某型飞机舱盖吊挂螺栓断裂故障模拟分析
螺栓断裂分析报告
螺栓断裂分析报告1. 引言螺栓是一种常见的连接元件，广泛应用于工程领域。
然而，在使用过程中，螺栓的断裂可能会导致严重的安全事故和设备损坏。
因此，对螺栓的断裂原因进行分析非常重要。
本文将介绍螺栓断裂的分析步骤，以帮助读者更好地了解螺栓断裂的原因，并提供相应的解决方案。
2. 分析步骤螺栓断裂分析通常可以按照以下步骤进行：2.1 收集断裂螺栓样本首先，需要收集断裂的螺栓样本。
这些样本应来自不同的工程项目，并涵盖不同的工作条件。
收集足够数量的样本有助于得出准确的结论。
2.2 观察断口形貌通过对断裂螺栓的断口形貌进行观察可以初步判断断裂的原因。
断口形貌可以分为韧性断口、脆性断口等。
韧性断口常常表明螺栓断裂是由于受到超负荷载荷所致，而脆性断口则意味着存在其他问题。
2.3 进行金相分析金相分析是一种常用的分析方法，通过对螺栓样本进行金相薄片制备和观察，可以获得螺栓的组织结构信息。
通过金相分析，可以检测到螺栓材料中的缺陷、夹杂物、氧化层等问题。
2.4 进行力学性能测试力学性能测试是评估螺栓质量的重要手段。
通过对螺栓样本进行拉伸试验、硬度测试等，可以了解螺栓的强度、韧性等性能参数。
与标准数值进行对比，可以判断螺栓是否达到设计要求。
2.5 考虑工况因素分析断裂螺栓时，还需要考虑螺栓所处的工作条件。
例如，工作温度、湿度、振动等因素都可能对螺栓的性能产生影响。
通过分析工况因素，可以找到与断裂相关的潜在问题。
2.6 结果分析与解决方案综合以上分析结果，可以得出螺栓断裂的原因。
根据不同的原因，提出相应的解决方案。
例如，如果断裂原因是由于材料质量问题，可以优化材料制备过程；如果是由于超负荷导致断裂，则需要对工作负荷进行合理评估等。
3. 结论螺栓断裂分析是一项复杂的工作，需要综合考虑多个因素。
通过对断裂螺栓样本的观察、金相分析、力学性能测试以及考虑工况因素，可以准确判断螺栓断裂的原因，并提出相应的解决方案。
对螺栓断裂问题的分析与解决不仅可以提高工程项目的安全性，还能为相关领域的研究提供参考。
A319 A320飞机主轮毂联接螺栓疲劳断裂力学分析
A319 A320飞机主轮毂联接螺栓疲劳断裂力学分析【摘要】本文通过对A319和A320飞机主轮毂联接螺栓疲劳断裂力学分析的研究，探讨了飞机主轮毂结构、联接螺栓作用原理和疲劳断裂分析方法。
通过对A319和A320飞机的主轮毂螺栓进行疲劳断裂分析，揭示了两种飞机在不同工况下的断裂特点和影响因素。
研究结果表明，在飞机运行中需要注意螺栓的疲劳寿命和力学性能，以确保飞行安全。
未来的研究可以深入探讨改进主轮毂螺栓设计和材料的方法，进一步提高其疲劳寿命和可靠性。
这项研究对飞机结构设计和维护具有一定的参考价值，为提高飞机飞行安全性和可靠性提供了重要的理论支持。
【关键词】飞机主轮毂，联接螺栓，疲劳断裂，力学分析，A319，A320，结构介绍，作用原理，分析方法，研究结果，展望。
1. 引言1.1 研究背景飞机是现代交通工具中最安全、最快捷的一种，但随着航空业的快速发展，飞机的安全性也越来越受到重视。
飞机主轮毂是飞机起降过程中承受巨大压力的关键部件，其安全性直接影响着飞机的飞行安全。
而主轮毂联接螺栓作为固定主轮毂的关键部件，其在长期使用过程中会受到不可避免的疲劳断裂影响，可能导致飞机事故的发生。
对飞机主轮毂联接螺栓的疲劳断裂力学进行深入研究具有重要意义。
通过研究螺栓的疲劳断裂机理和影响因素，可以有效提高飞机主轮毂的安全性，降低飞行事故的发生率。
在这样的背景下，本文将对A319和A320飞机主轮毂联接螺栓的疲劳断裂进行力学分析，旨在为飞机安全飞行提供科学依据。
1.2 研究目的研究目的：本文旨在通过对A319和A320飞机主轮毂联接螺栓疲劳断裂力学分析，深入探讨飞机结构在长时间使用过程中可能出现的疲劳断裂问题。
通过对两种飞机主轮毂的螺栓疲劳断裂进行分析，旨在揭示其疲劳断裂的机制和影响因素，为飞机设计和运行提供重要参考。
通过本研究可以为飞机制造商和维修人员提供改进设计和维护工艺的建议，以提高飞机的安全性和可靠性。
通过深入分析飞机主轮毂联接螺栓的疲劳断裂情况，可以为飞机结构设计和性能评估提供重要依据，为飞机安全运行和延长使用寿命提供技术支持。
汽车发动机舱盖锁扣固定螺钉断裂失效分析和预防措施
汽车发动机舱盖锁扣固定螺钉断裂失效分析和预防措施作者：范奇达张文波应佳舟来源：《汽车与驾驶维修（维修版）》2022年第05期关键词：氢脆;折叠;轴向载荷;延迟断裂;摩擦系数;装配扭矩0引言某车型在大气环境、无腐蚀性介质情况下，装配完成一段时间后，发现发动机舱盖打不开。
检查发现，用于固定发动机舱盖锁扣支架的自攻螺钉存在断裂现象（图1）。
通过对所有装配完成的车辆发动机舱盖进行排查，螺钉断裂失效比例较低。
为分析螺钉断裂原因，对已失效的断裂件和完好件进行分析。
自攻螺钉规格为ST4.2×1.41×16，材质为SWRCH22A，装配扭矩为2.5±0.5N·m，其制造工艺为冷镦——搓丝——热处理——表面处理（电镀锌镍）——驱氢（205℃保温8h）。
检查发现，失效螺钉断裂均发生于螺纹部位。
1试验分析1.1断口分析螺钉的断裂形式相似，未断裂在头部与杆部交界处。
随机选取其中一枚螺钉进行断口分析。
观察失效螺钉的断口低倍形貌（图2），断面粗糙，无明显颈缩，且未发现有明显的腐蚀产物和冶金缺陷。
断口有放射线花样，边缘处仅有特征不明显的剪切唇。
为便于描述，将断口分为A1、B1和C1三个区域进一步描述。
观察失效螺钉断口的微观形貌（图3），A1区可见明显的“冰糖状”沿晶形貌，并伴随晶间二次裂纹，晶面可见明显的“鸡爪纹”。
B1区微观形貌可见明显的“冰糖状”沿晶形貌，并伴随晶间二次裂纹，晶面可见明显的“鸡爪纹”，同时可见明显的准解理形貌。
C1区微观形貌可见明显的韧窝形貌。
1.2化学成份分析按照GB/T4336-2016《碳素钢和中低合金钢多元素含量的测定火花放电原子发射光谱法（常规法）》的检测要求，采用光谱仪（型号MAXx09-A）对失效螺钉的头部进行化学成分分析，头部经过加工取表面渗碳层。
