歼五垂尾结构分析

歼五垂尾结构分析歼五垂尾结构分析PAGEPAGEPAGE\*MERGEFORMAT27歼五垂尾结构分析飞行器结构设计大作业——J5飞机垂尾及其与机身的连接设计分析学院：航空学院班级：01041001题目：J5飞机垂尾及其与机身的连接设计分析姓名学号戚琼46曹健51申雁楠66宿梦嘉67孙锋68王斌（组长）69PAGE\*MERGEFORMATI目录TOC\o"1-3"\h\z\uHYPERLINK\l"_Toc3"一、歼5飞机概况PAGEREF_Toc3\h1HYPERLINK\l"_Toc4"二、翼面结构分析PAGEREF_Toc4\h3HYPERLINK\l"_Toc5"2．1尾翼的功用、设计要求和外载特点PAGEREF_Toc5\h3HYPERLINK\l"_Toc6"2．1．1尾翼的功用PAGEREF_Toc6\h3HYPERLINK\l"_Toc7"2．1．2尾翼设计要求PAGEREF_Toc7\h3HYPERLINK\l"_Toc8"2．1．3外载特点PAGEREF_Toc8\h3HYPERLINK\l"_Toc9"2．2J5垂尾典型构件及其受力特性PAGEREF_Toc9\h4HYPERLINK\l"_Toc0"2．2．1蒙皮PAGEREF_Toc0\h4HYPERLINK\l"_Toc1"2．2．2长桁PAGEREF_Toc1\h4HYPERLINK\l"_Toc2"2．2．3肋PAGEREF_Toc2\h5HYPERLINK\l"_Toc3"2．2．4翼梁PAGEREF_Toc3\h5HYPERLINK\l"_Toc4"2．2．5纵墙PAGEREF_Toc4\h6HYPERLINK\l"_Toc5"2．3歼五翼面的结构形式的确定PAGEREF_Toc5\h6HYPERLINK\l"_Toc6"2．4歼五垂尾受力传递分析PAGEREF_Toc6\h6HYPERLINK\l"_Toc7"2．4．1各结构受力分析PAGEREF_Toc7\h7HYPERLINK\l"_Toc8"2．4．2各力传递分析PAGEREF_Toc8\h9HYPERLINK\l"_Toc9"2．4．3机身受力情况分析PAGEREF_Toc9\h13HYPERLINK\l"_Toc0"三、翼面结构设计PAGEREF_Toc0\h14HYPERLINK\l"_Toc1"3．1主要受力构件布置及作用PAGEREF_Toc1\h14HYPERLINK\l"_Toc2"3．1．1翼盒受力构件布置PAGEREF_Toc2\h15HYPERLINK\l"_Toc3"3．1．2集中载荷处加强构件的布置PAGEREF_Toc3\h19HYPERLINK\l"_Toc4"3．2结构设计特点PAGEREF_Toc4\h20HYPERLINK\l"_Toc5"3．2．1斜置加强框缘条PAGEREF_Toc5\h20HYPERLINK\l"_Toc6"3．2．2元宝接头PAGEREF_Toc6\h21HYPERLINK\l"_Toc7"四歼五垂尾与机身连接处的容限损伤设计分析PAGEREF_Toc7\h23HYPERLINK\l"_Toc8"结构设计方面PAGEREF_Toc8\h23HYPERLINK\l"_Toc9"4．1．1破损安全多路传力结构PAGEREF_Toc9\h23HYPERLINK\l"_Toc0"4．1．2破损安全止裂结构PAGEREF_Toc0\h24HYPERLINK\l"_Toc1"损伤容限结构材料的设计选择方面PAGEREF_Toc1\h25HYPERLINK\l"_Toc2"损伤容限结构细节设计方面PAGEREF_Toc2\h25HYPERLINK\l"_Toc3"4．3．1分布式连接PAGEREF_Toc3\h26HYPERLINK\l"_Toc4"4．3．2元宝接头PAGEREF_Toc4\h26HYPERLINK\l"_Toc5"4．3．