第2章 损伤检测

1、 1.21.2.1 .1 飞机结构的等强度修理准则飞机结构的等强度修理准则 局部等强度修理准则局部等强度修理准则 等强度修理准则等强度修理准则 总体等强度修理准则总体等强度修理准则 飞机结构修理中，通常采用局部等强度修理准则制定飞机结构修理中，通常采用局部等强度修理准则制定修理方案。修理方案。 由于材料、结构、工艺等方面的原因，用局部等强度由于材料、结构、工艺等方面的原因，用局部等强度修理准则制定出来的修理方案不理想，甚至不可行时，修理准则制定出来的修理方案不理想，甚至不可行时，可考虑采用总体等强度修理准则来制定修理方案。可考虑采用总体等强度修理准则来制定修理方案。 在飞机结构修理中，除遵守等

2、强度修理准则外，还要在飞机结构修理中，除遵守等强度修理准则外，还要遵守疲劳强度修理准则以及腐蚀预防与控制的修理准则遵守疲劳强度修理准则以及腐蚀预防与控制的修理准则等。等。 一、局部等强度修理淮则一、局部等强度修理淮则 1 1局部等强度修理准则的基本思想是：局部等强度修理准则的基本思想是： 构件损伤部位经修理以后，该部位的静强度基本等于构件损伤部位经修理以后，该部位的静强度基本等于原构件在该部位处的静强度。原构件在该部位处的静强度。 2 2原构件损伤处横截面上的最大估计内力原构件损伤处横截面上的最大估计内力 飞机结构产生可修理的损伤后，通常在构件的损伤部飞机结构产生可修理的损伤后，通常在构件的损

3、伤部位用紧固件连接上补强件，使构件恢复承载能力。位用紧固件连接上补强件，使构件恢复承载能力。 根据局部等强度修理准则制定修理方案时，首先要知根据局部等强度修理准则制定修理方案时，首先要知道构件损伤处横截面上的最大内力，以便确定补强件的道构件损伤处横截面上的最大内力，以便确定补强件的几何尺寸和连接紧固件的数目。几何尺寸和连接紧固件的数目。 可以根据损伤件的连接强度确定该构件所承受的最大可以根据损伤件的连接强度确定该构件所承受的最大载荷，从而计算出构件损伤处横截面上的最大内力；载荷，从而计算出构件损伤处横截面上的最大内力； 也可以根据构件材料的极限强度确定构件损伤处横截也可以根据构件材料的极限强度

4、确定构件损伤处横截面上的最大承载能力。面上的最大承载能力。 结构件的受力状态往往是不同的，有的主要受拉，有结构件的受力状态往往是不同的，有的主要受拉，有的主要受压，还有的主要受剪。的主要受压，还有的主要受剪。 二、总体等强度修理准则二、总体等强度修理准则 1 1总体等强度修理准则的基本思想是总体等强度修理准则的基本思想是: : 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；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体结构能够承受的最大载荷; ; 最后，以

5、受力最严重部位的承载能力所确定的最大载最后，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备。荷，考核修理部位的强度储备。 当被修理部位不是该总体结构的受力最严重部位时，当被修理部位不是该总体结构的受力最严重部位时，该部位的结构强度储备一般比受力量严重部位的强度储该部位的结构强度储备一般比受力量严重部位的强度储备要大，也就是裕度系数比受力最严重部位的裕度系数备要大，也就是裕度系数比受力最严重部位的裕度系数高。高。 在这种情况下，损伤部位修理以后的强度可以适当低在这种情况下，损伤部位修理以后的强度可以适当低于其原设计时的强度，但其强度储备仍应比最严重受力于其原设计时的强度，但其

6、强度储备仍应比最严重受力部位强度储备大。部位强度储备大。 也就是说，该部位的强度降低以后，也就是说，该部位的强度降低以后， 不得导致改变总不得导致改变总体结构的最严重受力部位，即不得导致总体结构强度储体结构的最严重受力部位，即不得导致总体结构强度储备降低。备降低。 因此，在制定修理方案时，只要知道修理部位修复因此，在制定修理方案时，只要知道修理部位修复后的强度储备大于总体结构中的一个组成构件后的强度储备大于总体结构中的一个组成构件( (并不一并不一定是结构中最严重受力件，但要选择重要受力构件定是结构中最严重受力件，但要选择重要受力构件) )的的强度储备，该修理方案从静强度考虑即被认为符合要求。

7、强度储备，该修理方案从静强度考虑即被认为符合要求。 应当指出，当采用总体等强度修理准则制定修理方当采用总体等强度修理准则制定修理方案时，应对结构传力情况和受力状态进行准确的分析，案时，应对结构传力情况和受力状态进行准确的分析，并确定损伤部位修理后的强度储备大于结构中另一个其并确定损伤部位修理后的强度储备大于结构中另一个其他部位的强度储备他部位的强度储备( (这一部位不一定是强度储备最小的这一部位不一定是强度储备最小的环节环节) )。 一般说来，采用总体等强度修理准则制定修理方案时，要求结构维修工程师具有较深的结构强度理论知识，还应具有丰富的结构维修经验。 刚度协调修理准则：构件损伤部位经修理后

8、，构件所在部件的刚心位置和平衡状态应保持不变，同时，构件之间（或部件各部位之间）的刚度和变形要协调一致。 从刚度协调修理准则角度考虑，修理时应注意以下几点： A.修理时不允许改变机翼薄壁结构的闭合性。 B.对于有平衡要求的部件，修理时不能随便增加修理部位的重量，否则会破坏原来的平衡。 C.避免过分加强受损伤构件或用刚度过高的新件更换损伤件，否则会因为刚度不协调，过早地在修理部位的连接处出现疲劳裂纹。 D.避免在刚性较强的传力路线附近平行地布置较柔性的传力路线。 E.避免同一连接头上或同一条传力路线上，混合使用紧固件。 抗疲劳修理准则：损伤构件经修理后，应尽可能使其恢复到未损伤前的抗疲劳强度。

9、修理过程中应注意以下两点： （1）当需要更换或加强损伤的结构件时，新的替换件或加强件一般应与原结构件的材料相同。 （2）应力集中是影响金属构件疲劳强度的重要因素。因此修理中应尽可能避免应力集中现象出现，在无法避免时，应尽量减小应力集中系数。 在实际结构中，完全避免应力集中是不可能的。因此，在实际结构中，完全避免应力集中是不可能的。因此，在无法避免时，应尽量设法减小应力集中系数。在无法避免时，应尽量设法减小应力集中系数。 在飞机结构设计和修理中，应考虑以下原则在飞机结构设计和修理中，应考虑以下原则: : 1 1构件应该尽量避免横截面有急剧突变。构件应该尽量避免横截面有急剧突变。 在构件横截面尺寸

