【文章內容簡介】 構要求。 除此之外縱梁與后墻是與主梁與后墻的連接點相同，可認為是固接關系。而加強肋與主梁、前梁都為弱固接，加強肋與后墻之間力的傳遞相對比較少也比較弱，故其連接為鉸接。殲—6飛機為后掠翼飛機，后掠機翼有如下一些結構特點和受力特點：(1) 剛度特點后掠機翼比相應的直機翼將更為細、長、薄,致使它的彎曲剛度、扭曲剛度都比直機翼差。為了達到同樣的剛度要求，機翼結構重量一般將增大。(2) 變形特點和副翼反效后掠機翼的剛心線是后掠的。這樣當后掠翼受到向上作用的載荷，各順氣流剖面將因彎曲而產生附加的低頭扭轉變形；反之當載荷向下作用，機翼產生向下的彎曲變形時，則將產生附加的拍頭的扭轉變形，其二，下偏轉副翼時，將產生向上的附加升力，剖面的迎角因為彎曲變形而改變，使副翼效能降低，甚至出現(xiàn)“副翼反效”現(xiàn)象。(3) 后掠機翼的受力特點——后掠效應當機翼受垂直氣動載荷作用時，上、下壁板上的各縱向構件(長桁、梁的緣條等)均受軸向拉、壓。各縱向元件所承擔的軸力將按它們的剛度分配。前梁附近的縱向構件剛度小，分配到的載荷小，應力較低；后梁附近的縱向構件剛度大，分配到的載荷較大，應力就較高．這種應力向后緣集中的現(xiàn)象，通常稱之為后掠效應．后掠角愈大，后掠效應愈嚴重。 殲6機翼的內部結構布置 殲—6機翼總體布局分析圖機翼的內部構造為單梁式，翼根部由于后掠以及存在起落架艙開口而采用梁架式結構，其特點是由內斜撐(主梁)構成主要承力構件， 由主梁、前梁、縱梁組成的承力三角形空間作為主起落架艙?；谠摍C翼的構造特點，在分析力在機翼上的傳遞時應分別考慮機翼的外段和內段。依據課本教材第三章第五節(jié)的內容，參考某強擊機梁架式后掠機翼根部的傳力分析，我們進行對殲六機翼根部的傳力分析。 結構的簡化假設該機翼根肋以外為單塊式結構，受力情況與一般平直機翼相同。機翼根部為了收置主起落架，在前梁、主梁之間的下翼面布置了大開口，破壞了原單塊式結構的傳力路線，因此在根肋14之內采用了梁架式結構（內撐梁）。此處只討論機翼外段傳來的剪力、彎矩和扭矩的傳遞過程，其他載荷（如局部氣動力、慣性力、起落架傳來的載荷等）傳力分析類似。進行傳力分析時對殲6機翼結構布置做如下假設： 殲—6機翼傳力分析結構圖①認為全部載荷均由根部梁架來承受，側邊肋和根肋之外的其他翼肋均不參加總體傳力。②因為前梁與主梁間下翼面為大開口，且機翼與機身只有兩個集中接頭相連接，因而上翼面壁板自根部向外是逐漸參加承受正應力的，故近似假設上壁板蒙皮僅受剪切，整個三角區(qū)ABC的下翼面壁板不受力。③根肋在外翼傳來的載荷作用下，其變形近似符合平剖面假設。④各構件的支持情況簡化為：前梁—兩端鉸支梁，分別支持在機身9框和主梁端頭B點上；主梁—固支在機身15框和側肋(鉸支)上的懸臂梁；后墻—固支在主梁和側肋(鉸支)上的懸臂梁；根肋—看作為一雙支點梁。它的一端與后梁鉸接，另一端與前梁和主梁的交點B相連，因為有加強蒙皮把前梁、主梁和根肋的緣條連接在一起，且腹板也相連，所以，前支點可看作弱固支，在傳遞扭矩時，起固支作用；側肋—接受由前、主、后梁傳來的分力矩，并認為它最后鉸支在前、主梁上，以雙支點梁形式受彎，然后把彎矩轉化成剪力的形式傳給兩個接頭；經簡化后的梁架式布置如下圖： 殲—6機翼傳力分析結構簡化圖 機翼總體受力分析 殲—6機翼傳力分析圖（1）總體剪力傳遞分析在機翼外段，總體剪力通過肋與腹板的連接以剪流形式傳遞給梁腹板、墻腹板，然后由梁上的上、下緣條中的拉、壓來平衡，最后在13肋加強肋處產生端邊剪流，由此傳向機翼內段。在機翼內段，Q根據剛度分配分別加在前梁B點和后墻D點上為Q1，Q2。因前梁與機身鉸接，因而Q1全部改由主梁承受并一直傳到機身接頭上。Q2則由后墻傳往根部，加到主梁的C點上。（2）總體彎矩傳遞分析 在機翼外段，總體彎矩由上、下壁板提供的一對大小相等、方向相反的軸向力（蒙皮表現(xiàn)為正應力、緣條和長桁表現(xiàn)為軸向拉、壓）來平衡。從外段傳來的前梁、后墻的彎矩，它按剛度分配由主、前梁承擔M1，后墻僅承擔M2’。另有M2’’作用在BD肋平面內。前梁以雙支點梁形式受彎，然后把一個力傳給機身，另一個力加到主梁端點B上，M2‘沿后墻向根部傳遞，但因后墻與機身不直接相連，且在根部與主梁有一夾角，所以M2’傳到根部C點后，一個分量傳給主粱，另一個分量由縱梁承受．由于主梁與機身軸線不垂直，主梁上的所有彎矩在根部接頭處，分成兩個分量，分別給機身框和側肋．（3）總體扭矩傳遞分析在機翼外段，總體扭矩通過肋與蒙皮和腹板的連接，以一圈圈的剪流形式傳遞給加強肋。扭矩Mt包含了外段傳來的扭矩以及D點的彎矩分量M2’’到13肋處按扭轉剛度分配給前緣閉室和中閉室，分別為Mt1和Mt2。Mt1傳到根部，因與機身鉸接，因此直接將Mt1傳到機身。Mt2以閉合剪流形式傳到13肋處，由13肋轉成兩種形式的力矩往根部傳。其中Mt1’以主、后梁腹板各受一個垂直剪力形式傳往根部；Mt1’’則由前、主梁及縱梁構成的構架共同對13肋的B點提供固支點，然后以前、主梁共同承彎的形式來傳遞扭矩Mt1’’。損傷容限是指結構在規(guī)定的未修使用期內，抵抗由缺陷、裂紋或其他損傷而導致破壞的能力。簡單地說，就是指飛機結構中的初始缺陷及飛機使用中缺陷發(fā)展的允許程度。因此，損傷容限設計概念是承認結構在使用前就帶有初始缺陷，但必須通過設計的方法把這些缺陷或損傷在規(guī)定的未修使用期內的增長控制在一定的范圍內，在此期間，在此期間，結構應滿足規(guī)定的剩余強度要求（含缺陷或裂紋結構的承載能力），以保證飛機的安全性和可靠性。損傷容限設計思想研究的對象是那些影響飛行安全的結構部件在使用壽命期內的安全裕度問題。殲六采用了大量鋁合金，也