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1、飞机结构承载余量v安全系数设计载荷与使用载荷之比。表示飞机在使用中结构不会破坏而又有一定强度储备的的系数。CCAR-25部规定：除非另有规定，必须采用安全系数1.5。v剩余强度系数构件的破坏应力与它在某受载情况设计载荷作用下的计算应力之比成为在此受载情况下该构件的剩余强度系数。该值一般应略大于l.0。它表示结构强度的实际富裕程度。飞机结构适航性要求v结构的强度v结构的刚度v结构的稳定性v结构的抗疲劳性能结构的强度要求vCCAR-25CCAR-25部要求要点部要求要点结构强度要用限制载荷和极限载荷来确定结构强度要用限制载荷和极限载荷来确定要根据机动包线和突风包线典型的各点得到各部要根据机动包线和
2、突风包线典型的各点得到各部分结构的最大载荷。分结构的最大载荷。用真实载荷对飞机进行静力实验以确定其强度时，用真实载荷对飞机进行静力实验以确定其强度时，结构必须能够承受极限载荷至少结构必须能够承受极限载荷至少3 3秒而不破坏。秒而不破坏。结构刚度的要求vCCAR-25CCAR-25部的基本要求部的基本要求飞机结构必须能够承受限制载荷而无有害的永久飞机结构必须能够承受限制载荷而无有害的永久变形。直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不变形。直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得妨害安全飞行。得妨害安全飞行。结构稳定性要求v结构稳定性结构在载荷作用下保持原平衡状态的能力。失稳后载荷不变，变形增加。vCC
3、AR-25部基本要求：主要受力结构不允许失稳。飞机结构的抗疲劳要求v疲劳性能疲劳性能结构在交变载荷作用下，抵抗破坏的能力。结构在交变载荷作用下，抵抗破坏的能力。v疲劳破坏的特点：在远小于使结构破坏的静载荷的疲劳载荷疲劳破坏的特点：在远小于使结构破坏的静载荷的疲劳载荷长期作用下，产生裂纹并且不断扩展，最后导致结构突然断长期作用下，产生裂纹并且不断扩展，最后导致结构突然断裂。裂。vCCAR-25CCAR-25部对飞机结构抗疲劳性能的要求部对飞机结构抗疲劳性能的要求必须表明结构符合必须表明结构符合“结构的损伤容限和疲劳评定的要求结构的损伤容限和疲劳评定的要求”。飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、
4、腐蚀或意外损伤引起的飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀或意外损伤引起的灾难性破坏。灾难性破坏。对可能引起灾难性的每一部分（机翼、尾翼、操纵面及其系统、机对可能引起灾难性的每一部分（机翼、尾翼、操纵面及其系统、机身、发动机架、起落架以及上述各部分有关的主要连接）必须进行身、发动机架、起落架以及上述各部分有关的主要连接）必须进行损伤容限（破损安全和离散源）评定。损伤容限（破损安全和离散源）评定。对损伤容限不适用的某些特定结构必须进行疲劳（安全寿命）评定。对损伤容限不适用的某些特定结构必须进行疲劳（安全寿命）评定。对涡轮喷气飞机可能引起灾难性破坏的部分要进行声疲劳评定。对涡轮喷气飞机可能引起
5、灾难性破坏的部分要进行声疲劳评定。飞机结构件的分类v重要结构项目v一般结构项目飞机结构受力基本概念v变形飞机结构受力基本概念v内力内力的基本形式有：拉力、压力、剪力、弯矩和扭矩。飞机结构受力基本概念v应力和应变应力的基本形式有：拉伸应力、压缩应力、剪切应力、弯曲应力和扭转应力。飞机结构受力基本概念v应力和应变正应力和正应变LLAP飞机结构受力基本概念v应力和应变剪应力和剪应变hSAQ飞机结构受力基本概念v弯矩飞机结构受力基本概念v梁截面上正应力的分布飞机结构受力基本概念v梁截面上剪应力的分布紧固件和焊缝承受剪切机翼上产生弯曲变形飞机结构受力基本概念v扭矩飞机结构基本构件v杆件v梁组件v板件杆件
6、v长度比横截面尺寸大很多的构件。细长杆件只能承受沿杆轴线的压力或拉力（二力杆）产生正应力和正应变。v飞机结构中常见的杆件：桁条、翼梁的缘条、腹板上的支柱、起落架上的阻力杆和侧撑杆等。组成起落架的基本组件梁组件v可以承受垂直组件轴线方向载荷作用的组件v闭合剖面的空心杆形梁：能承受弯矩、剪力、扭矩和轴向力，相应的在组件内产生弯曲正应力、剪应力和扭转剪应力。v工字形梁：只能承受结构平面内的弯矩和剪力，相应的在组件内产生弯曲正应力（主要由上下凸缘承受）和剪应力（主要由腹板承受）组成机翼的基本组件板件v厚度远小于平面内另两个尺寸的组件厚度远小于平面内另两个尺寸的组件v承力特点：在杆承力特点：在杆- -板
7、结构中板结构中, ,板承受作用于板平面内板承受作用于板平面内分布力的能力很强，承受垂直于平面的载荷能力很分布力的能力很强，承受垂直于平面的载荷能力很弱。在飞机结构强度计算中，主要考虑作用在其平弱。在飞机结构强度计算中，主要考虑作用在其平面内的载荷。面内的载荷。v薄板：主要承受平面内剪力产生的剪应力，承受拉薄板：主要承受平面内剪力产生的剪应力，承受拉和压的能力在杆和压的能力在杆- -板结构中与杆件相比可忽略不计。板结构中与杆件相比可忽略不计。典型组件：薄蒙皮和腹板。典型组件：薄蒙皮和腹板。v较厚的板件：可承受平面内拉、压和剪力产生的正较厚的板件：可承受平面内拉、压和剪力产生的正应力和剪应力。典型
