结构损伤与修理重点

1、结构件的抗拉强度极限与材料的抗拉强度极限区别：构件的抗拉强度极限小于材料的抗拉强度极限。影响铆钉力分布的主要因素是 ：1、铆钉数量越多，铆钉力分布的不均匀性越大；2、铆钉间距和铆钉刚度越大，铆钉力分布的不均匀性越大；3、在被连接件的宽度和材料都相同的情况下，两被连接件的厚度相等，铆钉力的分布是对称的， 假设两被连接件的厚度不相等，那么最大的铆钉力产生在拉伸刚度较大的被连接件端头处的铆钉上；4、假设被连接件的横截面积向端头逐渐减小，那么铆钉力分布的不均匀性可以减小，在塑性范围内时，铆钉力的分布趋于均匀化。n d2Pjq b铆钉的剪切强度：4飞机结构中，相比其他形式通常传递很大的载荷的接头形式是：

2、耳片连接的结构形式通常传递很大的载荷，是飞机结构的重要受力部位。在飞机结构中，有一些接头往往采用耳片连接的结构形式。在飞机结构设计过程中，要做 那方面的连接强度计算：耳片的拉伸强度计算、耳孔的挤压强度计算。局部等强度修理准那么的根本思想是：构件损伤部位经修理以后，该部位的静强度根本等于原构件在该部位处的静强度。总体等强度修理准那么的根本思想是：根据总体结构的构造特点和受力情况，找出最严重的受力部位；然后根据受力最严重部位的极限受力状态，确定该总体结构能够承受的最大载荷；最后，以受力最严重部位的承载能力所确定的最大载荷，考核修理部位的强度储藏。什么时候使用：当总体结构的受力最严重部位到达极限受载

3、状态而破坏，而修理部位却没有到达极限受载状态防止机翼弯扭颤振的方法：提高机翼弯扭颤振临界速度，缩短压心到重心的距离，尽量使重 心前移，通常在翼尖前缘加配重平安寿命设计思想：要求飞机结构在一定使用期内不发生疲劳破坏。 构件出现裂纹就看作是 一种破坏。构件形成可检裂纹的这段时间就是构件的疲劳寿命。到了寿命的构件需进行修理或更换。破损平安：一个构件破坏之后， 它承当的载荷可能由其他结构件继续承当，以防止飞机的破坏，或造成刚度的降低过多而影响飞机的正常使用。这种设计思想允许飞机有局部破损，但必须保证飞机的平安。损伤容限设计根本含义：成认结构中存在着一定程度的未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤。通过损伤

4、容限特性分析与实验，对可检结构给出检查周期，对不可检结构给出最大允许初始损伤结构损伤容限设计的核心：成认结构中存在初始缺陷、裂纹及其他缺陷的可能性， 并设法控制损伤的扩展。结构分类： 缓慢裂纹增长结构；破损平安止裂结构；破损平安多传力结构 耐久性设计的含义： 在规定的时间内，飞机结构抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和 外来物损伤作用的能力。耐久性的根本要求： 飞机结构应具有大于一个使用寿命的经济寿命。耐久性设计和损伤容限设计之间的联系与区别： 损伤容限设计是保证飞机结构平安性和可 靠性， 确定平安极限。 耐久性设计是使飞机结构具有良好的经济维修性， 确定飞机结构的经 济极限，提供经济寿命。

5、 损伤容限设计与耐久性设计是相互联系， 互相补充的。损伤容限设 计的可靠性保证要以耐久性为前提。 通常把损伤容限设计与耐久性设计科学的结合起来， 从 而形成耐久性加损伤容限的设计思想。 它的总目标， 一是提高飞机的平安可靠性， 二是提高 飞机的经济寿命。抗疲劳设计与修理的一般准测： 合理选材；适当控制应力水平；防止或减缓应力集中。应力集中： 构件的截面突变处， 出现比名义应力大得多的局部应力， 这种局部应力增大的现 象叫做应力集中。防止或减缓应力集中的措施： 1. 构件应该尽量防止横截面积有急剧突变； 2. 在飞机结构设 计布局时， 应尽量防止主动传力路线中断， 防止桁条中断和弯折， 防止或减

6、少局部附加弯矩 及局部应力集中； 3. 采用对称结构，尽量防止带有偏心； 4. 结构尽可能少开口，开小口； 5. 受力构件边缘不允许有尖角， 并保证有足够大的圆角过渡； 6. 防止在主要传力构件的高应力 区域或应力集中部位装置辅助构件， 防止出现复合应力集中； 7. 铆钉孔和螺栓孔的布置， 要 尽量避开高应力区。 8. 悬挂接头的连接设计， 降低应力集中， 可适当加长接头连接局部； 9. 用整体结构代替螺钉连接组合结构； 10. 尽量减少接头和接缝， 并将它们置于低应力区； 11. 重要受力构件的局部应力集中区设计，应便于加工。连接件的连接形式： 尽量采用对接形式， 防止采用搭接形式； 对于对

