歼6机翼结构分析
飞机结构设计大作业歼六机翼结构分析
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目录 (1)
一、基本概况 (3)
二、技术数据 (3)
1. 外形尺寸 (3)
2. 重量及载荷 (4)
3. 性能数据 (4)
三、设计特点 (4)
四、机翼总体分析 (6)
1. 内部布置 (6)
2. 剖面 (7)
五、机翼的总体受力分析 (8)
六、气动载荷下各部件平衡分析 (10)
1. 蒙皮 (10)
2. 长桁 (10)
3. 肋 (10)
4. 梁 (11)
七、传力路线分析 (11)
1. 机翼与机身连接处的分析 (11)
2. 根部梁架式模型简化 (14)
3. 集中力与总体力的传递 (15)
八、其它装置 (16)
1. 襟翼与副翼 (16)
2. 起落架 (18)
九、抗疲劳/损伤容限设计 (19)
十、作业心得 (20)
一、基本概况
歼-6从1953年开始研制，代号“东风102”。50年代后期又从苏联进口了少量的米格-19，由于数量有限及使用超音速飞机的经验不足，所以米格-19基本上没有参加当时的战斗值班任务。
1958年3月沈阳飞机制造厂开始仿制米格-19L有限全天候截击型战斗机。歼-6于1959年9月23日由试飞员吴克明首飞成功，但由于实际设计中存在问题，没有进行结构强度计算，强度仅及设计指标的86%，至12月6日试飞完成。按照当时的命名规则，东风102被空军命名为59式歼击机。但试飞结果表明，59式不仅性能难与米格-19S匹敌，甚至连基本的飞行品质都未能保证，强度不足导致飞机飞行中严重抖动。这样一种飞机显然无法担负作战任务，因此并未装备部队使用。东风102仅造出33架。
后来终于仿制米格-19S成功，于1962年正式列装，成为中国人民解放军空军装备的第一种超音速战斗机。歼一6战斗机的仿制成功，说明中国航空工业已经掌握了试制比较复杂的航空产品的全套技术，具备了独立自主制造飞机的能力。
中国仿制的歼-6系列战机在1986年停产前共生产了近4000架各型战机，除供应中国人民解放军空军与海军航空队使用外，另曾出口至朝鲜、缅甸等第三世界国家。最后一批歼-6战机于2006年8月自人民解放军空军中退役，该型机并于2010年6月12日正式退出空军编制序列。部分被改装成无人机。
歼6各种改型：
歼-6I提高升限的改型。在歼-6基本型的基础上减轻了飞机重量，提高了升限。
歼-6II在歼-6的基础上进一步提高飞机高空性能的改型。
歼-6III为提高飞机机动性而发展的改型，飞机的结构和性能都有明显的变化。
FT-6超音速教练型。
RF-6战斗侦察型。
二、技术数据
1.外形尺寸
翼展9.04m
机长(带空速管) 14.64m
(不带空速管) 12.54m
机高 3.89m
机翼面积25.0m2
机翼后掠角(1/4弦线) 55°
机翼相对厚度(顺气流平均值) 8.24％
主轮距 4.16m
前主轮距 4.40m
2.重量及载荷
最大起飞重量8820kg
正常起飞重量(无外挂) 7400kg
燃油重量(机内) 1800kg
正常载重1950kg
3.性能数据
最大平飞速度(高度11000m) M1.36
巡航速度900km/h
实用升限17500～17900m
(不带副油箱) 1390km
最大航程
(带副油箱) 2200km
(不带副油箱) 1小时43分
续航时间
(带副油箱) 2小时38分起飞滑跑距离(加力) 515m
(用伞) 610m
着陆滑跑距离
(不用伞)890m 三、设计特点
