飞机蒙皮修理
飞机外部蒙皮的修理与维护
1.1关于蒙皮的概述
目录
工作条件及性能要求
材料
工艺流程
热处理工艺
飞机蒙皮是维持飞机外形，使之具有很好的空气动力特性的一层铝合金。
工作条件及性能要求
飞机蒙皮的作用是维持飞机外形，使之具有很好的空气动力特性。蒙
皮承受空气动力作用后将作用力传递到相连的机身机翼骨架上，受力复杂，加之蒙皮直接与外界接触，所以不仅要求蒙皮材料强度高、塑性好，还要
求表面光滑，有较高的抗蚀能力。
材料
一般选择 LY12
技术要求：σb =390~410MPa，σ0.2 =255~265MPa，δ 5 ≥15％。
工艺流程
轧板→退火→清理→固溶处理→拉伸成型→时效→机械加工→表面处理。
热处理工艺
495~503℃，0.4h 水冷，室温96h 以上。
民用飞机蒙皮腐蚀研究王在俊（中国民航飞行学院民航飞行技术与飞行安全科研基地四川广汉６１８３０７）摘要：统计民用飞机蒙皮油漆涂层和基体材料腐蚀的种类，分析其腐蚀机理。提出飞机蒙皮腐蚀过程为：表面油漆涂层的老化破坏，环境中的腐蚀介质渗透铝合金表面的氧化膜层到达基体材料，然后基体材料出现点腐蚀坑，再进一步发展为其它腐坑.
ｌ概述飞机蒙皮受到面漆＋底漆＋阳极氧化层的保护具有良好的保护
效果，不易产生腐蚀。但随着服役时间的增加，飞机蒙皮上发现不同程度的腐
蚀。本文对民用飞机蒙皮腐蚀形式进行统计并分析其产生机理。２油漆层２．１失效形式蒙皮表面的油漆层受到光照、温度、湿度、活性阴离子等多因素影响，造成了蒙皮表面有机涂层的老化、龟裂、局部脱落等现象，图ｌ所示。（ａ）涂层表面鼓泡呻国民航飞行学院科研基金资助项目（Ｊ２００８４６，Ｊ２００９４４）（ｂ）涂层表面残留盐粒（ｃ）部分脱落的涂层表面
飞机蒙皮修理补片对气动特性的影响分析
众所周知,在现代战争中,飞机战伤抢修,是弥补航空兵部队战争损耗、补充战斗实力和保持持续作战能力最直接、最有效、最经济的途径[1],是战斗力“倍增器”,因而也是现代高技术条件下局部战争中的一个重要研究课题。飞机战伤抢修涉及到许多方面,以飞机蒙皮的抢修为例,在战伤抢修中,具有一定厚度、面积及几何形状的修理补片,势必改变飞机局部外形,从而对飞机气动特性产生影响,因此必须对其影响程度,事先进行理论的量化分析计算,以便给战伤抢修规范的制定、战时修补工艺及飞机战伤抢修后的实际飞行,提供直接而科学的参考依据,提高维修保障性、安全可靠性、快速机动性和战斗效能,取得事半功倍的效果。正是基于这些考虑,本文以某型战斗机为例,计算分析了飞机机翼蒙皮战伤修理后,修理补片对飞机气动特性和气动载荷的影响问题。
飞机蒙皮表面处理新技术
海军航空工程学院青岛分院徐丽陈跃良郁大照摘要介绍了飞机蒙皮常用的表面处理方法，概述了铝合金微弧氧化技术生成的陶瓷层的耐磨、耐蚀、强度、疲劳性能等，微弧氧化处理的陶瓷层具有优良特性，为微弧氧化技术推广到飞机蒙皮的表面处理上奠定了基础。关键词表面处理新技术微弧氧化静载特性疲劳特性飞机蒙皮 1 引言铝在自然界中分布极广，几乎占地壳中全部金属含量的三分之一[1]。它具有比重轻、易加工、导电导热性好、抗腐蚀能力强等特点，因此，铝及其合金在现代工业和航空工业中得到了广泛的应用。飞机、导弹、宇宙火箭及人造卫星均使用大量的铝及其合金，导弹的用铝量达到其全部重量的10%～
15%。铝在空气中会迅速跟氧结合，生成一层氧化铝薄膜，可以防止里面的铝继续与氧结合，能起到保护作用。但由于这层氧化膜为非晶态，结构疏松、薄而多孔、硬度低、耐磨性差、机械强度低、耐蚀性差，因此还不能满足生产生活中对铝表面性能的要求。在不同的应用领域，对铝合金性能要求不同，因此要对铝合金进行不同的表面处理，以达到各种用途。随着近年来飞机结构日历寿命问题的日益突出，铝合金的腐蚀、腐蚀疲劳等问题也逐渐成为人们关注的焦点。为了提高铝合金的耐蚀性，对铝合金材料表面处理的要求越来越高。利用微弧氧化技术生成的陶瓷层与基体金属结合牢固，厚度最高可达300 μm，绝缘电阻大于100 M?，硬度甚至可达到3000 HV，从而大大改善了AL、Mg等有色金属的耐磨性、耐腐蚀和耐热冲击性，在航天航空、机械、电子和装饰等工业领域有着广泛的应用前景[2]。随着微弧氧化技术的成熟，人们对微弧氧化膜层性能的研究也越来越多，主要体现在陶瓷层的耐磨、抗腐蚀、绝缘性、热稳定性、强度、疲劳性能等特性，本文归纳了多年来众多单位的研究成果，对陶瓷层的性能进行了概括，为微弧氧化技术推广到飞机蒙皮的表面预处理上奠定了基础。 2 飞机蒙皮表面处理方法对飞机蒙皮涂层系统来说，涂漆的表面绝大部分是铝蒙皮，金属表面预处理主要是指铝板的预处理。铝板表面预处理的目的，是得到具有一定抗腐蚀性能的氧化层，并与底漆层具有良好的结合力。在飞机工业上常用的飞机蒙皮铝板的表面处理方法有阳极化法、化学氧化法和磷化底漆三种[3]。2.1 阳极氧化法工件置于电解质溶液中为阳极，在外电流作用下，在其表面生成氧化膜。铝的阳极氧化膜的形成机理，是在电解池中铝作为阳极失去电子，与氧离子相结合而生成了氧化膜。可用简单的化学方程式表示：2AL +3O→AL2O3+能量。但是，实际上其反应机理非常复杂。许多学者对膜的形成机理进行了大量的研究，提出了各自的解释，但是没有得到完全一致的看法，其中电场、溶解速度、离子的迁移速度等在膜的形成过程中起到了主导作用，并且比较一致的看法是膜生长的同时伴有膜的溶解，生成了相当多的气孔[4]。虽然阳极氧化生成的膜层较厚，但前处理和后处理要求严格，处理工序复杂且陶瓷层致密性差。2.2 化学氧化法通过化学反应在表面生成一层薄的氧化膜学氧化法，由于不需通电流，工艺上比阳极化法要简单，成本低。但此法生成的氧化膜很薄，一般膜层厚度约在0.5～4μm，膜层质软，耐磨性很低，经受中等触碰时膜层有适度的牢固性，受到严重的触碰和腐蚀时，膜层会迅速被破坏。故不宜单独使用。膜层具有较好的物理吸附能力，是涂漆的良好底层，经化学氧化后再涂漆所得的防护层，可大大提高铝零件的防护能力。2.3 磷化底漆在铝合金表面涂磷化底漆是在铝磷化的同时形成漆膜，磷化底漆本身不能单独起到底漆的作用，是一种表面预处理方法，主要
