典型飞机修理-第四章课件

第四章止裂带4·1止裂带的作用机身蒙皮止裂带是按飞机结构破损-安全和损伤容限特性设计思想设置的。图4-1为止裂带的典型布局。第四章止裂带4·1止裂带的作用1典型飞机修理-第四章ppt课件2止裂带有以下作用:（1）有助于机身蒙皮承受增压引起的环向拉伸载荷;（2）在蒙皮疲劳裂纹达到临界长度前改变裂纹的扩展方向或使裂纹停止扩展;（3）减轻结构重量，增加有效商载。止裂带有以下作用:3机身蒙皮止裂带止裂带增加了机身蒙皮的承载面积，降低了蒙皮的应力水平。它能将机身蒙皮可能出现的疲劳裂纹长度限制在小于临界长度范围内，从而保证飞机结构的安全；同时也能减轻结构重量。另外，设置止裂带也是相关机型取得FAA型号许可证书的必要手段。

止裂带一般采用金属胶接方式固定到机身蒙皮上。

机身蒙皮止裂带止裂带增加了机身蒙皮的承载面积，降低了4蒙皮埋头紧固件孔的刃边会导致应力集中，降低蒙皮的疲劳寿命。止裂带为埋头紧固件起到加强垫片的作用，防止在薄蒙皮上划埋头窝出现刃边现象，如图4-2所示。

蒙皮埋头紧固件孔的刃边会导致应力集中，降低蒙皮5典型飞机修理-第四章ppt课件6某些机型，如B727，B757，仅仅在机身顶部蒙皮区域设计有止裂带。另外一些机型，如早期的B737、B767，几乎所有的机身蒙皮区域都有止裂带。是否使用止裂带主要取决于：机身蒙皮厚度蒙皮应力情况机身隔框剪切片的位置

某些机型，如B727，B757，仅仅在机身顶部蒙皮7在B707飞机的研制过程中，波音公司进行了全尺寸机身蒙皮测试以验证机身结构的破损-安全特性。实验结果证明:（1）即使在较长裂纹的情况下，带有止裂带的蒙皮结构仍能承受客舱正常的增压载荷。（2）即使机身蒙皮有较大的穿孔，带有止裂带的机身蒙皮结构也可以防止增压机身出现疲劳裂纹失稳扩展导致灾难性后果。

在B707飞机的研制过程中，波音公司进行了全尺寸机身8如果没有止裂带，为了满足防止裂纹失稳扩展(损伤容限要求)以及蒙皮承受意外大穿孔要求，必须将机身蒙皮设计得很厚。因此，止裂带不仅可以保证机身蒙皮结构的破损－安全以及损伤容限特性，还可以大大减轻飞机结构的重量。波音公司对B757、B767机身结构的破损一安全特性也进行过类似的测试、证实。如果没有止裂带，为了满足防止裂纹失稳扩展(损伤9

止裂带可以阻止裂纹扩展的根本原因在于降低了止裂带处机身蒙皮的应力水平。机身隔框、长桁同样可以降低机身蒙皮的应力水平。因此除止裂带外，机身隔框的整个横截面以及框的剪切片、机身长桁结构，也有助于保证机身蒙皮的破损-安全特性。图4-3显示了止裂带可以使B707机身蒙皮上的裂纹改变方向，从而允许蒙皮向外掀开。向外掀开的机身蒙皮可以使机身内部缓慢卸压。机身内部气压的降低会进一步降低蒙皮应力水平，从而阻止裂纹的继续扩展。

止裂带可以阻止裂纹扩展的根本原因在于降低了止10图4-4为B737机身的穿孔试验示意图。（见书P.35）图4-4为B737机身的穿孔试验示意图。114·2止裂带修理止裂带具有阻止裂纹扩展、改变裂纹扩展方向及保证蒙皮承受意外大穿孔损伤等十分重要的作用。所以，修理或者更换己脱胶分层或损坏的止裂带很重要。图4-5显示脱胶后的止裂带大大降低了蒙皮阻止疲劳裂纹失稳扩展的能力。4·2止裂带修理12典型飞机修理-第四章ppt课件13如何处理脱胶的止裂带？采用铆接，将脱胶的止裂带铆接到蒙皮上。脱胶的止裂带应该被铆接到蒙皮上以基本恢复蒙皮原来的破损－安全以及损伤容限等设计要求。典型飞机修理-第四章ppt课件14图4-6为B737SRM中机身蒙皮止裂带脱胶后典型修理紧固件的排列方式。

