飞机对廊桥处蒙皮损伤容限(完美版)

民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证“民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证”，是在民用飞机研制、制造过程中最关键也是最重要的一步，因为它决定着飞机的结构强度、刚度和耐久性。

一般情况下，民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证，包括多种工艺方法，如机身壁板成形工艺、焊接工艺、热处理工艺、环境性能试验等。

1、机身壁板成形工艺：利用机身壁板成形工艺，根据机身壁板的设计要求，将机身材料以机身壁板的形式加工出来。

为了保证机身壁板的精密度和一致性，需要采用特殊的成形工艺，如挤压成形工艺、冷弯成形工艺、热弯成形工艺等。

2、焊接工艺：焊接工艺是用于连接机身壁板的主要工艺，其目的是将不同部件之间的衔接处焊接起来，以形成一个完整的机身壁板结构。

在焊接工艺中，需要使用合适的焊接方法和焊接材料，以保证机身壁板的连接强度。

3、热处理工艺：热处理工艺是用于改善机身壁板力学性能的主要工艺。

热处理工艺可以使机身壁板具有较高的强度和韧性，从而提高机身壁板的抗损伤能力。

4、环境性能试验：环境性能试验是用于证明机身壁板的耐久性和可靠性的主要试验手段。

可以通过对机身壁板进行温度、湿度、振动、冲击等环境性能试验，检测机身壁板的耐久性和可靠性。

最后，为了证明机身壁板的力学性能和耐久性，可以采用拉伸试验、弯曲试验、冲击试验等方式，来验证机身壁板的损伤容限。

总之，“民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证”是一个复杂的工作，需要综合运用多种工艺方法和试验手段，以保证机身壁板的质量及机身的整体力学性能和耐久性。

民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证，是飞机研制和制造过程中不可或缺的一步，其结果直接关系到飞机的安全性能。

所以，必须严格遵循国家规定的制造质量管理标准，以确保机身壁板的质量。

= KI
r
π
gi( I ) (θ )
，σ y = KI 2πr ,τ xy = 0
裂端正前方： θ = 0, σ x = 裂纹表面：
KI 2πr
θ = π , σ x = 0，σ y = 0,τ xy = 0
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1.裂纹尖端应力应变场和应力强度因子
σ
(I ) ij
应力场公式的特点： 1）在裂纹尖端，即r＝0处，应力趋于无穷大，应力在裂纹尖端 出现奇异性。 2）应力强度因子KI在裂纹尖端是有限量。 3）裂纹尖端附近区域的应力分布是r和θ的函数，与无穷远处的 应力和裂纹长度无关。 可以看出，用应力作为参量来建立如传统的强度条件失去了意 义。但应力强度因子是有限量，它不代表某一点的应力，而是 表征裂端应力应变场强度的参量。所以KⅠ 可作为参量建立破 坏条件是恰当的。强调：因KⅠ 由线弹性理论推出，所以一般 只适用于线弹性材料的断裂。由此建立起来的理论称为线弹性 断裂力学。
把握好含裂结构的裂纹的基本特性－－断裂力学
6
2断裂力学基础
断裂力学概念 以含裂体的特征参数(几何、载荷)表征其内力、形变规律， 研究含裂体剩余强度规律及破坏准则, 包括交变载荷作用下 的裂纹演变规律及寿命估算分析等。
7
裂纹 按裂纹的几何特征分类
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裂纹
按裂纹的力学特征分类
1型(张开型): 承受与裂纹面垂直的正应力σ， 裂纹面位移沿y方向，裂纹张开。 2型(滑开型): 承受xy平面内的剪应力τ， 裂纹面位移沿x方向，裂纹面沿x方向滑开。 3型(撕开型): 承受是在yz平面内的剪应力τ， 裂纹面位移沿z方向，裂纹沿 z方向撕开。
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3.裂纹尖端塑性区
前面曾提到，根据弹性解，在裂纹尖端处应力趋于无 穷大，而实际上这是不可能的。事实上，当应力超过屈服 应力时，必然在裂纹尖端邻近区域产生塑性变形，从而使 裂纹尖端区的应力松弛，不可能达到无限大。应该说，材 料一旦屈服，就不遵从弹性规律，故线弹性断裂力学不适 用于屈服区。但如果屈服区很小(高强度、低中韧性材料 即如此)则其周围的广大区域仍是弹性区，经过必要的修 正后，线弹性断裂力学分析仍然有效。 那么如何就塑性区影响进行修正呢？

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B737-700飞机扰流板凹坑允许损伤的范围参考：AMM SDS27-61-00; SRM57-70-01-1A-1B737-700飞机共12块扰流板，左右各6，从左至右编号依次为1，2，3，……10，11，12。

