飞机结构与修理 第七章 飞机结构修理准则

单击此处编辑母版标题样式,*,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,第七章,飞机结构修理准则,飞机结构的维修思想和修理准则主要取决于飞机结构的设计思想和设计准则,。,因此，飞机结构修理技术人员应熟悉飞机结构的主要设计思想和设计准则，并且以这些设计思想和准则来指导制定飞机结构修理方案和具体的修理操作。,抗疲劳设计思想的发展,静强度设计准则与刚度设计准则,安全寿命为设计准则的设计和评估思想,破损安全设计概念,破损安全与安全寿命相结合的设计思想,损伤容限和耐久性设计思想,飞机结构设计思想的演变,1,静强度设计阶段,20,世纪前期，飞机结构都按静强度设计。,设计中通常采用设计载荷法，设计载荷为使用载荷乘以安全系数。,静强度设计准则：,结构材料的极限载荷结构的设计载荷，,即认为结构安全。,(,极限载荷即极限承载能力）,2,静强度和刚度设计阶段,随着飞机飞行速度和战术技术性能要求的提高，要求采用阻力系数较小的薄翼型，使气动弹性问题变得突出起来。,因此，要求结构应具有足够的静强度和足够的刚度，以避免结构处于共振点附近；同时也不能出现过大的结构变形以致影响飞机的性能，并且能满足设计中，对颤振临界速度和静气动弹性问题提出的刚度要求。,设计准则：,最大飞行速度气动弹性设计速度,。,3,强度、刚度、疲劳安全寿命设计阶段,在第二次世界大战以后的,10,年，世界各国的军用和民用飞机相继出现因疲劳破坏而造成的灾难性事故。,经大量的研究和分析表明,:,只按经静强度和刚度设计的飞机并不安全。,随着飞机使用寿命的提高，加上高强度材料的应用和使用应力水平的提高均增加了结构疲劳破坏的可能性。,因此飞机设计在静强度、刚度基础上，引入了抗疲劳的安全寿命设计思想。安全寿命设计思想从,50,年代起延续至今。,4,强度、刚度、损伤容限和耐久性设计阶段,60,年代末期起的几年当中，按疲劳安全寿命设计的飞机仍出现疲劳断裂事故。,例如某型飞机机翼枢轴接头板的疲劳试验验证,40000,小时，实际使用到,100,小时就断裂了。一系列的事实表明，按安全寿命设计并不能确保飞机的安全。,经研究分析，认为安全寿命设计没有考虑到实际上结构在使用之前，由于材料、生产制造和装配过程中已存在有不可避免的漏检的初始缺陷和损伤；加上当时使用的高强度或超高强度合金的断裂韧性低等原因，这些缺陷或损伤在交变载荷的作用下，不断扩展，直至扩展失控造成结构破坏和灾难性事故。,因此，,70,年代初出现了损伤容限和耐久性（经济寿命）设计。,飞机结构的损伤容限设计方法是在总结以往飞机设计、使用经验并在断裂力学理论的发展基础上，以设计规范形式确定下来的一种设计准则。这一设计方法是对安全寿命、破损安全等设计方法的补充和发展。,损伤容限设计方法能较好地保证飞机结构的安全性和可靠性是一种较经济且合理的设计方法。,损伤容限设计概念：,承认结构在使用前就带有初始缺陷，但是必须把这些缺陷或者损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一定的范围内，在此期间，受损结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞机结构的安全性和可靠性，同时不致飞机结构过重。,80,年代末，美国逐步放弃安全寿命设计概念，而用按耐久性考虑的经济寿命取代安全寿命。,5,结构可靠性设计试用阶段,结构可靠性设计运用可靠性原理，把上述的各种定量设计准则变为随机变量设计准则。现处于试用发展阶段。,目前，一般按结构完整性要求设计后，对某些重点结构进行可靠性分析和评估。,7,1,飞机结构修理的基础理论知识,一、破损安全设计思想,破损安全是指一个构件破坏之后，它承担的载荷可能由其他结构件继续承担，以防止飞机的破坏，或造成刚度的降低过多而影响飞机的正常使用。,这种设计思想允许飞机结构有局部破损，但必须保证飞机的安全。,破损安全设计思想具有局限性，还不足以解决安全和寿命问题,。,因此，这种破损安全设计思想在飞机结构设计中,正在被损伤容限设计思想所代替。,二、损伤容限设计思想,损伤容限设计的基本含义是,:,承认结构中存在着一定程度的未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤。,通过损伤容限特性分析与试验，对可检结构给出检修周期，对不可检结构给出最大允许初始损伤，以保证结构在给定的使用寿命期限内，不会发生由于未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤扩展而引起灾难性的破坏事故。