10、或形状改变的地方尽可能用较大在构件横截面尺寸或形状改变的地方尽可能用较大圆角光滑过渡，从而消除局部不连续。圆角光滑过渡，从而消除局部不连续。 2 2在飞机结构设计布局时，在飞机结构设计布局时， 应尽量避免主传力路线中断；应尽量避免主传力路线中断； 避免桁条中断和弯折；避免桁条中断和弯折； 避免或减少局部附加弯矩及局部应力集中。在飞机避免或减少局部附加弯矩及局部应力集中。在飞机结构修理中，应避免切断主要传力构件，例如梁缘条等。结构修理中，应避免切断主要传力构件，例如梁缘条等。 3 3在飞机结构设计和修理中若有可能，应采用对称在飞机结构设计和修理中若有可能，应采用对称结构，尽量避免带有偏心。结构，

11、尽量避免带有偏心。 在不对称的地方，应特别注意局部弯曲引起的应力，在不对称的地方，应特别注意局部弯曲引起的应力，并注意采取必要的加强，以提供足够的刚度。并注意采取必要的加强，以提供足够的刚度。 在飞机结构修理中应尽量不采用单侧加强方案，优在飞机结构修理中应尽量不采用单侧加强方案，优先选用两侧加强方案。先选用两侧加强方案。 4 4结构尽可能少开口，开小口。特别是受拉构件尽量结构尽可能少开口，开小口。特别是受拉构件尽量不开口。不开口。 必须开口时，须特别注意以下几个问题必须开口时，须特别注意以下几个问题: : (1) (1) 开口位置设计：开口位置设计： 开口位置尽可能选在低应力区。开口位置尽可能

12、选在低应力区。 (2) (2) 开口形状设计：开口形状设计： 一般说来，结构构件中开口的形状和方向对控制峰一般说来，结构构件中开口的形状和方向对控制峰值应力起到重要作用。长轴平行拉力方向的椭圆开口是值应力起到重要作用。长轴平行拉力方向的椭圆开口是最好的。在受剪切的板件中，拉力方向变化范围大，圆最好的。在受剪切的板件中，拉力方向变化范围大，圆形开口是最好的设计方案。形开口是最好的设计方案。 (3) (3) 机身开口设计：机身开口设计： 机身气密舱的窗口是一种常见开口。这时最合理的机身气密舱的窗口是一种常见开口。这时最合理的开口形状是椭圆形，长轴方向与环向一致。圆形窗口的开口形状是椭圆形，长轴方向

13、与环向一致。圆形窗口的应力集中系数也不太大，是一种较常采用的形式。应力集中系数也不太大，是一种较常采用的形式。 机身开口要设置口框，并在两侧要有纵梁和其他纵机身开口要设置口框，并在两侧要有纵梁和其他纵向构件的延长部分，以考虑参与受力问题。向构件的延长部分，以考虑参与受力问题。 (4) (4) 整体壁板开口设计：整体壁板开口设计： 整体壁板开口的形状根据整体壁板的受力状态决定，整体壁板开口的形状根据整体壁板的受力状态决定，一般是圆形开口。一般是圆形开口。 在整体壁板开口边缘铆钉或螺栓连接处，壁板应适当在整体壁板开口边缘铆钉或螺栓连接处，壁板应适当加厚，以降低工作应力。加厚，以降低工作应力。 (5

14、) (5) 薄蒙皮开口设计：薄蒙皮开口设计： 在薄蒙皮上必须开口时，需用口框加强并增加在薄蒙皮上必须开口时，需用口框加强并增加2525的安全裕度。的安全裕度。 推荐采用胶接的口框加强开口区，如采用铆接时，推荐采用胶接的口框加强开口区，如采用铆接时，应注意铆钉的排列，尽量避免应力集中的叠加。应注意铆钉的排列，尽量避免应力集中的叠加。 在飞机结构修理中，要避免在主要受力构件上开工艺在飞机结构修理中，要避免在主要受力构件上开工艺孔。无法避免时，应做成补偿式开口，或在开口四周采孔。无法避免时，应做成补偿式开口，或在开口四周采用边框加强。并且应根据构件的受力状态和工艺要求，用边框加强。并且应根据构件的受

15、力状态和工艺要求，确定合理的开口形状。确定合理的开口形状。 (6) (6) 钉孔凸台设计：钉孔凸台设计： 在重要受力锻件上必须制穿通孔时，尽可能制成局部在重要受力锻件上必须制穿通孔时，尽可能制成局部凸台。凸台。 5 5受力构件边缘不允许有尖角，并保证有足够大的圆受力构件边缘不允许有尖角，并保证有足够大的圆角过渡，这样可避免从尖角处生成裂纹。角过渡，这样可避免从尖角处生成裂纹。 6 6避免在主要传力构件的高应力区域或应力集中部位避免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。连接在主要结装置辅助构件，防止出现复合应力集中。连接在主要结构上的辅助接头不应承受主要载荷

16、。构上的辅助接头不应承受主要载荷。 7 7铆钉孔和螺栓孔的布置，要尽量避开高应力区。铆钉孔和螺栓孔的布置，要尽量避开高应力区。 设计和修理中若能将各个应力集中部位错开一个小距设计和修理中若能将各个应力集中部位错开一个小距离或避开应力集中的叠加，可明显地改善疲劳强度。离或避开应力集中的叠加，可明显地改善疲劳强度。 8 8悬挂接头的连接设计悬挂接头的连接设计( (例如传递集中载荷的舱门悬挂例如传递集中载荷的舱门悬挂接头与主体结构的连接接头与主体结构的连接), ),要充分考虑外载荷的均匀扩散，要充分考虑外载荷的均匀扩散，降低应力集中降低应力集中, ,可适当加长接头连接部分可适当加长接头连接部分, ,