结果显示，失效螺钉的化学成分符合Q/BQB517-2019《冷镦钢盘条企业标准》中对SWRCH22A钢的要求（表1）。
飞机机身连接件的故障分析与维修方法
飞机机身连接件的故障分析与维修方法
飞机作为一种重要的交通工具，其安全性和可靠性尤为重要。
在飞
机的构造中，机身连接件起着至关重要的作用。
本文将就飞机机身连
接件的故障分析与维修方法展开讨论。
机身连接件是连接飞机机身各部分的关键部件，包括螺钉、销钉、
铆钉等。
一旦出现故障，将可能导致飞机的严重事故。
故障分析是确
保飞机安全飞行的重要环节。
常见的机身连接件故障包括腐蚀、疲劳、断裂等。
腐蚀是机身连接件常见的故障之一，主要是由于飞机在恶劣
天气条件下飞行，导致连接件表面受到腐蚀。
疲劳则是机身连接件长
时间使用后，由于受到冲击或振动等外力作用，导致连接件内部结构
发生微裂纹，最终导致断裂。
故障分析需要经过严谨的检测和测试，
以确定故障原因及程度。
针对不同类型的故障，需要采取合适的维修方法。
对于腐蚀严重的
连接件，通常需要进行表面处理，去除腐蚀物，并重新进行涂层处理
以防止继续腐蚀。
对于疲劳造成的连接件断裂，需要进行局部修复或
更换连接件。
在进行维修过程中，需要严格按照飞机制造商的维修手
册进行操作，保证维修质量和安全性。
除了定期的维护维修外，飞机机身连接件的设计和安装也是关键因素。
合理的设计能够减轻连接件的受力情况，减少故障发生的可能性；正确的安装则能够确保连接件能够承受正常使用条件下的冲击和振动。
总之，飞机机身连接件的故障分析与维修方法是确保飞机安全飞行的关键环节。
只有严格按照标准操作，及时处理连接件故障，才能保障飞机的安全性和可靠性，为乘客提供更加安全舒适的飞行体验。
螺栓受力检测及断螺栓分析
螺栓受力检测及断裂分析目录一、现场螺栓断裂问题描述二、螺栓断裂可能原因分析及测试依据三、测试系统介绍及标定四、现场机组螺栓测试五、数据分析六、现场螺栓测试时发现的问题及注意事项七、螺栓断裂分析注意事项及案例分享二、螺栓断裂可能原因分析及测试依据1、螺栓断裂可能原因1.1螺栓质量问题现场更换过多批次螺栓，且将部分螺栓送检过，未发现螺栓质量存在问题，故此种可能情况基本可以排除。
1.2螺栓脆性断裂1）氢脆断裂的典型特征是纤维性断口，且断口比较平整，见图1。
根据现场查看螺栓断口特征，机组断裂螺栓亦不符合氢脆断裂。
2）螺栓疲劳断裂的典型特征是存在贝纹状疲劳线，沿着疲劳弧线发展的逆向，可以找到裂纹源，见图2，现场机组断裂螺栓符合这一特征。
图1 纤维性断口图2 贝纹性断口2、螺栓测试依据螺栓疲劳断裂主要与螺栓连接受载时的应力幅值有关，所以此次螺栓测试主要测试螺栓的应力幅值的变化。
应力幅：Fmax：机组工作时螺栓受到的最大拉力；Fmin：机组工作时螺栓受到的最小拉力；As ：螺纹公称应力截面积。
此次螺栓测试所携带设备，可将机组在工作时螺栓所受轴向拉力时时进行记录，从而得到机组工作时偏航轴承与底座联接螺栓的应力幅值。
通过螺栓频繁断裂机组螺栓应力幅值与未断裂机组螺栓应力幅值相比较，为后续仿真建模提供测试依据，找出螺栓断裂的真正原因。
1、测试系统组成（见图3）图3三、测试系统介绍及标定用户K值计算：用户K值计算的目的主要是确定力与应变间的对应关系。
HBM‐KMR拉力传感器灵敏度为1.7MV/V～2.3MV/V，取中间值为2mV/V，由于系统激励电压为2V，故该系统满量程为4mV。
1）满量程与电压对应关系：Ain=400KN/4mV=100KN/mV=0.1KN/μν。
2）无线应变节点的灵敏度F=1μν/με。
（注：无线应变节点可测量毫伏信号，但是显示的最小刻度值为με，而且系统给出了灵敏度F=1μν/με，所以需要转化为μν）3）此时传感器最小分辨电压能力为K0,K0=0.17481。
螺栓断裂原因及处理方案
查手册，选螺栓
No. 4
金风科技
1、螺栓连接受力形式及预紧力控制
1.3螺栓受力分析
2) 紧联接 （1）只受预紧力F’的紧联接
外载荷FR——对螺栓为横向力——靠摩擦力传递
a. FR作用下，板不滑移：FR≤Ff，而Ff—→F’。 b. 按F’计算： F’为螺栓轴向负荷—→拉应力 c. 拧紧过程中，在T1作用下螺栓受扭—→产生τ T
3/17/2015
No. 14
金风科技
3/17/2015
Mechanical Laod test
3/17/2015
No. 15
金风科技
螺栓断裂原因：机组运行时，螺栓应力幅值过大，现场更换螺栓时未按 要求进行“十”字交叉紧固，造成法兰面间存在间隙。
3/17/2015
Mechanical Laod test
3/17/2015
No. 9
金风科技
3、螺栓断裂原因及案例分析
案例二
某项目现场叶片与轮毂连接螺栓频繁发生断裂，现场检查时发现该位置螺 栓有松动迹象。
3/17/2015
No. 5
金风科技
1、螺栓连接受力形式及预紧力控制
3/17/2015
Mechanical Laod test
3/17/2015
No. 6
金风科技
1、螺栓连接受力形式及预紧力控制
3/17/2015
Mechanical Laod test
3/17/2015
No. 7
金风科技
2、螺栓断裂分析时注意事项
杂、间隙等。 5) 登机检查时注意断裂螺栓位置法兰与螺杆是否存在干涉的情况。 6) 关注同批次多颗螺栓断裂的问题。
3/17/2015
航空发动机盖螺栓松动检测与故障预测研究
航空发动机盖螺栓松动检测与故障预测研究航空发动机作为飞机的核心部件，其可靠性对于飞行安全至关重要。
发动机盖螺栓松动是发动机故障的一个常见问题，如果不及时检测和修复，可能导致发动机失效，从而引发严重事故。
因此，对航空发动机盖螺栓松动的检测与故障预测进行研究具有很重要的实际意义。
首先，针对航空发动机盖螺栓松动检测的问题，我们可以结合现有的测试技术和方法进行分析和评估。
常用的方法包括声发射检测、振动信号分析、红外热成像等。
声发射检测是一种基于材料的物理变化发出的声波信号的方法，该方法可以检测到松动螺栓相对于其他正常的螺栓产生的声响差异。
