歼七飞机平尾垂尾与机身的连接分析Word格式.docx
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发动机为一台涡喷-7涡轮喷气发动机,推力38.245千牛，加力56.388千牛。
涡喷—7是黎明发动机制造公司于1963年按前苏联Р11—Ф-300发动机开始仿制的,1966年12月国家验收，1967年小批生产.1968年转至黎阳公司试制，1970年开始批量生产。
首翻期为100小时，总寿命300小时。
1980年后涡喷-基型基本停产.在使用初期出现了不少影响可靠性、耐久性与维修性的结构问题，通过改变结构、更换材料和改进工艺，基本排除故障。
改进包括，新工艺制造的涡轮叶片和部分重要零部件，加力燃烧室和压缩器则重新设计。
后期的涡喷—7的涡轮叶片从31片减少到24片,更大地提高了可靠性，减少了发动机对喘振和失速颤振的敏感性.
歼-7基型揭开了歼-7系列的序幕。
此后歼—7衍生了众多的改型
成都飞机工业公司在一种原型的基础，循序渐进，改进改型成功了具有不同特点和用途的飞机，实现了一机多型，形成了歼七系列。
成飞公司先后试制了歼七Ｉ、歼七II、歼七III（与成都飞机设计所合作研制）、歼七Ａ、歼七Ｂ、歼七M、歼七ＭＧ、歼七Ｅ等。
歼七的主要参数如下：
序号
项目
数据
1
最大使用马赫数（HP大于或等于11。
6公里）
2。
2
最大允许表速（HP小于等于11。
1300
3
最小机动表速（公里/小时）
400
4
最小平飞表速（公里/小时）
260
5
实用静升限（M=1.9）（公里）
17.8
6
动力作战高度（公里）
20.6
7
盘旋半径（HP=5公里，M=1。
2）（米）
5093
8
正常起飞重量（公斤）
8150
9
最大起飞重量（公斤）
9800
10
最大外挂能力（公斤）
1940
11
基本载油量（升）
2635
12
最大载油量（升）
4315
13
翼展L（米）
7。
15
14
展弦比λ
25
根梢比
12.9
16
平尾的后掠角（度）
57
17
相对厚度（％）
其中歼七基型采用切尖三角形悬臂式中单翼，下反角2°
，前缘后掠角57°
。
对称翼型，翼根处相对厚度5%,翼梢处4.2%。
展弦比2。
22，尖削比12。
5，安装角0°
翼根弦长5。
97米，翼尖弦长0。
46米。
襟翼面积2×
0.92平方米，轴补偿副翼面积2×
0。
59平方米。
机翼上方靠近翼梢处装有附面层板。
全金属结构，有两个主梁和一个辅梁。
副翼由液压助力器操纵,大型“吹气”平板后缘襟翼由液压作动。
半硬壳式结构机身截面近似圆形,最大直径为1。
24米（不包括座舱）。
机头上部有向前打开的电子设备舱门，在沿机身从座舱延伸到垂直安定面的大型背鳍内装有操纵杆、电子设备、单口加油口盖和燃油箱。
靠近机翼前缘处的机身下部两侧各有一块减速板，还有一块减速板设在腹鳍的前边，三块减速板均由液压操纵。
悬臂式全金属结构尾翼，全部翼面都有大后掠角。
液压助力全动式平尾，1/4弦线后掠角55°
相对厚度6%。
平尾前缘最大上偏+7。
5°
，下偏-16。
，面积7。
9米2。
平尾翼梢有配重块。
操纵系统有力臂调节器，可根据不同的高度与空速调节传动比,尾翼配平开关设在驾驶杆上，无配平调整片。
垂尾1/4弦线后掠角60°
27′，面积5。
32米2，平均气动弦长3.14米，相对厚度4.4%。
方向舵面积为1米2，偏角±
25°
，腹部有大型单片式腹鳍.本文为互联网收集，请勿用作商业用途个人收集整理，勿做商业用途
二尾翼的作用概述：
尾翼是安装在飞机后部的起稳定和操纵作用的装置。
尾翼一般分为垂直尾翼和水平尾翼。
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。
垂直尾翼简称垂尾或立尾。
根据垂尾的数目，飞机可分为单垂尾、双垂尾、三垂尾和四垂尾飞机。
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。
水平屋翼可简称平尾.有的飞机为了提高俯仰操纵效率，采用的是全动乎尾，即平尾没有水平安定面，整个翼面均可偏转。
有一种特殊的V字形尾翼,它既可以起垂直尾翼的作用,也可以起水平尾翼的作用。
水平尾翼一般位于机翼之后.但也有的飞机把“水平尾翼"
放在机翼之前，这种飞机称为鸭式飞机。
此时，将前置“水平尾翼"
称之为“前翼”或“鸭翼”。
没有水平尾翼（甚至没有垂直尾翼）的飞机称为无尾飞机.这种飞机的俯仰操纵、方向操纵、滚转操纵均由机翼后缘的活动翼面或发动机的推力矢量喷管控制.
