板槽形梁，加立柱和减轻孔。襟翼后梁采用蜂窝夹心结构。

1.2 襟翼的载荷情况：

A、弯矩和剪力分析 本方案设计的是单缝襟翼，襟翼展长为4m，设置三个铰支点。采用单梁式结构。为方便计算将襟翼简化成后缘一个多支点梁。承受着剪力、弯矩和扭矩。并将所受载荷简化为

图3 载荷分布

弯矩和剪力由襟翼主梁完全承担。而扭矩则由襟翼截面闭室全部承担。剪力由梁腹板承担，正应力由梁的上下缘条承担。如图3。 设计原始数据：

2011

力强

在襟翼导轨和制动器连接的位置，必须设置加强肋。。其他翼肋一般为带有减轻空的弯板肋或者桁架肋。蒙皮一般经化学铣工和机械加工。连接部位带加强凸台，也可用等厚蒙皮加锯齿形带板与梁缘条相连。蒙皮一般可拆卸。翼梁可以选用挤压型材，腹板和立柱铆接梁，也可以是弯板槽形梁，加立柱和减轻孔。襟翼后梁采用蜂窝夹心结构。

1.2 襟翼的载荷情况：

A、弯矩和剪力分析 本方案设计的是单缝襟翼，襟翼展长为4m，设置三个铰支点。采用单梁式结构。为方便计算将襟翼简化成后缘一个多支点梁。承受着剪力、弯矩和扭矩。并将所受载荷简化为

图3 载荷分布

弯矩和剪力由襟翼主梁完全承担。而扭矩则由襟翼截面闭室全部承担。剪力由梁腹板承担，正应力由梁的上下缘条承担。如图3。 设计原始数据：

图4 翼面载荷分布

B、作用在襟翼上的分布载荷

由给定的翼型数据，最大载荷点距襟翼前缘为5cm。现在要确定襟翼主梁的位置，主梁应不承受扭矩。如图七。

以襟翼根部截面为研究对象，b根=2，4×0.30=0.72m 设主梁距前缘为acm

解得 a=0.226m 相对于根部弦长，位于31.5%处 以襟翼尖部截面为研究对象，b尖=1.5×0.30=0.45m 尖部所受合力

解，得 b=0.18m 相对于尖部弦长，位于40%处

由于载荷沿展向为线性分布，故可以确定集中力的等效位置，大概位于各弦长的31.5%到40%左右处。由于差距较小，为方便计算，故选取统一的位置为37%处。为了减少主梁的受力，可将主梁安置与集中力载荷处，这样受到的等效扭矩可以忽略。

选取合适的三点铰支位置

悬挂点数量和位置确定的基本原则是：保证使用可靠、转动灵活、操纵面和悬臂接头的综合质量轻。增加悬挂点的数量可以使操纵面受到的弯矩减小，减轻了操纵面的质量，但增加了悬臂接头的质量和运动协调的难度；减少悬挂点的数目，运动协调容易，但操纵面上的弯矩大，且不符合损伤容限设计思想。在本设计案例中，因襟翼展长为全翼展长的25%，且出于降低结构静不定度数以简化计算的考虑，选取的悬挂点数目为3，则襟翼近似为一多支点梁受力模型，为一度静不定问题。为避免开口区不能传递剪流引起的补强问题，及由此导致的结构重量的增加，尽量减少开口区。故将两个悬挂点布置在襟翼两端，置于机翼里，另一悬挂点位于襟翼展长中间位置。为保证在机翼受载发生弯曲变形时不致出现襟翼卡死的现象，故悬挂接头一般有设计补偿。即除一个接头完全固定外，其余接头都有设计补偿，以便装配可调和运动协调。

沿展向从襟翼根部到尖部，襟翼展长l襟翼=18×0.25=4.5m，单位展向长度截面所受合力

F=0.5×b截×P截=0.5×0.25*×(850t+750) =44.6 t2 +345t+270(0≤t≤4，t=0对应于襟翼根部)

载荷沿展向分布大致如下

图5 展向分布

采用3处铰接，如图八

该问题变为1度静不定问题，利用材料力学中的力法原理，将问题转化：解除中间铰接，用向下的力代替其作用，约束条件为中部铰接处位移为0。

经计算得剪力及弯矩图如下：

图6 襟翼在设计载荷下的剪力图 图7 襟翼在设计载荷下的弯矩图

二、襟翼载荷（剪流）分析

进一步简化襟翼截面：认为襟翼只有一根梁。则襟翼截面将只有两个闭室。由飞行器结构力学可知：如果前缘闭室的面积和扭转刚度足够大，作用在襟翼上的绝大部分扭矩将由前缘闭室承担。