3破损安全结构PAGEREF_Toc5\h27HYPERLINK\l"_Toc6"4．3．4结构设计应力水平PAGEREF_Toc6\h27HYPERLINK\l"_Toc7"损伤容限设计小结PAGEREF_Toc7\h27HYPERLINK\l"_Toc8"五、小结PAGEREF_Toc8\h28PAGE\*MERGEFORMAT1一、歼5飞机概况　　歼-5是中国沈阳飞机公司制造的高亚音速喷气式战斗机(仿制前苏联米格-17φ)，也是中国制造的第一种喷气式飞机。图示1-1沈阳飞机公司于1955年初开始试制歼-5。1956年7月19日，试制原型机首次试飞。歼-5自1956年9月投入批生产，到1959年5月停产，共生产767架。歼-5主要用于昼间截击和空战，也具有一定的对地攻击能力。其改进型歼-5甲机头装有雷达，主要用于夜间截击空战。歼-5是一种单座、单发、机头进气、后掠式中单翼喷气战斗机。机翼后掠式中单翼布局，后掠角45°，双梁结构。机翼内侧有后退式襟翼，起飞和着陆可放下不同角度。机翼外侧是副翼，偏转角范围为±18°。机翼根部有起落架舱，主起落架收在机翼的两个舱内。　　机身全金属半硬壳式构造，外形为圆形截面的流线体。圆形机头进气道。机身后部装有可操纵的减速板。　　尾翼垂直尾翼分成上下两段，下段固定在后机身的承力斜框上，上段可拆卸。垂尾后掠角为55°41′。垂直尾翼后缘是方向舵，转动角度为25°。水平尾翼后掠角为45°，安装在垂直尾翼下段顶部，其后缘的升降舵，向上可转动32°，向下为16°。　　起落架前三点式起落架，均为单轮。前起落架收入前机身下部的轮舱内，主起落架收入机翼内。主起落架装有缓冲器，前起落架装有减震器和减摆器。主轮轮胎压力为×105帕公斤/厘米2)。　　座舱密封式单人座舱，应急时舱盖可抛掉。座椅是可弹射的，可以保证飞行员在紧急时迅速安全地脱离飞机。　　系统操纵系统为硬式操纵。副翼调整片和升降舵调整片为电操纵。液压系统用于收放起落架、襟翼、减速板、可调喷口和操纵副翼。冷气系统用于刹车、密封座舱、应急收放起落架和应急刹车等。　　动力装置装一台WP-5型离心式喷气发动机，带加力。最大推力千牛(2600公斤)，加力推力千牛(3380公斤)。机内燃油1170千克，外挂两个400升副油箱。　　机载设备超短波指挥电台、无线电罗盘、无线电高度 表 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 、信标接收机、敌我识别器、护尾器、测距器等。武器机头左侧下方装两门23毫米机炮，机头右侧下方装一门37毫米机炮。备弹量为200发。机上装有光学半自动瞄准具，有两具照相枪。左、右翼下可各挂一颗100～250千克的炸弹。　　外形尺寸　　翼展米机长米　　机高米　　机翼面积米2　　主轮距米　　前主轮距米二、翼面结构分析2．1尾翼的功用、设计要求和外载特点2．1．1尾翼的功用尾翼是安装在飞机后部的起稳定和操纵作用的装置。垂直尾翼由固定的垂直安定面和可动的方向舵组成，它在飞机上主要起方向安定和方向操纵的作用。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，它在飞机土主要起纵向安定和俯仰操纵的作用。2．1．2尾翼设计要求尾翼的功用是通过它所产生的升力实现的。所以从本质上说尾翼的功用就是产生升力，它也是一个升力面，因而尾翼的设计要求和构造与机翼十分类似。对尾翼的主要要求也是保证它所承担的空气动力的任务的完成；应具有足够的强度、刚度、损伤容限、寿命而重量尽可能轻。2．1．3外载特点1）平衡载荷用以保证飞机纵向气动力矩平衡载荷。2）机动载荷在不平静的气流或机动飞行时偏转升降舵或方向舵产生的载荷。这是唯一的主要是受力情况。3）不对称载荷在飞机进行侧滑或横滚是引起的载荷是不对称载荷，不对称的发动机推力也会引起垂尾上的载荷。2．2J5垂尾典型构件及其受力特性2．2．1蒙皮蒙皮直接承受气动载荷。