民用飞机结构衬套修理及强度评估
航空器结构强度与疲劳寿命分析与优化
航空器结构强度与疲劳寿命分析与优化航空器作为一种复杂的工程系统，其结构强度和疲劳寿命的分析与优化是保障航空器安全运行的重要环节。
本文将探讨航空器结构强度和疲劳寿命的分析方法，并介绍相应的优化技术，以实现航空器的结构优化设计。
航空器结构强度分析是指对航空器飞行过程中所承受的各种载荷作用下的结构强度进行评估和分析。
在结构强度分析中，需要考虑静力载荷、动力载荷、温度载荷等因素对航空器结构的影响。
静力载荷是指来自于机身自重、燃油重量和载荷重量等固定不变的载荷，而动力载荷则是指来自于发动机和气动力的变化载荷。
温度载荷则是指由于航空器在高空飞行过程中会遇到的低温和高温环境，对结构材料的影响。
通过对这些不同载荷的综合分析，可以评估航空器结构在不同工况下的强度情况，进而指导航空器的设计和制造。
航空器的疲劳寿命分析则是指对结构在重复循环载荷下产生的损伤积累进行评估和分析。
航空器在使用过程中会经历成千上万次的循环载荷，这些循环载荷会导致结构材料的疲劳损伤。
疲劳寿命分析的目的是通过计算和仿真技术，预测航空器在特定疲劳载荷下所能承受的使用寿命，从而制定合理的维修和更换计划，确保航空器在使用寿命内始终保持良好的结构强度。
为了实现航空器结构强度与疲劳寿命的优化设计，需要综合运用计算机仿真、结构优化和材料科学等技术手段。
计算机仿真技术可以通过建立航空器结构的数值模型，利用有限元方法进行结构强度和疲劳寿命的分析。
通过不同工况下的仿真计算，可以得到航空器在各种情况下的应力分布、变形情况以及疲劳寿命等相关参数。
结构优化技术则可以通过改变结构的几何形状、材料厚度和连接方式等因素，来优化航空器的结构设计，以提高其强度和疲劳寿命。
材料科学的发展也为航空器结构的优化设计提供了更好的选择，例如新型复合材料和高强度合金材料的应用，可以提升航空器的结构强度和疲劳寿命。
在航空器结构强度与疲劳寿命分析与优化中，除了技术手段的应用，还需要充分考虑安全性、可靠性和经济性等因素。
民机衬套修理技术的数值模拟与试验研究
航空航天科学技术DOI：10.16660/ki.1674-098X.2019.16.004民机衬套修理技术的数值模拟与试验研究陶思危 邹建胜(上海飞机设计研究院 上海 200436)摘 要：为研究民机衬套修理技术对金属结构疲劳品质的影响，基于疲劳分析理论定性得出主要影响参数，采用ABAQUES建立典型连接结构三维有限元模型并计算衬套修理前后及不同影响参数条件下连接结构衬套孔边的最大径向压应力变化趋势，开展试片级疲劳试验分析，得出定量疲劳影响结论。
研究表明，在一定参数条件下衬套修理不会降低金属结构疲劳品质，衬套孔径与衬套干涉量对金属结构疲劳品质的影响不同。
研究工作可为民机衬套修理技术的实际应用提供指导。
关键词：衬套修理技术 疲劳品质 数值模拟中图分类号：V215.5；V267 文献标识码：A 文章编号：1674-098X(2019)06(a)-0004-03针对民机制造中紧固件孔径超差、奇异孔、装配孔错位等典型偏离，衬套修理成为其主要处置方法，而如何定量评估衬套修理技术对结构疲劳品质的影响尤为关键。
目前，衬套修理技术在国外民机行业已成熟运用，但相关技术资料极少[1]，国内也仅开展少量技术研究[2-3]，主要在于衬套与孔的干涉配合工艺、飞机机械连接疲劳强化技术机理及数值模拟方法等方面。
本文结合工程理论分析，采取数值模拟和试验分析方法，开展不同修理参数下衬套修理技术对结构疲劳品质的定量影响研究。
1 工程理论分析根据传统疲劳分析理论，疲劳部位产生于紧固件孔边，其疲劳品质受旁路载荷Fa与钉传载荷P引起的应力集中、零件表面质量、紧固件孔装配情况共同影响。
衬套修理前后结构的疲劳危险部位位于相同的最小截面位置，由紧固件孔边A点转移至衬套孔边B点，如图1所示。
衬套修理技术对结构疲劳品质的影响主要包括两方面：一是衬套孔边的应力集中，主要由衬套孔径及边距共同影响；二是衬套孔装配情况，即其初始应力状态，主要由衬套干涉量及紧固件的配合关系共同影响。
飞机结构强度分析及优化研究
飞机结构强度分析及优化研究一、引言飞机结构的强度是决定飞机性能和可靠性的重要因素之一。
在考虑降低飞机重量和提高结构强度的情况下，优化设计方法已成为飞机结构强度分析和设计中不可或缺的工具。
本文将探讨飞机结构强度分析及优化研究的现状和应用情况。
二、飞机结构强度分析方法1. 有限元方法有限元方法是目前最常用的结构强度分析方法之一，其基本思想是将结构分解为有限数量的单元，每个单元可以独立地进行计算和分析。
这种方法具有计算精度高、适应性强、计算速度快等优点，被广泛应用于飞机结构的分析和设计中。
2. 解析法解析法利用数学模型和相关公式对结构进行分析，计算结果具有自证性和可靠性，但适用范围有限，只适用于结构比较简单的情况下。
3. 实验法实验法是通过物理试验来验证结构强度，具有最高的准确度，但成本较高，时间较长，且不一定能覆盖到所有结构。
三、飞机结构强度优化方法1. 材料优化选择合适的材料可以有效提高结构强度，例如使用高强度、轻质材料可以降低飞机重量、提高性能。
另外，优化各种材料的使用方式，如在厚度方面的均匀分布、弯曲等方面实现最佳的使用效果。
2. 结构优化对于结构进行优化，例如优化翼型、机身外形、墙壁和支撑系统等，可以提高飞机的稳定性、抵抗外部环境的作用和减少飞行过程中的空气摩擦、气动阻力等。
3. 荷载优化考虑到飞机的使用环境、工作负荷等方面的问题，对设计荷载进行优化，既能保证飞机的强度，又能合理地利用和分布荷载。
四、结构优化实例1. 减重优化减少飞机重量，提高性能是结构设计优化的核心问题。
首先，我们可以通过优化材料的选择和使用方式来达到减重的目的。
例如，在飞机机身结构中，利用复合材料替代铝合金可以提高结构强度，并使得结构更轻盈。
2. 翼型优化完美的翼型设计可以显著降低空气阻力、增强稳定性和减少飞行噪音。
例如，由于飞机上部分设计会产生气流的分离现象，应该利用颠簸板等技术进行优化，减少空气流出的阻力和噪音。
3. 荷载优化对于飞机的合理荷载分配，可以保证飞机各部分强度达到标准，并减少材料的使用。
飞机结构强度分析与改进技术研究
飞机结构强度分析与改进技术研究第一章引言飞机结构强度是航空工程中的重要研究方向之一。
随着航空技术的不断发展和飞机运营环境的不断变化，对飞机结构强度的研究和改进技术的需求也日益迫切。
