图 " "%机翼—机身的对接（&）下单翼；上单翼
（’）(—机翼； —机身对接框； )—连杆； *—插销； —角盒接头； —传 +向力的接头
图 " "%变后掠机翼—机身连接
（&）冀—身融合体设计；单剪切垂直销子机翼枢轴
（’）(—中央翼（中机身）；—隔舱； )—大梁； *—机身； —机翼枢轴； —可活动外翼
二、尾翼与机身的对接
(,平尾与机身的连接
正常式平尾由水平安定面与机身连接。水平安定面大多左、右连成整体，可通过耳片接头与机身连接。当水平安定面可调整安装角时，它一般通过枢轴连于后面对接框上，前面则通过操纵装置与前对接框相连。此时机身的侧面要设置开口，以使水平安定面通过并能绕枢轴转动。
全动式平尾，若为定轴式，轴固定在机身上或垂尾上（平尾固定在垂尾上时，例如
•.-•
" %）。若为转轴式，则将转轴通过轴承固定于两个框上。其中一个支点应配置有止动轴承以承受平尾传来的阻力，并在接头处的机身结构上布置纵向加强构件，如纵向辅助短梁或加强长桁。
&’垂直尾翼与机身的连接
一般情况下垂直安定面可通过其梁、墙根部的耳片接头与框连接（为可拆连接），也可与框用螺栓组连接，或将垂尾梁插入机身内成为框的一部分（此时为不可拆连接）。当力 (传到机身侧边时会在梁平面内形成弯矩 )。由于现代飞机垂尾的梁大多为后掠布置，此时框只受 )的一个分量 )*，另一分量 )+可在垂直尾翼前方的机身上壁板处布置水平加强板。该加强板位于两框之间，两侧各有一加强型材。 )+由接头以一对 ,向力组成的力偶矩传给加强型材，由其扩散成剪流，然后由加强板以一对 -向力的形式转传给前、后对接框。这两根型材同时承受垂尾接头传来的垂直尾翼阻力
三、起落架与机身的连接
各种飞机的前起落架（前三点式布置时）均连接在机身上。主起落架一般布置在机翼上居多但也有一些飞机的主起落架连接在机身上，如 " %.。
四、机身设计分离面处的对接
有些飞机（如歼 /，歼 0等）为使用、维护方便，在机身上布置有可拆卸的设计分离面把机身分成前、后两段，可把后机身拆卸后拉开，以便于对发动机及其附件进行检查、维修。对接接头应保证能把后机身的载荷传到前面的机身上去。目前采用较多的是沿对接框四周均匀布置一定数量的对接螺栓。后机身上剪力和扭矩引起的剪流通过后对接框框缘与对接螺栓的挤压，将剪流集中成小集中力，由螺栓传到前对接框上。然后以相同的方式重新转化为分布剪流加到前机身蒙皮上。对于后机身上没有对接螺栓处的长桁轴力，通过蒙皮受剪参与，集中到与对接螺栓有直接连接关系的长桁上。传到前段机身后，重新通过参与，分散到整个壁板上。
连接区的具体构造形式有：在对接螺栓处布置有角盒接头，框板上铆有垫块，它起工艺补偿作用，只需对垫块部分保证加工精度就可保证前、后对接框的配合协调，可减少加工工作量。直接用带宽弯边的，框板较厚的框连接。分离面处框需适当加强，接头附近的蒙皮以及它与桁条、框的连接也应有足够的强度。
五、发动机在机身上的安装
’机身内发动机的安装现代战斗机的发动机一般都装在机身内的机身后段。发动机的连接设计应要求
•&0%•
安装方便，必须避免由于机身受力变形而把载荷传到发动机上的不良后果，并且要允许发动机有轴向和径向的热膨胀。
图 " "%歼 "发动机及加力燃烧室在机身上的固定
图 " "为歼 "发动机在机身上的固定。它通过两个框平面内的辅助拉杆和一个框平面内的吊挂拉杆承受发动机加到机身上的垂直方向和侧向载荷。发动机的推力全部由上部的推力销通过推力短梁传给机身壳体，该短梁两端固定在两个框上，由它们提供发动机传递推力时引起的偏心矩所需的平衡支反力。该推力销与 &’框上的斜拉杆均靠近发动机重心，构成发动机的主固定点。该连接形式安装比较简单，只需要很少量的连接件。推力销的上部用耳片接头固定在推力梁的上缘条处；中部靠楔块固定在该梁的下缘条处；下端的圆柱部分插在发动机上的球形环圈内。这种构造形式使发动机在安装调整或受热膨胀时能沿垂直方向自由移动和相对于球面转动。垂直方向载荷。
(机身外挂发动机的安装
•)•
有部分现代运输机将全部或其中一个发动机装在机身的侧边或尾部的上方、侧面，如波音 ""，图 %&，’ ()，*+ (等。装在尾部上方时大多采用发动机短舱。安装在机身两侧时可用拱形梁（如 ,+ (）或悬臂梁固定。
第五节 -开口区的结构设计
由于使用维护的要求，机体上必须设置各种大小不一的开口，如起落架舱门、各类检查维修用舱口。旅客机则有很多嘹望窗，各种供旅客、空勤人员出入的舱门；货机必须有很大的货舱门，还有轰炸机上的炸弹舱门等。在一些构件上，如梁、肋、框的腹板上可能需要开有操纵系统或其他系统的管道、电缆的通过孔。上述这些开口处大多装有需要随时打开的舱门或不受力口盖，或者不装口盖（内部构件上），因此开口部位的结构必须补强。开口区补强后，和不开口的相应结构相比，其结构重量肯定要增加，而并不是把新加上去的加强构件材料等于去掉的那部分材料就可保证安全。如 *+ (的大型舱门壁板，经各种设计方案研究表明，增加的材料与去掉的材料的平均比值大约为 .：（不包括舱门和操纵机构）也就是要增加 倍。其原因是开口不论大小，均不同程度地破坏了结构的完整性，引起了传力路线的局部不连续，所有尺寸的开口都会破坏蒙皮传剪的连续性；中等大小的开口还会打断若干长桁，使长桁一端无承受轴向载荷的能力此时要通过参与改由其他构件传力，结构效率会有所降低。当有大开口时，如机身上的大炸弹舱门，则将有相当数量的长桁被切断，框也被切掉一部分。因机身上载荷复杂，加强措施更应慎重考虑。例如原来比较合理的闭室受扭可能要改用受力不很合理的开剖面结构参差弯曲形式受扭，如果补强不够，就可能会在开口处产生过度的翘曲或损坏，甚至影响使用的安全可靠。还必须注意到开口处通常会出现应力集中或高应力，在疲劳载荷作用下（如增压舱的增压载荷等等）就成为疲劳危险区，并进而影响到结构的损伤容限特性，因此更应精心设计。
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