圖 " "%機(jī)身小開口加強(qiáng)及受力口蓋
二、艙門
某些艙門屬于中等開口（如旅客艙的出入艙門等）。中等開口不僅切斷了受剪蒙皮，而且還切斷了受正應(yīng)力的構(gòu)件（長(zhǎng)桁）。由于艙門要迅速開啟，它本身不能作為受力構(gòu)件，故要通過(guò)開口周圍的補(bǔ)強(qiáng)來(lái)傳力。
對(duì)于此種情況的機(jī)身，開口周圍的補(bǔ)強(qiáng)方案如圖 " "&所示，其中（ ’），（ (）為圍框式加強(qiáng)方案，也可利用機(jī)身本身原有的縱向桁條，采用井字形加強(qiáng)件組合而成。組成圍框的桿件上將，有附加軸力，上、下、左、右四塊蒙皮上的剪流將增大，可根據(jù)該部位載荷大小局部加強(qiáng)。圖 " "&（)）即表示了一種開口周圍加強(qiáng)墊板和加強(qiáng)型材的形式。這樣軸向力的傳遞將在開口區(qū)之外的參與段內(nèi)，通過(guò)蒙皮的剪切，把切斷桁條上的軸向力集中到開口兩側(cè)的加強(qiáng)型材上去。該加強(qiáng)墊板應(yīng)與周圍的框緣和桁條共同構(gòu)成一圍框，同時(shí)可作為受剪和受軸力構(gòu)件補(bǔ)強(qiáng)。有的旅客機(jī)上采用厚板化學(xué)銑切法加工此圍框加強(qiáng)件，以減小偏心力矩，形成開口四周整體傳力。
大開口艙門，如起落架艙門、炸彈艙門及空投物資的后艙門等，要求在空中也能打開和關(guān)閉，因此，艙門就不能用作受力構(gòu)件；而且，這種開口一般都很大，再采用前面所述的局部加強(qiáng)辦法是行不通了，必須尋求另外的加強(qiáng)辦法。
•*•
第一篇 )飛機(jī)原理與構(gòu)造
圖 " "機(jī)身中等開口的加強(qiáng)方案
（%）井字形及周邊一圈加強(qiáng)條方案（ &）原有縱橫構(gòu)件配合以井字形加強(qiáng)條方案
（’）開口周圍的加強(qiáng)墊板和加強(qiáng)型材
圖 " "()大開口時(shí)彎矩的傳遞
))圖 " "(所示是一個(gè)開了炸彈艙門的機(jī)身中段受力示意圖，下面著重討論其
大開口區(qū)域的傳力及構(gòu)造情況。 *彎曲情況由于炸彈艙的大開口把機(jī)身下部的桁條和蒙皮都切去了一部分，因此在彎矩作
用下原來(lái)由它們承擔(dān)的軸向力，就必然要重新分配到開口兩側(cè)的縱向構(gòu)件（桁梁）上。 •,+•
此外，在開口兩端的過(guò)渡區(qū) ，桁條和蒙皮必須經(jīng)過(guò)一段距離后才能參與受力（因交界處的正應(yīng)力為 "。因此，開口區(qū)和過(guò)渡區(qū)的桁梁都需要加強(qiáng)，顯然會(huì)引起結(jié)構(gòu)重量的增加。
扭轉(zhuǎn)情況
為了討論扭矩 %，作用時(shí)，開口區(qū)的受力和構(gòu)造特點(diǎn)，先看剪流在閉剖面及開剖面的分布情況。在閉周邊段，常剪流 &" ’%( （)*）（ *為機(jī)身牛徑），其分布情況如圖 + ,-,-（.）所示。在開口部分，扭矩不是由常剪流所平衡的，這是因?yàn)殚_口處沒(méi)有蒙皮，無(wú)法提供這種剪流。所以扭矩的平衡主要是由未開口的兩側(cè)壁板剪流 &/所形成的力偶來(lái)平衡的，如圖 + ,-,-（ 0）所示。 &/在左右側(cè)壁上大小相同，方向相反。由圖 + ,-,-（ .）可見(jiàn)，剪流在開口前與開口后是不相等的（ &/ 1 &"），因此在隔框就出現(xiàn)了剪流的突變，即作用在前半框的剪流為 &"，作用在后半框上的剪流為 &/，而且僅限于與左右側(cè)壁連接的地方。故框上的綜合剪流如圖 + ,-,-（ 2）所示。因此，開口處的隔框也必須加強(qiáng)，在有條件的情況下，一般都采用腹板加強(qiáng)框。從傳力的角度來(lái)看，加強(qiáng)框在這里的作用是將閉周邊段蒙皮的剪流傳遞給開口兩側(cè)的蒙皮，而開口段則用兩側(cè)蒙皮剪流 &/所組成的力偶與外扭矩 %(相平衡。
