歼-6飞机机翼分析
01031101班 2011300289 刘敏 01041101班 2011300317 胡嘉蕊 01041101班 2011300319 梅冰洁
目录
1. 歼-6战斗机简介 . ........................................................................................................... - 3 -
2. 歼-6战斗机机翼概况 . ................................................................................................... - 5 -
2.1歼-6机翼简介 ........................................................................................................... - 5 -
2.2歼-6机翼主要构件及其尺寸 ................................................................................... - 5 -
3. 歼-6机翼模型简化与传力分析 . ................................................................................... - 6 -
3.1 机翼结构简化模型 ................................................................................................... - 7 -
3.2 机翼各部件受力分析 ............................................................................................... - 7 -
3.2.1 蒙皮 . .................................................................................................................... - 7 -
3.2.2 长桁 . .................................................................................................................... - 8 -
3.2.3翼肋 . ..................................................................................................................... - 9 -
3.2.3. 翼梁 . ................................................................................................................... - 10 -
3.3 机翼局部受力分析 ................................................................................................. - 11 -
3.3.1武器挂架 .......................................................................................................... - 11 -
3.3.2机翼机身接头 .................................................................................................. - 14 -
3.4 内外翼段简化与传力分析 ...................................................................................... - 16 -
3.4.1 外翼段简化与传力分析 ................................................................................... - 16 -
3.4.2内翼段简化与传力分析 .................................................................................. - 18 -
4. 机翼设计 . ...................................................................................................................... - 21 -
4.1 机翼中的静强度、稳定性设计 ............................................................................. - 21 -
4.1.1静强度设计 ...................................................................................................... - 21 -
4.1.2稳定性设计 ...................................................................................................... - 22 -
4.2 刚度与气动弹性设计 ............................................................................................. - 28 -
4.2.1飞机结构的刚度要求 ...................................................................................... - 28 -
4.2.2气动弹性问题 .................................................................................................. - 29 -
4.3 损伤容限问题 ......................................................................................................... - 30 -
4.3.1缓慢裂纹扩展结构 .......................................................................................... - 31 -
4.3.2破损安全结构 .................................................................................................. - 32 -
5. 结构合理性与不足分析 . .............................................................................................. - 34 -
6. 总结体会 . ...................................................................................................................... - 35 -
1. 歼-6战斗机简介
歼-6是中国沈阳飞机制造公司制造的单座双发超音速战斗机，是60年代至70年代中国空军的主力歼击机，可以用于国土防空和夺取前线局部制空权，亦可执行一定的对地支援任务。
歼-6飞机是根据前苏联的米格－19仿制和发展的。1958年初开始试制，原型机于1958年12月首次试飞，歼-6飞机1960年投入批生产。1986年停产，生产数千架。歼-6飞机尺寸小、重量轻、推重比大、机动性好，适于近距格斗空战。飞机结构简单，使用维护方便，价格便宜，是世界上同类飞机中最便宜的。歼-6飞机除装备中国空、海军外，还向国外出口。
