圖 " ",集中力在薄板上的擴散從接頭 ’(來看，由于有板的支持，它的桿子從 -（ ’點）逐漸減小到零（ (點），而
.
&/及 %+的桿力則分別由零（ &及 %點）逐漸增加到 0-12（ )點）及 -12（ *點），在 )
..
及 *點以后，桿力不再增加（等軸力桿）。由此可以看出，對薄板上作用的集中載荷，要通過合理布置擴散構件進行擴散。
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第七章 機翼、尾翼結構分析
第一節 機翼、尾翼的功用與要求
一、機翼的功用與要求
"機翼的功用
機翼是飛機的一個重要部件，其主要功用是產生升力。當它具有上反角時，可為飛機提供一定的橫向穩定性。在它的后緣，一般布置有橫向操縱用的副翼、擾流片等附翼。為了改善機翼的空氣動力效用，在機翼的前、后緣越來越多地裝有各種型式的襟翼、縫翼等增升裝置，以提高飛機的起飛著陸或機動性能。
機翼上常安裝有起落架、發動機等其他部件。近代殲擊機和殲擊轟炸機往往在機翼下布置多種外掛，如副油箱和導彈、炸彈、火箭彈等軍械設備。機翼的內部空間常用來收藏起落架、放置一些小型設備、附件和儲存燃油。特別是旅客機，為了保證旅客安全，很多飛機不在機身內儲存燃油，而把燃油全部儲存在機翼內。放置燃油的油箱有整體油箱和軟油箱兩種，為了減輕重量，近代飛機機翼油箱很多為整體油箱。
機翼的設計要求
機翼的設計要求與飛機結構設計的五項基本要求是一致的，只是各種部件因功用不同，而側重點有所不同。
（"）機翼主要用于產生升力，因此滿足空氣動力方面的要求是首要的。機翼除保證升力外，還要求阻力盡量小（少數特殊機動情況除外）。機翼的氣動特性主要取決于其外形參數（如展弦比、相對厚度、后掠角、翼型等），這些參數在總體設計時確定；結構設計則應從強度、剛度、表面光滑度等各方面來保證機翼氣動外形要求的實現。
（）在外形、裝載和連接情況已定的條件下，重量要求是機翼結構設計的主要要求，具體地說就是要設計出一個既能滿足強度、剛度和耐久性要求，又盡可能輕的結構來。強度包括靜強度、動強度和疲勞強度。對于按“安全壽命”或“損傷容限”設計的機翼，應在其受力構件布置、各連接關系設計、零構件細節設計以及關鍵件的可檢性等各個環節中給予認真考慮，以便為結構提供較長的壽命和較好的破損安全特性，
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從而保證結構使用的可靠性。
機翼外載隨過載系數的增大而增大。通常各類飛機的最大、最小過載系數由強度規范規定，如殲擊機最大過載系數可達 " 。當飛機在高速飛行時，很小的變形就可能嚴重惡化機翼的空氣動力性能；剛度不足還會引起顫振和操縱面反效等嚴重問題。值得注意的是：隨著飛行速度的提高，機翼所受載荷增大；然而，由于減小阻力等空氣動力的需要，此時機翼的相對厚度卻越來越小，再加上后掠角的影響，致使機翼結構的扭轉剛度、彎曲剛度越來越難保證，這些都將引起機翼在飛行中的變形增加。因此對高速飛機，為滿足機翼的氣動要求，剛度問題必須給予足夠重視。然而也正由于上述原因，此時要解決好機翼的最小重量要求與強度、剛度要求之間的矛盾將更為困難。這種矛盾促進了機翼結構的受力型式不斷發展，在以后的分析中我們將更清楚地看到這一點。
（%）使用、維護要求。飛機應該使用方便，便于檢查、維護和修理。對于按損傷容限設計的飛機，還應滿足相應的特殊要求。當機翼結構作為整體油箱艙使用時，必須保證燃油系統工作的高度可靠性。當該可靠性要求與結構重量輕的要求相矛盾時，應首先保證燃油系統的可靠性，因為它涉及到飛行的安全性。用作油箱艙的翼箱除滿足一般的強度、剛度要求外，應具有較高的疲勞強度、良好的破損安全性能，并應妥善解決密封問題。
（&）工藝性和經濟性要求，與一般飛機結構相同，此處不再重復。
二、尾翼的功用與要求
’(尾翼的主要功用
尾翼用于保證飛機的縱向和航向的平衡與穩定性，以及實施對飛機的縱向（俯仰）和航向的操縱。一般飛機的尾翼由水平尾翼（簡稱平尾）和垂直尾翼（簡稱垂尾）兩部分組成。正常式平尾包括水平安定面和升降舵。為了改善跨音速和超音速飛機在高速飛行中的縱向操縱性，在這類飛機上，大多采用全動水平尾翼。垂尾一般由垂直安定面和方向舵組成。
)(尾翼的設計要求
尾翼的功用是通過它所產生的升力來實現的，所以從本質上說尾翼的直接功用就是產生升力，它也是一個升力面，因而尾翼的設計要求和構造與機翼十分類似。對尾翼的主要要求也是保證它所承擔的空氣動力任務的完成；應具有足夠的強度、剛度、壽命而重量盡可能輕。
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第二節 機翼、尾翼的外載特點
一、機翼的外載特點
機翼的外載有以下三類。
"空氣動力載荷
空氣動力載荷 %是分布載荷，單位為 &’ ()。它可以是吸力或壓力，直接作用在機翼表面上，形成機翼的升力和阻力，其中升力是機翼最主要的外載荷。在各種設計情況下，機翼的氣動載荷的數值和分布情況是不同的，因此其合力的大小、方向、作用點相應地也不相同，并將影響機翼的受力情況。
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