1、ll飛機結構的維修思想和修理準則主要取飛機結構的維修思想和修理準則主要取決于飛機結構的設計思想和設計準則決于飛機結構的設計思想和設計準則。l 因此，飛機結構修理技術人員應熟悉飛機結構的主要設計思想和設計準則，并且以這些設計思想和準則來指導制定飛機結構修理方案和具體的修理操作。ll 抗疲勞設計思想的發展抗疲勞設計思想的發展l l靜強度設計準則與剛度設計準則靜強度設計準則與剛度設計準則 l安全壽命為設計準則的設計和評估思想安全壽命為設計準則的設計和評估思想l 破損安全設計概念破損安全設計概念l l破損安全與安全壽命相結合的設計思想破損安全與安全壽命相結合的設計思想l 損傷容限和耐久性設計思想損傷容

2、限和耐久性設計思想l飛機結構設計思想的演變飛機結構設計思想的演變l1靜強度設計階段靜強度設計階段l 20世紀前期，飛機結構都按靜強度設計。世紀前期，飛機結構都按靜強度設計。l 設計中通常采用設計載荷法，設計載荷為使用設計中通常采用設計載荷法，設計載荷為使用載荷乘以安全系數。載荷乘以安全系數。l 靜強度設計準則：靜強度設計準則：l 結構材料的極限載荷結構材料的極限載荷結構的設計載荷，結構的設計載荷，l即認為結構安全。即認為結構安全。l(極限載荷即極限承載能力）極限載荷即極限承載能力）l2靜強度和剛度設計階段靜強度和剛度設計階段l 隨著飛機飛行速度和戰術技術性能要求的提高，隨著飛機飛行速度和戰術技

3、術性能要求的提高，要求采用阻力系數較小的薄翼型，使氣動彈性問要求采用阻力系數較小的薄翼型，使氣動彈性問題變得突出起來。題變得突出起來。l 因此，要求結構應具有足夠的靜強度和足夠的因此，要求結構應具有足夠的靜強度和足夠的剛度，以避免結構處于共振點附近；同時也不能剛度，以避免結構處于共振點附近；同時也不能出現過大的結構變形以致影響飛機的性能，并且出現過大的結構變形以致影響飛機的性能，并且能滿足設計中，對顫振臨界速度和靜氣動彈性問能滿足設計中，對顫振臨界速度和靜氣動彈性問題提出的剛度要求。題提出的剛度要求。l設計準則：設計準則：l 最大飛行速度最大飛行速度氣動彈性設計速度氣動彈性設計速度。l3強度、

4、剛度、疲勞安全壽命設計階段強度、剛度、疲勞安全壽命設計階段l 在第二次世界大戰以后的在第二次世界大戰以后的10年，世界各國的軍年，世界各國的軍用和民用飛機相繼出現因疲勞破壞而造成的災難用和民用飛機相繼出現因疲勞破壞而造成的災難性事故。性事故。l 經大量的研究和分析表明經大量的研究和分析表明:l 只按經靜強度和剛度設計的飛機并不安全。只按經靜強度和剛度設計的飛機并不安全。l 隨著飛機使用壽命的提高，加上高強度材料隨著飛機使用壽命的提高，加上高強度材料的應用和使用應力水平的提高均增加了結構疲勞的應用和使用應力水平的提高均增加了結構疲勞破壞的可能性。破壞的可能性。l 因此飛機設計在靜強度、剛度基礎上

5、，引入因此飛機設計在靜強度、剛度基礎上，引入了抗疲勞的安全壽命設計思想。安全壽命設計思了抗疲勞的安全壽命設計思想。安全壽命設計思想從想從50年代起延續至今。年代起延續至今。l4強度、剛度、損傷容限和耐久性設計階段強度、剛度、損傷容限和耐久性設計階段l 60年代末期起的幾年當中，按疲勞安全壽命年代末期起的幾年當中，按疲勞安全壽命設計的飛機仍出現疲勞斷裂事故。設計的飛機仍出現疲勞斷裂事故。l 例如某型飛機機翼樞軸接頭板的疲勞試驗驗證例如某型飛機機翼樞軸接頭板的疲勞試驗驗證40000小時，實際使用到小時，實際使用到100小時就斷裂了。一小時就斷裂了。一系列的事實表明，按安全壽命設計并不能確保飛系列的

6、事實表明，按安全壽命設計并不能確保飛機的安全。機的安全。l 經研究分析，認為安全壽命設計沒有考慮到經研究分析，認為安全壽命設計沒有考慮到實際上結構在使用之前，由于材料、生產制造和實際上結構在使用之前，由于材料、生產制造和裝配過程中已存在有不可避免的漏檢的初始缺陷裝配過程中已存在有不可避免的漏檢的初始缺陷和損傷；加上當時使用的高強度或超高強度合金和損傷；加上當時使用的高強度或超高強度合金的斷裂韌性低等原因，這些缺陷或損傷在交變載的斷裂韌性低等原因，這些缺陷或損傷在交變載荷的作用下，不斷擴展，直至擴展失控造成結構荷的作用下，不斷擴展，直至擴展失控造成結構破壞和災難性事故。破壞和災難性事故。l 因此

7、，因此，70年代初出現了損傷容限和耐久性年代初出現了損傷容限和耐久性（經濟壽命）設計。（經濟壽命）設計。l 飛機結構的損傷容限設計方法是在總結以往飛飛機結構的損傷容限設計方法是在總結以往飛機設計、使用經驗并在斷裂力學理論的發展基礎機設計、使用經驗并在斷裂力學理論的發展基礎上，以設計規范形式確定下來的一種設計準則。上，以設計規范形式確定下來的一種設計準則。這一設計方法是對安全壽命、破損安全等設計方這一設計方法是對安全壽命、破損安全等設計方法的補充和發展。法的補充和發展。l 損傷容限設計方法能較好地保證飛機結構的損傷容限設計方法能較好地保證飛機結構的安全性和可靠性是一種較經濟且合理的設計方法。安全

8、性和可靠性是一種較經濟且合理的設計方法。l l 損傷容限設計概念：損傷容限設計概念：承認結構在使用前就帶承認結構在使用前就帶有初始缺陷，但是必須把這些缺陷或者損傷在規有初始缺陷，但是必須把這些缺陷或者損傷在規定的未修使用期內的增長控制在一定的范圍內，定的未修使用期內的增長控制在一定的范圍內，在此期間，受損結構應滿足規定的剩余強度要求，在此期間，受損結構應滿足規定的剩余強度要求，以保證飛機結構的安全性和可靠性，同時不致飛以保證飛機結構的安全性和可靠性，同時不致飛機結構過重。機結構過重。l 80年代末，美國逐步放棄安全壽命設計概念，年代末，美國逐步放棄安全壽命設計概念，而用按耐久性考慮的經濟壽命取