下面，我们将按照单闭室结构，用工程梁理论计算襟翼剖面上的剪流： 首先，得把截面气动载荷简化成集中力，并找到它的作用点，这也是襟翼剪力在截面上的作用点。如图十一。

在截面x轴上取一点x0，对这点取矩：得

ba

到集中力的作用点xb

3

把主梁布置在1/3弦长处。为保证前缘闭室的刚度，我们假设前缘蒙皮和主梁腹板都足够厚。（根据经验，小飞机的襟翼的蒙皮3mm厚即可）。

计算剪流时可能还会遇上同时使用不同材料的问题。进一步简化襟翼模型

图8：

1、

认为襟翼是全铝合金结构的。主梁由一块铝板弯边得到。故各部件的减缩系数Φ都等于1，放心计算！

2、

2、认为只有主梁承受正应力，简化S~

x的计算。

3、按照结构力学课程讲义重新定义坐标系，并忽略腹板高度与襟翼最大高度（也就是前缘直径）之间的差别。 简化后的截面图见下面。

qqQq0

d2* qQJS~



AQkx：Jox ，k1；Q由前面的剪力图读取。 ox2 S~

~~~dA~x,120，Sx,23Sx,34Sx,452

， Sx,520

Q 于是：{

qQ,蒙皮d

qQ,腹板0

*qT0

MqQds



其中Mba

TQy(ed)，这里，ea

3

， qQQds

d2(chorddd

32)2 图9

2Sd2

闭室

42dchordd

3

2 综上所述：qqQq0，前缘蒙皮的剪流为：

QchordqQQ(ed)d2(3)d/2d

2前蒙

d

d2 42dchord

3d/2

主梁腹板上的剪流为：

载荷简化

q腹板

Qchordd

Q(ed)2()d/2

d32

d2chord

2dd/243

三、襟翼结构的设计

图10

图11

主要尺寸的确定及重量估算 4.1 确定主要尺寸

襟翼主要承力部件是主梁（缘条+腹板）和前缘闭室（蒙皮+腹板）。在这一节，我们只计算腹板、缘条和前缘蒙皮的尺寸。由于飞机设计手册关于结构设计的部分未给出具体的计算公式，忽略铆钉孔对这些构件造成的削弱。 A、腹板：

按照剪切破坏模式

tQ

hb

在这，Q——计算截面的剪力（见前面） h——腹板高度

b——材料剪切强度极限

按剪切失稳破坏模式，我们查到的公式边界条件与这里的不符，故忽

略。

因为前缘闭室可看作受纯剪切：按第三强度准则，有数据代入：

b

b

2

Qmax12N

材料初选LY-12M：有b220MPa，近似认为腹板高度h则t腹板

b

b

2

110

MPa

22

d0.0540.043m(36mm) 33

Qmax

2.53mm hb

出于防止失稳考虑，实际上的腹板厚度t腹板3mm，可见气动载荷对腹板的影响很小。 B、前缘蒙皮：

A=0.223,b=0.497,e=0.4，chord=0.72，span=0.45

把第8组数据代入剪流计算公式，得腹板剪qmax4200（SI），蒙皮剪流

q3879（SI）



t

4200

b，b=110MPa t

4200

b

0.38mm

故根据经验取t=4mm。后闭室基本不参与传扭，仅从防失稳考虑，取t=4mm。 C、主梁缘条：

认为弯矩全部由主梁角铝的两个弯边承受。设弯边的宽度为B。则对主梁：

d

Bt腹板2

23

WZdBt腹板

d33抗弯截面系数

2

则，

ZZ腹板

以第3组数据代入：b220MPa(LY-12M) B0.46mm

这样，缘条的宽度改由工艺性决定，取5mm。

质量平衡及铰链位置的计算 质量平衡可以减少襟翼与翼面耦合颤振的可能性。通常襟翼铰链位置靠 图12

前，静力平衡要求在襟翼前缘加配重。下图我们重申一下襟翼的构成（为简化计算，忽略了斜肋）。 前缘闭室：前缘蒙皮：4mm 前闭室肋╳8：2mm 主梁：角铝：5mm 后闭室：后缘蒙皮2mm 斜肋╳2：2mm 蜂窝夹层：ρ=40kg/m2 楔形块

除蜂窝夹层外，其余部件材料都是LY-12, ρ=2700kg/m2

4.2 质量估算：

A、前缘蒙皮：

忽略中央铰链开口和补强斜肋用的带板，忽略后缘角。如图十四。前缘蒙皮质量

dchordd

m前缘2t前缘span铝

23 代入数据得：m前缘7.94kg 图13

2011

B、前闭室肋：

S

肋面积

d2

chorddd832， 

m肋St肋铝

单个肋的质量，

代入数据S0.0126m2，m肋0.01260.00227000.043kg 8个肋共计0.43kg。 C、主梁：

不考虑两端吊耳，简化成如图十五结构。

d2dd

m梁t腹板span铝

333

代入数据，

4

m梁0.0540.0044.527003.5kg

3

D、后闭室蒙皮：

共两块（一上一下），近似计算。

代入数据，

m后蒙

2

chordspant后蒙铝3

图十四 主梁

2

m后辆0.724.50.002270011.6kg

3

上下两片共23.2kg E、蜂窝夹层：

一般的铝蜂窝夹层密度从25kg/m3到 63 kg/m3 不等，如图十六。在此取40 kg/m3

m蜂窝

2d21

chordspan铝蜂窝332

代入数据

m蜂窝

221

0.0540.724.5401.55kg 332

图15 蜂窝夹层