同时参与机翼的总体受力，它和翼梁或墙的腹板组合在一起，形成封闭的盒式薄壁结构承受机翼扭矩；较厚的蒙皮与长桁一起组成壁板，承受机翼弯矩引起的轴力。J5飞机的蒙皮较厚，它与长桁铆接在一起，形成组合式壁板。同时也和翼肋铆接。蒙皮把气动载荷分别传给长桁和翼肋。气动载荷直接作用在机翼蒙皮上。蒙皮通过铆钉以分散连接形式和长桁、翼肋相连。此处为单排铆钉，故可简化为四边简支板。当蒙皮受到气动力作用时。若气动力为吸力，则长桁和翼肋将通过铆钉受拉对蒙皮提供支反力，使蒙皮处于平衡状态。若气动力为压力时，蒙皮将直按压在翼肋和长桁上。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。蒙皮本身的受力情况：蒙皮内主要为垂直于蒙皮的横向力引起的弯曲应力。2．2．2长桁长桁是与蒙皮和翼肋相连的构件。一般参与机翼的总体受力，承受机翼弯矩引起的部分轴向力，是纵向骨架中的重要受力构件之一。它和翼肋一起对蒙皮起一定的支持作用。J5垂尾以等百分比的形式在主梁和前墙之间布置了四条长桁，每条长桁在根部通过元宝接头与机身隔框相连。在主梁与后墙之间布置了一根较短的中断的长桁，且位于机身直接相连。长桁与翼肋直接用角片相连。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。此时长桁可看作支持在一排翼肋上的多支点连续梁。这样长桁也就把作用在它上面的气动载荷传给了翼肋。至此，作用在蒙皮上的气动载荷直接或间接地由长桁全部传给了翼肋。2．2．3肋翼肋构造上的功用是维持机翼剖面所需的形状。一般与长桁，蒙皮相连。它以自身平面内的刚度向蒙皮，长桁提供垂直方向的支持。加强翼肋主要用于承受并传递自身平面内的较大的集中载荷或由于结构不连续引起的附加载荷。5平尾以下了十一根正交翼肋，由于机翼是后掠的，所以翼肋长度变化很大。在机翼的根部布置了一根加强肋。平尾连接处布置了一根加强肋，用以传递平尾处的集中载荷。翼肋的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)，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。蒙皮、长桁、梁缘条及梁(墙)腹板与翼肋相连接，故翼肋是被支持在一个由这些元件组成的多闭室上，这些元件提供了翼肋承载的支反力。2．2．4翼梁翼梁有腹板和缘条组成，是单纯的受力构件，主要承受剪力和弯矩。大多在根部与机身固接。J5采用了一根主梁，通过机身一个斜置的加强框与机身固接，固接处采用了螺栓的形式。翼梁将翼肋传来的剪力及轴力传入机身。翼肋收集到的气动载荷传递到翼盒上，其中一部分传给了翼梁，即以剪流形式传给腹板剪力，以轴向力形式传给梁上下缘条一对大小相等，方向相反的轴力。由于梁腹板的抗弯能力极差，可略去不计，故腹板以平板受剪形式平衡，由此将肋传来的剪力传往翼根。由于腹板和很多翼肋相连，从翼尖到翼根，一个个剪力加到梁腹板上，最终由翼根上的连接接头提供y向支反力来平衡。2．2．5纵墙纵墙与蒙皮等组成封闭盒段承受机翼的扭矩。J5飞机在垂尾前缘和后缘均设置了墙，加上主梁，使垂尾形成两个封闭盒段。抗扭特性大大加强。2．3歼五翼面的结构形式的确定J5飞机垂尾上共有一根梁，前后两根墙，且长桁布置较密。梁、墙和腹板形成封闭的盒段。增大了结构刚度，提高了防颤振特性。梁缘条、长桁、和蒙皮组成的壁板具有很强的面内拉、压及剪切刚度。最关键的是长桁与机身直接相连，参与剪力、扭矩和弯矩的传递，故属于单块式结构。2．4歼五垂尾受力传递分析飞机尾翼部分用于保证飞机的纵向及航向的平衡与安定性，以及实施对飞机的纵向及航向的操纵，故飞机尾翼部分设计的好坏直接影响到飞机设计的好坏。歼-5的垂尾为梁式翼面结构，以中间闭室翼盒（去除前、后缘盒段）作为主要传力盒段，长桁较多，蒙皮较厚。以中间闭室（即由前墙和翼梁组成的闭室）为主要的传力闭室。