歼-6的多种改型：
歼-6I 提高升限的改型。主要是在歼-6基本型的基础上减轻了飞机重量。 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 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。
歼-6甲全天候型。
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。 三面图：
2. 歼-6战斗机机翼概况
2.1歼-6机翼简介
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。
歼六飞机翼展 9.04 米，使用了后掠55度(1/4弦线) 大后掠角全金属中单翼，1/4弦线后掠角达55°采用高速对称翼型，顺气流方向翼根处相对厚度8.73％，翼尖处8.13％。机翼上表面有翼刀，下表面有扰流片，与副翼联动。飞机的副翼和襟翼由液压驱动，襟翼在起飞时展开角为 15º，在降落时为 25º。
该机翼没有前缘襟翼，只有后缘襟翼操纵面也是属于传统飞机的布置。 作用在歼-6机翼上的外载包括分布载荷和集中载荷两大部分。分布载荷包括空气动力载荷和机翼结构的质量力，集中载荷则主要是其它部件（如起落架、发动机）、副翼、襟翼等各类副翼和布置在机翼内外的各种装载（如油箱、炸弹）。歼-6为中单翼布局，机翼左右对称布置，分别连接在机身的两侧，由机身提供上述机翼外载的平衡力，这样每半个机翼可以看做是支撑在机身上的悬臂梁。 歼-6机翼外段为单块式，有后墙。上、下各有9根长桁。有关数据表明：机翼共有翼肋30个。根部13号加强肋之内加主梁和纵梁，它们与前梁、后墙、13肋组成梁架式承力结构。主梁、前梁和纵梁构成的承力三角型作为起落架放置槽。
主梁采用30CrMnSiA 高强合金钢整体模锻件，前梁采用LC4高强铝合金模压件，后墙用LC4Z （根部）和LY12硬铝（外段）制成，纵梁用LC4Z 和LY12制成。
2.2歼-6机翼主要构件及其尺寸
歼-6翼面结构属于薄壁型结构型式，构造上主要分蒙皮和骨架结构。骨架结构中，纵向构件翼梁、长桁、腹板；横向构件有翼肋。
我们小组对歼-6机翼进行了细致的观察、测量、分析，将歼-6机翼各主要构件的尺寸进行了汇总，并绘制了各构件的剖面形状简图，记录在了下面的表格中。
（由于机翼摆放位置角度，无法拍摄机翼整体图片）
除了以上基本构件外，歼-6机翼上还有襟翼、副翼、起落架、挂架等结构。
3. 歼-6机翼模型简化与传力分析
3.1 机翼结构简化模型
从图中反映的内部结构我们可以发现，其机翼外段为单梁单块式，有后墙。上、下个有9根长桁。机翼共有翼肋30个。根部13号加强肋之内加主梁和纵梁，它们与前梁、后墙、13肋组成梁架式承力结构。主梁、前梁和纵梁构成的承力三角型作为起落架放置槽。
3.2 机翼各部件受力分析
机翼的受载与传载归根结底还是由各个部件单独和组合作用的结果，因此在分析总体力对整个机翼的作用之前，先对机翼各个典型部件进行分析是有必要的。
3.2.1 蒙皮
歼六机翼蒙皮属于薄蒙皮, 蒙皮通过铆钉以分散连接形式和长桁, 翼肋相连。可以取相邻的两长桁，翼肋之间的一块小蒙皮作为分离体进行分析。可以把这块蒙皮看成四边支撑在长桁和翼肋上的四边简支板，分离体如下所示：
气动载荷直接作用在蒙皮上，长桁和翼肋通过铆钉受拉对蒙皮提供支反力，使蒙皮平衡。根据平衡原理，翼肋和长桁受到蒙皮传来的气动载荷。根据作用力与反作用力大小相等、方向相反，分别作用于两相关物体上的原理，蒙皮也就把外载传给了翼肋和长桁。
上图则显示了机翼弯曲和扭转时蒙皮的作用。
3.2.2 长桁
在歼六飞机中，长桁用角片和翼肋连接。长桁上垂直于长桁轴线的气动载荷通过角片（如下图所示）传给翼肋。由于气动载荷方向垂直于长桁轴线，且处于翼肋平面内，在此种载荷下，翼肋的刚度比长桁大得多，因此翼肋向长桁提供支持。此时长桁可以看作支持在一排翼肋上的多支点连续梁。
角片连接 1——长桁 2——翼肋
3——蒙皮传来的载荷 4——翼肋的支反力
3.2.3翼肋 翼肋是保证气动力所要求的翼剖面形状的横向元件。有普通翼肋和加强翼肋，其外载有蒙皮直接传来的部分初始气动载荷（分布载荷）和由长桁传来的气动载荷（小集中力）。
J-6主盒段翼肋 翼肋的平衡图
它们的合力作用在该翼剖面的压力中心上，并近似认为它垂直于翼弦线。将合力ΔQ 平移至翼盒在该肋剖面处的刚心上，使原ΔQ 的作用等效为作用在刚心上的ΔQ ’和一个绕刚心的力矩ΔM t 。
ΔQ ’有使翼肋作上下平移的趋势，从而使翼盒产生弯曲变形，力矩ΔM t 使翼肋有绕刚心转动的趋势，使翼盒产生扭转变形。
歼六机翼外端为单梁单块式，在剪力ΔQ ’的作用下，对薄壁梁产生了剪切和弯曲效应。对于剪切内力，由梁腹板和后墙提供支反剪力ΔR f 和ΔR r 来传递；
对于弯曲内力，由梁缘条提供支反轴力，进而在蒙皮上产生平衡剪流Δq 。因此，翼肋分离体上的剪力ΔQ ’实际上由梁腹板提供的支反剪力和蒙皮提供的支反剪流所构成，如上图所示。在扭矩ΔM t 的作用下，由蒙皮及腹板组成的单闭室以一圈剪流的方式提供对ΔM t 的平衡。
3.2.3. 翼梁
翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分剪力和弯矩。对于剪力，由梁腹板产生的剪流来平衡；对于弯矩，由梁上下缘条一对大小相等，方向向反的轴力产生的轴力来平衡。
J-6主梁 翼梁的平衡及内力图
3.3 机翼局部受力分析
3.3.1武器挂架
由于J-6飞机的机翼上有挂架的存在，使得机翼的部分力在机翼上的传递有部分变化。挂架如下图所示，由于挂架的存在，机翼下表面有部分长桁被打断。
在机翼的传力过程中，长桁主要是承受由于机翼弯矩引起的轴向力。因此在弯矩传递的过程中，长桁所受的轴向力会转移到梁缘条上。长桁上所承受的轴力的转移过程是通过自根部向外的一段长度为L 的蒙皮逐渐完成的。通过蒙皮受剪，长桁才在参与段逐渐退出承受正应力，转由梁缘条承受，如下图所示：
由于挂架只是打断了下表面的长桁，由于轴力的转移在挂架前的翼肋上会产生相应的剪流。而上表面的长桁没有被打断，因此上表面长桁的受力没有变化，弯矩在长桁上引起的轴力通过长桁传到13肋处。
之后我们再来分析这时候集中力的传递, 假设在机翼的武器挂架处将导弹挂上。那么对挂架来说就产生了集中力。
歼6武器挂架在结构上与三个加强肋连接，如图所示：
因为此处武器武器挂架传给翼肋的为集中力，需要加强肋来扩散集中力，使之转化为分布剪流以适应薄壁结构的受力特性然后传到机翼的主要受力构件，蒙皮和翼梁上去。
为分析方便，将传递给翼肋的力简化为作用于一点，于是三根肋有着相同的形式，在集中力F 作用下有垂直向下和绕剖面钢心转动两种趋势（如下图所示），在这里两种趋势，集中力转化为与肋相连的梁上的剪力和封闭盒段中的剪流。至此，加强肋上的载荷传递和前面普通翼肋上受气动载荷时相同。
简要分析如下：
此处三根肋均可分析为，将力F 平移至翼盒在该肋剖面处的刚心上，同时产生一绕刚心力矩M ，取③号肋为代表分析，如图：
F 作为剪力作用在肋平面上，对薄壁梁产生了剪切和弯曲应力效应，扭矩M 对肋产生扭转效应。
●F 产生的剪切内力由梁（墙）腹板来传递, 大小分配按刚度分配为原则。 ●M 产生的扭转内力由蒙皮和梁腹板组成的单闭室以一圈的剪流的形式来平衡，蒙皮，梁腹板，提供支反剪流。
3.3.2机翼机身接头
前面已经分析过，歼六飞机机翼外翼段采用单块式结构布置形式，内翼段采用梁架式结构，这样能很好的综合结构的受力和重量特性。而机翼的全部载荷则需要通过机翼机身连接进而传递到机身。机翼机身接头的设计就成了非常重要的一环。
歼六属于中单翼布局，由于飞机机身内部需要，无法像大型运输机那般采用中央翼的方法进行机翼机身的连接，只能通过在机翼根部集中对接接头的构造形式与机身相连（如下图所示）。 固接接头：
铰接接头：
由图可以看出，歼六主梁接头由上下了两组耳片和梁的上、下缘条分别连接，此时接头可传递梁平面内的弯矩和力，可简化为固接。而前墙腹板与机身只有一组耳片连接，该接头在墙平面内可简化为铰接。
下面分析歼六机翼接头是怎样将机翼上的弯、剪、扭传递给机身的。 弯矩：弯矩以缘条上轴力的形式直接从耳片接头传给机身，连接螺栓受剪。机翼弯矩由固接接头传递。
剪力：在歼六机翼－机身对接中，因腹板与机身无直接连接，所以为传递集中在腹板根部的机翼剪力，在梁腹板的根部将耳片的间距拉大，以便把全部剪力集中到耳片接头上再传给机身。
扭矩：扭矩可转化为了一对垂直剪力组成的力偶，那么这对剪力再通过对接接头传给机身。
为了保证机翼所由的弯、剪、扭都能传到机身上，最少需要一个固接接头和一个铰接接头歼六机翼的机身与机翼对接接头刚好满足传力的最基本要求，结合所学的知识我们知道，虽然这样的构造简单，结构重量特性也较好，但是基于损伤容限（安全寿命）思想单传力路线结构损伤容限差，结构一旦失效会造成灾难性后果。
3.4 内外翼段简化与传力分析