将止裂带固定到蒙皮上的紧固件应该交错排列，而不应该并排排列。这样可以避免将止裂带的纯拉伸横截面积减小到最低极限，避免止裂带设计功能的丧失。图4-6为B737SRM中机身蒙皮止裂带脱胶后15典型飞机修理-第四章ppt课件16按照SRM进行机身蒙皮修理的加强件厚度，比机身蒙皮与止裂带厚度之和厚一级到二级。因此，加强板能弥补加强区域内切除止裂带导致的强度损失。所以SRM蒙皮修理中没有要求加强机身蒙皮修理时切除的止裂带。图4-7为B737机身蒙皮的典型修理示意图，它没有要求修理或更换修理区域切除的止裂带。按照SRM进行机身蒙皮修理的加强件厚度，比机身17典型飞机修理-第四章ppt课件184·3小结止裂带和机身隔框、机身长桁有助于机身蒙皮承受增压载荷，从而起到延缓蒙皮疲劳裂纹的扩展、改变疲劳裂纹扩展方向的作用。止裂带还可以使疲劳裂纹区域的机身蒙皮外翻，从而允许机身内部缓慢卸压，使机身内外压差降低从而进一步达到阻止机身蒙皮裂纹扩展的目的。机身蒙皮止裂带还有助于机身蒙皮承受较大的意外穿孔。止裂带是减轻飞机结构重量并保证飞机安全的重要结构，在结构修理中必须保持止裂带原来的设计功能。4·3小结19补充：航空器结构修理P.1013.12.2剪切带图3.12.2所示的带板(挤压角材)用3个螺栓连接到蒙皮上。蒙皮上的载荷是7800lbf。蒙皮上的合力沿紧固件中心线方向。蒙皮上的载荷传到肋缘条上时，相对于肋缘条紧固件组形心有一附加力矩M其数值为M=7800×2.0=15600(lbf·in)肋缘条上每个紧固件沿载荷P的方向(紧固件中心线方向)所承受剪力为Q1=7800/4=1950(lbf)补充：航空器结构修理P.10120典型飞机修理-第四章ppt课件21

假设肋缘条上各紧固件由力矩M所产生的剪力Q方向垂直于紧固件中心线，数值大小正比于该紧固件到紧固件组形心的距离L1,，则Q2=ML/(L12+L2

2+L32+L4

2)为了便于计算，给出表3.12-1的计算表格。图3.12-3(a)示出了各紧固件所受剪力Q1和Q2,图3.12-3(b)示出了各紧固件上的合成剪力(单位:lbf)假设肋缘条上各紧固件由力矩M所产生的剪力Q方向垂22典型飞机修理-第四章ppt课件233.12.3剪切角片

剪切角片是航空器结构中经常采用的，受力较小的接头形式。它把载荷从一个构件传递到另一个构件。下面以图3.12－4所示的典型例子来介绍连接剪切角片所用铆钉的受力分析方法。

3.12.3剪切角片24由图3.12-4(a)和(b)可分析出，在这种结构形式和载荷下，角片的受载如图3.12－4(c)所示(假设剪切角片为图3.12-4(b)所示结构提供简支)。由图3.12-4(a)和(b)可分析出，在这种结构形25角片上的铆钉分布如图3.12-5(a)所示。角片上的铆钉分布如图3.12-5(a)所示。26其中铆钉3、4的作用载荷Rc由力矩平衡式1.5×Rc=1000×0.60得到Rc=400(lbf)同理，铆钉1、2的作用载荷RL由力矩平衡式1.5×RL=1000×0.45得到RL=300(lbf)这样，铆钉1、2承受的剪力为Q1、2＝583(lbf)铆钉3、4承受的剪力为Q3、4＝640(lbf)其中铆钉3、4的作用载荷Rc由力矩平衡式273.12.5剪切带的修理修理剪切带时，应注意以下几个问题:(1)必须考虑到剪切带上偏心载荷的影响;(2)剪切带不能变薄;(3)剪切带的拐角处是疲劳危险部位，修理时要恢复原来的圆角半径。