8、构件：高速飞机机翼的蒙皮。应力和剪应力。典型构件：高速飞机机翼的蒙皮。板组件的受力情况v薄板板组件的受力情况v厚板蒙皮上作用的局部气动载荷飞机结构件飞机结构件v杆系结构v薄壁结构：平面薄壁结构空间薄壁结构杆系结构杆系结构v由杆件和杆件梁组成的结构。由杆件和杆件梁组成的结构。v典型结构典型结构起落架受力结构、发动机吊挂及操纵面的起落架受力结构、发动机吊挂及操纵面的安装支架等。安装支架等。薄壁结构薄壁结构：杆薄壁结构：杆-板结构板结构v平面薄壁结构平面薄壁结构在同一平面内由杆和板组成的受力结构在同一平面内由杆和板组成的受力结构主要承受作用在结构平面内的载荷产生的弯矩，主要承受作用在结构平面内的载荷
9、产生的弯矩，剪力和轴向力。剪力和轴向力。v典型构件典型构件机翼大梁和上下壁、翼肋、机身隔框等。机翼大梁和上下壁、翼肋、机身隔框等。空间薄壁结构空间薄壁结构v由在不同平面内的平面薄壁结构组成的立体由在不同平面内的平面薄壁结构组成的立体受力结构。能承受外载荷产生的弯矩、剪力受力结构。能承受外载荷产生的弯矩、剪力和扭矩。和扭矩。v典型构件典型构件机翼、机身和尾翼等。机翼、机身和尾翼等。机翼各组件在承载中的作用v剪力：由大粱腹板承受，引起腹板剪切变形，在腹剪力：由大粱腹板承受，引起腹板剪切变形，在腹板内产生剪应力。板内产生剪应力。v弯矩：由大梁缘条和桁条及蒙皮组成的上和下壁板弯矩：由大梁缘条和桁条及蒙
10、皮组成的上和下壁板以受拉和受压的轴向力形式承受，引起壁板拉伸和以受拉和受压的轴向力形式承受，引起壁板拉伸和压缩变形，在上和下壁板内产生正应力（正弯矩使压缩变形，在上和下壁板内产生正应力（正弯矩使上壁板受压下壁板受拉，负弯矩则相反）。上壁板受压下壁板受拉，负弯矩则相反）。v扭矩：由前和后大梁腹板与上下蒙皮组成的封闭盒扭矩：由前和后大梁腹板与上下蒙皮组成的封闭盒形以周边受剪切形式承受，引起扭转变形，在上下形以周边受剪切形式承受，引起扭转变形，在上下蒙皮和前后粱腹板内产生剪应力。蒙皮和前后粱腹板内产生剪应力。机翼各组件在承载中的作用垂直尾翼的侧向载荷垂直尾翼的侧向载荷v垂直尾翼的侧向载荷会使飞机后机
11、身承受水平剪力、垂直尾翼的侧向载荷会使飞机后机身承受水平剪力、水平弯矩和扭矩，在后机身构件中产生正应力和剪水平弯矩和扭矩，在后机身构件中产生正应力和剪应力。应力。v水平剪力水平剪力-由上下蒙皮承受由上下蒙皮承受;扭矩扭矩-由周边蒙皮承受。由周边蒙皮承受。v水平弯矩由后机身左右两侧蒙皮和桁条组成的壁板水平弯矩由后机身左右两侧蒙皮和桁条组成的壁板以受拉、受压的形式承担。在左右两侧蒙皮和桁条以受拉、受压的形式承担。在左右两侧蒙皮和桁条内产生拉、压正应力。内产生拉、压正应力。飞机结构设计思想v安全寿命设计思想v破损安全设计思想v损伤容限设计思想v耐久性设计思想作用在机体结构中的主要疲劳载荷v周期性循环
12、载荷：周期性循环载荷：地地- -空空- -地载荷。地载荷。气密座舱增压载荷。气密座舱增压载荷。v随机载荷：随机载荷：突风载荷。突风载荷。机动载荷。机动载荷。着陆撞击和地面滑行载荷。着陆撞击和地面滑行载荷。安全寿命设计思想v安全寿命设计概念：认为新的结构不存在初始可检裂纹，要求结构在使用寿命期内不能出现宏观可检裂纹。即仅考虑裂纹的形成寿命，不考虑带裂纹结构的裂纹扩展寿命。v安全寿命：在疲劳载荷作用下，无初始可检裂纹的结构从投入使用到出现可检宏观裂纹的时间间隔。v安全寿命设计任务：用数理统计方法，通过设计、试验和分析确定飞机的安全寿命，保证在寿命期内发生疲劳破坏的概率最小。v安全寿命设计过程：涉及
13、并贯穿飞机设计、生产和使用的全过程。安全寿命设计思想v安全寿命设计有几点不足之处：安全寿命设计不能确保飞机结构安全安全寿命设计不能发挥结构件的使用价值安全寿命设计导致飞机结构重量增大安全寿命设计无法制定科学而经济的维修方案破损安全设计思想v破损安全设计概念：破损安全是指一个构件发生破坏之后，它所承担的载荷可以由其它残存结构件继续承担，不影响飞机的正常使用。允许飞机结构有破损，但必须保证飞机的安全。v破损安全结构：破损安全多路传力结构。破损安全止裂结构。破损安全设计思想损伤容限设计思想v基本含义承认结构在使用前就带有初始缺陷，但必须把这些缺陷或损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一定的范围内，在
14、此期间，结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞机结构的安全性和可靠性。由于损伤容限设计承认结构在使用前就带有初始缺陷，并认为由初始缺陷到形成临界裂纹的裂纹扩展寿命即是总寿命，所以它不考虑无裂纹寿命，只考虑带裂纹寿命。损伤容限设计思想v基本方法通过损伤容限特性分析与试验，对可检结构给出检修周期，对不可检结构给出最大允许初始损伤。以保证结构在给定的使用寿命期限内，不致由于未被发现的初始缺陷、裂纹或其它损伤扩展而发展成灾难性的破坏事故。与传统的安全寿命设计相比，它是一种比较安全、合理和经济的方法。损伤容限设计思想v专业名词损伤容限裂纹扩展寿命剩余强度损伤容限载荷损伤容限设计思想v损伤容限结构分类缓慢