17、 如下图：舱门如下图：舱门接头的传载设计实例。接头的传载设计实例。 9 9用整体结构代替螺钉连接组合结构，可以避免多处用整体结构代替螺钉连接组合结构，可以避免多处连接孔的应力集中给抗疲劳设计带来的麻烦。连接孔的应力集中给抗疲劳设计带来的麻烦。 对所有梁腹板、肋腹板、蒙皮和长桁上的加强部分，对所有梁腹板、肋腹板、蒙皮和长桁上的加强部分，在可能的条件下应采用整体结构或化学铣切。在可能的条件下应采用整体结构或化学铣切。 1010尽量减少接头和接缝，并将它们置于低应力区。尽量减少接头和接缝，并将它们置于低应力区。 避免过长的对接缝，以免传载不均匀。接缝最好安排避免过长的对接缝，以免传载不均匀。接缝最好

18、安排在受力骨架在受力骨架( (大梁、隔框大梁、隔框) )上。上。 1111重要受力构件的局部应力集中区的设计，应便于加重要受力构件的局部应力集中区的设计，应便于加工，如避免采用内凹面，以提高表面光洁度，从而提高工，如避免采用内凹面，以提高表面光洁度，从而提高疲劳强度。疲劳强度。1.3 1.3 飞机结构修理方案的制定飞机结构修理方案的制定 一、制定结构修理方案的依据一、制定结构修理方案的依据 1. 1.应以飞机结构修理手册为依据。应以飞机结构修理手册为依据。 2. 2.对于超出结构修理手册范围的严重损伤结构的修理，制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定结

19、构修理方案时的主要依据是: : 该型飞机的强度设计资料、空气动力资料、腐蚀控制该型飞机的强度设计资料、空气动力资料、腐蚀控制资料以及等强度和等刚度修理准则等。必要时须进行试资料以及等强度和等刚度修理准则等。必要时须进行试验，以验证结构修理方案的准确性。验，以验证结构修理方案的准确性。 在在GAMECOGAMECO有规定有规定, , 制定出修理方案后要报飞机制造制定出修理方案后要报飞机制造厂家批准。厂家批准。 二、制定结构修理方案时应考虑的基本因素二、制定结构修理方案时应考虑的基本因素 1弄清损伤原因和确定损伤件及其所在部位，综合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考虑诸影响

20、因素 损伤原因不同，需要考虑的因素也不同损伤原因不同，需要考虑的因素也不同. . 对损伤部位的气动力性能要求，损伤部位和构件的对损伤部位的气动力性能要求，损伤部位和构件的重要性，损伤构件的静强度、刚度、疲劳特性，防腐要重要性，损伤构件的静强度、刚度、疲劳特性，防腐要求，损伤部位的可检特性，施工的可行性和经济性，气求，损伤部位的可检特性，施工的可行性和经济性，气密结构的密封性以及损伤部位的环境密结构的密封性以及损伤部位的环境( (周围相关构件特周围相关构件特点点) )等进行综合考虑等进行综合考虑 修理件应与原构件的加工和装配工艺要求相同或等修理件应与原构件的加工和装配工艺要求相同或等效。效。 2

21、 2满足气动力光滑性要求满足气动力光滑性要求 见下图，气动力敏感部位通常包括见下图，气动力敏感部位通常包括: : (1) (1)前机身前机身( (从机头到与机翼后梁相连的加强框处从机头到与机翼后梁相连的加强框处); ); (2) (2)机翼机翼( (从前缘到后梁中心线的上、下表面从前缘到后梁中心线的上、下表面) )和副翼、襟翼和副翼、襟翼; ; (3) (3)吊舱吊舱( (包括发动机前整流罩和吊架整流蒙皮包括发动机前整流罩和吊架整流蒙皮); ); (4) (4)垂直安定面垂直安定面( (从前缘到后梁中心线的左、右表面从前缘到后梁中心线的左、右表面) )和方向舵和方向舵; ; (5) (5)水平

22、安定面水平安定面( (从前缘到后粱中心线的上、下表面从前缘到后粱中心线的上、下表面) )和升降舵。和升降舵。 飞机外表的其他部位都属于非气动力敏感部位飞机外表的其他部位都属于非气动力敏感部位 机翼前缘、静压孔和全压管周围区域为气动力特别敏感区，不机翼前缘、静压孔和全压管周围区域为气动力特别敏感区，不允许采用外加补片和用凸头铆钉进行修理。允许采用外加补片和用凸头铆钉进行修理。 3 3满足静强度、刚度、疲劳强度等方面的要求满足静强度、刚度、疲劳强度等方面的要求 结构修理后，不能改变原结构的破损安全设计、损伤不能改变原结构的破损安全设计、损伤容限设计和耐久性设计的特性。容限设计和耐久性设计的特性。

23、最忌单纯从静强度上考虑，而采用刚性较大、强度较最忌单纯从静强度上考虑，而采用刚性较大、强度较高的材料，过分地加强损伤部位。因为这样会在修理部高的材料，过分地加强损伤部位。因为这样会在修理部位形成结构上的位形成结构上的“过硬点过硬点”，从而过早地出现疲劳裂纹，从而过早地出现疲劳裂纹。 当采用相同材料修理损伤构件时，其修理件的横截面积一般不应超过原构件横截面积的般不应超过原构件横截面积的15%15%。 4 4重量保持到最小值重量保持到最小值 全部修理的重量应保持到最小值。补片的尺寸全部修理的重量应保持到最小值。补片的尺寸小到适用为止，并且使铆钉的数量不超过所需要小到适用为止，并且使铆钉的数量不超过

24、所需要的数量的数量。 5 5满足防腐控制要求满足防腐控制要求 飞机结构件均需采取防腐控制措施。 结构件所处区域的腐蚀环境不同，防腐等级不同，所采用的防腐方法也不同。 6 6考虑密封性和可接近性要求考虑密封性和可接近性要求 制定修理方案时，对于密封结构修理，应考虑密封形式、密封材料和密封要求等。对每处损伤的修理，必须考虑施工的可行性，即可接近性；一般需要考虑施工路线、程序、施工空间以及开施工孔等。 7 7考虑永久性修理考虑永久性修理 在应急情况下，对损伤飞机的修理不可能完全实施永久性修理，有些损伤需要采用临时修理。在制定临时性维修方案时，除规定检查周期和使用时限外，要充分考虑永久性修理，如果不这

25、样考虑，就会给永久性修理带来不便，甚至会造成无法实施永久性修理的后果。 三、临时性结构修理三、临时性结构修理 1. 1.制定临时性结构修理方案的条件制定临时性结构修理方案的条件 临时性结构修理方案临时性结构修理方案 结构修理方案结构修理方案 永久性结构修理方案永久性结构修理方案 采用哪种方案取决于修理条件和许可的停场时间。采用哪种方案取决于修理条件和许可的停场时间。 技术力量技术力量( (技术人员的素质和数量技术人员的素质和数量) ) 修理器材修理器材 修理条件修理条件 工具工具 设备设备 厂房条件厂房条件 修理所需的停场时间修理所需的停场时间, , 它直接影响航空公司的它直接影响航空公司的经