无论对分布的气动外载还是与方向舵的对连接接头传来的集中载荷，经加强肋将集中力进行转移，以内力形式对翼剖面中间闭室作用。这些内力一般称为总体力，分为剪力、弯矩和扭矩三种不同的形式。总体力最终传到翼根连接处，进而传给机身结构。2．4．1各结构受力分析图示2-11）蒙皮：蒙皮把气动载荷分别传给长桁和翼肋。气动载荷直接作用在机翼蒙皮上。蒙皮通过铆钉以分散连接形式和长桁、翼肋相连。此处为单排铆钉，故可简化为四边简支板。当蒙皮受到气动力作用时。若气动力为吸力，则长桁和翼肋将通过铆钉受拉对蒙皮提供支反力，使蒙皮处于平衡状态。若气动力为压力时，蒙皮将直按压在翼肋和长桁上。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。蒙皮本身的受力情况：蒙皮内主要为垂直于蒙皮的横向力引起的弯曲应力。图示2-22）长桁：长桁与翼肋直接用角片相连。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。此时长桁可看作支持在一排翼肋上的多支点连续梁。这样长桁也就把作用在它上面的气动载荷传给了翼肋。至此，作用在蒙皮上的气动载荷直接或间接地由长桁全部传给了翼肋。图示2-33）翼肋：翼肋的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)，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。蒙皮、长桁、梁缘条及梁(墙)腹板与翼肋相连接，故翼肋是被支持在一个由这些元件组成的多闭室上，这些元件提供了翼肋承载的支反力。图示2-4图示2-54）翼梁：翼梁将翼肋传来的剪力及轴力传入机身。翼肋收集到的气动载荷传递到翼盒上，其中一部分传给了翼梁，即以剪流形式传给腹板剪力，以轴向力形式传给梁上下缘条一对大小相等，方向相反的轴力。由于梁腹板的抗弯能力极差，可略去不计，故腹板以平板受剪形式平衡，由此将肋传来的剪力传往翼根。由于腹板和很多翼肋相连，从翼尖到翼根，一个个剪力加到梁腹板上，最终由翼根上的连接接头提供y向支反力来平衡。2．4．2各力传递分析垂直尾翼上作用有分布的气动载荷和质量载荷，其中气动载荷由平衡载荷、机动载荷和在扰动气流飞行时阵风作用下的侧力增量组成。平衡载荷保证飞机在定长飞行状态时的平衡，机动载荷用来使飞机实现偏航。我们在此只分析垂直安定面的总体力的受载情况，垂直安定面承受分布的气动载荷和在舵面悬挂点处的集中支反力。气动载荷直接作用在垂尾蒙皮上。现取出相邻的两长桁，两普通翼肋之间的一小块蒙皮作为分离体分析。把这块蒙皮简化为四边简支梁。当蒙皮受到气动力作用时，若气动力为吸力，则长桁和翼肋将通过铆钉受拉对蒙皮提供支反力；若气动力为压力，蒙皮将直接压在翼肋和长桁上，根据作用力与反作用力原理，蒙皮就把气动力传给了翼肋和长桁。当该蒙皮单元体长宽不很悬殊时，可按对角线划分，如图示所示。图示2-6长桁a-d直接受相邻两个蒙皮单元体上传来的阴影面积abcd上的气动载荷。长桁与翼肋直接用角片（或间接地通过蒙皮）相连，蒙皮与翼肋铆接，最终气动载荷全部传给了翼肋。翼肋受载如图示所示。图示2-7歼-5的垂尾为梁式结构的机翼，以中间闭室翼盒（去除前、后缘盒段）作为主要传力盒段，长桁较多。总体剪力：通过各肋与梁腹板以及墙的连接以剪流形式作用在梁腹板和墙上，如图示所示。图示2-8根据剪力互等定理，梁腹板或墙的上、下边以及靠近翼根且与翼肋相连接的边均会受到剪流的作用，由梁缘条提供展向的支反剪流，引起轴力R1，形成弯矩；墙的上下边的剪流由与上下边相连的蒙皮提供支反剪流，蒙皮中的剪流传给长桁，在长桁中引起轴力R1，形成弯矩；对边的剪流由梁腹板和墙以平板受剪形式平衡，并传往翼根，由翼根的水平侧边肋提供剪力R2来平衡。由于梁腹板和墙从翼稍至翼根与许多翼肋相连，故每根翼肋承受的剪力由翼肋加至梁腹板或墙上。歼-5飞机的尾翼与机身通过左右两边对称的四个元宝接头连接在一起。