15、裂纹扩展结构破损安全结构v破损安全多路传力结构v破损安全止裂结构破损安全止裂结构耐久性设计思想v耐久性设计耐久性设计概念：概念：认为飞机结构在使用前就存在许多微小的初始缺陷，当结构在使用中逐渐形成一定长度和一定数量的裂纹和损伤群时（一个设计使用寿命），必须进行修理-经济性修理。这种修理可以进行若干次，直到满足使用寿命要求。v耐久性设计目标：满足经济修理要求和降低使用维护费用，提高飞机的备用性、寿命和可靠性。v耐久性设计的基本要求：飞机结构应具有大于一个设计使用寿命的经济寿命。在一个设计使用寿命期内结构不会出现功能消弱或失效。经济寿命必须通过分析和试验验证。耐久性设计思想结构装配技术v铆接铆钉的
16、材料铆钉的安装质量采用干涉配合和湿安装实心铆钉实心铆钉v采用顶铁，通过敲击成型。采用顶铁，通过敲击成型。v按材料和热处理状态分类按材料和热处理状态分类纯铝铆钉纯铝铆钉（A铆钉铆钉）v纯铝制成，强度低，但防蚀性能好。只能用于客舱内饰和纯铝制成，强度低，但防蚀性能好。只能用于客舱内饰和一般标牌等铆接上，不能用在结构上。一般标牌等铆接上，不能用在结构上。硬铝铆钉硬铝铆钉v外场铆钉外场铆钉（AD铆钉铆钉）2117铝合金制成。铝合金制成。这种铆钉即使是在淬火时效后，仍具有足够的塑性完成对铆这种铆钉即使是在淬火时效后，仍具有足够的塑性完成对铆钉的铆打。钉的铆打。使用前不需热处理使用前不需热处理（生产厂家已
17、热处理过），即时可用，适（生产厂家已热处理过），即时可用，适合用于外场修理。合用于外场修理。具有较高的抗蚀能力，能与多类金属一起使用具有较高的抗蚀能力，能与多类金属一起使用实心铆钉实心铆钉v按材料和热处理状态分类按材料和热处理状态分类硬铝铆钉硬铝铆钉v“冰箱冰箱”铆钉铆钉（D、DD铆钉铆钉）2017和和2024铝合金制成，剪切强度比铝合金制成，剪切强度比AD铆钉高，其中铆钉高，其中DD铆铆钉最高。钉最高。使用前应经过热处理，并淬火后放在冰箱内冷冻保存（延迟使用前应经过热处理，并淬火后放在冰箱内冷冻保存（延迟时效硬化），施工时才从冰箱中取出。时效硬化），施工时才从冰箱中取出。一般用在受力大的部位
18、，如翼根部位、加强肋或加强框部位一般用在受力大的部位，如翼根部位、加强肋或加强框部位等。等。如果超过了贮存时限或在冰箱外放置超过规定时间，应将铆如果超过了贮存时限或在冰箱外放置超过规定时间，应将铆钉重新热处理。钉重新热处理。实心铆钉实心铆钉v按材料和热处理状态分类按材料和热处理状态分类超硬铝铆钉超硬铝铆钉（KE铆钉铆钉）v有有7050和和7075两种，剪切强度比硬铝铆钉高。两种，剪切强度比硬铝铆钉高。v采用采用-T73过时效处理后，铆钉有较高的耐应力腐蚀过时效处理后，铆钉有较高的耐应力腐蚀和耐疲劳断裂能力。和耐疲劳断裂能力。v使用前不需要热处理。使用前不需要热处理。v在结构修理中，可以用来代替
19、在结构修理中，可以用来代替DD铆钉。铆钉。防锈铝铆钉防锈铝铆钉（B铆钉铆钉）v5056铝镁合金制成，可以在室温下储存和使用。铝镁合金制成，可以在室温下储存和使用。v主要用来铆接镁合金件，防止电化学腐蚀。主要用来铆接镁合金件，防止电化学腐蚀。钢铆钉钢铆钉包括软钢铆钉和不锈钢铆钉。包括软钢铆钉和不锈钢铆钉。软钢铆钉用于铆接钢质零件；软钢铆钉用于铆接钢质零件；不锈钢铆钉用于铆接不锈钢件，如发动机防火墙、尾不锈钢铆钉用于铆接不锈钢件，如发动机防火墙、尾喷口等。喷口等。实心铆钉实心铆钉v按材料和热处理状态分类按材料和热处理状态分类蒙乃尔镍合金铆钉蒙乃尔镍合金铆钉（M铆钉铆钉）v镍镍 - 铜合金制成，可以
20、在室温下储存和使用。铜合金制成，可以在室温下储存和使用。v剪切强度高于超硬铝铆钉，低于不锈钢铆钉。剪切强度高于超硬铝铆钉，低于不锈钢铆钉。v在剪切强度要求不太高的地方，可用来代替不锈钢铆钉。在剪切强度要求不太高的地方，可用来代替不锈钢铆钉。实心铆钉实心铆钉v铆钉钉头型式铆钉钉头型式AN426（MS20426） 埋头铆钉埋头铆钉v主要用于对气动外形要求严格的机体外表面，如机翼前缘、主要用于对气动外形要求严格的机体外表面，如机翼前缘、机翼上表面等部位。机翼上表面等部位。AN470（MS20470） 普通头铆钉普通头铆钉v强度高，阻力也较小，主要用于受力较大，气动外形要求强度高，阻力也较小，主要用于
21、受力较大，气动外形要求不太严格的机体外表面。不太严格的机体外表面。AN430 半圆头铆钉半圆头铆钉v强度高，阻力较大，主要用于机体内部受力较大的部位。强度高，阻力较大，主要用于机体内部受力较大的部位。AN442 平头铆钉平头铆钉v与半圆头铆钉一样，也是用于机体内部受力较大的部位。与半圆头铆钉一样，也是用于机体内部受力较大的部位。实心铆钉实心铆钉v铆钉材料的识别铆钉材料的识别铆钉头上的标记表明该铆钉所用金属材料铆钉头上的标记表明该铆钉所用金属材料。不锈钢铆钉没有标记；蒙乃尔铆钉的钉头上有两个凹坑。不锈钢铆钉没有标记；蒙乃尔铆钉的钉头上有两个凹坑。铆钉直径和长度的表示法 v铆钉直径以1/32in为
22、单位进行度量，长度以1/16in为单位进行度量。 vMS20470 ADMS20470 AD5-65-6 / AN470 AD / AN470 AD5-65-6: :5:5: 5/32 inch5/32 inch-6:-6: 6/16 inch6/16 inchv注意：注意：埋头铆钉从头部开始测量长度埋头铆钉从头部开始测量长度通用铆钉只测量铆钉杆的长度通用铆钉只测量铆钉杆的长度v各種形狀鉚釘長度量測方法如下:铆钉尺寸及标识符号铆钉尺寸及标识符号v铆钉的件号标识应表明铆钉的铆钉的件号标识应表明铆钉的钉头型式钉头型式、铆钉材料铆钉材料、直径直径和和长度长度。AN430AD4 8 表示是用表示是用2