本章将介绍飞机结构强度分析与改进技术的研究背景和意义，以及本文的组织结构。
第二章飞机结构强度分析技术飞机结构强度分析技术是指通过理论分析、计算模拟和实验验证等手段，对飞机的结构强度进行评估和分析。
本章将介绍几种常用的飞机结构强度分析技术，包括有限元分析、疲劳寿命分析和强度验证试验等。
2.1 有限元分析有限元分析是一种基于数值计算方法的结构分析技术。
它将复杂的结构划分为多个有限大小的单元，通过求解每个单元的应力和变形，再根据单元之间的相互作用关系，得到整个结构的应力和变形分布情况。
有限元分析具有计算精度高、适用范围广的特点，是目前飞机结构强度分析中常用的方法之一。
2.2 疲劳寿命分析疲劳是飞机结构强度分析中的一个重要问题。
随着飞机飞行时间的增加，结构材料容易出现疲劳裂纹和断裂现象，严重影响飞机的安全性能。
疲劳寿命分析是通过模拟飞机在不同载荷和振动环境下的使用情况，评估结构所能承受的疲劳载荷大小和使用寿命。
疲劳寿命分析可以帮助飞机制造商确定结构设计的合理性，并采取相应的改进措施。
2.3 强度验证试验强度验证试验是飞机结构强度分析的最后一道防线。
在飞机设计完成后，通过对零部件、部件和整机进行静态和动态力学性能测试，验证设计是否符合预期要求。
强度验证试验既可以检测结构的强度和刚度特性，又可以发现设计和制造中存在的问题，为改进设计提供重要依据。
第三章飞机结构强度改进技术飞机结构强度改进技术是指通过改变飞机结构材料、优化结构设计和改进制造技术等手段，提高飞机的结构强度和安全性能。
本章将介绍几种常用的飞机结构强度改进技术，包括材料改进、结构设计优化和制造工艺改进等。
3.1 材料改进材料是飞机结构强度的基础，材料的质量和性能直接影响到飞机的结构强度和安全性能。
飞机结构强度分析优化研究
飞机结构强度分析优化研究一、引言近年来，航空业发展迅速，飞机研制的科技含量越来越高。
航空器的结构强度是航空工程中至关重要的一环。
强度优化能降低材料损耗，减轻机身重量，提升航空器性能。
本文将对飞机结构强度分析优化研究进行讨论。
二、飞机结构强度分析飞机结构的强度分析是指在载荷作用下机身部件是否能够承受扭曲、拉伸、剪切等各种应力，以及在正常使用过程中零件的寿命是否符合要求。
同时，结构分析还需要考虑航空器的可靠性、安全性和经济性等方面的因素。
以商用飞机为例，飞机机身的负载来源主要包括地面静态负载和空气动力负载两大类。
地面静态负载主要来自于飞机自身重量、燃油重量、乘客重量等。
空气动力负载则是飞行速度和高度变化所产生的风压力和重力加速度对机身的挤压、拉伸、弯曲等应力。
在结构强度分析中，一般采用数学模型对零部件和整机进行计算。
分析过程中需要考虑零部件的材料性质、几何形状及应力状态等因素。
通过数值计算和仿真模拟等方法，对零件和整机的安全性能进行评估和测试。
三、飞机结构强度优化飞机结构的强度优化是指通过改变零部件几何形状或材料等方式，来降低零部件重量，减少应力集中，提高飞机整体性能。
强度优化需要考虑航行速度、气流等因素对结构的影响，同时也需要考虑制造成本、工艺性、可靠性等因素。
目前，结构优化的方法主要有以下三类：1. 材料优化：通过更换材料，达到减轻重量，提高整机飞行性能的效果。
2. 零部件几何优化：通过改变零部件几何形状，达到降低零部件重量，减少应力集中的效果。
3. 材料和几何联合优化：通过改变材料性质和零部件几何结构，以期达到更佳的优化效果。
四、结论航空业的飞速发展，对飞机结构强度提出了更高的要求。
强度优化能够提高飞机性能，减少材料消耗和实现成本效益，因此成为航空工程研究重要的一部分。
在未来，随着航空工艺技术的不断更新，结构强度分析和优化方法也将更加精细和高效。
民用飞机雷电试验中的结构损伤修复技术
民用飞机雷电试验中的结构损伤修复技术雷电是一种常见的自然灾害，其强大的电力对民用飞机结构造成了潜在的威胁。
为了确保飞机的安全运行，必须开发出有效的结构损伤修复技术。
本文将介绍民用飞机雷电试验中的结构损伤修复技术，并探讨其应用前景。
一、背景雷电击中飞机的情况并不常见，但一旦发生，可能引起飞机结构的损坏。
有许多因素影响着飞机在雷电试验中的结构损伤情况，如飞机的尺寸、材料、设计等。
因此，研究针对民用飞机的雷电试验结构损伤修复技术至关重要。
二、结构损伤修复技术1. 检测和评估在雷电试验后，首先需要进行损伤检测和评估。
这可以通过无损检测技术来实现，如超声波检测、热红外成像等。
这些技术能够快速、准确地发现飞机结构中隐藏的损伤，为后续修复提供依据。
2. 损伤修复一旦发现了结构损伤，就需要采取合适的修复措施。
根据损伤的类型和严重程度，可以采用多种修复方法，如补丁修复、异物取出、二次粘接等。
这些方法能够恢复飞机结构的完整性，保证其安全飞行。
3. 强度修复除了修复结构损伤外，还需要进行强度修复，以保证飞机的正常运行。
强度修复包括材料加强、支撑结构加固等。
这些措施能够提高结构的抗雷电击中能力，降低再次损伤的风险。
4. 前瞻性维护为了预防结构损伤的发生，还需要进行前瞻性维护工作。
这包括定期的结构检查、维护和更换工作，以确保飞机结构始终处于良好的状态。
同时，还可以采用先进的材料和设计技术，提高飞机的耐雷性能。
三、应用前景随着飞机设计的不断发展，民用飞机雷电试验中的结构损伤修复技术也在不断进步。
目前已经有许多针对飞机结构损伤修复的技术被开发出来，并在实践中得到应用。
这些技术不仅能够修复损伤，还能预防损伤的发生，提高飞机的安全性和可靠性。
未来，随着科技的不断进步，民用飞机雷电试验中的结构损伤修复技术将进一步完善和发展。
我们可以期待更加高效、精准的修复方法的出现，从而保障飞机在雷电试验中的结构安全。
总结起来，民用飞机雷电试验中的结构损伤修复技术对于航空安全至关重要。
航空器结构强度与损伤评估技术研究
航空器结构强度与损伤评估技术研究航空器结构的强度和损伤评估是航空工程领域中的关键问题之一。
飞行过程中航空器承受着各种外界载荷和环境因素的影响，长期运行和极端条件下的使用会导致结构的疲劳和损伤。
因此，准确评估航空器结构的强度和损伤状态对于保证航空器的安全运行至关重要。
航空器结构强度评估技术的研究主要涉及载荷分析、材料力学、结构动力学和结构损伤评估等方面。
首先，通过对航空器受到的外界载荷进行分析，可以确定飞行过程中受力最大的结构部位。
其次，对于航空器结构材料的力学性质，需要进行材料的测试和建模，以获得材料的强度、刚度和疲劳性能等参数。