,飞机结构损伤容限设计的,核心是,承认结构中存在初始缺陷、裂纹及其他缺陷的可能性，并设法控制损伤的扩展。,我国现行规范规定：,为了使因漏检缺陷或损伤所引起的结构破坏概率减至最小，对危及飞机机体安全的主要结构，应采用损伤容限设计。,损伤容限设计的结构应该是破损安全结构、安全裂纹扩展结构，或者这两种结构类型的组合。,为了评定结构的裂纹扩展特性和剩余强度特性，应进行损伤容限试验和损伤容限分析。,三、损伤容限设计的飞机结构分类,1,缓慢裂纹增长结构,这种结构类型包括所有结构形式的单传力和多传力途径结构。,它被设计成初始损伤将以稳定、缓慢的速率扩展,;,并且在规定的检修周期内，在使用载荷,/,环境谱作用下，结构内的初始损伤不至于扩展到临界裂纹尺寸。,对于这种类型的结构，安全是靠裂纹的缓慢扩展和具有一定剩余强度来保证的；裂纹在规定的使用期内，不允许达到临界尺寸，发生不稳定扩展。,2,破损安全止裂结构,为了保证飞机结构在出现裂纹后，裂纹不会迅速扩展到很长，而导致危险的断裂，在飞机结构设计中可采用止裂措施。它使结构在规定的检修周期内，在使用载荷,/,环境谱作用下，结构破损部位完全破坏之前，裂纹的不稳定扩展会被限制在结构的一个连续区域里。,载荷谱为载荷大小随时间的变化，即载荷时间历程。,环境谱为环境强度随时间的变化,即环境,-,时间历程。,用环境谱来描述飞机所遭受的化学、湿热和气候环境。,例如，民用飞机机身结构中要求长桁和框缘直接铆接或点焊在蒙皮上，使机身蒙皮上出现的疲劳裂纹有可能被限制在两根长桁和框缘组成的格子内。,有的飞机机身上还加有环向止裂带,(,例如，在,DC,一,10,飞机上沿机身框处就有钛合金止裂带,),，这种止裂带是为了阻止裂纹在环向应力作用下沿纵向不断扩展而设置的。,又如，图,7,一,1,所示三缘条环形框，当抗剪腹板外部,(,或内部,),出现裂纹后，裂纹的扩展会被设置的中间突缘,(,角材,),限制住。,破损止裂结构的安全性是通过残余结构的缓慢裂纹扩展和在后续的检查中发现损伤来实现的。,另外，在规定的未修使用周期内，结构的强度不得下降到规定水平以下。,3,破损安全多传力结构,这种结构具有多个传力途径。它把本来可以设计成一体的结构，人为地分成若干部分。其作用是把损伤控制在局部范围内，以防止在规定的检修周期内，结构在使用载荷,/,环境谱作用下完全破坏。,这种结构的安全性是通过残余结构到后续检查以前的缓慢裂纹增长来实现的。,例,1,：图,7,一,2,所示为一由三块整体壁板通过铝铆钉连接组成的下翼面，使用中任一块壁板破裂时，载荷即可通过展向铆钉传到相邻的壁板上去。,当然，在设计时要求铆钉的连接强度，除了负担正常的剪切载荷外，还能负担这种载荷的传递。,例,2,：飞机结构上有些梁的突缘由几个型材组成，如图,7,一,3,所示，腹板也用两块以上的板件结合而成。,这类多重受力构件当其中某一元件损坏后，其他元件仍能继续工作，而且由于整个构件是由两个或两个以上元件组合而成的，其中一个元件出现疲劳裂纹后，一般也不会立即扩展到另一个元件中去，从而保证了构件具有继续承载的能力,。,例,3,：图,7,一,4,所示是一个双重保险构件，图中所示的是机身蒙皮与框缘的连接，中间加了钛合金垫板，当框缘断裂以后，垫板可以代替框缘参加工作。,破损安全止裂结构和破损安全多传力结构，统称为破损安全结构。,破损安全结构设计的核心是允许结构有一部分构件损坏，但要求结构仍具有安全工作的能力，保持有规定的剩余强度，并且在结构全部破坏以前，能在规定的检查周期内能发现这些损伤。,四、初始裂纹尺寸的确定,1.,重要性,:,初始裂纹尺寸的长短对计算扩展寿命的影响很大。,在短裂纹阶段，裂纹扩展较慢，较小的初始裂纹尺寸差别将引起裂纹扩展寿命的较大变化。,2.,确定方法,(,两种,):,(1),目前，通常根据无损检测能力确定初始裂纹长度，或者从规范、指南中查取。,(2),依据结构件中初始裂纹尺寸的概率分布确定初始裂纹尺寸。,在美国军用规范,MIL,一,A,一,8344,中，根据结构形式、裂纹类型、检测能力和经验等，规定了初始裂纹尺寸，如图,7,一,5,所示。,MIL,一,A,一,8344,要求，对于缓慢裂纹扩展结构，检测概率和置信水平分别为,90,和,95,；对于破损安全结构分别为,90%,和,50,。,由于破损安全类结构的断裂可容能力较强，所以规定了一个较低的置信水平。这实际上就意味着破损安全类结构的初始裂纹尺寸比缓慢裂纹扩展类结构要小一些。,五、剩余强度的确定,损伤结构的实际承载能力称之为剩余强度,，也就是损伤结构在检修周期内不危及安全或降低飞行性能的承载能力。,危及飞行安全或降低飞行性能是指飞机结构丧失强度、丧失刚度、过度永久变形、丧失控制以及颤振速度降到临界以下等。