23、117材料制成的直径为材料制成的直径为4/32 in、长度为、长度为8/16 in的半圆头铆钉。的半圆头铆钉。MS20470AD4 4 表示是用表示是用 2117材料制成的直径材料制成的直径为为 4/32 in、长度为、长度为4/16 in的普通头铆钉。的普通头铆钉。v用在飞机结构件上的受力铆钉，直径在用在飞机结构件上的受力铆钉，直径在3/32 3/8 in之间。直径小于之间。直径小于3/32 in的铆钉不能用作受力铆钉。的铆钉不能用作受力铆钉。v选择铆钉之长度选择铆钉之长度=铆合总长度铆合总长度+1.5D鉚 釘 的 配 置v边距为2D4D（最佳2.5D）v铆钉钉距3D 12D（最佳4D 8D
24、）v交错列距为钉距的75% 80%）铆接a) 对接b) 搭接c) 角接铆缝形式及其应用常用的形式有： 铆缝形式铆缝形式用途用途搭接搭接一般用于没有严格要求的结一般用于没有严格要求的结构连接构连接垫板对接垫板对接用于要求表面平滑的结构连用于要求表面平滑的结构连接接双面垫板对接双面垫板对接用于受力很大的结构连接用于受力很大的结构连接型材连接型材连接用于飞机骨架与蒙皮连接及用于飞机骨架与蒙皮连接及架构铆接架构铆接高锁螺栓（高锁螺栓（Hi-LokHi-Lok螺栓）和锁螺栓（螺栓）和锁螺栓（LockboltLockbolt）vHi-Lok紧固件是由一个螺栓和一个固定套环组成。紧固件是由一个螺栓和一个固定
25、套环组成。螺栓头有平头和埋头两种形式螺杆端头带有一段螺纹，螺纹螺栓头有平头和埋头两种形式螺杆端头带有一段螺纹，螺纹的类型能与的类型能与AN系列的螺栓、螺帽配合。系列的螺栓、螺帽配合。固定套环由锁紧螺帽、剪切环和拧动装置三部分组成。固定套环由锁紧螺帽、剪切环和拧动装置三部分组成。vHi-Lok螺栓（六角拧紧螺栓），与带六角螺帽的套环配合安螺栓（六角拧紧螺栓），与带六角螺帽的套环配合安装。当拧紧力矩达到规定值后，六角螺帽被剪断。拧紧时不装。当拧紧力矩达到规定值后，六角螺帽被剪断。拧紧时不需要力矩扳手。需要力矩扳手。vHi-Lok紧固件有足够的剪切和挤压强度，可以和实心铆钉一紧固件有足够的剪切和挤压
26、强度，可以和实心铆钉一样依靠铆钉杆和钉孔之间的挤压以及铆钉杆的剪切传递载荷。样依靠铆钉杆和钉孔之间的挤压以及铆钉杆的剪切传递载荷。v在飞机结构修理中，厚度在在飞机结构修理中，厚度在0.08in以上的构件，常采用以上的构件，常采用Hi-Lok螺栓作为紧固件。螺栓作为紧固件。v在飞机结构上，不能使用直径小于在飞机结构上，不能使用直径小于3/16 in的的Hi-lok螺栓。螺栓。典型的螺纹端部视图Hi-Lok螺栓示意图结构装配技术v螺栓采用干涉配合为防应力腐蚀进行密封采用预紧力指示垫圈螺纹类型、配合等级和标识符号螺纹类型、配合等级和标识符号v配合等级配合等级螺纹的配合等级有螺纹的配合等级有1 5级五
27、个等级。级五个等级。等级等级1螺纹是松配合；螺纹是松配合；v指用手指就可以将螺帽拧到底。指用手指就可以将螺帽拧到底。等级等级2螺纹是自由配合；螺纹是自由配合；等级等级3螺纹是中级配合；螺纹是中级配合；等级等级4螺纹和等级螺纹和等级5螺纹是紧配合。螺纹是紧配合。v指从开始到最后都要借助扳手将螺帽拧动。指从开始到最后都要借助扳手将螺帽拧动。飞机上使用的螺栓一般都是飞机上使用的螺栓一般都是3级配合的细螺纹，而级配合的细螺纹，而螺钉是螺钉是2级或级或3级配合。级配合。螺纹类型、配合等级和标识符号螺纹类型、配合等级和标识符号v标识符号标识符号螺栓的直径、长度等信息，可以从零件的标识符号中获螺栓的直径、长
28、度等信息，可以从零件的标识符号中获得（表得（表3-1）如没有特别说明，直径的间隔为如没有特别说明，直径的间隔为1/16 in，长度的间隔为，长度的间隔为1/8 in。v AN4-7表示螺栓的直径为表示螺栓的直径为1/4 in，长度为，长度为7/8 in。当长度等于当长度等于l in时，短横后面的数字不是时，短横后面的数字不是8，而是，而是10。当长度大于当长度大于l in时，在短横后面用两位数字表示：第一时，在短横后面用两位数字表示：第一位数字表示长度的整英寸数，第二位数字则表示长度的位数字表示长度的整英寸数，第二位数字则表示长度的分数是八分之几英寸。分数是八分之几英寸。直径等于或小于直径等于
29、或小于 l/4 in的带有螺纹的紧固件属于螺钉系的带有螺纹的紧固件属于螺钉系列。列。结构装配技术v胶接胶接连接的方式v胶铆连接方式v胶螺连接方式v胶焊连接方式胶接2v胶接件的缺陷有时不易发现。v有良好的密封性、绝缘性和防腐性。胶接的特点与铆接、焊接相比，胶接的主要优点：主要缺点：v联接件的材料范围宽广；v联接后的重量轻，材料的利用率高；v成本低；v在全部胶接面上应力集中小，故耐疲劳性能好；v抗剥离、抗弯曲及抗冲击振动性能差；v耐老化及耐介质(如酸、碱等)性能差；v胶粘剂对温度变化敏感，影响胶接强度； 设计接头时应尽可能使接头承受剪切或拉伸载荷。表面清洁和防护v飞机表面的清洁工作飞机表面上的油渍
30、、污物、水份和灰尘等不但会导致和加重机体金属的腐蚀，也会增加飞行阻力和飞机飞行重量，降低飞机的飞行性能，所以，保持飞机机体的清洁就是一件非常重要的工作。在日常的维护工作中，要注意机体表面的清洁，在100小时检查和年检前还要对机体进行彻底的清洁。典型部位清洁注意事项v对高强度钢、不锈钢和高强度铝合金构件，不要和酸性或碱性溶剂接触以防发生氢脆破坏。v对需润滑的部位清洁后要重新润滑。对钢索要用擦拭法清洁。v对透明塑料、橡胶制品只能用肥皂水和清水，以防有机溶剂的浸蚀。v对有特殊涂层或镀层表面（雷达罩、橡胶除冰带）要防止损坏。表面清洁和防护v铝合金表面防护表面包覆纯铝表面氧化膜（阳极化处理）涂阿洛酊表面