梁缘条的轴力直接通过元宝街头传递给与之相连的机身斜加强框；与接头相连的长桁中的轴力可直接通过接头传与机身。传给垂尾根部侧加强肋的剪力，转化为集中载荷，通过接头直接传与机身。总体扭矩：作用在某一翼肋上，由与该翼肋相连的蒙皮、梁腹板以及墙所组成的闭室提供的一圈支反剪流进行平衡。图示2-13取一个翼肋以及与该翼肋相邻的前后两个封闭盒段的1/2为研究对象，蒙皮上收集到的气动载荷由中间的翼肋承受。每个翼肋上所受到的扭矩转化为该翼肋所在的闭室的一圈剪流，并向靠近翼根的闭室传递。从翼稍至翼根布置有许多翼肋，每经过一个翼肋，闭室的扭矩要加上该翼肋承受的扭矩。最终的总体扭矩分解成两部分，总体扭矩由翼根的水平侧边肋承受，一部分由元宝接头传与机身；另一部分由对接角条直接传与机身。图示2-9总体弯矩：由上、下壁板提供的一对大小相等、方向相反的轴向力（在蒙皮上是分布正应力，在梁缘条及长桁上是集中轴力）来平衡（如图所示）。梁缘条与长桁上因弯矩引起的轴力由翼稍传往翼根并不断累积，在翼根处达到最大值，故长桁在根部需要加强。由于垂尾中的长桁轴线方向与机身框所在平面有一夹角，故机身框只能承受所在平面内的力（长桁轴力的垂直分量），因而长桁上轴力的垂直分量由机身框承受，而轴力的水平分量必须由另一构件提供支反力，为此，尾翼机身接合处布置有一水平加强肋。而梁缘条上的轴力则传给与之相连的机身斜加强框。2．4．3机身受力情况分析垂直安定面的墙、长桁与机身通过元宝接头与机身连接，梁直接连于机身的侧加强框，蒙皮与机身通过一圈对接角条与机身连接。P图示2-10当垂尾受到一平行于机体坐标系z轴正方向的力P（如图示所示）.当力P传到机身侧边时会在梁平面内形成弯矩M。由于歼-5飞机的垂尾的梁为后掠式布置，故力P给机身的作用等效有分量My和Qx，其中分量My由机身的长桁提供x向的轴力与之平衡，分量Qx由机身框提供一圈支反的剪流与之平衡。三、翼面结构设计梁在翼根处与沿机身轴向的加强段固接,与梁对应的机身框非加强框,也没有元宝接头传递梁的缘条轴力和腹板剪流,因此歼5飞机创造性地把一根跨接三个机身框的加强通条与梁相铆接。通条顺梁走向，无转折，这样就连续地把梁上的载荷按刚度分配原则传到三个机身框平面上。离梁最远处的加强框分得的载荷最多。在翼根处，长桁直接把轴力传到四个元宝接头上，以元宝接头受剪的形式完成力从垂尾向机身上的传递。3．1主要受力构件布置及作用图示3-SEQ图示一3-\*ARABIC1J5垂尾结构图示3-2垂尾结构布置示意图3．1．1翼盒受力构件布置1）翼面壁板结构翼面壁板结构主要受压和拉，设计重点是防止屈曲和以疲劳损伤容限为重点。J5采用长桁—蒙皮铆接组合式壁板。长桁按等百分比线布置（聚交式布置），此时长桁本身无扭曲，制造方便。在机翼根部，为了满足等强度设计要求，在机翼根部，长桁数量加倍。长桁走向按平行主梁布置,各翼剖面处长桁数量不同(翼尖最多,翼根次之,中翼剖面最少),以满足等强度设计.被打断的长桁与相邻长桁轴力转化为壁板/蒙皮剪流将力传到相邻长桁/梁缘条上.2）梁与墙的布置J5垂尾布置了一根强主梁，后墙及壁板构成双闭室抗扭翼盒.梁、墙腹板是J5尾翼的传剪构件.梁布置在75%翼弦处,轴线无转折，以使传力直接，连续。这样对结构强度、刚度有利。梁布置位置靠后是考虑到后部的方向舵而加强后盒段。前后共布置两根墙，与梁和壁板构成闭室。图示3-SEQ图示5-\*ARABIC1歼-5飞机垂尾的主梁很强，蒙皮较薄。梁缘条截面积与长桁截面积相差大，且梁高度较大，故梁的弯曲刚度比由蒙皮，长桁，梁缘条组成的壁板弯曲刚度大得多。在传递总体弯矩时，按照刚度分配原则，将由梁缘条承受大部分弯矩。梁直接与机身固接。在接头处沿梁轴线方向布置一斜加强框，当弯矩传到垂尾根部时，通过固接接头弯矩传给了斜加强框。垂尾上的总体力大部分由梁承受并传递。与梁相连的斜加强框承受了梁传来的弯矩，因此斜加强框也需要加强。斜加强框与机身框，机身长桁相连接。