26、济效益。经济效益。 修理方法和工艺 每一处损伤都应给出其相应的修理方法，或提出几种修理方法供修理人员根据现场条件选择。每种修理方法都应以表格的形式给出相应的修理工艺。内容包括：工艺步骤、技术要求、修理简图、质量检验内容和方法、注意事项、修理时间和操作人员等。 修理方案的主要内容： 修理方案通常用表格、条款的形式书写，主要内容如下： 损伤情况：主要是从总体上对损伤飞机进行描述。内容包括：飞机损伤原因、损伤部位、损伤形式和尺寸大小等。 检测结果：一般以表格的形式书写，内容包括：损伤构件的名称、材料、构件类型、损伤类型和损伤尺寸等。 2.制定临时性结构修理方案应考虑和满足以下三制定临时性结构修理方案

27、应考虑和满足以下三个方面个方面： (1)必须考虑到永久性修理方案必须考虑到永久性修理方案； (2)必须规定修理区进行检查的时间及其间隔必须规定修理区进行检查的时间及其间隔 ； (3)必须规定完成永久性修理方案的时限。必须规定完成永久性修理方案的时限。 修理实例： 例例1 1：波音：波音747747一一24462446飞机特检时，发现机身站位飞机特检时，发现机身站位13701370到到13831383的机身底部龙骨梁下缘条与腹板连接的机身底部龙骨梁下缘条与腹板连接的紧固件孔表面严重腐蚀。的紧固件孔表面严重腐蚀。 板材料是板材料是70757075一一T6T6铝合金板材，铝合金板材， 紧固件孔中安装

28、的是合金钢制的高锁螺栓。紧固件孔中安装的是合金钢制的高锁螺栓。 由于绝缘不良，接触面产生电化学腐蚀。清除由于绝缘不良，接触面产生电化学腐蚀。清除腐蚀后，测量去除腐蚀后的深度，已超过飞机结腐蚀后，测量去除腐蚀后的深度，已超过飞机结构修理手册中可允许的损伤值。该部位必须补强构修理手册中可允许的损伤值。该部位必须补强修理。修理。 在制定结构修理方案时考虑到在制定结构修理方案时考虑到 ： (l) (l) 该部位是重要结构受力部位，在其两侧龙该部位是重要结构受力部位，在其两侧龙骨梁腹板上固定着起落架部件的安装接头，骨梁腹板上固定着起落架部件的安装接头，所以该部位龙骨梁下缘条与两侧腹板的连接所以该部位龙骨

29、梁下缘条与两侧腹板的连接紧固件都是高强度、大直径的紧固件都是高强度、大直径的HiHi一一LokLok紧固件。紧固件。 永久性修理方案要求拆掉这些紧固件，并要永久性修理方案要求拆掉这些紧固件，并要求装上直径加大求装上直径加大1/64 in1/64 in长度与修理件厚度长度与修理件厚度相同的相同的HiHi一一LokLok紧固件。紧固件。 当时维修基地无现存的该类紧固件当时维修基地无现存的该类紧固件, ,需要向波需要向波音飞机公司临时订购。音飞机公司临时订购。 (2) (2) 该部位虽有检查孔，但因检查孔太小，无法施工。该部位虽有检查孔，但因检查孔太小，无法施工。施工时就要拆掉或割除底部腹板。这样就

30、要增加修理工施工时就要拆掉或割除底部腹板。这样就要增加修理工作量和时间，从而增加停场时间。但是，许可的停场时作量和时间，从而增加停场时间。但是，许可的停场时间不允许延长，急需使用该飞机。间不允许延长，急需使用该飞机。 因此，由于缺修理器材和停场时间所限，只能做临时因此，由于缺修理器材和停场时间所限，只能做临时性修理。性修理。 临时性修理方案满足该结构的静强度要求。另外，永临时性修理方案满足该结构的静强度要求。另外，永久性修理方案是加装角型材，而临时性修理是加一块加久性修理方案是加装角型材，而临时性修理是加一块加强板，两者连接的紧固件孔都是原紧固件孔，所以不会强板，两者连接的紧固件孔都是原紧固件

31、孔，所以不会发生矛盾。发生矛盾。 规定修理后每规定修理后每15001500飞行小时，对站位飞行小时，对站位13501350和和13831383之间之间的龙骨梁修理部位进行有无裂纹的检查，直至完成永久的龙骨梁修理部位进行有无裂纹的检查，直至完成永久性修理为止。性修理为止。 最后规定在该机做第一个最后规定在该机做第一个D D检时，必须完成永久性修检时，必须完成永久性修理。理。例例2 2： 波音波音747747一一25422542飞机前梁腹板发现裂纹后，制定了两飞机前梁腹板发现裂纹后，制定了两套修理方案。套修理方案。 一套是永久性一套是永久性( (第第l l种种) )修理方案，修理方案， 另一套是临

32、时性加永久性另一套是临时性加永久性( (第第2 2种种) )修理方案。修理方案。 制定后一制定后一套方案的理由是为了预防永久性修理方案中的冷拔工具套方案的理由是为了预防永久性修理方案中的冷拔工具不能按期到货不能按期到货 ( (冷拔工具是向波音飞机公司租借的冷拔工具是向波音飞机公司租借的) )。 两套方案除一处不同外，其余全部相同。两套方案除一处不同外，其余全部相同。 不同之处是临时性修理的紧固件孔不做冷加工，而是用不同之处是临时性修理的紧固件孔不做冷加工，而是用有干涉量的有干涉量的HiHi一一LokLok紧固件安装于紧固件孔中，并规定紧固件安装于紧固件孔中，并规定在一年之内必须进行第在一年之内

33、必须进行第2 2种永久性修理。种永久性修理。 永久性修理永久性修理是是: : 拆掉全部临时性修理时用的拆掉全部临时性修理时用的HiHi一一LokLok紧固件，紧固件，拆卸后拆卸后, , 若紧固件孔壁有擦伤，必须用铰刀铰若紧固件孔壁有擦伤，必须用铰刀铰孔，直至孔壁光滑完好为止；孔，直至孔壁光滑完好为止； 然后，再装上与该孔干涉配合的然后，再装上与该孔干涉配合的HiHi一一LokLok紧紧固件。紧固件孔允许连续二次干涉配合，以此固件。紧固件孔允许连续二次干涉配合，以此来提高孔的抗疲劳强度。来提高孔的抗疲劳强度。 第第 l l 种永久性修理方案是通过对紧固件孔的种永久性修理方案是通过对紧固件孔的冷加