7、接形式的铆钉连接， 采 用薄刚性垫片可减少偏心距；对于搭接形式的铆钉连接，采用刚性加强件。铆钉的排列形式： 平行排列的铆接， 不宜采用交错排列的铆接， 各排铆钉的大小和数量尽可 能相同；防止单排连接，尽可能采用双排或三排连接。一般抗疲劳装配工艺措施： 在飞机结构制造和修理中应注意填装工艺孔， 工艺孔应选在低应 力区； 装配孔边缘必须留有足够大的倒角，以防止装配时刮坏零件，造成疲劳源； 在飞机结 构装配和修理中， 应防止过度的强迫装配， 防止产生过大而有害的装配应力， 降低构件的疲 劳强度； 连接不同材料时， 钻孔应首先钻透高强度材料的构件； 埋头划窝的深度不宜超过板 厚的 2/3 ，也不许划透

8、板件留下刀口状的锐边；紧固件孔边去毛刺；防止使用攻螺纹的孔； 防止受剪螺栓孔有太大的公差； 铝合金接头的螺栓孔应加装紧配合钢衬套； 构件紧贴外表尽 量防止相互滑移和擦伤；打印号码标记的位置应加以规定，要选在低应力的部位。外表强化工艺措施： 外表形变强化 喷丸， 滚压；外表淬火处理； 外表化学热处理 渗碳， 渗氮，碳氮共渗 ；外表激光处理。喷丸工艺： 外表喷丸强化工艺和外表滚压强化工艺， 是在零构件表层产生有利剩余压应力的 表层形变强化工艺。弹丸流的喷射如同无数小锤向金原理：将高速运动的弹丸连续地向零构件外表喷射的过程， 属外表层产生极为强烈的塑性变形，形成外表强化层。作用： 1较经济的加工成形

9、螺纹，同时提供疲劳强度；2改善铝合金构件，疲劳性能的作用； 3改善合金钢，疲劳性能的作用。其他外表处理工艺： 1. 外表淬火 2. 外表化学热处理应力腐蚀： 某些合金材料或构件， 在特定腐蚀介质中受到恒定拉应力作用导致脆性损坏的现 象, 称为应力腐蚀。应力腐蚀开裂 ：在恒定拉应力和腐蚀介质联合作用下，裂纹形成和扩展的过程。产生应力腐蚀三要素 ：合金、拉应力和腐蚀介质。防止应力腐蚀： 铝锌合金， 不锈钢和高强度结构钢对应力腐蚀具有较高的敏感性； 应力腐蚀 开裂速率是受应力强度因子控制的； 采取消除剩余拉应力的热处理工艺； 采用喷丸， 滚压或 超声波，振动，降低剩余拉应力或引入压应力；外表渗碳，渗

10、氮，氰化，渗金属或合金等工 艺措施； 紧固件孔的适当径向干预量； 构件抗拉强度到达技术条件的中下限； 防止缓解应力 集中。飞机结构的损伤，按损伤程度可分为三类：1可允许损伤 2 可修理损伤 3不可修理损伤。按损伤原因分类： 非正常使用损伤；非正常维护行为造成损伤； 交变载荷所造成的损伤； 各 种使用环境所造成的腐蚀损伤；摩擦损伤；紧固件松动损伤。铆钉的静载破坏模式有以下几种： 剪切破坏；挤压破坏；铆钉头破坏。制定结构修理方案的依据是： 1 制定结构修理方案时以结构修理手册为依据。2对于超出结构修理手册范围的严重损伤结构的修理， 制定结构修理方案时的主要依据是该型飞机的 强度设计资料、 空气动力

11、资料、 腐蚀控制资料以及等强度和等刚度修理准那么等， 必要时进行 试验以验证结构修理方案的正确性。制定飞机结构修理方案时应考虑的根本因素哪些： 1弄清损伤原因和确定损伤件及其所在部位综合考虑诸影响因素 2满足气动力光滑性要求 3满足静强度、刚度、疲劳强度 等方面的要求 4满足防腐控制要求 5可检性要求 6可接近性要求 7密封性要求 8经济性要求结构损伤的修理方法： 1 暂时性结构修理方法 2永久性结构修理方法 制定临时性结构修理方案应考虑和满足以下三个方面： 制定临时性结构修理方案时，必须 考虑到永久性修理方案； 临时性结构修理方案中必须包括对修理区的检查间隔； 临时性结构 修理方案中必须规定