用在不能进行阳极化或化学氧化的部件，如飞机表面涂层的返修重涂涂料时采用磷化底漆。磷化底漆使用简便，有优良的附着力，成膜性好、干燥快、脱漆性好，但对施工条件要求高。 3 微弧氧化技术及陶瓷层性能在阳极氧化基础上发展起来的微弧氧化技术，又称微等离子体氧化或阳极火花沉积，是将AL、Mg、Ti 等有色金属或其合金置于电解质水溶液中，利用电化学方法在金属表面产生火花放电斑点，在热化学、等离子体化学和电化学的共同作用下，生成陶瓷膜层的方法[5]。它是一种直接在有色金属表面原位生长陶瓷层的新技术，其主要方式是通过在工件上施加电压，突破传统的阳极氧化电流、电压法拉第区域的限制，阳极电位由几十伏提高到几百伏，氧化电流由小电流发展到大电流，由直流发展到交流，致使在工件表面出现电晕、辉光、微弧放电，甚至火花斑等现象，使工件表面的金属在微等离子体的高温高压下与电解质溶液相互作用，在金属表面形成A1203陶瓷膜，达到工件表面强化的目的。铝合金材料的微弧氧化过程的突出特点是：(1)与许多表面强化工艺相比，微弧氧化工艺设备简单，反应在常温下进行。在加工的过程中，不产生有害气体，残液排放符合环保要求。除了处理铝及铝合金材料之外，还可处理钛、镁、铌等金属，对黑色金属的强化处理也有很大进展；（2）大幅度提高了铝合金材料的表面硬度。具有良好的耐磨、耐热、绝缘、抗腐蚀性能。这从根本上克服了铝合金材料在应用中的缺点，因此该技术有广阔的应用前景[6]。3.1 耐蚀性文献7参照硫酸、铬酸阳极氧化膜评定标准，对未经处理的和经微弧氧化处理的试样进行点滴腐蚀实验。点滴实验所用的溶液成分为：盐酸(1.19g/cm3)25mL、重铬酸钾3g、蒸馏水75mL、溶液pH值为1～2。评定标准为表面液滴开始变绿所需的时间，实验结果如表1。表1 点滴腐蚀实验结果试样膜厚/μm 表面液滴开始变绿时间/min LY12铝合金圆片未经微
弧氧化处理30s LY12铝合金圆片 4.5 10 LY12铝合金圆片15 20 LY12铝合金圆片25 35 而氧化时间为40min的普通工业级阳极氧化膜,在点滴腐蚀实验
6min后表面开始变绿。可知微弧氧化处理后，试样的耐腐蚀性得到了较大的提高，且随着膜厚的增加，膜层中致密层的厚度也不断变大，耐腐蚀性会得到进一步提高。也有文献将制得的氧化膜经过3000h中性盐雾试验后，氧化膜表面未发现腐蚀坑，也未见任何腐蚀痕迹。3.2 耐磨性资料表明[8]，铝合金材料经过微弧氧化表面改性处理后，涂层的表面磨损外观比较均匀，并且磨损痕迹也比较轻微，而未经过微弧氧化处理的基材样品，其磨损状况就出现了“犁沟”现象。图1和图2为LY12铝合金表面微弧氧化膜与45Cr钢球对磨时轮廓形貌和摩擦系数随实验时间的变化。由于两种材料弹性变形和塑性变形的高温稳定性，二者进行的是磨料磨损，初始摩擦因数比较高，达到0.7左右，随后稳步下降，逐渐
达到平稳状态，此时摩擦因数在0.48 左右，体积磨损率约为8.1×10 -8mm3/Nm，耐磨性能极.为优异。国外对微弧氧化膜的研究表明，微弧氧化膜具有优良的摩
擦磨损特性，其耐磨性可与硬质合金相媲美。图1 陶瓷球对磨时的轮廓形貌图
2 陶瓷球对磨时的摩擦系数 3.
3 绝缘性绝缘性能提高的根本原因是陶瓷层
厚度和致密性的增加。通过实验，在适当工艺参数控制下，微弧氧化陶瓷层的击穿电压可达1200V，且随膜层增厚和致密性提高而增大。3.4 热分析实验表明，300μm厚的耐热层在一个大气压下可承受3000℃的高温，在100大气压下的气体介质中，承受6000℃的高温达2s，微弧氧化得到的陶瓷层与基体结合牢固，不会因急冷急热在基体与覆层之间产生裂纹[6]。3.5 硬度与结合力铝合金微弧氧化膜硬度很大，远高于阳极氧化铝层，其致密层显微硬度可达800～1700 HV，具有很强的负载支持能力。从氧化膜的表层到基体，其断面显微硬度值先增大后减小[9]，硬度的数值在膜/基体界面处逐渐过渡，具有缓冲作用，使软基体与硬
质膜具有很强的结合力。 3.6 强度及疲劳性能 3.6.1 抗拉强度以LY12-CZ
铝合金为实验材料，对陶瓷层的强度性能进行了初步探讨，试件尺寸为200mm ×30mm ×2mm，陶瓷层的厚度分别为0μm（表面阳极化）、15μm、20μm、25μm。对于微弧氧化处理试样和未处理试样，强度性能和延伸率相当一致。这表明：在膜层较薄时，试样表面微弧氧化处理对铝合金材料的拉伸性能没有明显影响，不随膜厚的变化而改变。其静载数据如表2。这一结果可以解释如下：材料的拉伸强度反映的是整体试样的宏观力学行为，取决于试样的整体组织结构，而在本试验条件下，微弧氧化处理只改变了试样表层几个微米深度的组织结构，其所产生的影响不会超出试验数据的波动范围(约为3%～5%)。此外，这一结果同时说明，由微弧氧化处理使材料表层快速加热和冷却，而导致试样表层产生的残余应力，其应力水平明显低于材料的弹性极限，并未破坏整体材料的应力平衡，不会对材料的宏观强度性能产生不良影响。表2 试样静拉伸数据膜层厚度/μm 最大载荷/N 抗拉强度σb /MPa延伸率/% 0 12210 407 23.0 15 12340 411.33 23.6 20 12256 408.53 22.6 25 12221 407.37 24.0 3.6.2 疲劳性能文献[10]
对微弧氧化处理试件的疲劳特性进行了研究，结果表明：膜厚为15μm、20μm
的试件的平均循环次数分别提高19.8%、24.4%（与阳极化比较），膜厚为25μm 的试件的平均循环次数降低14.6%。可知，随着膜层厚度的增加，疲劳特性先提高后降低，膜厚有一极限值，大于极限值疲劳特性降低。从断口图片观察，膜层为15μm、20μm的试件疲劳断裂后断口膜层与基体结合紧密，膜厚为25μm的试件疲劳断裂后断口膜层部分脱落，说明膜层厚度有一极限值，大于极限值，试件疲劳后膜层与基体结合不紧密，容易脱落。 4 结论飞机防护涂层对抵抗环
境对结构的腐蚀非常重要。涂层的防腐效果取决于本身的抗老化性能、力学性能及涂层与金属基体的附着力。一般涂层难以全部满足这3种性能要求。现役飞机所采用的涂层体系防腐效果比较差，这是飞机结构产生严重腐蚀的根本原因之一。目前我国沿海和内陆湿热地区服役的主要机种都存在不同程度的涂层老化失效，及由此引起的基体结构腐蚀问题严重地影响着飞机的安全飞行、经济维修和使用寿命。因此研发抗环境老化品质优良、耐腐蚀的防护涂层，并将推广应用于飞机结构中，是当前军用飞机抗腐蚀研究和延长日历寿命亟待解决的关键技术。飞机防护涂层体系由表面预处理、底漆、面漆组成。一直以来，人们致力于防腐涂料的研发，如研发了纳米复合涂料。微弧氧化技术是一项新型的铝合金表面改性技术，它把氧化铝的陶瓷性能与铝合金的金属性能结合起来，使材料具有更加优良的物理化学性能，为把此技术应用于军用飞机结构件的表面预处理上的可能性奠定了基础。此技术的成功应用也将是飞机防护涂层体系的革新。
参考文献1 徐大雄，虞文胜. 航空材料[M]. 海潮出版社，2004（3）：69～84 2 薛文斌，邓志威，等. LY12铝合金微弧氧化的尺寸变化规律[J]. 中国有色金属学报，1997，7（3）：140～143 3 何鼐,雷骏志,华信浩. 航空涂料与涂装技术[M]. 化学工业出版社，2000（1）：176～221 4 赵鹏辉，左禹. 铝阳极氧化膜腐蚀行为的研究[D]. 北京化工大学硕士学位论文，2001（5）：1～4 5 T.B. Van, S.D. Brown and G. P. Wirtz. Mechanism of Anodic Spark