其中1.6.7.12为地面扰流板，其余为飞行扰流板.其中6，7号扰流板又称作内侧扰流板，其余的称作外侧扰流板。

允许的损伤：每块扰流板蒙皮被分成1，2，3三个区域，对应于不同的区域，有不同的损伤标准，各个区域的划分如图（figure102—107）所示区域1(a) 如果满足以下条件，如图108，详图B所示的凹坑是允许的：1)2)3) 损伤不在扰流板结构的连接区域(b)如果损伤的深度大于0.10英寸而小于0.25英寸，进行以下步骤：1) 按51-70-01对凹坑进行整形或者填充2) 如果对凹坑进行了填充，进行如下步骤a) 对损伤用铝箔胶带进行密封（快速胶带3M-436或者等效品）b) 每400飞行小时或者更频繁的对凹坑进行检查：●确信胶带处于满意状态●如果损伤扩大，立即行修理●如果损伤没有扩大，在5000飞行小时之内进行修理区域2(a) 如果满足以下条件，如图109，详图B所示的凹坑式允许的：4)5) 最大损伤的直径不超过面板弦的25%6) 两个凹坑或者一个凹坑与其他损伤之间的距离最小为0.5D（D 为两个损伤的较大尺寸）7) 损伤不在扰流板结构的连接区域(b)如果损伤的深度大于0.10英寸而小于0.25英寸，进行以下步骤：3) 按51-70-01对凹坑进行整形或者填充4) 如果对凹坑进行了填充，进行如下步骤a) 对损伤用铝箔胶带进行密封（快速胶带3M-436或者等效品）b) 每400飞行小时或者更频繁的对凹坑进行检查：●确信胶带处于满意状态●如果损伤扩大，立即行修理●如果损伤没有扩大，在5000飞行小时之内进行修理(3) 区域3(a) 对于除后缘以外的其他面板边缘，如果满足以下条件，损伤是允许的：1）大损伤的尺寸不超过面板弦长的15%2）3）两个凹坑或者一个凹坑与其他损伤之间的距离最小为0.5D（D 为两个损伤的较大尺寸）注：如果在凹坑区域发现分层，则应用分层的标准4）洁并从损伤区域去除水分5）用铝箔胶（快速胶带3M-436或者等效品）带进行密封a) 记录损伤位置b) 以不超过150飞行小时的间隔去掉胶带，检查损伤c) 按需更换胶带d) 如果损伤扩大，立即进行修理e) 如果损伤没有扩大，在5000飞行小时前进行修理（b）对于各面板后缘的损伤，如果满足以下条件，损伤是允许的：1）大损伤的尺寸不超过面板展向长度的15%3）两个凹坑或者一个凹坑与其他损伤之间的距离最小为0.5D（D 为两个损伤的较大尺寸）注：如果在凹坑区域发现分层，则应用分层的标准4）从损伤区域去除水分5）用铝箔胶（快速胶带3M-436或者等效品）带进行密封a) 记录损伤位置b) 以不超过150飞行小时的间隔去掉胶带，检查损伤c) 按需更换胶带d) 如果损伤扩大，立即进行修理e) 如果损伤没有扩大，在5000飞行小时前进行修理。

民用飞机损伤容限技术（FAA专家Swift 在华培训班讲课摘录）1． 损伤容限评定主要目标（1）对强度、细节设计和制造的评定必须表明，飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏；（2） 新研制的飞机，必须进行损伤容限评定；此后更改的老机，更改部分也必须进行损伤容限评定；（3） 损伤容限评定的主要目标：a. 裂纹增长和剩余强度分析；b. 检测。

2． 损伤容限要求的主要更改（1）剩余强度载荷为100%限制载荷；取消了动强度因子。

（2）结构必须是损伤容限的，除非是无法实施。

（3）检查必须依据谱载作用下裂纹增长速率来确定。

（4）必须考虑广布疲劳损伤的情况：a. 多条小裂纹的独立增长，即便每一条都小于可检长度，有可能突然连接起来形成单个临界裂纹；b. 先前的疲劳暴露产生的次结构件上的裂纹，由于主结构上的破坏而引起载荷的重新分布；c. 多传力路径结构中，有相近应力水平的独立元件，可能发生同时破坏。

3． 试验支持的分析评估（略）4． 评定临界部位的选择准则飞机在外场主要靠目视检查，一架大型飞机的检查面积约15,000 in2,关键部位一般约150个。

A320的关键部位有500个，B767则仅有27个。

（1）受拉或剪的元件；（2）低静强度裕度部位；（3）高应力集中处；（4）高载传递处；（5）当主元件破坏后，次元件出现高应力处；（6）有高裂纹扩展率的材料；（7）易受偶然性损伤的部位；（8）部件试验结果；（9）全尺寸试验结果。