,损伤结构的剩余强度随着裂纹尺寸的增加而降低。,剩余强度要求规定，损伤结构必须能承受两次检查间隔内,(,对不可检结构应在一倍设计寿命内,),飞机可能碰到的最大载荷；并且必须能够成功地控制损伤扩展。,依据剩余强度要求和使用要求，就可以确定出最长,(,或临界,),裂纹尺寸，即容限裂纹尺寸。,六、注意刚度和变形协调问题,在飞机结构设计和修理中，应时刻注意到构件之间,(,或部件各部位之间,),的刚度和变形协调问题。如果结构间相对刚度不协调，将会过早出现疲劳裂纹。,例如图,7,6,所示的结构，由于凸缘过薄，装配应力与交变应力会引起薄凸缘过早出现疲劳裂纹。,在飞机结构设计和修理中，通常要注意到以下,刚度协调原则。,1,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。,2,在长桁搭接而蒙皮连续的地方，要注意到蒙皮可能因搭接接头的柔性而超载。,3,由于孔和连接件的公差间隙形成的柔性连接，使口盖的传载受到限制，从而造成邻近结构的超载，因此应尽可能将口盖布置在低应力区。,4,要特别注意窗口、风挡框架的设计，保证它们有适当的刚度，玻璃和框架必须装配协调，以防止玻璃产生预应力和裂纹。,5,发动机排气系统的连接或其他热导管的连接，应具有足够的柔度，避免因受热不均而产生裂纹。,6,避免将操纵面的多个铰支点安排在结构变形较大的部位。,7,飞机结构设计时要避免在基本载荷传递通道上出现硬点，特别是梁、肋或框的腹板以及蒙皮，更应避免局部过硬。图,7,一,7,和图,7,一,8,分别示出腹板或蒙皮由于出现硬点而产生裂纹的实例。,在飞机结构的修理中，应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，否则会因刚度不协调，过早地在修理部位的连接处出现疲劳裂纹。,8,在结构设计和修理中，应避免同一连接接头上或同一条传力路线上，混合使用紧固件。,例如铆钉和锁紧螺栓一起使用。这是因为铆钉配合较紧，在铆钉变形直至消除了螺栓与螺孔的间隙之前，螺栓还未承受其应分担的载荷。这样容易使铆钉超载，并可能导致提前疲劳破坏。,如果必须采用这种混合连接，那么最好采用精密配合的螺栓。,9,在结构设计中，采用支撑或加强使非对称接头的次挠曲达到最小。,10,适当改变构件的刚度，使柔度增加，可能有利于提高构件的疲劳寿命。,图,7,9,示出了某飞机一个固定铸件发生疲劳破坏的情况。这铸件用,4,个具有一般连接长度的螺栓固定在水平安定面的后梁上。修改前铸件疲劳寿命是,3524,次载荷循环，修改后为,10500,次载荷循环。可见由于柔度的增加使铸件疲劳寿命增加近,2,倍。,7,2,飞机结构的等强度修理准则,等强度修理准则,局部等强度修理准则,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修理方案。,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，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等。,一、局部等强度修理淮则,1,局部等强度修理准则的基本思想,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原构件在该部位处的静强度。,2,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。,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；,也可以根据构件材料的极限强度确定构件损伤处横截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，有的主要受压，还有的主要受剪。,通常按构件受拉确定构件损伤处横截面上的最大承载能力,。,这样，构件损伤处横截面上未损伤前的最大的承载能力就等于材料的抗拉强度极限,b,与构件损伤处原横截面面积,F,o,的乘积。即构件损伤处横截面上未损伤前的最大承载能力为,P,max,b,F,o,(7,一,1),考虑到紧固件孔的存在，实际横截面面积,F,等于,F,o,减去由于紧固件孔而损失的面积,F,，,即,F =,F,o,一,F,(7,一,2),式中,: F,= n D t , n,为孔数 ，,D,为孔直径,t,为构件横截面厚度。,3,补强件横截面面积和形状的确定,首先确定补强件的横截面面积。以图,7,10,所示情况为例说明确定补强件横截面面积的计算方法。,图中,A,板件为含穿透裂纹的损伤结构件，,B,板件为补强件。