根据3.2及3.3中的分析，我们结合歼-6机翼的设计特点（外段为单梁单块式，有后墙；内段为梁架式），下面分别针对外段、内段进行简化和传力分析。
3.4.1 外翼段简化与传力分析
对于单梁单块式，有后墙的机翼形式，它的
翼梁较弱，长桁较多、较强，蒙皮较厚。结合上文分析，我们可以把歼-6外翼段简化为右图所示力学模型。其中，翼梁的缘条、长桁简化为可承受正应力的集中面积；蒙皮、梁腹板简化为可承受面内剪力的板。
★ 总体弯矩的传递
由于力矩可以由反向力矩或者一对力偶来平衡。机翼的上下翼面布置有可承受正应力的集中面积，就是出于这一点考虑，当有总体弯矩作用于机翼上时，机翼会由上下壁板上可承受正应力的集中面积（主要为梁缘条与长桁）提供大小相等，方向相反的多对轴向力（构成力偶）来平衡。
★ 总体剪力的传递
当外翼盒段上作用有剪力Q 的时候，如右图简化模型，剪力作用在壁板上产生剪流，剪流会以集中面积为界，呈现突变式分布。
右图即为上述单闭室简化模型受剪之后的剖面剪力分布图。由图可知，翼盒上下壁板所受剪流实现自平衡；而左右两边梁腹板上的剪流则会以累加方式逐渐积累，最后经过内翼盒段通过接头传递到机身上。
★ 总体扭矩的传递
总体扭矩通过各肋与蒙皮、腹板的连接，以一圈圈剪流的形式作用到由蒙皮梁腹板组成的闭室上，传给外翼段根部根肋，再经由内翼段传给机身。
★歼-6外翼段传力总结
3.4.2内翼段简化与传力分析
外翼盒段上所受的气动力我们在上文中分为总体剪力、弯矩、扭矩分别进行了讨论，而外翼直接与内翼相连，外翼上所有载荷均会经由内翼传递到机身。
首先，我们将内翼段简化成下图所示的梁架式后掠翼模型，外翼段的总体力通过图中交界处的根肋（加强肋）、前梁、后梁、主梁、长桁、蒙皮组成的盒式
结构传递到机身上。
0——基础 3——前梁 1——纵梁 4——后墙 2——主梁 5——加强肋
各构件的支持情况简化如下：
前梁：两端铰支梁，分别铰支于机身和主梁端头B 上。 主梁：固支在机身和侧边肋上的悬臂梁。 后梁：固支在主梁和侧边肋上的悬臂梁。
侧边肋：两端铰支梁，分别铰支于前梁和主梁上。
根肋BD ：一端与后梁铰支，另一端与前梁和主梁的交点B 相连，为弱固支。
★ （1）总体弯矩M 的传递 如右图所示，这里M 是指外段传来的前，后梁弯矩。它按刚度分配由主，前梁承担M 1, 后梁仅承担M 2-1, 另有M 2-2作用在BD 肋平面内。前梁以双支点梁式受弯，然后把一个力传给机身，另一个力加到主梁点B 上。
M 2-1沿后梁向根部传递，但因后梁与
机身不直接相连，且在根部与主梁有一夹角，所以M 2-1传到根部C 点后，一个分量传给主梁，另一个分量由纵梁承受。由于主梁与机身轴线不垂直，主梁上的所有弯矩在根部接头处，分成两个分量，分别传给机身框和纵梁。
★ （2）总体剪力Q 的传递
Q 根据刚度分配分别加在
前梁B 点和后梁D 点上为
Q 1, Q 2。因前梁与机身铰接，因而Q 1全部改由主梁承受并一直传到机身接头上。Q 2则由后梁传往根部，加到主梁的C 点上，由主梁传到机身接头上。
★ （3）总体扭矩M t 的传递 如右图所示，在分析内翼段扭矩时，内翼段简化模型将发生一定变化，其根肋处剖面将由上面模型中的单闭室转化为多闭室。
扭矩M t 包含了外段传来的扭矩以及D 点的弯矩分量M 2-2，到加强肋处按扭转刚度分配给前缘闭室和中闭室，分
别为M t 1，M t 2。M t 1传到根部前肋处，因与机身无周缘连接，因此将通过前肋将M t 1化成E 点的两个集中力矩，M t 1-1传给前梁，M t 1-2传给纵梁，再分别传到机身。M t 2以闭合剪流形式传到加强肋处，由加强肋转成两种形式的力矩往根部传。其中M t 2-1以主、后梁腹板各受一个垂直剪力形式传往根部；M t 2-2则由前，主梁及纵梁构成的构架共同对加强肋的B 点提供固支点，然后以前，主梁共同承弯的形式来传递扭矩M t 2-2。
★ （4）1号肋剪力Q 、弯矩M 还是扭矩Mt 的传递
1号肋不论是在传递剪力Q 、弯矩M 还是扭矩Mt 时，均要受有主梁、后梁和2肋等传来的弯矩，因此于这些构件的连接必须合理，即各缘条必须直接或间接连接，即便能传入弯矩。1肋本身是以双支点梁形式支持在前、主缘上的，故又将上述各弯矩转成一对垂直剪力，分别由前、主梁与机身的连接接头传给机身。
4. 机翼设计
飞机结构综合设计技术来源于飞机的使用要求与实践，通过不断地实践经验总结，对飞机设计要求提出更高、更新以及越来越趋于综合设计的技术要求，长寿命、高可靠性、低生产成本与良好的技战术性能、良好的经济性与维修性等技术要求成为飞机结构设计中极其重要且又必须满足的技术指标。
在多年的飞机结构设计发展中，形成了一系列的常用设计规范、方法及其原理，其中包括静强度、稳定性设计要求，气动弹性及刚度设计要求，安全寿命设计方法以及损伤容限、耐久性设计方法等。
4.1 机翼中的静强度、稳定性设计
4.1.1静强度设计
静强度设计方法是飞机结构中最基础也是最早成熟的设计思想。
反映了飞机在使用中承受极限飞行条件下最大使用载荷下的安全能力（安全裕度/强度裕度）。
防止结构在各严重载荷条件下发生强度不足而导致的可能断裂破坏。 采用静强度设计，要求结构有一定的强度裕度；极限载荷作用下，结构保持载荷3秒钟；采用设计载荷法能够较好反映飞机结构超静定及重量轻的设计特点。
使用设计载荷法，安全系数一般取为1.5。这个过程中，要求材料的极限载荷大于或等于设计载荷，即：
其中 ：极限载荷 ：设计载荷
：使用载荷
f：安全系数（1.5）
在这个过程中，由于飞机的各种载荷由气动和强度专业技术人员提供，我们
得不到基本数据，没办法进行具体计算。但是我们可以根据歼六飞机的用材进行简单的分析：在后掠处，一个典型的部件是主梁，主梁使用的材料是30CrMnSiA 高强合金钢，目的就是在于提高其静强度，这是静强度设计中一个很典型的方面。
4.1.2稳定性设计
结构的承载平衡不总是稳定
的；特定加载方式下可发生非稳定
平衡状态。
右图分别说明了三种失稳形
式：杆的总体失稳、杆的板元件失
稳、薄壁管的失稳。
由我们所学的材料力学的知识
我们知道，当杆或者板在受拉力时
的破坏形式一般为拉坏；而当杆受压力时，如果杆的长度较短则一般为压溃破坏，当杆的长度较长时，则容易发生失稳。
机翼的长桁、梁腹板横向长度要远大于其它方向的尺寸，因此它们的设计中要防止它们在受压时失稳进而导致结构失效与破坏。
A ：桁条、缘条的稳定性
上图所示为歼六长桁支撑在翼肋上的照片，由总体气动力传递分析中我们知道，机翼上表面的长桁所受到的力为压力，容易发生失稳，因此设计中我们采用图中所示方法，将长桁用翼肋“分割”成较短的一段段，从而增加结构的压杆失稳临界应力。
B:蒙皮稳定性
飞机设计中，蒙皮一般与其他构件组成壁板来受力，在歼六飞机中，蒙皮与长桁、梁缘条连接在一起，组成加筋壁板，同时翼肋向壁板提供横向支持。如下图所示
这类加劲壁板在稳定型设计中是比较复杂的，不仅要考虑蒙皮的失稳，而且要考虑加劲桁条的失稳临界载荷。当蒙皮较薄，桁条断面尺寸较大时，失稳现象较易确定，这类壁板称为经典加紧壁板。
由上述歼六飞机是薄蒙皮单块式机翼可知，我们可以将其看作经典加劲壁板。
而经典加筋壁板分析方法就是找到最大承载能力的等效板宽。
b e =2c =δ
我们测得歼六的蒙皮厚度t 约为2.5mm ，长桁间距b 约为115mm ，则b/t=46 由书上给出的k 与b/t的关系图可以得出k 约为3.19
.
那么当我们知道桁条的临界失稳应力
就能求出b e 的值。 σcr ，st 和材料的弹性模量E 时，我们2⎛δ⎫σ=kE ⎪cr ，sk 然后就可求得等效板宽的临界失稳应力为：⎝b
e ⎭
歼六用加劲壁板也由于当时的加工工艺所限制，现代飞机为了进一步提高其稳定性，一般采取整体加工工艺，不会在蒙皮上出现铆钉接头，使稳定性进一步加强。
C:梁腹板稳定性
梁的腹板是一个四边受剪板，在歼六飞机中，梁腹板是抗剪型板，所以我们按照抗剪型板来分析设计。
下图是歼六前梁的一块腹板
这类板结构，主要有两种破坏形式：剪切破坏，剪切失稳。
★剪切破坏
剪切破坏是强度问题，由材料的剪切强度τb 和腹板高度h 来确定腹板厚度。
δ1≥Q h τb
我们测得歼六前梁腹板的高度h 约为110mm ，那么当已知其传递的剪力和材料的剪切强度τb 时，我们就可得到其腹板厚度的值。
★剪切失稳
剪切失稳是当腹板完全不允许屈曲时，应由其剪切失稳临界应力来确定厚度，即
从而根据外载荷q （剪流），可以计算厚度
式中 k：受剪板支持系数
b：短边长度
在歼六中，如上图，我们可以看到，梁的腹板被翼肋隔开，使得其短边与长边之比明显减小，使得其稳定性增加。
我们在实际测量中得到，这一块腹板的短边b 约为110mm ，长边a 约为265mm 。 那么通过查表即可得到k 值, 最终带入公式就可求出
一般来说大于，所以更多考虑失稳的情况，此时取为腹板的设计厚度。开口加强分析
上面静强度与稳定性都是从大的整体的方面进行设计的思想与方法, 在一些细节处的强度我们要考虑更为细致的设计. 在此我们以歼六的小开口为例进行分析。