31、清洁和防护v合金钢的表面保护镀镉：属于阳极镀层，表面致密、不透气、不透液。镀锌：属于阳极镀层表面清洁和防护v漆层保护阳极化和涂阿洛酊处理铬酸锌底层涂料环氧树脂底层涂料站位编码与区域划分v飞机站位编号站位编码与区域划分v机翼站位编号站位编码与区域划分v水线和纵剖线飞机机体区域划分飞机机体校装和对称性检查v技术资料来源飞机型号合格证数据单飞机维护手册飞机校装检查项目v方格坐标板飞机校装检查项目v检查机翼上反角飞机校装检查项目v检查机翼安装角飞机校装检查项目v飞机对称性检查飞机校装检查项目v垂尾的垂直度检查飞机结构v机翼功用飞机结构v机翼结构组成翼梁纵墙桁条翼肋蒙皮翼梁翼梁v桁架式翼梁翼梁翼梁v桁架
32、式翼梁这种翼梁由上下缘条和缘条间的直支柱、斜支柱连接而成。缘条和支柱，有的采用钢管或硬铝管制成，有的则用厚壁开口型材制成。翼梁承受剪力时，缘条之间的支柱承受拉力或压力。该式梁常用在翼型较厚的低速重型飞机的机翼上。翼梁翼梁v腹板式翼梁翼梁翼梁v腹板式翼梁这种翼梁由缘条和腹板铆接而成。缘条用硬铝或合金钢的厚壁型材制成，截面形状多为“T”形或“L”形。腹板用硬铝板制成。薄壁腹板上往往还铆接了许多硬铝支柱，以增强其抗剪稳定性和连接翼肋。为了合理地利用材料和减轻机翼的结构重量，缘条和腹板的截面积，一般都是沿翼展方向改变的，即翼根部分的截面积较大，翼尖部分的截面积较小。腹板式翼梁的优点是能够较好地利用机翼
33、的结构高度来减轻重量，而且生存力较强，制造也较方便。现代飞机的机翼，一般都采用腹板式金属翼梁。翼梁翼梁v整体式翼梁翼梁翼梁v整体式翼梁整体式翼梁实际上是一种用高强度合金钢锻制成的腹板式翼梁。它的优点是:刚度较大，截面尺寸可以更好地做得符合等强度要求。该式梁主要用于某些高速飞机的机翼。纵墙纵墙纵墙v纵墙也是机翼的主要纵向受力构件。v纵墙与翼梁相似，但纵墙的缘条比梁缘条弱得多。v纵墙腹板上没有开减轻孔。为了提高失稳临界应力，腹板用型材支柱加强。v腹板和缘条的横截面面积向翼梢方向逐渐减小。有些腹板没有缘条，有些腹板的缘条与桁条一样强。v墙和腹板一般都不能承受弯矩，但它与蒙皮组成封闭的盒段可以承受扭矩
34、。v后墙则还有封闭机翼内部容积的作用。纵墙与机身的连接为铰接连接。桁条桁条桁条桁条v桁条为长条形薄壁构件，因此又称为长桁。桁条与蒙皮和翼肋相连，其主要功用是：支持蒙皮，防止它在承受局部空气动力时产生过大的局部变形，并与蒙皮一起把空气动力传给翼肋；提高蒙皮的抗剪和抗压稳定性，使它能更好地承受机翼的扭矩和弯矩；与蒙皮一起承受由弯矩引起的轴向力。v按制造方法分，桁条分为板弯件和挤压型材，其剖面形状分别如图a和b所示。板弯件桁条一般用于梁式机翼。挤压型材桁条多用于单块式机翼。翼肋翼肋a) 腹板式普通翼肋腹板式普通翼肋b) 腹板式加强翼肋腹板式加强翼肋c) 桁架式加强翼肋桁架式加强翼肋翼肋翼肋v按其构造
35、型式可分为腹板式和构架式v按其功能分为普通翼肋和加强翼肋v普通翼肋的功能是：维持机翼的翼型；支持蒙皮、桁条和梁腹板，提高它们的稳定性；把蒙皮和桁条传给它的局部空气动力传给梁腹板，而把局部空气动力形成的扭矩，通过铆钉以剪流的形式传给蒙皮和梁腹板。v加强翼肋除具有上述作用外，还要承受和传递较大的集中载荷。在开口端部或翼根部的加强翼肋，其主要功能是把机翼盒段上由一圈闭合剪流构成的扭矩，转换成一对垂直力构成的力偶分别传给翼梁或机身加强框。蒙皮蒙皮v蒙皮作用蒙皮作用蒙皮包在机翼受力构件组成的受力骨架的外面，形成机翼光滑的气动外表。在飞行时，蒙皮承受并传递局部气动载荷。当蒙皮和翼梁或纵墙的腹板组合在一起形
36、成封闭的盒式薄壁梁时，蒙皮还能够承受机翼的扭矩。当蒙皮较厚时，它常与桁条一起组成壁板，承受机翼弯矩引起的轴力。蒙皮蒙皮v蒙皮构造蒙皮构造v蒙皮可分为单层蒙皮和夹层蒙皮。单层蒙皮一般都由包铝板制成，其厚度有从零点几毫米到十几毫米到不等的规格尺寸。夹层蒙皮通常由铝合金面板与铝蜂窝芯板胶接而成。v蒙皮的厚度根据飞机和受力的不同而不同，前缘蒙皮通常比后缘蒙皮厚。v蒙皮和桁条组合构成机翼壁板。机翼壁板分组合式和整体式壁板两种。v组合式壁板是由较厚的蒙皮与桁条铆接形成的。整体壁板是将蒙皮和加强筋（桁条、肋缘条等）合为一体，由同样的材料整体加工而成。整体式蒙皮整体式蒙皮v优点优点在结构上便于按等强度分布材料
37、；结构的总体和局部刚度好；由于减少了连接铆钉的数量，且蒙皮不易失稳，因此机翼表面更加光滑；大大减少了连接件数量，因此可减少装配工作量，同时也减少了应力集中和钉孔对壁板截面积的削弱，还减轻了连接件本身的重量；便于密封，减少了密封材料的用量，为整体油箱设计提供了很有利的条件。整体式蒙皮整体式蒙皮v缺点缺点在装配时，可能会产生残余应力，易引起应力腐蚀，并对裂纹扩展比较敏感。v现代民航客机的机翼蒙皮，特别是机翼结构油箱处的蒙皮，常做成整体壁板形式。机翼结构形式v梁式机翼铰接接头固定接头铰接接头翼梁固定接头固定接头前梁后梁加强翼肋机翼结构形式v梁式机翼v梁式机翼中，桁条较弱，蒙皮较薄。剪力由翼梁腹板承受