斜加强框上的弯矩传给机身框和长桁。斜加强框可看作是机身的附加部分，当斜加强框上的力给机身框和长桁传递时，机身上相关部分需要加强，这些都不可避免的增加了飞机的重量。3）翼肋布置J5平尾以下了十一根正交翼肋，由于机翼是后掠的，所以翼肋长度变化很大。在机翼的根部布置了一根加强肋。平尾连接处顺气流布置了一根加强肋，用以传递平尾处的集中载荷。4）垂尾机身连接形式图示3-4歼-5飞机在垂尾和机身之间两侧分别等距分布有四个元宝接头，元宝接头实现了垂尾与机身之间的连接。元宝接头左边用铆钉同时铆接了侧边肋和根部加强肋,右边用铆钉同时将侧边肋缘条和长桁铆接在一起，下沿用铆钉与机身框固接。元宝接头将长桁与机身连接，不打断传力路线，将长桁上的力传给机身需要对其进行分解，一方面传给机身框，另一方面传给盖板。周边对接角条将垂尾的蒙皮和机身的蒙皮相连接。其中角条的垂直边通过交叉排布的两排铆钉和长桁连在一起，水平边也通过同样的方式将其和机身连接起来。这样便将垂尾和机身连成了一个整体，便于力通过垂尾向机身的传递，但由于角条太弱，故在垂尾每一侧的角条上均分布了四个元宝接头加强连接。连接处的铆钉连接沿机身轴向强度较大，但沿横向强度较弱，可视为弱固，这么设计是因为方向舵的不定期偏转产生的气动力对垂尾造成的横向的非定常载荷，如果横向强度太大，则该连接处很容易因为非定长载荷而导致疲劳破坏。而歼-5在横向强度较小，提供了一定的柔性，增加了连接结构的寿命，这是连接设计的一大特点。长桁上的轴力通过铆钉传到侧边肋和元宝接头，侧边肋上的力又通过铆钉也传到元宝接头，即长桁上的力最终都传到元宝接头上，然后通过元宝接头传到机身上。由于长桁上的轴力沿x、z向均有分量，这就要求元宝接头与机身的连接可以同时传递这两个方向的力，而元宝接头下沿通过三个螺栓与机身框固接正好可以满足这种传力要求。图示3-5垂尾上传来的剪流（剪力、扭矩、弯矩产生的）大部分通过梁腹板传递，还有弯矩产生的轴向力大部分通过梁缘条传递，基于以上原因，翼梁缘条的传力很重要。翼梁在穿过侧边肋后直接连接到机身上的斜加强框上，且在连接处斜加强框的切线方向与翼梁的方向相同，避免了因为传力路线的转折造成的应力集中。用斜加强框把尾梁和三个机身框连接上，由斜加强框将力传递给机身框，即由三个机身框提供支反力。同时在靠近翼根处布置了一条水平加强桁条，根据刚度分布原则，它将承受大部分斜加强框传递过来的X方向的轴力，其余斜加强框的X方向分力由其余桁条承受，该部分分力较小。显而易见，这样的连接明显提高了连接的稳定性，质量代价却很小。而且，这样连接对气动外形没有影响。综上所述，用斜加强框连接效率高性价比高。图示3-6主梁通过螺栓与机身斜置加强隔框相接图示3-7长桁通过元宝接头与机身隔框相连3．1．2集中载荷处加强构件的布置J5垂尾共有5处明显构件的布置。垂尾与机身相连接处的加强肋；平尾与垂尾相连接的加强肋；翼根处长桁的加强；开口处的加强,；与主梁相连接的隔框的加强。图示3-8开口处加强图示3-9与平尾连接处的加强肋图示3-SEQ图示一3-\*ARABIC20机身斜置加强隔框3．2结构设计特点3．2．1斜置加强框缘条从垂尾主梁下端向前下方连接了四个机身框,如图:图示3-SEQ图示一3-\*ARABIC31对于歼五而言，其尾部为T型尾翼，对此类尾翼而言，一般是翼梁和一个机身框相连接，由于尾翼向机身传递弯矩会产生非常大的应力，需要对连接进行加强。歼五采取使用两根缘条连接解决这个问题。尾翼传来的弯矩转化为一对沿梁方向的力.用框缘条把尾梁和三个机身框连接上,由这两根框缘条将这对力传递给机身框,即由三个机身框提供支反力.显而易见,这样的连接明显提高了连接的稳定性,质量代价却很小.而且,这样连接对气动外形没有影响.所以,用框缘条连接效率高且性价比高。3．2．2元宝接头图示3-SEQ图示一3-\*ARABIC42元宝接头共有四个。