1、 1.21.2.1 .1 飛機結(jié)構(gòu)的等強度修理準則飛機結(jié)構(gòu)的等強度修理準則 局部等強度修理準則局部等強度修理準則 等強度修理準則等強度修理準則 總體等強度修理準則總體等強度修理準則 飛機結(jié)構(gòu)修理中，通常采用局部等強度修理準則制定飛機結(jié)構(gòu)修理中，通常采用局部等強度修理準則制定修理方案。修理方案。 由于材料、結(jié)構(gòu)、工藝等方面的原因，用局部等強度由于材料、結(jié)構(gòu)、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，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來制定修理方案。 在飛機結(jié)構(gòu)修理中，除遵守等

2、強度修理準則外，還要在飛機結(jié)構(gòu)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(yù)防與控制的修理準則遵守疲勞強度修理準則以及腐蝕預(yù)防與控制的修理準則等。等。 一、局部等強度修理淮則一、局部等強度修理淮則 1 1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： 構(gòu)件損傷部位經(jīng)修理以后，該部位的靜強度基本等于構(gòu)件損傷部位經(jīng)修理以后，該部位的靜強度基本等于原構(gòu)件在該部位處的靜強度。原構(gòu)件在該部位處的靜強度。 2 2原構(gòu)件損傷處橫截面上的最大估計內(nèi)力原構(gòu)件損傷處橫截面上的最大估計內(nèi)力 飛機結(jié)構(gòu)產(chǎn)生可修理的損傷后，通常在構(gòu)件的損傷部飛機結(jié)構(gòu)產(chǎn)生可修理的損傷后，通常在構(gòu)件的損

3、傷部位用緊固件連接上補強件，使構(gòu)件恢復(fù)承載能力。位用緊固件連接上補強件，使構(gòu)件恢復(fù)承載能力。 根據(jù)局部等強度修理準則制定修理方案時，首先要知根據(jù)局部等強度修理準則制定修理方案時，首先要知道構(gòu)件損傷處橫截面上的最大內(nèi)力，以便確定補強件的道構(gòu)件損傷處橫截面上的最大內(nèi)力，以便確定補強件的幾何尺寸和連接緊固件的數(shù)目。幾何尺寸和連接緊固件的數(shù)目。 可以根據(jù)損傷件的連接強度確定該構(gòu)件所承受的最大可以根據(jù)損傷件的連接強度確定該構(gòu)件所承受的最大載荷，從而計算出構(gòu)件損傷處橫截面上的最大內(nèi)力；載荷，從而計算出構(gòu)件損傷處橫截面上的最大內(nèi)力； 也可以根據(jù)構(gòu)件材料的極限強度確定構(gòu)件損傷處橫截也可以根據(jù)構(gòu)件材料的極限強度

4、確定構(gòu)件損傷處橫截面上的最大承載能力。面上的最大承載能力。 結(jié)構(gòu)件的受力狀態(tài)往往是不同的，有的主要受拉，有結(jié)構(gòu)件的受力狀態(tài)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。的主要受壓，還有的主要受剪。 二、總體等強度修理準則二、總體等強度修理準則 1 1總體等強度修理準則的基本思想是總體等強度修理準則的基本思想是: : 根據(jù)總體結(jié)構(gòu)的構(gòu)造特點和受力情況，找出最嚴重的根據(jù)總體結(jié)構(gòu)的構(gòu)造特點和受力情況，找出最嚴重的受力部位；受力部位； 然后根據(jù)受力最嚴重部位的極限受力狀態(tài)，確定該總?cè)缓蟾鶕?jù)受力最嚴重部位的極限受力狀態(tài)，確定該總體結(jié)構(gòu)能夠承受的最大載荷體結(jié)構(gòu)能夠承受的最大載荷; ; 最后，以

5、受力最嚴重部位的承載能力所確定的最大載最后，以受力最嚴重部位的承載能力所確定的最大載荷，考核修理部位的強度儲備。荷，考核修理部位的強度儲備。 當(dāng)被修理部位不是該總體結(jié)構(gòu)的受力最嚴重部位時，當(dāng)被修理部位不是該總體結(jié)構(gòu)的受力最嚴重部位時，該部位的結(jié)構(gòu)強度儲備一般比受力量嚴重部位的強度儲該部位的結(jié)構(gòu)強度儲備一般比受力量嚴重部位的強度儲備要大，也就是裕度系數(shù)比受力最嚴重部位的裕度系數(shù)備要大，也就是裕度系數(shù)比受力最嚴重部位的裕度系數(shù)高。高。 在這種情況下，損傷部位修理以后的強度可以適當(dāng)?shù)驮谶@種情況下，損傷部位修理以后的強度可以適當(dāng)?shù)陀谄湓O(shè)計時的強度，但其強度儲備仍應(yīng)比最嚴重受力于其原設(shè)計時的強度，但其

6、強度儲備仍應(yīng)比最嚴重受力部位強度儲備大。部位強度儲備大。 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(dǎo)致改變總不得導(dǎo)致改變總體結(jié)構(gòu)的最嚴重受力部位，即不得導(dǎo)致總體結(jié)構(gòu)強度儲體結(jié)構(gòu)的最嚴重受力部位，即不得導(dǎo)致總體結(jié)構(gòu)強度儲備降低。備降低。 因此，在制定修理方案時，只要知道修理部位修復(fù)因此，在制定修理方案時，只要知道修理部位修復(fù)后的強度儲備大于總體結(jié)構(gòu)中的一個組成構(gòu)件后的強度儲備大于總體結(jié)構(gòu)中的一個組成構(gòu)件( (并不一并不一定是結(jié)構(gòu)中最嚴重受力件，但要選擇重要受力構(gòu)件定是結(jié)構(gòu)中最嚴重受力件，但要選擇重要受力構(gòu)件) )的的強度儲備，該修理方案從靜強度考慮即被認為符合要求。

7、強度儲備，該修理方案從靜強度考慮即被認為符合要求。 應(yīng)當(dāng)指出，當(dāng)采用總體等強度修理準則制定修理方當(dāng)采用總體等強度修理準則制定修理方案時，應(yīng)對結(jié)構(gòu)傳力情況和受力狀態(tài)進行準確的分析，案時，應(yīng)對結(jié)構(gòu)傳力情況和受力狀態(tài)進行準確的分析，并確定損傷部位修理后的強度儲備大于結(jié)構(gòu)中另一個其并確定損傷部位修理后的強度儲備大于結(jié)構(gòu)中另一個其他部位的強度儲備他部位的強度儲備( (這一部位不一定是強度儲備最小的這一部位不一定是強度儲備最小的環(huán)節(jié)環(huán)節(jié)) )。 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(jié)構(gòu)維修工程師具有較深的結(jié)構(gòu)強度理論知識，還應(yīng)具有豐富的結(jié)構(gòu)維修經(jīng)驗。 剛度協(xié)調(diào)修理準則：構(gòu)件損傷部位經(jīng)修理后

8、，構(gòu)件所在部件的剛心位置和平衡狀態(tài)應(yīng)保持不變，同時，構(gòu)件之間（或部件各部位之間）的剛度和變形要協(xié)調(diào)一致。 從剛度協(xié)調(diào)修理準則角度考慮，修理時應(yīng)注意以下幾點： A.修理時不允許改變機翼薄壁結(jié)構(gòu)的閉合性。 B.對于有平衡要求的部件，修理時不能隨便增加修理部位的重量，否則會破壞原來的平衡。 C.避免過分加強受損傷構(gòu)件或用剛度過高的新件更換損傷件，否則會因為剛度不協(xié)調(diào)，過早地在修理部位的連接處出現(xiàn)疲勞裂紋。 D.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。 E.避免同一連接頭上或同一條傳力路線上，混合使用緊固件。 抗疲勞修理準則：損傷構(gòu)件經(jīng)修理后，應(yīng)盡可能使其恢復(fù)到未損傷前的抗疲勞強度。

