歼-7平、垂尾与机身连接分析报告

组员：020839 张兴国

020840 张允涛 020841 赵冬强 020842 钟科林

一、歼-7概况

1966年1月，首架歼-7在沈阳飞机厂首飞。1964年和1965年航空工业部确定成都飞机厂和贵州飞机厂也生产歼-7。后来基型歼-7大约生产了十几架。

歼-7基型装有1门30毫米航炮，可外挂2枚霹雳-2空空导弹或38枚火箭。进气道进气锥可分三级调节。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。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，包括I型、Ⅱ型、Ⅲ型、A型、B型、E型、M型、MG型、PG型、P型、MP型、FS型、MF型等。

序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 项目 最大使用马赫数(HP大于或等于11.6公里) 最大允许表速(HP小于等于11.6公里) 最小机动表速(公里/小时) 最小平飞表速(公里/小时) 实用静升限(M=1.9)(公里) 动力作战高度(公里) 盘旋半径(HP=5公里,M=1.2)(米) 正常起飞重量(公斤) 最大起飞重量(公斤) 最大外挂能力(公斤) 基本载油量(升) 最大载油量(升) 翼展L(米) 数据 2.1 1300 400 260 17.8 20.6 5093 8150 9800 1940 2635 4315 7.15

14 15 16 17 展弦比λ 根梢比 平尾的后掠角(度) 相对厚度(%) 2.25 12.9 57 5 二、尾翼的主要功用和设计要求:

尾翼用于保证飞机的纵向和航向的平衡与安定性,以及实施对飞机的纵向(俯仰)和航向的操纵.一般飞机的尾翼由水平尾翼和垂直尾翼两部分组成.正常式平尾包括水平安定面和升降舵,垂尾一般由垂直安定面和方向舵组成,歼-7采用全动水平尾翼.

对尾翼的主要要求是保证他所承担的空气动力任务的完成;应具有足够的强度,刚度,损伤容限,疲劳寿命而重量尽量轻.

尾翼除作用有自身质量力和气动载荷以外,还可能由于机动形成载荷(歼-7的过载系数可能达到8.0G)和不对称载荷. 平尾应避开机翼尾涡的不利干扰。一般来说，机翼尾涡随迎角增大而增强，因而将平尾布置在机翼弦平面上下不超过5%平均气动弦长的位置，有可能满足大迎角时的纵向操稳要求，因而现代飞机采用下平尾和中平尾的型式居多。平尾安装在机身上有利于减轻结构重量，下平尾和上平尾在机身上的安装和主承力构件的布置较易，重量较轻；中平尾的结构重量较重(类似于机翼与机身的上下位置关系)。（歼7采用的是中平尾）

三、平尾分析:

(1)歼-7平尾的特点及受力分析

单梁式全动平尾的主梁沿转轴一直延伸到翼捎,弯矩全由主梁承受,歼-7的平尾主要是斜转轴式全动平尾,其后掠角达到53度.相对厚度为5%,系薄机翼.整个平尾采用的是单块式.选用一根梁纵向布置(根肋处为与转轴相接)中央梁适当的弱在中央有主梁,前后分别含前墙和后墙,后墙与襟、副翼形成闭室来传扭.在平尾有翼尖配重来使重心靠前防止气动力引起的扭转扩大；翼肋采用了与后墙垂直的方式来安装，主要是由于在水平尾翼相对较薄和翼肋较短的情况下其引起的安装应力很小，而采用与后墙垂直的方式可以使刚心后移减小颤振。

下面我们对斜转轴式全动平尾做结构布局和受力分析：

转轴式全动平尾受力特点是尾翼上的弯矩、剪力、扭矩都要集中到转轴上。转轴插入机身由两个框支持，为33#和36#号框，剪力、弯矩由框提供支反简力来平衡。扭矩由操纵力和框的支反力形成的力矩平衡（c）。平尾的结构如（a）（b），其前缘和后缘一般布置不参加总体受弯的轻结构件。中间部分的外段采用刚度较好的，结构效率较高的单块式。在根部所有载荷要向转轴过渡，所以根部有一个过渡区，它由斜肋、侧肋、根肋和加强壁板（整体加强壁板或加强板加上加强蒙皮）组成。加强壁板通过四个垂直螺栓与转轴连接；斜肋和侧肋的副板通过一个水平螺栓和转轴相连（b）。图（d）（e）分别表示了全动平尾的弯矩、剪力、扭矩传给转轴的过程。

剪力由前后纵墙1、2两点上通过侧肋和斜肋由水平螺栓传给转轴。外侧机翼壁板上由弯矩引起的分散轴力由加强壁板通过结构参与逐步集中到与转轴连接的部位，由四个垂直螺栓传给转轴，使之受弯。扭矩通过上下壁板和侧肋斜肋分别由水平垂直螺栓传给转轴，使之受扭。

平尾的传力路线分析：

歼-7平尾根部布置了三根加强肋：4”肋（BC肋），斜肋（AB肋），和1”后段肋（AC肋），并在蒙皮下面布置了加强板。蒙皮和带板用四个垂直螺栓与转轴相连。AB和AC肋的腹板通过一个水平螺栓与转轴相连，上下缘条与蒙皮及带板连接。

传力过程是：剪力由前后墙传到B，C点，再由AB和AC肋通过水平螺栓传给转轴，剪力Q1，Q2在AB和AC肋上引起的弯矩则是由上下加强板通过垂直螺栓传给转轴，使转轴受弯，受剪，如下图a所示。以分散轴力形式通过结构参与