在尾翼与机身连接交汇段,等距布置,第一、三、四个元宝接头分别将尾翼的一个长桁和一个机身框连接起来,第二个元宝接头对应尾翼根部的一个开口.图示3-SEQ图示一3-\*ARABIC53歼-5飞机在垂尾和机身之间两侧分别等距分布有四个元宝接头，元宝接头实现了垂尾与机身之间的连接。元宝接头左边用铆钉同时铆接了侧边肋和根部加强肋,右边用铆钉同时将侧边肋缘条和长桁铆接在一起，下沿用铆钉与机身框固接。元宝接头将长桁与机身连接，不打断传力路线，将长桁上的力传给机身需要对其进行分解，一方面传给机身框，另一方面传给盖板。周边对接角条将垂尾的蒙皮和机身的蒙皮相连接。其中角条的垂直边通过交叉排布的两排铆钉和长桁连在一起，水平边也通过同样的方式将其和机身连接起来。这样便将垂尾和机身连成了一个整体，便于力通过垂尾向机身的传递，但由于角条太弱，故在垂尾每一侧的角条上均分布了四个元宝接头加强连接。连接处的铆钉连接沿机身轴向强度较大，但沿横向强度较弱，可视为弱固，这么设计是因为方向舵的不定期偏转产生的气动力对垂尾造成的横向的非定常载荷，如果横向强度太大，则该连接处很容易因为非定长载荷而导致疲劳破坏。而歼-5在横向强度较小，提供了一定的柔性，增加了连接结构的寿命，这是连接设计的一大特点。四歼五垂尾与机身连接处的容限损伤设计分析图示4-1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。结构设计方面4．1．1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-5尾翼中采用的多梁多桁条结构就可以看成是一种分散传力结构布局的多路传力结构，如图所示。同时，歼5还使用了斜加强框。斜加强框为飞机安全结构，歼5垂尾为梁式结构，梁上承受大部分总体力，梁腹板与斜加强框通过铆钉连接，梁缘条则直接插入斜加强框中，成为一个整体。当梁把总体力传给机身斜加强框时，会在框平面内引起很大的应力。歼5平尾为高置平尾，这样由平尾传到垂尾根部的弯矩较大，总之，垂尾自身承受总体力和由平尾传来的总体力叠加致使垂尾翼梁根部内力很大，此内力经与梁直接相连的斜加强框传给机身结构，因此，斜加强框中应力水平很高。垂尾位于飞机对称面内，承受交变载荷，随着循环次数增加，材料内部本身存在的裂纹逐渐拓展，直至结构最后破坏。4．1．2破损安全止裂结构图示4-3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。在歼-5的尾翼设计中主要体现在结构分块，这样裂纹只能在一个子结构上发展，不会跨越至相邻块上（如图示右所示）。同时歼-5飞机垂尾采取了一些止裂措施，如止裂带，使不稳定快速扩展的裂纹停止在事先设计的止裂区内。还有在垂尾的开口区内,周围有局部加强，也可以有效控制裂纹的扩展。损伤容限结构材料的设计选择方面损伤容限设计的基本出发点就是承认结构中存在着一定程度的未被发现的初始缺陷，裂纹和其他损伤。按静强度观点设计结构，往往追求材料的静强度指标以求减轻结构重量。但从断裂力学的观点看这是不充分的。因为静强度高的材料往往断裂韧度偏低，抗疲劳性能较差。一旦材料有某种缺陷或裂纹，便易于导致结构件的低应力脆性断裂。因此，在选材时应兼顾静强度，刚度和疲劳，选择抗断裂性能好的材料。斜加强框已经腐蚀，证明其材料为钢，与垂尾桁条相连的机身框为铝结构，和铝相比，钢断裂韧度高、抗裂纹扩展性能较好，可保证结构具有较高的剩余强度和缓慢裂纹扩展特性。材料的断裂韧度的提高和缓慢裂纹扩展速率的降低，不但可增加不可检查裂纹以前裂纹扩展寿命，并且可增加检查周期的裂纹扩展寿命。歼-5垂尾采用了断裂性能好的材料，并兼顾了静强度、刚度和疲劳性能，这些材料的选择和使用有效控制了结构的初始缺陷、裂纹和裂纹的扩展。损伤容限结构细节设计方面为了提高结构的抗疲劳断裂能力，保证飞机在整个设计使用寿命期间，不至因裂纹扩展而导致结构断裂破坏，歼-5在设计中对应力水平进行了有效的控制。