振动信号分析是通过分析螺栓松动时产生的振动信号，可以判断螺栓连接的紧固状况。
红外热成像技术则是以红外辐射检测螺栓松动所产生的温度异常。
这些方法可以相互结合使用，提高检测的准确性和可靠性。
其次，针对航空发动机盖螺栓松动故障的预测，我们可以利用数据分析和机器学习的方法进行研究。
通过收集和分析大量的发动机盖螺栓松动故障数据，建立预测模型，可以预测未来螺栓松动的风险。
数据分析可以挖掘出螺栓松动的特征和规律，而机器学习可以通过训练模型，从而预测未来的故障。
例如，可以使用支持向量机、神经网络、决策树等机器学习算法进行建模和预测。
这些算法可以根据历史数据中的模式和趋势进行预测，帮助机务人员提前采取相应的维修措施，避免故障的发生。
此外，在航空发动机盖螺栓松动检测与故障预测研究中，应注意以下几个方面。
首先，需要搜集和整理大量的发动机盖螺栓松动数据，包括松动级别、松动的频率和位置等信息。
其次，要选择合适的测试仪器和方法进行松动检测，确保测试结果的准确性和可靠性。
对于故障预测研究，需要充分挖掘和利用已有的故障数据，以建立可靠的预测模型。
最后，研究过程中应加强实验验证和实际应用的检验，确保研究结论的可行性和有效性。
综上所述，航空发动机盖螺栓松动的检测与故障预测研究对于提高航空发动机的可靠性和安全性具有重要意义。
A319 A320飞机主轮毂联接螺栓疲劳断裂力学分析
A319 A320飞机主轮毂联接螺栓疲劳断裂力学分析1.引言飞机在飞行过程中始终受到复杂的载荷和动力环境的影响，主轮毂联接螺栓作为飞机结构的重要部件，承担着飞机着陆时的重要载荷传递和连接作用。
因此对主轮毂联接螺栓的疲劳断裂力学分析至关重要。
A319 A320飞机主轮毂联接螺栓的疲劳断裂力学分析能够为飞机结构设计和改进提供重要参考，有助于提高飞机的安全性和可靠性。
2.主轮毂联接螺栓概述主轮毂联接螺栓是连接飞机主起落架和机身的重要部件，其主要作用是在飞机着陆时传递起落架和机身的重要载荷，保证飞机着陆时的平稳和安全。
主轮毂联接螺栓的疲劳断裂是指在多次载荷循环作用下，螺栓出现裂纹并最终断裂的现象，这种疲劳断裂往往会给飞机的安全性和可靠性带来严重的影响。
3.疲劳断裂力学分析方法疲劳断裂力学分析是通过对螺栓材料的力学性能和载荷作用下的疲劳寿命进行研究，来预测和评估主轮毂联接螺栓的疲劳断裂寿命和安全性。
一般来说，疲劳断裂力学分析主要包括以下几个步骤：（1）确定载荷和应力状态：首先需要对主轮毂联接螺栓在飞机着陆时的受力状态进行分析，确定主轮毂联接螺栓的受力方向、大小和循环载荷范围。
（2）建立疲劳断裂模型：在了解载荷和应力状态的基础上，需要建立主轮毂联接螺栓的疲劳断裂模型，考虑到材料的应力集中、腐蚀、小孔和表面缺陷等因素对疲劳断裂的影响。
（3）计算疲劳寿命：通过疲劳断裂模型和载荷条件，可以计算主轮毂联接螺栓的疲劳寿命，得出螺栓在特定载荷下的使用寿命和安全性评估。
（4）验证和优化：最后需要对疲劳断裂分析结果进行验证和优化，通过试验或有限元分析的方法对分析结果进行验证，以确定疲劳寿命分析的可靠性和合理性。
A319 A320飞机主轮毂联接螺栓的疲劳断裂力学分析需要考虑飞机的特殊结构和飞行环境，具体包括以下几个方面：（1）载荷和应力状态：A319 A320飞机在着陆时会承受垂直于地面的载荷和摩擦力，这些载荷会直接传递到主轮毂联接螺栓上，对螺栓产生拉伸、剪切和弯曲等多种应力状态。
螺栓断裂原因分析及预防
螺栓断裂原因分析及预防摘要：本文通过对失效螺栓及同批次的零件进行理化分析和无损检测。
对断裂件进行了宏观、微观断口观察、金相组织检查、硬度、化学成分、破坏拉力等一系列试验，经分析找出螺栓失效原因，并提出预防措施。
关键词：螺栓断裂回火脆化螺栓作为飞机上重要的紧固件，其发生断裂危害较大。
我厂修理过程中使用的螺栓主要为M4、M5、M6、M8和M10等规格，然而在某产品装配和停放过程中，某批次30CrMnSiA M8的螺栓先后发生脆性断裂。
引起工厂高度重视，因为螺栓发生脆断，不论是氢脆断裂，还是热处理造成的脆性断裂大都与“批次性”问题有关，涉及数量多，危害大，组织专业人员对螺栓在装配过程中及装配一段时间后发生断裂的原因进行了分析，并对后续的预防工作，提出了建议和方案。
1 宏观、微观检查对断裂螺栓进行宏观观察：发现断裂位置接近于第一扣螺纹处见（图1）。
断裂处螺纹表面未发现有明显的机械接触痕迹，如压坑、啃刀、划伤等表面缺陷，也未发现热处理表面烧蚀痕迹、螺纹变形等现象，没有局部麻点、剥蚀等缺陷。
断裂螺栓螺纹牙底呈线性起源，放射棱线粗大，断口附近无明显宏观塑性变形，断口齐平，呈暗灰色，断面粗糙，具有金属光泽（图2）。
图1断裂螺栓图2螺栓断口图3 螺栓整体形貌对裂纹断口进行观察，断口特征呈现以沿晶为主＋韧窝的混合断裂形貌，且断口源区未见冶金和加工等产生的缺陷。
对同批次的螺栓抽样进行了磁粉检测，在螺纹的根部没有发现表面或近表面裂纹，对螺栓进行X射线检测，也没有发现内部缺陷。
同批螺栓见图3。
2 材质检验2.1成份分析抽取同批次的螺栓去掉镀层后制取化学粉末，采用碳、硫联合测定仪对碳、硫含量进行了检测，利用QSN750光谱仪对其它元素进行了检测，结果见(表1)，螺栓的化学成分符合技术要求，但含碳量较高。
表1 化学成份检测结果表2.2 金相分析在靠近断口位置切取金相试样，镶嵌、磨抛、腐蚀后，显微镜对试样进行组织观察，螺栓显微组织为较粗大的回火马氏体（图4）。
某型飞机发动机前罩圈铆钉头裂纹和脱落故障诊断与分析
0引言航空发动机是飞机的“心脏”,是航空机械设备中故障率最高、调整最复杂、维护工作量最大的系统,其工作状态的好坏直接影响到飞机的安全可靠与运行[1]。
某型飞机在使用过程中,出现了前罩圈(用于连接飞机进气道和发动机端面的过渡段)铆钉头裂纹和脱落的故障,如图1和图2所示,铆钉头脱落进入发动机,可能引起发动机叶片损伤。
1发动机前罩圈铆钉头裂纹和脱落故障原因分析1.1发动机前罩圈结构前罩圈是进气道与发动机之间的过渡段,用于实现发动机与进气通道气流的平滑过渡。