其中歼七采用全动平尾，单垂尾。
三平尾传力分析：
1水平尾翼主要受力部件结构：
平尾主要受力部件结构如下图所示：
其中歼七平尾采用整体式蒙皮
歼七平尾蒙皮采用整体壁板式结构，有一根纵向布置得主梁，蒙皮较厚，有多肋，并且有加强肋，一根单梁在根部用集中接头与机身相接,然后把力传到机身上去.
歼七平尾为液压助力转轴式全动式平尾，1/4弦线后掠角55°
相对厚度6％。
下偏—16.5°
平尾翼梢有配重块使重心靠前防止气动力引起的扭转扩大。
2水平尾翼的受载：
水平尾翼上作用有分布的气动载荷和质量载荷。
水平尾翼上气动载荷由平衡载荷，机动载荷和在扰动气流中飞行时阵风作用下的升力增量组成。
平衡载荷保证飞机在水平直线飞行时处于平衡状态，机动载荷使飞机实现俯仰。
质量载荷来自尾翼结构，因其量值不大,可忽略不计。
气动载荷的分布式根据吹风结果和“强度规范”要求给出的，载荷沿翼展的分布大约与弦长成正比，对由水平安定面和升降舵组成的水平尾翼，气动载荷的分布如图所示。
对于全动式水平尾翼，在〉1时是均匀分布.载荷在水平安定面上的分布与安定面弦长成正比,升降舵上的展向分布也与升降舵的弦长成正比。
3水平尾翼上主要承力元件的受力分析：
（1）蒙皮的初始受载：
蒙皮把气动力传给翼肋，气动载荷直接作用在蒙皮上，现在去相邻的两块翼肋上的蒙皮研究,蒙皮一般通过铆钉以分散连接形式有翼肋连接在一起，因此可以把这块蒙皮看成是支撑在翼肋上的矩形薄板。
当蒙皮受到气动力作用时，若气动力为吸力时,此时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,蒙皮将直接压在翼肋上。
根据作用力和反作用力大小相等方向相反，分别作用于两相关物体上，蒙皮也把外载传给了翼肋.如图所示：
（2）翼肋的受载：
翼肋把自身收集的气动载荷传递给由蒙皮壁板翼梁腹板组成的翼盒。
平尾的翼肋有普通肋和加强肋,加强肋主要用于传递集中载荷。
翼肋的外载有蒙皮直接传来的部分初始气动载荷
把这些气动力的合力移动到肋剖面的刚心上，可简化为如下图所示的受力分析
此时由于蒙皮比较厚。
由Q'
引起的弯曲正应力可以由蒙皮和梁的橼条承受，此时的剪力可以由翼肋的腹板承受。
（3）翼梁的受载：
翼梁将翼肋传来的剪力与轴力传入基础，由于一个普通肋可以把收集到得气动载荷传递到翼盒上，其中一部分传给了翼梁，即以剪流的形式传给腹板剪力，以轴力的形式传给梁上下橼条一对大小相等方向相反的轴力。
由于梁的腹板的抗弯能力极差，可以忽略不计,所以腹板以平板受剪形式平衡，由此将肋传来的剪力传往翼根。
4水平尾翼的传力路线分析：
图a给出了歼七的水平尾翼结构。
它包括前后墙、带加强筋的上下整体壁板、根肋、两个带侧边的加强肋、普通肋、前缘和带防颤振配重的翼尖。
水平安定面由一个水平螺栓和四个垂直螺栓固定在管轴上，而轴在后机身的加强框上的轴承内转动。
后轴承是径向支撑轴承，轴承外面的螺帽用于调整纵向（沿轴向）间隙。