歼-5的垂尾与机身连接是多点连接，及长桁和梁分别与机身框连接而不与单梁连接。元宝接头可以作为结构加强件将长桁传来的集中力沿机体坐标系的x和y方向分别传递给机身纵向部件和机身框，元宝接头本身厚度较大与机身又是通过多铆钉连接，这样的连接可以减小连接处的应力及使用载荷，降低临界载荷。另外，尾翼上中开口的设计提高了结构的开敞性和可达性，增强了可检查性，这也是有效的损伤容限设计方法。4．3．1分布式连接歼-5飞机垂尾与机身连接是多点连接，其长桁、墙和梁分别与机身框连接，而不是单梁连接，可以减小连接处的应力。图示4-4主梁和机身上一斜加强框连接，提高了连接的稳定性。在垂直尾翼与机身连接交汇段，垂尾两侧对称的等距布置有四个元宝接头和周边对接角条（如图示所示），但角条连接较弱，并且垂尾根部有水平侧边肋用以承受总体力。元宝接头有较大的厚度，可以作为结构加强件，与机身通过铆钉连接，可以传递较大的力和力矩。4．3．2元宝接头图示4-5歼-5飞机在垂尾和机身之间两侧分别等距分布有四个元宝接头，元宝接头实现了垂尾与机身之间的连接。元宝接头左边用铆钉同时铆接了侧边肋和根部加强肋,右边用铆钉同时将侧边肋缘条和长桁铆接在一起，下沿用铆钉与机身框固接。元宝接头可以作为结构加强件将长桁传来的集中力沿机体坐标系的x和y方向分别传递给机身纵向部件和机身框，元宝接头本身厚度较大与机身又是通过多铆钉连接，这样的连接可以减小连接处的应力及使用载荷，降低临界载荷。连接处的铆钉连接沿机身轴向强度较大，但沿横向强度较弱，可视为弱固，这么设计是因为方向舵的不定期偏转产生的气动力对垂尾造成的横向的非定常载荷，如果横向强度太大，则该连接处很容易因为非定长载荷而导致疲劳破坏。而歼-5在横向强度较小，提供了一定的柔性，增加了连接结构的寿命。4．3．3破损安全结构斜加强框下部被机身普通加强框打断，可把它看成一根弯曲的梁，此梁外缘条与机身蒙皮和垂尾根部水平肋铆接，内缘条与机身内部结构部分铆接，下部两端由铆钉与机身普通加强框固接。对于斜加强框而言，其约束数大于自由度数，成为静不定结构，静不定结构可保证破损安全。4．3．4结构设计应力水平采用斜框之后框的厚度加大，且斜框缘条面积大，相应的由弯矩引起的应力值减小。由垂尾翼梁腹板传来的剪力将引起斜框缘条中的一圈剪流，同时，与普通加强框相连的腹板中也将引起剪流。垂尾翼梁中的弯矩以梁缘条中一对大小相等，方向相反的轴力的形式传给斜框，引起斜框梁缘条中的一圈剪流。总之，由垂尾传来的集中力最后都转化为斜框缘条及腹板中的分布力，使得结构设计应力水平大大降低。损伤容限设计小结总之，从歼-5的尾翼的损伤容限分析，我们可以看到，设计者在这方面的工作主要是从对结构材料的精心选择、使用和控制，采用多路传力结构，合理地使用应力水平控制，和裂纹扩展寿命的方面去考虑，在相应的部位采用加强和补强措施。五、小结本次大作业历经将近一个月时间，可以说是大学以来最漫长的一段经历，但也同时是我们最宝贵的一次经历。我们小组六个人在这段时间里通力协作，取长补短，才完成了这样一份弥足珍贵的 报告 软件系统测试报告下载sgs报告如何下载关于路面塌陷情况报告535n,sgs报告怎么下载竣工报告下载 ，心中的自豪感无以言表。在整个分析报告完成过程，我们首先对机翼主要部件的受力特性予以分析，明确各种类型的外力如何做用在这些主要构件上。其次，我们着重分析了气动载荷，总体剪力，总体弯矩，总体扭矩是由机翼传至机身。然后，我们立足歼五结构，主要分析了他的两个比较显著的构件：斜加强框和元宝接头，阐述了他们的结构特点，以及受力传力路线。最后，我们从结构损伤容限方面分析了歼五尾翼的具体设计。这样，我们就基本完成了J5飞机垂尾及其与机身的连接设计分析工作。在此，我们要特别感谢教授我们的两位老师，感谢你们的谆谆教导。没有你们的指导，我们不可能完成这么一份报告。当然，还要感谢帮助过我们的各位同学，感谢你们的滴水之恩。最后，感谢我们总体组的每一个人，因为我们坚信，团队的力量是无穷的。