沿航向,前罩圈通过带板(LY12-δ1.2铝板)与进气道后端连接(第1、2圈铆钉与进气道后端连接,第3、4圈铆钉与前罩圈连接);第6圈铆钉与30框连某型飞机发动机前罩圈铆钉头裂纹和脱落故障诊断与分析刘龙园1,张斌2,付细能1,张向前1(1.航空工业洪都,江西南昌,330024;2.空装驻南昌地区军事代表室,江西南昌,330024)摘要:针对某型飞机发动机前罩圈铆钉头裂纹和脱落故障现象，通过对比分析，找到了故障原因，通过加大铆钉直径和加厚蒙皮，并经理论分析、工艺改装验证和空中飞行验证，发动机前罩圈铆钉脱落故障得到解决。
关键词:发动机前罩圈铆钉；铆钉头裂纹；铆钉头脱落；压力交变；发动机噪声Diagnosis and Analysis of the Crack and Falling Off of the Rivet on the FrontCover Ring of An Aircraft EngineLiu Longyuan，Zhang Bin,Fu Xineng，Zhang Xiangqian(1.AVIC Hongdu,Nanchang,Jiangxi,330024itary Representative Office of AFED stationed in Nanchang，Nanchang，Jiangxi,330024))Abstract:In view of the crack and falling off of the rivet head of the front cover ring of an aircraft engine, through comparative analysis,the cause of the failure was found.By increasing the rivet diameter and thickening the skin,and through theoretical analysis,process modification verification and air flight verification,the failure of the rivet head falling off of the front cover ring of the engine was solved.Key words:Engine front cover ring rivet；Rivet head crack；Rivet head falling off；Alternating pressure；Engine noise.脱落图1发动机前罩圈铆钉头脱落故障示意图接,第5、7圈铆钉与加强型材铆接;铆钉均为HB6316-3×L ,材料为LY10,每圈铆钉约80个,如图3所示。
某型飞机舱盖吊挂螺栓断裂故障模拟分析
某型飞机舱盖吊挂螺栓断裂故障模拟分析摘要针对某型飞机座舱盖吊挂螺栓断裂故障情况，根据螺栓的受力状态，对舱盖吊挂螺栓的受载情况进行了模拟计算分析，并按螺栓的实际安装形式进行模拟验证，真实模拟了故障的情况。
关键词吊挂螺栓；断裂试验；有限元；断裂分析0 引言某型飞机做座舱盖应急抛放系统试验中，后舱盖的吊挂形式。
在进行吊挂时，后舱盖右侧后端的吊挂螺栓断裂，断裂部位在Φ9过渡到Φ6区域。
断裂后，为确定断裂属性，按照故障分析方法，对断裂螺栓做材料特性和断口分析，材料性能指标合格，组织正常，属大应力断裂。
本文根据吊挂螺栓断裂情况，对舱盖吊挂螺栓的承载能力进行了计算分析，并通过对螺栓进行断裂试验情况，对计算分析结果进行了验证。
1 座舱盖吊挂螺栓的属性及载荷分析吊挂螺栓材料为30CrMnSiA，其材料属性为：σb=1180MPa，E=196000MPa，μ=0.33。
螺栓Φ6断裂处的剖面特性为：A=28.27mm2，J=63.62mm4 。
根据座舱盖应急抛放系统试验吊挂图，做座舱盖吊挂时载荷分析有限元计算模型，计算模型。
吊挂螺栓断裂前，在座舱盖吊挂载荷计算模型中，将配重185kg 折算为1850N向上的作用力，并将1～4号螺栓固定，进行有限元模拟计算，得到4个螺栓的受力情况见表1。
计算坐标系按机体坐标系，即飞机逆航向为X轴正向；垂直翼面向上为Y轴正向；Z轴正向由右手定则确定。
从表1计算，得到螺栓平均承载642.6 N。
2号吊挂螺栓断裂后，在座舱盖吊挂载荷计算模型中，将配重185Kg折算为1850N向上的作用力，并将1、3和4号螺栓固定，进行有限元模拟计算，得到4个螺栓的受力情况见表2。
表2 断裂后4个吊挂螺栓的受力情况（单位：N）从表2可以看出，当2号螺栓断裂后，由于钢索的松弛，3号螺栓已不受力，实际上只有1号和4号螺栓受力。
2 座舱盖吊挂螺栓有限元分析按照螺栓实际几何尺寸建立有限元模型，有限元模型见图1；根据螺栓在结构上的固定形式，将螺栓断面附近固支，并螺栓在Φ9过渡到Φ6的凸台处的受挤压面施加适当的约束，见图4。
A319 A320飞机主轮毂联接螺栓疲劳断裂力学分析
A319 A320飞机主轮毂联接螺栓疲劳断裂力学分析1. 引言1.1 研究背景A319 A320飞机主轮毂联接螺栓疲劳断裂力学分析引言飞机主轮毂联接螺栓是飞机结构中至关重要的连接元件，承担着固定主轮毂及轮胎、承受飞机降落冲击力以及飞行过程中的各种载荷的重要作用。
伴随着飞机使用寿命的不断延长和航班频次的增加，飞机主轮毂联接螺栓的疲劳断裂问题逐渐凸显出来。
疲劳断裂可能会导致飞机零部件损坏，甚至造成严重的飞行事故，给乘客和机组人员的生命财产安全带来极大威胁。
对A319 A320飞机主轮毂联接螺栓的疲劳断裂进行力学分析具有重要的理论意义和工程价值。
通过深入研究主轮毂联接螺栓的结构特点、应力分布规律、疲劳断裂机理，并建立合理的力学模型进行分析和优化，可以有效提高飞机的安全性和可靠性，延长飞机的使用寿命，为飞机制造业的发展提供技术支持。
本研究旨在对A319 A320飞机主轮毂联接螺栓的疲劳断裂进行深入探究，为飞机结构设计和飞行安全提供有力的技术支持和参考依据。