机翼全金属中单翼，1/4弦线后掠角55°。高速对称翼型，顺气流方向翼根处相对厚度8.73％，翼尖处8％。机翼上表面装有导流片，下表面有扰流片，与副翼的操纵联动。
机身半硬壳式结构。头部有进气道，为圆截面形，尾部转变为椭圆型。
尾翼全动水平尾翼后掠角55°，相对厚度7％。垂直尾翼由垂直安定面和方向舵组成，后掠角56°，顺气流翼型的相对厚度8％。
起落架液压收放前三点式。主起落架上装有双面刹车的KT-37机轮，其尺寸为660×200B，轮胎压力为10.79×105帕(11公斤/厘米2)；前起落架上装有双面刹车的KT-38机轮，尺寸为500×180A，轮胎压力为6.86×105帕(7公斤/厘米2)。
动力装置装2台WP-6涡喷发动机，最大推力2×25.5千牛(2×2600公斤)，加力推力为2×31.87千牛(2×3250公斤)。
座舱密封座舱。座舱内装有零高度火箭弹射座椅，可保证地面滑跑零高度安全弹射。
系统两套液压系统，用于收放起落架、襟翼、减速板，操纵加力燃烧室的可调喷口、水平尾翼和副翼。冷气系统用于机轮的正常和应急刹车，应急放起落架和襟翼、抛放减速伞、抛放座舱舱盖、装弹、喷射防冰液等。电源系统由直流电源、交流电源和蓄电池组成。
机载设备无线电设备包括通信电台、雷达测距器、无线电高度表、陀螺磁罗盘、信标接收机、敌我识别器、护尾器等，仪表设备包括驾驶领航仪表、发动机仪表以及飞机附件仪表等。
武器装3门航炮。机翼下可挂空－空导弹、火箭、炸弹和副油箱等。
四、机翼总体分析
1.内部布置
经过查资料与前往航空馆的实地观察，我们发现机翼是全金属中单翼，1/4弦线后掠55°，高速对称翼型，顺气流方向翼根处相对厚度8.73％，翼尖处8％。机翼上表面装有导流片，下表面有扰流片，与副翼的操纵联动。此外，此机翼没有前缘操纵面，只有后缘操纵面。
机翼的外翼是单块式构造，外翼与内翼之间由一个加强肋-13根肋分开，内翼可以看成由主梁，纵梁，前梁，（后梁）组合而成的梁架式承力结构，梁架式内翼结构容易开口，适合收藏起落架。(详细平面图如下所示)
1. 主翼-前梁为铰接
2. 主翼-纵梁为固接
3. 主梁-后墙，主梁-13肋弱固接
4. 前梁-纵梁，前梁-13肋若固接
5. 后墙-13肋铰接
歼-6飞机的机翼在机翼根部转成梁架式结构，且根部只有主梁接头能传弯，同时又采用了断裂韧性差的30CrMnSiNi2A高强度合金钢，裂纹扩展速率高，一旦断裂，此种单传力途径结构就可能造成灾难性事故，不利于保证损伤容限要求。
2.剖面
歼6机翼剖面可以看到，高速对称翼型,翼肋为腹板式，该机翼蒙皮上下支撑各有九根桁条，其长桁的截面形状为┳型和┏型。
五、机翼的总体受力分析
在空气动力载荷、机翼结构的质量力和其他部件、装在传来的集中载荷作用下，机翼的总体受力如下：
其中R为机身支反力，P为发动机或其他部件传来的集中载荷，qa为空气动力分布载荷，qc机翼质量分布载荷。
机翼的各种外载，总的在机翼、机身连接处，由机身提供支持来平衡。因此在上述载荷作用下，可以把机翼看做固定在机身上的一个“梁”。当机翼分成两半，与机身在其左右两侧相连时，可把每半个机翼看做支持在机身上的悬臂梁；若左右机翼连成一个整体时，则可把它看做支持在机身上的双支点外伸梁。这两种情况虽
然在支持形式有所不同，但对外翼结构来说，都可以看做悬臂梁。必须指出，在把机翼看做一个“工程梁”时，它与材料力学课程中介绍的一般工程梁相比，有以下特殊性:
(1)、机翼的高度（厚度）小，但其弦向尺寸（相当于梁宽）大多与翼展有相同量级（尤其如三角翼）。而一般工程梁是指高度和宽度均比长度小得多的单尺度梁，这类梁仅注重沿长度方向分布的载荷。而对于机翼，弦向分布的载荷也很重要。（2）、一般工程梁支撑简单，计算简化也很容易，而机身上的固定形式要复杂得多。此外考虑到结构支撑的弹性效应，精确计算中，应认为机身是一弹性支承。
前述各种外载在机翼结构中将引起相应的内力：剪力Q、弯矩Mt。现取翼展方向z 轴；与z轴垂直的翼弦方向为x轴；与x-z垂直的方向为y轴，则剪力Qn和Qh分别表示沿y轴和x轴的分量。外载荷引起的弯矩分别是Mn和Mh。此外由于外载合力作用点一般与机翼结构各剖面的刚心不重合，因而还会引起相对于机翼刚心轴的扭矩Mt，这些统称为机翼的总体内力。因为机翼的升力很大，且作用在机翼刚度最小的方向上；而阻力相对于升力要小得多，且作用在机翼刚度最大的x-z平面的分量——升力引起的内力Qn，Mn等。此时，机翼上的剪力、弯矩和扭矩分布如下图所示，为简便起见略去下标n，则：
Q=∫qdz+∑Pi M=∫Qdz
机翼上的集中力分析：
机翼的主要构件布置首先要保证受力的合理。最主要的是以下两点：
（1）确保气动载荷引起的弯、剪、扭能顺利到达机身。为此要特别注意结构不连续处的构建布置；如开口处、结构型式变化处、梁和长衔的轴线转折处等。
（2）在集中力、集中力矩作用布置相应的构件，必要时加辅助短梁或加强肋，其作用是将集中载荷扩散；并将扩散后的分布力传给机翼受力盒段的相应元件，传往
机身。
机翼上的集中力主要来源于机翼的挂载，如导弹，副油箱等。歼六采用后掠单块式机翼，根部为梁架式（单内撑梁）。
六、气动载荷下各部件平衡分析
1.蒙皮
把气动载荷分别传给长桁和翼肋
2.长桁
把自身承受的气动载荷传给翼肋
3.肋
把收集到的载荷传给由蒙皮壁板、翼梁腹板组成的翼盒
4.梁
把翼肋传来的载荷传入基础
七、传力路线分析
1.机翼与机身连接处的分析
机翼-机身相对位置及机身的内部布置会影响到机翼-机身的对接形式，并进而影响到机翼的结构形式，具体对于歼-6战斗机来说，机翼属于中单翼布置，机翼不合适直接穿过机身，所以在内翼处，机翼不得不改变为梁架式结构，以便于与机身
通过少数接头来连接，但是这样的转换也有弱点，减少了传力路径之后，机翼的损伤容限会下降。
具体来说，主翼接头由上下两组耳片和梁的上下缘条分别连接，此类接头可以传递梁平面内的弯矩和力，可以简化为固接。而前梁与机身只有一组耳片连接，只能被视为铰接。通常来说，为了将机翼受到的弯，剪，扭都传递到机身上。至少需要一个固接接头和一个铰接接头。因此这个连接方式恰到好处。
其连接接头如图所示：
固结：
（机翼接头）
（机身接头）铰接：
（机身接头）
（机翼接头）
2.根部梁架式模型简化
内翼段的实际受力情况主要是从外翼传来来的剪力，扭矩和弯矩，内翼段的气动载荷，由起落架传递来的力。首先，因为起落架要收放在内翼段，所以下翼面要开大口，并且使用不受力口盖，所以我们假设上表面蒙皮只受剪力，下表面蒙皮则不受力。根据简化原则：
1.前梁为两端铰支梁，分别铰接在机身框和主梁上。
2.主梁为固接梁，固接在机身框和侧肋上。
3.后梁为固接在主梁上的悬臂梁。
4.根肋可以看为一双支点梁。它的一段与后梁铰接。另一端与前梁和主梁的交
点连接，因为有加强蒙皮把前梁，主梁和根肋的缘条间接连接在一起，且腹板也相连，所以前支点可看作弱固支，在传递扭矩时，起固支作用。
5.侧肋为接受前，主，后梁传来的分弯矩，并认为它最后铰支前，后梁接头处，
以梁的形式传递弯矩到两个接头处。
(经过简化的内翼结构)
（主梁）
（后墙）
3.集中力与总体力的传递