图b-e给出了气动载荷产生的剪力、弯矩和扭矩作用在水平尾翼上的传力过程:
剪力Q沿近似等抗弯刚度的墙传递到两个侧加强肋上，并由侧边加强肋通过水平螺栓传到管轴上，由此引起的弯矩由上下壁板平衡。
弯矩M以壁板受拉—压的形式传到4个垂直螺栓上，为了不使全动平尾的所有弯矩只有端部第一个螺栓承受,在轴的端部开了一个缺口，使管轴截面（管子刚度）受到削弱，而壁板蒙皮的刚度（厚度）通过铣切使其均匀过度，这样使得由蒙皮传向四个螺栓的载荷大致相等。
如图所示
扭矩作用在根部翼肋上,以剪流的形式由墙腹板和壁板形成的闭室来承受，根肋上的部分剪流转换成力偶，并像力一样传递到水平螺栓上。
另一部分剪流以壁板受剪力形式作用到垂直螺栓上,使垂直螺栓承受与根部翼肋相平行的力。
在和的作用下，垂直螺栓在两个平面内受剪。
5加强构件特点分析:
通常操纵面的前缘闭室承受其大部分扭矩。
然而悬挂接头处前缘必须开缺口，因此需要对缺口进行传扭补强。
加一对加强肋，与梁构成三角架。
扭矩由斜肋和梁受弯传递
加一短墙，与缺口段壁板和端肋构成局部闭室，扭矩在缺口段由该闭室传递
在缺口段用剖面为实心或空心的盒式连接件传扭,歼—7副翼中接头如此
一些小型低速飞机载荷很小时，可直接将局部加强，由梁本身承受，传递扭矩
歼—7平尾根部布置了三根加强肋,并在蒙皮下面布置了加强板。
具体如下图所示：
6平尾与机身的连接特点:
歼—7的平尾为大后略角、大展铉比的全动平尾,采用的是转轴伸入，这样可以更好的利用最大的高度、铰链的力矩同时也很小。
斜转轴式的平尾的轴与尾翼连接在一起，用固定在转轴上的摇壁操纵转轴,平尾与转轴一起偏转，水平尾翼通过加强框与机身连接,转轴为主要传力连接点。
上图为歼—7斜转轴式全动平尾与机身连接的简视图，可以看出它主要是由转轴与机身实现相连接的。
四垂直尾翼受载分析：
垂直尾翼上的载荷计算与水平尾翼的载荷计算相似,安定面的结构布局与翼面基本相同，受力特性也相同,仅作结构受力分析。
但安定面不同于机翼结构设计的特点是安定面内很少有装载，故安定面完全可以接受力要求进行结构设计。
同时，对装有多台发动机的飞机，可能会受到特殊力情况,如不在飞机对称面的一侧发动机停机,由于发动机停机，相对于Y轴产生的力矩基本上要用垂直尾翼上产生的平衡力抵消。
歼七主要采用多梁，壁板和多肋的单块式结构.使用多梁的目的是增大结构刚度，提高防颤振特性。
1垂尾结构受力分析:
如图所示：
歼七的垂直安定面由梁、侧肋、端肋、加强肋和普通肋、左右壁板、可拆卸前缘、翼尖整流罩组成。
由于来自水平尾翼附加载荷的作用，在T型尾翼的垂直安定面上的所有承力部件都应该加强。
在梁的根部，通过螺栓用钢质的对接接头把垂直安定面固定在机身上.在梁的上部用螺栓安定了垂直安定面前梁上的钢接头耳片，用于固定水平安定面操纵杆的摇臂，这也是水平安定面的前
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