1.2 研究意义飞机主轮毂联接螺栓是飞机结构中承载重要载荷的关键部件之一。
其工作状态良好与否直接影响飞机的飞行安全和可靠性。
当前，随着飞机运行环境和载荷条件的不断变化，主轮毂联接螺栓处于不断受到挑战的状态，容易出现疲劳断裂问题。
对主轮毂联接螺栓的疲劳断裂力学进行深入研究，不仅可以为提高飞机的飞行安全性提供重要技术支撑，也可以为飞机设计和制造提供重要参考依据。
1.3 研究目的研究目的旨在分析A319 A320飞机主轮毂联接螺栓的疲劳断裂力学特性，揭示其疲劳断裂机理和影响因素，为提高飞机结构的安全性和可靠性提供理论依据。
具体包括对联接螺栓的结构特点、应力特性和疲劳断裂性能进行深入分析，以建立合理的力学模型和参数优化方案，进一步完善飞机设计和维护体系。
通过疲劳断裂分析的结论和优化建议，为飞机制造商和运营商提供有效的技术支持和决策依据，同时为未来相关研究提供新的思路和方向。
轴箱体吊挂螺栓焊缝开裂问题分析及整改预防措施
轴箱体吊挂螺栓焊缝开裂问题分析及整改预防措施摘要：轴箱体吊挂螺栓在转向架随车体起吊时为主要承力部件，当吊挂螺栓与轴箱体焊缝焊接出现问题时，会引发转向架不能正常起吊，影响车辆正常救援，因此需保证此部位焊接正常。
本文分析了某大型养路机械轴箱体吊挂螺栓焊缝开裂原因，并提出来整改预防措施，为后续转向架相似结构设计提供技术参考。
关键词：大型养路机械、轴箱、焊缝、开裂0、引言大型养路机械在整车起吊或提升过程中，转向架轴箱体与轮对通过起吊板被构架带动进行提升。
转向架设计时，起吊板通过螺栓与焊接在轴箱体上的吊挂螺栓进行连接，在车辆运用过程中，发生吊挂螺栓与轴箱体连接焊缝开裂情况，影响作业；严重情况下可能发生车辆掉道后无法正常救援情况。
1、吊挂螺栓焊缝开裂问题描述某大型养路机械在转向架提升时，出现转向架无法正常提升情况，对转向架状态进行检查时，发现吊挂螺栓与轴箱体焊接处焊缝发生开裂，裂纹起裂部位为焊缝端部位置。
2、吊挂螺栓焊缝开裂原因分析1.1 吊挂螺栓焊缝受力情况分析该车由2台转向架组成，每个转向架设置8个吊挂螺栓，每个吊挂螺栓通过三边角焊缝与轴箱体进行连接。
空车状态下，轴箱弹簧压缩量为84mm，起吊板底面和支持板距离≥50mm，起吊过程中，内外圆弹簧首先回弹50mm至起吊板和支持板接触；起复高度≥50mm时，车轮离开轨面，起吊螺栓承受轮轴和轴箱悬挂装置自重及34mm内外圆簧压缩产生的回弹力。
根据轮轴及内外圆弹簧技术参数，得出每个转向架起吊过程中，4根起吊螺栓总计受力86588N。
具体计算如下：F=4×（163+331）×（84-50）+1.98×9.8×1000=86588(N)平均每个吊挂螺栓焊缝受力为21647N。
从受力分析确认，吊挂螺栓与轴箱体强度可满足使用需求；该型式焊缝主要为焊缝端部受力。
1.2吊挂螺栓与轴箱体焊接工艺分析该起吊螺栓材质为45#钢，轴箱体材质为ZG230-450。
免费飞机设计：某型飞机主起落架固定螺栓应力腐蚀裂纹扩展寿命估算及解决方法
第30卷23邹 辉 等：高超声速湍流高效模拟算法第30卷 第6期2010年 12月飞 机 设 计AIRCRAFT DESIGN V ol. 30 No. 6Dec 2010文章编号：1673-4599（2010）06-0023-03某型飞机主起落架固定螺栓应力腐蚀裂纹扩展寿命估算及解决方法付长安, 张显余, 朱卫国（空军航空大学 航空机械工程系，吉林 长春 130022）摘 要：某型飞机主起落架固定螺栓是机翼上部框架与支柱外筒的主要连接件，据外场统计，从飞机使用至今该螺栓共断裂228件，断裂部位绝大多数在M33×1.5一端，螺纹根部至3扣之间。
螺栓断裂时有的经过2 150个起落，而有的仅有几个起落。
此问题的发生直接影响到飞机的飞行安全。
本文应用应力腐蚀开裂和腐蚀疲劳的理论，计算分析了螺栓断裂的原因，同时提出了解决该问题的方法。
关键词：应力腐蚀；裂纹扩展速率；延迟断裂中图分类号：V215.2+3 文献标识码：AEstimation of Stress Corrosion Crack Propagation Life of Fixed Boltin the Main Landing Gear of a Certain AircraftFU Chang-an , ZHANG Xian-yu , ZHU Wei-guo( Department of Aeronautical and Mechanical Engineering , Air Force Aviation University ,Changchun 130022 , China )Abstract: The fixed bolt of a certain aircraft main landing gear is main bridge piece connecting the wing bulkhead with the pillar outside sleeve. According to the outfield statistics, this type of bolt break 288 from the airplane used until now, the break spot is mainly on the end of M33×1.5, between the thread root and three buckles. Sometimes the bolt breaks after 2150 taking off and landing, but sometimes only several times. This problem has a direct effect on aircraft’s fl ight safety. In this paper, using the theory of stress corrosion cracking and corrosion fatigue, the bolt break reason is analyzed, simultaneously the solution is given.Key words : stress corrosion ; crack propagation rate ; delayed fracture 收稿日期：2010-01-25；修订日期：2010-09-20该型飞机主起落架固定螺栓是机翼上部框架和支柱外筒的主要连接件。