5． 损伤容限评定的任务（1）确定飞机用途。

（2）编制重心过载谱。

（3）选择评定的临界部位。

（4）建立每一部位的环境条件。

（5）建立每一部位的裂纹增长速率数据。

（6）确定基本的裂纹增长分析方法。

（7）得到每一材料和几何的断裂韧性数据。

（8）确定每一部位在限制载荷下损伤的最大尺寸。

（9）确定剩余强度分析方法。

（10）确定每一部位的结构等级。

（11）绘制每一部位的裂纹增长曲线。

飞机蒙皮划痕检查1 背景飞机修理过程中，曾发现机身蒙皮拼接处有多处长 125-250mm左右裂纹，裂纹均出现在划痕处。

调查发现，蒙皮拼接处有多处划痕显示，划痕是除胶时使用铲刀或金属利器导致的。

飞机大修或重新喷漆前，需要除去蒙皮搭接或对接处的封严胶。

除胶时，使用了铲刀、刮刀或其它金属利器，将蒙皮划伤。

蒙皮上的划痕在经过一定飞行循环后可能形成裂纹。

飞机蒙皮划痕检查主要对航天器的维护应用包括在倒圆和去除玻璃刮痕后，以及检测出机身、起落架、发动机固定装置上的裂缝后，对飞机蒙皮和风挡的厚度测量。

通过市场调研发现目前主要应用超声波探伤仪对飞机蒙皮进行裂纹检查。

2 市场调研国内主要从事超声波探伤仪的企业有：国外主要从事超声波探伤仪的企业有：国内产品调研中航工业北京长城计量测试技术研究所北京长城计量测试技术研究所始建于50年代初，现为中国航空工业集团公司成员单位，是专门从事计量测试技术、计量标准、方法研究和计量器具制造的综合研究所。

是中华人民共和国科技成果检测鉴定国家级检测机构、全国振动冲击计量技术委员会秘书单位，是一所具有较强计量测试能力和一定知名度的科研机构。

研究所占地面积为16.7万平方米，建有国内一流的计量测试实验室，设备精良，配套齐全。

计量业务有5个计量专业研究室，下设12个校准/测试实验室，覆盖36个分专业；另有1个实验工厂,与英国ACIC公司合资成立了希蒙国际电子有限公司（CIMS）等。

具有表面划痕深度仪自主研发知识产权。

如图所示：功能特点：适用于测量表面划痕、损伤或凹凸深度。

该仪器体积小，读数方便，操作简单，可准确地测量表面划痕的深度。

适用于对大型部件局部损伤的现场检测。

特别适用于飞机蒙皮表面划痕深度的检测。

技术指标：测量深度范围：0.01～1.00mm测量宽度范围：0.1～2.0mm测量准确度：0.01mm（测量范围：0.01mm～0.10mm）相对测量不确定度：5%（测量范围：0.10mm～1.00mm）北京美泰科仪检测仪器有限公司北京美泰科仪检测仪器有限公司，坐落于中关村科技园区，属国家认证的重点高新技术企业。

飞机蒙皮损伤原因分析及维护措施摘要：蒙皮是飞机飞行中最易损伤的零部件，本文对飞机蒙皮的典型损伤进行分析研究，并制定针对性维护措施，为提前做好预防飞机蒙皮损伤工作，确保飞行训练安全顺利提供借鉴。

关键词：飞机蒙皮；蒙皮损伤；维护措施飞机蒙皮由铝合金制成，用铆钉固定在骨架上，构成飞机良好的外形，并和其他构件一起承受飞机的外部载荷。

保持飞机蒙皮的完好，是飞机维护的一项重要工作，对保持飞机良好的飞行性能具有重要意义。

一、蒙皮损伤原因分析(一)蒙皮划伤与腐蚀飞机蒙皮表面有纯铝、氧化铝和油漆层组成的保护层，蒙皮的保护层很薄而且比较软，受到砂粒和金属机件等硬物的作用时，容易被划伤。

当蒙皮保护层被划伤后，在空气中的水分或雨水的作用下，划伤处会产生电化腐蚀；如果有酸、碱溶液或石油产品滴落在蒙皮上，则会发生化学反应，导致严重腐蚀。

蒙皮划伤或腐蚀后，不仅使材料的强度降低，造成蒙皮提前损坏，同时还使飞机表面变得粗糙不平，从而增大飞机飞行时的阻力和波阻，降低飞机战术性能。

（二）蒙皮油漆层脱落油漆层处于蒙皮的最外层，用来保护金属免遭腐蚀，同时可使蒙皮表面保持光洁，以改善飞机的性能。

但是油漆层硬度较小，易被砂石或金属物件划伤。

油漆层受到各种油料、酒精、酸、碱、盐溶液作用后，易受侵蚀而膨胀，变软后剥落。

油漆层在日光、水分、大气温度的长期影响下也会自然剥落，因为日光中的紫外线能够使油漆层的弹性和强度降低；油漆层长期附有水分，水分将渗入内部，使油漆层变软，甚至使油漆层与金属表面分离；大气温度变化时，油漆层会膨胀或收缩，天长日久，油漆层会裂纹，甚至剥落；大气温度变化还容易使水分凝结在油漆层上，逐渐渗入油漆层。