在结构动力学研究中，考虑飞行过程中的结构振动和应力疲劳等因素，以评估结构在不同工作条件下的强度。
结构损伤评估是确定和评估结构损伤的位置、大小和发展情况，以保证结构的完整性和安全性。
在航空器结构强度评估技术中，有一些常用的方法和工具。
其中最常见的方法之一是有限元法。
有限元法通过将大的结构分割成小的有限元单元，将结构的强度问题转化为求解一系列代数方程的问题。
有限元法不仅可以模拟结构的静态强度行为，还可以考虑结构的动力响应和疲劳寿命等方面。
另外，还有基于统计学方法的可靠性分析技术。
可靠性分析技术可以通过收集和分析结构的观测数据，计算结构的可靠度和安全指标，预测结构在未来使用过程中的强度和损伤状况。
随着航空器设计和制造技术的不断发展，航空器结构强度评估技术也在不断创新和改进。
一方面，新材料的应用和新工艺的发展使得航空器结构的强度和耐久性得到了显著提升。
例如，新一代复合材料和先进制造技术的应用使得航空器结构更加轻量化和高强度。
另一方面，结构健康监测技术的发展促进了结构强度评估技术的进一步完善。
结构健康监测技术可以实时监测和诊断结构的损伤状况，为结构的修复和维护提供了重要的依据。
然而，航空器结构强度与损伤评估技术研究还面临着一些挑战和问题。
首先，航空器结构的复杂性和多样性导致了结构强度评估技术的复杂性。
某型飞机交点衬套修复技术
某型飞机交点衬套修复技术黎宝德（沈阳飞机工业（集团）有限公司，辽宁沈阳 110034）摘要：某型飞机上活动部件交点内安装衬套，防止交点连接和部件运动时磨损机体结构。
部件对接时，为了消除部件的装配误差和协调误差，保证同轴度和轴线位置，需要对下交点衬套孔按钻模进行配合扩铰孔。
飞机使用中衬套损坏后，需重新更换衬套，通过设计新型的加工刀具，创新加工方法，通过自导向保证同轴度，用风钻代替机床实现机上修复，能节约大量时间和成本。
关键词：飞机交点；衬套；精加工；修复中图分类号：V267 文献标识码：A 文章编号：2096-4609（2018）13-0234-002某型飞机上一个功能部件与机体通过上下两组交点连接，其中一组交点为转动交点，功能部件通过操纵系统驱动以转动交点为轴线偏转；另一组交点为锁紧交点，当功能部件恢复位置时，由操纵系统驱动锁紧装置将销轴穿入锁紧交点孔内，对部件进行锁紧。
部件装配中，分别以对接交点的上交点为基准定位，部件对接时，为了消除部件的装配误差和协调误差，保证同轴度和轴线位置，需要对下交点衬套孔按钻模进行配合扩铰孔。
飞机使用中，长期的开锁上锁会对锁紧交点上的衬套内孔产生磨损，造成衬套损坏，需重新更换衬套，按传统的方法需将飞机部件分解后返回精加工台，重新进行配合扩铰孔。
一、技术分析（一）装配过程机体结构上转动交点为多组耳片组成，锁紧交点为多组叉耳组成（图1），装配时，转动交点通过公差为f7的定位销轴定位到工装定位器上，锁紧交点根据与工装定位器同轴情况，选用比孔径小（0-0.2）mm的销轴定位。
功能部件上转动交点为多组耳片组成，锁紧交点为与机体叉耳项配合的多组耳片组成。
装配时，转动交点通过公差为f7的定位销轴定位到工装定位器上，锁紧交点根据与工装定位器同轴情况，选用比孔径小（0-0.2）mm的销轴定位。
功能部件悬挂后，装配误差和协调误差会积累到锁紧交点上，导致机体上锁紧交点与部件锁紧交点孔不同轴，由于锁紧销与交点配合精度为H8/f7，部件对接时，锁紧交点需要配合铰孔[1]。
飞机缝翼允许损伤静强度评估方法
长，为缝翼主承中会提供一些通 前腔内布置有防冰通气管。当缝翼表面结冰时，防冰
用的处理方式。允许损伤一般用结构原尺寸（宽度、 系统会向防冰管中供应热气。热气从防冰管中喷出，
作者简介：江航（1990— ），男，辽宁铁岭人，助理工程师，硕士；研究方向：飞机结构强度。
导致的损伤，称为疲劳损伤。
最后，缝翼的失速特性也较好。因此，某些民航客机，
对于这些损伤，须要根据飞机“结构修理手册” 如空中客车 A320 飞机，采用了缝翼作为前缘增升装
（Structural Repair Manual，SRM）进行修理。对于飞机 置。但是，由于缝翼的收放对空间要求较高，而克鲁
某一特定部件，手册中一般会描述该部件的结构识别 格襟翼对空间要求较低，所以另一些机型，如波音 信息，并给出“允许损伤”和“修理”的具体方案。一般- 55 -B737 飞机，机翼前缘增升装置采用缝翼和克鲁格襟
好能够承受设计载荷的形式或尺寸，而是会留有安全
缝翼结构主要由缝翼本体和滑轨两部分组成。
裕度。这样，如果结构遭受的损伤并不严重，就可以 缝翼本体主要由蒙皮、翼梁、肋板、尾缘垫块、连接件
通过稍微去除一点结构材料消除损伤，而又不至于使 和紧固件组成。缝翼翼梁沿展向布置，贯穿缝翼全
结构的承载能力低于设计载荷。
（比如：沿厚度或宽度方向去除材料并打磨光滑和使
用紧固件堵孔等）［1］。
根据《中国民用航空规章第 25 部运输类飞机适
航标准（CCAR-25-R4）》第 25.301 条，强度的要求用
限制载荷（服役中预期的最大载荷）和极限载荷（限制
载荷乘以规定的安全系数）来规定；根据第 25.303 条， 除非另有规定，当以限制载荷作为结构的外载荷时，
载荷的任何载荷作用下，变形不得妨碍安全运行。按 间就形成一个缝道。气流通过缝道，可以吹除后方机
飞机结构常规修理方法及分析
飞机结构常规修理方法及分析作者：何强黄涛来源：《科学与财富》2019年第13期摘要：在飞机运行过程中，航空发动机机械会发生不同程度的磨损，而其磨损的状况会引发发动机运行故障，在不影响飞机安全和正常使用的情况下，合理地制定飞机结构修理方案并进行可靠性分析十分重要。
关键词：飞机结构；修理方法；飞机结构的损伤主要分为飞机结构腐蚀、静强度破坏、疲劳裂纹等。
根据飞机结构维修的有关理论、损伤部位和损伤情况、航材供应情况、飞机可停场时间、维修成本、本单位飞机维修能力等因素，参照该型飞机的相关修理手册，在不影响飞机安全和正常使用的情况下，合理地制定飞机结构修理方案并进行可靠性分析十分重要。
1腐蚀常规修理和分析飞机金属结构件出现的腐蚀情况通常都是因为电化学腐蚀。
飞机在出厂的时候已经采取一定的腐蚀措施，但是因为飞机的飞行环境和飞机使用以及维护保养情况不同的，因此在结构修理的过程中，不仅需要恢复原厂家设计的防腐能力，如果情况特殊，防腐能力还要比出厂时更好，以下是具体的防腐措施：全面检查飞机的容易发生腐蚀的零件和周边环境，明确飞机腐蚀发生的主要条件和发生原因。