一个机翼结构，若整个结构连续而无开口，则其重量比有开口者要轻。因此单纯从结构的重量要求来看，应以无开口的连续结构最好。但实际上在机翼部件部位安排时，为了满足使用和维护要求，在机翼上通常布置有各种开口。机翼上开口可以分为小开口、中开口和大开口。机翼上面的小开口指的是开口面积相对较小的开口。在歼六的机翼上，有着多处的小开口，现对其进行分析。
对于小开口，通常采用口框加强，即在开口周围布置一圈界面具有抗弯能力的加强构件，类似钢框。
口框加强形式的受力：在开口区，被开掉处结构的剪流转化成口框截面集中剪力，此时可近似认为口框外的基本结构受力与未开口前相同。口框本身受有自身平衡的外力系（相当于没有开口时的外力作用在上面）。
口框受力分析如下：
M 1=Q ∙b 1=q 0bh 24M 2=Q ∙b 1=q 0bh 24各力大小：
N 1=1q 0b 2 N 2=1q 0b 2
（3）、轴力，剪力，弯矩图
4.2 刚度与气动弹性设计
4.2.1飞机结构的刚度要求
飞机部件的结构刚度需满足飞机气动布局所设计的飞行技术性能（升力特性、阻力特性）、巡航状态下的飞行效率、操纵安全性能（无操纵弹性延迟、操纵效率不足等问题）、结构局部的使用性能要求（振动环境）、气流扰动作用下不允许由于结构刚度不足带来的不安全 （颤振）以及刚度问题引起的较大损伤积累。
★ 静刚度特性要求（变形量控制要求）
飞机结构构件的刚度与强度是同时存在的，对结构构件以强度、稳定性设为主 （机翼的壁板、各类接头等） ；对部件级结构提出静刚度指标要求（机翼挠度、扭转角形变量控制）；
有些构件（部位）以刚度设计为主（强度裕度很大，飞机的舱门、大开口部位、操纵系统支座、舵面转轴等，满足使用要求）。
★ 静气动弹性问题对结构部件的刚度要求
机翼盒段的抗扭刚度本身要满足不能使气动力性能发生变化以及在气流扰动下发生剖面扭转角扩大(发散) 的可能。
机翼盒段（副翼连接段）的抗扭刚度要满足舵面操纵效率的要求，且不能使
其在气流扰动下发生副翼失效或反效的可能。
★动气动弹性问题对结构部件的刚度要求
机/尾翼及副翼受气流扰动条件下，在一定速度范围内不允许发生颤振发散（扰动激励下的一种振动发散方式）。
4.2.2气动弹性问题
气动弹性问题包含两类问题，一类是静气动弹性，另一类是动气动弹性。 静气弹仅关心气动力（由任何飞行条件变化引起的气动力增量与升力面结构刚度（弹性力）之间耦合作用，是静力平衡的稳定性问题。它包括：机翼扭转扩大（形变发散）问题、副翼反效（操纵效能）问题、气动弹性载荷修正。
动气动弹性则关心气动力扰动激励作用下，由气动力增量、结构刚度以及质量力三者交互作用时，能否产生自激振动的发散（振幅扩大）。这种自激振动的发散与飞机飞行速度相关，是一个飞行性能与安全性的问题。
下面我们仅选取静气动弹性问题中的扭转扩大对歼六飞机相关设计进行说明。
★静气动弹性问题中的扭转扩大
假设机翼以迎角α0使飞机处于稳定平飞中，若突然有一扰动上升气流v y 导致迎角α=α0+∆α，引起附加升力∆Y 。由于此∆Y 作用于焦点而非作用于刚心上，故使该剖面瞬间引起扭转变形∆θ。当此扰动消失后，研究扭转变形的发展趋势为：此时有两种可能性，一是即使v y 消失，此附加扭转变形仍然愈来愈增大，导致结构破坏，此为扭转扩大；一为在v y 消失后，此附加扭转愈来愈小，以至消失。
现具体分析：由上图，∆θ引起机翼剖面迎角增加∆α，因此升力有一个增量∆Y ，此力作用在焦点上，对刚心产生一个使扭转变形进一步增大的气动力矩M a =∆Y ∙d α。由∆θ引起的弹性恢复力矩M k 使附加扭转变形减小。当飞机飞行速度较大时，M a >M k 附加扭转会越来越大，从而造成扭转扩大。
歼六飞机采用后掠翼，如右图所示，当飞机如
上述情况时飞行速度达到一定值，当有垂直突风时
可能产生扭转扩大的情况下，假设气动力的肋剖面
合力作用于刚轴上，机翼纯弯；顺气流剖面上后缘
点B ’位移大于前缘点A 位移，导致翼剖面低头，
这样机翼会除了弹性恢复力矩外多出一个因自身
后掠而增加的恢复力矩，也就是说机翼后掠可以有
效地减小扭转扩大所带来的飞行安全的威胁。
4.3 损伤容限问题
损伤容限是指结构在规定的未修使用周期内，抵抗由缺陷、裂纹或其他损伤而导致破坏的能力。简单的说，就是指飞机结构中初始缺陷及飞机在使用中缺陷发展的程度。在飞机结构中常见的损伤或缺陷主要来自材料、加工和装配工艺；在航线服役中，又遭受疲劳载荷、各种腐蚀环境和离散源载荷造成的损伤。
从损伤容限的基本内容上看，就是通过设计、分析和试验验证，对可检结构给出检修周期，对不可检结构给出严格的剩余强度要求和裂纹增长限制，以保证结构在给定的使用寿命期内，不至因为未被发现的初始缺陷扩展失控而造成飞机的灾难性事故。 损伤容限结构可归纳为两种结构类型，即缓慢裂纹扩展结构和破损安全结构。破损安全结构又分为破损安全止裂结构和破损安全多路传力结构。在歼六的机翼结构中，由很多细节设计运用了损伤容限设计思想，采用了损伤容限结构，现举例分析说明。
4.3.1缓慢裂纹扩展结构
这类结构多出现在单传力途径结构或静定结构处。
例如歼六的主梁接头：
该处由于歼六机翼根部与机身的连接为一固一饺的静定结构，只有一个传力路线，所以采用了缓慢裂纹扩展结构，选用了更强的材料，并且做得很厚，安全储备更大，裂纹扩展速率较低，进而裂纹扩展到临界裂纹尺寸的时间大于规定翻修间隔。而且从可检度来看，该处可达性较差，若要检查需拆开周围一系列元件。再有就是更换性差，不可能保持一个较高频率的更换水平，该接头与主梁一体，若需更换，需要拆下机翼，相当于要对整个机翼作翻修工作。
所以该处采用缓慢裂纹扩展结构比较适合。
4.3.2破损安全结构
★破损安全多路传力结构
这类结构具有多个传力路径，把结构人为地分成若干部分，其作用是把损伤控制在局部范围内。在歼-5飞机结构上采用破损安全多路传力结构的实例相当众多。这类结构是用两条或两条以上的传力路线来传递载荷，结构的高次静不定保证了当其中的一条传力途径上的元件损坏后，其他传力途径仍能传递破损安全载荷。
如歼六机翼13加强肋，其加强肋的缘条为T 形，时由两个L 形的缘条铆接在肋腹板上组成的，如下图
这样加强肋的缘条在传递轴力的时候就有两条传力路径，若一个缘条破损，另一个缘条依然可以继续传递轴力。同时，由于两个缘条不是一个整体，因此若一个缘条上出现裂纹，不会立即传到另一个缘条上，保证了翼肋具有继续承载的能力。
又如歼六的前梁上有一层垫板
前梁缘条上加了一层垫板，这也是一个破损安全多路传力结构，当梁缘条发生破坏，垫板可以代替梁缘条参与承载。
同样还是13加强肋
整个肋由多块小肋用铆钉连接而成，刚度强度提高的同时，任何一个小肋破坏，都可以由其他肋分担它传递的力。
★破损安全止裂结构
这类结构在设计时，采取了各种止裂措施，如筋条，止裂带等。当结构的裂纹扩展到使结构完全破坏之前，用止裂措施是不稳定快速扩展的裂纹停止在事先设计的止裂区内。
如歼六的蒙皮
歼六机翼的蒙皮是分块，是一种止裂的设计，蒙皮被长桁、接缝分为小块，纵有撕裂，该裂纹只能在相应的一个子结构上发展，不会跨越至相邻块上，从而使不稳定快速扩展的裂纹停止在事先设计的止裂区内，有效控制裂纹的扩展，保证机翼蒙皮依然能承担总体扭矩的传递，而且可以继续工作并在检修期发现修补。
5. 结构合理性与不足分析
5.1 合理性
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。
5.2 不足之处
A ．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。
B ．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。
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。
6. 总结体会
在这次大作业完成过程中，我们组三个人一同通过对航空馆的歼-6飞机机翼的多次实地考察，反复研究讨论与分析，使我们对歼-6飞机机翼概况、主要受力各构件连接方式及其传力分析等，都有了较为充分的了解。
过程中，我们也遇到了许多困难，深感自己需要学习的还有很多。我们通过请教老师、同学，上网查阅相关资料，一点点的剖析所遇到的问题，直至答案付出水面。进行分析受力时我们展开了激烈的讨论，课堂上一些似懂非懂的问题也在与同学间的讨论中恍然大悟。
此外，在完成大作业的过程中，我们三名同学都深感团结协作的重要。尤其是对机翼主要构件尺寸的观察与测量中，由于歼-6机翼在航空馆摆放的受到阻挡，对测量工作带来了一定的困难，但是我们三人协作，共同完成了测量工作。
纸上得来终觉浅，绝知此事要躬行。当我们真正经历了对机翼的分析过程后，才体会到其中所需要的努力与坚持。知识和经验可以使我们少走弯路，坚韧与团队则帮助我们度过难关。整个大作业中不乏酸甜苦辣，个中滋味值得我们细细品味，并从中汲取营养。
相信这次大作业的宝贵经历对小组每位成员在以后的学习工作的都会有所帮助。
附：此次大作业的任务分配