,设,损伤板件,A,裂纹损伤处的实际横截面面积为,F,A,，,材料的抗拉强度极限为,b,A,，,补强件,B,的材料抗拉强度极限为,b,，,B,，,则根据局部等强度修理准则，补强件的横截面面积,F,B,为,(7,一,3),由上式可以看出，如果补强件的材料与原构件的材料相同，则补强件的横截面面积应等于原构件的横截面面积，即,F,B,F,A,。,注意，在应用局部等强度准则确定损伤构件的修理方案时，通常认为损伤构件已完全失效。,例如，对图,7,10,所示情况认为裂纹已扩展到对边，构件在裂纹处完全断开。,通常构件承受载荷的能力和它的横截面形状有关。计算出补强件的横截面面积后，还必须按修理部位的实际受力情况，选择补强件的横截面形状。,一般说来,补强件的横截面形状应和原构件一样。,补强件的几何尺寸，必须在紧固件的数目和布置确定后，才能确定。,二、总体等强度修理准则,1,总体等强度修理准则的基本思想,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，确定该总体结构能够承受的最大载荷,;,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。,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备要大，也就是裕度系数比受力最严重部位的裕度系数高。,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部位强度储备大。,也就是说，该部位的强度降低以后，,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备降低。,总体等强度思想也可以用如下的承力链条加以说明,(,图,7,11),，该图中链条的最大承载能力取决于强度储备,C,最小的,C,链环的最大承载能力。,假设承力链条中的,B,链环受到损伤，按照总体等强度修理准则，修理以后的,B,链环的强度储备,B,允许低于原强度储备,B,，,但是不能低于,C,，,即修理判据为,B, ,C,(7,一,4),遵照这个判据修复后的链条，其承载能力最弱的链环仍然是,C,链环。,引深讲，设,A,B, ,C,如果,A,链环损坏了，修理以后,A,链环的强度储备,A,小于,A,，,通过计算分析如果得知,A, ,B,，,则这个修理方案从总体强度角度讲是符合要求的，因为,A,C,。,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,(,并不一定是结构中最严重受力件，但要选择重要受力构件,),的强度储备，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他部位的强度储备,(,这一部位不一定是强度储备最小的环节,),。,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。,2,应用实例,苏制伊尔一,18,飞机机翼上翼面，蒙皮与长桁、翼肋、翼梁缘条连接的紧固件为,B94,高强度铝铆钉。飞机经过多年使用，进入老龄阶段后，该部位数千个铆钉的钉头、颈部或钉杆发生应力腐蚀断裂。,铆钉产生这种损伤的主要原因是这种,B94,铝锌合金对应力腐蚀敏感。,因此，宜选用耐应力腐蚀能力高的,B65,铝铆钉代替原来的对应力腐蚀敏感的,B94,铝铆钉。,但是，,B65,铝合金材料的,b,小于,B94,铝合金材料的,b,，,如果采用局部等强度修理准则,就要求修理后的,B65,铆钉的破坏剪力等于或大于,B94,铆钉的破坏剪力，这就必须加大铆钉直径。这样将会削弱重要承力构件长桁和翼梁缘条的强度。,为了选择最佳修理方案，运用总体等强度修理准则进行了分析和计算。,为了简单起见，这里只对上翼面蒙皮与长桁之间,B94,一,5,铆钉的更换问题进行分析和计算。伊尔丁,18,飞机机翼为三梁式结构，计算模型如图,7,12,所示。,通过实测得到，中央翼段前、后梁腹板高度为,525mm,，,中梁腹板高度为,745mm,，,各腹板厚度为,3mm,。,翼面上等距地、对称地设置了,36,根长桁，长桁面积大致相同。梁腹板由铝合金制成。,作为一种极限情况，认为前、中、后梁的腹板在剪力作用下均同时达到剪切破坏状态。经分析和计算，可以得到如图,7,12,所示的剖面剪流分布图。,在这种情况下，长桁两侧蒙皮的剪流差为,长桁与蒙皮均以双排铆钉连接，铆钉间距,T = 20 mm,，,每个铆钉承受的剪力为,P,= q T = 1059.0 N,而,B65,一,5,铆钉的许用剪力为,P,=5197.7N,所以，剩余强度系数为, = 5197.7/1059.0 = 4.9,因此，当翼梁腹板达到极限破坏状态时，采用,B65,一,5,铆钉替换翼面长桁与蒙皮之间的,B94,一,5,铆钉，仍有足够的静强度储备。