12、时限，到达时限时，必须按永久性修理方案完成结构修理。飞机结构的损伤分为三级：可允许损伤，可修理损伤，不可修理损伤 结构件的可允许损伤以及其修正措施：止裂的措施： 止裂孔；加补片的方法加强构件；机械去除裂纹措施。关于打止裂孔的方法： 止裂孔需要打在裂纹的尖端处， 否那么不能消除裂纹尖端应力场的奇异性。通常，止裂孔的位置应是止裂孔的圆心超过目视看到的裂纹尖端2.0mm。止裂孔的作用： 裂纹尖端应力场具有奇异性， 当在裂纹尖端打上止裂孔后， 就消除了裂纹尖 端的应力奇异性， 从而阻止了裂纹继续扩展。 当薄壁结构件出现较短裂纹时， 均可采用打止 裂孔的方法止裂。 打止裂孔时， 要注意使止裂孔有适当大小

13、的孔径， 以便能去掉裂纹前端的 微裂纹。较大孔径的止裂孔，可以使应力集中有较大幅度的降低。 通常，对于蒙皮等构件上 的短裂纹，止裂孔的孔径在 46m m之间。机械去除裂纹的措施： 焊机械消除裂纹措施是止裂工艺中较为简单的止裂措施。 这种止裂方 法是通过锉修、打磨、抛光等工艺措施去除掉构件中的裂纹。只适用于去除掉短、浅裂纹。 实际上这种消除裂纹的方法既是止裂也是一种剥层处理。 由于在去除裂纹的同时也伴随着清 除外表已变脆的材料所以对构件的疲劳性能会产生有利影响。采用这种方法修整时要做到在被去除裂纹处有较大的圆弧半径，在相邻处有较平缓的倾斜度以便使应力集中到达最小。其他止裂措施 ：焊接止裂措施，

14、人工制造剩余压应力的缓裂措施， 软化裂纹尖端区金属材料 的缓裂措施蒙皮损伤 均要采用 挖补镶平 修理紧固件通常可分为两大类： 螺栓类，铆钉类1.当需要传递大的集中载荷时，通常采用螺栓类紧固件连接2. 当需要传递较大的分布载荷时，用高锁螺栓或锁螺栓 3. 当需要传递较小的分布载荷时，通常采用铆钉类紧固件。飞机结构修理中紧固件选用原那么：1、尽量选用与原紧固件相同的紧固件；2、当修理零构件之间需要传递较大拉伸或剪切载荷时，选用螺栓类紧固件；3、当紧固件需要承受较大的拉力时，选用螺栓类紧固件； 4、防止将螺栓或螺钉与铆钉或干预配合的紧固件放在一起使 用； 5、对于经常积水或受废气影响的区域，应选用耐

15、腐蚀性能较高的紧固件，但应考虑紧 固件与被连接之间材料的相容性问题，以防止产生电偶腐蚀；6、对于热影响区域，选择紧固件时既要考虑到满足强度要求，又要考虑到温度环境影响。螺栓的种类及特征： 主要承受拉伸载荷的抗拉螺栓；主要承受剪切载荷的抗剪螺栓；承受 拉剪复合载荷的螺栓。按受力状态分类铆钉可分为：1 普通实芯铆钉 2高抗剪铆钉 3盲铆钉拉铆钉按外形分类： 埋头铆钉、偏圆头铆钉、半圆头铆钉、平头铆钉。紧固件边距确实定： 紧固件边距是指从紧固件孔中心到最近边缘的距离。 一般取最小边距为2 倍紧固件直径。 埋头紧固件的边距要比非埋头紧固件的边距大一些结构的密封形式： 缝内密封；缝外密封；外表密封；混合

16、密封；紧固件密封。复合材料的概念： 有两种或两种以上材料组合成的材料叫做复合材料。复合材料的原材料包括： 增强材料；基体材料；预浸料，夹芯材料增强材料： 碳纤维；芳纶；硼纤维；碳化硅纤维；玻璃纤维基体材料：有机基体材料：热固性树脂热塑性树脂；金属基复合材料 预浸料：预浸料是指预先浸渍了树脂的纤维或织物的片状材料， 它是层合板的根本组成单元。夹芯材料：一：蜂窝夹芯；1. 铝蜂窝 2.芳纶纸蜂窝 3. 玻璃布蜂窝。二：泡沫夹芯复合材料的优缺点优点：比重小、比强度和比模量高， 耐高温有的不耐， 取决于材料种类和应用的飞机部位 ， 耐疲劳，耐腐蚀，有各项异性的特点可设计性好，化学稳定性好，热膨胀系数低