歼-6飞机机翼分析
01031101班 2011300289 刘敏 01041101班 2011300317 胡嘉蕊 01041101班 2011300319 梅冰洁
目录
1. 歼-6战斗机简介 . ........................................................................................................... - 3 -
2. 歼-6战斗机机翼概况 . ................................................................................................... - 5 -
2.1歼-6机翼简介 ........................................................................................................... - 5 -
2.2歼-6机翼主要构件及其尺寸 ................................................................................... - 5 -
3. 歼-6机翼模型简化与传力分析 . ................................................................................... - 6 -
3.1 机翼结构简化模型 ................................................................................................... - 7 -
3.2 机翼各部件受力分析 ............................................................................................... - 7 -
3.2.1 蒙皮 . .................................................................................................................... - 7 -
3.2.2 长桁 . .................................................................................................................... - 8 -
3.2.3翼肋 . ..................................................................................................................... - 9 -
3.2.3. 翼梁 . ................................................................................................................... - 10 -
3.3 机翼局部受力分析 ................................................................................................. - 11 -
3.3.1武器挂架 .......................................................................................................... - 11 -
3.3.2机翼机身接头 .................................................................................................. - 14 -
3.4 内外翼段简化与传力分析 ...................................................................................... - 16 -
3.4.1 外翼段简化与传力分析 ................................................................................... - 16 -
3.4.2内翼段简化与传力分析 .................................................................................. - 18 -
4. 机翼设计 . ...................................................................................................................... - 21 -
4.1 机翼中的静强度、稳定性设计 ............................................................................. - 21 -
4.1.1静强度设计 ...................................................................................................... - 21 -
4.1.2稳定性设计 ...................................................................................................... - 22 -
4.2 刚度与气动弹性设计 ............................................................................................. - 28 -
4.2.1飞机结构的刚度要求 ...................................................................................... - 28 -
4.2.2气动弹性问题 .................................................................................................. - 29 -
4.3 损伤容限问题 ......................................................................................................... - 30 -
4.3.1缓慢裂纹扩展结构 .......................................................................................... - 31 -
4.3.2破损安全结构 .................................................................................................. - 32 -
5. 结构合理性与不足分析 . .............................................................................................. - 34 -
6. 总结体会 . ...................................................................................................................... - 35 -
1. 歼-6战斗机简介
歼-6是中国沈阳飞机制造公司制造的单座双发超音速战斗机，是60年代至70年代中国空军的主力歼击机，可以用于国土防空和夺取前线局部制空权，亦可执行一定的对地支援任务。
歼-6飞机是根据前苏联的米格－19仿制和发展的。1958年初开始试制，原型机于1958年12月首次试飞，歼-6飞机1960年投入批生产。1986年停产，生产数千架。歼-6飞机尺寸小、重量轻、推重比大、机动性好，适于近距格斗空战。飞机结构简单，使用维护方便，价格便宜，是世界上同类飞机中最便宜的。歼-6飞机除装备中国空、海军外，还向国外出口。