（三）蒙皮变形蒙皮变形有鼓胀、下陷和曲皱三种形式。

1.飞行中，蒙皮在局部空气动力（吸力或压力）的作用下，会产生鼓胀或下陷，在正常情况下，这种变形很小，当外力消除后，蒙皮即可恢复原状。

但是如果操纵飞机的动作过猛，使蒙皮受力过大，或者蒙皮由于有机械损伤，固定蒙皮的铆钉、螺钉松动而使得蒙皮刚度变小时，蒙皮鼓胀或下陷就会加剧，蒙皮的内应力就有可能增大到超过蒙皮材料的强度极限，从而使蒙皮出现永久变形。

737NG结构损伤标准目录：雷达罩（Nose Radome）： (2)发动机唇口（Lip Skin）： (3)平尾前缘（Hori-stab Leading Edge Skin） (7)垂尾前缘（VERT-STAB Leading Edge Skin） (15)固定翼前缘（Wing Fixed Leading Edge） (24)缝翼前缘（Slat Leading Edge）： (31)驾驶舱1、2、3号玻璃损伤标准（No.1/2/3 Windows）： (34)注：中文仅为参考注释，以英文和最新版SRM&AMM手册为准。

Note: Chinese is only for explanation; please reference the English statement and the newest SRM&AMM manual for substance.注：下文只列出了部分典型损伤标准，欲查看更多损伤标准，请参阅最新版的SRM&AMM 手册.Note: The following text only state the typical damage case. For more allowable damage limits, refer to the latest SRM&AMM manual.雷达罩（Nose Radome）：凹坑只要不伤到玻璃纤维，并且符合以下三个条件，那么此凹坑是允许的：A、凹坑区域面积不超过1平方英寸；B、距其它损伤的边缘至少10英寸远；C、距雷达罩边缘或紧固件边缘至少2英寸远；发动机唇口（Lip Skin）：同时符合以下四种情况，凹坑是允许的：A、凹坑及其周围平滑无皱褶，无凿痕或裂纹，无紧固件松动或丢失；B、参考图102，在唇口四分之一圆的区域内，最多不超过两个凹坑；C、相邻凹坑边距至少15英寸；D、W/Y大于等于30（关于W、Y和L的解释及限制，请参见图103的Sheet 3）；如果不能同时满足以上四种情况，但却能同时满足以下五个条件，飞机能再飞最多两个循环：A、凹坑及其周围平滑，无凿痕或裂纹，无紧固件松动或丢失；B、凹坑中的皱褶长度最大3英寸。

民用航空器维修执照考试：飞机结构修理考试题库（题库版）1、单选在损伤容限设计中，对于缓慢裂纹扩展结构，初始裂纹的检测概率和置信水平应分别为（）。

A、90%和95%B、90%和90%C、90%和50%D、100（江南博哥）%和60%正确答案：A2、单选在进行复合材料变厚度结构设计时，铺层数递减形成台阶，每层台阶的宽度是多少（）？A、1/4inB、5mmC、2.5mmD、0.5in正确答案：C3、单选压力和环境密封剂常用在哪些部位（）？A、燃油箱B、发动机防火墙C、APU排气口D、客舱、货舱正确答案：D4、单选外用千分表不能做什么用（）？A、检查不平行度B、圆柱体的椭圆度C、圆柱体锥度D、斜度正确答案：D5、单选下列关于紧固件的叙述错误的是（）？A、当需要紧固件传递较低的分布剪切载荷时，一般选用普通实芯铆钉B、当做临时性修理时，可考虑采用盲铆钉C、当被连接构件均为铝合金构件时，应采用钢紧固件D、尽量不要在同一部位或同一行中混合使用两种不同类型的紧固件。

正确答案：C6、单选修理薄壁杆件时，如果原构件是7075－T6铝合金，则加强件厚度应加大（）？A、10％B、20％C、25％D、35％正确答案：D7、单选当构件厚度大于或等于多少时，使用Hi－Lock紧固件（）？A、0.05inB、0.08inC、0.1inD、0.2in正确答案：B8、单选关于选用螺栓时应错误的做法是（）？A、镀镉螺栓和螺钉不能用于温度超过450℉的地方；B、对于主要承力结构的连接，使用直径小于0.25in的螺栓；C、螺栓与孔的接触面处应无螺纹，否则易产生疲劳裂纹；D、当需要借用原螺栓孔时，一般应扩孔，将螺栓直径加大一级。