及时确认腐蚀发生的原始痕迹，将腐蚀产物及时、彻底的清理好，及时恢复好防腐涂层，并且采取相应的结构修理。
定期对于飞机容易出现污染的区域进行清洁，尤其是那些长期受到液压油和电解质污染的区域和结构。
此外要加强清洁腐蚀介质，重新喷涂防腐蚀的抑制剂。
定期对于漏排水孔进行疏通，保证漏排水系统可以始终保持畅通的工作状态。
保证厨房和厕所以及货仓地板接缝保持密封，避免水或者污染物渗入到结构表面当中。
如果损坏了防腐涂层，就要立即将其修复。
一些铝合金表面因为需要修理，从而得到再次加工，对着这些铝合金需要将其腐蚀层去除掉，保证表面的光滑性，保证修理区域的清洁性，不能出现金属屑，尤其不能出现铁屑和钢屑。
此外也不能在修理区域当中出现油污等污染物。
结合飞机维修手册提出的具体要求，首先需要将原有的表面涂层恢复好，结合实际情况考虑是否添加一层面漆，可以喷涂防腐蚀抑制剂。
民用飞机结构疲劳损伤维修决策与评估技术研究
四、结论
民用飞机结构疲劳损伤维修决策与评估技术的研究对提高飞机安全性能和延 长使用寿命具有重要意义。通过对结构疲劳损伤机理和特征的深入理解，结合多 元化的维修策略和评估技术手段，可以更加有效地预防和处理民用飞机结构疲劳 损伤问题，确保航空安全和降低运营成本。未来，随着科学技术的发展和创新， 相信在民用飞机结构疲劳损伤维修决策与评估技术领域将会有更多突破性的成果 出现。
三、降低维修成本的策略
1、优化维修计划：制定合理的维修计划，避免过度维修或漏检，从而减少 不必要的成本。
2、提高维修效率：通过培训和技术更新，提高维修人员的技能水平，降低 维修时间和人力成本。
3、降低材料成本：通过集中采购、长期合同等方式，与供应商建立战略合 作关系，降低采购成本。
4、设备投资优化：合理配置设备资源，避免设备闲置和浪费，同时注重设 备的维护和保养，降低设备故障率。
2、民用飞机维修大纲结构损伤 评定的主要内容
2.1定期检查
定期检查是民用飞机维修大纲结构损伤评定的基础，主要通过对飞机结构的 定期检查，发现和评估结构损伤的程度。检查包括对机身、机翼、尾翼、起落架 等结构进行详细检查，以及按照维修手册进行相关试验。
2.2损伤评估
损伤评估是根据检查中发现的结构损伤情况，进行详细评估。评估的内容包 括损伤的类型、位置、程度和原因等，并依据评估结果制定相应的维修计划。
4、结论
本次演示主要探讨了民用飞机维修大纲结构损伤评定方法。通过对飞机结构 的定期检查、损伤评估、维修计划的制定以及修理与更换等方面的研究，提出了 一套完整的结构损伤评定方法。为了保证该方法的实施有效性，需要建立完善的 维修管理制度、加强人员培训和技术能力提升以及强化质量保证体系等措施。通 过实施结构损伤评定方法，可以有效地提高民用飞机的维修质量和安全性，保障 飞行安全。
飞行器结构疲劳损伤评估与修复技术研究
飞行器结构疲劳损伤评估与修复技术研究一、引言飞行器作为一种航空器材，常常承担着人们出行、货物运输、战争等任务，其安全性至关重要，而飞行器结构疲劳损伤则是安全性的极大威胁。
因此，本文将综述飞行器结构疲劳损伤评估与修复的相关技术研究。
二、飞行器结构疲劳损伤评估技术研究1.传统方法目前，飞行器结构疲劳损伤评估主要采用有损检测、无损检测和寿命预测等手段进行。
有损检测指的是采用焊接、打磨、机械切割等方法，将损伤部位部分或全部剥离，以寻找结构的剩余强度。
无损检测则是采用声波、热波、超声波、磁力线等物理方法，通过测量有损部位的物理变化，来判断结构的疲劳损伤状况。
寿命预测则是从材料学和结构学等角度出发，通过暴露试验、载荷试验等手段，预测结构的疲劳损伤寿命。
2.数字化方法随着计算机技术的快速发展，数字化方法也在飞行器结构疲劳损伤评估中得到广泛应用。
其中，有限元法、计算流体力学等数值模拟方法，能够准确模拟结构的应力和变形情况，得出结构的疲劳寿命和裂纹扩展速率等参数；虚拟现实技术也可以在数字化模拟中实现可视化，使得人们可以更加直观地了解结构的变化情况。
数字化方法不仅可以减少有损检测和无损检测中存在的人为误差等问题，还可以大幅缩短评估周期，提高评估效率。
三、飞行器结构疲劳损伤修复技术研究飞行器结构疲劳损伤修复技术是在结构受损后，进行维护和修复的技术手段。
总体来讲，疲劳损伤修复技术可分为三大类：焊接修复、机械加固修复和材料替换修复。
1.焊接修复焊接修复是目前应用最广泛、技术成熟度最高的修复技术之一。
利用焊接方法，将新的材料焊接在损伤部位上，以提高结构的承载能力。
焊接修复有利于保持结构的原有形状，并且在机身表面修复时不容易产生影响机身空气动力性能的凸起。
但是，焊接过程中需要对机身进行部分或整体热处理，可能会引起材料性质的变化。
2.机械加固修复机械加固修复是指在损伤部位增加金属板、钉子、螺栓等机械连接件，以提高结构的承载能力。
蒙皮穿透裂纹损伤胶接修理的强度评估
蒙皮穿透裂纹损伤胶接修理的强度评估蒙皮穿透裂纹损伤是飞机结构中常见的一种问题。
当飞机发生碰撞或其他外部损伤时，蒙皮可能会出现穿透和裂纹，对飞机的结构强度和安全性造成严重影响。
修复这些损伤的方法和修复后的强度评估成为飞机维修领域的研究热点之一。
本文将主要讨论蒙皮穿透裂纹损伤的胶接修理方法以及对修理后强度的评估。
1.准备工作在进行蒙皮穿透裂纹损伤的胶接修理之前，首先需要进行准备工作。
这包括清洁损伤表面、扩展裂纹、打磨表面以及选择合适的胶接剂等工作。
清洁损伤表面可以去除表面的脏物和油污，保证后续的修理工作可以正常进行。
扩展裂纹是为了增加修复接合面积，提高修复后的强度。
打磨表面可以去除氧化层和增强粘附性。
选择合适的胶接剂是非常重要的，通常会选择高性能的环氧树脂作为胶接剂。
2.胶接修理方法胶接修理方法包括胶接准备、涂布胶接剂、恢复结构完整性等步骤。
胶接准备是在准备工作的基础上，对损伤表面进行处理，包括打磨和去除脏物。
涂布胶接剂是将胶接剂均匀涂布在损伤表面，并与补片贴合。
恢复结构完整性是通过热固或者固化过程，将胶接剂和蒙皮形成坚固的结合。
3.质量控制在进行胶接修理之后，需要对修理质量进行控制。
这包括对修理地区进行外观检查、探伤检查以及强度检验等。
外观检查主要是为了确认修理地区是否有泡洞、夹杂等缺陷。
探伤检查可以发现潜在的隐伏裂纹。
强度检验是检查修理后的结构是否满足设计要求的强度要求。
1.材料性能和工艺对修理强度的影响对蒙皮穿透裂纹损伤进行胶接修理后，修理的强度受到多种因素的影响，其中材料性能和工艺是主要的影响因素之一。
