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1、当构件受压时，存在两种可能破坏状况：构件受纯压破坏和受压失去稳定性。结构件的抗拉强度极限与材料的抗拉强度极限区分：构件的抗拉强度极限小于材料的抗拉 强度极限。影响领钉力分布的主要因素是：1、钾钉数量越多，娜钉力分布的不匀称性越大；2、挪钉间 距和钾钉刚度越大，翎钉力分布的不匀称性越大；3、在被连接件的宽度和材料都相同的状 况下，两被连接件的厚度相等，抑钉力的分布是对称的，若两被连接件的厚度不相等，则最 大的挪钉力产生在拉伸刚度较大的被连接件端头处的挪钉上；4、若被连接件的横截面积向 端头渐渐减小，则钾钉力分布的不匀称性可以减小，在塑性范围内时，伽钉力的分布趋于匀 称化。JI d2Pjq = i
2、-%钢钉的剪切强度：4飞机结构中，相比其他形式通常传递很大的载荷的接头形式是：耳片连接的结构形式通常 传递很大的载荷，是飞机结构的重要受力部位。在飞机结构中，有一些接头往往采纳耳片连接的结构形式。在飞机结构设计过程中，要做 那方面的连接强度计算：耳片的拉伸强度计算、耳孔的挤压强度计算。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。总体等强度修理准则的基本思想是：依据总体结构的构造特点和受力状况，找出最严峻的 受力部位;然后依据受力最严峻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; 最终，以受力最严峻部位的承载力量所确定的最大
3、载荷，考核修理部位的强度储备。什么时候使用：当总体结构的受力最严峻部位达到极限受载状态而破坏，而修理部位却没有 达到极限受载状态防止机Il弯扭颤振的方法：提高机翼弯扭颤振临界速度，缩短压心到重心的距离，尽量使重 心前移，通常在翼尖前缘加配重平安寿命设计思想：要求飞机结构在肯定使用期内不发生疲惫破坏。构件消失裂纹就看作是 一种破坏。构件形成可检裂纹的这段时间就是构件的疲惫寿命。到了寿命的构件需进行修理 或更换。破损平安：一个构件破坏之后，它担当的载荷可能由其他结构件连续担当，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有局部破损，但 必需保证飞机的平安。损伤
4、容限设计基本含义：承认结构中存在着肯定程度的未被发觉的初始缺陷、裂纹或其他损 伤。通过损伤容限特性分析与试验，对可检结构给出检查周期，对不行检结构给出最大允许 初始损伤 结构损伤容限设计的核心：承认结构中存在初始缺陷、裂纹及其他缺陷的可能性，并设法掌 握损伤的扩展。结构分类：缓慢裂纹增长结构；破损平安止裂结构；破损平安多传力结构耐久性设计的含义：在规定的时间内，飞机结构抗疲惫开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和 外来物损伤作用的力量。耐久性的基本要求：飞机结构应具有大于一个使用寿命的经济寿命。耐久性设计和损伤容限设计之间的联系与区分：损伤容限设计是保证飞机结构平安性和牢 靠性，确定平安极限。耐久性