9、代安全壽命。而用按耐久性考慮的經濟壽命取代安全壽命。l5結構可靠性設計試用階段結構可靠性設計試用階段l 結構可靠性設計運用可靠性原理，把上述的結構可靠性設計運用可靠性原理，把上述的各種定量設計準則變為隨機變量設計準則。現處各種定量設計準則變為隨機變量設計準則。現處于試用發展階段。于試用發展階段。l 目前，一般按結構完整性要求設計后，對某目前，一般按結構完整性要求設計后，對某些重點結構進行可靠性分析和評估。些重點結構進行可靠性分析和評估。71 飛機結構修理的基礎理論知識飛機結構修理的基礎理論知識l一、破損安全設計思想一、破損安全設計思想l 破損安全是指一個構件破壞之后，它承破損安全是指一個構件破

10、壞之后，它承擔的載荷可能由其他結構件繼續承擔，以防止飛擔的載荷可能由其他結構件繼續承擔，以防止飛機的破壞，或造成剛度的降低過多而影響飛機的機的破壞，或造成剛度的降低過多而影響飛機的正常使用。正常使用。l 這種設計思想允許飛機結構有局部破損，這種設計思想允許飛機結構有局部破損，但必須保證飛機的安全。但必須保證飛機的安全。l l 破損安全設計思想具有局限性，還不足以解破損安全設計思想具有局限性，還不足以解決安全和壽命問題決安全和壽命問題。l 因此，這種破損安全設計思想在飛機結構設計中正在被損傷容限設計思想所代替。正在被損傷容限設計思想所代替。l二、損傷容限設計思想二、損傷容限設計思想l 損傷容限設

11、計的基本含義是損傷容限設計的基本含義是:l 承認結構中存在著一定程度的未被發現的承認結構中存在著一定程度的未被發現的初始缺陷、裂紋或其他損傷。初始缺陷、裂紋或其他損傷。l 通過損傷容限特性分析與試驗，對可檢結通過損傷容限特性分析與試驗，對可檢結構給出檢修周期，對不可檢結構給出最大允許初構給出檢修周期，對不可檢結構給出最大允許初始損傷，以保證結構在給定的使用壽命期限內，始損傷，以保證結構在給定的使用壽命期限內，不會發生由于未被發現的初始缺陷、裂紋或其他不會發生由于未被發現的初始缺陷、裂紋或其他損傷擴展而引起災難性的破壞事故。損傷擴展而引起災難性的破壞事故。l l 飛機結構損傷容限設計的飛機結構損

12、傷容限設計的核心是核心是l 承認結構中存在初始缺陷、裂紋承認結構中存在初始缺陷、裂紋及其他缺陷的可能性，并設法控制損傷的及其他缺陷的可能性，并設法控制損傷的擴展。擴展。l 我國現行規范規定：我國現行規范規定：l 為了使因漏檢缺陷或損傷所引起的結構破壞為了使因漏檢缺陷或損傷所引起的結構破壞概率減至最小，對危及飛機機體安全的主要結構，概率減至最小，對危及飛機機體安全的主要結構，應采用損傷容限設計。應采用損傷容限設計。l 損傷容限設計的結構應該是破損安全結構、損傷容限設計的結構應該是破損安全結構、安全裂紋擴展結構，或者這兩種結構類型的組合。安全裂紋擴展結構，或者這兩種結構類型的組合。為了評定結構的裂

13、紋擴展特性和剩余強度特性，為了評定結構的裂紋擴展特性和剩余強度特性，應進行損傷容限試驗和損傷容限分析。應進行損傷容限試驗和損傷容限分析。l三、損傷容限設計的飛機結構分類三、損傷容限設計的飛機結構分類l 1緩慢裂紋增長結構緩慢裂紋增長結構l 這種結構類型包括所有結構形式的單傳力這種結構類型包括所有結構形式的單傳力和多傳力途徑結構。和多傳力途徑結構。l 它被設計成初始損傷將以穩定、緩慢的速它被設計成初始損傷將以穩定、緩慢的速率擴展率擴展;并且在規定的檢修周期內，在使用載荷并且在規定的檢修周期內，在使用載荷/環境譜作用下，結構內的初始損傷不至于擴展到環境譜作用下，結構內的初始損傷不至于擴展到臨界裂紋

14、尺寸。臨界裂紋尺寸。l 對于這種類型的結構，安全是靠裂紋的緩對于這種類型的結構，安全是靠裂紋的緩慢擴展和具有一定剩余強度來保證的；裂紋在規慢擴展和具有一定剩余強度來保證的；裂紋在規定的使用期內，不允許達到臨界尺寸，發生不穩定的使用期內，不允許達到臨界尺寸，發生不穩定擴展。定擴展。l 2破損安全止裂結構破損安全止裂結構l 為了保證飛機結構在出現裂紋后，裂紋不會為了保證飛機結構在出現裂紋后，裂紋不會迅速擴展到很長，而導致危險的斷裂，在飛機結迅速擴展到很長，而導致危險的斷裂，在飛機結構設計中可采用止裂措施。它使結構在規定的檢構設計中可采用止裂措施。它使結構在規定的檢修周期內，在使用載荷修周期內，在使

15、用載荷/環境譜作用下，結構破環境譜作用下，結構破損部位完全破壞之前，裂紋的不穩定擴展會被限損部位完全破壞之前，裂紋的不穩定擴展會被限制在結構的一個連續區域里。制在結構的一個連續區域里。l 載荷譜為載荷大小隨時間的變化，即載荷載荷譜為載荷大小隨時間的變化，即載荷時間歷程。時間歷程。l 環境譜為環境強度隨時間的變化環境譜為環境強度隨時間的變化,即環即環境境-時間歷程。時間歷程。用環境譜來描述飛機所遭受用環境譜來描述飛機所遭受的化學、濕熱和氣候環境。的化學、濕熱和氣候環境。l 例如，民用飛機機身結構中要求長桁和框緣例如，民用飛機機身結構中要求長桁和框緣直接鉚接或點焊在蒙皮上，使機身蒙皮上出現的直接鉚