选择合适的胶接剂和补片材料是影响修理强度的关键因素。
合适的胶接剂应具有良好的粘接性能、抗剪强度和抗环境老化性能。
合适的补片材料应具有足够的强度和刚度，能够与蒙皮形成稳定的结合。
胶接修理过程的工艺也会对修理强度产生影响。
包括胶接剂的涂布均匀性、胶接剂的固化过程、恢复结构完整性等各个环节都会对修理强度产生影响。
某型飞机机体结构完整性评估与优化设计
某型飞机机体结构完整性评估与优化设计随着航空技术的不断发展，飞机机体结构的完整性评估与优化设计正变得越来越重要。
在航空工业中，机体结构的完整性是指在正常飞行和特殊情况下，飞机能够承受振动、载荷和环境因素的影响而保持其功能和结构完整性的能力。
本文将探讨某型飞机机体结构完整性的评估方法和优化设计策略。
1. 综述飞机机体结构完整性评估的重要性飞机机体结构的完整性评估是确保飞机安全飞行的关键。
在飞行过程中，飞机会遇到各种载荷和环境因素，例如气动力、重力、惯性力、温度和湿度等。
这些因素对飞机的结构产生影响，可能导致结构疲劳、断裂或失效。
因此，为了确保飞机的安全性和可靠性，需要对机体结构的完整性进行评估。
2. 飞机机体结构完整性评估的方法飞机机体结构完整性评估的方法包括实验与数值仿真。
实验方法可以通过对飞机进行载荷试验、振动试验和环境试验等，来评估飞机的结构完整性。
数值仿真方法利用计算机模型和有限元分析等技术，对飞机进行力学分析和结构响应预测，从而评估其完整性。
3. 飞机机体结构完整性评估的指标飞机机体结构完整性评估的指标包括静态强度、疲劳寿命和风洞试验等。
静态强度评估是通过对飞机的结构进行强度分析，检查结构是否能够承受正常工作载荷。
疲劳寿命评估是通过对飞机的结构进行疲劳分析，评估结构在重复载荷下的寿命。
风洞试验是通过在风洞中模拟飞行环境，评估飞机在空气动力作用下的结构响应。
4. 飞机机体结构优化设计的策略为了提高飞机机体结构的完整性，可以采取优化设计的策略。
首先，可以对机体结构进行拓扑优化设计，通过调整构件的布局和连接方式，降低结构的重量和应力集中程度。
其次，可以进行材料优化设计，选择高强度、低密度和抗腐蚀的材料，提高结构的载荷承受能力和耐久性。
此外，还可以进行结构几何优化设计，通过调整结构的形状和几何参数，改善结构的气动性能和应力分布。
5. 某型飞机机体结构完整性评估与优化设计案例以某型客机为例，对其机体结构进行完整性评估与优化设计。
民用飞机已有修理的评估与处理
航空航天科学技民用飞机已有修理的评估与处理刘慧田（中航通飞华南飞机工业有限公司广东珠海519040）摘要：本文总结了民用飞机金属结构常见修理方式，加强片修理的材料和紧固件选用的一般原则，在此基础上提出了对民用飞机金属蒙皮及金属结构已有修理（Existing Repair）的一般评估方法，包括对损伤修理形式、紧固件件号、切割区域尺寸、修补材料厚度等的合格判断原则，并举例说明了对不合格修理进行再次修理的一般方式，这对确保飞机的长期安全飞行有着极其重要的作用。
关键词：民用飞机金属结构已有修理评估中图分类号：V21文献标识码：A文章编号：1674-098X(2022)01(c)-0049-03金属机身的民用飞机在运营一段时间后，机身蒙皮和结构不可避免地会出现各式各样的损伤，需要针对性地进行修理。
由于方方面面的原因，实际的修理结果与维修方案之间有时会出现偏差，或者有些维修根本就没按批准的方案进行，甚至有的维修方案根本就未经过审批，这些不合格的维修对飞机的正常运营造成了极大的安全隐患。
随着飞机机龄的增加，已有修理的数量也逐渐增多，为保证飞机飞行安全，每隔一段时间对飞机所有已有修理进行一次全面的评估很有必要［1］。
本文的目的就是研究一种比较有效的已有修理评估方法。
1结构修理中的加强片修理方法要对民用飞机金属蒙皮及金属结构已有修理进行评估，首先要熟悉飞机金属结构的修理方法。
整件更换和钻止裂孔等结构修理方法较为简单，这里只以常见的蒙皮单块加强片修理对结构修理做简单介绍。
1.1修理形式的确定修理形式应首先参考批准的结构修理手册，对手册中未给出具体方案的修理，修理形式应参考手册中近似损伤的修理方案来确定。
1.2加强片材料及厚度的确定加强片材料一般要求与被修理蒙皮相同或相近，厚度比被修理蒙皮厚一个级别。
1.3紧固件件号的确定做修理时，所用的紧固件一般选用损伤区域已有的永久性紧固件相近型号或高锁螺栓，直径一般选用与蒙皮上已有的紧固件相同或更大一号的尺寸［2］。
飞机机身结构的优化设计与强度分析
飞机机身结构的优化设计与强度分析下载温馨提示：该文档是我店铺精心编制而成，希望大家下载以后，能够帮助大家解决实际的问题。
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民用飞机结构衬套修理及强度评估
衬套是民用飞机常用的结构之一。
设计人员在进行飞机设计时,为了增加可更换的抗磨损表面,或提供具有较低摩擦力的摩擦面,会在活动接头中考虑设计衬套。
同在飞机生产过程中,工程人员也会大量使用衬套。
但是与设计人员的目的不同,工程人员使用衬套的唯一目的是修理超差孔,使之满足图纸上的容差要求。
工程人员使用实心衬套堵住经过圆整的超差孔,然后穿过衬套安装图纸要求的紧固件,从这个意义上讲,安装衬套也是一种特殊形式的堵孔[1]。
1 衬套使用范围飞机生产过程中,由于工人操作失误,零件多次拆装,零件状态与图纸不协调或设计错误,都有可能导致孔径超大,奇异孔,孔①作者简介:郑浩(1986,2—)，男，汉，河北沧州人，硕士，工程师，研究方向:民用飞机结构修理。
DOI:10.16661/ki.1672-3791.2017.20.097民用飞机结构衬套修理及强度评估①郑浩(上海飞机设计研究院 上海 201210)摘 要:安装衬套是民用飞机生产过程中一种常用的修理方法,用于修理民用飞机生产过程中紧固件孔偏离图纸要求的问题。
该文中依据长期的工程经验,概述了衬套在民用飞机生产过程中的使用范围,衬套的制作和安装要求,安装衬套后的静强度和疲劳强度的工程评估方法,从而协助工程人员快速、准确地处理工程问题,使衬套修理方法满足强度和结构功能的要求,从而满足民用飞机的适航性要求。