38、，扭矩由蒙皮与前、后梁或纵墙腹板形成的盒形结构承受。作用在外翼剖面上的剪力和扭矩，在机翼根部传给机身加强框。v梁式机翼结构特点是有一根或者数根很强的翼梁，蒙皮很薄，长桁的数量少，而且较弱。根据翼梁的多少，梁式机翼又可以分为单梁式、双梁式两种。v优点：机翼上便于开口，机翼与机身连接简单。v缺点：生存力较差。蒙皮薄，在速度近一步提高的情况下，不能保证局部刚度和机翼扭转刚度。机翼结构形式v整体式机翼机翼结构形式v整体式机翼v整体式机翼又可细分为单块式机翼和多腹板式机翼。如果腹板较少，且腹板缘条承受弯矩的能力较弱，这样的整体式机翼称为单块式机翼。在单块式机翼中，可以用纵墙代替翼梁，它只承受剪力；扭矩由
39、后墙和蒙皮形成的盒形结构来承受；剪力和扭矩传给中央翼与机身加强框的连接接头；来自两侧外翼的弯矩在中央翼上自身平衡。v单块式机翼结构特点是：相比之下翼梁缘条的强度并不十分突出，蒙皮较厚，桁条多而且较强。蒙皮和桁条组成的机翼上、下很强的壁板，一起承担总体弯矩。v单块式机翼的优点是蒙皮厚，局部刚度和扭转刚度较大，受力构件分散，生存力较强，适用于高速飞机。其缺点是机翼上不便于开口，机翼和机身连接接头比较复杂。机翼结构形式v复合结构机翼v在靠近翼根而要开舱口的部分采用梁式结构，其余部分采用单块式结构。在复合式结构内，单块式部分的受力是分散的，梁式部分的受力是集中的，为了把单块式部分各构件分散承受的力，集
40、中起来传递到梁式部分的翼梁上去，在单块式结构过渡到梁式结构的部位，通常都装有一些加强构件(例如加强内蒙皮等)，把两部分的受力构件很好地连接起来。机翼传力分析空气动力空气动力蒙皮蒙皮桁条桁条翼肋翼肋剪力剪力弯矩弯矩扭矩扭矩翼梁腹板翼梁腹板翼梁缘条翼梁缘条蒙皮蒙皮机身机身机翼气动载荷的传递路线机翼气动载荷的传递路线结构油箱前梁前梁后梁后梁缘条（缝内密封）缘条（缝内密封）缘条（缝内密封）缘条（缝内密封）缘条（缝内密封）缘条（缝内密封）缘条（缝内密封）缘条（缝内密封）桁条（填角密封）桁条（填角密封）结构油箱的密封形式蒙皮蒙皮框密封胶密封胶密封胶密封胶密封胶密封胶密封胶密封胶密封胶密封胶a) a) 缝内
41、密封缝内密封b) b) 缝外密封缝外密封密封材料密封材料密封材料密封材料紧固件的密封形式口盖的密封b) b) 胶槽密封胶槽密封b) b) 胶垫密封胶垫密封机翼操纵面v飞机机翼上安装有多个辅助翼面，如在机翼后缘外侧的副翼，机翼前缘的襟翼/缝翼，机翼后缘的襟翼和机翼上表面的扰流板等。副翼副翼v副翼构造a）b）c）副翼副翼v副翼安装前缘襟翼（收上）前缘襟翼（收上）前缘襟翼（放下）前缘襟翼（放下）克鲁格襟翼克鲁格襟翼 克鲁格襟翼克鲁格襟翼 前缘缝翼（收上）前缘缝翼（收上）前缘缝翼（打开）前缘缝翼（打开）前缘缝翼（打开）前缘缝翼（打开）开裂式后缘襟翼（收上）开裂式后缘襟翼（收上）开裂式后缘襟翼（打开）开
42、裂式后缘襟翼（打开）开裂式后缘襟翼（打开）开裂式后缘襟翼（打开）开裂式后缘襟翼（打开）开裂式后缘襟翼（打开）后退式后缘襟翼后退式后缘襟翼（收上）（收上）后退式后缘襟翼后退式后缘襟翼（收上）（收上）后退式三开缝襟翼（收上）后退式三开缝襟翼（收上）后退式三开缝襟翼（收上）后退式三开缝襟翼（收上）开缝式襟翼1-襟翼 2-导流板 3-滑板 4-撑杆 5-接头 6-收放机构7-机翼后梁 8-接头9-导轨 10-支座 11-撑杆的连接耳片开缝式襟翼v襟翼大梁剖面一般为工字形，其上安装了用以固定滑板和收放机构的支臂。滑轨是钢制弧形工字型材，它通过支臂和撑杆连接到机翼的后梁和加强肋上。滑轨缘条的表面进行了磨削
43、和镀铬处理。v这种滑板和滑轨结构最简单、也最可靠，因而得到了广泛应用。v导流板由隔板、蒙皮和尾部桁条组成。隔板由带缘条的腹板组成。导流板通过安装支座固定在襟翼上。滚珠螺杆式收放机构由传动装置驱动，并通过襟翼大梁上的支臂与襟翼相连，来完成对襟翼的收放。收放机构的第2个支座是机翼加强肋和后梁连接处的接头，由液压来驱动传动轴的旋转。最简单的结构是将襟翼和导流板悬挂在外置支臂上，但附加的阻力会降低飞机巡航状态的经济性。后退式三开缝襟翼后退式三开缝襟翼1-尾段 2-主段 3-导流板支座 4-导流板 5、7-梁 6-蒙皮壁板 8-肋9-滑板 10-尾段悬挂支臂 11-滑轨 12-加强肋 13-后大梁 14
44、-耳片 15-导轨后退式三开缝襟翼后退式三开缝襟翼v三缝式襟翼由主段、尾段及导流板组成。主段是指中间的升力面，也是主要的受力构件，尾段和导流板装在它的上面。主段上的主要受力构件有两根梁、蜂窝夹芯壁板、翼肋和前后缘蒙皮。悬挂尾段用的支臂和导轨构造。v固定有滑板接头和操纵接头的前缘翼肋用型材加强。襟翼的主要结构悬挂在导轨上，它通过滚珠螺杆收放装置在滑板上沿导轨移动。v襟翼的尾段由大梁与前缘翼肋构成的骨架和蒙皮组成，常采用蜂窝结构来提高其刚度和降低重量。放出襟翼时，为使该段伸出和偏转，可采用常规的导轨和滑板。v如果导流板是滑动式的，为使其滑出，可使用导轨滑板系统，这时导轨与导流板连接，而滑板与襟翼主
45、结构连接。襟翼的导轨是由高强度钢制成的工字形剖面悬臂梁，采用螺栓将导轨与加强肋和机翼后大梁的接头连接固定在一起。扰流板和减速板扰流板和减速板扰流板和减速板1-扰流板壁板 2、5-接头 3-前墙 4-支臂 6-端肋7-尾部桁条 8-机翼后大梁 9-耳片 10-支臂 11-作动筒 12-耳片扰流板和减速板v每块减速板都由几段组成。各段的主承力结构是与中间的支臂连接的两块板，该板由大梁和两个形截面的端肋、上、下蒙皮、尾部桁条、金属蜂窝夹芯、前墙和封严型材构成。中间的悬挂支臂是沿整个翼弦的工字形截面整体梁。支臂上有耳片，耳片9用于将各段悬挂到机翼后大梁的支臂上，耳片12用于固定液压作动筒。这种带有中间