17、，电性能优 良，修理方便可在机修理，损伤检测方法简单如金属敲击法；缺点： 容易和铝合金等金属发生电偶腐蚀，材料的工艺稳定性差， 材料性能的分散性大，抗 冲击能力低，横向强度和层间剪切强度差，加工难度大，价格高，维护修理本钱高。怎样理解复合材料的可设计性： 接头纤维增强塑料是由两种不同强度和模量的材料组成的， 而且又是每一铺层方向可随意改变的层合结构材料。 所以，可以改变组分材料的种类、 含量， 以及铺层方向和顺序，在一定的范围内满足结构设计中对材料强度、弹性和方向性的要求。 因此， 复合材料不仅给设计人员提供了一种比强度、 比模量高的材料， 而且给设计人员提供 了一种由设计人员在一定范围内可随

18、意设计的材料， 以到达结构设计与材料设计高度统一的 优化设计。复合材料常见的结构形式：层压板结构： 纤维增强材料按照一定方向铺设于基体材料中构 成。夹层结构： 由层压板结构的薄蒙皮和夹在两层薄蒙皮之间的夹芯材料共同构成。编织结构：增强材料采用三维编制的方式排布， 增强纤维不仅在面内， 而且厚度方向也有纤维增强。蜂窝夹层结构在飞机中的应用： 蜂窝夹芯是夹层结构中最常用的夹芯材料。蜂窝夹芯按制 造材料可分为铝蜂窝、芳纶纸蜂窝和玻璃布蜂窝等。1铝蜂窝： 由于铝蜂窝和碳纤维复合材料热膨胀系数相差太大，在加温固化制造中和在高 低温交变环境下使用会产生较高的热应力， 且它们直接接触时会产生电偶腐蚀， 所以

19、目前飞 机上很少采用碳纤维复合材料面板、铝蜂窝夹芯的蜂窝结构。2芳纶纸蜂窝： 在飞机上常用作地板、舱内壁板和装饰板的芯材；这种蜂窝能经受一般浓 度酸、碱、盐溶液、液压油和燃油作用不变质，湿热环境不霉变，耐老化和雨蚀，且具有隔 音、隔热和电绝缘作用，能透过电磁波，因此可用作雷达罩芯材。3玻璃布蜂窝： 有良好绝缘性和透电磁波性能，芳纶纸蜂窝出现前几乎所有雷达罩都是用 它制造。复合材料设计包括哪几个阶段：1材料设计： 合理选用增强材料和基体材料的设计过程2铺层设计： 复合材料结构设计中最关键的设计工作之一， 包括铺层的取向、 铺层顺序以及各 种铺层相对于总层数的百分比和总层数3夹芯结构设计 4气动弹

20、性设计 5 连接设计 6防腐设计：防止复合材料发生物理腐蚀和化学腐蚀7防雷击抗静电设计：防止飞机因雷击和静电造成损伤。复合材料常见的无损检测方法。1 金属铃声法：是检查脱胶损伤和分层损伤的最简单方法，当用一枚硬币或其他小的金属 件轻轻敲打没有脱胶的夹芯结构时， 将会听到清脆的金属铃声； 如果出现脱胶， 将会听到钝 的重击声。2渗透检测法：能检查出复合材料构件外表的裂纹、孔洞、疏松、划伤和紧固件孔等外表 损伤。3射线检测法：可以检测构件外表裂纹，也可以检测目视检查不能发现的内部裂纹。4超声波检测法：主要用来检测复合材料结构的分层和脱胶损伤，且是分层和脱胶检测的 最有效方法。5涡流检测法：只能用来

21、发现导电试件的缺陷或损伤，因此只能检测纤维能导电的树脂基 复合材料。6热象无损检测法：是一种建立在温度场根底上的检查物体质量、内部状态、结构及缺陷 的一种方法，具有非接触测量、灵敏度高、反响速度快、使用平安、信号处理快、可建立自 动检测系统等优点。7射线非胶片成像技术检测法： CR 成像系统是一种可以在外场应用的 X 射线实时成像系 统，主要应用于蜂窝结构的进水检测。8 真空测试：利用手动真空泵，对蜂窝夹芯部件进行测试，是空客针对A320 方向舵、升降舵是否脱粘、蜂窝损伤的检测方法。复合材料修理常用设备及作用。1冰箱：使各种预浸料和薄膜粘合片能在要求的10° F 以下保存。2加温设备：烘箱、加热毯以及热压罐，作用是在复合材料结构热修理固化过程中对修理 部位进行加温，有时在冷修理中为加速固化也会使用。3抽真空设备：真空包，作用是在复合材料结构修理的固化过程中通过抽真空的方法来对 修理部位施加