16、接或點焊在蒙皮上，使機身蒙皮上出現的疲勞裂紋有可能被限制在兩根長桁和框緣組成的疲勞裂紋有可能被限制在兩根長桁和框緣組成的格子內。格子內。l 有的飛機機身上還加有環向止裂帶有的飛機機身上還加有環向止裂帶(例如，例如，在在DC一一10飛機上沿機身框處就有鈦合金止裂飛機上沿機身框處就有鈦合金止裂帶帶)，這種止裂帶是為了阻止裂紋在環向應力作，這種止裂帶是為了阻止裂紋在環向應力作用下沿縱向不斷擴展而設置的。用下沿縱向不斷擴展而設置的。l 又如，圖又如，圖7一一1所示三緣條環形框，當抗剪所示三緣條環形框，當抗剪腹板外部腹板外部(或內部或內部)出現裂紋后，裂紋的擴展會被出現裂紋后，裂紋的擴展會被設置的中間突

17、緣設置的中間突緣(角材角材)限制住。限制住。l 破損止裂結構的安全性是通過殘余結構的破損止裂結構的安全性是通過殘余結構的緩慢裂紋擴展和在后續的檢查中發現損傷來實現緩慢裂紋擴展和在后續的檢查中發現損傷來實現的。的。l 另外，在規定的未修使用周期內，結構另外，在規定的未修使用周期內，結構的強度不得下降到規定水平以下。的強度不得下降到規定水平以下。l 3破損安全多傳力結構破損安全多傳力結構l 這種結構具有多個傳力途徑。它把本來可這種結構具有多個傳力途徑。它把本來可以設計成一體的結構，人為地分成若干部分。其以設計成一體的結構，人為地分成若干部分。其作用是把損傷控制在局部范圍內，以防止在規定作用是把損傷

18、控制在局部范圍內，以防止在規定的檢修周期內，結構在使用載荷的檢修周期內，結構在使用載荷/環境譜作用下環境譜作用下完全破壞。完全破壞。l 這種結構的安全性是通過殘余結構到后這種結構的安全性是通過殘余結構到后續檢查以前的緩慢裂紋增長來實現的。續檢查以前的緩慢裂紋增長來實現的。l 例例1：圖：圖7一一2所示為一由三塊整體壁板通過鋁所示為一由三塊整體壁板通過鋁鉚釘連接組成的下翼面，使用中任一塊壁板破裂鉚釘連接組成的下翼面，使用中任一塊壁板破裂時，載荷即可通過展向鉚釘傳到相鄰的壁板上去。時，載荷即可通過展向鉚釘傳到相鄰的壁板上去。l 當然，在設計時要求鉚釘的連接強度，除當然，在設計時要求鉚釘的連接強度，

19、除了負擔正常的剪切載荷外，還能負擔這種載荷的了負擔正常的剪切載荷外，還能負擔這種載荷的傳遞。傳遞。l 例例2：飛機結構上有些梁的突緣由幾個型材組：飛機結構上有些梁的突緣由幾個型材組成，如圖成，如圖7一一3所示，腹板也用兩塊以上的板件所示，腹板也用兩塊以上的板件結合而成。結合而成。l 這類多重受力構件當其中某一元件損壞這類多重受力構件當其中某一元件損壞后，其他元件仍能繼續工作，而且由于整個構件后，其他元件仍能繼續工作，而且由于整個構件是由兩個或兩個以上元件組合而成的，其中一個是由兩個或兩個以上元件組合而成的，其中一個元件出現疲勞裂紋后，一般也不會立即擴展到另元件出現疲勞裂紋后，一般也不會立即擴展

20、到另一個元件中去，從而保證了構件具有繼續承載的一個元件中去，從而保證了構件具有繼續承載的能力能力。l 例例3：圖：圖7一一4所示是一個雙重保險構件，圖中所示是一個雙重保險構件，圖中所示的是機身蒙皮與框緣的連接，中間加了鈦合所示的是機身蒙皮與框緣的連接，中間加了鈦合金墊板，當框緣斷裂以后，墊板可以代替框緣參金墊板，當框緣斷裂以后，墊板可以代替框緣參加工作。加工作。l 破損安全止裂結構和破損安全多傳力結構，破損安全止裂結構和破損安全多傳力結構，統稱為破損安全結構。統稱為破損安全結構。l 破損安全結構設計的核心是允許結構有一破損安全結構設計的核心是允許結構有一部分構件損壞，但要求結構仍具有安全工作的

21、能部分構件損壞，但要求結構仍具有安全工作的能力，保持有規定的剩余強度，并且在結構全部破力，保持有規定的剩余強度，并且在結構全部破壞以前，能在規定的檢查周期內能發現這些損傷。壞以前，能在規定的檢查周期內能發現這些損傷。l四、初始裂紋尺寸的確定四、初始裂紋尺寸的確定l 1.重要性重要性: l 初始裂紋尺寸的長短對計算擴展壽命的影初始裂紋尺寸的長短對計算擴展壽命的影響很大。響很大。l 在短裂紋階段，裂紋擴展較慢，較小的初始在短裂紋階段，裂紋擴展較慢，較小的初始裂紋尺寸差別將引起裂紋擴展壽命的較大變化。裂紋尺寸差別將引起裂紋擴展壽命的較大變化。ll l2.確定方法確定方法(兩種兩種):l (1)目前，

22、通常根據無損檢測能力確定初始目前，通常根據無損檢測能力確定初始裂紋長度，或者從規范、指南中查取。裂紋長度，或者從規范、指南中查取。l (2)依據結構件中初始裂紋尺寸的概率分布依據結構件中初始裂紋尺寸的概率分布確定初始裂紋尺寸。確定初始裂紋尺寸。l 在美國軍用規范在美國軍用規范MIL一一A一一8344中，根據中，根據結構形式、裂紋類型、檢測能力和經驗等，規定結構形式、裂紋類型、檢測能力和經驗等，規定了初始裂紋尺寸，如圖了初始裂紋尺寸，如圖7一一5所示。所示。l MIL一一A一一8344要求，對于緩慢裂紋擴展要求，對于緩慢裂紋擴展結構，檢測概率和置信水平分別為結構，檢測概率和置信水平分別為90和和