Deposition[J]. J.Am. Ceram. Soc,1977，56（6）：563～566 6 袭建军，辛铁柱，罗晶，等. 铝及铝合金微弧氧化技术的特点及应用[J]. 航天制造技术，2002，8（4）：44～47 7 张欣宇，石玉龙，方明. 微弧氧化陶瓷膜的性能研究[J]. 电镀与涂饰，2002，21（6）：1～4 8 李金富，方克明，熊仁章，等. 铝合金微弧氧化陶瓷层的耐磨性[J]. 北京科技大学学报，2003，25（6）：542～544 9 魏同波，田军，阎逢元. LY12铝合金微弧氧化陶瓷层的结构和性能[J]. 材料研究学报，2004，18（2）10 徐丽，陈跃良，郁大照，等. LY12铝合金微弧氧化的疲劳特性研究[J]. 新技术新工艺，2006，11 作者简介徐丽（1980-）女，山东人，硕士研究生；研究方向：舰载机工程。
飞机外蒙皮上非受力结构有限元模型设计浅析
摘要：飞机外蒙皮上的非受力结构具有这样的特性，既要向飞机传递本身的气动载荷，又不参与飞机整体受力。所以为该类结构建立有限元模型时，要综合考虑上述两个因素，以免出现有限元局部模型失真的情况。本文根据实际工作中所碰到的一些特殊问题，总结出该类结构的有限元模拟方法
１引言为了保证更好的设计精度和安全性，现代飞机设计对细节的要求越来越高。我们在Ｐａｔｒａｎ中建立飞机有限元模型时，经常会碰到一些用普通单元无法解决的问题，比如，民机的旅客观察窗、外蒙皮的非受力口盖等。这些结构具有这样的特性，既要向飞机传递本身的气动载荷，又不参与飞机整体受力，即该结构需要设计为只向外传递气动载荷而不传递机身载荷。２理论依据为了解决这类问题，我们需要使用Ｐａｔｒａｎ中的ＭＰＣ单元：ＲＢＥ２和ＲＢＥ３，下面先叙述这两种ＭＰＣ单元的工作原理。２．１ＲＢＥ２ＲＢＥ２单元是一种刚性单元，它由一个主节点（ｉｎｄｅｐｅｎｄｅｎｔｎｏｄｅ）和若干个从节点（ｄｅｐｅｎｄｅｎｔｎｏｄｅ）构成。主节点和从节点之间被约束的自由度不能有相对位移，从节点之间被约束的自由度也不能有相对位移，即ＲＢＥ２内所有的节点在被约束的自由度上是刚性的。所以ＲＢＥ２的从节点适用于连接在一个较为刚性的子结构上。２．２ＲＢＥ３ＲＢＥ３单元是一种柔性连接单元，由若干个主节点（ｉｎｄｅｐｅｎｄｅｎｔｎｏｄｅ）和一个从节点（ｄｅｐｅｎｄｅｎｔｎｏｄｅ）构成。它建立了不同节点的力与力矩的分配关系，也称之为插值单元。其局部刚度为零，不会对系统刚度产生影响。力和力矩在ＲＢＥ３单元的作用下，通过相应的权值，被从节点分配到一系列主节点上。３建立模型由于民机的旅客观察窗、外蒙皮的非受力口盖等非承力结构仅仅承受气动载荷，其在总体有限元模型中所起的作用也仅仅是在不影响飞机总体传力的前提下，使飞机承受的气动载荷完整而精确。所以这些非受力结构本身在总体有限元模型中的计算结果并不重要。我们可以将飞非受力结构的边界节点定义为ＲＢＥ２的从节点；将该非受力结构连接的口框上的节点定义为ＲＢＥ３主节点，并在非受力结构的中间定义一个节点，使得该节点既是ＲＢＥ２的主节点也是ＲＢＥ３的从节点。这样，就建立起一个单向的载荷传递模型。非受力结构承受的气动载荷通过ＲＢＥ２的从节点传递给ＲＢＥ３的主节点，进而传递给加筋板的
口框。反过来，飞机通过口框分流的载荷却不会受到非受力结构的影响；而且，由于与口框连接的ＲＢＥ３的局部刚度为零，所以也不会影响口框的局部刚度。（注意：在有限元模型中，非受力结构与口框各自的节点坐标虽然相同，但并不共节点，即为两个孤立的结构）下面将建立一个简单的非受力结构模型，验证该方法的合理性。下图１是一４００×４００ｍｍ２的加筋板示意图，其中中间部位为一１９０×１９０ｍｍ２的非受力口盖。加筋板的加强筋为Ｉ型，高度为２５ｍｍ，宽１０ｍｍ，厚２ｍｍ；加筋板厚３ｍｍ；口盖厚２ｍｍ。口盖和加筋板的材料均为Ｌｙ１２。载荷和约束：在加筋板上部加筋处施加两个集中力（各为－５０００Ｎ），两侧简支约束，另在加筋板及口盖上均匀施加０．１ＭＰａ的压力。建立加筋板和口盖的有限元模型，如图２所示，将口盖周围的节点设为ＲＢＥ２从节点（ｄｅｐｅｎｄｅｎｔｎｏｄｅ），将加筋板口框上的节点设为ＲＢＥ３的主节点（ｉｎｄｅｐｅｎｄｅｎｔｎｏｄｅ），ＲＢＥ２的主节点和ＲＢＥ３的从节点共用口盖中间的一个节点１１１０１。口盖上的气动载荷通过ＲＢＥ２从节点，经过ＲＢＥ２主节点１１１０１（也即ＲＢＥ３的从节点），然后被ＲＢＥ３的从节点分配到口框的一系列主节点上。给模型赋上材料，施加载荷和约束，就可以对其进行计算。４结果分析４．１计算结果分析见上述模型所施加的载荷分成两个工况，工况一为加筋板和口盖承受气动压力（０．１ＭＰａ）的情况；工况二为加筋板单独承受集中载荷的情况（－５０００×２）。两个工况约束相同。提交计算，得：（１）工况一：口盖的ＭＰＣ（ＲＢＥ２、ＲＢＥ３）总载荷为３６１０Ｎ。口盖的面积为１９０×１９０ｍｍ２，承受０．１ＭＰａ的压力，口盖实际承受的气动载荷为：图３非受力口盖与结构连续Ｆ＝０．１×１９０２＝Ｎ，与有限元计算结果相同，即口盖承受的载荷全部由ＭＰＣ传给加筋板。（２）工况二：口盖的ＭＰＣ（ＲＢＥ２、ＲＢＥ３）总载荷为零。按设计要求，口盖是非承力结构，即不参与口盖以外载荷的传递，所以加筋板单独加载的时候，与口盖连接的ＭＰＣ载荷为零，这与有限元计算结果相同。４．２对比分析根据上面的计算结果，我们来对比以前对外蒙皮上的非受力结构常用的处理方法，其一是完全开口，其二是模拟成连续单元。（１）完全开口虽然保证了飞机传力的准确性，但因其开口导致局部气动载荷的缺失（３６１０Ｎ），依然会影响局部的载荷分布，导致设计精度下降。（２）将口盖与加筋板模拟成连续单元虽然能够保证气动载荷正确施加，但同时也会影响局部结构传力。为了说明问题，将上述模型的ＭＰＣ删除，并将口盖和加筋板模拟成连续单元，在加筋板单独加载（上述工况二）的情况下，口盖上缘在Ｙ向分流了２６４１．７９Ｎ的载荷（下图３右），而该截面（Ａ－Ａ截面）传递的总载荷为６