飞机起落架连接螺栓失效分析
飞机起落架连接螺栓失效分析吴根林;邓承佯;尹晓霞;钟小宏;李伟东;董娜【摘要】针对飞机起落架螺栓失效问题,通过化学成分分析、硬度检测和强度校核等方式对其材质和设计进行分析,同时运用显微分析、金相检验等方法对腐蚀原因进行探讨.结果表明,螺栓其材质和设计符合要求,断口有腐蚀产物附着,源区呈现贝壳形形貌,扩展区呈现疲劳条带状和疲劳弧线形貌等特征;同时螺栓主要承受径向剪切载荷,头部因残留装配应力集中形成额外载荷.因此裂纹产生的过程经历了早期微裂纹形成和裂纹扩展两个过程:转角处的镀铬防护层在头部额外载荷作用下不断磨损形成凹坑,暴露的钢与残留的腐蚀液发生电化学腐蚀形成早期微裂纹,最终在径向交变剪切载荷的长期作用下,微裂纹沿弧切线方向扩展导致最终的疲劳失效.【期刊名称】《腐蚀与防护》【年(卷),期】2015(036)010【总页数】4页(P1000-1003)【关键词】航空材料;30CrMnSiNi2A钢;疲劳腐蚀【作者】吴根林;邓承佯;尹晓霞;钟小宏;李伟东;董娜【作者单位】中航工业洪都飞机设计研究所,南昌330024;中航工业洪都飞机设计研究所,南昌330024;中航工业洪都飞机设计研究所,南昌330024;中航工业洪都飞机设计研究所,南昌330024;中航工业洪都飞机设计研究所,南昌330024;中航工业洪都飞机设计研究所,南昌330024【正文语种】中文【中图分类】TG17230CrMnSiNi2A钢以其强度高、耐腐蚀性能强等特点[1]被广泛应用于航空航天领域，通常用于起落架等承力部件。
但由于飞机服役环境复杂多变，承力部件往往会承受交变应力的影响遭到破坏，其结构力学性能也会随之下降，长时间服役后便会诱发疲劳腐蚀裂纹，为飞机的飞行安全埋下严重隐患。
在对飞机进行定检过程中，起落架某连接螺栓经磁粉探伤后发现其根部出现了裂纹，其裂纹位置如图1(a)所示，进一步观察可知该裂纹为肉眼难以发现的周向裂纹，位于螺栓根部，长约8 mm，裂纹处无宏观可见塑性变形，螺栓表面有许多肉眼可见的磨损凹坑，裂纹源区也处于凹坑区域,见图1(b)。
某型直升机起落架螺栓断裂故障处理
某型直升机起落架螺栓断裂故障处理姚有文;陈忱;赵云;肖炜;方建义【摘要】对某型直升机起落架故障现象进行了阐述,并从外观、断口等多方面进行了原因分析,找出了螺栓断裂的具体原因,结合该原因提出了该故障的处理方案,并总结了经验教训.【期刊名称】《直升机技术》【年(卷),期】2016(000)003【总页数】3页(P44-46)【关键词】直升机;起落架;螺栓;故障处理【作者】姚有文;陈忱;赵云;肖炜;方建义【作者单位】陆航驻景德镇地区代表室,江西景德镇333000;中国直升机设计研究所,江西景德镇333001;陆航驻景德镇地区代表室,江西景德镇333000;中国直升机设计研究所,江西景德镇333001;中国直升机设计研究所,江西景德镇333001【正文语种】中文【中图分类】V229+.1某型直升机起落架采用的是前三点式布局，结构形式为构架式起落架。
构架式起落架主要由减震器、撑杆以及轮轴和机轮组成。
减震器和撑杆分别与机身铰接，减震器与撑杆之间也采用铰接。
该起落架主要承受起落时不规则交变撞击载荷，同时还承受在停放时支撑直升机的静载荷，因此起落架材料应具有足够高的强度和断裂韧性以及足够高的抗应力腐蚀性能。
某型直升机某架机左主起落架渗油故障排查时，将左主起落架拆下后恢复安装，当对斜撑杆与主起支撑构架连接螺栓进行定力时螺栓断裂。
此后现场检查该型直升机其他架次机的相应螺栓，拆下时螺栓外观无异常，恢复安装时拧紧过程中(未定力)断裂。
因此，对相关型号斜撑杆上下连接螺栓进行了普查，发现多架次的直升机机均出现过螺栓断裂情况，出现故障的直升机在役时间6～47个月不等，飞行时间118～833Fh。
1.1 外观检查根据外观检查发现，不同架次的直升机起落架螺栓断裂位置有较大不同，其中B1螺栓在螺栓端部最后一道螺纹附近断裂，B2螺栓在接近螺帽15mm处断裂，B3螺栓宏观观察表面光滑，用手触摸，有疑似划痕，经显微镜观察可见裂纹，裂纹在螺帽14mm处，扩展至圆周一半(见图1)。
某发动机排气管悬挂断裂原因分析及改进措施
某发动机排气管悬挂断裂原因分析及改进措施摘要：发动机排气管在飞机中作为一个重要结构，在实际使用中承受工况较为复杂，本文基于某型飞机的飞行使用工况，对该部件出现的螺杆断裂现象进行分析，并提出改进意见，基于改进方案，对排气管重新进行计算分析，分析结果表明该改进方案是有效可行的。
关键字：发动机排气管断裂有限元改进方案1 结构概述某型飞机排气管主要由内管、外管、管圈、余油排放管及吊挂组成。
为使发动机排出的高速高温燃气避开机翼，排气管轴线相对发动机轴线下偏。
内管和外管用1Cr18Ni9Ti不锈钢板焊接而成。
通过排气管内管的法兰，与发动机涡轮排气端法兰之间用螺栓连接。
外管是由两个半圆管组成，两个半圆管用箍带连接固定而成。
在外管上焊有横剖面为倒“几”形的波纹支撑环，除了对外管起加强作用外，还在内、外管之间起支撑作用，使内、外管之间的距离保持一定距离。
短舱外部的空气通过短舱外侧进气口流入外管和内管之间，起到隔热、冷却的作用。
排气管外管比内管长，利用排气管内管出来的高速燃气流的引射作用，增强冷却效果。
管圈由两瓣组成，用箍带连接在一起。
管圈上装有余油管，用来放出从发动机漏入管圈的燃油。
管圈与外管的前端用箍带连接固定。
排气管通过安装法兰（位于内管）和螺杆与发动机连接，为减小排气管在发动机工作中的扰度，后端通过吊挂组件挂在发动机安装支架的后支架撑杆上。
吊挂内还装有减振器，用来降低振动带给排气管的危害。
在某次飞行航后检查发现发动机内管右支撑螺杆螺纹处断裂。
飞参数据中发动机振动加速度传感器测得的发动机振动值并无异常。