5、设计是使飞机结构具有良好的经济修理性，确定飞机结构的经 济极限，供应经济寿命。损伤容限设计与耐久性设计是相互联系，相互补充的。损伤容限设 计的牢靠性保证要以耐久性为前提。通常把损伤容限设计与耐久性设计科学的结合起来，从 而形成耐久性加损伤容限的设计思想。它的总目标，一是提高飞机的平安牢靠性，二是提高 飞机的经济寿命。抗疲惫设计与修理的一般准溜：合理选材；适当掌握应力水平；避开或减缓应力集中。应力集中：构件的截面突变处，消失比名义应力大得多的局部应力，这种局部应力增大的现 象叫做应力集中。避开或减缓应力集中的措施：1.构件应当尽量避开横截面积有急剧突变；2在飞机结构设 计布局时，应尽量避开主动传
6、力路线中断，避开桁条中断和弯折，避开或削减局部附加弯矩 及局部应力集中；3.采纳对称结构，尽量避开带有偏心；4.结构尽可能少开口，开小口； 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；6.避开在主要传力构件的高应力 区域或应力集中部位装置帮助构件，防止消失复合应力集中；7.钏钉孔和螺栓孔的布置，要 尽量避开高应力区。8.悬挂接头的连接设计，降低应力集中，可适当加长接头连接部分；9. 用整体结构代替螺钉连接组合结构；10.尽量削减接头和接缝，并将它们置于低应力区；11. 重要受力构件的局部应力集中区设计，应便于加工。连接件的连接形式：尽量采纳对接形式，避开采纳搭接形式；对于对接形式
7、的钾钉连接，采 纳薄刚性垫片可削减偏心距；对于搭接形式的钾钉连接，采纳刚性加强件。算钉的排列形式：平行排列的聊接，不宜采纳交叉排列的钟接，各排挪钉的大小和数量尽可 能相同；避开单排连接，尽可能采纳双排或三排连接。一般抗疲惫装配工艺措施：在飞机结构制造和修理中应留意填装工艺孔，工艺孔应选在低应 力区；装配孔边缘必需留有足够大的倒角，以防止装配时刮坏零件，造成疲惫源；在飞机结 构装配和修理中，应避开过度的强迫装配，防止产生过大而有害的装配应力，降低构件的疲 惫强度；连接不同材料时，钻孔应首先钻透高强度材料的构件；埋头划窝的深度不宜超过板 厚的2/3,也不许划透板件留下刀口状的锐边；紧固件孔边去毛刺
8、；避开使用攻螺纹的孔; 避开受剪螺栓孔有太大的公差；铝合金接头的螺栓孔应加装紧协作钢衬套；构件紧贴表面尽 量避开相互滑移和擦伤；打印号码标记的位置应加以规定，要选在低应力的部位。表面强化工艺措施：表面形变强化（喷丸，滚压）；表面淬火处理；表面化学热处理（渗碳， 渗氮，碳氮共渗）；表面激光处理。喷丸工艺：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。原理：将高速运动的弹丸连续地向零构件表面喷射的过程，弹丸流的喷射犹如很多小锤向金 属表面层产生极为剧烈的塑性变形，形成表面强化层。作用：1）较经济的加工成形螺纹，同时供应疲惫强度；2）改善铝合金构件，疲惫性
9、能的作 用；3）改善合金钢，疲惫性能的作用。其他表面处理工艺：1.表面淬火2.表面化学热处理应力腐蚀：某些合金材料或构件，在特定腐蚀介质中受到恒定拉应力作用导致脆性损坏的现 象,称为应力腐蚀。应力腐蚀开裂：在恒定拉应力和腐蚀介质联合作用下，裂纹形成和扩展的过程。产生应力腐蚀三要索：合金、拉应力和腐蚀介质。防止应力腐蚀：铝锌合金，不锈钢和高强度结构钢对应力腐蚀具有较高的敏感性；应力腐蚀 开裂速率是受应力强度因子掌握的；实行消退残余拉应力的热处理工艺；采纳喷丸，滚压或 超声波，振动，降低残余拉应力或引入压应力；表面渗碳，渗氮，氟化，渗金属或合金等工 艺措施；紧固件孔的适当径向干涉量；构件抗拉强度达