５２６．５７Ｎ（下图３左）。也就是说，将非受力结构模拟成连续的模型，可能会导致较大的局部误差。５结语由上可知，为了保证更好的设计精度和安全性，我们在建立有限元模型时，应充分考虑非受力结构的影响。尤其是民机领域，更高的设计精度意味着更低的设计重量（即更高的经济性）和更高的安全性。上就可以直接得出。同时应注意，新的螺旋布料器铺筑的路面可能要粗糙些，其原因是分明的棱角没有被磨平。两台摊铺机梯形铺筑时最好用使用时间差不多的摊铺机，铺筑整体效果要好些。７螺旋布料器转动的停顿也会造成混合料局部离析在摊铺过程中，除保持摊铺机连续、匀速摊铺外，尚应注意摊铺机螺旋布料器均匀连续转动，可通过调节红外线传感器保证螺旋的匀速、不停顿转动。因为螺旋或快或慢会造成布料器停顿，此时混合料不处于推动状态，斜面上的大颗粒骨料会自然下滑，造成混合料的离析。８摊铺机接料斗拢料会造成部分粗骨料相对集中而导致混合料离析为防止摊铺机接料斗中的混合料丧失温度而影响摊铺效果，摊铺机操作手一般都会经常拢料，使料斗中的混合料温度处于适宜状态，殊不知摊铺机的拢料往往会使粗骨料相对集中而导致混合料的离析。这是因为汽车在往摊铺机接料斗中卸料时，由于斜面的作用，一些较粗的颗粒将会滚落到料堆的底部，这正处在接料斗两侧，除非拢料，这些粗骨料较多的混合料是不可能被摊铺的。从路面外观上看１０－２０ｍ一块表面较粗的现象，很有规律，就是摊铺机拢料造成的。因此，施工时应减少拢料次数，并且在拢料时应注意接料斗较满时拢料，以避免粗骨料的过多集中。造成混合料离析的原因不仅仅就此八条，像运输车辆的衔接不当，使接料斗中的混合料偏少，卸料时较多粗料会被先期摊铺，同时各环节的温度离析也要严格控制。熨平板的预热温度不足，熨平板底部不光滑等均会导致沥青路面被拉毛，而导致路面在一个断面内整体效果不佳。这种现象仅仅是外观不一致，不是真正的离析，但也应注意避免。就离析而言，我认为选择一个好的级配是关键所在，比如ＳＭＡ，还有注意施工的细节要点，均能很好地解决沥青混凝土的离析问题。
参考文献［１］ＪＴＧＦ８０／１—２００４．公路工程质量检验评定．［２］ＪＴＧＦ４０—２００４．公路沥青路面施工技术规范．［３］ＪＴＪ０５２—２０００．公路工程沥青及沥青混合料试验规程．［４］宜兴市干线办沥青路面施工指导意见
基于波音紧急服务通告的飞机机身蒙皮搭接处裂纹检查
基于波音紧急服务通告 SB737-53A1319
的737-300/400/500 飞机机身蒙皮搭接处下蒙皮裂纹检查
北京飞机维修工程有限公司潘建华
摘要：疲劳裂纹使飞机机身搭接处蒙皮破损开裂，导致飞机快速释压故障。本文介绍了近期波音发布相关紧急服务通告 SB737-53A1319，以及采取的检查措施——双频、中频和低频涡流检查方法。
关键词：NDT；双频、低频涡流检查；机身搭接蒙皮裂纹
1、背景
2011年4月4日波音发布紧急服务通告SB 737-53A1319—“机身站位BS360-908站位、 S-4长桁蒙皮搭接处的下蒙皮裂纹检查” ，随后4月8日FAA发布适航指令AD 2011-08-51（SB 737-53A1319R1）。紧急服务通告针对生产线号为2553-3132的737-300/400/500型飞机。紧急服务通告和AD指令的发布，是源于近期一架737-300飞机机身BS664-727站位S-4L长桁蒙皮搭接处出现破损开裂，导致快速释压故障。调查表明，蒙皮破损开裂是位于蒙皮搭接处的下蒙皮出现疲劳裂纹所引起的。该飞机总飞行循环39，781，总飞行小时48，740。服务通告规定了生产线号为2553-3132的737-300/400/500型飞机机身站位
BS664-727站位S-4长桁蒙皮搭接处的下蒙皮裂纹检查期限和检查方法。如果该区域裂纹没有被检查出，则裂纹可能扩展，导致不可控的释压故障。典型的裂纹如图1所示。国内受此影响的737飞机超过20架。
2、检查措施
2.1 检查期限
该服务通告规定；所有受影响的飞机，在30，000飞行循环之前或在通告SB初始发布的20天内、总飞行循环在30,000- 34,999之间时在通告初始发布的20天内、总飞行循环在35,000以上时在通告初始发布的5天内，完成NDT检查。重复检查间隔不超过500飞行循环。
2.2 检查方案
通告提供了从外部接近或从内部接近，两种检查方法。外部接近检查采用两次双频涡流检查方法。检查需要2人操作，6小时/人。内部接近检查采用详细目视+中、低频涡流检查方法。检查需要2人操作，2.5小时/人。如果发现裂纹显示，需要从内部接近检查或开孔高频涡流检查。确认裂纹后，联系波音以提供修理方案。检查流程图见图２。
3、外部涡流检查—双频涡流检查
紧急服务通告首先推荐的是从机身外部接近检查（53-30-00 图9）。外部接近是采用反射式滑动探头双频涡流检查方法。通告要求实施两次检查。首先，探头中心对准下排紧固件孔中心进行扫查（按53-30-00 图9相应步骤）如图3a所示。然后，将探头中心线沿埋头紧固件下边缘，进行第2次扫查，如图3b所示。第2次检查的目地是防止漏掉下方向的裂纹。如果外层蒙皮经过加强修理，则不要求检查。双频涡流是一种多频信号处理技术，它同时以两个频率信号激励探头。根据第一层蒙皮（上蒙皮）厚度确定第一个激励频率，再根据两层蒙皮（上、下蒙皮）总厚度确定第二个激励频率，然后分别在单频模式下调整两个频率的各自参数，最后是用双频（混频）模式调整灵敏度和检测。目的是消除第一层结构的干扰，以得到准确的裂纹显示。双频涡流参考试块的模拟裂纹长度范围
0.18in（4.57mm）-0.25in(6.35mm)，具体裂纹长度根据上、下蒙皮的厚度确定。
操作频率范围1kHz-20kHz，根据蒙皮厚度设定频率F1和 F2 （程序提供了不同蒙皮厚度的设定频率）。两频率相差1/4倍。例如，蒙皮厚度在0.063（1.6mm）-0.070in（1.78mm）时，设定F1频率为12 kHz，则F2应设定为3kHz。调整灵敏度和检查时，设定为混频模式。由于低频涡流灵敏度低，如果发现裂纹显示，还需从内部接近检查或开孔涡流检查确认。
4、内部涡流检查
根据SB 737-53A1319的检查措施，内部涡流检查是可选择的外部涡流检查的替代方法。另外，当外部检查发现裂纹显示时，还需要内部接近检查确定裂纹。内部接近检查，需要拆除内饰、隔音棉等附件。根据不同的机身结构和区域，有两种内部检查方法；①不在抗剪带区域，采用中频涡流检查。②在抗剪带区域，采用低频涡流检查。
4.1 中频涡流检查
中频涡流是检查不在抗剪带区域的下蒙皮下排紧固件孔周围（53-30-16）。操作频率范围25kHz- 30kHz。参考试块的模拟裂纹以18°角从孔边缘向外延伸，裂纹长0.135in
（3.4mm）-0.15in(3.8mm)。检查时，使用直角探头沿紧固件周围扫查，如图4所示。发现裂纹显示，确定裂纹长度。必要时，拆除紧固件作开孔高频涡流检查。
4.2 低频涡流检查
低频涡流是检查抗剪带区域的下蒙皮下排紧固件孔周围（53-30-12），如图5所示。操作频率范围8kHz- 10kHz。参考试块的模拟裂纹长0.2in（5.0mm）。检查时，使用直角探头沿紧固件周围扫查。扫查时应注意，抗剪带边缘可能产生干扰信号。发现裂纹显示，拆除紧固件作开孔高频涡流检查确认。无论从外部或内部接近实施的低频涡流检查，由于其灵敏度低于中频和高频涡流。因此，低频检查发现裂纹尤其是小裂纹显示时，通常需要拆除紧固件作开孔高频涡流检查确认。
5、综述