圖 + ,-,-3機(jī)身大開口處蒙皮與端框的剪流變化（.）（0）開口處蒙皮 3（4）（5）（2）開口處端框
我們?cè)賮?lái)分析開口區(qū)梁與側(cè)壁的受力情況。圖 +,-,6表示開口區(qū)兩側(cè)壁的受 •++•
力情況。上面已知兩側(cè)壁的剪流為 "，若上下梁之間的高度為 ，則剪力 % "，此剪力 對(duì)每一個(gè)側(cè)壁都組成力偶 &’。由于此側(cè)壁是平衡的，所以必有附加彎矩 (與力偶 &’相平衡。附加彎矩 ’(使得桁梁產(chǎn)生正應(yīng)力，正應(yīng)力的方向在 )個(gè)桁梁中對(duì)角線的兩桁梁是相同的。理論和試驗(yàn)表明，這種附加彎短 ’(衰減很快，其影響區(qū)的長(zhǎng)度 *近似地與卉口區(qū)寬度相等，即 *%+，在 *段以外，影響就可認(rèn)為不存在了。從這里可以看出：在扭矩的作用下，開口區(qū)的蒙皮、隔框和桁梁都要相應(yīng)地加強(qiáng)。
圖 , -. -/0機(jī)身大開口時(shí)端框加強(qiáng)的受力分析
至于炸彈艙門，除了承受作用在艙門上的氣動(dòng)載荷（尤其是打開時(shí)載荷較大），并不參加機(jī)身的總體受力。
第六節(jié) 0氣密座艙的受力特點(diǎn)
現(xiàn)代飛機(jī)大都在空氣稀薄的高空中飛行，為了保證空勤人員和旅客在高空飛行時(shí)的正常工作條件和生理要求，都采用了氣密座艙。在氣密艙中提供了必需的氧氣、空氣壓力、溫度和濕度。為了保證儀表、設(shè)備可靠地工作，需要使它的外界環(huán)境有一定的壓力和溫度，因而也需要把它們放在氣密艙中。
氣密座艙是薄壁結(jié)構(gòu)，它除了受到由于氣密要求引起的壓差外，也可能還是機(jī)身整體受力的一部分。關(guān)于座艙增壓的一般情況是：當(dāng)高度低于 1 222 3 4 2225時(shí)，艙內(nèi)壓力與外界一樣，不必增壓。在高度超過(guò) 1 222 34 222 5以后，才開始增壓。
在圖 , -. -,2中曲線。代表一種典型的增壓方式。它是從 1 2225高度開始增壓并保持壓力不變，當(dāng)飛行高度超過(guò) 6 )225后，氣密座艙內(nèi)、外的壓差已經(jīng)達(dá)到 )7 ,2)89，為了保證結(jié)構(gòu)不致破壞，就必須維持壓差不再增加，于是氣密座艙內(nèi)部的壓力也將隨飛行高度的增加而下降。所以，飛機(jī)從海平面爬升到 1 222 5時(shí)，座艙內(nèi)的氣壓變化和標(biāo)準(zhǔn)大氣一致。在 12223 6)225的高度飛行時(shí)，艙內(nèi)氣壓卻始終相當(dāng)于 1 222 5高度的標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力。當(dāng)飛行高度超過(guò) 6 )22 5以后，艙內(nèi)氣壓雖然也隨飛
•,11•
行高度的上升而下降，但始終比外界大 "%&。因此，當(dāng)飛機(jī)在 ’的高度作巡航飛行時(shí)，艙內(nèi)氣壓只相當(dāng)于 ( (’高度時(shí)的氣壓，再加上有調(diào)溫設(shè)備，氣密艙內(nèi)的環(huán)境還是比較舒適的。
中國(guó)航空網(wǎng) www.k6050.com
航空翻譯 www.aviation.cn
本文鏈接地址：飛機(jī)檢測(cè)與維修實(shí)用手冊(cè) 1(42)