关键词:衬套 民用飞机 修理中图分类号:V26文献标识码:A文章编号:1672-3791(2017)07(b)-0097-04Repairment and Strength Evaluating for Civil Aviation Structural BushesZheng Hao(Shanghai Aircraft Design and Research Institute,Shanghai, 201210, China)Abstract : Bush is a frequently-used repairment method for fasten holes which don`t conform drawing requirements in civil aviation production. According to long engineering experience, we analyse the applied range of bushes, the requirements of bushes manufacture and assembly, and static and fatigue strength evaluating methods in this thesis. With the analysis we can assist engineers to solve the rejections rapidly and accurately, make sure stress and structural requirementsare satisfied by the method, and further more the airworthiness.Key Words: Bush; Civil aviation; Repairment柱状衬套 埋头衬套台阶衬套图1 柱状、埋头和台阶衬套的外形示意图边损伤,埋头孔锪窝尺寸超大或装配孔错位等偏离图纸要求的问题出现。
飞机结构修理
飞机结构修理飞机的机体结构通常是由蒙皮和骨架等组成。
蒙皮用来构成机翼，尾翼和机身的外形，承受局部气动载荷，以及参与抵抗机翼，尾翼，机身的弯曲变形和扭转变形。
骨架包括纵向构件主要包括梁和桁条组成其作用主要是承受机翼、尾翼、机身弯曲时所产生的拉力和压力；横向构件包括翼肋、隔框等，主要用来保持机翼、尾翼和机身的截面形状，并承受局部的空气动力，各类飞机大部分以铝合金作为主要结构材料。
飞机上的蒙皮、梁、肋、桁条、隔框和起落架都可以用铝合金制造。
因为其密度小、强度高的优点，在航空材料中得以广泛的应用。
铝合金结构在使用过程不可防止地受到不同程度的损伤，如蒙皮破孔、梁缘条裂纹、框变形等，因而需要采取相应的方法加以修理，保证各个结构能够在使用中安全负载和工作。
主要介绍飞机铝合金蒙皮、梁、桁、框及肋等结构的维修方法1.飞机铝合金蒙皮蒙皮是包围在机翼骨架外的维形构件，用粘接剂或铆钉固定于骨架上，形成机翼的气动力外形。
蒙皮用来构成机翼、尾翼和机身的外形，承受局部空气动力载荷，以及参与抵抗机翼、尾翼、机身的弯曲变形和扭转变形。
早期低速飞机的蒙皮是布质的，而如今飞机的蒙皮多是用硬铝板材制成的金属蒙皮。
机身蒙皮与机翼蒙皮的作用和构造相同。
如衍梁、衍条、蒙皮、隔框的不同组合、可以形成机身的不同构造形式。
如果蒙皮较厚，则衍梁、衍条、隔柜可以较弱；如果蒙皮较薄，则上述骨架也应该较强、较多。
2.梁的结构及特点翼梁翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分弯矩和剪力。
翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成〔如下图〕，剖面多为工字型。
翼梁固支在机身上。
凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。
凸缘和腹板组成工字型梁，承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。
桁条与桁梁衍条的形状、作用与机冀的衍条相似。
桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内外表，支持蒙皮以提高其承载能力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。
民用飞机雷电试验中的结构损伤修复方案
民用飞机雷电试验中的结构损伤修复方案在民用飞机雷电试验中，由于雷电带来的高电流和高能量冲击，飞机结构往往会受到严重损坏。
这种结构损伤对民用飞机的飞行安全和飞行寿命造成了威胁。
因此，开发有效的结构损伤修复方案对于民用飞机的安全运行至关重要。
本文将介绍几种常见的民用飞机雷电试验中的结构损伤修复方案。
一、铝合金结构损伤修复方案铝合金是目前民用飞机结构材料中使用最广泛的一种，其具有高强度、轻质等优点。
然而，在雷电试验中，铝合金结构往往会出现氧化、脱蚀和烧蚀等损伤情况。
为了修复这些损伤，可以采取以下方案：1. 磨削与研磨修复对于铝合金表面的氧化和脱蚀损伤，可以通过磨削和研磨的方式进行修复。
首先，使用磨削工具将受损表面去除，然后使用研磨工具进行打磨，使表面恢复光滑。
最后，再进行喷涂或涂层处理，以增加表面的耐蚀性。
2. 补焊修复对于铝合金结构的烧蚀损伤，可以采用补焊修复的方法。
首先，使用激光或电子束焊接技术将损伤部位进行熔化，然后通过高温高压的处理，使焊缝与基材结合牢固。
这种修复方法能够有效修复烧蚀损伤，并保持铝合金结构的原有性能。
二、复合材料结构损伤修复方案复合材料在民用飞机结构中的应用也越来越广泛，其具有高强度、高刚度、低密度等优点。
然而，复合材料在雷电试验中也往往会受到损伤，如纤维破裂、树脂烧蚀等。
为了修复复合材料结构的损伤，可以采取以下方案：1. 碳纤维布修复对于复合材料的纤维破裂损伤，可以使用碳纤维布进行修复。
首先，将碳纤维布剪裁成合适的形状和尺寸，然后在损伤部位涂敷环氧树脂胶粘剂，将碳纤维布贴合在损伤部位上。
最后，通过热处理使其固化，从而实现损伤的修复和强度的恢复。
2. 补片修复对于复合材料结构的大面积烧蚀损伤，可以采用补片修复的方式。
首先，将损伤部位去除，并修整边缘。
然后，使用相同材料的复合材料板材进行贴合，使用环氧树脂胶粘剂使其粘结在一起。
最后，通过加热和加压的处理，使补片与基材结合牢固，从而修复结构损伤。
飞机结构修理部位的可检性与提升耐久性分析