逐步向加强板上集中，最后由四个垂直螺栓传给转轴。扭矩以剪流形式从外段闭室传到BC肋处，转换成一对力偶，从AB和AC肋向转轴传递。最后都从垂直和水平螺栓传给转轴使其受扭，如下图b所示。气动载荷和质量载荷的传递方法与上面基本相同。传到转轴上的剪力和弯矩以后又通过两个加强框上的支柱以集中力形式传给加强框，转轴上的扭矩则传给安装在轴上的操纵摇臂。具体受力如下分析：

（2）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。

（1） 加一对加强肋，与梁构成三角架。扭矩由斜肋和梁受弯传递

（2） 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

（3） 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 （4） 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

（5） 歼-7平尾根部布置了三根加强肋：4”肋（BC肋），斜肋（AB肋），和1”

后段肋（AC肋），并在蒙皮下面布置了加强板。具体如下图：

(3)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33#和36#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。具体转轴的受力部件分析如斜转轴式全动平尾图（c）所示，它清楚的表示了转轴上传递简力、弯矩和扭矩的受力分析

四、垂尾分析:

(1) 垂尾的结构受力分析

尾翼的外载荷的外载荷主要是气动载荷，结构质量较小。气动载荷决定于飞行状态。尾翼的载荷分为：平衡载荷，机动和突风载荷情况，不对称飞行情况。对于垂直安定面，由前缘，翼尖及盒段组成。前缘，翼尖通常可拆，为蒙皮隔板结构，应主要考虑防冰，除冰系统在安定面上的设置以及防鸟撞等问题，安定面的结构布局与翼面基本相同，受力特性也相同。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。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。

(2)垂直安定面与方向舵的连接分析

悬挂点的数量与位置根据以下确定：保证使用可靠；转动灵活；操纵面梁的受力特征好。增加悬挂点的数量可减小操纵面受载后的变形，使之不易与安定面相碰，可减小最大弯矩，有利于减轻结构重量，并具有破损安全特性，提高生存

力，故一般应采用多于两个的悬挂点。但悬挂点多，使用中易卡死并增加装配难度。为了保证互换性和便于安装，悬挂接头一般有设计补偿。除一个接头必须设计成完全固定，以消除操纵面的展向自由度外，其余接头均做成可调节形式。可采用过度接头，也可在铰接轴上带自位转轴，以保证各接头的同心度。

将转轴略微靠后布置,利用转轴前面的气动力对转轴产生方向相反的力矩来抵消一部分转轴后面的气动力对转轴的作用力矩,起到补偿作用,其最大的优点是该结构简单、工艺性好,但是从前面的歼-7的飞行品质中可以看出操纵面偏转时,两面的气流因前缘缝隙相互沟通,压力减小、偏角越大,压差越大,影响补偿效果.当然在歼-7尾翼的气动平衡中最常见的气动平衡装置的活动调整片,其安装在操纵面后缘.

（3）垂尾与机身的连接特点

在悬挂接头处布置有加强肋。歼-7的垂直安定面是不可动的，安装固定在后机身上。根部连接处安定面梁与机身隔板有转折，需要沿机身纵向布置加强的构件承受和传递安定面梁传来的分弯矩，歼七垂直安定面直接插入机身，与机身34”加强框结合一起成为斜加强框，这样可以直接将弯矩传到机身结构上，避免接头带来的疲劳问题。

五、平、垂尾损伤容限分析:

结构的损伤容限由于结构的分类不同而采取了不同的手段:对于歼-7的水平尾翼和垂直尾翼,设计者通过可检查度的分类进行了各自的处理方式.显然,在水平尾翼和垂直尾翼的表面,由于机翼较薄在受到各种载荷的作用下为缓慢裂纹扩展结构.这类的结构在歼-7这样的单梁传力途径中较常见,而且可以减少分析工作和检查的次数.这样在可检查的周期内依靠其剩余强度来保证其翼型的表面光滑和气动要求.由于歼-7水平平尾根部布置了三根加强肋,形成了一个三角区ABC面的加强分析图),在该区域,可以看见设计了一块加强的壁板,和加强的肋一起承受力的力矩,在该处的力由于采取了多路径传送, 损伤容限也有了较大的提高; 该区域的肋和板结构为破损安全多路传力结构.三块整体的受力可以在其中的一个结构破坏后,载荷机可以通过展向铆钉传到相邻的构件上,而且其破坏不会传到其他的构件上去.多重元件的结构的使用也使结构的水平尾翼的主要受力构件梁承受了剪力和弯矩引起的轴力,其采取了各种止裂的措施.在规定的检修期内,当结构的裂纹扩展到使结构完全破坏之前,用止裂的措施使不稳定快速扩展的裂纹停止在事先设计的止裂的区,如在止裂带处.在歼-7的尾翼上我们可以看见其使用了止裂缝来达到了一定的止裂的效果.另外在由于与机身连接的地方(对于水平尾翼其可以在轴的作用下转动,情况特殊)有开口区,周围有加强部分其止裂的效果更好.从歼-7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确定危险的部位和受损结构的剩余强度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.当然由于时代的局限该思想在某种程度上还不够成熟.

六、小结：

通过对航空馆歼-7系列飞机的实地考察分析，对歼-7系列飞机的机身，机翼，尾翼，以及它们的结构的受力，传力和彼此的连接问题有了一定的了解，特别是对歼-7尾翼部分做了深入的分析理解，查了不少关于尾翼方面的知识，分层次的对水平尾翼和垂直尾翼的结构传力路线做了分析，并根据实物图分析了水平安定面与升降舵，垂直安定面与方向舵，水平尾翼与机身，垂直尾翼与机身的连接问题。对水平尾翼部分有了比较详细的说明，但在垂直尾翼方面只做了初步分析。希望通过以后的学习对此方面有进一步的了解。