9、修理過程中應(yīng)注意以下兩點： （1）當(dāng)需要更換或加強損傷的結(jié)構(gòu)件時，新的替換件或加強件一般應(yīng)與原結(jié)構(gòu)件的材料相同。 （2）應(yīng)力集中是影響金屬構(gòu)件疲勞強度的重要因素。因此修理中應(yīng)盡可能避免應(yīng)力集中現(xiàn)象出現(xiàn)，在無法避免時，應(yīng)盡量減小應(yīng)力集中系數(shù)。 在實際結(jié)構(gòu)中，完全避免應(yīng)力集中是不可能的。因此，在實際結(jié)構(gòu)中，完全避免應(yīng)力集中是不可能的。因此，在無法避免時，應(yīng)盡量設(shè)法減小應(yīng)力集中系數(shù)。在無法避免時，應(yīng)盡量設(shè)法減小應(yīng)力集中系數(shù)。 在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計和修理中，應(yīng)考慮以下原則在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計和修理中，應(yīng)考慮以下原則: : 1 1構(gòu)件應(yīng)該盡量避免橫截面有急劇突變。構(gòu)件應(yīng)該盡量避免橫截面有急劇突變。 在構(gòu)件橫截面尺寸

10、或形狀改變的地方盡可能用較大在構(gòu)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，從而消除局部不連續(xù)。圓角光滑過渡，從而消除局部不連續(xù)。 2 2在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計布局時，在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計布局時， 應(yīng)盡量避免主傳力路線中斷；應(yīng)盡量避免主傳力路線中斷； 避免桁條中斷和彎折；避免桁條中斷和彎折； 避免或減少局部附加彎矩及局部應(yīng)力集中。在飛機避免或減少局部附加彎矩及局部應(yīng)力集中。在飛機結(jié)構(gòu)修理中，應(yīng)避免切斷主要傳力構(gòu)件，例如梁緣條等。結(jié)構(gòu)修理中，應(yīng)避免切斷主要傳力構(gòu)件，例如梁緣條等。 3 3在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計和修理中若有可能，應(yīng)采用對稱在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計和修理中若有可能，應(yīng)采用對稱結(jié)構(gòu)，盡量避免帶有偏心。結(jié)構(gòu)，

11、盡量避免帶有偏心。 在不對稱的地方，應(yīng)特別注意局部彎曲引起的應(yīng)力，在不對稱的地方，應(yīng)特別注意局部彎曲引起的應(yīng)力，并注意采取必要的加強，以提供足夠的剛度。并注意采取必要的加強，以提供足夠的剛度。 在飛機結(jié)構(gòu)修理中應(yīng)盡量不采用單側(cè)加強方案，優(yōu)在飛機結(jié)構(gòu)修理中應(yīng)盡量不采用單側(cè)加強方案，優(yōu)先選用兩側(cè)加強方案。先選用兩側(cè)加強方案。 4 4結(jié)構(gòu)盡可能少開口，開小口。特別是受拉構(gòu)件盡量結(jié)構(gòu)盡可能少開口，開小口。特別是受拉構(gòu)件盡量不開口。不開口。 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: : (1) (1) 開口位置設(shè)計：開口位置設(shè)計： 開口位置盡可能選在低應(yīng)力區(qū)。開口位置盡可能

12、選在低應(yīng)力區(qū)。 (2) (2) 開口形狀設(shè)計：開口形狀設(shè)計： 一般說來，結(jié)構(gòu)構(gòu)件中開口的形狀和方向?qū)刂品逡话阏f來，結(jié)構(gòu)構(gòu)件中開口的形狀和方向?qū)刂品逯祽?yīng)力起到重要作用。長軸平行拉力方向的橢圓開口是值應(yīng)力起到重要作用。長軸平行拉力方向的橢圓開口是最好的。在受剪切的板件中，拉力方向變化范圍大，圓最好的。在受剪切的板件中，拉力方向變化范圍大，圓形開口是最好的設(shè)計方案。形開口是最好的設(shè)計方案。 (3) (3) 機身開口設(shè)計：機身開口設(shè)計： 機身氣密艙的窗口是一種常見開口。這時最合理的機身氣密艙的窗口是一種常見開口。這時最合理的開口形狀是橢圓形，長軸方向與環(huán)向一致。圓形窗口的開口形狀是橢圓形，長軸方向

13、與環(huán)向一致。圓形窗口的應(yīng)力集中系數(shù)也不太大，是一種較常采用的形式。應(yīng)力集中系數(shù)也不太大，是一種較常采用的形式。 機身開口要設(shè)置口框，并在兩側(cè)要有縱梁和其他縱機身開口要設(shè)置口框，并在兩側(cè)要有縱梁和其他縱向構(gòu)件的延長部分，以考慮參與受力問題。向構(gòu)件的延長部分，以考慮參與受力問題。 (4) (4) 整體壁板開口設(shè)計：整體壁板開口設(shè)計： 整體壁板開口的形狀根據(jù)整體壁板的受力狀態(tài)決定，整體壁板開口的形狀根據(jù)整體壁板的受力狀態(tài)決定，一般是圓形開口。一般是圓形開口。 在整體壁板開口邊緣鉚釘或螺栓連接處，壁板應(yīng)適當(dāng)在整體壁板開口邊緣鉚釘或螺栓連接處，壁板應(yīng)適當(dāng)加厚，以降低工作應(yīng)力。加厚，以降低工作應(yīng)力。 (5

14、) (5) 薄蒙皮開口設(shè)計：薄蒙皮開口設(shè)計： 在薄蒙皮上必須開口時，需用口框加強并增加在薄蒙皮上必須開口時，需用口框加強并增加2525的安全裕度。的安全裕度。 推薦采用膠接的口框加強開口區(qū)，如采用鉚接時，推薦采用膠接的口框加強開口區(qū)，如采用鉚接時，應(yīng)注意鉚釘?shù)呐帕校M量避免應(yīng)力集中的疊加。應(yīng)注意鉚釘?shù)呐帕校M量避免應(yīng)力集中的疊加。 在飛機結(jié)構(gòu)修理中，要避免在主要受力構(gòu)件上開工藝在飛機結(jié)構(gòu)修理中，要避免在主要受力構(gòu)件上開工藝孔。無法避免時，應(yīng)做成補償式開口，或在開口四周采孔。無法避免時，應(yīng)做成補償式開口，或在開口四周采用邊框加強。并且應(yīng)根據(jù)構(gòu)件的受力狀態(tài)和工藝要求，用邊框加強。并且應(yīng)根據(jù)構(gòu)件的受

15、力狀態(tài)和工藝要求，確定合理的開口形狀。確定合理的開口形狀。 (6) (6) 釘孔凸臺設(shè)計：釘孔凸臺設(shè)計： 在重要受力鍛件上必須制穿通孔時，盡可能制成局部在重要受力鍛件上必須制穿通孔時，盡可能制成局部凸臺。凸臺。 5 5受力構(gòu)件邊緣不允許有尖角，并保證有足夠大的圓受力構(gòu)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紋。角過渡，這樣可避免從尖角處生成裂紋。 6 6避免在主要傳力構(gòu)件的高應(yīng)力區(qū)域或應(yīng)力集中部位避免在主要傳力構(gòu)件的高應(yīng)力區(qū)域或應(yīng)力集中部位裝置輔助構(gòu)件，防止出現(xiàn)復(fù)合應(yīng)力集中。連接在主要結(jié)裝置輔助構(gòu)件，防止出現(xiàn)復(fù)合應(yīng)力集中。連接在主要結(jié)構(gòu)上的輔助接頭不應(yīng)承受主要載荷

16、。構(gòu)上的輔助接頭不應(yīng)承受主要載荷。 7 7鉚釘孔和螺栓孔的布置，要盡量避開高應(yīng)力區(qū)。鉚釘孔和螺栓孔的布置，要盡量避開高應(yīng)力區(qū)。 設(shè)計和修理中若能將各個應(yīng)力集中部位錯開一個小距設(shè)計和修理中若能將各個應(yīng)力集中部位錯開一個小距離或避開應(yīng)力集中的疊加，可明顯地改善疲勞強度。離或避開應(yīng)力集中的疊加，可明顯地改善疲勞強度。 8 8懸掛接頭的連接設(shè)計懸掛接頭的連接設(shè)計( (例如傳遞集中載荷的艙門懸掛例如傳遞集中載荷的艙門懸掛接頭與主體結(jié)構(gòu)的連接接頭與主體結(jié)構(gòu)的連接), ),要充分考慮外載荷的均勻擴散，要充分考慮外載荷的均勻擴散，降低應(yīng)力集中降低應(yīng)力集中, ,可適當(dāng)加長接頭連接部分可適當(dāng)加長接頭連接部分, ,