飞机结构修理部位的可检性与提升耐久性分析发布时间：2023-01-15T09:14:16.978Z 来源：《中国科技信息》2022年9月17期作者：韩青贵[导读] 飞机结构维修的目的是使飞机恢复到完好的使用状态,保证机体达到适航条件，从而使机体安全工作?本文重点阐述机体结构损伤及典型的修复技术韩青贵海山实业发展总公司河北省石家庄050200摘要:飞机结构维修的目的是使飞机恢复到完好的使用状态,保证机体达到适航条件，从而使机体安全工作本文重点阐述机体结构损伤及典型的修复技术。
由于机体工作环境比较特殊,长期工作过程中不可避免的会出现各种故障现象，必须加以之正确有效的修复,消除故障，保证机体能够继续稳定工作机体修复后还需要对修复部件进行可检查性分析,提升结构耐久性，对此文章展开了相关论述，希望给相关人员提供一定的参考。
关键词:飞机结构；修理；可检性；耐久性1.飞机耐久性设计的相关理论1.1.耐久性设计耐久性是指在规定的期限内机体结构抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、脱层、机械损坏以及外来物体破坏的能力。
航空结构在使用前（制造、加工、装配、运输时）就面临着一些细微的早期制造问题，使用中内部结构在负荷条件的相互作用下逐渐出现尺寸和特定比例的裂纹和损伤，若其继续扩展下去将导致内部结构功能损伤和维修费用剧增，严重时将影响飞行安全，所以需要及时修复（经济修复），这种修复可以进行若干次直到满足使用寿命。
1.2.损伤容限设计损伤容限是指结构在规定的未修使用周期内，抵抗由缺陷、裂纹或其他损伤而导致破坏的能力。
简单地说，就是指飞机结构中初始缺陷及其在使用中缺陷发展的充许程度。
因此，损伤容限设计思想研究的对象是那些影响飞行安全的结构部件在使用寿命期内的安全性和可靠性度问题。
2.飞机结构损伤检查方法2.1.目视检查(1)在进行目视检查时,因条件差异、检查技术要求差异、视线可达性和视力局限性及所要达到的检查目的差异,还需要借助其他一些辅助仪器实施目视检查(又称光学-目视检查),如:强光手电筒反光镜增强镜孔探仪等。
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衬套是民用飞机常用的结构之一。
设计人员在进行飞机设计时,为了增加可更换的抗磨损表面,或提供具有较低摩擦力的摩擦面,会在活动接头中考虑设计衬套。
同在飞机生产过程中,工程人员也会大量使用衬套。
但是与设计人员的目的不同,工程人员使用衬套的唯一目的是修理超差孔,使之满足图纸上的容差要求。
工程人员使用实心衬套堵住经过圆整的超差孔,然后穿过衬套安装图纸要求的紧固件,从这个意义上讲,安装衬套也是一种特殊形式的堵孔[1]。
1 衬套使用范围飞机生产过程中,由于工人操作失误,零件多次拆装,零件状态与图纸不协调或设计错误,都有可能导致孔径超大,奇异孔,孔①作者简介:郑浩(1986,2—)，男，汉，河北沧州人，硕士，工程师，研究方向:民用飞机结构修理。
DOI:10.16661/ki.1672-3791.2017.20.097民用飞机结构衬套修理及强度评估①郑浩(上海飞机设计研究院 上海 201210)摘 要:安装衬套是民用飞机生产过程中一种常用的修理方法,用于修理民用飞机生产过程中紧固件孔偏离图纸要求的问题。
该文中依据长期的工程经验,概述了衬套在民用飞机生产过程中的使用范围,衬套的制作和安装要求,安装衬套后的静强度和疲劳强度的工程评估方法,从而协助工程人员快速、准确地处理工程问题,使衬套修理方法满足强度和结构功能的要求,从而满足民用飞机的适航性要求。
关键词:衬套 民用飞机 修理中图分类号:V26文献标识码:A文章编号:1672-3791(2017)07(b)-0097-04Repairment and Strength Evaluating for Civil Aviation Structural BushesZheng Hao(Shanghai Aircraft Design and Research Institute,Shanghai, 201210, China)Abstract : Bush is a frequently-used repairment method for fasten holes which don`t conform drawing requirements in civil aviation production. According to long engineering experience, we analyse the applied range of bushes, the requirements of bushes manufacture and assembly, and static and fatigue strength evaluating methods in this thesis. With the analysis we can assist engineers to solve the rejections rapidly and accurately, make sure stress and structural requirementsare satisfied by the method, and further more the airworthiness.Key Words: Bush; Civil aviation; Repairment柱状衬套 埋头衬套台阶衬套图1 柱状、埋头和台阶衬套的外形示意图边损伤,埋头孔锪窝尺寸超大或装配孔错位等偏离图纸要求的问题出现。
工程人员为了处置该类问题,使飞机满足功能、强度和适航的要求,通常会使用在偏离图纸要求的孔内安装实心衬套,然后在衬套内制孔安装图纸要求的紧固件的方法。
但是,考虑到具体部位的受力情况,通常在以下情况不使用衬套修理。
(1)紧固件孔短边距(紧固件孔中心距离零件边缘小于某一值,金属材料上通常认为该值为2倍的紧固件孔直径)时不能使用加衬套的方法来解决,因为加衬套不仅不会增加边缘剩余材料,反而会进一步削弱构件,增加受拉时的应力集中。
(2)紧固件受拉部位不能使用衬套进行修理,衬套修理仅用于受剪紧固件连接部位。
图2偏离孔扩孔(安装衬套)示意图图3边距影响示意图图4 间距影响示意图图5端距影响示意图注:R为钉孔半径(终孔);r为偏离半径;L为长度;O为圆心,d为衬套最小壁厚2衬套形式民用飞机修理用衬套按其外形可分为柱状、埋头及台阶衬套,衬套外形示意图如图1所示。