23、95；對于破損安全結構分別為對于破損安全結構分別為90%和和50。l 由于破損安全類結構的斷裂可容能力較強，由于破損安全類結構的斷裂可容能力較強，所以規定了一個較低的置信水平。這實際上就意所以規定了一個較低的置信水平。這實際上就意味著破損安全類結構的初始裂紋尺寸比緩慢裂紋味著破損安全類結構的初始裂紋尺寸比緩慢裂紋擴展類結構要小一些。擴展類結構要小一些。ll五、剩余強度的確定五、剩余強度的確定l 損傷結構的實際承載能力稱之為剩余強度損傷結構的實際承載能力稱之為剩余強度，也就是損傷結構在檢修周期內不危及安全或降低也就是損傷結構在檢修周期內不危及安全或降低飛行性能的承載能力。飛行性能的承載能力。l

24、危及飛行安全或降低飛行性能是指飛機結構危及飛行安全或降低飛行性能是指飛機結構喪失強度、喪失剛度、過度永久變形、喪失控制喪失強度、喪失剛度、過度永久變形、喪失控制以及顫振速度降到臨界以下等。以及顫振速度降到臨界以下等。l 損傷結構的剩余強度隨著裂紋尺寸的增加而損傷結構的剩余強度隨著裂紋尺寸的增加而降低。降低。l l 剩余強度要求規定，損傷結構必須能承剩余強度要求規定，損傷結構必須能承受兩次檢查間隔內受兩次檢查間隔內(對不可檢結構應在一倍設計對不可檢結構應在一倍設計壽命內壽命內)飛機可能碰到的最大載荷；并且必須能飛機可能碰到的最大載荷；并且必須能夠成功地控制損傷擴展。夠成功地控制損傷擴展。l 依據

25、剩余強度要求和使用要求，就可以確依據剩余強度要求和使用要求，就可以確定出最長定出最長(或臨界或臨界)裂紋尺寸，即容限裂紋尺寸。裂紋尺寸，即容限裂紋尺寸。l六、注意剛度和變形協調問題六、注意剛度和變形協調問題l 在飛機結構設計和修理中，應時刻注意到構在飛機結構設計和修理中，應時刻注意到構件之間件之間(或部件各部位之間或部件各部位之間)的剛度和變形協調問的剛度和變形協調問題。如果結構間相對剛度不協調，將會過早出現題。如果結構間相對剛度不協調，將會過早出現疲勞裂紋。疲勞裂紋。l 例如圖例如圖76所示的結構，由于凸緣過薄，所示的結構，由于凸緣過薄，裝配應力與交變應力會引起薄凸緣過早出現疲勞裝配應力與交

26、變應力會引起薄凸緣過早出現疲勞裂紋。裂紋。l 在飛機結構設計和修理中，通常要注意到以在飛機結構設計和修理中，通常要注意到以下下剛度協調原則。剛度協調原則。l 1避免在剛性較強的傳力路線附近平行地布置避免在剛性較強的傳力路線附近平行地布置較柔性的傳力路線。較柔性的傳力路線。l 2在長桁搭接而蒙皮連續的地方，要注意到在長桁搭接而蒙皮連續的地方，要注意到蒙皮可能因搭接接頭的柔性而超載。蒙皮可能因搭接接頭的柔性而超載。l 3由于孔和連接件的公差間隙形成的柔性連由于孔和連接件的公差間隙形成的柔性連接，使口蓋的傳載受到限制，從而造成鄰近結構接，使口蓋的傳載受到限制，從而造成鄰近結構的超載，因此應盡可能將口

27、蓋布置在低應力區。的超載，因此應盡可能將口蓋布置在低應力區。l 4要特別注意窗口、風擋框架的設計，保證要特別注意窗口、風擋框架的設計，保證它們有適當的剛度，玻璃和框架必須裝配協調，它們有適當的剛度，玻璃和框架必須裝配協調，以防止玻璃產生預應力和裂紋。以防止玻璃產生預應力和裂紋。l l 5發動機排氣系統的連接或其他熱導管的連發動機排氣系統的連接或其他熱導管的連接，應具有足夠的柔度，避免因受熱不均而產生接，應具有足夠的柔度，避免因受熱不均而產生裂紋。裂紋。l 6避免將操縱面的多個鉸支點安排在結構變避免將操縱面的多個鉸支點安排在結構變形較大的部位。形較大的部位。l 7飛機結構設計時要避免在基本載荷傳

28、遞通飛機結構設計時要避免在基本載荷傳遞通道上出現硬點，特別是梁、肋或框的腹板以及蒙道上出現硬點，特別是梁、肋或框的腹板以及蒙皮，更應避免局部過硬。圖皮，更應避免局部過硬。圖7一一7和圖和圖7一一8分別分別示出腹板或蒙皮由于出現硬點而產生裂紋的實例。示出腹板或蒙皮由于出現硬點而產生裂紋的實例。l 在飛機結構的修理中，應避免過分加強受損傷在飛機結構的修理中，應避免過分加強受損傷構件或用剛度過高的新件更換損傷件，否則會因構件或用剛度過高的新件更換損傷件，否則會因剛度不協調，過早地在修理部位的連接處出現疲剛度不協調，過早地在修理部位的連接處出現疲勞裂紋。勞裂紋。l 8在結構設計和修理中，應避免同一連接

29、接在結構設計和修理中，應避免同一連接接頭上或同一條傳力路線上，混合使用緊固件。頭上或同一條傳力路線上，混合使用緊固件。l 例如鉚釘和鎖緊螺栓一起使用。這是因為例如鉚釘和鎖緊螺栓一起使用。這是因為鉚釘配合較緊，在鉚釘變形直至消除了螺栓與螺鉚釘配合較緊，在鉚釘變形直至消除了螺栓與螺孔的間隙之前，螺栓還未承受其應分擔的載荷。孔的間隙之前，螺栓還未承受其應分擔的載荷。這樣容易使鉚釘超載，并可能導致提前疲勞破壞。這樣容易使鉚釘超載，并可能導致提前疲勞破壞。l 如果必須采用這種混合連接，那么最好采如果必須采用這種混合連接，那么最好采用精密配合的螺栓。用精密配合的螺栓。l l 9在結構設計中，采用支撐或加強

30、使非對稱在結構設計中，采用支撐或加強使非對稱接頭的次撓曲達到最小。接頭的次撓曲達到最小。l 10適當改變構件的剛度，使柔度增加，可適當改變構件的剛度，使柔度增加，可能有利于提高構件的疲勞壽命。能有利于提高構件的疲勞壽命。l 圖圖79示出了某飛機一個固定鑄件發生示出了某飛機一個固定鑄件發生疲勞破壞的情況。這鑄件用疲勞破壞的情況。這鑄件用4個具有一般連接長個具有一般連接長度的螺栓固定在水平安定面的后梁上。修改前鑄度的螺栓固定在水平安定面的后梁上。修改前鑄件疲勞壽命是件疲勞壽命是3524次載荷循環，修改后為次載荷循環，修改后為10500次載荷循環。可見由于柔度的增加使鑄次載荷循環。可見由于柔度的增加