34、工和安装干涉配合的冷加工和安装干涉配合的H i H i 一一 Lok Lok 紧固件来紧固件来提高孔的疲劳强度。提高孔的疲劳强度。飞机修理与改装工作基本上是按下图所示的工作流程执行飞机修理与改装工作基本上是按下图所示的工作流程执行。 飞机修理流程飞机修理流程第2章 飞机结构的损伤及检测 2 21 1 飞机结构一般损伤的检测飞机结构一般损伤的检测 一、损伤的基本类型一、损伤的基本类型 ( (一一) )按损伤程度分类按损伤程度分类 按损伤程度可以分为三类：按损伤程度可以分为三类： 可允许损伤可允许损伤 可修理损伤可修理损伤 不可修理损伤。不可修理损伤。 1 1可允许损伤可允许损伤 结构件中存在损伤

35、，但不需要做任何修理或结构件中存在损伤，但不需要做任何修理或仅需做简单修理，这种不要求做补强修理或更换仅需做简单修理，这种不要求做补强修理或更换损伤结构件的损伤称为可允许损伤。损伤结构件的损伤称为可允许损伤。 2 2可修理损伤可修理损伤 结构损伤较严重，需要进行加强修理，这类结构损伤较严重，需要进行加强修理，这类损伤称为可修理损伤。损伤称为可修理损伤。 3 3不可修理损伤不可修理损伤 结构损伤严重，已不能修复，或者进行修理结构损伤严重，已不能修复，或者进行修理在经济上不合算，在这种情况下需局部或整体更在经济上不合算，在这种情况下需局部或整体更换损伤件，达到排除故障的目的，这种损伤称为换损伤件，

36、达到排除故障的目的，这种损伤称为不可修理损伤。不可修理损伤。 ( (二二) )按损伤原因分类按损伤原因分类 有有6 6种种 1 1飞机非正常使用所造成的损伤飞机非正常使用所造成的损伤 飞机在飞行和起飞、着陆过程中，由于某种原因，飞机在飞行和起飞、着陆过程中，由于某种原因，使飞机产生过大的使用过载，常常会造成飞机结构的损使飞机产生过大的使用过载，常常会造成飞机结构的损伤。伤。 例如，飞机进入急盘旋所造成的操纵面损伤，飞机例如，飞机进入急盘旋所造成的操纵面损伤，飞机粗猛着陆所造成的起落架及邻近结构的损伤等。粗猛着陆所造成的起落架及邻近结构的损伤等。 当作用在蒙皮上的局部气动载荷过大时，蒙皮可能当作

37、用在蒙皮上的局部气动载荷过大时，蒙皮可能会产生显著的鼓胀或下陷。会产生显著的鼓胀或下陷。 2 2非正常维护行为所造成的损伤非正常维护行为所造成的损伤 飞机在停机或维护过程中，由于非正常的维护行为飞机在停机或维护过程中，由于非正常的维护行为或其他原因，也可能造成飞机结构的损伤。或其他原因，也可能造成飞机结构的损伤。 例如，刮伤、划伤及撞伤等。例如，刮伤、划伤及撞伤等。 3 3交变载荷所造成的疲劳损伤交变载荷所造成的疲劳损伤 由交变载荷所造成的疲劳损伤是飞机结构的常见损由交变载荷所造成的疲劳损伤是飞机结构的常见损伤。伤。 有有80%80%以上是因交变载荷引起的疲劳裂纹损伤。以上是因交变载荷引起的疲

38、劳裂纹损伤。 4 4各种使用环境所造成的腐蚀损伤各种使用环境所造成的腐蚀损伤 飞机在使用过程中，腐蚀环境，使飞机结构产生腐飞机在使用过程中，腐蚀环境，使飞机结构产生腐蚀。蚀。 例如，沿海地区的氯化物、潮湿空气、水分以及其例如，沿海地区的氯化物、潮湿空气、水分以及其它污染液它污染液( (酸液、碱液、水银以及牲畜的粪、尿等酸液、碱液、水银以及牲畜的粪、尿等) )对飞对飞机结构的腐蚀。机结构的腐蚀。 5 5摩擦损伤摩擦损伤 飞机结构件之间的相对摩擦，会造成摩擦损伤，也飞机结构件之间的相对摩擦，会造成摩擦损伤，也常导致产生磨损疲劳裂纹。常导致产生磨损疲劳裂纹。 6 6紧固件松动损伤紧固件松动损伤 飞机

39、结构件之间通常采用铆钉或螺栓飞机结构件之间通常采用铆钉或螺栓( (或螺钉或螺钉) )连接连接在一起。这些紧固件长期在交变载荷、腐蚀环境以及振在一起。这些紧固件长期在交变载荷、腐蚀环境以及振动环境影响下，可能产生松动损伤。动环境影响下，可能产生松动损伤。 二、飞机结构裂纹损伤的类型及特征二、飞机结构裂纹损伤的类型及特征 应力腐蚀裂纹应力腐蚀裂纹 常见的裂纹常见的裂纹 疲劳裂纹疲劳裂纹 腐蚀疲劳裂纹等。腐蚀疲劳裂纹等。 1. 1.应力腐蚀裂纹应力腐蚀裂纹 应力腐蚀是指处于应力状态下的材料应力腐蚀是指处于应力状态下的材料, , 在腐蚀介质在腐蚀介质中使腐蚀加速的腐蚀形式。由应力腐蚀产生的裂纹称为中使

40、腐蚀加速的腐蚀形式。由应力腐蚀产生的裂纹称为应力腐蚀裂纹。应力腐蚀裂纹。 应力腐蚀通常发生在腐蚀环境中受拉伸载荷的金属应力腐蚀通常发生在腐蚀环境中受拉伸载荷的金属结构上。结构上。 结构中的应力可以是由于热处理过程中冷却方法不结构中的应力可以是由于热处理过程中冷却方法不正确而引起的正确而引起的, , 也可以是由于紧固件的干涉配合而引起也可以是由于紧固件的干涉配合而引起的。的。 处于长期拉应力状态的金属构件处于长期拉应力状态的金属构件, ,一旦受到应力腐蚀一旦受到应力腐蚀, , 对裂纹是很敏感的。早期迹象可能出现一个或几个点坑。对裂纹是很敏感的。早期迹象可能出现一个或几个点坑。一旦裂纹产生一旦裂纹