本次波音发布的紧急服务通告是针对生产线号为2553-3132的737-300/400/500型飞机。实际上，之前生产的737飞机在相同区域的机身蒙皮搭接处的下蒙皮也出现过裂纹。波音在1994年11月8日和2002年10月17日先后发布了服务通告SB737-53A1177 、SB 737-53A1255。采取的检查措施也基本相同。但是，之前的两次通告要求首次检查的飞行循环数在45，000以上，远超过30，000循环。检查间隔1，200 循环，也大于本次通告要求。在SB737-53A1177通告发布以来，已报告有32架飞机共发现3， 028条裂纹（飞行循环在44,000 - 82,000之间）。裂纹初始位置在抗剪带区域的下蒙皮下排紧固件周围，次生裂纹在抗剪带之间的下蒙皮下排紧固件周围。裂纹最长0.52in。波音分析和测试表明，此类裂纹使用孔边缘0.030inX0.030in模拟裂纹的试块调整灵敏度，可以有效检查出来。在抗剪带区域的紧固件孔裂纹使用0.030inX0.030in人工切槽的试块调整灵敏度不能有效检查出来。由于该区域下蒙皮在中层，起始裂纹在多个位置。如果不能被开孔涡流检查发现，相邻裂纹可能会相连成大裂纹。如果孔周围的裂纹不能完全被去除，被保留的裂纹会继续扩展。由于被扩孔修理，裂纹达到临界长度时将导致剩余强度降低。因此，必须实施预防性修理和改装。目前，至少有数百架飞机已经实施了修理或改装。本次通告提醒我们；对于老龄飞机或30，000以上飞行循环的飞机，在阶段性维护或维修检查时应注意机身蒙皮搭接处的检查（包
括详细目视）。
(完整word版)飞机夹层结构复合材料零部件的损伤形式及修理方法
常见飞机蜂窝板损伤形式及修理方法 航空器复合材料中的蜂窝板是由薄而强的两层面板中间胶接蜂窝材料而成的一种新型复合材料，也称蜂窝层合结构(见图1)。其面板选材有金属板、玻璃纤维、石英纤维、碳纤维等；夹心材料主要有芳纶、玻璃纤维、铝合金及发泡型结构。蜂窝可制成不同的形状。飞机上的蜂窝结构是由耐腐蚀夹心、面板、衬垫、隔板（假梁）、边肋等零件胶合而成。面板与夹芯之间用胶膜胶接，蜂窝夹芯用芯子胶和耐腐蚀胶根据实际需要形状施加真空压力后加温胶接成型。 图1 蜂窝夹心板结构 一、航空复合材料蜂窝结构损伤种类 根据航空复合材料蜂窝结构部件在使用过程中可能出现损伤的情况，我们可以大致将胶接蜂窝结构部件的损伤分以下5类： 1、表面损伤 图2 典型表面凹坑 此类损伤一般通过目视检查发现，包括表面擦伤、划伤、局部轻微腐蚀、表面蒙皮裂纹、表面小凹坑和局部轻微压陷等。这类损伤一般对结构强度不产生明显的削弱。 2、脱胶及分层损伤
该损伤是指纤维层与层之间或面板与夹芯之间的树脂失效缺陷，主要通过敲击检查、超声波检测等手段发现。此类损伤一般不引起结构外观变化，大多是在生产过程中造成的初始缺陷，并在反复使用过程中缺陷不断扩展而导致的。脱胶或分层面积过大会引起整体复合材料强度的削弱，应及时予以修补。 3、单侧面板损伤 这类损伤包括单侧面板局部压陷、破裂或穿孔，一般通过目视检查即可发现。该类型损伤能使一侧面板和蜂窝夹芯都受到损伤（表面塌陷），对气动性能和结构强度影响较大。一旦发现该类损伤必须经过修理和检验确认后方能能重新使用。 4、穿透损伤 该类型损伤是指蜂窝部件出现穿透性损伤、严重压陷和较大范围的残缺损伤等。此类损伤对结构性能和强度有严重的影响，根据受损情况立即予以修理或按需更换新件。 5、内部积水 该损伤原因主要由于蜂窝结构边缘或蜂窝材料对接边缘密封不严或密封失效，在长期使用过程中由于雨水渗透、油液浸泡以及水汽冷凝而造成蜂窝夹芯出现积水。虽然一般情况蜂窝内部积水不会造成严重影响；但在冬季日夜气温变化较大的情况下，由于积液结冰膨胀将会会造成复合材料部件内部树脂基体脱胶；同时在积液的长期浸泡下也会使复合材料的树脂基体的胶接强度大幅降低而降低部件的整体性能；特别是各类复合材料制备的舵面、襟翼、翼身整流罩及发动机部件等，均应及时检查其内部蜂窝结构的积水情况并作出相应修理措施。目前该类损伤主要通过红外热成像、X-射线检测仪等手段进行检测。 二、蜂窝结构的检查方式 1、目视检查 目视检查法是使用最广泛、最直接的无损检测方法。主要借助放大镜和内窥镜观测结构表面和内部可达区域的表面，观察明显的结构变形、变色、断裂、螺钉松动等结构异常。它可以检查表面划伤、裂纹、起泡、起皱、凹痕等缺陷；尤其对透光的玻璃钢产品，可用透射光检查出内部的某些缺陷和定位，如夹杂、气泡、搭接的部位和宽度、蜂窝芯的位置和状态、镶嵌件的位置等。 2、手锤敲击法 用于单层蒙皮蜂窝结构。用手锤敲击蜂窝结构的蒙皮，根据不同的声响来判断蜂窝结构是否脱胶。敲击时，注意锤头与蒙皮垂直，力度适当，以能判断故障不损坏蒙皮表面为宜。为使判断准确，可先在试件上试验。敲击回声清脆是良好，沉闷是脱粘。 3、外场在位检测的便携式相控阵超声波C扫描检测系统
飞机蒙皮损伤维修方案Word版
飞机蒙皮损伤维修方案 一、飞机蒙皮的结构及特点 蒙皮是包围在机翼骨架外的维形构件，用粘接剂或铆钉固定于骨架上，形成机翼的气动力外形。蒙皮除了形成和维持机翼的气动外形之外，还能够承受局部气动力。早期低速飞机的蒙皮是布质的，而如今飞机的蒙皮多是用硬铝板材制成的金属蒙皮。 二、飞机蒙皮的损伤和维修 2.1 蒙皮的损伤和后果 蒙皮的常见损伤：划伤、变形、裂纹和破孔等。 蒙皮损伤的后果： ?破坏了飞机的良好气动性能 ?使损伤部位的蒙皮强度降低，承载能力下降 ?危及飞行安全。 2.1.1蒙皮轻微损伤的修理 蒙皮轻微损伤： 蒙皮某些部位产生轻微的鼓动、压坑或划伤等。 ①蒙皮鼓动的修理 ?主要采用整形加强 ?挖补 ?更换蒙皮 ?加强型材（或盒型材）的方向应垂直或平行于桁条，并至少与相邻的构件搭接一端 ?根据蒙皮的形状和搭接形式将加强型材制出相应的下陷或弧度
②蒙皮压坑的修理 蒙皮上的压坑，主要是破坏了蒙皮的光滑表面。 ?压坑微小，分布分散、且未破坏内部结构，则不必修理。 ?压坑较浅，范围较大，用无锐角且表面光滑的榔头和木顶块修整。 ?压坑较深，范围较小，不易整平时，可在压坑处钻直径为4～5mm孔，用适当的钢条打成钩形，拉起修平，然后用螺纹空心铆钉堵孔。 压坑较深，范围较大时，可在压坑处开直径为10～16mm的施工孔，用钩子钩住，锤击蒙皮四周使其恢复平整。然后安装堵盖铆钉堵孔。
当蒙皮压坑较深，且出现棱角时，可局部退火后，从棱角线周围逐步向棱角线整形收缩。为防止棱角线扩大和整形中出现大裂纹，在两端预先钻2mm止裂孔，并打光孔边。整形至基本符合外形后，在棱角线上切口，细加工整形，直到达到规定的外形，然后在切口背面铆补加强片。 2.1.2蒙皮裂纹的修理 钻止裂孔 蒙皮上的裂纹较短时（一般小于5mm），可采用钻止裂孔（直径通常为1.5～2mm）的方法止裂。
民用飞机外翼蒙皮表面损伤问题的工程处置研究