10、到技术条件的中下限；避开缓解应力 集中。飞机结构的损伤，按损伤程度可分为三类：1）可允许损伤2）可修理损伤3）不行修理损 伤。按损伤缘由分类，非正常使用损伤；非正常维护行为造成损伤；交变载荷所造成的损伤；各 种使用环境所造成的腐蚀损伤；摩擦损伤；紧固件松动损伤。翎钉的静裁破坏模式有以下几种：剪切破坏；挤压破坏；钾钉头破坏。制定结构修理方案的依据是：1）制定结构修理方案时以结构修理手册为依据。2）对于超 出结构修理手册范围的严峻损伤结构的修理,制定结构修理方案时的主要依据是该型飞机的 强度设计资料、空气动力资料、腐蚀掌握资料以及等强度和等刚度修理准则等，必要时进行 试验以验证结构修理方案的正确性
11、。制定飞机结构修理方案时应考虑的基本因素哪些：（1）弄清损伤缘由和确定损伤件及其所 在部位综合考虑诸影响因素（2）满意气动力光滑性要求（3）满意静强度、刚度、疲惫强度 等方面的要求（4）满意防腐掌握要求（5）可检性要求（6）可接近性要求（7）密封性要求（8）经济性要求结构损伤的修理方法：1）临时性结构修理方法2）永久性结构修理方法制定临时性结构修理方案应考虑和满意以下三个方面：制定临时性结构修理方案时，必需 考虑到永久性修理方案；临时性结构修理方案中必需包括对修理区的检查间隔；临时性结构 修理方案中必需规定时限，到达时限时，必需按永久性修理方案完成结构修理。飞机结构的损伤分为三级：可允许损伤，
12、可修理损伤，不行修理损伤结构件的可允许损伤以及其修正措施：止裂的措施：止裂孔；加补片的方法加强构件；机械清除裂纹措施。关于打止裂孔的方法：止裂孔需要打在裂纹的尖端处，否则不能消退裂纹尖端应力场的奇异 性。通常，止裂孔的位置应是止裂孔的圆心超过目视看到的裂纹尖端2. 0mm。止裂孔的作用：裂纹尖端应力场具有奇异性，当在裂纹尖端打上止裂孔后，就消退了裂纹尖 端的应力奇异性，从而阻挡了裂纹连续扩展。当薄壁结构件消失较短裂纹时，均可采纳打止 裂孔的方法止裂。打止裂孔时，要留意使止裂孔有适当大小的孔径，以便能去掉裂纹前端的 微裂纹。较大孔径的止裂孔，可以使应力集中有较大幅度的降低。通常，对于蒙皮等构件上
13、 的短裂纹，止裂孔的孔径在46mm之间。机械清除裂纹的措施：焊机械消退裂纹措施是止裂工艺中较为简洁的止裂措施。这种止裂方 法是通过锂修、打磨、抛光等工艺措施清除掉构件中的裂纹。只适用于清除掉短、浅裂纹。 实际上这种消退裂纹的方法既是止裂也是一种剥层处理。由于在清除裂纹的同时也伴随着清 除表面已变脆的材料所以对构件的疲惫性能会产生有利影响。采纳这种方法修整时要做到在 被清除裂纹处有较大的圆弧半径，在相邻处有较平缓的倾斜度以便使应力集中达到最小。其他止裂措施：焊接止裂措施，人工制造残余压应力的缓裂措施，软化裂纹尖端区金属材料 的缓裂措施蒙皮损伤均要采纳挖补镇平修理紧固件通常可分为两大类：螺栓类，翎
14、钉类1 .当需要传递大的集中载荷时，通常采纳螺栓类紧固件连接2.当需要传递较大的分布载荷 时，用高锁螺栓或锁螺栓3.当需要传递较小的分布载荷时，通常采纳钾钉类紧固件。飞机结构修理中紧固件选用原则：1、尽量选用与原紧固件相同的紧固件；2、当修理零构 件之间需要传递较大拉伸或剪切载荷时，选用螺栓类紧固件；3、当紧固件需要承受较大的 拉力时，选用螺栓类紧固件；4、避开将螺栓或螺钉与钾钉或干涉协作的紧固件放在一起使 用；5、对于常常积水或受废气影响的区域，应选用耐腐蚀性能较高的紧固件，但应考虑紧 固件与被连接之间材料的相容性问题，以防止产生电偶腐蚀；6、对于热影响区域，选择紧 固件时既要考虑到满意强度