2 材料选用及性能参数表2-1 材料选用清单部位材料外管0Cr18Ni9外管Z形筋0Cr18Ni9外管出口加强环0Cr18Ni9外管前搭接段0Cr18Ni9C型支撑件17-7PH支撑螺杆UNS N06625吊挂梁30CrMnSiA调节螺杆及轴承30CrMnSiA内管UNS N06625内管法兰UNS N06625内管中段加强板UNS N06625表2-2 排气管材料力学性能表材料牌号EFsuFbru0Cr18N i9Ti19 900030CrMn SiA19 891517-7PH1999498062185UNS 19N066251000注：表中数据按照B基准确定，F bru、Fbry选e/D=1.5对应的值；表中：E——拉伸弹性模量，MPa；E——压缩弹性模量，MPa；cλ——泊松比；F——拉伸极限应力，取L向基准值，MPa；tu——拉伸屈服应力，取L向基准值，MPa；Fty——压缩屈服应力，取L向基准值，MPa；Fcy——剪切极限应力，取L-S向基准值，MPa；Fsu——挤压极限应力，取L向基准值，MPa；Fbru——挤压屈服应力，取L向基准值，MPa。
螺栓断裂原因的分析
螺栓断裂原因的分析一般情况下，我们对于螺栓断裂从以下四个方面来分析：第一、螺栓的质量第二、螺栓的预紧力矩第三、螺栓的强度第四、螺栓的疲劳强度实际上，螺栓断裂绝大多数情况都是因为松动而断裂的，是由于松动而被打坏的。
因为螺栓松动打断的情况和疲劳断裂的情况大体相同，最后，我们总能从疲劳强度上找到原因，实际上，疲劳强度大得我们无法想象，螺栓在使用过程中根本用不到疲劳强度。
一、螺栓断裂不是由于螺栓的抗拉强度：以一只M20×80的8.8级高强螺栓为例，它的重量只有0.2公斤，而它的最小拉力载荷是20吨，高达它自身重量的十万倍，一般情况下，我们只会用它紧固20公斤的部件，也只使用它最大能力的千分之一。
即便是设备中其它力的作用，也不可能突破部件重量的千倍，因此螺纹紧固件的抗拉强度是足够的，不可能因为螺栓的强度不够而损坏。
二、螺栓的断裂不是由于螺栓的疲劳强度：螺纹紧固件在横向振松实验中只需一百次即可松动，而在疲劳强度实验中需反复振动一百万次。
换句话说，螺纹紧固件在使用其疲劳强度的万分之一时即松动了，我们只使用了它大能力的万分之一，所以说螺纹紧固件的松动也不是因为螺栓疲劳强度。
三、螺纹紧固件损坏的真正原因是松动：螺纹紧固件松动后，产生巨大的动能mv2，这种巨大的动能直接作用于紧固件及设备，致使紧固件损坏，紧固件损坏后，设备无法在正常的状态下工作，进一步导致设备损坏。
受轴向力作用的紧固件，螺纹被破坏，螺栓被拉断。
受径向力作用的紧固件，螺栓被剪断，螺栓孔被打成橢圆。
四、选用防松效果优异的螺纹防松方式是解决问题的根本所在：以液压锤为例。
GT80液压锤的重量是1.663吨，其侧板螺栓为7套10.9级M42螺栓，每根螺栓的抗拉力为110吨，预紧力取抗拉力一半计算，预紧力高达三、四百吨。
但是螺栓一样会断，现在准备改成M48的螺栓，根本原因是螺栓防松解决不了。
螺栓断裂，人们最容易得出的结论是强度不够，因而大都采用加大螺栓直径强度等级的办法。
某型发动机螺栓断裂原因分析
某型发动机螺栓断裂原因分析发布时间：2022-06-13T09:19:10.648Z 来源：《中国科技信息》2022年2月4期作者：李佩，李锐，帅楚帆，邹思敏[导读] 某型发动机传动系统在进行静力试验后检查发现安装螺栓发生断裂李佩，李锐，帅楚帆，邹思敏（中国航发南方工业有限公司材料工程应用研究室，湖南株洲412002）[摘要] 某型发动机传动系统在进行静力试验后检查发现安装螺栓发生断裂。
本文采用外观检查、断口分析、金相组织分析、宏观硬度检查及氢含量分析等方法，对螺栓的断裂原因进行了综合分析。
结果表明：该安装螺栓断裂性质为氢脆断裂，其断裂原因为螺栓材料属超高强度钢，对应力集中及氢含量敏感性较高，该螺栓表面氢含量约2ppm，氢含量偏高，导致螺栓在应力集中处产生氢脆断裂。
[关键词] 螺栓；沿晶；氢脆；超高强度钢0.概述某型发动机传动系统进行静力试验后检查发现一个安装螺栓于头部R处发生断裂。
本文采用外观检查、断口分析、金相组织分析、宏观硬度检查及氢含量分析等方法，对螺栓的断裂原因进行了综合分析。
螺栓材料为35Ni4Cr2MoA超高强度钢，硬度要求为≥48HRC，螺栓未经表面处理。
1.试验过程及结果1.1 外观检查螺栓外观见图1，螺栓于头部与杆部转接R处断裂，断口基本与轴向垂直，断裂附近未见明显宏观塑性变形，其余部位均未见异常。
1.2 断口检查螺栓断口形貌见图2，宏观断口检查：断口宏观形貌见图，断面较平整，整体呈灰色纤维状；断裂起始于头部与杆部转接R处的一侧，往对面快速扩展直至断裂，断面可见明显的放射棱线；断裂起始为线源，起始部位附近存在一浅灰色区域，该区域周向尺寸约占1/2周，径向尺寸约为1~2mm，最后断裂区可见明显剪切唇。
微观断口检查：经扫描电镜放大观察，断裂起始部位附近无明显机加缺陷，断面浅灰色区域微观形貌为沿晶，晶面上可见鸡爪痕迹，为氢脆断裂特征，断面中心及最后断裂的剪切唇区微观形貌为韧窝。
1.3 硬度检查在断口附近取样进行宏观硬度检查：50.9HRC、51.3HRC。
吊挂后缘典型裂纹问题解决方案
图 2 更改前
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图 5 方案更改前
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图4
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科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald
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图 2（b）工作面支护平面图及剖面图 (2)
（上 接 9 1页）