正确答案：B9、单选钢铁和铝合金发生腐蚀的临界相对湿度是（）？A、50％B、60％C、65％D、90％正确答案：C10、单选复合材料主要以什么形式在飞机上应用（）？A、层合板B、蜂窝结构C、泡沫夹芯结构D、编织纤维直接铺成正确答案：B11、单选下列哪种情况飞机承受不对称载荷（）？A、飞机三点或两点接地时的外载荷B、飞机在平飞和在垂直平面内做机动飞行时的外载荷C、飞机侧滑时的外载荷D、由机翼和水平尾翼的固定接头传给机身的外载荷正确答案：C12、单选当修理蒙皮时，补强件或拼接连接件的厚度应加大（）？A、越厚越好B、40％－50％C、1级或2级D、等厚度正确答案：C13、单选哪一项不是蜂窝夹芯压瘪的原因（）？A、当夹芯承受弯矩作用时，夹芯要受到压缩作用B、不正确的维护行为（如工具脱落等）C、声振环境的作用D、外来物的撞击正确答案：C14、单选剖面线之间的距离至少是粗实线的多少倍（）？A、2倍B、3倍C、4倍D、5倍正确答案：A15、单选7075铝合金是一种什么铝合金（）？A、AL－Mg合金B、AL－Zn合金C、AL－Cu合金D、AL－Si合金正确答案：B16、单选桁条损伤大多数为腐蚀损伤若清除损伤后，腐蚀深度小于行条厚度的10％，宽度小于行条宽度的2/3，应做什么修理（）？A、更换长桁B、贴补修理C、不修理修理D、镶平修理正确答案：B17、单选什么样的疲劳断口的扩展区呈现明显的贝壳状条纹（）？A、恒应力－恒应变断口B、低周疲劳断口C、高周疲劳断口D、低应力高周疲劳断口正确答案：D18、单选压力和环境密封剂是一种（）？A、不含铬酸盐的聚硫化物密封剂；B、含有铬酸盐的聚硫化合物密封剂；C、黑色硅酮密封剂；D、绿色硅酮密封剂。

机身蒙皮凹坑损伤的超时限处理作者：甄聪伟刘斌龚翱鹏王瀛梁立昆来源：《航空维修与工程》2021年第07期摘要：本文引入轻微超限损伤这一概念，以波音737飞机凹坑损伤为背景，针对超出手册规定的修理时限之后是否可以延期这一问题进行疲劳分析，给出一种兼顾严谨性与实用性的损伤评估方法，可供非OEM设计单位参考。

关键词：机身外蒙皮;凹坑损伤;手册允许损伤保留时限;设计机构;疲劳分析Keywords： fuselage external skin;dent damage;time limit in SRM ADL;design organization;fatigue analysis0 引言对于飞机运营过程中遇到的各类结构损伤，如果每次均进行加强修理或零部件更换，势必对运营造成巨大压力。