歼-6的多种改型：
歼-6I 提高升限的改型。主要是在歼-6基本型的基础上减轻了飞机重量。 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 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。
歼-6甲全天候型。
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。 三面图：
2. 歼-6战斗机机翼概况
2.1歼-6机翼简介
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。
歼六飞机翼展 9.04 米，使用了后掠55度(1/4弦线) 大后掠角全金属中单翼，1/4弦线后掠角达55°采用高速对称翼型，顺气流方向翼根处相对厚度8.73％，翼尖处8.13％。机翼上表面有翼刀，下表面有扰流片，与副翼联动。飞机的副翼和襟翼由液压驱动，襟翼在起飞时展开角为 15º，在降落时为 25º。
该机翼没有前缘襟翼，只有后缘襟翼操纵面也是属于传统飞机的布置。 作用在歼-6机翼上的外载包括分布载荷和集中载荷两大部分。分布载荷包括空气动力载荷和机翼结构的质量力，集中载荷则主要是其它部件（如起落架、发动机）、副翼、襟翼等各类副翼和布置在机翼内外的各种装载（如油箱、炸弹）。歼-6为中单翼布局，机翼左右对称布置，分别连接在机身的两侧，由机身提供上述机翼外载的平衡力，这样每半个机翼可以看做是支撑在机身上的悬臂梁。 歼-6机翼外段为单块式，有后墙。上、下各有9根长桁。有关数据表明：机翼共有翼肋30个。根部13号加强肋之内加主梁和纵梁，它们与前梁、后墙、13肋组成梁架式承力结构。主梁、前梁和纵梁构成的承力三角型作为起落架放置槽。
主梁采用30CrMnSiA 高强合金钢整体模锻件，前梁采用LC4高强铝合金模压件，后墙用LC4Z （根部）和LY12硬铝（外段）制成，纵梁用LC4Z 和LY12制成。
2.2歼-6机翼主要构件及其尺寸
歼-6翼面结构属于薄壁型结构型式，构造上主要分蒙皮和骨架结构。骨架结构中，纵向构件翼梁、长桁、腹板；横向构件有翼肋。
我们小组对歼-6机翼进行了细致的观察、测量、分析，将歼-6机翼各主要构件的尺寸进行了汇总，并绘制了各构件的剖面形状简图，记录在了下面的表格中。
（由于机翼摆放位置角度，无法拍摄机翼整体图片）
除了以上基本构件外，歼-6机翼上还有襟翼、副翼、起落架、挂架等结构。
3. 歼-6机翼模型简化与传力分析
3.1 机翼结构简化模型
从图中反映的内部结构我们可以发现，其机翼外段为单梁单块式，有后墙。上、下个有9根长桁。机翼共有翼肋30个。根部13号加强肋之内加主梁和纵梁，它们与前梁、后墙、13肋组成梁架式承力结构。主梁、前梁和纵梁构成的承力三角型作为起落架放置槽。
3.2 机翼各部件受力分析
机翼的受载与传载归根结底还是由各个部件单独和组合作用的结果，因此在分析总体力对整个机翼的作用之前，先对机翼各个典型部件进行分析是有必要的。
3.2.1 蒙皮
歼六机翼蒙皮属于薄蒙皮, 蒙皮通过铆钉以分散连接形式和长桁, 翼肋相连。可以取相邻的两长桁，翼肋之间的一块小蒙皮作为分离体进行分析。可以把这块蒙皮看成四边支撑在长桁和翼肋上的四边简支板，分离体如下所示：
气动载荷直接作用在蒙皮上，长桁和翼肋通过铆钉受拉对蒙皮提供支反力，使蒙皮平衡。根据平衡原理，翼肋和长桁受到蒙皮传来的气动载荷。根据作用力与反作用力大小相等、方向相反，分别作用于两相关物体上的原理，蒙皮也就把外载传给了翼肋和长桁。
上图则显示了机翼弯曲和扭转时蒙皮的作用。
3.2.2 长桁
在歼六飞机中，长桁用角片和翼肋连接。长桁上垂直于长桁轴线的气动载荷通过角片（如下图所示）传给翼肋。由于气动载荷方向垂直于长桁轴线，且处于翼肋平面内，在此种载荷下，翼肋的刚度比长桁大得多，因此翼肋向长桁提供支持。此时长桁可以看作支持在一排翼肋上的多支点连续梁。
角片连接 1——长桁 2——翼肋
3——蒙皮传来的载荷 4——翼肋的支反力
3.2.3翼肋 翼肋是保证气动力所要求的翼剖面形状的横向元件。有普通翼肋和加强翼肋，其外载有蒙皮直接传来的部分初始气动载荷（分布载荷）和由长桁传来的气动载荷（小集中力）。
J-6主盒段翼肋 翼肋的平衡图
它们的合力作用在该翼剖面的压力中心上，并近似认为它垂直于翼弦线。将合力ΔQ 平移至翼盒在该肋剖面处的刚心上，使原ΔQ 的作用等效为作用在刚心上的ΔQ ’和一个绕刚心的力矩ΔM t 。
ΔQ ’有使翼肋作上下平移的趋势，从而使翼盒产生弯曲变形，力矩ΔM t 使翼肋有绕刚心转动的趋势，使翼盒产生扭转变形。
歼六机翼外端为单梁单块式，在剪力ΔQ ’的作用下，对薄壁梁产生了剪切和弯曲效应。对于剪切内力，由梁腹板和后墙提供支反剪力ΔR f 和ΔR r 来传递；
对于弯曲内力，由梁缘条提供支反轴力，进而在蒙皮上产生平衡剪流Δq 。因此，翼肋分离体上的剪力ΔQ ’实际上由梁腹板提供的支反剪力和蒙皮提供的支反剪流所构成，如上图所示。在扭矩ΔM t 的作用下，由蒙皮及腹板组成的单闭室以一圈剪流的方式提供对ΔM t 的平衡。
3.2.3. 翼梁
翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分剪力和弯矩。对于剪力，由梁腹板产生的剪流来平衡；对于弯矩，由梁上下缘条一对大小相等，方向向反的轴力产生的轴力来平衡。
J-6主梁 翼梁的平衡及内力图
3.3 机翼局部受力分析
3.3.1武器挂架
由于J-6飞机的机翼上有挂架的存在，使得机翼的部分力在机翼上的传递有部分变化。挂架如下图所示，由于挂架的存在，机翼下表面有部分长桁被打断。
在机翼的传力过程中，长桁主要是承受由于机翼弯矩引起的轴向力。因此在弯矩传递的过程中，长桁所受的轴向力会转移到梁缘条上。长桁上所承受的轴力的转移过程是通过自根部向外的一段长度为L 的蒙皮逐渐完成的。通过蒙皮受剪，长桁才在参与段逐渐退出承受正应力，转由梁缘条承受，如下图所示：
由于挂架只是打断了下表面的长桁，由于轴力的转移在挂架前的翼肋上会产生相应的剪流。而上表面的长桁没有被打断，因此上表面长桁的受力没有变化，弯矩在长桁上引起的轴力通过长桁传到13肋处。
之后我们再来分析这时候集中力的传递, 假设在机翼的武器挂架处将导弹挂上。那么对挂架来说就产生了集中力。
歼6武器挂架在结构上与三个加强肋连接，如图所示：
因为此处武器武器挂架传给翼肋的为集中力，需要加强肋来扩散集中力，使之转化为分布剪流以适应薄壁结构的受力特性然后传到机翼的主要受力构件，蒙皮和翼梁上去。
为分析方便，将传递给翼肋的力简化为作用于一点，于是三根肋有着相同的形式，在集中力F 作用下有垂直向下和绕剖面钢心转动两种趋势（如下图所示），在这里两种趋势，集中力转化为与肋相连的梁上的剪力和封闭盒段中的剪流。至此，加强肋上的载荷传递和前面普通翼肋上受气动载荷时相同。
简要分析如下：
此处三根肋均可分析为，将力F 平移至翼盒在该肋剖面处的刚心上，同时产生一绕刚心力矩M ，取③号肋为代表分析，如图：
F 作为剪力作用在肋平面上，对薄壁梁产生了剪切和弯曲应力效应，扭矩M 对肋产生扭转效应。
●F 产生的剪切内力由梁（墙）腹板来传递, 大小分配按刚度分配为原则。 ●M 产生的扭转内力由蒙皮和梁腹板组成的单闭室以一圈的剪流的形式来平衡，蒙皮，梁腹板，提供支反剪流。
3.3.2机翼机身接头
前面已经分析过，歼六飞机机翼外翼段采用单块式结构布置形式，内翼段采用梁架式结构，这样能很好的综合结构的受力和重量特性。而机翼的全部载荷则需要通过机翼机身连接进而传递到机身。机翼机身接头的设计就成了非常重要的一环。
歼六属于中单翼布局，由于飞机机身内部需要，无法像大型运输机那般采用中央翼的方法进行机翼机身的连接，只能通过在机翼根部集中对接接头的构造形式与机身相连（如下图所示）。 固接接头：
铰接接头：
由图可以看出，歼六主梁接头由上下了两组耳片和梁的上、下缘条分别连接，此时接头可传递梁平面内的弯矩和力，可简化为固接。而前墙腹板与机身只有一组耳片连接，该接头在墙平面内可简化为铰接。
下面分析歼六机翼接头是怎样将机翼上的弯、剪、扭传递给机身的。 弯矩：弯矩以缘条上轴力的形式直接从耳片接头传给机身，连接螺栓受剪。机翼弯矩由固接接头传递。
剪力：在歼六机翼－机身对接中，因腹板与机身无直接连接，所以为传递集中在腹板根部的机翼剪力，在梁腹板的根部将耳片的间距拉大，以便把全部剪力集中到耳片接头上再传给机身。
扭矩：扭矩可转化为了一对垂直剪力组成的力偶，那么这对剪力再通过对接接头传给机身。
为了保证机翼所由的弯、剪、扭都能传到机身上，最少需要一个固接接头和一个铰接接头歼六机翼的机身与机翼对接接头刚好满足传力的最基本要求，结合所学的知识我们知道，虽然这样的构造简单，结构重量特性也较好，但是基于损伤容限（安全寿命）思想单传力路线结构损伤容限差，结构一旦失效会造成灾难性后果。
3.4 内外翼段简化与传力分析