46、支臂（在一个接头中综合了两种功能）的整段结构方案能减轻重量，并提高结构刚度。扰流片的辅助悬挂接头位于两个加强端肋上。机身结构类型v构架式机身构架式机身v早期木布结构的机身是构架式的。一般受力骨架是由纵向四根桁梁及直支柱，斜支柱，横支柱等构成的空间桁架，受力骨架外面蒙上棉布或亚麻布的蒙皮。机身的总体载荷：弯矩、剪力、扭矩，均由空间桁架各构件承受拉压来传递，布质蒙皮仅仅形成机身气动外形，承受局部气动载荷，是典型的维形件。v构架式机身的抗扭刚度差，空气动力性能不好，重量大,其内部容积也不易得到充分利用。构架式机身虽然存在着上述缺点，然而对于小型低速飞机来说，这些缺点并不显着。此外，它还具有结构简单、
47、便于制造、开口方便等优点，因此，目前还有一些小型低速飞机和不少直升机的机身仍然采用构架式机身。 。机身结构类型v半硬壳式桁梁式机身桁梁式机身桁梁式机身 v桁梁式机身由几根较强的大梁、弱的桁条、较薄的蒙皮和隔框等组成 。v桁梁式机身构造简单，机身上易实现开口，结构对接也容易实现。但因为没有充分发挥桁条、蒙皮承受弯矩的能力，结构重量较大，而且抗扭刚度较小，生存力也较差。所以，这种结构型式适合于小型飞机，或机身上开口较多的部位。机身结构类型v半硬壳式桁条式机身桁条式机身v构造特点是纵向没有桁梁，桁条较密、较强；蒙皮较厚、较强；受压稳定性较好；弯矩引起的轴向力全都由桁条和蒙皮承受；剪力仍全部由蒙皮承受
48、。由于蒙皮较厚，在空气动力作用下，蒙皮局部变形较小，因而改善了机身的空气动力性能，也增大了机身结构的抗扭刚度，与桁梁式机身相比，更适用于高速飞机。机身结构类型v硬壳式硬壳式v硬壳式机身采用框架、隔框、蒙皮形成机身的外形，而蒙皮承受主要的应力。由于硬壳式机身结构没有纵向加强件，因而蒙皮必须足够强，以维持机身的刚性。硬壳式机身面临的主要问题是重量较大，机身开口较困难。机身主要构件v蒙皮蒙皮可以用板材、带纵向构件的壁板、蜂窝(或其它)夹芯壁板或整体壁板制成。v桁条和桁梁 桁条和桁梁都是机身结构的纵向构件。它们的构造比较简单，一般采用标准的挤压和板弯型材。桁梁还有采用组合式构型的，一般由两个型材组合铆
49、接而成。桁条和桁梁的截面形状与机翼中桁条的截面形状相似，有多种形状，只是桁梁的截面积比桁条的大。桁条在桁条式机身中主要用以承受机身弯曲时产生的轴力。另外长桁对蒙皮有支持作用。桁梁的作用与桁条相似，它比桁条能承受更大的载荷。机身主要构件v龙骨梁后梁隔框接头龙骨梁中央翼肋阻力撑杆连接到龙骨梁的接头飞机纵轴线龙骨梁盒龙骨梁缘条龙骨梁缘条整流包皮支撑框龙骨梁支撑框后梁翼肋龙骨梁v龙骨梁是一个主要纵向机身部件v由上、下两个受压的弦杆和一个带有加强筋的承剪腹板结构件组成。v龙骨梁位于中央翼下方、两主轮舱之间的机身中心线上，v龙骨梁对于机身、机翼和起落架都是一个重要的支撑部件。由于龙骨梁的存在，轮舱区域不需
50、要蒙皮和桁条系统，机身的侧边开口，便于在机身下部收放主起落架。v这个部位垂直方向的剪力由龙骨梁承受，它把飞机底部的增压地板和桁条连接起来。侧边支撑的主起落架载荷由该部位的机身锻造地板梁传给硬壳式机身。隔框v普通隔框形成和保持机身的外形、提高蒙皮的稳定性以及承受局部空气动力v加强隔框除了有普通隔框作用外，主要是承受和传递某些大部件，如机翼、起落架和发动机等，传来的集中载荷。机身主要构件v隔框普通隔框普通隔框v一般都用硬铝压制的型材做成圆环形状。框缘的截面形状有闭合的和非闭合的两种 。v普通隔框的构造，与机身的结构型式也有一定的关系。桁条式机身的普通隔框，通常都做成完整的圆环形；桁梁式机身上大的开
51、口比较多，开口部位的普通隔框是不完整的。机身主要构件v隔框加强隔框加强隔框v加强隔框的构造是根据它承受载荷的情况，以及机身中各部件、设备的布局等确定的。在不妨碍利用机身内部空间的地方，往往在整个隔框上铆接一块壁板和其它加强构件，这种隔框叫做壁板式加强隔框 。机身上骨架组件与蒙皮的连接v蒙皮只与桁条相连连接时，只有纵向铆缝，能得到较好的蒙皮质量，从气动观点看，它要好一些。但是，由于蒙皮没有横向支持，承剪能力较差，需要通过增加蒙皮厚度来对其进行加强。为了克服这个缺点，有时采用专门的补偿片使隔框与蒙皮连接 。机身主要构件v机身上骨架组件与蒙皮的连接1-蒙皮 2-桁条 3-框 4-补偿片v蒙皮既与框相
52、连，又与桁条相连该连接方式的情况为隔框上开有缺口，使桁条通过。此种情况下，桁条可能不直接同隔框连接，也可能与隔框直接连接。如果与隔框连接，可以通过弯边连接，或者通过角片连接。当机身隔框是加强框时，为了对隔框上的桁条缺口进行加强，采用专门的垫板。这种蒙皮与骨架连接方式的缺点是蒙皮上有很多铆缝。另外，由于在框上开了缺口，隔框的结构较为复杂。但是，这种构造型式能使结构获得较大的刚度，且重量更轻，因而得到广泛地应用。机身主要构件v框与桁条的连接增压密封增压区增压区非增压区非增压区v蒙皮与纵向加强件密封对接结构1-蒙皮 2-壁板 3-密封胶 4-密封胶带机身地板结构机身地板结构机身地板结构机身地板结构v
53、地板结构由地板骨架和安装在骨架上的地板组成。v地板骨架由纵梁和横梁组成。横梁一般采用工字形或槽形挤压型材。横梁的两端连接在机身隔框上，并与纵梁和垂直支柱构成承力骨架。纵梁同时还可以作为安装和固定座椅的导轨。地板本身由多块壁板组成，它们用螺栓固定在骨架上。v作为地板的壁板是由上、下面板、轻质芯材和加强条板组成的夹芯结构，芯材可以是泡沫塑料、轻质木材或其它材料。机身开口v开口类型大开口和中、小开口v开口大小是指它与所在部件的基准尺寸相比而言，而不是开口的绝对大小。直接补偿开口和间接补偿开口v口盖类型快卸口盖和一般口盖非补偿口盖、部分补偿口盖和完全补偿口盖一般口盖v特点：其连接点较多，连接处较强，口