,这说明，采用,B65,一,5,铆钉替换,B94,一,5,铆钉的修理方案满足总体等强度修理准则的要求。,用该方案修理的飞机使用,8,年后末发现异常。,7,3,抗疲劳设计与修理的一般淮则,一、合理选材,1.,新的替换件或加强件一般应与原结构件的材料相同。,在飞机结构修理过程中，最忌单纯从静强度上考虑，而采用刚性较强、强度较高的材料，过分地加强损伤部位。因为这样会使结构上产生“过硬点”，降低疲劳强度。,2.,注意材料的纤维方向,在垂直纤维的方向,(,即横向,),，其静强度、疲劳强度和抗应力腐蚀性能都有明显的下降,一般要降低,10,15,。,所以，对于轧制的板材和锻件等，应注意,使材料的纤维方向,(,即纵向,),与主要受力方向一致。,通常在图纸上规定重要受力构件的材料纤维方向，严格控制偏离纤维方向的较高拉应力的出现。,另外,高强度合金钢和超硬铝合金的强度高，但对缺口,(,例如划伤,),敏感性较高，容易在损伤处产生疲劳裂纹。,因此，在维护修理过程中，应避免损伤这些合金的结构件。,二、应力集中对构件疲劳强度的影响,当,构件受力时，在构件形状截面有突变的区域就会出现比名义应力大得多的局部应力。这种局部应力增大的现象，就叫做应力集中。,图,7,13,示出了两侧有半圆槽的受拉板的应力分布，,由图可明显看出,:,峰值应力,max,大,峰值应力,max,大大超出名义应力,(,P/h,，,式中：,为受拉板的厚度,),。,有很高的应力梯度,从应力集中点起向里应力降低得很快，即有很高的应力梯度。,图,7,13,两侧有半圆槽受拉板的应力分布,“力流线”从几何意义上说，构件内部的应力分布可以认为相似于封闭管道内液体的流动。见图,7,14,。,应力集中的严重程度与缺口的尖锐程度有关。缺口根部的曲率半径愈小，应力集中就愈严重。,因此，在结构设计和修理中，减缓剖面突变将会减缓应力集中的程度。,图,7,14,受拉板件的力流线,三、避免或减缓应力集中的措施,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。,在飞机结构设计和修理中，应考虑以下原则,:,1,构件应该尽量避免横截面有急剧突变。,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。,2,在飞机结构设计布局时，,应尽量避免主传力路线中断；,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。在飞机结构修理中，应避免切断主要传力构件，例如梁缘条等。,3,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。,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。,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。,4,结构尽可能少开口，开小口。特别是受拉构件尽量不开口。,必须开口时，须特别注意以下几个问题,:,(1),开口位置设计：,开口位置尽可能选在低应力区。,(2),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，圆形开口是最好的设计方案。,(3),机身开口设计：,机身气密舱的窗口是一种常见开口。这时,最合理的开口形状是椭圆形，长轴方向与环向一致,。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。,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。,(4),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，一般是圆形开口。,在整体壁板开口边缘铆钉或螺栓连接处，壁板应适当加厚，以降低工作应力。,(5),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,25,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，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，确定合理的开口形状。,(6),钉孔凸台设计：,在重要受力锻件上必须制穿通孔时，尽可能制成局部凸台。,5,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。