○1剪力Q根据刚度分配分别加在前梁和后梁上为Q1，Q2。因前梁与机身铰接，因此Q1完全由主梁承受，并传递到机身接头上。Q2则由后梁传往根部，加到主梁的与机身连接处。
○2弯矩M从机翼外段传来，在前梁和后梁上按刚度分配由主梁和前梁担任M1，后梁承担M2’,另外还有M2’’作用在BD肋平面内。前梁以双支点梁的形式守弯矩，而后梁上的弯矩先沿着后梁传递，但是后梁并不直接与机身相连，在后梁与主梁接点处，M2’分为沿纵梁传播的弯矩和沿机身框的弯矩，和沿侧肋传播的弯矩。
○3扭矩Mt Mt包含了外段传来的扭矩以及M2’’，到13肋处按扭转刚度分配给前缘闭室和中闭室，分别为Mt1和Mt2。Mt1传递到根部2号前肋处，因为与机身无周缘连接，因此将通过2号前肋将Mt1化成E点的两个集中力矩，分别传
递给前梁和侧肋，并传到机身。Mt2以闭室剪流的形式传递到13肋处，有13肋转化成两种形式的力矩往根部传递，其中Mt2’以主梁，后梁腹板各自受到一个垂直剪力形式传到根部，Mt2’’则由前梁，主梁纵梁构成的构架共同对13肋的B点提供固定点，然后以前梁，主梁共同承弯的形式来传递扭矩。
八、其它装置
1.襟翼与副翼
（1）襟翼
襟翼是安装在机翼后缘或附近的翼面，可以增加机翼的弯度，来提高机翼的升力。襟翼类型很多，有简单襟翼、后退式襟翼、开缝襟翼（单缝、双缝或多缝）和喷气襟翼等多种形式的襟翼。当飞机在起飞时，襟翼伸出的角度较小，主要起到增加升力的作用，可以加速飞机的起飞，缩短飞机在地面的滑跑距离；在飞机着陆时，为了增加飞机的升力和阻力，会将襟翼全部放下，使襟翼产生最大的升力。
歼六襟翼采用富勒襟翼（是在机翼后缘安装的活动翼面，平时紧贴在机翼下表面上。使用时，襟翼沿下翼面安装的滑轨后退，同时下偏），使用滑轨滑出，它位
于机翼后缘根部，靠作动筒收放。打开时，伸向机翼下前方，既增大机翼面积，又增大翼型弯度，具有较好的增升效果，同时构造也比较简单。
襟翼翼面焦点上受到升力的作用，对滑轨处产生弯矩和剪力。
由于这部分升力是很大的，所以滑轨所受剪力和弯矩都比较大。剪力经过滑轨的腹板传递给接头处（两个滑轨所受剪力按刚度分配原则分配）。然后在接头处传递出去，传递给与滑轨相连的后墙上。因此滑轨处要加强。弯矩使襟翼有向着与其偏转方向相反的方向偏转的趋势，一般来说，襟翼是向下偏转，因此升力使得襟翼有向上偏转的趋势，于是在滑轨的上缘条处要求比下缘条面积大（考虑失稳）。
（2）副翼受力分析
副翼是指安装在机翼翼梢后缘外侧的一小块可动的翼面。为飞机的操作舵面，飞行员操纵左右副翼差动偏转所产生的滚转力矩可以使飞机做滚机动。翼展长而翼弦短。副翼的翼展一般约占整个机翼翼展的1/6到1/5其翼弦占整个机翼弦长的1/5到1/4左右。飞行员向左压驾驶盘，左边副翼上偏，右边副翼下偏，飞机向左滚转；反之，向右压驾驶盘，右副翼上偏，左副翼下偏，飞机向右滚转。作动筒是控制飞机上各类型控制面或者其他部件运动的驱动装置，它就是液压活塞，通过它的作用控制气动面或者是其他机构的动作，操作飞机的飞行动作。襟翼作动筒就是襟翼动作的驱动执行机构，通过它的实现襟翼的收放。而副翼作动筒就是操作副翼上下动作。
副翼绕副翼转轴旋转，副翼与机翼通过转轴和副翼操纵机构链接，其中转轴将副翼收集的气动载荷传递给机翼结构，将副翼上气动载荷引起的铰链力矩传递到机翼结构。
（副翼图片）
2.起落架
起落架是飞机下部用于起飞降落或地面（或水面）滑行时支撑航空器并用于地面（或水面）移动的附件装置，即飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件。起落架是唯一一种支撑整架飞机的部件，因此它是飞机不可分缺的一部份；没有它，飞机便不能在地面移动。当飞机起飞后，可以视飞机性能而收回起落架。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。
