歼七飞机平尾垂尾与机身的连接分析

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1、歼-7平、垂尾与机身连接分析报告歼-7平、垂尾与机身连接分析报告摘要本文我们以航空馆的歼七飞机实体为依托，对我国歼七飞机平尾、垂尾与机身的连接做了简要的受力分析。首先，我们简要该飞机的全面情况如机种、主要性能、机翼相对位置、平面形状、主要几何尺寸等。其次，我们对飞机尾翼的作用进行了简要的介绍，并对该飞机的尾翼型式做了判断。然后，我们着重分析了水平尾翼上的受载及主要承力元件的受力分析，并给出了平尾上的传力路线，还对加强部件进行了扼要分析，最后给出了平尾与机身的连接特点。对于垂直尾翼，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

2、性也相同，于是仅作结构受力分析。本文最后我们对平尾、垂尾的损伤容限做了简单的分析。关键字：歼七水平尾翼垂直尾翼传力分析一歼七概况：歼七飞机是我国航空工业于６０年代初期仿制前苏联的米格－２１飞机，首先由沈阳飞机工业公司仿制成功的机种。１９６４年以后，歼七飞机转成都飞机工业公司生产。其中歼-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。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

3、，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

4、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)2.12最大允许表速(HP小于等于11.6公里)13003最小机动表速(公里/小时)4004最小平飞表速(公里/小时)2605实用静升限(M=1.9)(公里)17.86动力作战高度(公里)20.67盘旋半径(HP=5公里,M=1.2)(米)50938正常起飞重量(公斤)81509最大起飞重量(公斤)980010最大外挂能力(公斤)1

5、94011基本载油量(升)263512最大载油量(升)431513翼展L(米)7.1514展弦比λ2.2515根梢比12.916平尾的后掠角(度)5717相对厚度(%)5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

6、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-16.5°，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6

7、0°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。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

8、定面，整个