17、 如下圖：艙門如下圖：艙門接頭的傳載設(shè)計實例。接頭的傳載設(shè)計實例。 9 9用整體結(jié)構(gòu)代替螺釘連接組合結(jié)構(gòu)，可以避免多處用整體結(jié)構(gòu)代替螺釘連接組合結(jié)構(gòu)，可以避免多處連接孔的應(yīng)力集中給抗疲勞設(shè)計帶來的麻煩。連接孔的應(yīng)力集中給抗疲勞設(shè)計帶來的麻煩。 對所有梁腹板、肋腹板、蒙皮和長桁上的加強部分，對所有梁腹板、肋腹板、蒙皮和長桁上的加強部分，在可能的條件下應(yīng)采用整體結(jié)構(gòu)或化學(xué)銑切。在可能的條件下應(yīng)采用整體結(jié)構(gòu)或化學(xué)銑切。 1010盡量減少接頭和接縫，并將它們置于低應(yīng)力區(qū)。盡量減少接頭和接縫，并將它們置于低應(yīng)力區(qū)。 避免過長的對接縫，以免傳載不均勻。接縫最好安排避免過長的對接縫，以免傳載不均勻。接縫最好

18、安排在受力骨架在受力骨架( (大梁、隔框大梁、隔框) )上。上。 1111重要受力構(gòu)件的局部應(yīng)力集中區(qū)的設(shè)計，應(yīng)便于加重要受力構(gòu)件的局部應(yīng)力集中區(qū)的設(shè)計，應(yīng)便于加工，如避免采用內(nèi)凹面，以提高表面光潔度，從而提高工，如避免采用內(nèi)凹面，以提高表面光潔度，從而提高疲勞強度。疲勞強度。1.3 1.3 飛機結(jié)構(gòu)修理方案的制定飛機結(jié)構(gòu)修理方案的制定 一、制定結(jié)構(gòu)修理方案的依據(jù)一、制定結(jié)構(gòu)修理方案的依據(jù) 1. 1.應(yīng)以飛機結(jié)構(gòu)修理手冊為依據(jù)。應(yīng)以飛機結(jié)構(gòu)修理手冊為依據(jù)。 2. 2.對于超出結(jié)構(gòu)修理手冊范圍的嚴重損傷結(jié)構(gòu)的修理，制對于超出結(jié)構(gòu)修理手冊范圍的嚴重損傷結(jié)構(gòu)的修理，制定結(jié)構(gòu)修理方案時的主要依據(jù)是定結(jié)

19、構(gòu)修理方案時的主要依據(jù)是: : 該型飛機的強度設(shè)計資料、空氣動力資料、腐蝕控制該型飛機的強度設(shè)計資料、空氣動力資料、腐蝕控制資料以及等強度和等剛度修理準則等。必要時須進行試資料以及等強度和等剛度修理準則等。必要時須進行試驗，以驗證結(jié)構(gòu)修理方案的準確性。驗，以驗證結(jié)構(gòu)修理方案的準確性。 在在GAMECOGAMECO有規(guī)定有規(guī)定, , 制定出修理方案后要報飛機制造制定出修理方案后要報飛機制造廠家批準。廠家批準。 二、制定結(jié)構(gòu)修理方案時應(yīng)考慮的基本因素二、制定結(jié)構(gòu)修理方案時應(yīng)考慮的基本因素 1弄清損傷原因和確定損傷件及其所在部位，綜合弄清損傷原因和確定損傷件及其所在部位，綜合考慮諸影響因素考慮諸影響

20、因素 損傷原因不同，需要考慮的因素也不同損傷原因不同，需要考慮的因素也不同. . 對損傷部位的氣動力性能要求，損傷部位和構(gòu)件的對損傷部位的氣動力性能要求，損傷部位和構(gòu)件的重要性，損傷構(gòu)件的靜強度、剛度、疲勞特性，防腐要重要性，損傷構(gòu)件的靜強度、剛度、疲勞特性，防腐要求，損傷部位的可檢特性，施工的可行性和經(jīng)濟性，氣求，損傷部位的可檢特性，施工的可行性和經(jīng)濟性，氣密結(jié)構(gòu)的密封性以及損傷部位的環(huán)境密結(jié)構(gòu)的密封性以及損傷部位的環(huán)境( (周圍相關(guān)構(gòu)件特周圍相關(guān)構(gòu)件特點點) )等進行綜合考慮等進行綜合考慮 修理件應(yīng)與原構(gòu)件的加工和裝配工藝要求相同或等修理件應(yīng)與原構(gòu)件的加工和裝配工藝要求相同或等效。效。 2

21、 2滿足氣動力光滑性要求滿足氣動力光滑性要求 見下圖，氣動力敏感部位通常包括見下圖，氣動力敏感部位通常包括: : (1) (1)前機身前機身( (從機頭到與機翼后梁相連的加強框處從機頭到與機翼后梁相連的加強框處); ); (2) (2)機翼機翼( (從前緣到后梁中心線的上、下表面從前緣到后梁中心線的上、下表面) )和副翼、襟翼和副翼、襟翼; ; (3) (3)吊艙吊艙( (包括發(fā)動機前整流罩和吊架整流蒙皮包括發(fā)動機前整流罩和吊架整流蒙皮); ); (4) (4)垂直安定面垂直安定面( (從前緣到后梁中心線的左、右表面從前緣到后梁中心線的左、右表面) )和方向舵和方向舵; ; (5) (5)水平

22、安定面水平安定面( (從前緣到后粱中心線的上、下表面從前緣到后粱中心線的上、下表面) )和升降舵。和升降舵。 飛機外表的其他部位都屬于非氣動力敏感部位飛機外表的其他部位都屬于非氣動力敏感部位 機翼前緣、靜壓孔和全壓管周圍區(qū)域為氣動力特別敏感區(qū)，不機翼前緣、靜壓孔和全壓管周圍區(qū)域為氣動力特別敏感區(qū)，不允許采用外加補片和用凸頭鉚釘進行修理。允許采用外加補片和用凸頭鉚釘進行修理。 3 3滿足靜強度、剛度、疲勞強度等方面的要求滿足靜強度、剛度、疲勞強度等方面的要求 結(jié)構(gòu)修理后，不能改變原結(jié)構(gòu)的破損安全設(shè)計、損傷不能改變原結(jié)構(gòu)的破損安全設(shè)計、損傷容限設(shè)計和耐久性設(shè)計的特性。容限設(shè)計和耐久性設(shè)計的特性。

23、最忌單純從靜強度上考慮，而采用剛性較大、強度較最忌單純從靜強度上考慮，而采用剛性較大、強度較高的材料，過分地加強損傷部位。因為這樣會在修理部高的材料，過分地加強損傷部位。因為這樣會在修理部位形成結(jié)構(gòu)上的位形成結(jié)構(gòu)上的“過硬點過硬點”，從而過早地出現(xiàn)疲勞裂紋，從而過早地出現(xiàn)疲勞裂紋。 當(dāng)采用相同材料修理損傷構(gòu)件時，其修理件的橫截面積一般不應(yīng)超過原構(gòu)件橫截面積的般不應(yīng)超過原構(gòu)件橫截面積的15%15%。 4 4重量保持到最小值重量保持到最小值 全部修理的重量應(yīng)保持到最小值。補片的尺寸全部修理的重量應(yīng)保持到最小值。補片的尺寸小到適用為止，并且使鉚釘?shù)臄?shù)量不超過所需要小到適用為止，并且使鉚釘?shù)臄?shù)量不超過

24、所需要的數(shù)量的數(shù)量。 5 5滿足防腐控制要求滿足防腐控制要求 飛機結(jié)構(gòu)件均需采取防腐控制措施。 結(jié)構(gòu)件所處區(qū)域的腐蝕環(huán)境不同，防腐等級不同，所采用的防腐方法也不同。 6 6考慮密封性和可接近性要求考慮密封性和可接近性要求 制定修理方案時，對于密封結(jié)構(gòu)修理，應(yīng)考慮密封形式、密封材料和密封要求等。對每處損傷的修理，必須考慮施工的可行性，即可接近性；一般需要考慮施工路線、程序、施工空間以及開施工孔等。 7 7考慮永久性修理考慮永久性修理 在應(yīng)急情況下，對損傷飛機的修理不可能完全實施永久性修理，有些損傷需要采用臨時修理。在制定臨時性維修方案時，除規(guī)定檢查周期和使用時限外，要充分考慮永久性修理，如果不這