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。 阳极化是在铝合金表面均匀形成一层薄薄氧化铝的电 解工艺。由于转化涂层不影响疲劳寿命，因此，在结构修理中经常使用涂抹转化涂层的方法来替代阳极化处理，阳极化对铝合金具有很好的抗腐蚀保护作用。阳极化的方法有多种，常用的包括铬酸阳极化、硫酸阳极化、刷涂转化涂层等方法。外翼蒙皮一般都会进行阳极化处理。
浅析民航飞机机身蒙皮航线常见结构损伤简介及处理方法
浅析民航飞机机身蒙皮航线常见结构损伤简介及处理方法 摘要：本文以民航飞机为研究对象，对其机身蒙皮航线的常见结构损伤修复进 行分析。在概述结构损伤类型的技术上，对划痕、雷击、凹陷等问题的修复方法 做出说明。从技术与经验两个方面出发，帮助相关岗位技术人员提高技能水平， 为优化民航飞机的使用寿命与效果提供方法参考。 关键词：民航飞机；结构损伤；蒙皮修复 引言：飞机机身的蒙皮结构，是极其重要的组成部分。为了更好的维护飞机 的使用效果，必须在日常维护工作中，通过技术手段的完善，对结构损伤类型与 修复方法进行精确核对。在缩减飞机停场时间的同时，降低航班的运营压力，并 以此保证民航飞机的正常使用条件。 一、机身蒙皮结构损伤类型 蒙皮结构损伤，可以在损伤条件的影响效果上进行分类，并总结出以下四种 类型。其一，A类永久损伤。此类损伤对于飞机的适航性与安全性影响可以忽略 不计，仅执行损伤记录即可，无需对其作出修复与额外检查；其二，B类永久损伤。此类损伤在未发生恶化与扩展的条件下，无需进行修理，但必须以飞机的适 航性与安全性作为基本前提；其三，C类临时损伤。这类损伤必须在一定期限内 进行处理，以防发生损伤恶化；其四，D类损伤。这类损伤的影响较为明显，不 仅对飞机运行的适航性与安全性造成了明显的负面影响，其影响区间甚至已经超 出了容忍界限，必须立即对其进行修复。 另外，以损伤形式为分类标准，可以将蒙皮结构损伤分为划痕、雷击、沟槽、裂纹、磨损、腐蚀、变形等多种类型[1]。出现此类结构损伤，不仅受到外部环境 条件与操作方法的影响，甚至会对飞机的使用耗损产生影响。针对此类情况，可 以采用DFR（细节疲劳额定值）的计算方法，完成基本的磨损分析。DFR计算方 法下，可以保证分析的准确率在95%以上，并区别于实用载荷条件，作为结构本 身固有疲劳性的特征分析方法发挥作用。技术原理上，可以通过紧固件拉伸结构 获得DFR阈值的计算公式： DFR=DFRbasc·A·B·C·D·E·U·RC·η·Χ 在这一公式中，A代表孔充填系数；B代表蒙皮合金与表面的处理系数；C代 表埋头深度系数；D代表材料的叠层系数；E代表螺栓的夹紧系数；U代表凸台 有效系数；RC代表组成构件的额定疲劳数值；η为铆接厚度修正值；Χ代表其它 影响条件的修正系数。 二、机身蒙皮结构损伤处理方法 （一）划痕与雷击损伤 民航飞机在航线运行过程中如果遇到划痕与雷击损伤，可以通过打磨的方法 进行修复。在打磨之前，必须对损伤的情况作出归类，如果损伤位于非紧固件区，可将损伤20%以下的情况定义为B类损伤，如损伤覆盖在20%-50%之间可将其定 义为C类损伤，当损伤条件大于50%时，需将其作为D类损伤进行处理。如果损 伤区域为紧固件区，B类损伤则定义在10%以下，C类损伤定义在10-25%之间，25%以上的损伤情况，则需及时联系设备厂商，进行标准化修理。 方法上，首先要对修理区域进行退漆处理，然后对坑深处大于3.2mm的蒙皮 进行切除。在拆除修理区铆钉的基础上，将深度小于3.2mm的蒙皮区进行原始去读整修修复。经过目视检查后，在确认无“油罐”现象后，再对损伤区进行涡流检
飞机结构修理
飞机结构修理 飞机的机体结构通常是由蒙皮和骨架等组成。蒙皮用来构成机翼，尾翼和机身的外形，承受局部气动载荷，以及参与抵抗机翼，尾翼，机身的弯曲变形和扭转变形。骨架包括纵向构件主要包括梁和桁条组成其作用主要是承受机翼、尾翼、机身弯曲时所产生的拉力和压力；横向构件包括翼肋、隔框等，主要用来保持机翼、尾翼和机身的截面形状，并承受局部的空气动力，各类飞机大部分以铝合金作为主要结构材料。飞机上的蒙皮、梁、肋、桁条、隔框和起落架都可以用铝合金制造。因为其密度小、强度高的优点，在航空材料中得以广泛的应用。铝合金结构在使用过程不可避免地受到不同程度的损伤，如蒙皮破孔、梁缘条裂纹、框变形等，因而需要采取相应的方法加以修理，保证各个结构能够在使用中安全负载和工作。主要介绍飞机铝合金蒙皮、梁、桁、框及肋等结构的维修方法 1.飞机铝合金蒙皮 蒙皮是包围在机翼骨架外的维形构件，用粘接剂或铆钉固定于骨架上，形成机翼的气动力外形。蒙皮用来构成机翼、尾翼和机身的外形，承受局部空气动力载荷，以及参与抵抗机翼、尾翼、机身的弯曲变形和扭转变形。早期低速飞机的蒙皮是布质的，而如今飞机的蒙皮多是用硬铝板材制成的金属蒙皮。
机身蒙皮与机翼蒙皮的作用和构造相同。如衍梁、衍条、蒙皮、隔框的不同组合、可以形成机身的不同构造形式。如果蒙皮较厚，则衍梁、衍条、隔柜可以较弱；如果蒙皮较薄，则上述骨架也应该较强、较多。 2.梁的结构及特点 翼梁
翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成（如图所示），剖面多为工字型。翼梁固支在机身上。凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁，承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。 桁条与桁梁 衍条的形状、作用与机冀的衍条相似。桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承载能力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。衍梁的形状与衍条相似，但剖面尺才要大些，其作用与翼梁相似。
飞机维修
2014~2015学年第二学期 飞机结构维修（作业） （专业选修课，考查课程） 专业：飞行器制造工程 班级学号：12032237 姓名：罗千 授课教师：敖志强
目录引言 一、铝合金发展概况 二、国外几种新型合金的性能及应用 二、飞机蒙皮的结构特点和修理方法 3.1飞机蒙皮的结构及特点 3.2飞机蒙皮的损伤和维修 3.2.1蒙皮的轻微损伤的修理 3.2.2蒙皮的裂纹的修理 3.2.3蒙皮破孔的修理 3.2.4蒙皮大范围损伤的修理 三、飞机梁和长桁的修理方法 4.1梁缘条和长桁的修理 4.1.1缺口的修理 4.1.2裂纹的修理 4.1.3断裂的修理 4.2梁腹板的修理 四、隔框和翼肋的修理方法 5.1变形的修理 5.2裂纹的修理
