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’带中央翼时与机身对接处的传力分析
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双梁单块式机翼有时分成几段，然后通过分离面连接接头连成整机翼。机翼一般在中央翼与机身侧边交接处通过接头与机身对接，机翼上的剪力 、扭矩 "和反对称弯矩就由这些接头传给机身。一般来说这类对接主要是靠四个（也可多于四个）铰接接头即可实现力的传递，但实际上一般总还有其他辅助连接。这些铰接接头可以是空心销（如运 %&飞机）、对接螺栓或是角盒
（%）剪力。剪力由前、后梁腹板传到对接接头处，通过接头传给机身加强框。
（’）弯矩。双梁单块式机翼弯矩由上、下壁板承受。
对称弯矩：左、右机翼壁板上的轴力将进入中央翼壁板，在中央翼段自身平衡。
"反对称弯矩：现若假设某中央翼除长桁外还有前、后梁。则反对称弯矩引起的轴力将先由蒙皮受剪，集中到梁的缘条上；进而由梁的腹板受剪。将展向剪流转换成两个垂直剪流，加到侧边加强肋上，通过侧肋传给对接接头，最后传给机身。为了避免中央翼的长桁受压总体失稳，一般在中央翼内须要布置翼肋，对长桁提供支持。
扭矩。对称扭矩沿翼箱闭室传到机身侧边后，由侧肋将一圈剪流转换成一对大小相等、方向相反的剪力，并就在机翼一机身对接接头处传给机身，对中央翼结构受力无影响。但若为反对称扭矩，则将进入中央翼箱，在中央翼内自身平衡。
二、根部连接和结构布置变化对机翼受力的影响
前面所述直机翼的传力分析都是以平剖面假设为基础的，即是在工程梁理论基础上进行的。但实际上，由于种种原因，在机翼根部区的真实情况往往与平剖面假设不符，此时按工程梁理论分析的结果将与实际情况有明显差异（如下面提到的限制扭转问题，还有后掠机翼的根部后掠效应等问题），必须进行修正。
此外，在某些机翼根部，因结构的受力特点与支持情况不完全一致，或由于结构布置的变化，例如幻影 根部由多墙式转成梁式；又如全动平尾由单块式在根部转成单梁（即转轴）式受力（见第五章），此时在机翼的根部区域或变化区存在结构参与问题。下面我们将从物理概念出发，对这些问题做定性分析。详细的数值计算应该用有限元素法进行，考虑到后掠机翼和三角机翼的受力有一些特点，在现代机翼中又用得较多。
%(机翼根部的限制扭转
有一矩形的盒段，在它的两端面上施加了扭矩 "。
由于上、下、左、右各板的剪切变形会引起不同的纵向位移，致使端面发生翘曲。机翼在扭矩作用下与此情况类似，若机翼为自由扭转，其两端面也会产生翘曲。但实际上在机翼一机身对接处，由于机身隔框（或中央翼）在机翼展向刚度大，故对机翼根部剖面由翘曲引起的展向变形有所限制。因此机身（或中翼）必然对外翼附加了一组 •%*)•
力，它将使翘曲变形减小。这组力必定是自身平衡的，属一种附加的次应力，它改变
了机翼按工程梁理论求得的自由扭转情况下的应力分布。机翼的实际应力应等于自
由扭转时的基本应力和限制扭转附加的次应力之和。
次应力的分布规律可应用圣维南原理说明。由于限制扭转时的正应力是一组自
身平衡力系，必定会在一定范围内产生影响。但次应力沿展向很快衰减，呈双曲函数
分布，影响区长度约为（ "）%（ %为翼箱宽度）。在一次近似中可看做直线变化。
需要指出的是，机翼的扭矩一般传到机翼一机身对接接头处（通常在机身侧边）
就全部传给机身，因而不会作用到处于机身内部的中央翼盒段上。但由固定端的限
制扭转产生的附加次应力却会作用到中央翼盒段上，应力分布情况与外翼类同。此
外，实际上机翼根部的固定端，即中央翼盒段或机身结构并非绝对刚硬，而是弹性支
承，因而它对机翼根部剖面翘曲的限制将有所减弱，次应力的数值也相应地有所减
小。
薄蒙皮单梁直机翼在根部与机身为三点连接（铰接接头有一组耳片，固接接头为
上、下两组耳片，共三组），因三点不可能提供一组自身平衡力系，所以单梁式直机翼
不存在固定端的限制扭转作用，机翼盒段处于自由扭转状态。
&多梁单块式和多墙式机翼的根部只有几个集中连接接头与机身侧边相连时的
结构参与问题
多梁单块式机翼或多墙式机翼的结构特点是：弯矩引起的轴力是由整个翼盒的
壁板或厚蒙皮承受的。若带中央翼时，对称弯矩引起的轴力将在中央壁板上自身平
衡。但有些情况下，总体布置不允许布置中央翼，而只能通过几个集中接头传给机
身，此时就存在如何将沿壁板宽度上分布的轴力集中到与集中接头相连的纵向构件（如梁的缘条）上的问题。
还应指出，当单块式或多墙式机翼在某剖面以内要转成梁式（例如，由于有大开
口），那么在它们的分界处附近，也会出现类似上述的结构参与问题。关于开口问题，
下面我们还将作为一个重点详细讨论。
第五节 ’后掠机翼和三角机翼的受力特点
一、后掠机翼的传力分析
后掠机翼的结构特点和受力特点
的受力特点随着飞机飞行速度的提高，出现了后掠机翼，它可以有效地改善飞机
在跨音速飞行时的气动特性。但在结构设计方面，与直机翼相比，由于后掠的影响，
出现了一些新的问题。
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（）刚度特点。当后掠机翼的展长以及顺气流剖面的弦长与直机翼相同时（此时机翼面积、展弦比、梯形比等参数均保持相同），后掠翼真正的结构长度增加了（可近似认为机翼外伸段的长度由直机翼的 "增加到 " %&’），而垂直于构造轴线的剖面的弦长减小了，此外，高速飞机为了减小波阻，往往采取薄翼型。所以后掠机翼比相应的直机翼将更为细、长、薄，致使它的弯曲刚度、扭转刚度都比直机翼差。为了达到同样的刚度要求，机翼结构重量一般
（(）变形特点和副翼反效。这样当后掠翼受到向上作用的载荷，产生向上的弯曲变形时，顺气流剖面 )*上，后缘点 *的挠度比前缘点 )的挠度大，即各顺气流剖面将因弯曲而产生附加的低头扭转变形；反之当载荷向下作用，机翼产生向下的弯曲变形时，则将产生附加的抬头的扭转变形。其二，我们知道，当为了使一侧机翼升力增大而向下偏转副翼时，将产生向上的附加升力 +。因其作用点位于翼剖面的刚心之后，由于 +的作用引起机翼扭转，使迎角减小。这一迎角变化必然产生附加气动力 +,，+,与 +方向相反，使副翼效能降低。对后掠翼来说，剖面的迎角不仅因机翼的扭转变形而改变，还要因为弯曲变形而改变，加剧了上述问题的严重性，将使副翼的效率明显降低，到一定的飞行速度时，可能会完全抵消副翼操纵的作用（若 +, -+时），甚至出现相反的效果（若 +, . +），此即“副翼反效”现象，这种现象在飞行中是不允许出现的。
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飞机检测与维修实用手册 1(64)