25、樣考慮，就會給永久性修理帶來不便，甚至?xí)斐蔁o法實施永久性修理的后果。 三、臨時性結(jié)構(gòu)修理三、臨時性結(jié)構(gòu)修理 1. 1.制定臨時性結(jié)構(gòu)修理方案的條件制定臨時性結(jié)構(gòu)修理方案的條件 臨時性結(jié)構(gòu)修理方案臨時性結(jié)構(gòu)修理方案 結(jié)構(gòu)修理方案結(jié)構(gòu)修理方案 永久性結(jié)構(gòu)修理方案永久性結(jié)構(gòu)修理方案 采用哪種方案取決于修理條件和許可的停場時間。采用哪種方案取決于修理條件和許可的停場時間。 技術(shù)力量技術(shù)力量( (技術(shù)人員的素質(zhì)和數(shù)量技術(shù)人員的素質(zhì)和數(shù)量) ) 修理器材修理器材 修理條件修理條件 工具工具 設(shè)備設(shè)備 廠房條件廠房條件 修理所需的停場時間修理所需的停場時間, , 它直接影響航空公司的它直接影響航空公司的經(jīng)

26、濟效益。經(jīng)濟效益。 修理方法和工藝 每一處損傷都應(yīng)給出其相應(yīng)的修理方法，或提出幾種修理方法供修理人員根據(jù)現(xiàn)場條件選擇。每種修理方法都應(yīng)以表格的形式給出相應(yīng)的修理工藝。內(nèi)容包括：工藝步驟、技術(shù)要求、修理簡圖、質(zhì)量檢驗內(nèi)容和方法、注意事項、修理時間和操作人員等。 修理方案的主要內(nèi)容： 修理方案通常用表格、條款的形式書寫，主要內(nèi)容如下： 損傷情況：主要是從總體上對損傷飛機進行描述。內(nèi)容包括：飛機損傷原因、損傷部位、損傷形式和尺寸大小等。 檢測結(jié)果：一般以表格的形式書寫，內(nèi)容包括：損傷構(gòu)件的名稱、材料、構(gòu)件類型、損傷類型和損傷尺寸等。 2.制定臨時性結(jié)構(gòu)修理方案應(yīng)考慮和滿足以下三制定臨時性結(jié)構(gòu)修理方案

27、應(yīng)考慮和滿足以下三個方面?zhèn)€方面： (1)必須考慮到永久性修理方案必須考慮到永久性修理方案； (2)必須規(guī)定修理區(qū)進行檢查的時間及其間隔必須規(guī)定修理區(qū)進行檢查的時間及其間隔 ； (3)必須規(guī)定完成永久性修理方案的時限。必須規(guī)定完成永久性修理方案的時限。 修理實例： 例例1 1：波音：波音747747一一24462446飛機特檢時，發(fā)現(xiàn)機身站位飛機特檢時，發(fā)現(xiàn)機身站位13701370到到13831383的機身底部龍骨梁下緣條與腹板連接的機身底部龍骨梁下緣條與腹板連接的緊固件孔表面嚴重腐蝕。的緊固件孔表面嚴重腐蝕。 板材料是板材料是70757075一一T6T6鋁合金板材，鋁合金板材， 緊固件孔中安裝

28、的是合金鋼制的高鎖螺栓。緊固件孔中安裝的是合金鋼制的高鎖螺栓。 由于絕緣不良，接觸面產(chǎn)生電化學(xué)腐蝕。清除由于絕緣不良，接觸面產(chǎn)生電化學(xué)腐蝕。清除腐蝕后，測量去除腐蝕后的深度，已超過飛機結(jié)腐蝕后，測量去除腐蝕后的深度，已超過飛機結(jié)構(gòu)修理手冊中可允許的損傷值。該部位必須補強構(gòu)修理手冊中可允許的損傷值。該部位必須補強修理。修理。 在制定結(jié)構(gòu)修理方案時考慮到在制定結(jié)構(gòu)修理方案時考慮到 ： (l) (l) 該部位是重要結(jié)構(gòu)受力部位，在其兩側(cè)龍該部位是重要結(jié)構(gòu)受力部位，在其兩側(cè)龍骨梁腹板上固定著起落架部件的安裝接頭，骨梁腹板上固定著起落架部件的安裝接頭，所以該部位龍骨梁下緣條與兩側(cè)腹板的連接所以該部位龍骨

29、梁下緣條與兩側(cè)腹板的連接緊固件都是高強度、大直徑的緊固件都是高強度、大直徑的HiHi一一LokLok緊固件。緊固件。 永久性修理方案要求拆掉這些緊固件，并要永久性修理方案要求拆掉這些緊固件，并要求裝上直徑加大求裝上直徑加大1/64 in1/64 in長度與修理件厚度長度與修理件厚度相同的相同的HiHi一一LokLok緊固件。緊固件。 當(dāng)時維修基地?zé)o現(xiàn)存的該類緊固件當(dāng)時維修基地?zé)o現(xiàn)存的該類緊固件, ,需要向波需要向波音飛機公司臨時訂購。音飛機公司臨時訂購。 (2) (2) 該部位雖有檢查孔，但因檢查孔太小，無法施工。該部位雖有檢查孔，但因檢查孔太小，無法施工。施工時就要拆掉或割除底部腹板。這樣就

30、要增加修理工施工時就要拆掉或割除底部腹板。這樣就要增加修理工作量和時間，從而增加停場時間。但是，許可的停場時作量和時間，從而增加停場時間。但是，許可的停場時間不允許延長，急需使用該飛機。間不允許延長，急需使用該飛機。 因此，由于缺修理器材和停場時間所限，只能做臨時因此，由于缺修理器材和停場時間所限，只能做臨時性修理。性修理。 臨時性修理方案滿足該結(jié)構(gòu)的靜強度要求。另外，永臨時性修理方案滿足該結(jié)構(gòu)的靜強度要求。另外，永久性修理方案是加裝角型材，而臨時性修理是加一塊加久性修理方案是加裝角型材，而臨時性修理是加一塊加強板，兩者連接的緊固件孔都是原緊固件孔，所以不會強板，兩者連接的緊固件孔都是原緊固件

31、孔，所以不會發(fā)生矛盾。發(fā)生矛盾。 規(guī)定修理后每規(guī)定修理后每15001500飛行小時，對站位飛行小時，對站位13501350和和13831383之間之間的龍骨梁修理部位進行有無裂紋的檢查，直至完成永久的龍骨梁修理部位進行有無裂紋的檢查，直至完成永久性修理為止。性修理為止。 最后規(guī)定在該機做第一個最后規(guī)定在該機做第一個D D檢時，必須完成永久性修檢時，必須完成永久性修理。理。例例2 2： 波音波音747747一一25422542飛機前梁腹板發(fā)現(xiàn)裂紋后，制定了兩飛機前梁腹板發(fā)現(xiàn)裂紋后，制定了兩套修理方案。套修理方案。 一套是永久性一套是永久性( (第第l l種種) )修理方案，修理方案， 另一套是臨

32、時性加永久性另一套是臨時性加永久性( (第第2 2種種) )修理方案。修理方案。 制定后一制定后一套方案的理由是為了預(yù)防永久性修理方案中的冷拔工具套方案的理由是為了預(yù)防永久性修理方案中的冷拔工具不能按期到貨不能按期到貨 ( (冷拔工具是向波音飛機公司租借的冷拔工具是向波音飛機公司租借的) )。 兩套方案除一處不同外，其余全部相同。兩套方案除一處不同外，其余全部相同。 不同之處是臨時性修理的緊固件孔不做冷加工，而是用不同之處是臨時性修理的緊固件孔不做冷加工，而是用有干涉量的有干涉量的HiHi一一LokLok緊固件安裝于緊固件孔中，并規(guī)定緊固件安裝于緊固件孔中，并規(guī)定在一年之內(nèi)必須進行第在一年之內(nèi)