41、产生, , 发展的速度就较快。发展的速度就较快。 应力腐蚀一般局限于由易受腐蚀材料制成的锻件、厚应力腐蚀一般局限于由易受腐蚀材料制成的锻件、厚的挤压件和其他厚截面的构件上，即应力腐蚀局限于平的挤压件和其他厚截面的构件上，即应力腐蚀局限于平面应变占主导地位的构件。面应变占主导地位的构件。 此外此外, , 应力腐蚀还经常发生在承力蒙皮的铆钉、压入应力腐蚀还经常发生在承力蒙皮的铆钉、压入衬套的周围和管道的锥形接头等部位。衬套的周围和管道的锥形接头等部位。 从宏观看应力腐蚀断裂的断口一般有三个区：从宏观看应力腐蚀断裂的断口一般有三个区： 开裂源区开裂源区 应力腐蚀裂纹的扩展区应力腐蚀裂纹的扩展区 瞬时

42、断裂区瞬时断裂区 (1)(1)开裂源区开裂源区 该区的断口腐蚀较为严重，开裂源的根部往往有蚀坑。该区的断口腐蚀较为严重，开裂源的根部往往有蚀坑。 铝合金的应力腐蚀裂纹几乎都是沿着晶界发生的。铝合金的应力腐蚀裂纹几乎都是沿着晶界发生的。 (2)(2)应力腐蚀裂纹的扩展区应力腐蚀裂纹的扩展区 这是应力腐蚀裂纹缓慢扩展过程中所形成的区域。这是应力腐蚀裂纹缓慢扩展过程中所形成的区域。这一缓慢扩展过程是材料的组织与应力及介质相互作用这一缓慢扩展过程是材料的组织与应力及介质相互作用的过程。的过程。 (3) (3) 瞬时断裂区瞬时断裂区 应力腐蚀裂纹的断口是粗糙不平的。而这种不平度应力腐蚀裂纹的断口是粗糙不

43、平的。而这种不平度是随着材料的组织与晶粒度而变化的。是随着材料的组织与晶粒度而变化的。 由于腐蚀产物的存在，在应力腐蚀断口上，可以明由于腐蚀产物的存在，在应力腐蚀断口上，可以明显看到，裂纹缓慢扩展区和因为构件的有效截面不能承显看到，裂纹缓慢扩展区和因为构件的有效截面不能承受载荷而瞬时断裂的区域是截然不同的。受载荷而瞬时断裂的区域是截然不同的。 应力腐蚀裂纹通常宽度较窄，不易引起人们注意，应力腐蚀裂纹通常宽度较窄，不易引起人们注意，又被腐蚀产物覆盖，所以很难发现，有时必须采用无损又被腐蚀产物覆盖，所以很难发现，有时必须采用无损探伤技术进行检查。探伤技术进行检查。 构件发生应力腐蚀断裂时，常常是在

44、事先没有明显构件发生应力腐蚀断裂时，常常是在事先没有明显预兆的情况下突然发生，因此对飞机的飞行安全危害较预兆的情况下突然发生，因此对飞机的飞行安全危害较大。大。 2 2疲劳裂纹疲劳裂纹 材料在交变载荷材料在交变载荷( (或应力或应力) )作用下，当循环应力作用下，当循环应力超过材料的疲劳强度时，在材料表面将引发裂纹，超过材料的疲劳强度时，在材料表面将引发裂纹，该裂纹称为疲劳裂纹该裂纹称为疲劳裂纹( (或称机械疲劳裂纹或称机械疲劳裂纹) )。 疲劳裂纹逐步扩展而发生的断裂叫做疲劳断裂。疲劳裂纹逐步扩展而发生的断裂叫做疲劳断裂。 疲劳断裂三个阶段：疲劳断裂三个阶段： （1 1）疲劳裂纹的产生）疲劳

45、裂纹的产生 （2 2）稳定扩展）稳定扩展 （3 3）瞬时断裂）瞬时断裂 疲劳断裂在宏观上属脆性断裂，所以构件的疲劳断疲劳断裂在宏观上属脆性断裂，所以构件的疲劳断裂通常是突然发生的。这种断裂方式给构件失效前的预裂通常是突然发生的。这种断裂方式给构件失效前的预报和预防工作带来极大的困难。报和预防工作带来极大的困难。 典型的疲劳破坏断口按照断裂过程有三个区域：疲典型的疲劳破坏断口按照断裂过程有三个区域：疲劳源、疲劳裂纹稳定扩展区及瞬时断裂区，如图劳源、疲劳裂纹稳定扩展区及瞬时断裂区，如图1 1所示。所示。 图1 (1)(1)疲劳裂纹源区疲劳裂纹源区 疲劳源是疲劳裂纹的起点，常发生在表面，特别是疲劳源

46、是疲劳裂纹的起点，常发生在表面，特别是应力集中严重的地方；构件间相互擦伤的地方也常是疲应力集中严重的地方；构件间相互擦伤的地方也常是疲劳裂纹开始的地方；劳裂纹开始的地方； 如果构件内部存在缺陷如果构件内部存在缺陷( (如脆性夹杂物、空洞、化学如脆性夹杂物、空洞、化学成分偏析等，也可在亚表面或内部发生；成分偏析等，也可在亚表面或内部发生； 另外，当表面存在足够高的残余应力时，裂纹源也另外，当表面存在足够高的残余应力时，裂纹源也可在亚表面产生。可在亚表面产生。 通常用肉眼或低倍放大镜就能大致断定裂纹通常用肉眼或低倍放大镜就能大致断定裂纹源的位置。疲劳源在整个疲劳断面中所占的比例源的位置。疲劳源在整

47、个疲劳断面中所占的比例很小，它多呈半圆形或半椭圆形。很小，它多呈半圆形或半椭圆形。 疲劳源的数目可能是一个，也可能是多个。疲劳源的数目可能是一个，也可能是多个。 一般应力水平较高，应力集中系数较大时，一般应力水平较高，应力集中系数较大时，容易出现多个疲劳源。同时，在疲劳源区，可能容易出现多个疲劳源。同时，在疲劳源区，可能存在若干个疲劳核心。存在若干个疲劳核心。 (2)(2)疲劳裂纹扩展区疲劳裂纹扩展区 它是疲劳断口最重要的特征区域，常呈贝壳状或海它是疲劳断口最重要的特征区域，常呈贝壳状或海滩波纹状。滩波纹状。 疲劳裂纹断口的贝壳状波纹一般从疲劳裂纹源开始，疲劳裂纹断口的贝壳状波纹一般从疲劳裂纹