31、使鑄件疲勞壽命增加近件疲勞壽命增加近2倍。倍。l72 飛機結構的等強度修理準則飛機結構的等強度修理準則ll 等強度修理準則等強度修理準則l 局部等強度修理準則局部等強度修理準則l 總體等強度修理準則。總體等強度修理準則。l 飛機結構修理中，通常采用局部等強度修理準則制飛機結構修理中，通常采用局部等強度修理準則制定修理方案。定修理方案。l 由于材料、結構、工藝等方面的原因，用局部等強由于材料、結構、工藝等方面的原因，用局部等強度修理準則制定出來的修理方案不理想，甚至不可行時，度修理準則制定出來的修理方案不理想，甚至不可行時，可考慮采用總體等強度修理準則來制定修理方案。可考慮采用總體等強度修理準則

32、來制定修理方案。l 在飛機結構修理中，除遵守等強度修理準則外，還在飛機結構修理中，除遵守等強度修理準則外，還要遵守疲勞強度修理準則以及腐蝕預防與控制的修理準要遵守疲勞強度修理準則以及腐蝕預防與控制的修理準則等。則等。l一、局部等強度修理淮則一、局部等強度修理淮則l 1局部等強度修理準則的基本思想局部等強度修理準則的基本思想l 局部等強度修理準則的基本思想是局部等強度修理準則的基本思想是:l 構件損傷部位經修理以后，該部位的靜強度構件損傷部位經修理以后，該部位的靜強度基本等于原構件在該部位處的靜強度。基本等于原構件在該部位處的靜強度。ll l2原構件損傷處橫截面上的最大估計內力原構件損傷處橫截面

33、上的最大估計內力l 飛機結構產生可修理的損傷后，通常在構件飛機結構產生可修理的損傷后，通常在構件的損傷部位用緊固件連接上補強件，使構件恢復的損傷部位用緊固件連接上補強件，使構件恢復承載能力。承載能力。l 根據局部等強度修理準則制定修理方案時，根據局部等強度修理準則制定修理方案時，首先要知道構件損傷處橫截面上的最大內力，以首先要知道構件損傷處橫截面上的最大內力，以便確定補強件的幾何尺寸和連接緊固件的數目。便確定補強件的幾何尺寸和連接緊固件的數目。l 可以根據損傷件的連接強度確定該構件所可以根據損傷件的連接強度確定該構件所承受的最大載荷，從而計算出構件損傷處橫截面承受的最大載荷，從而計算出構件損傷

34、處橫截面上的最大內力；上的最大內力；l 也可以根據構件材料的極限強度確定構件也可以根據構件材料的極限強度確定構件損傷處橫截面上的最大承載能力。損傷處橫截面上的最大承載能力。l 結構件的受力狀態往往是不同的，有的主結構件的受力狀態往往是不同的，有的主要受拉，有的主要受壓，還有的主要受剪。要受拉，有的主要受壓，還有的主要受剪。l l 通常按構件受拉確定構件損傷處橫截通常按構件受拉確定構件損傷處橫截面上的最大承載能力面上的最大承載能力。l 這樣，構件損傷處橫截面上未損傷前這樣，構件損傷處橫截面上未損傷前的最大的承載能力就等于材料的抗拉強度的最大的承載能力就等于材料的抗拉強度極限極限 b 與構件損傷處

35、原橫截面面積與構件損傷處原橫截面面積Fo的的乘積。即構件損傷處橫截面上未損傷前的乘積。即構件損傷處橫截面上未損傷前的最大承載能力為最大承載能力為l Pmax b Fo (7一一1)l 考慮到緊固件孔的存在，實際橫截面面考慮到緊固件孔的存在，實際橫截面面積積 F 等于等于Fo 減去由于緊固件孔而損失的面減去由于緊固件孔而損失的面積積 F ，即，即l F = Fo一一F (7一一2)l式中式中: F = n D t , n 為孔數為孔數 ，l D 為孔直徑為孔直徑 , l t 為構件橫截面厚度。為構件橫截面厚度。l 3補強件橫截面面積和形狀的確定補強件橫截面面積和形狀的確定l 首先確定補強件的橫截

36、面面積。以圖首先確定補強件的橫截面面積。以圖710所示情況為例說明確定補強件橫截面面積的所示情況為例說明確定補強件橫截面面積的計算方法。計算方法。l 圖中圖中 A 板件為含穿透裂紋的損傷結構件，板件為含穿透裂紋的損傷結構件，B 板件為補強件。板件為補強件。l 設設l 損傷板件損傷板件 A 裂紋損傷處的實際橫截面面裂紋損傷處的實際橫截面面積為積為 FA ，l 材料的抗拉強度極限為材料的抗拉強度極限為 b,A ，l 補強件補強件 B 的材料抗拉強度極限為的材料抗拉強度極限為 b，B，l 則根據局部等強度修理準則，補強件的橫則根據局部等強度修理準則，補強件的橫截面面積截面面積FB為為 l (7一一3

37、)l 由上式可以看出，如果補強件的材料與原構由上式可以看出，如果補強件的材料與原構件的材料相同，則補強件的橫截面面積應等于原件的材料相同，則補強件的橫截面面積應等于原構件的橫截面面積，即構件的橫截面面積，即 FB FA 。l 注意，在應用局部等強度準則確定損傷構注意，在應用局部等強度準則確定損傷構件的修理方案時，通常認為損傷構件已完全失效。件的修理方案時，通常認為損傷構件已完全失效。l 例如，對圖例如，對圖710所示情況認為裂紋已擴所示情況認為裂紋已擴展到對邊，構件在裂紋處完全斷開。展到對邊，構件在裂紋處完全斷開。l l 通常構件承受載荷的能力和它的橫截面通常構件承受載荷的能力和它的橫截面形狀

38、有關。計算出補強件的橫截面面積后，還必形狀有關。計算出補強件的橫截面面積后，還必須按修理部位的實際受力情況，選擇補強件的橫須按修理部位的實際受力情況，選擇補強件的橫截面形狀。截面形狀。l 一般說來一般說來補強件的橫截面形狀應和原構補強件的橫截面形狀應和原構件一樣。件一樣。l 補強件的幾何尺寸，必須在緊固件的數補強件的幾何尺寸，必須在緊固件的數目和布置確定后，才能確定。目和布置確定后，才能確定。l二、總體等強度修理準則二、總體等強度修理準則l 1總體等強度修理準則的基本思想總體等強度修理準則的基本思想l 基本思想是基本思想是: l 根據總體結構的構造特點和受力情根據總體結構的構造特點和受力情況，

