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摘要：本文从飞机结构静强度破坏、疲劳损伤、刚度补强等方面，简要分析和叙述了相应损伤的常规修理方法。
关键词：词1：静强度破坏；词2：疲劳损伤；词3：刚度补强；词4：常规修理方法。 飞机结构的损伤主要分为飞机结构腐蚀、静强度破坏、疲劳裂纹/断裂、意外损伤等。根据飞机结构维修的有关理论、根据不同的损伤部位和损伤情况、航材供应情况、飞机可停场时间、维修成本、本单位飞机维修能力等因素，参照该型飞机的相关修理手册，在不影响飞机安全和正常使用的情况下，合理地制定飞机结构修理方案并进行可靠性分析十分重要。 1静强度破坏的常规修理方法及分析结构损伤的修理主要依据原结构件的应力水平和原结构件的静强度，损伤构件经修理后的静强度要等于或略大于原构件。例如使用加强板或搭接带进行构件的加强修理时，一般要比损伤件加厚一个等级，并使用一定数量的紧固件以传递加强板的全部载荷。如果更换损伤的紧固件，一般用原牌号的紧固件更换；如果没有原牌号的紧固件，可以用强度相同或加大一级的经批准的紧固件替代。
■1.1典型的连接失效
大部分的飞机结构件是靠紧固件连接的，大部分的飞机载荷也是通过紧固件来传递的，因次飞机结构件的损伤和修理也离不开紧固件。
■1.1.1紧固件的剪切破坏：紧固件受剪力被切断。
■1.1.2紧固件的拉伸破坏；紧固件受拉力被拉断。
■1.1.3相邻结构的局部屈服：相邻结构材料受挤压而产生塑性变形，即材料屈服。
■1.1.4相邻结构件的剪切失效：相邻结构件因受剪力而造成撕裂、剪断，它是由于剪应力过大、紧固件间距或边距过小而造成的。
■1.1.5相邻结构件的拉伸失效：紧固件附近的结构件因拉应力过大而造成材料的拉断现象。
■1.2裂纹修理所需紧固件的数量和分布
T=裂纹结构件的厚度（英寸）
L=裂纹长度（英寸）
U=裂纹结构件抗拉伸极限强度（PSI）
R=修理中使用铆钉的剪切许用强度（磅）
1.15=安全裕度
裂纹每侧所需铆钉数量N=T*L*U*1.15/R
■1.3传力分析
在进行结构修理时，一般应了解飞机结构所承受的载荷大小、方向、分配方式以及载荷的传递路线，这就是飞机结构的传力分析。在进行了飞机结构的传力分析以后，就可以分清主次要结构，了解构件的受力形式及力的大小。
■1.4等强度修理：
由于修理的目的是使被破坏的结构恢复原来的强度，所以可以通过连接件的强度或被破坏构件的强度来推算出原来的结构件设计载荷。一般飞机设计的最小安全裕度是1.1，因此推算出的结构件载荷除以1.1即可作为该结构件的最大载荷值。
■1.4.1根据紧固件的许用强度值推算出临近结构的载荷。
■1.4.2根据材料的许用强度值及横截面积推算出临近结构的载荷。 2疲劳损伤的常规修理方法及分析 飞机在循环载荷的长期作用下，由于其使用环境、使用情况和飞机的载荷谱与原设计不同，由于结构维修中的人为因素和维修的不合理性，其结构件中的薄弱环节和有缺损的部分就会提前出现裂纹或发生疲劳破坏。疲劳损伤由于其不确定性和不易检查等特性，给飞机的安全造成极大的威胁。
全世界航空史上多次空难都是由于飞机结构件的疲劳损伤而直接造成的，我们一定不能小视这个问题。防止结构件出现过早的疲劳破坏，使修理件和相关区域的抗疲劳水平不降低，保证飞机达到或接近规定的使用寿命，是飞机结构修理中遇到的难题之一，也是衡量飞机结构修理水平的重要标志之一。飞机的设计标准已确定、载荷已确定、结构形式也已确定，如何在结构修理中保持其原有的抗疲劳设计水平不变，是每一个飞机结构修理工程技术人员的深入课题。
以下简述我个人的一些看法：
■2.1合理选材
在飞机结构修理过程中，当需要加强或更换损伤的结构件时，新的替换件或加强件一般应与原结构件材料相同，刚度相匹配。如果因为航材原因，需要不同材料的替换件或加强件时，应保证新构件与原构件刚度相同或相匹配，新构件的抗疲劳性能不得低于原构件。
■2.2合理控制修理区域的应力水平