例:某飞机前机身普通隔框由"J"形挤压型材制成。隔框上具有切口，以便桁条通过，如图3.12-7(a)所示。3.12.5剪切带的修理28典型飞机修理-第四章ppt课件29这种设计方式使隔框具有整体式剪切带。通过剪切带把剪切载荷从蒙皮传到隔框。该普通隔框的几何尺寸和材料,如图3.12－8所示。这种设计方式使隔框具有整体式剪切带。通过剪切带把剪切30典型飞机修理-第四章ppt课件31经检查发现剪切带安装边有严重腐蚀。可按如下方案进行修理。一、修理方案设计切除已产生严重腐蚀的剪切带安装边，用7075-T6、厚度0.135in的T形挤压型材代替切带安装边，并连接到原剪切带上去。使原来整体式剪切带(图3.12-7(a)改装为分体式剪切带(图3.12-7)(b));经检查发现剪切带安装边有严重腐蚀。可按如下方案进行32二、确定剪切带上的载荷XF-6铆钉的钉孔挤压强度为1010lbf(表3.10-2)。剪切带与蒙皮的连接采用双行共14个XF-6铆钉。所以，剪切带上总剪切载荷为1010×14=14140(lbf)三、确定紧固件类型和个数由于原剪切带沿隔框周向只有5.6in(图3.12-8)长，不可能安装过多的紧固件。采用直径为1/4in的拉伸型凸头Hi-lok螺拴，将新的T型安装边连接到原剪切带上去。由表3.10-3查得孔的挤压强度为2900lbf。所需紧固件个数为14140/2900=4.88取5个二、确定剪切带上的载荷33四、紧固件排列紧固件排列,如图3.12-9所示。边距应为2D或2.5D，取2D=0.50in。紧固件间距为(5.6-2×0.5)/4=1.15(in)它为紧固件直径(0.25in)的4.6倍，满足要求;

四、紧固件排列34典型飞机修理-第四章ppt课件35五、检查偏心载荷为使偏心载荷尽可能小，剪切带上切除部分应尽可能小。如图3.12-10所示切除尺寸最合适。五、检查偏心载荷36典型飞机修理-第四章ppt课件37切割线到蒙皮内表面距离为0.135+0.12=0.26in(0.l2in为圆角半径，0.135in为T型材厚度)。紧固件边距，如图3.12-10所示，于是得b=0.26+0.50=0.76(in)b/a=0.76/4.6=0.16切割线到蒙皮内表面距离为38

查图3.12－6可算得紧固件上的最大载荷为14140×0.22=3111(lbf)直径1/4in的拉伸型凸头Hi-lok螺栓钉孔挤压强度为2900lbf，它小于上述计算值（3ll1lbf），因此，将Hi-lok螺拴改为1/32in过尺寸的。1/4in直径凸头紧固件孔的挤压强度为2900lbf，5/l6in直径凸头紧固件孔的挤压强度为3620lbf，故9/32in直径的Hi-lok螺拴孔的挤压强度为(3620+2900)/2=3260lbf，它比计算得到的紧固件最大偏心载荷值大，所以满足连接强度要求。然后再调整边距，使其满足2D的要求,即边距为2×9/32=0.5625。查图3.12－6可算得紧固件上的最大载荷为39§3-13拉伸连接角片与拉伸接头

一、拉伸连接角片1.分类板弯拉伸角片(图3.13-1(a))挤压拉伸角片(图3.13-l(b)拉伸连接角片角型连接角片槽形连接角片

§3-13拉伸连接角片与拉伸接头一、拉伸连接角片40典型飞机修理-第四章ppt课件41

2.作用传递较小的载荷

3.破坏形式a.薄的拉伸连接角片－底面弯曲变形或撕裂;b.厚的拉伸连接角片－底面上的紧固件破坏。4.特点拉伸连接角片的疲劳强度低，寿命短，尽可能不采用拉伸连接角片。2.作用425.设计拉伸连接角片的注意事项:

(1)使螺栓头尽量靠近弯曲半径或圆角半径;(2)在偏心载荷传力路线上，尽量避免使用拉伸连接角片;(3)在承受交变载荷的组件上，避免使用拉伸角片;(4)保证填角垫片与拉伸角片的弯曲半径相同。（5）对于板弯拉伸连接角片，通常使它沿纵向晶粒方向受弯;对于挤压型拉伸连接角片，使它沿长横向承受弯矩作用。（6）对于薄拉伸连接角片，通常在紧固件头下面加适当厚的填角垫片(图3.13-2)，以改善连接角片底面的受力状态。5.设计拉伸连接角片的注意事项:43典型飞机修理-第四章ppt课件44二、拉伸接头

承受高载荷的拉伸角片称作拉伸接头(图3.13-3)，它通常用挤压型材或锻件制成。二、拉伸接头45典型飞机修理-第四章ppt课件46这种拉伸接头在图示载荷作用下，螺栓的承拉能力会明显降低，其降低系数由该图的曲线查得。

拉伸接头上e和a值的微小变化，都会导致螺栓轴向载荷明显改变。

在使用中如果螺栓头断裂，在安装新螺栓之前，首先要检查拉伸接头的几