48、源开始，向四周推进，呈弧形线条。它垂直于疲劳裂纹扩展方向。向四周推进，呈弧形线条。它垂直于疲劳裂纹扩展方向。 拉应力使疲劳裂纹扩展，压应力使疲劳裂纹闭合。拉应力使疲劳裂纹扩展，压应力使疲劳裂纹闭合。这样一来，裂纹两侧表面被反复挤压，因此裂纹扩展区这样一来，裂纹两侧表面被反复挤压，因此裂纹扩展区是一个明亮的磨光区，愈接近疲劳源愈明亮。是一个明亮的磨光区，愈接近疲劳源愈明亮。 在疲劳裂纹扩展后期，由于有效截面不断减在疲劳裂纹扩展后期，由于有效截面不断减小，构件的实际应力不断增加，裂纹扩展速率提小，构件的实际应力不断增加，裂纹扩展速率提高，于是这种疲劳裂纹加速扩展区的断口较粗糙高，于是这种疲劳裂纹加

49、速扩展区的断口较粗糙而不规则，可能伴有因材料撕裂而造成的台阶、而不规则，可能伴有因材料撕裂而造成的台阶、小丘或弧形条带等。小丘或弧形条带等。 这是一种同时包含有静载和疲劳两种破坏方这是一种同时包含有静载和疲劳两种破坏方式的区域，它的扩展往往是不连续的。式的区域，它的扩展往往是不连续的。 (3) (3) 瞬时断裂区瞬时断裂区 它是疲劳裂纹长度达到临界尺寸后所发生的瞬时破它是疲劳裂纹长度达到临界尺寸后所发生的瞬时破断。它的大小常和材料、应力高低、有无应力集中等因断。它的大小常和材料、应力高低、有无应力集中等因素有关。素有关。 一般应力较高、材料较脆时，瞬时断裂区面积较大；一般应力较高、材料较脆时，

50、瞬时断裂区面积较大；反之，应力较低。反之，应力较低。 材料韧性较大时，瞬时断裂区面积就较小。瞬时断材料韧性较大时，瞬时断裂区面积就较小。瞬时断裂区的形状特征与静载破坏的特征基本相同，也是分为裂区的形状特征与静载破坏的特征基本相同，也是分为平断部分和斜断部分，平断部分属正断型，斜断部分属平断部分和斜断部分，平断部分属正断型，斜断部分属剪断型。剪断型。 3 3腐蚀疲劳裂纹腐蚀疲劳裂纹 金属材料在腐蚀环境下产生的疲劳裂纹叫做腐蚀疲金属材料在腐蚀环境下产生的疲劳裂纹叫做腐蚀疲劳裂纹。劳裂纹。 通常腐蚀疲劳裂纹往往萌生在腐蚀坑洞处。构件表通常腐蚀疲劳裂纹往往萌生在腐蚀坑洞处。构件表面的腐蚀疲劳裂纹可多条

51、同时存在。面的腐蚀疲劳裂纹可多条同时存在。 这也就是说，在一条主腐蚀裂纹附近，有可能形成这也就是说，在一条主腐蚀裂纹附近，有可能形成多条表面次裂纹，并扩展到比较深的深度。这些次裂纹多条表面次裂纹，并扩展到比较深的深度。这些次裂纹彼此大体上相互平行地向内扩展，在达到一定长度之后，彼此大体上相互平行地向内扩展，在达到一定长度之后，便停止扩展，只有主裂纹继续扩展，并导致构件断裂。便停止扩展，只有主裂纹继续扩展，并导致构件断裂。 因此，因此，主裂纹附近出现多次裂纹的现象是腐主裂纹附近出现多次裂纹的现象是腐蚀疲劳断裂的表面特征之一蚀疲劳断裂的表面特征之一。 一般说来，腐蚀疲劳裂纹在表面层比机械疲一般说来

52、，腐蚀疲劳裂纹在表面层比机械疲劳裂纹宽些。腐蚀疲劳裂纹断口上，既有腐蚀破劳裂纹宽些。腐蚀疲劳裂纹断口上，既有腐蚀破坏的特征，又有疲劳破坏的特征。坏的特征，又有疲劳破坏的特征。腐蚀疲劳裂纹的特点： A.表面受到腐蚀破坏，断口有较多的二次裂纹、腐蚀坑和锈斑特征。 B.腐蚀疲劳断口的疲劳条纹，因腐蚀而较模糊。构件裂纹的检测： A.放大镜目视检查。 B.专门的探伤设备进行无损检测。 三、飞机结构的腐蚀损伤特征三、飞机结构的腐蚀损伤特征 腐蚀按严重程度可分为：腐蚀按严重程度可分为： 较轻腐蚀：腐蚀厚度小于原厚度的较轻腐蚀：腐蚀厚度小于原厚度的1010； 中等腐蚀：腐蚀厚度在原厚度的中等腐蚀：腐蚀厚度在原

53、厚度的10%10% 20%20%之间；之间； 严重腐蚀：腐蚀厚度大于原厚度的严重腐蚀：腐蚀厚度大于原厚度的20%20%。 ( (一一) )飞机结构常用合金腐蚀产物的颜色特征飞机结构常用合金腐蚀产物的颜色特征 1 1铝合金和镁合金铝合金和镁合金 腐蚀初期呈灰白色斑点，发展后出现灰白粉末状腐蚀腐蚀初期呈灰白色斑点，发展后出现灰白粉末状腐蚀产物，刮去腐蚀产物后底部出现麻坑。产物，刮去腐蚀产物后底部出现麻坑。 2 2合金钢及碳钢合金钢及碳钢 腐蚀刚开始时金属表面发暗，进一步发展变成褐色腐蚀刚开始时金属表面发暗，进一步发展变成褐色或棕黄色，严重的腐蚀呈棕色或褐色疤痕，甚至出现蚀或棕黄色，严重的腐蚀呈棕色