根据3.2及3.3中的分析，我们结合歼-6机翼的设计特点（外段为单梁单块式，有后墙；内段为梁架式），下面分别针对外段、内段进行简化和传力分析。
3.4.1 外翼段简化与传力分析
对于单梁单块式，有后墙的机翼形式，它的
翼梁较弱，长桁较多、较强，蒙皮较厚。结合上文分析，我们可以把歼-6外翼段简化为右图所示力学模型。其中，翼梁的缘条、长桁简化为可承受正应力的集中面积；蒙皮、梁腹板简化为可承受面内剪力的板。
★ 总体弯矩的传递
由于力矩可以由反向力矩或者一对力偶来平衡。机翼的上下翼面布置有可承受正应力的集中面积，就是出于这一点考虑，当有总体弯矩作用于机翼上时，机翼会由上下壁板上可承受正应力的集中面积（主要为梁缘条与长桁）提供大小相等，方向相反的多对轴向力（构成力偶）来平衡。
★ 总体剪力的传递
当外翼盒段上作用有剪力Q 的时候，如右图简化模型，剪力作用在壁板上产生剪流，剪流会以集中面积为界，呈现突变式分布。
右图即为上述单闭室简化模型受剪之后的剖面剪力分布图。由图可知，翼盒上下壁板所受剪流实现自平衡；而左右两边梁腹板上的剪流则会以累加方式逐渐积累，最后经过内翼盒段通过接头传递到机身上。
★ 总体扭矩的传递
总体扭矩通过各肋与蒙皮、腹板的连接，以一圈圈剪流的形式作用到由蒙皮梁腹板组成的闭室上，传给外翼段根部根肋，再经由内翼段传给机身。
★歼-6外翼段传力总结
3.4.2内翼段简化与传力分析
外翼盒段上所受的气动力我们在上文中分为总体剪力、弯矩、扭矩分别进行了讨论，而外翼直接与内翼相连，外翼上所有载荷均会经由内翼传递到机身。
首先，我们将内翼段简化成下图所示的梁架式后掠翼模型，外翼段的总体力通过图中交界处的根肋（加强肋）、前梁、后梁、主梁、长桁、蒙皮组成的盒式
结构传递到机身上。
0——基础 3——前梁 1——纵梁 4——后墙 2——主梁 5——加强肋
各构件的支持情况简化如下：
前梁：两端铰支梁，分别铰支于机身和主梁端头B 上。 主梁：固支在机身和侧边肋上的悬臂梁。 后梁：固支在主梁和侧边肋上的悬臂梁。
侧边肋：两端铰支梁，分别铰支于前梁和主梁上。
根肋BD ：一端与后梁铰支，另一端与前梁和主梁的交点B 相连，为弱固支。
★ （1）总体弯矩M 的传递 如右图所示，这里M 是指外段传来的前，后梁弯矩。它按刚度分配由主，前梁承担M 1, 后梁仅承担M 2-1, 另有M 2-2作用在BD 肋平面内。前梁以双支点梁式受弯，然后把一个力传给机身，另一个力加到主梁点B 上。
M 2-1沿后梁向根部传递，但因后梁与
机身不直接相连，且在根部与主梁有一夹角，所以M 2-1传到根部C 点后，一个分量传给主梁，另一个分量由纵梁承受。由于主梁与机身轴线不垂直，主梁上的所有弯矩在根部接头处，分成两个分量，分别传给机身框和纵梁。
★ （2）总体剪力Q 的传递
Q 根据刚度分配分别加在
前梁B 点和后梁D 点上为
Q 1, Q 2。因前梁与机身铰接，因而Q 1全部改由主梁承受并一直传到机身接头上。Q 2则由后梁传往根部，加到主梁的C 点上，由主梁传到机身接头上。
★ （3）总体扭矩M t 的传递 如右图所示，在分析内翼段扭矩时，内翼段简化模型将发生一定变化，其根肋处剖面将由上面模型中的单闭室转化为多闭室。
扭矩M t 包含了外段传来的扭矩以及D 点的弯矩分量M 2-2，到加强肋处按扭转刚度分配给前缘闭室和中闭室，分
别为M t 1，M t 2。M t 1传到根部前肋处，因与机身无周缘连接，因此将通过前肋将M t 1化成E 点的两个集中力矩，M t 1-1传给前梁，M t 1-2传给纵梁，再分别传到机身。M t 2以闭合剪流形式传到加强肋处，由加强肋转成两种形式的力矩往根部传。其中M t 2-1以主、后梁腹板各受一个垂直剪力形式传往根部；M t 2-2则由前，主梁及纵梁构成的构架共同对加强肋的B 点提供固支点，然后以前，主梁共同承弯的形式来传递扭矩M t 2-2。
★ （4）1号肋剪力Q 、弯矩M 还是扭矩Mt 的传递
1号肋不论是在传递剪力Q 、弯矩M 还是扭矩Mt 时，均要受有主梁、后梁和2肋等传来的弯矩，因此于这些构件的连接必须合理，即各缘条必须直接或间接连接，即便能传入弯矩。1肋本身是以双支点梁形式支持在前、主缘上的，故又将上述各弯矩转成一对垂直剪力，分别由前、主梁与机身的连接接头传给机身。
4. 机翼设计
飞机结构综合设计技术来源于飞机的使用要求与实践，通过不断地实践经验总结，对飞机设计要求提出更高、更新以及越来越趋于综合设计的技术要求，长寿命、高可靠性、低生产成本与良好的技战术性能、良好的经济性与维修性等技术要求成为飞机结构设计中极其重要且又必须满足的技术指标。
在多年的飞机结构设计发展中，形成了一系列的常用设计规范、方法及其原理，其中包括静强度、稳定性设计要求，气动弹性及刚度设计要求，安全寿命设计方法以及损伤容限、耐久性设计方法等。
4.1 机翼中的静强度、稳定性设计
4.1.1静强度设计
静强度设计方法是飞机结构中最基础也是最早成熟的设计思想。
反映了飞机在使用中承受极限飞行条件下最大使用载荷下的安全能力（安全裕度/强度裕度）。
防止结构在各严重载荷条件下发生强度不足而导致的可能断裂破坏。 采用静强度设计，要求结构有一定的强度裕度；极限载荷作用下，结构保持载荷3秒钟；采用设计载荷法能够较好反映飞机结构超静定及重量轻的设计特点。
使用设计载荷法，安全系数一般取为1.5。这个过程中，要求材料的极限载荷大于或等于设计载荷，即：
其中 ：极限载荷 ：设计载荷
：使用载荷
f：安全系数（1.5）
在这个过程中，由于飞机的各种载荷由气动和强度专业技术人员提供，我们
得不到基本数据，没办法进行具体计算。但是我们可以根据歼六飞机的用材进行简单的分析：在后掠处，一个典型的部件是主梁，主梁使用的材料是30CrMnSiA 高强合金钢，目的就是在于提高其静强度，这是静强度设计中一个很典型的方面。
4.1.2稳定性设计
结构的承载平衡不总是稳定
的；特定加载方式下可发生非稳定
平衡状态。
右图分别说明了三种失稳形
式：杆的总体失稳、杆的板元件失
稳、薄壁管的失稳。
由我们所学的材料力学的知识
我们知道，当杆或者板在受拉力时
的破坏形式一般为拉坏；而当杆受压力时，如果杆的长度较短则一般为压溃破坏，当杆的长度较长时，则容易发生失稳。
机翼的长桁、梁腹板横向长度要远大于其它方向的尺寸，因此它们的设计中要防止它们在受压时失稳进而导致结构失效与破坏。
A ：桁条、缘条的稳定性
上图所示为歼六长桁支撑在翼肋上的照片，由总体气动力传递分析中我们知道，机翼上表面的长桁所受到的力为压力，容易发生失稳，因此设计中我们采用图中所示方法，将长桁用翼肋“分割”成较短的一段段，从而增加结构的压杆失稳临界应力。
B:蒙皮稳定性
飞机设计中，蒙皮一般与其他构件组成壁板来受力，在歼六飞机中，蒙皮与长桁、梁缘条连接在一起，组成加筋壁板，同时翼肋向壁板提供横向支持。如下图所示
这类加劲壁板在稳定型设计中是比较复杂的，不仅要考虑蒙皮的失稳，而且要考虑加劲桁条的失稳临界载荷。当蒙皮较薄，桁条断面尺寸较大时，失稳现象较易确定，这类壁板称为经典加紧壁板。
由上述歼六飞机是薄蒙皮单块式机翼可知，我们可以将其看作经典加劲壁板。
而经典加筋壁板分析方法就是找到最大承载能力的等效板宽。
b e =2c =δ
我们测得歼六的蒙皮厚度t 约为2.5mm ，长桁间距b 约为115mm ，则b/t=46 由书上给出的k 与b/t的关系图可以得出k 约为3.19
.
那么当我们知道桁条的临界失稳应力
就能求出b e 的值。 σcr ，st 和材料的弹性模量E 时，我们2⎛δ⎫σ=kE ⎪cr ，sk 然后就可求得等效板宽的临界失稳应力为：⎝b
e ⎭
歼六用加劲壁板也由于当时的加工工艺所限制，现代飞机为了进一步提高其稳定性，一般采取整体加工工艺，不会在蒙皮上出现铆钉接头，使稳定性进一步加强。
C:梁腹板稳定性
梁的腹板是一个四边受剪板，在歼六飞机中，梁腹板是抗剪型板，所以我们按照抗剪型板来分析设计。
下图是歼六前梁的一块腹板
这类板结构，主要有两种破坏形式：剪切破坏，剪切失稳。
★剪切破坏
剪切破坏是强度问题，由材料的剪切强度τb 和腹板高度h 来确定腹板厚度。
δ1≥Q h τb
我们测得歼六前梁腹板的高度h 约为110mm ，那么当已知其传递的剪力和材料的剪切强度τb 时，我们就可得到其腹板厚度的值。
★剪切失稳
剪切失稳是当腹板完全不允许屈曲时，应由其剪切失稳临界应力来确定厚度，即
从而根据外载荷q （剪流），可以计算厚度
式中 k：受剪板支持系数
b：短边长度
在歼六中，如上图，我们可以看到，梁的腹板被翼肋隔开，使得其短边与长边之比明显减小，使得其稳定性增加。
我们在实际测量中得到，这一块腹板的短边b 约为110mm ，长边a 约为265mm 。 那么通过查表即可得到k 值, 最终带入公式就可求出
一般来说大于，所以更多考虑失稳的情况，此时取为腹板的设计厚度。开口加强分析
上面静强度与稳定性都是从大的整体的方面进行设计的思想与方法, 在一些细节处的强度我们要考虑更为细致的设计. 在此我们以歼六的小开口为例进行分析。