因此OEM在SRM手册（下文简称手册）中引入允许损伤这一概念，同时给出典型的允许损伤限制（下文简称手册限制）。

虽然如此，在实际运营中仍会遇到很多超出手册限制的情况。

而某些情况下超出的限制极为有限，如打磨深度略大于上限尺寸、凹坑区域存在轻微的其他损伤、对相应检查要求存在很小的偏差以及刚好超出保留时限等。

本文将这类损伤称之为轻微超限损伤。

针对此类损伤，航空运营人/修理单位的传统处理方法通常是将相关损伤数据报告给OEM，由OEM做进一步的工程评估，以判断是否可以保留损伤。

如果损伤可以保留，本文称其为轻微超限允许损伤，对轻微超限允许损伤的研究有着极为重要的意义。

通过简单便捷但又足够严谨的工程评估来评定其是否能够保留，可以有效提高机队运行效率、降低维修成本。

近年来，国内越来越多的航空运营人/修理单位被局方授权为民用航空器改装设计委任单位代表，甚至取得了EASA颁发的设计机构批准（本文将其统称为非OEM设计单位）。

对于轻微超限允许损伤，在传统解决方法之外通过非OEM设计单位得到评估/修理方案及其批准，已经成为了一个切实可行的方法。

但由于技术封锁、数据保密等因素，非OEM设计单位往往无法得到充足的初始设计数据。

飞机结构初步设计优化中的损伤容限优化方法研究李珊山;邢灵格;丁惠梁;段世慧【摘要】本文提出并研究了一种在飞机初步设计阶段考虑损伤容限要求优化设计的方法.首先,通过许用应力形式来体现并表征损伤容限设计要求,作为一类新的设计约束,用于初步设计阶段的结构优化设计.然后,通过Global/local分析,在整体优化设计中考虑局部疲劳需求;根据疲劳寿命要求,用裂纹扩展分析程序AFGROW确定了一个新的强度准则--设计约束.最后,在结构优化程序COMPASS中引入所建立的损伤容限约束,和其它结构强度要求一起进行结构尺寸设计.研究表明:飞机中的某些部位,例如下翼面蒙皮等区域,在初步设计中可能受控于损伤容限约束,有必要在飞机初步设计中引入并考虑这种设计要求,以得出可信的设计.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2011(002)001【总页数】6页(P78-83)【关键词】飞机结构;损伤容限;设计优化;AFGROW;COMPASS【作者】李珊山;邢灵格;丁惠梁;段世慧【作者单位】中航工业飞机强度研究所,西安,710065;中航工业飞机强度研究所,西安,710065;中航工业飞机强度研究所,西安,710065;中航工业飞机强度研究所,西安,710065【正文语种】中文【中图分类】V215.20 引言近年来，国内外对结构的损伤容限进行了深入的理论及试验研究，在结构优化设计方面也开始逐步考虑。

在初步设计阶段，目前结构的多约束优化技术只考虑结构静强度、刚度、结构固有振动、气动弹性等约束，很少涉及耐久性/损伤容限这一重要要求。

本文试图对在初步设计中如何处理耐久性/损伤容限约束进行了探索并提供了初步可用的结果。

在飞机设计早期考虑损伤容限设计要求，而不是事后校核处理，可有效提高设计品质。

在飞机结构初步设计优化阶段，对局部结构进行细节分析和设计是不现实的，目前常用的方法是首先建立较粗的整体结构有限元模型，对整体结构进行分析优化，然后再对局部结构进行细节分析和设计。

关注老龄飞机机身蒙皮的累积打磨问题Focus on Accumulated Rubbing to Aging Aircraft Fus elage Skin谢伟杰叶全泽柯东务（厦门航空公司机务部，厦门 361006）摘要：老龄飞机机身蒙皮累积打磨问题是飞机结构老龄化的一个特点。

改善喷涂工艺，并且对打磨区域实施“分级监控”，可以避免打磨区域失去控制，从而保证老龄飞机的结构安全。

关键词：老龄飞机；蒙皮；结构；涂层；维修Key words: Ageing Aircraft; Skin; Structure; Coating; Maintenance1. 引子2011年，某航空公司老龄757飞机进行机身整机褪漆后发现，机身蒙皮存在大量的打磨痕迹，一些铆钉头周围区域打磨过度，超出结构修理手册规定的允许损伤范围，必须进行修理或更换。

此后，在第二架老龄757飞机上也发现同样的问题，机身蒙皮上存在上百个过度打磨区域。

机队调查显示，机身蒙皮打磨在其他“非新”飞机上也存在，只不过程度不同，老龄飞机上比较严重、明显。

机身蒙皮打磨问题虽然看似不起眼，实际上却有极大的安全隐患。

因为打磨所造成的结构损伤是隐藏在蒙皮涂层下面，日常维护中根本检查不出来，因而损伤极容易失控，从而影响老龄飞机的结构完整性。

2. 为什么对机身蒙皮进行打磨？实际调查发现，这些打磨现象是在机身蒙皮掉漆后进行补漆或重新进行整机喷涂时发生的。

但补漆或重新喷涂时为什么要对机身蒙皮进行打磨呢？2.1打磨原因一，去除腐蚀。

通常我们说的蒙皮“掉漆”并不是仅仅是蒙皮上的油漆脱落那么简单。

大部分的“掉漆”都伴有腐蚀现象发生，而其中绝大多数的腐蚀是“丝状腐蚀”[1]，这类腐蚀多起源于紧固件周围，如图1所示。

观察整个掉漆过程发现，掉漆部位多开始于紧固件（包括铆钉、螺钉和Hi-Loc等）钉头周围和蒙皮的边缘处。

掉漆开始时表现为漆层呈细丝网络状的局部鼓起，如图2所示。

这是典型的丝状腐蚀特征。

目录1引言 (1)2概论 (2)2.1飞机修理的基本概念 (2)2.1.2 飞机修理的任务 (2)2.1.3 飞机修理的活动 (2)2.2飞机损伤抢修概述 (2)2.2.1 基本概念 (2)2.2.2飞机损伤抢修的特点 (3)2.3飞机损伤评估 (4)2.3.1飞机损伤评估的内容 (4)2.3.2飞机损伤评估的一般程序 (4)2.3.3飞机损伤等级的划分 (5)2.3.4飞机损伤等级评估的影响因素 (6)2.4飞机结构损伤评估 (6)3飞机损伤影响分析 (8)3.1损伤类型 (8)3.2飞机不同结构区、部件损伤影响分析 (8)4飞机机体结构损伤修理 (9)4.1飞机损伤修理方法 (9)4.2蒙皮损伤修理 (11)4.3骨架构件损伤修理 (14)4.4密封结构损伤修理 (16)4.5透明件损伤修理 (17)4.6复合材料结构损伤修理 (21)5飞机损伤抢修的现状与发展 (25)6飞机损伤抢修的发展趋势 (26)结束语................................................................................................................... 错误!未定义书签。