33、必須進行第2 2種永久性修理。種永久性修理。 永久性修理永久性修理是是: : 拆掉全部臨時性修理時用的拆掉全部臨時性修理時用的HiHi一一LokLok緊固件，緊固件，拆卸后拆卸后, , 若緊固件孔壁有擦傷，必須用鉸刀鉸若緊固件孔壁有擦傷，必須用鉸刀鉸孔，直至孔壁光滑完好為止；孔，直至孔壁光滑完好為止； 然后，再裝上與該孔干涉配合的然后，再裝上與該孔干涉配合的HiHi一一LokLok緊緊固件。緊固件孔允許連續(xù)二次干涉配合，以此固件。緊固件孔允許連續(xù)二次干涉配合，以此來提高孔的抗疲勞強度。來提高孔的抗疲勞強度。 第第 l l 種永久性修理方案是通過對緊固件孔的種永久性修理方案是通過對緊固件孔的冷加

34、工和安裝干涉配合的冷加工和安裝干涉配合的H i H i 一一 Lok Lok 緊固件來緊固件來提高孔的疲勞強度。提高孔的疲勞強度。飛機修理與改裝工作基本上是按下圖所示的工作流程執(zhí)行飛機修理與改裝工作基本上是按下圖所示的工作流程執(zhí)行。 飛機修理流程飛機修理流程第2章 飛機結(jié)構(gòu)的損傷及檢測 2 21 1 飛機結(jié)構(gòu)一般損傷的檢測飛機結(jié)構(gòu)一般損傷的檢測 一、損傷的基本類型一、損傷的基本類型 ( (一一) )按損傷程度分類按損傷程度分類 按損傷程度可以分為三類：按損傷程度可以分為三類： 可允許損傷可允許損傷 可修理損傷可修理損傷 不可修理損傷。不可修理損傷。 1 1可允許損傷可允許損傷 結(jié)構(gòu)件中存在損傷

35、，但不需要做任何修理或結(jié)構(gòu)件中存在損傷，但不需要做任何修理或僅需做簡單修理，這種不要求做補強修理或更換僅需做簡單修理，這種不要求做補強修理或更換損傷結(jié)構(gòu)件的損傷稱為可允許損傷。損傷結(jié)構(gòu)件的損傷稱為可允許損傷。 2 2可修理損傷可修理損傷 結(jié)構(gòu)損傷較嚴重，需要進行加強修理，這類結(jié)構(gòu)損傷較嚴重，需要進行加強修理，這類損傷稱為可修理損傷。損傷稱為可修理損傷。 3 3不可修理損傷不可修理損傷 結(jié)構(gòu)損傷嚴重，已不能修復(fù)，或者進行修理結(jié)構(gòu)損傷嚴重，已不能修復(fù)，或者進行修理在經(jīng)濟上不合算，在這種情況下需局部或整體更在經(jīng)濟上不合算，在這種情況下需局部或整體更換損傷件，達到排除故障的目的，這種損傷稱為換損傷件，

36、達到排除故障的目的，這種損傷稱為不可修理損傷。不可修理損傷。 ( (二二) )按損傷原因分類按損傷原因分類 有有6 6種種 1 1飛機非正常使用所造成的損傷飛機非正常使用所造成的損傷 飛機在飛行和起飛、著陸過程中，由于某種原因，飛機在飛行和起飛、著陸過程中，由于某種原因，使飛機產(chǎn)生過大的使用過載，常常會造成飛機結(jié)構(gòu)的損使飛機產(chǎn)生過大的使用過載，常常會造成飛機結(jié)構(gòu)的損傷。傷。 例如，飛機進入急盤旋所造成的操縱面損傷，飛機例如，飛機進入急盤旋所造成的操縱面損傷，飛機粗猛著陸所造成的起落架及鄰近結(jié)構(gòu)的損傷等。粗猛著陸所造成的起落架及鄰近結(jié)構(gòu)的損傷等。 當(dāng)作用在蒙皮上的局部氣動載荷過大時，蒙皮可能當(dāng)作

37、用在蒙皮上的局部氣動載荷過大時，蒙皮可能會產(chǎn)生顯著的鼓脹或下陷。會產(chǎn)生顯著的鼓脹或下陷。 2 2非正常維護行為所造成的損傷非正常維護行為所造成的損傷 飛機在停機或維護過程中，由于非正常的維護行為飛機在停機或維護過程中，由于非正常的維護行為或其他原因，也可能造成飛機結(jié)構(gòu)的損傷。或其他原因，也可能造成飛機結(jié)構(gòu)的損傷。 例如，刮傷、劃傷及撞傷等。例如，刮傷、劃傷及撞傷等。 3 3交變載荷所造成的疲勞損傷交變載荷所造成的疲勞損傷 由交變載荷所造成的疲勞損傷是飛機結(jié)構(gòu)的常見損由交變載荷所造成的疲勞損傷是飛機結(jié)構(gòu)的常見損傷。傷。 有有80%80%以上是因交變載荷引起的疲勞裂紋損傷。以上是因交變載荷引起的疲

38、勞裂紋損傷。 4 4各種使用環(huán)境所造成的腐蝕損傷各種使用環(huán)境所造成的腐蝕損傷 飛機在使用過程中，腐蝕環(huán)境，使飛機結(jié)構(gòu)產(chǎn)生腐飛機在使用過程中，腐蝕環(huán)境，使飛機結(jié)構(gòu)產(chǎn)生腐蝕。蝕。 例如，沿海地區(qū)的氯化物、潮濕空氣、水分以及其例如，沿海地區(qū)的氯化物、潮濕空氣、水分以及其它污染液它污染液( (酸液、堿液、水銀以及牲畜的糞、尿等酸液、堿液、水銀以及牲畜的糞、尿等) )對飛對飛機結(jié)構(gòu)的腐蝕。機結(jié)構(gòu)的腐蝕。 5 5摩擦損傷摩擦損傷 飛機結(jié)構(gòu)件之間的相對摩擦，會造成摩擦損傷，也飛機結(jié)構(gòu)件之間的相對摩擦，會造成摩擦損傷，也常導(dǎo)致產(chǎn)生磨損疲勞裂紋。常導(dǎo)致產(chǎn)生磨損疲勞裂紋。 6 6緊固件松動損傷緊固件松動損傷 飛機

39、結(jié)構(gòu)件之間通常采用鉚釘或螺栓飛機結(jié)構(gòu)件之間通常采用鉚釘或螺栓( (或螺釘或螺釘) )連接連接在一起。這些緊固件長期在交變載荷、腐蝕環(huán)境以及振在一起。這些緊固件長期在交變載荷、腐蝕環(huán)境以及振動環(huán)境影響下，可能產(chǎn)生松動損傷。動環(huán)境影響下，可能產(chǎn)生松動損傷。 二、飛機結(jié)構(gòu)裂紋損傷的類型及特征二、飛機結(jié)構(gòu)裂紋損傷的類型及特征 應(yīng)力腐蝕裂紋應(yīng)力腐蝕裂紋 常見的裂紋常見的裂紋 疲勞裂紋疲勞裂紋 腐蝕疲勞裂紋等。腐蝕疲勞裂紋等。 1. 1.應(yīng)力腐蝕裂紋應(yīng)力腐蝕裂紋 應(yīng)力腐蝕是指處于應(yīng)力狀態(tài)下的材料應(yīng)力腐蝕是指處于應(yīng)力狀態(tài)下的材料, , 在腐蝕介質(zhì)在腐蝕介質(zhì)中使腐蝕加速的腐蝕形式。由應(yīng)力腐蝕產(chǎn)生的裂紋稱為中使

40、腐蝕加速的腐蝕形式。由應(yīng)力腐蝕產(chǎn)生的裂紋稱為應(yīng)力腐蝕裂紋。應(yīng)力腐蝕裂紋。 應(yīng)力腐蝕通常發(fā)生在腐蝕環(huán)境中受拉伸載荷的金屬應(yīng)力腐蝕通常發(fā)生在腐蝕環(huán)境中受拉伸載荷的金屬結(jié)構(gòu)上。結(jié)構(gòu)上。 結(jié)構(gòu)中的應(yīng)力可以是由于熱處理過程中冷卻方法不結(jié)構(gòu)中的應(yīng)力可以是由于熱處理過程中冷卻方法不正確而引起的正確而引起的, , 也可以是由于緊固件的干涉配合而引起也可以是由于緊固件的干涉配合而引起的。的。 處于長期拉應(yīng)力狀態(tài)的金屬構(gòu)件處于長期拉應(yīng)力狀態(tài)的金屬構(gòu)件, ,一旦受到應(yīng)力腐蝕一旦受到應(yīng)力腐蝕, , 對裂紋是很敏感的。早期跡象可能出現(xiàn)一個或幾個點坑。對裂紋是很敏感的。早期跡象可能出現(xiàn)一個或幾個點坑。一旦裂紋產(chǎn)生一旦裂紋