修理件的强度与原构件相匹配或略高于原构件；正确布置修理件的纤维方向，主要载荷方向平行于修理件的纤维方向，提高材料的有效利用率。
■2.3紧固件载荷的合理分配
每个紧固件上分配的载荷是不均匀的，特别是在极限载荷作用下，材料将产生塑性变形，部分紧固件承担的载荷增大，载荷的分布更趋不均匀。在材料的弹性范围内，通常是两端紧固件分配的载荷大，中间位置的紧固件分配的载荷小。
载荷的分配取决于紧固件的排列方式、材料的刚度（硬度），载荷是按照刚度分配的。为使载荷平均分配到每个紧固件上，一般连接构件采用阶梯状或变厚度方式，紧固件选用平行排列方式。合理排列紧固件、合理选择连接构件的厚度，就可以平均分配紧固件上的载荷，降低构件和紧固件的应力水平，增加结构的抗疲劳强度，提高结构件的可靠性。
■2.4尽量避免或降低应力集中
应力集中会大大降低结构件的疲劳寿命，疲劳源总是出现在应力集中的部位。应力集中对疲劳强度的影响由“应力集中系数K t ”和“疲劳降低系数Kf”决定，Kf有时也称为“有效疲劳应力集中系数”，Kf的定义是：
Kf=光滑试件的疲劳强度/缺口试件的疲劳强度
Kt=最大局部弹性应力/平均应力
理论研究和实践均表明，塑性材料Kf〈 Kt，应力集中对疲劳寿命的影响小；刚度大的材料，Kf比较接近Kt，应力集中对疲劳寿命的影响较大。在实际结构修理中，完全避免应力集中是不可能的。为了减小应力集中对疲劳寿命的影响，应该注意以下问题：
■2.4.1选择塑性较大的材料做加强件，通过变形协调的方式，可有效地克服和降低应力集中对疲劳寿命的不利影响。
■2.4.2结构件上高应力区域尽量少开口或不开口，避免在此区域打钢印，剪应力板上尽量不开口，防止缺口效应的不利影响。
■2.4.3如果必须开口，开口位置尽可能选在低应力区域。宽板小圆孔的应力集中系数Kt =3，大尺寸剪力板应力集中系数Kt=4，显而易见开孔对结构件的不利影响很大。
■2.4.4结构件上如果需要开口，尽量开较大的的椭圆孔，并且椭圆孔的长轴方向尽量平行于主要载荷方向。结构件上如果需要开口，尽量开较大的的椭圆孔，并且椭圆孔的长轴方向平行于主要载荷方向。例如在宽板上开椭圆孔，垂直于载荷方向的椭圆孔轴长度为a，平行于载荷方向的椭圆孔轴长度为b，则：Kt=1+2a/b
显而易见，a/b值越小，Kt越小；反之，a/b越大，Kt越大。由此可以得出结论，平行于载荷方向的裂纹不产生应力集中；长轴平行于载荷方向的椭圆孔，且长轴与短轴长度相差越大，应力集中越小。垂直于载荷方向的裂纹，应力集中系数趋于无限大，材料很快就会被破坏掉，这就是通常所说的“劈”现象。
■2.4.5结构件尽量避免横截面的突变，在结构件横截面尺寸或形状改变的地方，尽可能采用大圆角过渡，消除局部不连续，减小应力集中。
■2.4.6结构件上的空孔（除减轻孔以外）用紧配合的紧固件堵孔，减小应力集中。
■2.4.7机械加工及热处理的零件，应该进行人工时效或自然时效，以消除不良残余应力引起的应力集中。
■2.4.8重要受力件应具有较高的表面硬度，可以通过表面喷丸处理、冷作硬化、高频淬火等方法提高材料的表面硬度及耐磨性能，重要紧固件孔可通过冷挤压工艺提高孔壁的表面硬度，由此可以提高构件的抗疲劳性能。但应严格控制工艺参数和工艺过程，避免产生有害的残余应力。
■2.4.9重要受力件表面粗糙度值一般不高于3.2微米；避免划伤、冲坑、工具印痕等人为缺陷，消除因应力集中而产生的疲劳源。
■2.4.10受力结构件的加工边缘不应有锐边，应保证足够的圆角；一般为R0.020”/R0.030”。钛合金的缺口敏感性很大，不允许出现尖锐的缺口或凹坑，所有边缘必须光滑。
■2.5尺寸效应对疲劳寿命的影响
结构件的尺寸对疲劳寿命的影响与应力梯度有关，构件的疲劳寿命随其尺寸的增大而降低。大尺寸构件的高应力区域大，隐含了更多容易产生裂纹的缺陷，产生裂纹的概率较大，因此尽量采用小尺寸加强构件。这样既可以降低尺寸效应对疲劳寿命的不良影响，同时又降低了修理件的重量。