谢辞....................................................................................................................... 错误!未定义书签。

参考文献............................................................................................................... 错误!未定义书签。

装备的维护和修理统称为维修，维修是使装备保持和恢复规定状态所采取的全部措施和活动。

民用飞机外翼蒙皮表面损伤问题的工程处置研究摘要：外翼蒙皮表面损伤是民用飞机的常见制造偏离问题。

该文研究了民用飞机外翼蒙皮的表面技术特性，梳理了结构修理中该问题的分析思路和处置方法，提出了民用飞机外翼蒙皮表面损伤问题的工程处置流程。

以某民机中下壁板表面损伤问题为例，说明了该分析研究在结构工程处置中有一定的指导意义。

关键词：外翼蒙皮表面损伤工程处置中图分类号：V262.4 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2017）03（a）-0001-02外翼蒙皮是民机机翼结构的主要组成部分。

对于外翼蒙皮而言，不仅要求蒙皮具有较好的强度和塑性，还要求蒙皮表面光滑，满足气动要求。

外翼蒙皮制造过程中，由于工具、装配干涉、操作失误、人为保护不力等原因，可能造成蒙皮表面产生划伤、擦伤、刻痕、碰伤、磕伤等损伤，对蒙皮的性能产生一定影响。

该文以民用飞机常用的金属外翼蒙皮为研究对象，研究了蒙皮表面特性，并在此基础上提出了外翼蒙皮表面损伤问题的处置流程，并将该流程应用到某民机中下壁板表面损伤问题的工程处置之中。

1 外翼蒙皮表面特性外翼蒙皮用于形成机翼流线形外形，飞机在承受空气动力作用后，将作用力传递到机身机翼骨架上，外翼蒙皮主要参与机翼扭矩引起的剪流和弯矩引起的轴向拉压。

为了保证外翼的设计要求，外翼蒙皮的表面性能也是至关重要的。

外翼蒙皮主要有金属蒙皮、复合材料层压蒙皮、夹层蒙皮和整体壁板等型式，目前民用飞机上常用的是金属蒙皮。

蒙皮在完成零件制造加工之后，一般都会进行喷丸、阳极化、表面漆层等处理措施。

喷丸是将很小直径的钢丸或玻璃丸以一定的速度撞击金属表面的一种表面强化工艺。

通过喷丸可以诱导出金属表层的残余压应力，提高材料的抗应力腐蚀开裂能力并改善材料的疲劳性能。

在民用飞机上常用的喷丸技术有喷丸成形和喷丸强化。

喷丸成形是通过喷丸技术来进行外翼蒙皮成形，是一种飞机钣金特种工艺方法。

为了满足强度要求，部分区域还会进行喷丸强化来提高强度。

❖
对于边缘的损伤：
a) 宽度不大于1英寸
b) 深度不大于0.25英寸
蜂窝结构式雷达罩的损伤(7/800)
❖ 雷达罩分层、穿孔的面积不允许超过1平方英寸，与其它损 伤的间距大于10英寸，且距紧固螺钉大于2英寸
❖ 不超标的损伤可用CM850胶带临时粘上，且要保持气动外 形。
❖ 不伤及玻璃纤维结构的损伤5000飞行小时以前需彻底修复； 伤及玻璃纤维结构的损伤，除湿后用CM850胶带粘上，400 飞行小时以前彻底修复
英寸 ❖ RVSM区域蒙皮的任何损伤不能超过两处(每侧各一个或两个
在同侧),并且尺寸必须符合上图的尺寸要求
大气数据传感器元件的损伤(300/400)
皮托管的损伤标准(300/400)
① 静压孔周围0.5英寸的区域内任何损伤的深度不能超过 0.015英寸
② 皮托管其余头部区域内的任何损伤的深度不能超过 0.025英寸
通过测量变形的 长度A和变形距 传感元件的距离 S查表获得变形 所允许的最大深
度X
RVSM关键区域蒙皮的损伤不能 超过两个(每侧各一个或两个在同 侧),且尺寸必须符合左图的尺寸要 求
大气数据传感器元件的损伤(700/800)
静压孔的损伤标准(700/800)
❖ 静压孔周围的划伤深度不能超过0.01英寸(0.254mm) ❖ 静压孔周边的蒙皮凹陷或鼓包的尺寸不大于0.02英
0G-1
(3/400) 及第
12图(7/800)
大气数据传感器区域蒙皮的损伤(300/400)
传感 器
损伤
大气数据传感器区域蒙皮的损伤(300/400)
A=变形的最大尺寸 X=变形所允许的最大深度 S=变形距传感器元件最近的距离 ❖ 通过测量变形的长度A和变形距传感元件的距离S查表获得