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图 6 方案二更改后
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4 方案影响分析 更改的方案仅对故障角材的连接区域
进行了更改，不影响主传力结 构路径和气动 载 荷 的 传 递。更 改 后 对吊挂 重 量 影 响 微 小。
致，导 致 此两处 结 构 会摩 擦 和 干涉。因此 在
两个结构之间用密封件压住，见图 4；即在吊
挂与机身侧增加上下密封件，并设 计相应挡
板与吊挂相 连，见图 5、图 6。这 样 的 结 构 设
计可以通 过密封条的压 缩 量协调两个不同
Байду номын сангаас
结 构 件 的 变 形 位 移。
（下转93页）
2 裂纹原因分析 2.1 裂纹问题描述
成 支 护 失 效（现已 采 取 保 护 措 施）。（2）悬 移 支 架 通 过 注 液 枪 注 液，三 用阀卸 液 完 成 支 架 的 移 动、支 撑、卸 载，操 作 环 节 较 多， 工序复杂，建 议在使用中改 用组合 供 液阀， 使用时也 较 为方便、快 捷，从而 更有 效保证 安 全，提高 其工作 效率。
工业技术
科技创新导报 2012 NO.29
Science and Technology Innovation Herald
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某型飞机舱盖吊挂螺栓断裂故障模拟分析
摘要针对某型飞机座舱盖吊挂螺栓断裂故障情况，根据螺栓的受力状态，对舱盖吊挂螺栓的受载情况进行了模拟计算分析，并按螺栓的实际安装形式进行模拟验证，真实模拟了故障的情况。
关键词吊挂螺栓；断裂试验；有限元；断裂分析
中图分类号v228.2 文献标识码a 文章编号 1674-6708（2013）93-0087-02
0 引言
某型飞机做座舱盖应急抛放系统试验中，后舱盖的吊挂形式。
在进行吊挂时，后舱盖右侧后端的吊挂螺栓断裂，断裂部位在φ9过渡到φ6区域。
断裂后，为确定断裂属性，按照故障分析方法，对断裂螺栓做材料特性和断口分析，材料性能指标合格，组织正常，属大应力断裂。
本文根据吊挂螺栓断裂情况，对舱盖吊挂螺栓的承载能力进行了计算分析，并通过对螺栓进行断裂试验情况，对计算分析结果进行了验证。
1 座舱盖吊挂螺栓的属性及载荷分析
吊挂螺栓材料为30crmnsia，其材料属性为：σb=1180mpa，
e=196000mpa，μ=0.33。
螺栓φ6断裂处的剖面特性为：
a=28.27mm2，j=63.62mm4 。
根据座舱盖应急抛放系统试验吊挂图，做座舱盖吊挂时载荷分析有限元计算模型，计算模型。
吊挂螺栓断裂前，在座舱盖吊挂载荷
计算模型中，将配重185kg折算为1850n向上的作用力，并将1～4号螺栓固定，进行有限元模拟计算，得到4个螺栓的受力情况见表1。
计算坐标系按机体坐标系，即飞机逆航向为x轴正向；垂直翼面向上为y轴正向；z轴正向由右手定则确定。
从表1计算，得到螺栓平均承载642.6 n。
2号吊挂螺栓断裂后，在座舱盖吊挂载荷计算模型中，将配重185kg折算为1850n向上的作用力，并将1、3和4号螺栓固定，进行有限元模拟计算，得到4个螺栓的受力情况见表2。
表2 断裂后4个吊挂螺栓的受力情况（单位：n）
从表2可以看出，当2号螺栓断裂后，由于钢索的松弛，3号螺栓已不受力，实际上只有1号和4号螺栓受力。
2 座舱盖吊挂螺栓有限元分析
按照螺栓实际几何尺寸建立有限元模型，有限元模型见图1；根据螺栓在结构上的固定形式，将螺栓断面附近固支，并螺栓在φ9过渡到φ6的凸台处的受挤压面施加适当的约束，见图4。
根据上面计算的吊挂螺栓载荷，共计算了两种情况，模拟螺栓在吊挂舱盖时的受力形式施加载荷，加载情况见表3，加载方式见图1。
图1 座舱盖吊挂螺栓有限元模型、加载及约束
通过对上述有限元模型计算分析得到：2号螺栓发生断裂前，吊挂螺栓断面处最大应力为907mpa，吊挂螺栓的应力分布情况；2号螺栓发生断裂后，吊挂螺栓断面处最大应力为1153mpa，吊挂螺栓的应力分布情况。
3 座舱盖吊挂螺栓断裂试验
3.1 试验情况
根据螺栓的安装形式，在进行吊挂螺栓断裂试验时，为模拟螺栓受载时，钢索与螺栓的夹角，采取试验方式加载。
试验在加载机上进行，加载机行程为每分钟3mm，一直加载到吊挂螺栓断裂，断裂时试验机显示的最大载荷为1944n，试验加载曲线见图2。
图2试验测量的位移-载荷曲线
3.2试验情况的有限元模拟计算
根据试验情况，进行模拟计算，有限元模型见图3；按照试验时螺栓的固定形式，将螺栓断面附近固支，并螺栓在φ9过渡到φ6的凸台处的受挤压面施加适当的约束，见图3；根据4.1节载荷分解图得有限元模型加载点的载荷为：
通过有限元分析，得吊挂螺栓断裂断面处最大应力为1310mpa，大于吊挂螺栓强度极限（σb=1180 mpa），吊挂螺栓的断裂部位应力分布情况见图4。
因此，螺栓在该受载状态下的承载能力为：
p=1944×1180/1310=1751 （n）
4 结论和分析
综合上述计算分析，得到以下结论：
1）每一个座舱盖吊挂螺栓在吊挂舱盖的受力形式下，静承载能力为1751 n；
2）在正常吊挂下，螺栓承受的平均载荷为642.6 n；
3）从试验结果推算，在该受载状态下的承载能力为1751 （n）；从上述结论分析，在螺栓材料性能指标合格，组织正常，在螺栓静力受载情况下，正常吊挂螺栓是有足够强度的，螺栓断裂的因素，只有承受载荷达到其破坏载荷。
在加载时，加载速度过快，会产生一定的冲击载荷，当冲击加速度达到2.73m/s2时，螺栓承受的载荷达到2.73*642.6=1754 n，超过螺栓的承载能力1751 （n），使螺栓承受较大应力导致断裂。
参考文献
[1]孙聪，王向明.飞机结构典型故障分析与设计改进.北京：航空工业出版社：5-6.
[2]《飞机设计手册》-材料（上）[m].国防工业出版社：29.
[3]《飞机设计手册》-强度计算[m].国防工业出版社：195.。