飞机铝合金结构的修理方法和应用 引言 现代飞机常用铝合金性能、半成品形式以及热处理状态，通过对调整合金成分及含量，降低杂志含量以及新的热处理状态的研究，可以获得综合性能较好的铝合金，以适应现代飞机队材料综合性能的需求。据统计铝和铝合金占一架飞机总重量的70%，而飞机的结构件大部分是由铝合金材料构成，而铝合金结构的连接方式，仍以铆接为主，因此，飞机结构修理的主要手段仍然是铆接。 一、铝合金发展概况 自从飞机问世以来，铝合金一直被作为飞机结构的主要材料，典型的合金和状态有2024--T3(相当于我国的LYI2CZ)和7075一T6(相当于我国的LC4CS)。 早期的飞机设计思想是追求静强度，因此，以往的合金研究重点一直是放在静强度上，上述合金和状态就是依据这一思想在40年代和50年代初期研制的。宇航工业的迅速发展对机体材料提出了更高
飞机结构修理
飞机结构修理 飞机的机体结构通常就是由蒙皮与骨架等组成。蒙皮用来构成机翼,尾翼与机身的外形,承受局部气动载荷,以及参与抵抗机翼,尾翼,机身的弯曲变形与扭转变形。骨架包括纵向构件主要包括梁与桁条组成其作用主要就是承受机翼、尾翼、机身弯曲时所产生的拉力与压力;横向构件包括翼肋、隔框等,主要用来保持机翼、尾翼与机身的截面形状,并承受局部的空气动力, 各类飞机大部分以铝合金作为主要结构材料。飞机上的蒙皮、梁、肋、桁条、隔框与起落架都可以用铝合金制造。因为其密度小、强度高的优点,在航空材料中得以广泛的应用。铝合金结构在使用过程不可避免地受到不同程度的损伤,如蒙皮破孔、梁缘条裂纹、框变形等,因而需要采取相应的方法加以修理,保证各个结构能够在使用中安全负载与工作。主要介绍飞机铝合金蒙皮、梁、桁、框及肋等结构的维修方法 1、飞机铝合金蒙皮 蒙皮就是包围在机翼骨架外的维形构件,用粘接剂或铆钉固定于骨架上,形成机翼的气动力外形。蒙皮用来构成机翼、尾翼与机身的外形,承受局部空气动力载荷,以及参与抵抗机翼、尾翼、机身的弯曲变形与扭转变形。早期低速飞机的蒙皮就是布质的,而如今飞机的蒙皮多就是用硬铝板材制成的金属蒙皮。
机身蒙皮与机翼蒙皮的作用与构造相同。如衍梁、衍条、蒙皮、隔框的不同组合、可以形成机身的不同构造形式。如果蒙皮较厚,则衍梁、衍条、隔柜可以较弱;如果蒙皮较薄,则上述骨架也应该较强、较多。 2、梁的结构及特点 翼梁
翼梁就是最主要的纵向构件,它承受全部或大部分弯矩与剪力。翼梁一般由凸缘、腹板与支柱构成(如图所示),剖面多为工字型。翼梁固支在机身上。凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成,腹板用硬铝合金板材制成,与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。凸缘与腹板组成工字型梁,承受由外载荷转化而成的弯矩与剪力。 桁条与桁梁 衍条的形状、作用与机冀的衍条相似。桁条就是用铝合金挤压或板材弯制而成,铆接在蒙皮内表面,支持蒙皮以提高其承载能力,并共同将气动力分布载荷传给翼肋。衍梁的形状与衍条相似,但剖面尺才要大些,其作用与翼梁相似。
飞机结构修理
精心整理 飞机结构修理 飞机的机体结构通常是由蒙皮和骨架等组成。蒙皮用来构成机翼，尾翼和机身的外形，承受局部气动载荷，以及参与抵抗机翼，尾翼，机身的弯曲变形和扭转变形。骨架包括纵向构件主要包括梁和桁条组成其作用主要是承受机翼、尾翼、机身 1. 机身蒙皮与机翼蒙皮的作用和构造相同。如衍梁、衍条、蒙皮、隔框的不同组合、可以形成机身的不同构造形式。如果蒙皮较厚，则衍梁、衍条、隔柜可以较弱；如果蒙皮较薄，则上述骨架也应该较强、较多。 2.梁的结构及特点 翼梁
翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成（如图所示），剖面多为工字型。翼梁固支在机身上。凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁，承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。 桁条与桁梁 很 通过接头传递而来的集中力。故材料和结构都比普通隔框强。 翼肋的结构及特点 形成并维持翼剖面之形状；并将纵向骨架与蒙皮连成一体；把由蒙皮和桁条传来的空气动力载荷传递给翼梁。
普通翼肋的作用是将纵向骨架和蒙皮连成一体，把由蒙皮和桁条传来的空气动力载荷传递给翼梁，并保持翼剖面的形状。 加强翼肋就是承受有集中载荷的翼肋。 加强翼肋虽也有上述作用，但其主要是用于承受并传递自身平面内的较大的集中载荷或由于结构不连续(如大开口处)引起的附加载荷。 1 2 3 ① 更换蒙皮 加强型材（或盒型材）的方向应垂直或平行于桁条，并至少与相邻的构件搭接一端 根据蒙皮的形状和搭接形式将加强型材制出相应的下陷或弧度 ②蒙皮压坑的修理
b飞机蒙皮开裂失效维修定稿版
b飞机蒙皮开裂失效维 修 HUA system office room 【HUA16H-TTMS2A-HUAS8Q8-HUAH1688】
B737-200飞机蒙皮开裂失效维修学院航空航天工程学部（院） 专业飞行器制造工程（航空维 修） 班级 学号 姓名王永平指导教师郑双 沈阳航空航天大学 2016年 12月
课程设计任务书
课程设计任务书
摘要 通过对B737-200飞机蒙皮裂纹的宏观观察、实体显微镜观察、扫描电镜观察、金相检查以及硬度检测等，逐步分析B737-200飞机蒙皮开裂的原因。主要研究蒙皮的断裂性质因素，以及蒙皮断口的起源。同时给出了蒙皮裂纹的维修方法以及预防措施。 关键词：B737-200、飞机蒙皮裂纹、裂纹维修 目录 第1章 B737-200飞机蒙皮开裂概述.................................... 第2章 B737-200飞机蒙皮开裂实验分析................................ 2.1宏观观察....................................................... 2.2实体显微镜观察................................................. 2.3扫描电镜观察................................................... 2.4金相检验....................................................... 2.5硬度检查....................................................... 第3章 B737-200飞机蒙皮开裂综合分析............................... 第4章 B737-200飞机蒙皮开裂失效结论...............................