15、要求，又要考虑到温度环境影响。螺栓的种类及特征：主要承受拉伸载荷的抗拉螺栓；主要承受剪切载荷的抗剪螺栓；承受 拉剪复合载荷的螺栓。按受力状态分类彻钉可分为：D 一般实芯钾钉2）高抗剪饵钉3）盲钾钉（拉钾钉）按形状分类：埋头钾钉、偏圆头钾钉、半圆头期钉、平头期钉。紧固件边距的确定：紧固件边距是指从紧固件孔中心到最近边缘的距离。一般取最小边距为 2倍紧固件直径。（埋头紧固件的边距要比非埋头紧固件的边距大一些）结构的密封形式：缝内密封；缝外密封；表面密封；混合密封；紧固件密封。复合材料的概念：有两种或两种以上材料组合成的材料叫做复合材料。复合材料的原材料包括：增加材料；基体材料；预浸料，夹芯材料增加
16、材料：碳纤维；芳纶；硼纤维；碳化硅纤维；玻璃纤维基体材料：有机基体材料：热固性树脂热塑性树脂；金属基复合材料预浸料:预浸料是指预先浸渍了树脂的纤维或织物的片状材料,它是层合板的基本组成单元。夹芯材料：一：蜂窝夹芯；1.铝蜂窝2.芳纶纸蜂窝3.玻璃布蜂窝。二：泡沫夹芯复合材料的优缺点优点：比重小、比强度和比模量高，耐高温（有的不耐，取决于材料种类和应用的飞机部位）， 耐疲惫，耐腐蚀，有各项异性的特点可设计性好，化学稳定性好，热膨胀系数低，电性能优 良，修理便利可在机修理，损伤检测方法简洁如金属敲击法；缺点：简洁和铝合金等金属发生电偶腐蚀，材料的工艺稳定性差，材料性能的分散性大，抗 冲击力量低，横
17、向强度和层间剪切强度差，加工难度大，价格高，维护修理成本高。怎样理解复合材料的可设计性：接头纤维增加塑料是由两种不同强度和模量的材料组成的， 而且又是每一铺层方向可随便转变的层合结构材料。所以,可以转变组分材料的种类、含量， 以及铺层方向和挨次，在肯定的范围内满意结构设计中对材料强度、弹性和方向性的要求。 因此，复合材料不仅给设计人员供应了一种比强度、比模量高的材料，而且给设计人员供应 了一种由设计人员在肯定范围内可随便设计的材料，以达到结构设计与材料设计高度统一的 优化设计。复合材料常见的结构形式：层压板结构：纤维增加材料依据肯定方向铺设于基体材料中构 成。夹层结构：由层压板结构的薄蒙皮和夹
18、在两层薄蒙皮之间的夹芯材料共同构成。编织结 构:增加材料采纳三维编制的方式排布,增加纤维不仅在面内,而且厚度方向也有纤维增加。蜂窝夹层结构在飞机中的应用：蜂窝夹芯是夹层结构中最常用的夹芯材料。蜂窝夹芯按制 造材料可分为铝蜂窝、芳纶纸蜂窝和玻璃布蜂窝等。D铝峰富：由于铝蜂窝和碳纤维复合材料热膨胀系数相差太大，在加温固化制造中和在凹 凸温交变环境下使用会产生较高的热应力，且它们直接接触时会产生电偶腐蚀，所以目前飞 机上很少采纳碳纤维复合材料面板、铝蜂窝夹芯的蜂窝结构。2）芳纶纸蜂窝：在飞机上常用作地板、舱内壁板和装饰板的芯材；这种蜂窝能经受一般浓 度酸、碱、盐溶液、液压油和燃油作用不变质，湿热环境
19、不霉变，耐老化和雨蚀，且具有隔 音、隔热和电绝缘作用，能透过电磁波，因此可用作雷达罩芯材。3）玻璃布蜂窝：有良好绝缘性和透电磁波性能，芳纶纸蜂窝消失前几乎全部雷达罩都是用 它制造。复合材料设计包括哪几个阶段：1）材料设计：合理选用增加材料和基体材料的设计过程2） 铺层设计：复合材料结构设计中最关键的设计工作之一，包括铺层的取向、铺层挨次以及各 种铺层相对于总层数的百分比和总层数3）夹芯结构设计4）气动弹性设计5）连接设计6） 防腐设计：防止复合材料发生物理腐蚀和化学腐蚀7）防雷击抗静电设计：防止飞机因雷击 和静电造成损伤。复合材料常见的无损检渊方法。1）金属铃声法：是检查脱胶损伤和分层损伤的最