■2.6修理中应尽量使构件对称布置，尽量不采用单侧加强方案，避免附加弯矩及偏心载荷对结构的加载而造成修理件提前失效。
■2.7当采用螺栓连接时，孔的公差要合适，避免松紧配合在同一处混合使用，避免在受剪螺栓附近布置受拉螺栓。在主要受力件的应力集中区域，不能装置其它辅助构件。
■2.8防止构件的应力腐蚀及钢的氢化脆变现象。
■2.9构件配合部位的公差要合适，避免装配时产生残余应力，必要时应规定残余应力的消除方法。
■2.10重要的螺栓应采用滚制螺纹的螺栓，重要的承拉螺栓要按手册要求施加拧紧力矩。
■2.11在特殊环境如高温、摩擦、腐蚀、振动、声振条件下工作的构件，要采取特殊的防护措施。例如发动机尾喷口热场内工作的构件，需要有足够的柔度和变形补偿，以免发生裂纹;在高频振动部位，要增加刚度。
■2.12玻璃构件必须与骨架协调，间隙要均匀适当，并要有防振措施，避免因翘曲而产生预应力使构件出现裂纹。
■2.13使用指形板扩散应力集中，降低修理区域的应力水平，提高疲劳寿命。
■2.14结构中应避免传力路线中断，使加强件上的载荷均匀扩散到临近的主传力构件上；修理件尽可能简单，传力路线也应尽可能简单和直接。
■2.15铆钉孔、螺栓孔、焊缝等都是产生应力集中的地方，在连接处适当增加材料厚度以减少局部应力；采用过盈配合的紧固件或冷挤压孔，可增加孔壁的硬度和抗疲劳寿命；对焊缝进行磨削，使其平滑也是减小应力击中的有效措施。
■2.16采取必要的表面防护措施，防止表面缺陷的发生，但要注意防腐措施是否对疲劳性能有不利的影响。
■2.17受交变载荷的螺栓，除非手册中有明确的规定，一般应施加预紧力；预紧力螺栓因交变载荷幅值的大大降低而提高了疲劳强度。预紧力一般是螺栓拉伸强度的5%—20%。
■2.18尽量采用经过实践证明是有效的高疲劳寿命的结构形式。 3刚度补强及分析飞机结构在使用载荷作用下，不但不能有明显的塑性变形，而且弹性变形也应有一定的限度。飞机结构的刚度不够，飞行中就不能保持良好的空气动力性能，甚至产生颤振或共振，直致破坏结构；如果修理件刚度过大，就会造成修理件承力加大，增加临近结构件的载荷,使相邻结构件因过载而提前失效。
■3.1修理后零件的刚度尽可能与原结构件相近，既不能使局部刚度过小而产生塑性变形，也不能局部刚度过大（形成局部硬点）而造成周围结构件因分配的载荷过大而提前破坏；两者是辩证统一的关系。
■3.2刚度和变形协调的原则
■3.2.1避免在刚度较大的主传力路线附近平行地布置较柔弱的传力构件。
■3.2.2在长桁搭接而蒙皮连续的地方，避免蒙皮可能因长桁搭接接头刚度过大而超载，出现蒙皮失稳现象。
■3.2.3在结构修理中，应避免同一连接接头上或同一传力路线上，混合使用不同规格及材料的紧固件，这样容易使较弱的紧固件因超载而提前失效。
■3.2.4在对主承力构件，如梁、长桁、隔框、肋等的修理中，应避免修理件局部刚度过大而使周围结构超载。
■3.2.5避免过分加强损伤构件造成因变形不协调而导致的周围结构件超载。
另外，在结构修理中，还应该满足飞机空气动力学要求、密封性要求、降低结构修理的重量、可接近性、可检查性要求、工艺性要求、经济性要求；对于临时性修理，必须考虑到将来实施永久性修理的可行性，不能影响永久性修理等。
飞机结构修理工程师需要掌握相关维修手册及适航要求，了解航材储备、设备条件、维修人员技术水平、零部件加工能力、飞机可停场时间、经济性论证等因素，经过分析、综合、论证，然后，才能制定出一个符合适航标准的、经济的、合理的、可行的飞机结构修理方案。
飞机结构修理在飞机维修成本中占有重要比例，特别是对于老龄飞机，其结构修理停场时间和维修成本将超过其它专业的维护和修理；航空公司结构修理水平的高低是其飞机维修水平高低的重要标志之一，是飞机出勤率和航空公司经济效益的重要制约因素。 ·end· 超乎想象的使用体验 |
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