一个机翼结构，若整个结构连续而无开口，则其重量比有开口者要轻。因此单纯从结构的重量要求来看，应以无开口的连续结构最好。但实际上在机翼部件部位安排时，为了满足使用和维护要求，在机翼上通常布置有各种开口。机翼上开口可以分为小开口、中开口和大开口。机翼上面的小开口指的是开口面积相对较小的开口。在歼六的机翼上，有着多处的小开口，现对其进行分析。
对于小开口，通常采用口框加强，即在开口周围布置一圈界面具有抗弯能力的加强构件，类似钢框。
口框加强形式的受力：在开口区，被开掉处结构的剪流转化成口框截面集中剪力，此时可近似认为口框外的基本结构受力与未开口前相同。口框本身受有自身平衡的外力系（相当于没有开口时的外力作用在上面）。
口框受力分析如下：
M 1=Q ∙b 1=q 0bh 24M 2=Q ∙b 1=q 0bh 24各力大小：
N 1=1q 0b 2 N 2=1q 0b 2
（3）、轴力，剪力，弯矩图
4.2 刚度与气动弹性设计
4.2.1飞机结构的刚度要求
飞机部件的结构刚度需满足飞机气动布局所设计的飞行技术性能（升力特性、阻力特性）、巡航状态下的飞行效率、操纵安全性能（无操纵弹性延迟、操纵效率不足等问题）、结构局部的使用性能要求（振动环境）、气流扰动作用下不允许由于结构刚度不足带来的不安全 （颤振）以及刚度问题引起的较大损伤积累。
★ 静刚度特性要求（变形量控制要求）
飞机结构构件的刚度与强度是同时存在的，对结构构件以强度、稳定性设为主 （机翼的壁板、各类接头等） ；对部件级结构提出静刚度指标要求（机翼挠度、扭转角形变量控制）；
有些构件（部位）以刚度设计为主（强度裕度很大，飞机的舱门、大开口部位、操纵系统支座、舵面转轴等，满足使用要求）。
★ 静气动弹性问题对结构部件的刚度要求
机翼盒段的抗扭刚度本身要满足不能使气动力性能发生变化以及在气流扰动下发生剖面扭转角扩大(发散) 的可能。
机翼盒段（副翼连接段）的抗扭刚度要满足舵面操纵效率的要求，且不能使
其在气流扰动下发生副翼失效或反效的可能。
★动气动弹性问题对结构部件的刚度要求
机/尾翼及副翼受气流扰动条件下，在一定速度范围内不允许发生颤振发散（扰动激励下的一种振动发散方式）。
4.2.2气动弹性问题
气动弹性问题包含两类问题，一类是静气动弹性，另一类是动气动弹性。 静气弹仅关心气动力（由任何飞行条件变化引起的气动力增量与升力面结构刚度（弹性力）之间耦合作用，是静力平衡的稳定性问题。它包括：机翼扭转扩大（形变发散）问题、副翼反效（操纵效能）问题、气动弹性载荷修正。
动气动弹性则关心气动力扰动激励作用下，由气动力增量、结构刚度以及质量力三者交互作用时，能否产生自激振动的发散（振幅扩大）。这种自激振动的发散与飞机飞行速度相关，是一个飞行性能与安全性的问题。
下面我们仅选取静气动弹性问题中的扭转扩大对歼六飞机相关设计进行说明。
★静气动弹性问题中的扭转扩大
假设机翼以迎角α0使飞机处于稳定平飞中，若突然有一扰动上升气流v y 导致迎角α=α0+∆α，引起附加升力∆Y 。由于此∆Y 作用于焦点而非作用于刚心上，故使该剖面瞬间引起扭转变形∆θ。当此扰动消失后，研究扭转变形的发展趋势为：此时有两种可能性，一是即使v y 消失，此附加扭转变形仍然愈来愈增大，导致结构破坏，此为扭转扩大；一为在v y 消失后，此附加扭转愈来愈小，以至消失。
现具体分析：由上图，∆θ引起机翼剖面迎角增加∆α，因此升力有一个增量∆Y ，此力作用在焦点上，对刚心产生一个使扭转变形进一步增大的气动力矩M a =∆Y ∙d α。由∆θ引起的弹性恢复力矩M k 使附加扭转变形减小。当飞机飞行速度较大时，M a >M k 附加扭转会越来越大，从而造成扭转扩大。
歼六飞机采用后掠翼，如右图所示，当飞机如
上述情况时飞行速度达到一定值，当有垂直突风时
可能产生扭转扩大的情况下，假设气动力的肋剖面
合力作用于刚轴上，机翼纯弯；顺气流剖面上后缘
点B ’位移大于前缘点A 位移，导致翼剖面低头，
这样机翼会除了弹性恢复力矩外多出一个因自身
后掠而增加的恢复力矩，也就是说机翼后掠可以有
效地减小扭转扩大所带来的飞行安全的威胁。
4.3 损伤容限问题
损伤容限是指结构在规定的未修使用周期内，抵抗由缺陷、裂纹或其他损伤而导致破坏的能力。简单的说，就是指飞机结构中初始缺陷及飞机在使用中缺陷发展的程度。在飞机结构中常见的损伤或缺陷主要来自材料、加工和装配工艺；在航线服役中，又遭受疲劳载荷、各种腐蚀环境和离散源载荷造成的损伤。
从损伤容限的基本内容上看，就是通过设计、分析和试验验证，对可检结构给出检修周期，对不可检结构给出严格的剩余强度要求和裂纹增长限制，以保证结构在给定的使用寿命期内，不至因为未被发现的初始缺陷扩展失控而造成飞机的灾难性事故。 损伤容限结构可归纳为两种结构类型，即缓慢裂纹扩展结构和破损安全结构。破损安全结构又分为破损安全止裂结构和破损安全多路传力结构。在歼六的机翼结构中，由很多细节设计运用了损伤容限设计思想，采用了损伤容限结构，现举例分析说明。
4.3.1缓慢裂纹扩展结构
这类结构多出现在单传力途径结构或静定结构处。
例如歼六的主梁接头：
该处由于歼六机翼根部与机身的连接为一固一饺的静定结构，只有一个传力路线，所以采用了缓慢裂纹扩展结构，选用了更强的材料，并且做得很厚，安全储备更大，裂纹扩展速率较低，进而裂纹扩展到临界裂纹尺寸的时间大于规定翻修间隔。而且从可检度来看，该处可达性较差，若要检查需拆开周围一系列元件。再有就是更换性差，不可能保持一个较高频率的更换水平，该接头与主梁一体，若需更换，需要拆下机翼，相当于要对整个机翼作翻修工作。
所以该处采用缓慢裂纹扩展结构比较适合。
4.3.2破损安全结构
★破损安全多路传力结构
这类结构具有多个传力路径，把结构人为地分成若干部分，其作用是把损伤控制在局部范围内。在歼-5飞机结构上采用破损安全多路传力结构的实例相当众多。这类结构是用两条或两条以上的传力路线来传递载荷，结构的高次静不定保证了当其中的一条传力途径上的元件损坏后，其他传力途径仍能传递破损安全载荷。
如歼六机翼13加强肋，其加强肋的缘条为T 形，时由两个L 形的缘条铆接在肋腹板上组成的，如下图
这样加强肋的缘条在传递轴力的时候就有两条传力路径，若一个缘条破损，另一个缘条依然可以继续传递轴力。同时，由于两个缘条不是一个整体，因此若一个缘条上出现裂纹，不会立即传到另一个缘条上，保证了翼肋具有继续承载的能力。
又如歼六的前梁上有一层垫板
前梁缘条上加了一层垫板，这也是一个破损安全多路传力结构，当梁缘条发生破坏，垫板可以代替梁缘条参与承载。
同样还是13加强肋
整个肋由多块小肋用铆钉连接而成，刚度强度提高的同时，任何一个小肋破坏，都可以由其他肋分担它传递的力。
★破损安全止裂结构
这类结构在设计时，采取了各种止裂措施，如筋条，止裂带等。当结构的裂纹扩展到使结构完全破坏之前，用止裂措施是不稳定快速扩展的裂纹停止在事先设计的止裂区内。
如歼六的蒙皮
歼六机翼的蒙皮是分块，是一种止裂的设计，蒙皮被长桁、接缝分为小块，纵有撕裂，该裂纹只能在相应的一个子结构上发展，不会跨越至相邻块上，从而使不稳定快速扩展的裂纹停止在事先设计的止裂区内，有效控制裂纹的扩展，保证机翼蒙皮依然能承担总体扭矩的传递，而且可以继续工作并在检修期发现修补。
5. 结构合理性与不足分析
5.1 合理性
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。
5.2 不足之处
A ．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。
B ．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。
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。
6. 总结体会
在这次大作业完成过程中，我们组三个人一同通过对航空馆的歼-6飞机机翼的多次实地考察，反复研究讨论与分析，使我们对歼-6飞机机翼概况、主要受力各构件连接方式及其传力分析等，都有了较为充分的了解。
过程中，我们也遇到了许多困难，深感自己需要学习的还有很多。我们通过请教老师、同学，上网查阅相关资料，一点点的剖析所遇到的问题，直至答案付出水面。进行分析受力时我们展开了激烈的讨论，课堂上一些似懂非懂的问题也在与同学间的讨论中恍然大悟。
此外，在完成大作业的过程中，我们三名同学都深感团结协作的重要。尤其是对机翼主要构件尺寸的观察与测量中，由于歼-6机翼在航空馆摆放的受到阻挡，对测量工作带来了一定的困难，但是我们三人协作，共同完成了测量工作。
纸上得来终觉浅，绝知此事要躬行。当我们真正经历了对机翼的分析过程后，才体会到其中所需要的努力与坚持。知识和经验可以使我们少走弯路，坚韧与团队则帮助我们度过难关。整个大作业中不乏酸甜苦辣，个中滋味值得我们细细品味，并从中汲取营养。
相信这次大作业的宝贵经历对小组每位成员在以后的学习工作的都会有所帮助。
附：此次大作业的任务分配