20、简洁方法，当用一枚硬币或其他小的金属 件轻小扣打没有脱胶的夹芯结构时，将会听到悦耳的金属铃声；假如消失脱胶，将会听到钝 的重击声。2）渗透检测法：能检查出复合材料构件表面的裂纹、孔洞、疏松、划伤和紧固件孔等表面 损伤。3）射线检测法：可以检测构件表面裂纹，也可以检测目视检查不能发觉的内部裂纹。4）超声波检测法：主要用来检测复合材料结构的分层和脱胶损伤，且是分层和脱胶检测的 最有效方法。5）涡流检测法：只能用来发觉导电试件的缺陷或损伤，因此只能检测纤维能导电的树脂基 复合材料。6）热象无损检测法：是一种建立在温度场基础上的检查物体质量、内部状态、结构及缺陷 的一种方法，具有非接触测量、灵敏度高、
21、反应速度快、使用平安、信号处理快、可建立自 动检测系统等优点。7）射线非胶片成像技术检测法：CR成像系统是一种可以在外场应用的X射线实时成像系 统，主要应用于蜂窝结构的进水检测。8）真空测试：采用手动真空泵，对蜂窝夹芯部件进行测试，是空客针对A320方向舵、升 降舵是否脱粘、蜂窝损伤的检测方法。复合材料修理常用设施及作用。D冰箱：使各种预浸料和薄膜粘合片能在要求的10 F以下保存。2）加温设施：烘箱、加热毯以及热压罐，作用是在复合材料结构热修理固化过程中对修理 部位进行加温，有时在冷修理中为加速固化也会使用。3）抽真空设施：真空包，作用是在复合材料结构修理的固化过程中通过抽真空的方法来对 修理
22、部位施加压力，且必需保持22in汞柱的最低压力。4）其他固化设施：固化过程还要用到无粘性Tedlar片、粘封条、分别膜和均压板，并使 用没有浸渍树脂的玻璃纤维织物作为表面和边缘的透气布。5）切割工具和吸尘器：作用分别是切除损伤部位和清除灰尘、松脱的纤维和其他碎屑。6）夹具：作用是适当夹持工件，以防止结构产生变形。7）金属喷涂设施：作用是在修理部位表面喷涂金属材料，从而形成导电涂层。复合材料修理两大类方法（干法、湿法）。复合材料结构修理分为热修理（干法）和冷修理（湿法）两大类：热修理是指清除损伤后，采纳预浸料、预固化片或湿铺层，然后使用烘箱、加热毯或热压罐 加温固化的修理方法。热修理又可分为25
23、0o F固化修理、350o F固化修理和200o F或 300o F湿铺层固化修理，热修理一般用在手册规定的部件或构件的特定区域，同时手册还 规定了采纳哪种热修理方法，并且修理材料应与固化温度相适应。冷修理是指清除损伤后， 采纳湿铺层，然后在室温下固化的修理方法。为了加速固化和得到高质量的修理，可以采用 加热设施，使修理区湿铺层后，在150。F温度下固化。冷修理不能恢复原结构的强度和耐 久性。复合材料修理过程。D损伤的清除与打磨修整：确定损伤程度，从损伤区域清除水份，清除损伤，修整切除损 伤后的区域，清洁修理区；2）制作、清洁和安装蜂窝夹芯塞：制作夹芯塞，清洁夹芯塞， 安装夹芯塞，固化；3）铺层：冷修理湿铺层，热修理铺层；4）封装与固化：封装，固化; 5）表面修整、修理质量检查和表面涂层修理：表面修整，修理质量检查，其他方面的检查， 表面涂层的修理。