民用飞机铝合金蒙皮修理研究论文民用飞机铝合金蒙皮修理研究论文1点状损伤铝合金蒙皮上所有直径小于0.25英寸的损伤都视为点状损伤，如果点状损伤未穿透蒙皮的镀层，不需要进行修理。

对贯穿性的点状损伤，可钻掉损伤部位，然后安装MS20470AD8铆钉。

注意铆钉孔的边距应≧2D，与其它铆钉孔的孔距应在4D到6D之间（D为铆钉直径）。

直径大于0.25英寸的损伤，按裂纹处理。

2划伤未穿透蒙皮镀层的划伤不需要修理，穿透蒙皮镀层的划伤需进行打磨，打磨深度Y允许的最大值按下列原则确定：（1）对框与长桁之间的划伤，打磨最大深度为0.2T（T为铝合金蒙皮厚度）。

（2）对仅穿过一个框和一个长桁，且划伤的另一端与周边结构紧固件孔距不小于2D的划伤，打磨最大深度为0.15T。

（3）超出两个框的纵向划伤，打磨最大深度为0.08T。

注意打磨的横截面半径至少为1英寸，打磨宽度应≧30Y，打磨区域距离最近的紧固件孔距应≧2D。

见图1。

超出上述范围的划伤，按裂纹进行安装加强片修理。

3裂纹厚度为0.032到0.090英寸的蒙皮上的裂纹，若裂纹长度小于2英寸，可将裂纹及周边整个圆形区域内的材料切除，用与被修理蒙皮材料相同，并且厚度相同或更厚一级的板材制作圆形加强片。

对长度为2到4英寸的裂纹，切除区域为方形，并且切除部分的四个角半径必须大于0.5英寸，然后用与被修理蒙皮材料相同，并且厚度相同或更厚一级的板材制作方形加强片。

t=被修理的蒙皮厚度；w=裂纹长度或被切掉的材料长度；Ftu=被修理的蒙皮极限拉伸强度；Pa=每个紧固件允许的剪切力，取紧固件最大剪切力和板材能承受的最大挤压力二者中的小值。

加强片修理还需遵守下列一般规则：（1）紧固件边距一般至少为2D，同一排紧固件，每10个紧固件中允许有一个边距1.5D。

（2）修理件应使用与被修理蒙皮同一材料，并且热处理方式也相同的.板材制作（例如7075—T6，2024—T3），厚度与蒙皮或更厚一级。

说案例讲通报—机身蒙皮（二）本文我们继续讨论波音737机身蒙皮。

上文说到，L0V主要靠整机疲劳试验来确定，耗时耗力，所以FAA容许先给一个默认L0V值（一般等于设计服役目标DSG),和最终L0V被批准的宽限期，对于A320和B737NG 来说，这个宽限期是到2016年1月14日，在此之前空客和波音要拿出各自的更长时间的LOV供FAA批准。

第二张表在表一中黄色标注的区域，对于波音737CL由于四种机身蒙皮搭接构型导致给出了不同的LOV使用阈值。

我们看一下这四种构型。

● L/N （生产线号）1-291：–使用10英寸止裂条间距——冷粘合结构–包括 -10 0/200 飞机● L/N （生产线号）292-2552：–使用10英寸止裂条间距——上下机身蒙皮结构–包括 -200/300/400/500 飞机● L/N （生产线号）2553-2565：–上蒙皮使用20英寸止裂条间距，下蒙皮使用10英寸止裂条间距–包括 -300/400/500 飞机● L/N（生产线号） 2566-3132：–上下蒙皮均使用20英寸止裂条间距，下蒙皮使用固态化学铣削–包括 -300/400/500 飞机解释一下化学铣切台阶对化学铣削台阶（CMS）开裂的广泛疲劳损伤（WFD）分析表明：- 需要降低相应飞机使用阈值和重复间隔，并对机身蒙皮进行更多检查和改装（对某些蒙皮区域的修理，以及其他区域的蒙皮的更换（R&R））以支持持续适航运行，直到达到有效限期（LOV）。

例如对相关飞机在使用到75000次循环时，需要对机身43段下蒙皮面板和顶部口袋到口袋区域的改装，而此时任何运营商都不太可能在这样老龄的飞机上再进行重大投资，所以这些在高使用飞行循环的飞机由于受到经济性方面的影响，在STG /行业的参与下，生产线号LN 292-2565上的LOV从85，000次飞行循环减少到75，000次飞行循环（1972 年 4 月至 1994 年 1 月交付），针对广布疲劳损伤，需要重点对一下区域进行检查/修理/改装/更换。