41、產(chǎn)生, , 發(fā)展的速度就較快。發(fā)展的速度就較快。 應(yīng)力腐蝕一般局限于由易受腐蝕材料制成的鍛件、厚應(yīng)力腐蝕一般局限于由易受腐蝕材料制成的鍛件、厚的擠壓件和其他厚截面的構(gòu)件上，即應(yīng)力腐蝕局限于平的擠壓件和其他厚截面的構(gòu)件上，即應(yīng)力腐蝕局限于平面應(yīng)變占主導(dǎo)地位的構(gòu)件。面應(yīng)變占主導(dǎo)地位的構(gòu)件。 此外此外, , 應(yīng)力腐蝕還經(jīng)常發(fā)生在承力蒙皮的鉚釘、壓入應(yīng)力腐蝕還經(jīng)常發(fā)生在承力蒙皮的鉚釘、壓入襯套的周圍和管道的錐形接頭等部位。襯套的周圍和管道的錐形接頭等部位。 從宏觀看應(yīng)力腐蝕斷裂的斷口一般有三個區(qū)：從宏觀看應(yīng)力腐蝕斷裂的斷口一般有三個區(qū)： 開裂源區(qū)開裂源區(qū) 應(yīng)力腐蝕裂紋的擴展區(qū)應(yīng)力腐蝕裂紋的擴展區(qū) 瞬時

42、斷裂區(qū)瞬時斷裂區(qū) (1)(1)開裂源區(qū)開裂源區(qū) 該區(qū)的斷口腐蝕較為嚴重，開裂源的根部往往有蝕坑。該區(qū)的斷口腐蝕較為嚴重，開裂源的根部往往有蝕坑。 鋁合金的應(yīng)力腐蝕裂紋幾乎都是沿著晶界發(fā)生的。鋁合金的應(yīng)力腐蝕裂紋幾乎都是沿著晶界發(fā)生的。 (2)(2)應(yīng)力腐蝕裂紋的擴展區(qū)應(yīng)力腐蝕裂紋的擴展區(qū) 這是應(yīng)力腐蝕裂紋緩慢擴展過程中所形成的區(qū)域。這是應(yīng)力腐蝕裂紋緩慢擴展過程中所形成的區(qū)域。這一緩慢擴展過程是材料的組織與應(yīng)力及介質(zhì)相互作用這一緩慢擴展過程是材料的組織與應(yīng)力及介質(zhì)相互作用的過程。的過程。 (3) (3) 瞬時斷裂區(qū)瞬時斷裂區(qū) 應(yīng)力腐蝕裂紋的斷口是粗糙不平的。而這種不平度應(yīng)力腐蝕裂紋的斷口是粗糙不

43、平的。而這種不平度是隨著材料的組織與晶粒度而變化的。是隨著材料的組織與晶粒度而變化的。 由于腐蝕產(chǎn)物的存在，在應(yīng)力腐蝕斷口上，可以明由于腐蝕產(chǎn)物的存在，在應(yīng)力腐蝕斷口上，可以明顯看到，裂紋緩慢擴展區(qū)和因為構(gòu)件的有效截面不能承顯看到，裂紋緩慢擴展區(qū)和因為構(gòu)件的有效截面不能承受載荷而瞬時斷裂的區(qū)域是截然不同的。受載荷而瞬時斷裂的區(qū)域是截然不同的。 應(yīng)力腐蝕裂紋通常寬度較窄，不易引起人們注意，應(yīng)力腐蝕裂紋通常寬度較窄，不易引起人們注意，又被腐蝕產(chǎn)物覆蓋，所以很難發(fā)現(xiàn)，有時必須采用無損又被腐蝕產(chǎn)物覆蓋，所以很難發(fā)現(xiàn)，有時必須采用無損探傷技術(shù)進行檢查。探傷技術(shù)進行檢查。 構(gòu)件發(fā)生應(yīng)力腐蝕斷裂時，常常是在

44、事先沒有明顯構(gòu)件發(fā)生應(yīng)力腐蝕斷裂時，常常是在事先沒有明顯預(yù)兆的情況下突然發(fā)生，因此對飛機的飛行安全危害較預(yù)兆的情況下突然發(fā)生，因此對飛機的飛行安全危害較大。大。 2 2疲勞裂紋疲勞裂紋 材料在交變載荷材料在交變載荷( (或應(yīng)力或應(yīng)力) )作用下，當(dāng)循環(huán)應(yīng)力作用下，當(dāng)循環(huán)應(yīng)力超過材料的疲勞強度時，在材料表面將引發(fā)裂紋，超過材料的疲勞強度時，在材料表面將引發(fā)裂紋，該裂紋稱為疲勞裂紋該裂紋稱為疲勞裂紋( (或稱機械疲勞裂紋或稱機械疲勞裂紋) )。 疲勞裂紋逐步擴展而發(fā)生的斷裂叫做疲勞斷裂。疲勞裂紋逐步擴展而發(fā)生的斷裂叫做疲勞斷裂。 疲勞斷裂三個階段：疲勞斷裂三個階段： （1 1）疲勞裂紋的產(chǎn)生）疲勞

45、裂紋的產(chǎn)生 （2 2）穩(wěn)定擴展）穩(wěn)定擴展 （3 3）瞬時斷裂）瞬時斷裂 疲勞斷裂在宏觀上屬脆性斷裂，所以構(gòu)件的疲勞斷疲勞斷裂在宏觀上屬脆性斷裂，所以構(gòu)件的疲勞斷裂通常是突然發(fā)生的。這種斷裂方式給構(gòu)件失效前的預(yù)裂通常是突然發(fā)生的。這種斷裂方式給構(gòu)件失效前的預(yù)報和預(yù)防工作帶來極大的困難。報和預(yù)防工作帶來極大的困難。 典型的疲勞破壞斷口按照斷裂過程有三個區(qū)域：疲典型的疲勞破壞斷口按照斷裂過程有三個區(qū)域：疲勞源、疲勞裂紋穩(wěn)定擴展區(qū)及瞬時斷裂區(qū)，如圖勞源、疲勞裂紋穩(wěn)定擴展區(qū)及瞬時斷裂區(qū)，如圖1 1所示。所示。 圖1 (1)(1)疲勞裂紋源區(qū)疲勞裂紋源區(qū) 疲勞源是疲勞裂紋的起點，常發(fā)生在表面，特別是疲勞源

46、是疲勞裂紋的起點，常發(fā)生在表面，特別是應(yīng)力集中嚴重的地方；構(gòu)件間相互擦傷的地方也常是疲應(yīng)力集中嚴重的地方；構(gòu)件間相互擦傷的地方也常是疲勞裂紋開始的地方；勞裂紋開始的地方； 如果構(gòu)件內(nèi)部存在缺陷如果構(gòu)件內(nèi)部存在缺陷( (如脆性夾雜物、空洞、化學(xué)如脆性夾雜物、空洞、化學(xué)成分偏析等，也可在亞表面或內(nèi)部發(fā)生；成分偏析等，也可在亞表面或內(nèi)部發(fā)生； 另外，當(dāng)表面存在足夠高的殘余應(yīng)力時，裂紋源也另外，當(dāng)表面存在足夠高的殘余應(yīng)力時，裂紋源也可在亞表面產(chǎn)生。可在亞表面產(chǎn)生。 通常用肉眼或低倍放大鏡就能大致斷定裂紋通常用肉眼或低倍放大鏡就能大致斷定裂紋源的位置。疲勞源在整個疲勞斷面中所占的比例源的位置。疲勞源在整