,6,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。连接在主要结构上的辅助接头不应承受主要载荷。,7,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离或避开应力集中的叠加，如图,7,15,所示，可明显地改善疲劳强度。,8,悬挂接头的连接设计,(,例如传递集中载荷的舱门悬挂接头与主体结构的连接,),要充分考虑外载荷的均匀扩散，降低应力集中,可适当加长接头连接部分,图,7,16,所示。,9,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。,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。,10,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。接缝最好安排在受力骨架,(,大梁、隔框,),上。,11,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，从而提高疲劳强度。,四、连接件抗疲劳设计与修理准则,飞机结构维修实践证明，疲劳破坏经常在连接部位出现，故连接件的设计、维护和修理是防止飞机发生疲劳破坏的一个很重要方面。,飞机结构中的连接形式主要有铆接、螺接、焊接等。耳片和销钉,(,或螺栓,),的连接接头是较常采用的形式。,(,一,),耳片与销钉,(,螺栓,),连接的抗疲劳措施,要提高耳片与销钉连接接头的疲劳强度必须设法降低应力集中系数和擦伤带来的影响。,在这种接头的设计中，除了要保证有足够的静强度外，还要注意以下的抗疲劳设计措施。,1,耳片设计时，必须尽量避免偏心。,2,耳片接头上避免高拉应力与过高的挤压应力相结合。,3,销钉与耳孔之间不应有过大的公差。,4,剪切面处绝对不能有螺纹，螺栓在耳孔中的整个一段应做成精制的光杆。,5,耳片厚度一般不宜大于销钉的直径，避免耳片过厚引起销钉附加弯矩过大，降低疲劳强度。,(,二,),螺栓连接的抗疲劳措施,1,螺栓连接形式对疲劳强度的影响,当设计较长的接头时，应考虑到如何满足最佳载荷分布的条件。,所谓最佳载荷分布，是基于等强度观点，保证螺栓孔处的最大应力大致相等。如图,7,17(a),所示接头，从疲劳观点看来，是不合理的,.,对于这种接头来说，在弹性范围内，作用在螺栓上的剪力两端最大，中间较小。,当然，作用在螺栓孔上的挤压力也是如此，故在两端孔洞处产生较大的局部应力，特别是内连接件的剖面,A,处，需要承担全部的载荷,P,，,所以成为最严重的部位，疲劳源总是在这里发生。,在内连接件的剖面,D,处，虽然作用在孔上的挤压力很大，但只承担一个螺栓的载荷，所以受力情况不是最严重的。,外连接件的剖面,D,处，也需要承担全部的载荷,P,，,但是，每块外连接件的厚度在剖面,D,处，总是大于内连接件厚度的一半，故一般不会先在外连接件上发生破坏。,图,7,17,螺栓连接接头的合理设计,为了使接头各剖面的局部应力趋于一致，应尽量降低内连接件,A,孔的挤压力。假想外连接件剖面,C,以右是由刚度极低的材料,(,如橡皮,),制成的,.,显然，全部载荷将完全由螺栓,D,来承担，而螺栓,C,、,B,、,A,不受力。从这一概念出发，应尽量降低外连接件的刚度，同时提高内连接件的刚度，这样就自然形成了图,7,17(b),所示的合理的接头设计。,疲劳试验结果还指出,:,(l),使用多个小螺栓比使用少数大螺栓的疲劳性能要好,;,(2),各行中的螺栓应串联布置，即沿载荷线不交错,;,(3),每一行中的螺栓尺寸一般应相同。,从疲劳的观点看，螺栓连接接头应尽可能采取螺栓受剪的形式。对于强受力接头，还可采用拉剪分工的设计方案。即在较细的螺栓杆上套一个较强的套筒，使套筒受剪而螺栓杆只承受锁紧力。这种构造形式在现代飞机上已得到应用。,2,螺栓的抗疲劳措施,受拉螺栓经常发生疲劳破坏的部位，如图,7,18,所表示。,A,表示第一圈啮合螺纹；,B,表示螺栓头和螺杆的交接处；,C,表示末端螺纹区。,(1),缩小螺栓杆直径，可以有效地提高末端螺纹区的疲劳强度。例如使螺栓杆直径等于或略小于螺纹根部直径，就可降低应力集中，提高疲劳强度。,(2),增大螺栓的螺纹根部圆角半径或改善螺纹的加工工艺，均有利于防止部位,A,和,C,的疲劳破坏。通常，滚压比车削及磨削螺纹的疲劳强度高。,(3),改善螺帽的设计可提高螺帽与螺栓第一啮合螺纹,(,即部位,A),处的疲劳强度。,由于在一般情况下第一啮合螺纹承载是很大的，为了使各螺纹较均匀分担载荷，需要降低螺帽在第一啮合螺纹处的刚度。