歼6飞机的起落架在机翼内部，所以只能选用梁式（或在开口部位采用梁式）。由于飞机在地面运动时要求灵活稳定，当飞机受到侧向力(如侧风、单边主轮受撞击等)而使机头偏向时，前轮应能自动转回原方向，并使飞机也能较方便地转回原方向滑跑，而不致越偏越大，这是地面方向稳定性对前轮的要求．即便是方向稳定性好的前三点配置形式，如果将前轮固定死，则前轮处的摩擦力也将产生一定的不稳定力矩，使机头有越偏越大的趋势(图8．37)。另外，地面滑行刹车转弯时(如刹住一
侧主轮)也需前轮能自由偏转以减小转弯半径。因而现代飞机的前轮都不固定锁死，
而有一定的偏转自由度，其最大值由所需的最小转弯半径来定。此外，为使前轮能自动转回飞机的前进方向，这就须将前轮放在支柱轴线后一定的距离“t”(称为稳定距)处，这样，万一出现偏向，也会很快复原(参见图8．39)．稳定距“t”一些则稳定性好，但对起落架受力不利，一般取，t=（0．1一0．4）D(D为前轮直径)。
结构起落架承受的载荷传给机翼时主要通过主梁和前梁来进行传递，主梁和机身是固接的，前梁和机身是铰接的。力将会导致前梁和主梁受剪，主梁还会承担弯矩。力所产生的扭矩将由纵梁和侧肋来承担。
九、抗疲劳/损伤容限设计
根据我们的分析发现该机翼的设计符合当时的实际需要，采用了加工与装配都比较简便的梁式结构，既能够满足实际需求又降低了生产成本。可以说是一个非常成功的设计，但是从现代的损伤容限设计理论考虑，该设计仍有不足。
1) 根据破损安全多路传力结构的设计要求，显然梁式结构以及与机身对接处
采用集中传力的接头都不利于损伤容限设计。
2) 由于在该机翼的主梁中采用了30CrMnSiA高强合金钢，虽然材料的强度很
大，但是韧性较弱，材料较脆，而且是主要的承弯部件。由于裂纹而产生的威胁也相应增大。
3) 一旦裂纹产生，其扩展速率较快，对结构的安全寿命有很大影响，对飞机
的飞行安全是极大的隐患。因此用强度适中，韧性较强的合金钢代替30CrMnSiA高强合金钢，并采用合理的止裂措施，以减弱结构的安全隐患。
十、作业感悟
这次大作业给了我们一次机会，从结构的角度上去了解去剖析一款飞机的机翼，这和从空气动力学的角度上去看完全不一样。
从空气动力学的角度去分析机翼，我们更关心的是如何能让机翼拥有更好的气动特性，如何能让机翼能更好的符合设计要求，实现与飞机的完美结合，得到的更多的是理论上的结论；而从结构上来看，机翼的设计必须符合工业生产水平，必须符合空气动力学要求，在此基础上，再考虑如何让机翼的力学性能能匹配其设计要求，进而再考虑如何在不造成不可接受的设计损失的情况下尽量精简机翼机构的设计方案，最后还要考虑如何利用新技术为结构设计方案减重。
在机翼外形已经确定的情况下去设计机翼的内部结构，就像在一张小纸条上画一幅山水图一样，有太多的限制。且其涉及面非常广，力学、材料科学、制造科学等等，技术要求高，难度大。
通过这次大作业，从歼六这款适用于40年以前的已退役飞机上，我们深刻认识到了飞机设计的复杂性及高技术性，我们也对现代飞机结构设计的难度有了比较大概的了解，以我们目前的能力来看，别说做结构设计，能先分析清楚某一部分的结构就已经是很了不起的。我们甚至还没有入门，我们还有好多要学。谢谢孙老师和候老师，将我们领进了飞机结构这个领域，谢谢你们！
路漫漫其修远兮，要成为真正的专业的航空人，我们还有好多路要走。