39、找出最嚴重的受力部位；況，找出最嚴重的受力部位；l 然后根據受力最嚴重部位的極限受然后根據受力最嚴重部位的極限受力狀態，確定該總體結構能夠承受的最大力狀態，確定該總體結構能夠承受的最大載荷載荷;l 最后，以受力最嚴重部位的承載能最后，以受力最嚴重部位的承載能力所確定的最大載荷，考核修理部位的強力所確定的最大載荷，考核修理部位的強度儲備。度儲備。l l 當被修理部位不是該總體結構的受力最當被修理部位不是該總體結構的受力最嚴重部位時，該部位的結構強度儲備一般嚴重部位時，該部位的結構強度儲備一般比受力量嚴重部位的強度儲備要大，也就比受力量嚴重部位的強度儲備要大，也就是裕度系數比受力最嚴重部位的裕度系

40、數是裕度系數比受力最嚴重部位的裕度系數高。高。l 在這種情況下，損傷部位修理以后的強在這種情況下，損傷部位修理以后的強度可以適當低于其原設計時的強度，但其度可以適當低于其原設計時的強度，但其強度儲備仍應比最嚴重受力部位強度儲備強度儲備仍應比最嚴重受力部位強度儲備大。大。l 也就是說，該部位的強度降低以后，也就是說，該部位的強度降低以后， 不得導致改變總體結構的最嚴重受力部位，不得導致改變總體結構的最嚴重受力部位，即不得導致總體結構強度儲備降低。即不得導致總體結構強度儲備降低。 l 總體等強度思想也可以用如下的承力總體等強度思想也可以用如下的承力鏈條加以說明鏈條加以說明(圖圖711)，該圖中鏈條

41、的，該圖中鏈條的最大承載能力取決于強度儲備最大承載能力取決于強度儲備C最小的最小的 C 鏈環的最大承載能力。鏈環的最大承載能力。l l 假設承力鏈條中的假設承力鏈條中的 B 鏈環受到損傷，鏈環受到損傷，按照總體等強度修理準則，修理以后的按照總體等強度修理準則，修理以后的 B 鏈環的強度儲備鏈環的強度儲備 B 允許低于原強度儲備允許低于原強度儲備 B ，但是不能低于，但是不能低于C ，即修理判據為，即修理判據為l B C (7一一4)l 遵照這個判據修復后的鏈條，其承載能力遵照這個判據修復后的鏈條，其承載能力最弱的鏈環仍然是最弱的鏈環仍然是C鏈環。鏈環。l 引深講，設引深講，設 A B C ,如

42、果如果 A 鏈環損鏈環損壞了，修理以后壞了，修理以后 A 鏈環的強度儲備鏈環的強度儲備 A小于小于A，通過計算分析如果得知通過計算分析如果得知A B ，則這個修理，則這個修理方案從總體強度角度講是符合要求的，因為方案從總體強度角度講是符合要求的，因為A C 。l l 因此，在制定修理方案時，只要知道修理因此，在制定修理方案時，只要知道修理部位修復后的強度儲備大于總體結構中的一個組部位修復后的強度儲備大于總體結構中的一個組成構件成構件(并不一定是結構中最嚴重受力件，但要并不一定是結構中最嚴重受力件，但要選擇重要受力構件選擇重要受力構件)的強度儲備，該修理方案從的強度儲備，該修理方案從靜強度考慮即

43、被認為符合要求。靜強度考慮即被認為符合要求。l 應當指出，當采用總體等強度修理準則制當采用總體等強度修理準則制定修理方案時，應對結構傳力情況和受力狀態進定修理方案時，應對結構傳力情況和受力狀態進行準確的分析，并確定損傷部位修理后的強度儲行準確的分析，并確定損傷部位修理后的強度儲備大于結構中另一個其他部位的強度儲備備大于結構中另一個其他部位的強度儲備(這一這一部位不一定是強度儲備最小的環節部位不一定是強度儲備最小的環節)。l 一般說來，采用總體等強度修理準則制定修理方案時，要求結構維修工程師具有較深的結構強度理論知識，還應具有豐富的結構維修經驗。l 2應用實例應用實例l 蘇制伊爾一蘇制伊爾一18

44、飛機機翼上翼面，蒙皮與長飛機機翼上翼面，蒙皮與長桁、翼肋、翼梁緣條連接的緊固件為桁、翼肋、翼梁緣條連接的緊固件為 B94 高強高強度鋁鉚釘。飛機經過多年使用，進入老齡階段后，度鋁鉚釘。飛機經過多年使用，進入老齡階段后，該部位數千個鉚釘的釘頭、頸部或釘桿發生應力該部位數千個鉚釘的釘頭、頸部或釘桿發生應力腐蝕斷裂。腐蝕斷裂。l 鉚釘產生這種損傷的主要原因是這種鉚釘產生這種損傷的主要原因是這種 B94 鋁鋅合金對應力腐蝕敏感。鋁鋅合金對應力腐蝕敏感。l 因此，宜選用耐應力腐蝕能力高的因此，宜選用耐應力腐蝕能力高的 B65 鋁鋁鉚釘代替原來的對應力腐蝕敏感的鉚釘代替原來的對應力腐蝕敏感的 B94 鋁鉚

45、釘。鋁鉚釘。l 但是，但是，B65 鋁合金材料的鋁合金材料的 b 小于小于 B94 鋁合金材料的鋁合金材料的b ，如果采用局部等強度修理準，如果采用局部等強度修理準則則,就要求修理后的就要求修理后的 B65 鉚釘的破壞剪力等于鉚釘的破壞剪力等于或大于或大于 B94 鉚釘的破壞剪力，這就必須加大鉚鉚釘的破壞剪力，這就必須加大鉚釘直徑。這樣將會削弱重要承力構件長桁和翼梁釘直徑。這樣將會削弱重要承力構件長桁和翼梁緣條的強度。緣條的強度。l 為了選擇最佳修理方案，運用總體等強度為了選擇最佳修理方案，運用總體等強度修理準則進行了分析和計算。修理準則進行了分析和計算。l 為了簡單起見，這里只對上翼面蒙皮與