47、個疲勞斷面中所占的比例很小，它多呈半圓形或半橢圓形。很小，它多呈半圓形或半橢圓形。 疲勞源的數(shù)目可能是一個，也可能是多個。疲勞源的數(shù)目可能是一個，也可能是多個。 一般應(yīng)力水平較高，應(yīng)力集中系數(shù)較大時，一般應(yīng)力水平較高，應(yīng)力集中系數(shù)較大時，容易出現(xiàn)多個疲勞源。同時，在疲勞源區(qū)，可能容易出現(xiàn)多個疲勞源。同時，在疲勞源區(qū)，可能存在若干個疲勞核心。存在若干個疲勞核心。 (2)(2)疲勞裂紋擴展區(qū)疲勞裂紋擴展區(qū) 它是疲勞斷口最重要的特征區(qū)域，常呈貝殼狀或海它是疲勞斷口最重要的特征區(qū)域，常呈貝殼狀或海灘波紋狀。灘波紋狀。 疲勞裂紋斷口的貝殼狀波紋一般從疲勞裂紋源開始，疲勞裂紋斷口的貝殼狀波紋一般從疲勞裂紋

48、源開始，向四周推進，呈弧形線條。它垂直于疲勞裂紋擴展方向。向四周推進，呈弧形線條。它垂直于疲勞裂紋擴展方向。 拉應(yīng)力使疲勞裂紋擴展，壓應(yīng)力使疲勞裂紋閉合。拉應(yīng)力使疲勞裂紋擴展，壓應(yīng)力使疲勞裂紋閉合。這樣一來，裂紋兩側(cè)表面被反復(fù)擠壓，因此裂紋擴展區(qū)這樣一來，裂紋兩側(cè)表面被反復(fù)擠壓，因此裂紋擴展區(qū)是一個明亮的磨光區(qū)，愈接近疲勞源愈明亮。是一個明亮的磨光區(qū)，愈接近疲勞源愈明亮。 在疲勞裂紋擴展后期，由于有效截面不斷減在疲勞裂紋擴展后期，由于有效截面不斷減小，構(gòu)件的實際應(yīng)力不斷增加，裂紋擴展速率提小，構(gòu)件的實際應(yīng)力不斷增加，裂紋擴展速率提高，于是這種疲勞裂紋加速擴展區(qū)的斷口較粗糙高，于是這種疲勞裂紋加

49、速擴展區(qū)的斷口較粗糙而不規(guī)則，可能伴有因材料撕裂而造成的臺階、而不規(guī)則，可能伴有因材料撕裂而造成的臺階、小丘或弧形條帶等。小丘或弧形條帶等。 這是一種同時包含有靜載和疲勞兩種破壞方這是一種同時包含有靜載和疲勞兩種破壞方式的區(qū)域，它的擴展往往是不連續(xù)的。式的區(qū)域，它的擴展往往是不連續(xù)的。 (3) (3) 瞬時斷裂區(qū)瞬時斷裂區(qū) 它是疲勞裂紋長度達到臨界尺寸后所發(fā)生的瞬時破它是疲勞裂紋長度達到臨界尺寸后所發(fā)生的瞬時破斷。它的大小常和材料、應(yīng)力高低、有無應(yīng)力集中等因斷。它的大小常和材料、應(yīng)力高低、有無應(yīng)力集中等因素有關(guān)。素有關(guān)。 一般應(yīng)力較高、材料較脆時，瞬時斷裂區(qū)面積較大；一般應(yīng)力較高、材料較脆時，

50、瞬時斷裂區(qū)面積較大；反之，應(yīng)力較低。反之，應(yīng)力較低。 材料韌性較大時，瞬時斷裂區(qū)面積就較小。瞬時斷材料韌性較大時，瞬時斷裂區(qū)面積就較小。瞬時斷裂區(qū)的形狀特征與靜載破壞的特征基本相同，也是分為裂區(qū)的形狀特征與靜載破壞的特征基本相同，也是分為平斷部分和斜斷部分，平斷部分屬正斷型，斜斷部分屬平斷部分和斜斷部分，平斷部分屬正斷型，斜斷部分屬剪斷型。剪斷型。 3 3腐蝕疲勞裂紋腐蝕疲勞裂紋 金屬材料在腐蝕環(huán)境下產(chǎn)生的疲勞裂紋叫做腐蝕疲金屬材料在腐蝕環(huán)境下產(chǎn)生的疲勞裂紋叫做腐蝕疲勞裂紋。勞裂紋。 通常腐蝕疲勞裂紋往往萌生在腐蝕坑洞處。構(gòu)件表通常腐蝕疲勞裂紋往往萌生在腐蝕坑洞處。構(gòu)件表面的腐蝕疲勞裂紋可多條

51、同時存在。面的腐蝕疲勞裂紋可多條同時存在。 這也就是說，在一條主腐蝕裂紋附近，有可能形成這也就是說，在一條主腐蝕裂紋附近，有可能形成多條表面次裂紋，并擴展到比較深的深度。這些次裂紋多條表面次裂紋，并擴展到比較深的深度。這些次裂紋彼此大體上相互平行地向內(nèi)擴展，在達到一定長度之后，彼此大體上相互平行地向內(nèi)擴展，在達到一定長度之后，便停止擴展，只有主裂紋繼續(xù)擴展，并導(dǎo)致構(gòu)件斷裂。便停止擴展，只有主裂紋繼續(xù)擴展，并導(dǎo)致構(gòu)件斷裂。 因此，因此，主裂紋附近出現(xiàn)多次裂紋的現(xiàn)象是腐主裂紋附近出現(xiàn)多次裂紋的現(xiàn)象是腐蝕疲勞斷裂的表面特征之一蝕疲勞斷裂的表面特征之一。 一般說來，腐蝕疲勞裂紋在表面層比機械疲一般說來

52、，腐蝕疲勞裂紋在表面層比機械疲勞裂紋寬些。腐蝕疲勞裂紋斷口上，既有腐蝕破勞裂紋寬些。腐蝕疲勞裂紋斷口上，既有腐蝕破壞的特征，又有疲勞破壞的特征。壞的特征，又有疲勞破壞的特征。腐蝕疲勞裂紋的特點： A.表面受到腐蝕破壞，斷口有較多的二次裂紋、腐蝕坑和銹斑特征。 B.腐蝕疲勞斷口的疲勞條紋，因腐蝕而較模糊。構(gòu)件裂紋的檢測： A.放大鏡目視檢查。 B.專門的探傷設(shè)備進行無損檢測。 三、飛機結(jié)構(gòu)的腐蝕損傷特征三、飛機結(jié)構(gòu)的腐蝕損傷特征 腐蝕按嚴重程度可分為：腐蝕按嚴重程度可分為： 較輕腐蝕：腐蝕厚度小于原厚度的較輕腐蝕：腐蝕厚度小于原厚度的1010； 中等腐蝕：腐蝕厚度在原厚度的中等腐蝕：腐蝕厚度在原

53、厚度的10%10% 20%20%之間；之間； 嚴重腐蝕：腐蝕厚度大于原厚度的嚴重腐蝕：腐蝕厚度大于原厚度的20%20%。 ( (一一) )飛機結(jié)構(gòu)常用合金腐蝕產(chǎn)物的顏色特征飛機結(jié)構(gòu)常用合金腐蝕產(chǎn)物的顏色特征 1 1鋁合金和鎂合金鋁合金和鎂合金 腐蝕初期呈灰白色斑點，發(fā)展后出現(xiàn)灰白粉末狀腐蝕腐蝕初期呈灰白色斑點，發(fā)展后出現(xiàn)灰白粉末狀腐蝕產(chǎn)物，刮去腐蝕產(chǎn)物后底部出現(xiàn)麻坑。產(chǎn)物，刮去腐蝕產(chǎn)物后底部出現(xiàn)麻坑。 2 2合金鋼及碳鋼合金鋼及碳鋼 腐蝕剛開始時金屬表面發(fā)暗，進一步發(fā)展變成褐色腐蝕剛開始時金屬表面發(fā)暗，進一步發(fā)展變成褐色或棕黃色，嚴重的腐蝕呈棕色或褐色疤痕，甚至出現(xiàn)蝕或棕黃色，嚴重的腐蝕呈棕色