54、盖可传递部分或全部载荷。在安装受力舱口盖时，必须将所有的螺钉(螺栓)拧到同一紧度 。v维护注意事项：必须定期检查和拧紧受力舱口盖的螺钉在拆装大的受力舱口盖时，通常要在舱口附近用托架托住。非补偿口盖、部分补偿口盖和完全补偿口盖非补偿口盖、部分补偿口盖和完全补偿口盖 v一般小开口的口盖大多为非补偿口盖；中开口的口盖各种类型都有，但大多为完全补偿口盖；大开口的口盖可能是完全补偿口盖，也可能是非补偿口盖。v在飞机飞行中非补偿口盖完全不参与传力；部分补偿口盖一般只能传递剪切载荷；完全补偿口盖可以传递各种载荷。机身开口v开口补强措施无口盖小开口v只要在开口边缘加一个加强口框即可机身开口v开口补强措施有口盖
55、小开口v可以在正应力载荷方向布置一些筋条机身开口v开口补强措施中开口补强措施v结构补强原则是充分利用原有的纵、横向构件，围绕开口布置“井”字形的加强件机身开口v开口补强措施中开口补强措施v机身窗户开口区通常采用双层铝条和高强度铝合金窗户骨架加强客舱窗户开口处的加强结构客舱窗户开口处的加强结构加强框加强框桁条桁条隔框隔框机身开口v开口补强措施大开口补强措施v在这些部位常设置有开口的加强隔框v为了减轻结构重量，在设计时都尽量不使它有多余的强度v在维护工作中应注意检查门窗v舱门登机门登机门 登机门的结构登机门操纵登机门操纵 登机门操纵登机门操纵 登机门密封登机门密封 v常用的有：充压密封胶带、具有填
56、充物的密封带和实心密封带 。v典型方式是采用具有海绵状橡胶或硅树脂填充的密封带，利用门框上密封型材压紧密封带形成密封线。不随舱内压力的变化而变化，以确保密封的稳定性因为这种密封带具有内衬，所以较之充压无内衬密封胶带，具有耐疲劳性好，便于维护的优点。舱门的检查 v检查内外蒙皮是否有划伤和腐蚀铰接整流罩是否有松弛和漏掉的螺钉v检查构架内部托架手柄机构箱和铰链是否有划伤腐蚀和松弛的螺钉v检查门和构架是否有划伤和腐蚀v检查舱门操纵机构是否有划伤和腐蚀过度磨损和松弛的螺栓v检查排漏孔是否被堵塞v检查舱门密封带是否有划伤裂口撕裂当舱门在关闭位置时密封带是否在正确的放置应急出口应急出口 应急出口应急出口 1
57、23 详见A456789101117181514131216v从内打开从机内拉下操纵手柄可将门打开手柄的动作将锁定滚子脱出使门向机内下方移动然后一弹簧作动筒将门向外打开最后当门打开大概125度时门的铰接臂锁定机构会将门锁定在全开位v从外打开从机外按压进出口门顶部的小面板再将门推入机内即可将门打开货舱门货舱门 v货舱门为嵌入式向内开启铰接点在门的上缘前后货舱门的形状设计和操作都是类似的但在尺寸上有少许的不同 。v开门将门手柄从凹槽内拉出并反时针旋转并从机外打开货舱门一旦门脱离锁扣接头即可松开手柄手柄内的弹簧会使其回到正常锁定凹陷位此时用很小的力即可开门如果从飞机内部打开货舱门同样使用飞机内的不可
58、藏的手柄但要顺时针旋转手柄便可打开货舱门v关门向下拉松紧绳上的手柄可将门拉下然后顺时针旋转门手柄并将门锁上驾驶舱窗户驾驶舱窗户正常开窗v开窗：握住触发器向后内侧转动手柄。窗户内移，然后再向后移动，直到在打开位置锁定。v关窗：向前拉锁定机构杆给窗户开锁。握住触发器向前移动窗户直到手柄可以向前外侧转动。松开触发器，窗户被锁定。紧急操作v开窗：按下外部紧急门，拉出外部释放手柄。这将使窗户向内移动。然后向后移动窗户。客舱窗户客舱窗户外层玻璃外层玻璃外层玻璃板外层玻璃板中间玻璃板中间玻璃板窗户安装卡销窗户安装卡销密封密封/垫圈垫圈小孔小孔飞机尾翼水平安定面水平安定面上方向舵上方向舵垂直安定面垂直安定面下
59、方向舵下方向舵内侧升降舵内侧升降舵外侧升降舵外侧升降舵水平安定面水平安定面安定面中央段安定面中央段背鳍背鳍v飞机的尾翼一般由水平尾翼和垂直尾翼两部分组成：水平尾翼包括水平安定面和升降舵，垂直尾翼包括垂直安定面和方向舵 。v尾翼的功用是使飞机能保持俯仰和方向平衡，并使飞机具有俯仰和方向安定性、操纵性。对尾翼的主要要求是：保证飞机平衡和具有必要的安定性及操纵性，强度、刚度足够而重量轻，尾翼载荷对机身的扭矩应尽可能小。安定面的构造v安定面的构造与机翼基本相同。轻型飞机的安定面较小，如果采用单块式结构，施工比较困难，固定也比较复杂，所以一般都做成梁式结构。大型飞机的安定面，翼展较大而厚弦比较小，如果采
60、用梁式结构，会造成结构重量大、抗弯刚度不足等缺点，所以，大多做成多纵墙的单块式结构。v水平安定面有整体的和可分离的两种。后掠水平尾翼的左右安定面做成一个整体时，往往采用有坚固中央翼肋的结构型式；如果做成可分离的，则多采用有坚固侧边翼肋的结构型式。舵面的构造和连接v方向舵与垂直安定面的连接接头通常多于两个。当垂直尾翼被水平尾翼分隔为上下两部分时，上下两个方向舵的转轴是用万向接头连接的。v低速飞机上，左右升降舵的转轴大多是成一直线的。因此，往往将它做成一个整体，并用几个接头与水平安定面相连，中间的接头通常与操纵臂做成一体。v后掠水平尾翼两个升降舵的转轴不成一直线，所以左右升降舵只能各自用两个以上的
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