46、長桁之為了簡單起見，這里只對上翼面蒙皮與長桁之間間 B94一一5 鉚釘的更換問題進行分析和計算。鉚釘的更換問題進行分析和計算。伊爾丁伊爾丁18飛機機翼為三梁式結構，計算模型如飛機機翼為三梁式結構，計算模型如圖圖712所示。所示。l 通過實測得到，中央翼段前、后梁腹板高通過實測得到，中央翼段前、后梁腹板高度為度為525mm，中梁腹板高度為，中梁腹板高度為745mm，各，各腹板厚度為腹板厚度為3mm。翼面上等距地、對稱地設置。翼面上等距地、對稱地設置了了36 根長桁，長桁面積大致相同。梁腹板由鋁根長桁，長桁面積大致相同。梁腹板由鋁合金制成。合金制成。l 作為一種極限情況，認為前、中、后梁的作為一種

47、極限情況，認為前、中、后梁的腹板在剪力作用下均同時達到剪切破壞狀態。經腹板在剪力作用下均同時達到剪切破壞狀態。經分析和計算，可以得到如圖分析和計算，可以得到如圖712所示的剖面所示的剖面剪流分布圖。剪流分布圖。l 在這種情況下，長桁兩側蒙皮的剪流差為在這種情況下，長桁兩側蒙皮的剪流差為l長桁與蒙皮均以雙排鉚釘連接，鉚釘間距長桁與蒙皮均以雙排鉚釘連接，鉚釘間距 T = 20 mm，每個鉚釘承受的剪力為，每個鉚釘承受的剪力為l P = q T = 1059.0 Nl而而B65一一5 鉚釘的許用剪力為鉚釘的許用剪力為 P=5197.7Nl所以，剩余強度系數為所以，剩余強度系數為l = 5197.7/

48、1059.0 = 4.9l l 因此，當翼梁腹板達到極限破壞狀態時，因此，當翼梁腹板達到極限破壞狀態時，采用采用B65一一5 鉚釘替換翼面長桁與蒙皮之間的鉚釘替換翼面長桁與蒙皮之間的B94一一5鉚釘，仍有足夠的靜強度儲備。鉚釘，仍有足夠的靜強度儲備。l 這說明，采用這說明，采用B65一一5鉚釘替換鉚釘替換B94一一5鉚釘的修理方案滿足總體等強度修理準則的鉚釘的修理方案滿足總體等強度修理準則的要求。要求。l 用該方案修理的飛機使用用該方案修理的飛機使用8年后末發現異常。年后末發現異常。l73 抗疲勞設計與修理的一般淮則抗疲勞設計與修理的一般淮則ll一、合理選材一、合理選材l 1.新的替換件或加強

49、件一般應與原結構件新的替換件或加強件一般應與原結構件的材料相同。的材料相同。l 在飛機結構修理過程中，最忌單純從靜強在飛機結構修理過程中，最忌單純從靜強度上考慮，而采用剛性較強、強度較高的材料，度上考慮，而采用剛性較強、強度較高的材料，過分地加強損傷部位。因為這樣會使結構上產生過分地加強損傷部位。因為這樣會使結構上產生“過硬點過硬點”，降低疲勞強度。，降低疲勞強度。l 2.注意材料的纖維方向注意材料的纖維方向l 在垂直纖維的方向在垂直纖維的方向(即橫向即橫向)，其靜強度、疲，其靜強度、疲勞強度和抗應力腐蝕性能都有明顯的下降勞強度和抗應力腐蝕性能都有明顯的下降,一般一般要降低要降低1015。l

50、所以，對于軋制的板材和鍛件等，應注意所以，對于軋制的板材和鍛件等，應注意使材料的纖維方向使材料的纖維方向(即縱向即縱向)與主要受力方向一致。與主要受力方向一致。l l 通常在圖紙上規定重要受力構件的材料纖通常在圖紙上規定重要受力構件的材料纖維方向，嚴格控制偏離纖維方向的較高拉應力的維方向，嚴格控制偏離纖維方向的較高拉應力的出現。出現。l 另外另外, 高強度合金鋼和超硬鋁合金的強度高，高強度合金鋼和超硬鋁合金的強度高，但對缺口但對缺口(例如劃傷例如劃傷)敏感性較高，容易在損傷處敏感性較高，容易在損傷處產生疲勞裂紋。產生疲勞裂紋。l 因此，在維護修理過程中，應避免損傷這因此，在維護修理過程中，應避

51、免損傷這些合金的結構件。些合金的結構件。l二、應力集中對構件疲勞強度的影響二、應力集中對構件疲勞強度的影響l 當當構件受力時，在構件形狀截面有突變的構件受力時，在構件形狀截面有突變的區域就會出現比名義應力大得多的局部應力。這區域就會出現比名義應力大得多的局部應力。這種局部應力增大的現象，就叫做應力集中。種局部應力增大的現象，就叫做應力集中。l 圖圖713示出了兩側有半圓槽的受拉板的示出了兩側有半圓槽的受拉板的應力分布，應力分布，l 由圖可明顯看出由圖可明顯看出:l 峰值應力峰值應力max大大l 峰值應力峰值應力max大大超出名義應力大大超出名義應力( P/h，式中：，式中：為受拉板的厚度為受拉

52、板的厚度)。l 有很高的應力梯度有很高的應力梯度l 從應力集中點起向里應力降低得很快，即從應力集中點起向里應力降低得很快，即有很高的應力梯度。有很高的應力梯度。圖713兩側有半圓槽受拉板的應力分布l “力流線力流線”從幾何意義上說，構件內部的應從幾何意義上說，構件內部的應力分布可以認為相似于封閉管道內液體的流動。力分布可以認為相似于封閉管道內液體的流動。見圖見圖714。l 應力集中的嚴重程度與缺口的尖銳程度有關。應力集中的嚴重程度與缺口的尖銳程度有關。缺口根部的曲率半徑愈小，應力集中就愈嚴重。缺口根部的曲率半徑愈小，應力集中就愈嚴重。l 因此，在結構設計和修理中，減緩剖面突變因此，在結構設計和