,图,7,19,所示三种螺帽形式就是为了这个目的而设计的。,另外，若采用弹性模量比螺栓低的螺帽，也可以使承载分布均匀，降低应力集中系数,(,例如钢螺栓上用铝合金螺帽可降低应力集中系数,20,多,),。,顺便指出，一般螺栓材料的强度应高于螺帽材料的强度，若材料相同，采用热处理工艺使螺栓强度高于螺帽强度。,还有，使用厚螺帽可使疲劳强度有较大提高。,（,4,）增大螺栓头与螺杆交接处的圆角半径。,（,5,）螺栓头的下表面要加工并且垂直于螺栓轴线。,（,6,）在螺栓或螺钉与孔的接触面处，应无螺纹。,（,7,）承受很大拉伸载荷的螺栓，装配时应在其头部和螺帽下放垫圈。,3,螺拴施加预紧力对疲劳强度的影响,实践证明，对于承受交变载荷的螺栓，施加预紧力可以提高疲劳强度。,举例分析如下,:,设一个螺栓所承受的脉动载荷为,0P,。,在没有预紧力时，螺栓所承受的平均载荷,P,m,与载荷幅值,P,a,均为,0,5P,。,现将这个螺栓以大小等于,P,的载荷预紧，如图,7,20(a),所示，然后再加上脉动载荷,0P,。,此时螺栓的受力情况分析如下,:,在预紧时，预紧力即是被夹紧件与螺栓间的相互作用力。这时螺栓所受拉力为,P,，,产生拉伸变形。被夹紧件所受压力也为,P,，,产生压缩变形。预紧力,P,的大小取决于被夹紧件的压缩变形。,图,7,20,预紧力对螺栓疲劳强度的影响,当施加在螺栓上的脉动载荷达到最大值,P,时,(,如图,7,20(b),所示,),，螺栓在这个载荷,P,的作用下要继续伸长。但螺栓一伸长，被夹紧件的压缩变形量就要减小，于是螺栓与被夹紧件之间的互相作用力就会降低。这时螺栓的轴向力显然不是外力,P,加上预紧与被夹紧件的相互作用力,P,，,很显然,PP,，,只要外载荷,P,小于螺栓中的预紧力，则螺栓中增加的外载荷仅为,P=,P,b,/ (b+f) (7,一,6),式中,b,螺栓的刚度,;,f,被夹紧件的刚度。,y,如果螺栓与被夹紧件的相对刚度适当,，,P,就比较小,.,例如等于,0.2P,，,则螺栓内力,在,Pl.2P,之间变化，平均载荷,P,m,1.1P,，,载荷幅,值,P,。,0.1P,。,这样虽然有预紧力时的螺栓的平均应力比没有预紧力时高，但应力幅却大大减小了。因而合理地施加预紧力，会提高螺栓的疲劳强度。,同样，对于受剪螺栓，施加预紧力也是有益的。,提高螺栓连接接头疲劳强度的一个有效措施是通过螺栓的预紧力把内外连接件紧紧结合在一起。这时载荷传递将通过内外连接件压紧表面之间的摩擦力来传递。,若摩擦力足够大，这时螺栓与孔可以采用有间隙配合，因为不要螺栓受剪来传力了。但是，使用压紧连接件的方法时，要注意在外载荷作用下板件之间不能有相对滑移，不然压紧表面间的擦伤，将加速疲劳破坏。,另外，在利用,这种方案时，螺栓间距要小，以使得整个接触面均匀被压缩。例如，图,7,21(b),的螺栓布置就比图,7,21(a),的布置好。,7,4,飞机结构制造和修理过程中的抗疲劳工艺措施,一、一般抗疲劳装配工艺措施,飞机结构的使用经验和疲劳试验表明，各种装配效应对飞机结构的疲劳强度影响很大。,因此，在飞机结构装配过程中，应正确执行以下改善飞机结构疲劳强度的装配工艺措施。,1,对空孔进行填塞,通常，空孔引起构件的应力集中比填塞孔引起的应力集中严重，孔边更可能成为疲劳源。因此，当构件中存在空孔时，会降低其疲劳强度。,疲劳试验结果表明对空孔进行填塞可降低该处的应力集中、提高抗疲劳强度。,因此，在飞机结构制造和修理中应注意填装工艺孔等。另外，工艺孔应选在低应力区。,2,装配孔边缘必须留有足够大的倒角,以防止装配时刮坏零件，造成疲劳源。,3,应避免过度的强迫装配,以防在构件中产生过大而有害的装配应力，降低构件的疲劳强度。,4,当连接不同材料构件时，钻孔时应首先钻透高强度材料的构件。,5,制埋头划窝时，其深度不宜超过板厚的,2/3,，更不允许划透板件而留下刀口状的锐边，出现这种情况会大大降低疲劳强度。,对于薄蒙皮可采用压窝孔，在容易出现裂纹的地方可采用热压窝,。,6,紧固件孔边应去毛刺，以提高疲劳强度。,7,避免使用攻螺纹的孔。,8,要避免受剪螺栓孔有太大的公差。对承受很大拉伸载荷的螺栓，装配时应在其头部和螺帽下放垫圈。,9,铝合金接头的螺栓孔应加装紧配合钢衬套。,这是为了减少螺栓孔表面的擦伤。,10,构件紧贴表面处尽量避免相互滑移和擦伤。在无法避免时，如缘条、桁条和蒙皮之间应垫入纯铝或塑料垫带，也可加涂层。,11,零件上号码、标记的位置要选在低应力部位零件上的号码、标记等硬印是容易产生应力集中的地方。如果可能，应选择无损伤的标记办法。,12.,铝合金阳极化处理后，疲劳强度会有所降低,.,在飞机结构制造和修理中，应考虑到这一情况,。