柱状衬套为最常用的衬套,若无特殊要求,修理一般使用柱状衬套;当紧固件孔锪窝出现偏离时,也会使用埋头衬套,考虑到埋头衬套和孔的干涉等直段较小,在衬套中心制孔时,衬套容易在衬套孔中旋转,可以使用密封剂湿安装等方法解决该问题;当需要增加单侧的阻挡,防止衬套脱落,可使用台阶衬套。
衬套材料必须与修理区域的结构材料相容,条件允许优先使用相同材料,保证二者力学性能相当,并避免电化学腐蚀。
3 衬套孔制孔要求为了降低对强度的影响等,加衬套时需使去除的原结构材料最少(在保证衬套最小壁厚的前提下),图2给出了部分典型偏离孔扩孔(安装衬套)方法的示意。
方法1:紧固件在衬套上孔必须与原孔同心(例如其它零件上已制孔,所以无法移动孔位);此时r ＜d , L d =。
方法2:紧固件在衬套上孔必须与原孔同心(例如其它零件上已制孔,所以无法移动孔位);此时,r d ≥, L r =一边与偏离处相切。
方法3:紧固件在衬套上孔可重新定位(例如其它零件上孔未制孔或可借孔,或可以更换不带孔的新零件);此时2r d ≥,扩孔两边均与原孔相切;此时圆心(紧固件中心)可移动至O (衬套中心)或其周围(O 为圆心,半径为 (2)/2r d -的圆),衬套上孔可偏心。
方法4:紧固件在衬套上孔可重新定位(例如其它零件上孔未制孔或可借孔,或可以更换不带孔的新零件);此时 2r d <,2L r d +=;此时圆心(紧固件中心)移动至O (衬套中心),衬套上孔不可偏心。
4 衬套制作和安装方法在制作衬套,确定衬套尺寸时,为了保证堵孔能够降低应力集中系数,通常要保证衬套和基体材料的紧固件孔有足够的干涉量,并且在衬套上制紧固件孔后,衬套上仍需有足够的剩余厚度。
为了使紧固件而非衬套承受多层零件之间的剪切载荷,当衬套穿过两层或更多层结构时,应分层加衬套。
由于衬套与衬套孔存在干涉量,衬套直径大于孔径,故安装时须冷冻安装;对于钢材料衬套,不能使用液氮冷冻安装,可使用干冰冷冻安装。
5 衬套修理的静强度评估方法根据工程经验,衬套修理对静强度的影响主要体现在减少了原结构的承载面积,因此静强度评估包括边距、间距和端距影响评估,具体评估方法可用下面的公式快捷并偏保守地计算[1]。
5.1 边距影响评估根据图3描述,修理衬套直径为D ,边距为B ,受载方向与短边距相关边缘平行,单紧固件载荷为P A ,板材厚度T ,材料拉伸极限值为F TU ,材料旁路应力F B ,净边距为C =B -0.5D ,短边距处拉伸破坏载荷P T : ()()2T TU B P F F B T=-⨯⨯。
若P T 大于P A ,则衬套修理后,结构不会由于短边距发生拉伸破坏,边距满足静强度要求。
5.2 间距影响评估根据图4描述,修理衬套直径为D ,间距为S ,受载方向与紧固件排列方向平行,单紧固件载荷为P A ,板材厚度T ,材料剪切极限值为F SU ,钉间剪切破坏 P D :2(-0.766)D SU P F T S D =⨯⨯。
若PD大于PA,则衬套修理后,结构不会由于短间距发生剪切破坏,间距净材料满足静强度要求。
5.3 端距影响评估根据图5描述,修理衬套直径为D ,端距为W ,受载方向与短端图6 边距系数图7 间距系数端距ED /紧固件直径d 图8 端距系数1.稿件应具有科学性、先进性和实用性，论点明确、数据准确、逻辑严谨、文字通顺。
2.计量单位以国家法定计量单位为准；统计学符号按国家标准《统计学名词及符号》的规定书写。
3.所有文章标题字数在20字以内。
4.参考文献应引自正式出版物，在稿件的正文中依其出现的先后顺序用阿拉伯数字加方括号在段末上角标出。
5.参考文献按引用的先后顺序列于文末。
6.正确使用标点符号，表格设计要合理，推荐使用三线表。
7.图片要清晰，注明图号。
《中外医疗》投稿说明距相关边缘垂直短端,单紧固件载荷为P A ,板材厚度T ,材料剪切极限值为F SU ,距处剪切破坏载荷P S : 2(-0.383)S SU P F T W D =⨯⨯。
若P S 大于P A ,则衬套修理后,结构不会由于短端距发生剪切破坏,端距净材料满足静强度要求。
6 衬套修理的疲劳强度评估方法基于DFR 法进行疲劳强度评估,衬套修理主要影响结构的DFR 值。
关于典型制造偏离的衬套修理部位主要为有紧固件细节部位,结构连接部位衬套修理前的DFR值计算公式为[2]:=BASE CDFR DFR ABCDEUR ⨯修理前各个参数对结构疲劳强度影响不同,有利有弊,综合分析可知:衬套孔径的增大会减少孔挤压应力;衬套高度直径比的降低会减少剪切面上的尖端效应;安装形式采用冷冻安装可以避免孔壁损伤等;这些方面对结构疲劳强度有利。
衬套孔径的增大,边距、间距或者端距减小会加剧应力集中;衬套孔径增大,孔边接触应力会降低;这些方面对结构疲劳强度不利。
现保守考虑,忽略有利因素,仅考虑两项不利因素,因此,原DFR 值可修正为: 12=DFR DFR K K ⨯⨯修理后修理前。
其中K 1为边距、间距和端距修正系数;K 2为试验修正系数。
修正系数K 1反映了应力集中的影响,边距、间距和端距的修正系数分别如图6、图7和图8所示[3]。
衬套试验修正系数K 2反映了孔边接触应力变化对结构疲劳强度的影响,根据试片级试验数据得出结论,在衬套无短边距情况下,衬套修理前后DFR 值变化显著,衬套修理后DFR 试验值相比衬套修理前DFR 理论值降低15%,尽管试验存在工艺不稳定等因素,仍保守认为衬套修理对原结构DFR 值存在明显不利影响,取试验修正系数K 2为0.85。
7 结语衬套修理是民用飞机领域常使用的修理方法,该文概述了衬套在民用飞机生产过程中的使用范围,衬套的制作和安装要求,安装衬套后的静强度和疲劳强度的工程评估方法,能够保证工程人员快速、规范地解决孔径超大、奇异孔、孔边损伤、埋头孔锪窝尺寸超大或装配孔错位等偏离图纸要求的问题,以满足民用飞机的安全性和适航性要求。
参考文献[1]中国航空工业总公司第640研究所.麦道飞机联络工程手册[M].北京:航空工业出版社,1997:60-61,63-65.[2]《飞机设计手册》总编委员会.飞机设计手册-载荷、强度和刚度[M].航空工业出版社,2001:211.[3]《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》编委会.民机结构耐久性与损伤容限设计手册(上册)[M].北京:航空工业出版社.2003:217-218.。