53、修理中，減緩剖面突變將會減緩應力集中的程度。將會減緩應力集中的程度。圖714受拉板件的力流線l三、避免或減緩應力集中的措施三、避免或減緩應力集中的措施l 在實際結構中，完全避免應力集中是不可能在實際結構中，完全避免應力集中是不可能的。因此，在無法避免時，應盡量設法減小應力的。因此，在無法避免時，應盡量設法減小應力集中系數。集中系數。l 在飛機結構設計和修理中，應考慮以下原則在飛機結構設計和修理中，應考慮以下原則:l 1構件應該盡量避免橫截面有急劇突變。構件應該盡量避免橫截面有急劇突變。l 在構件橫截面尺寸或形狀改變的地方盡可能在構件橫截面尺寸或形狀改變的地方盡可能用較大圓角光滑過渡，從而消除局

54、部不連續。用較大圓角光滑過渡，從而消除局部不連續。l l 2在飛機結構設計布局時，在飛機結構設計布局時，l 應盡量避免主傳力路線中斷；應盡量避免主傳力路線中斷；l 避免桁條中斷和彎折；避免桁條中斷和彎折；l 避免或減少局部附加彎矩及局部應力集中。避免或減少局部附加彎矩及局部應力集中。在飛機結構修理中，應避免切斷主要傳力構件，在飛機結構修理中，應避免切斷主要傳力構件，例如梁緣條等。例如梁緣條等。l 3在飛機結構設計和修理中若有可能，在飛機結構設計和修理中若有可能，應采用對稱結構，盡量避免帶有偏心。應采用對稱結構，盡量避免帶有偏心。l 在不對稱的地方，應特別注意局部彎在不對稱的地方，應特別注意局部

55、彎曲引起的應力，并注意采取必要的加強，曲引起的應力，并注意采取必要的加強，以提供足夠的剛度。以提供足夠的剛度。l 在飛機結構修理中應盡量不采用單在飛機結構修理中應盡量不采用單側加強方案，優先選用兩側加強方案。側加強方案，優先選用兩側加強方案。l l4結構盡可能少開口，開小口。特別是受結構盡可能少開口，開小口。特別是受拉構件盡量不開口。拉構件盡量不開口。l 必須開口時，須特別注意以下幾個問題必須開口時，須特別注意以下幾個問題:l (1) 開口位置設計：開口位置設計：l 開口位置盡可能選在低應力區。開口位置盡可能選在低應力區。l (2) 開口形狀設計：開口形狀設計：l 一般說來，結構構件中開口的形

56、狀和一般說來，結構構件中開口的形狀和方向對控制峰值應力起到重要作用。長軸方向對控制峰值應力起到重要作用。長軸平行拉力方向的橢圓開口是最好的。在受平行拉力方向的橢圓開口是最好的。在受剪切的板件中，拉力方向變化范圍大，圓剪切的板件中，拉力方向變化范圍大，圓形開口是最好的設計方案。形開口是最好的設計方案。l (3) 機身開口設計：機身開口設計：l 機身氣密艙的窗口是一種常見開口。這時機身氣密艙的窗口是一種常見開口。這時最最合理的開口形狀是橢圓形，長軸方向與環向一致合理的開口形狀是橢圓形，長軸方向與環向一致。圓形窗口的應力集中系數也不太大，是一種較常圓形窗口的應力集中系數也不太大，是一種較常采用的形式

57、。采用的形式。l 機身開口要設置口框，并在兩側要有縱梁和機身開口要設置口框，并在兩側要有縱梁和其他縱向構件的延長部分，以考慮參與受力問題。其他縱向構件的延長部分，以考慮參與受力問題。l l(4) 整體壁板開口設計：整體壁板開口設計：l 整體壁板開口的形狀根據整體壁板的受力狀整體壁板開口的形狀根據整體壁板的受力狀態決定，一般是圓形開口。態決定，一般是圓形開口。l 在整體壁板開口邊緣鉚釘或螺栓連接處，壁在整體壁板開口邊緣鉚釘或螺栓連接處，壁板應適當加厚，以降低工作應力。板應適當加厚，以降低工作應力。l (5) 薄蒙皮開口設計：薄蒙皮開口設計：l 在薄蒙皮上必須開口時，需用口框加強并增在薄蒙皮上必須

58、開口時，需用口框加強并增加加25的安全裕度。的安全裕度。l 推薦采用膠接的口框加強開口區，如采用推薦采用膠接的口框加強開口區，如采用鉚接時，應注意鉚釘的排列，盡量避免應力集中鉚接時，應注意鉚釘的排列，盡量避免應力集中的疊加。的疊加。l 在飛機結構修理中，要避免在主要受力構件在飛機結構修理中，要避免在主要受力構件上開工藝孔。無法避免時，應做成補償式開口，上開工藝孔。無法避免時，應做成補償式開口，或在開口四周采用邊框加強。并且應根據構件的或在開口四周采用邊框加強。并且應根據構件的受力狀態和工藝要求，確定合理的開口形狀。受力狀態和工藝要求，確定合理的開口形狀。l l(6) 釘孔凸臺設計：釘孔凸臺設計

59、：l 在重要受力鍛件上必須制穿通孔時，盡可能在重要受力鍛件上必須制穿通孔時，盡可能制成局部凸臺。制成局部凸臺。l 5受力構件邊緣不允許有尖角，并保證有受力構件邊緣不允許有尖角，并保證有足夠大的圓角過渡，這樣可避免從尖角處生成裂足夠大的圓角過渡，這樣可避免從尖角處生成裂紋。紋。l l6避免在主要傳力構件的高應力區域或應力集避免在主要傳力構件的高應力區域或應力集中部位裝置輔助構件，防止出現復合應力集中。中部位裝置輔助構件，防止出現復合應力集中。連接在主要結構上的輔助接頭不應承受主要載荷。連接在主要結構上的輔助接頭不應承受主要載荷。l l7鉚釘孔和螺栓孔的布置，要盡量避開高應力鉚釘孔和螺栓孔的布置，

60、要盡量避開高應力區。區。l 設計和修理中若能將各個應力集中部位錯設計和修理中若能將各個應力集中部位錯開一個小距離或避開應力集中的疊加，如圖開一個小距離或避開應力集中的疊加，如圖715所示，可明顯地改善疲勞強度。所示，可明顯地改善疲勞強度。l 8懸掛接頭的連接設計懸掛接頭的連接設計(例如傳遞集中載荷的例如傳遞集中載荷的艙門懸掛接頭與主體結構的連接艙門懸掛接頭與主體結構的連接),要充分考慮外要充分考慮外載荷的均勻擴散，降低應力集中載荷的均勻擴散，降低應力集中,可適當加長接可適當加長接頭連接部分頭連接部分, 圖圖716所示。所示。l 9用整體結構代替螺釘連接組合結構，可用整體結構代替螺釘連接組合結構