,二、特殊抗疲劳装配工艺措施,使用经验和疲劳试验表明，疲劳裂纹常常萌生在孔边。因此，通过一些合适的工艺措施使孔壁产生自相平衡的残余压应力，改善孔壁的疲劳性能，就可提高构件的疲劳寿命。,通常，使孔壁产生残余压应力的工艺方法有挤压强化和干涉配合等方法。,(,一,),孔壁挤压强化,1,孔壁挤压强化机理,孔壁挤压强化是提高孔壁疲劳强度的一种有效工艺措施。它利用硬质合金制成的挤压棒材对零构件上的孔表面施加压力，使它产生塑性变形，从而在孔壁径向和环向产生残余压应力。,当零构件承受交变载荷作用时，由于孔表面强化层内残余压应力的存在，降低了零件孔壁强化层内的应力水平。因此，孔壁挤压强化层内的残余应力改善了孔壁的抗疲劳性能。,另外，在挤压过程中，清除了表面的机械划伤、微观裂纹等缺陷，这也有利于提高孔壁的疲劳强度。,对于孔边已经出现疲劳裂纹的零构件，如果挤压强化后，残余应力分布的深度超过裂纹的深度，裂纹尖端实际上处于残余压应力场内。这样，零构件在交变载荷作用下的裂纹扩展速率就会明显降低下来，甚至完全停止扩展。,内孔挤压强化还可以提高孔壁的抗应力腐蚀和抗腐蚀疲劳的性能。,2,孔壁挤压强化的应用范围,孔壁挤压强化工艺适用性强，各种金属材料带孔零构件均可选用不同挤压工艺参数进行孔壁挤压强化。,例如，框架、大梁、起落架和蒙皮上的螺栓孔以及管状零件的内壁等均可采用孔壁挤压强化工艺。,下面几种情况下的飞机结构零构件建议采用孔壁挤压强化工艺措施,:,(1),零构件危险截面上的孔,;,(2),零构件热处理以后内孔表面脱碳,;,(3),零构件翻修过程中，孔内壁经过铰孔,;,(4),铝或钛合金受力圆筒件内壁。,(,二,),干涉配合,1,干涉配合及干涉量,干涉配合是指钉杆,(,铆钉杆或螺栓杆,),或销钉直径大于孔径的一种过盈配合。实践已证明：只要干涉量适当，就可明显地提高被连接件的疲劳强度。,在飞机结构干涉铆接连接中，,通常采用的干涉量大都超过,1,。对于铝合金结构较好的干涉量范围是,1.5,3.0,，,如果用钢紧固件，干涉量可取上述范围中的较低值。,干涉配合是提高耳片疲劳强度的最有效措施之一。,以往的试验表明，对于铝合金耳片，大概只要有,0.4,的干涉量，就可明显提高耳片的疲劳强度。有的试验指出，对铝铜合金耳片，干涉量增加到,0.7,，若以,10,7,作为条件疲劳极限，其疲劳强度可提高,6,倍多。,如果在耳片中使用较高干涉量的衬套，同样可以提高耳片的疲劳强度，而且一般厚的，刚度大的衬套会使耳片的疲劳强度有较大的提高。,在装配过程中，使用干涉配合衬套比干涉配合销优越，因为装配之前安装衬套较装配过程中安装销子容易。,螺栓连接一般有几个螺栓，要求每个螺栓与其孔之间都有我们所要求的干涉配合量，这在工艺上是比较困难的。,因此，在实际中常常只在危险部位,(,例如螺栓连接中的第一个螺栓处,),利用干涉配合或干涉配合衬套。,干涉配合螺栓的干涉量可取,0.7,1.7,。,如果同时采用孔壁挤压强化及干涉配合，则在提高结构疲劳性能方面，将取得更好的效果。,但是，须注意：由于干涉配合紧固件和孔壁存在残余应力，因而容易产生应力腐蚀。国外文献中指出,:,过大的径向干涉量不仅导致疲劳寿命降低，而且容易产生应力腐蚀。如,7075,一,T6,铝合金，干涉量超过,3.2,时，容易产生应力腐蚀。,2,干涉配合对裂纹扩展的影响,对于干涉配合铆接连接，当孔边出现疲劳裂纹时，如果裂纹很短，裂纹尖端仍存在于由干涉配合所产生的残余压应力区范围内，其裂纹扩展要比普通铆接慢得多。,(,三,),表面强化工艺措施,疲劳试验和使用实践表明，任何类型的疲劳破坏，绝大多数情况下均起始于零构件的表面。因此，零构件的表面状态对它的疲劳强度具有决定性的影响。,疲劳试验和使用实践还证明，在零构件的表层中，引入残余压应力，能够提高疲劳强度；反之，如果零构件表层中存在残余拉应力，则会降低零构件的疲劳强度。,目前，提高疲劳强度的行之有效的表面强化工艺有,:,表面形变强化,(,如喷丸、滚压,),表面淬火处理,表面化学处理,(,如渗碳、渗氮、碳氮共渗,),表面激光处理,任何一种表面强化工艺，都是通过改变零构件表面层的残余应力状态,(,使表面存在残余压应力,),，改善表层组织结构，提高其疲劳强度的。,表面喷丸强化工艺和表面滚压强化工艺，是在零构件表层产生有利残余压应力的表层形变强化工艺。,表面滚压强化工艺广泛用于加工螺纹，也可用在螺栓体与螺栓头之间的圆角上以及其他零件的圆角上。这种表面滚压强化工艺作为螺栓和螺钉的成形工序是很经济的，而且也可用来提高疲劳强度。但是，它仅能用于形状简单的零件，不能广泛用于形状复杂的构件。,表面喷丸强化工艺是飞机结构上广泛应用的表面变形强化工艺。表面喷丸强化工艺在钣铆工艺学中已作介绍这里就不叙述了。,END,