54、或褐色疤痕，甚至出现蚀坑。刮去腐蚀产物后，底部呈暗灰色，边缘不规则。坑。刮去腐蚀产物后，底部呈暗灰色，边缘不规则。 3 3铜合金铜合金 氧化铜是黑色，氧化亚铜是棕红色，硫化铜氧化铜是黑色，氧化亚铜是棕红色，硫化铜是黑色，氯化铜是绿色，故铜腐蚀后可呈现出棕是黑色，氯化铜是绿色，故铜腐蚀后可呈现出棕红、绿、黑色。红、绿、黑色。 4 4镀锡、镀镉、镀锌零件镀锡、镀镉、镀锌零件 腐蚀呈白色、灰色和黑色斑点或白色粉末薄腐蚀呈白色、灰色和黑色斑点或白色粉末薄层。如果基体金属腐蚀了，则腐蚀产物与基体金层。如果基体金属腐蚀了，则腐蚀产物与基体金属的腐蚀产物相同。属的腐蚀产物相同。 5 5镀铝零件镀铝零件 腐蚀

55、呈白色或黑色，严重时表面脱落，裸露腐蚀呈白色或黑色，严重时表面脱落，裸露出基体金属。出基体金属。 6 6不锈钢不锈钢 不锈钢的腐蚀往往是出现黑色的坑点。不锈钢的腐蚀往往是出现黑色的坑点。 ( (二二) )构件腐蚀后的外表特征构件腐蚀后的外表特征 1. 1.铝合金和镁合金的腐蚀常在蒙皮边缘或铆钉头周围铝合金和镁合金的腐蚀常在蒙皮边缘或铆钉头周围呈现出白色或灰白色的粉末。呈现出白色或灰白色的粉末。 机身增压舱蒙皮上的铆钉，如果在铆钉头的后部出机身增压舱蒙皮上的铆钉，如果在铆钉头的后部出现如图现如图2 2所示的尾迹，则说明该处的铆钉降低了连接作所示的尾迹，则说明该处的铆钉降低了连接作用和密封作用。用

56、和密封作用。 由于铆钉漏气，当机身内充压时，就很容易使潮气由于铆钉漏气，当机身内充压时，就很容易使潮气进入到蒙皮接缝中去，从而产生腐蚀。进入到蒙皮接缝中去，从而产生腐蚀。 2. 2.蒙皮在铆钉处呈现微凹现象蒙皮在铆钉处呈现微凹现象 铝合金腐蚀产物的体积通常比铝合金的体积大，所铝合金腐蚀产物的体积通常比铝合金的体积大，所以，积累的腐蚀产物可使蒙皮鼓起。从而使蒙皮在铆钉以，积累的腐蚀产物可使蒙皮鼓起。从而使蒙皮在铆钉处呈现微凹现象。处呈现微凹现象。 当蒙皮内部存在严重的腐蚀时，可在铆钉头周围呈当蒙皮内部存在严重的腐蚀时，可在铆钉头周围呈现出很明显的凹坑现象。现出很明显的凹坑现象。 3. 3.铆钉出

57、现断头现象，说明蒙皮内表面可能产生腐蚀。铆钉出现断头现象，说明蒙皮内表面可能产生腐蚀。 4. 4.如果蒙皮上出现针眼大小的目视可见的小孔，这说如果蒙皮上出现针眼大小的目视可见的小孔，这说明蒙皮可能产生了腐蚀。明蒙皮可能产生了腐蚀。 5. 5. 搭接处凸起，可能是连接面之间产生了腐蚀。搭接处凸起，可能是连接面之间产生了腐蚀。 6. 6. 金属材料金属材料( (特别是沿接缝处特别是沿接缝处) )表面的涂层变色，预示可表面的涂层变色，预示可能产生了腐蚀。能产生了腐蚀。 7. 7. 胶接处开胶，可能是连接面之间产生了腐蚀胶接处开胶，可能是连接面之间产生了腐蚀 四、紧固件的损伤形式四、紧固件的损伤形式

58、( (一一) )铆钉的损伤模式及检查铆钉的损伤模式及检查 1 1铆钉的静载破坏模式铆钉的静载破坏模式 有以下三种：有以下三种： 剪切破坏剪切破坏 挤压破坏挤压破坏 铆钉头破坏铆钉头破坏 (1)(1)剪切破坏剪切破坏 表现为铆钉杆的破坏。这种破坏是由于被连接件的表现为铆钉杆的破坏。这种破坏是由于被连接件的相对滑移引起的。相对滑移引起的。 如果铆钉杆的承载超出了材料的屈服极限，并且继如果铆钉杆的承载超出了材料的屈服极限，并且继续超载，则相邻板之间会产生永久性的滑移，使铆钉杆续超载，则相邻板之间会产生永久性的滑移，使铆钉杆产生折曲。产生折曲。 当相对滑移量足够大时，铆钉杆产生剪切破坏。当相对滑移量足

59、够大时，铆钉杆产生剪切破坏。 (2)(2)挤压破坏挤压破坏 在薄板上采用大铆钉可能会引起铆钉孔在薄板上采用大铆钉可能会引起铆钉孔边缘出现挤压破坏。边缘出现挤压破坏。 产生挤压破坏的板件必须更换。产生挤压破坏的板件必须更换。铆钉头在挤压力p2的作用下，边缘产生向上的弯曲变形，减弱了承担外载荷的能力；铆钉杆在挤压力p1的作用下难以移动。因此载荷p主要作用在铆钉杆和铆钉孔上。 (3)(3)铆钉头破坏铆钉头破坏 铆钉头的破坏可能是由于连接处出现复合受铆钉头的破坏可能是由于连接处出现复合受载，使铆钉头受拉伸应力引起的。载，使铆钉头受拉伸应力引起的。 铆钉头和钉杆交界面的剪切会造成铆钉头破铆钉头和钉杆交界

60、面的剪切会造成铆钉头破坏；坏； 对于厚板来说，引起铆钉头撬动的作用力，对于厚板来说，引起铆钉头撬动的作用力，也可能破坏铆钉头。也可能破坏铆钉头。 铆钉头脱落或任何明显的铆钉头歪斜都必须铆钉头脱落或任何明显的铆钉头歪斜都必须更换铆钉。更换铆钉。 埋头铆钉受空气动力情况 2 2铆钉的疲劳损伤和应力腐蚀损伤铆钉的疲劳损伤和应力腐蚀损伤 在飞机结构振动环境严重或气动吸力高的部位，铆在飞机结构振动环境严重或气动吸力高的部位，铆钉会承受交变拉应力的作用钉会承受交变拉应力的作用, , 容易产生疲劳破坏。例如，容易产生疲劳破坏。例如，发动机进气口处发动机进气口处, , 其蒙皮要求铆接质量高。其蒙皮要求铆接质量