54、或褐色疤痕，甚至出現(xiàn)蝕坑。刮去腐蝕產(chǎn)物后，底部呈暗灰色，邊緣不規(guī)則。坑。刮去腐蝕產(chǎn)物后，底部呈暗灰色，邊緣不規(guī)則。 3 3銅合金銅合金 氧化銅是黑色，氧化亞銅是棕紅色，硫化銅氧化銅是黑色，氧化亞銅是棕紅色，硫化銅是黑色，氯化銅是綠色，故銅腐蝕后可呈現(xiàn)出棕是黑色，氯化銅是綠色，故銅腐蝕后可呈現(xiàn)出棕紅、綠、黑色。紅、綠、黑色。 4 4鍍錫、鍍鎘、鍍鋅零件鍍錫、鍍鎘、鍍鋅零件 腐蝕呈白色、灰色和黑色斑點或白色粉末薄腐蝕呈白色、灰色和黑色斑點或白色粉末薄層。如果基體金屬腐蝕了，則腐蝕產(chǎn)物與基體金層。如果基體金屬腐蝕了，則腐蝕產(chǎn)物與基體金屬的腐蝕產(chǎn)物相同。屬的腐蝕產(chǎn)物相同。 5 5鍍鋁零件鍍鋁零件 腐蝕

55、呈白色或黑色，嚴重時表面脫落，裸露腐蝕呈白色或黑色，嚴重時表面脫落，裸露出基體金屬。出基體金屬。 6 6不銹鋼不銹鋼 不銹鋼的腐蝕往往是出現(xiàn)黑色的坑點。不銹鋼的腐蝕往往是出現(xiàn)黑色的坑點。 ( (二二) )構(gòu)件腐蝕后的外表特征構(gòu)件腐蝕后的外表特征 1. 1.鋁合金和鎂合金的腐蝕常在蒙皮邊緣或鉚釘頭周圍鋁合金和鎂合金的腐蝕常在蒙皮邊緣或鉚釘頭周圍呈現(xiàn)出白色或灰白色的粉末。呈現(xiàn)出白色或灰白色的粉末。 機身增壓艙蒙皮上的鉚釘，如果在鉚釘頭的后部出機身增壓艙蒙皮上的鉚釘，如果在鉚釘頭的后部出現(xiàn)如圖現(xiàn)如圖2 2所示的尾跡，則說明該處的鉚釘降低了連接作所示的尾跡，則說明該處的鉚釘降低了連接作用和密封作用。用

56、和密封作用。 由于鉚釘漏氣，當(dāng)機身內(nèi)充壓時，就很容易使潮氣由于鉚釘漏氣，當(dāng)機身內(nèi)充壓時，就很容易使潮氣進入到蒙皮接縫中去，從而產(chǎn)生腐蝕。進入到蒙皮接縫中去，從而產(chǎn)生腐蝕。 2. 2.蒙皮在鉚釘處呈現(xiàn)微凹現(xiàn)象蒙皮在鉚釘處呈現(xiàn)微凹現(xiàn)象 鋁合金腐蝕產(chǎn)物的體積通常比鋁合金的體積大，所鋁合金腐蝕產(chǎn)物的體積通常比鋁合金的體積大，所以，積累的腐蝕產(chǎn)物可使蒙皮鼓起。從而使蒙皮在鉚釘以，積累的腐蝕產(chǎn)物可使蒙皮鼓起。從而使蒙皮在鉚釘處呈現(xiàn)微凹現(xiàn)象。處呈現(xiàn)微凹現(xiàn)象。 當(dāng)蒙皮內(nèi)部存在嚴重的腐蝕時，可在鉚釘頭周圍呈當(dāng)蒙皮內(nèi)部存在嚴重的腐蝕時，可在鉚釘頭周圍呈現(xiàn)出很明顯的凹坑現(xiàn)象。現(xiàn)出很明顯的凹坑現(xiàn)象。 3. 3.鉚釘出

57、現(xiàn)斷頭現(xiàn)象，說明蒙皮內(nèi)表面可能產(chǎn)生腐蝕。鉚釘出現(xiàn)斷頭現(xiàn)象，說明蒙皮內(nèi)表面可能產(chǎn)生腐蝕。 4. 4.如果蒙皮上出現(xiàn)針眼大小的目視可見的小孔，這說如果蒙皮上出現(xiàn)針眼大小的目視可見的小孔，這說明蒙皮可能產(chǎn)生了腐蝕。明蒙皮可能產(chǎn)生了腐蝕。 5. 5. 搭接處凸起，可能是連接面之間產(chǎn)生了腐蝕。搭接處凸起，可能是連接面之間產(chǎn)生了腐蝕。 6. 6. 金屬材料金屬材料( (特別是沿接縫處特別是沿接縫處) )表面的涂層變色，預(yù)示可表面的涂層變色，預(yù)示可能產(chǎn)生了腐蝕。能產(chǎn)生了腐蝕。 7. 7. 膠接處開膠，可能是連接面之間產(chǎn)生了腐蝕膠接處開膠，可能是連接面之間產(chǎn)生了腐蝕 四、緊固件的損傷形式四、緊固件的損傷形式

58、( (一一) )鉚釘?shù)膿p傷模式及檢查鉚釘?shù)膿p傷模式及檢查 1 1鉚釘?shù)撵o載破壞模式鉚釘?shù)撵o載破壞模式 有以下三種：有以下三種： 剪切破壞剪切破壞 擠壓破壞擠壓破壞 鉚釘頭破壞鉚釘頭破壞 (1)(1)剪切破壞剪切破壞 表現(xiàn)為鉚釘桿的破壞。這種破壞是由于被連接件的表現(xiàn)為鉚釘桿的破壞。這種破壞是由于被連接件的相對滑移引起的。相對滑移引起的。 如果鉚釘桿的承載超出了材料的屈服極限，并且繼如果鉚釘桿的承載超出了材料的屈服極限，并且繼續(xù)超載，則相鄰板之間會產(chǎn)生永久性的滑移，使鉚釘桿續(xù)超載，則相鄰板之間會產(chǎn)生永久性的滑移，使鉚釘桿產(chǎn)生折曲。產(chǎn)生折曲。 當(dāng)相對滑移量足夠大時，鉚釘桿產(chǎn)生剪切破壞。當(dāng)相對滑移量足

59、夠大時，鉚釘桿產(chǎn)生剪切破壞。 (2)(2)擠壓破壞擠壓破壞 在薄板上采用大鉚釘可能會引起鉚釘孔在薄板上采用大鉚釘可能會引起鉚釘孔邊緣出現(xiàn)擠壓破壞。邊緣出現(xiàn)擠壓破壞。 產(chǎn)生擠壓破壞的板件必須更換。產(chǎn)生擠壓破壞的板件必須更換。鉚釘頭在擠壓力p2的作用下，邊緣產(chǎn)生向上的彎曲變形，減弱了承擔(dān)外載荷的能力；鉚釘桿在擠壓力p1的作用下難以移動。因此載荷p主要作用在鉚釘桿和鉚釘孔上。 (3)(3)鉚釘頭破壞鉚釘頭破壞 鉚釘頭的破壞可能是由于連接處出現(xiàn)復(fù)合受鉚釘頭的破壞可能是由于連接處出現(xiàn)復(fù)合受載，使鉚釘頭受拉伸應(yīng)力引起的。載，使鉚釘頭受拉伸應(yīng)力引起的。 鉚釘頭和釘桿交界面的剪切會造成鉚釘頭破鉚釘頭和釘桿交界

60、面的剪切會造成鉚釘頭破壞；壞； 對于厚板來說，引起鉚釘頭撬動的作用力，對于厚板來說，引起鉚釘頭撬動的作用力，也可能破壞鉚釘頭。也可能破壞鉚釘頭。 鉚釘頭脫落或任何明顯的鉚釘頭歪斜都必須鉚釘頭脫落或任何明顯的鉚釘頭歪斜都必須更換鉚釘。更換鉚釘。 埋頭鉚釘受空氣動力情況 2 2鉚釘?shù)钠趽p傷和應(yīng)力腐蝕損傷鉚釘?shù)钠趽p傷和應(yīng)力腐蝕損傷 在飛機結(jié)構(gòu)振動環(huán)境嚴重或氣動吸力高的部位，鉚在飛機結(jié)構(gòu)振動環(huán)境嚴重或氣動吸力高的部位，鉚釘會承受交變拉應(yīng)力的作用釘會承受交變拉應(yīng)力的作用, , 容易產(chǎn)生疲勞破壞。例如，容易產(chǎn)生疲勞破壞。例如，發(fā)動機進氣口處發(fā)動機進氣口處, , 其蒙皮要求鉚接質(zhì)量高。其蒙皮要求鉚接質(zhì)量