某型飞机铝蒙皮损伤形式与修理方案制定
长沙航空职业技术学院毕业设计（论文） 题目： 学生姓名 系别航空装备工程系 专业飞机维修 学号 指导教师程党根 职称助教 二0一一年月日 长沙航空职业技术学院
2012 届毕业生毕业设计（论文）任务书
引 言 0 一 土地资源管理概述 (2) （一）、土地资源管理的概念及特点 （二）、土地资源管理的作用及内容 二 我国土地资源的现状及存在问题 （一）（二）、我国土地结构不平衡，农地和建设用地矛盾突出 (4) （三）、我国土地管理制度不完善，管而不严的问题突出 (5) 三 如何加强城市土地管理的建议 (6) （一）、继续有效控制人口，提高土地集约化利用程度 (6) （二）、加强建设用地管理，要把规划放在首位 (7) （三）、坚持改革，完善土地资源管理体制 (9) （四）、科学定价，推进土地资源的市场化配置 (11) 结 论 (12)
致谢 (13) 参考文献 (14) 附录 (14) 附录A 设计程序清单
引言 随着改革开放的深入，市场经济的发展。目前，我国已经进入了经济高速 已经成为城市发展中面临的一个重要课题。自2003 策，从2003年7月31 建设用地管理的通知》到2006年8月31日《国务院关于加强土地调控有关问题的通知》，从《中华人民共和国土地管理法》修正案的实施，到《建设项目用地预审管理办法》修订的执行，可以看出，我国高度重视土地资源的管理，并且已经把土地资源的管理提到了具体的工作日程中。如何认识土地资源的现状，如何认识土地资源管理中存在的问题及发展趋势，如何解决这些问题，将对我国今后城市的发展，经济的发展，人民生活水平的提高具有深远的意义。
飞机蒙皮修理
飞机外部蒙皮的修理与维护 1.1关于蒙皮的概述 目录 工作条件及性能要求 材料 工艺流程 热处理工艺 飞机蒙皮是维持飞机外形，使之具有很好的空气动力特性的一层铝合金。 工作条件及性能要求 飞机蒙皮的作用是维持飞机外形，使之具有很好的空气动力特性。蒙 皮承受空气动力作用后将作用力传递到相连的机身机翼骨架上，受力复杂，加之蒙皮直接与外界接触，所以不仅要求蒙皮材料强度高、塑性好，还要 求表面光滑，有较高的抗蚀能力。 材料 一般选择 LY12 技术要求：σb =390~410MPa，σ0.2 =255~265MPa，δ 5 ≥15％。 工艺流程 轧板→退火→清理→固溶处理→拉伸成型→时效→机械加工→表面处理。 热处理工艺 495~503℃，0.4h 水冷，室温96h 以上。 民用飞机蒙皮腐蚀研究王在俊（中国民航飞行学院民航飞行技术与飞行安全科研基地四川广汉６１８３０７）摘要：统计民用飞机蒙皮油漆涂层和基体材料腐蚀的种类，分析其腐蚀机理。提出飞机蒙皮腐蚀过程为：表面油漆涂层的老化破坏，环境中的腐蚀介质渗透铝合金表面的氧化膜层到达基体材料，然后基体材料出现点腐蚀坑，再进一步发展为其它腐坑. ｌ概述飞机蒙皮受到面漆＋底漆＋阳极氧化层的保护具有良好的保护 效果，不易产生腐蚀。但随着服役时间的增加，飞机蒙皮上发现不同程度的腐
蚀。本文对民用飞机蒙皮腐蚀形式进行统计并分析其产生机理。２油漆层２．１失效形式蒙皮表面的油漆层受到光照、温度、湿度、活性阴离子等多因素影响，造成了蒙皮表面有机涂层的老化、龟裂、局部脱落等现象，图ｌ所示。（ａ）涂层表面鼓泡呻国民航飞行学院科研基金资助项目（Ｊ２００８４６，Ｊ２００９４４）（ｂ）涂层表面残留盐粒（ｃ）部分脱落的涂层表面 飞机蒙皮修理补片对气动特性的影响分析 众所周知,在现代战争中,飞机战伤抢修,是弥补航空兵部队战争损耗、补充战斗实力和保持持续作战能力最直接、最有效、最经济的途径[1],是战斗力“倍增器”,因而也是现代高技术条件下局部战争中的一个重要研究课题。飞机战伤抢修涉及到许多方面,以飞机蒙皮的抢修为例,在战伤抢修中,具有一定厚度、面积及几何形状的修理补片,势必改变飞机局部外形,从而对飞机气动特性产生影响,因此必须对其影响程度,事先进行理论的量化分析计算,以便给战伤抢修规范的制定、战时修补工艺及飞机战伤抢修后的实际飞行,提供直接而科学的参考依据,提高维修保障性、安全可靠性、快速机动性和战斗效能,取得事半功倍的效果。正是基于这些考虑,本文以某型战斗机为例,计算分析了飞机机翼蒙皮战伤修理后,修理补片对飞机气动特性和气动载荷的影响问题。 飞机蒙皮表面处理新技术 海军航空工程学院青岛分院徐丽陈跃良郁大照摘要介绍了飞机蒙皮常用的表面处理方法，概述了铝合金微弧氧化技术生成的陶瓷层的耐磨、耐蚀、强度、疲劳性能等，微弧氧化处理的陶瓷层具有优良特性，为微弧氧化技术推广到飞机蒙皮的表面处理上奠定了基础。关键词表面处理新技术微弧氧化静载特性疲劳特性飞机蒙皮 1 引言铝在自然界中分布极广，几乎占地壳中全部金属含量的三分之一[1]。它具有比重轻、易加工、导电导热性好、抗腐蚀能力强等特点，因此，铝及其合金在现代工业和航空工业中得到了广泛的应用。飞机、导弹、宇宙火箭及人造卫星均使用大量的铝及其合金，导弹的用铝量达到其全部重量的10%～
航空维修作业
2011～2012学年第一学期 航空维修技术（作业） （专业任选课，考查课程） 专业：机械设计制造及其自动化班级学号：08031328 姓名：袁为佳 授课教师：彭承明
飞机铝合金结构的修理方法和应用 袁为佳 （南昌航空大学航空制造工程学院08031328） 摘要：目前，飞机结构材料主要以铝合金为主，飞机上的蒙皮、梁、肋、桁条、隔框和起落架都可以用铝合金制造。本文主要介绍飞机铝合金结构的主要特点以及各种损坏形式和修理的方法。 关键字：铝合金、飞机、结构、修理、蒙皮、梁、长桁、隔框、翼肋。 一、飞机铝合金的结构及特点： 1.蒙皮的结构及特点： 飞机蒙皮的作用是维持飞机外形，使之具有很好的空气动力特性。蒙皮承受空气动力作用后将作用力传递到相连的机身机翼骨架上，受力复杂，加之蒙皮直接与外界接触，所以不仅要求蒙皮材料强度高、塑性好，还要求表面光滑，有较高的抗蚀能力。现在主要采用的材料为LY12。
飞机蒙皮是骨架蒙皮式机身，飞机有纵梁，隔框，桁条，蒙皮用铆钉从外面固定在上述构件上。如果铆钉脱落，蒙皮就会变形，受压的地方（如机头）会凹陷，受吸力作用的地方（如机翼上表面）会有鼓包甚至被掀起。 还有一种硬壳式机身，没有梁、桁条等，蒙皮很厚，本身就是承力构件，就不会出现上述问题。
2 梁的结构及特点： 2.1翼梁的结构及特点 翼梁（主要是凸缘）受弯曲引起的拉压，翼梁是飞机机翼结构的主要承力元件，承受飞行过程中的大部分升力和过载。翼梁由上、下凸缘(flange)和腹板（web）组成，通常在根部与机身固接，在凸缘上和蒙皮相连接。墙也叫做腹板，没有凸缘或只有很弱的凸缘。典型的翼梁传力途径：直接作用于翼梁的气动力；从机翼传到翼肋上的气动载荷以剪流式传给翼梁腹板和蒙皮，翼肋引起梁的弯矩通过腹板以轴向剪流的形式传给翼梁的上、下凸缘和腹板。 2.2衍条与桁梁 长桁作为机身结构的纵向构件，在桁条式机身中主要用以承受机身弯曲时产生的轴力。另外长桁对蒙皮有支持作用，它提高了蒙皮的受压、受剪失稳临界应力；其次它承受部分作用在蒙皮上的气动力并传给隔框，与机翼的长桁相似。桁梁的作用与长桁相似，只是截面积比长桁大。
飞机机身蒙皮凹坑损伤及修理
飞机机身蒙皮凹坑损伤及修理 一、损伤描述 某飞机在进行航后工作时，由于配餐车过于靠近飞机导致车厢上升时撞伤机身蒙皮（如下图所示）。 损伤距离后登机门后缘约1.64m，位于由FR91、FR92、STR12R和STR13R构成的BAY中。撞击在机身蒙皮上形成了一个大约155mm×75mm×5.18mm的凹坑，凹坑内部又包含若干沟槽，其中最深处的达到5.18mm。 二、制定修理方案
根据SRM PART II 53-30-01/AD52对该区域凹坑的允许损伤要求（凹坑深度不能大于3.2mm，同时凹坑的宽深比必须大于等于25），该损伤已经超出了标准，需立即进行永久修理。SRM手册中该区域蒙皮一次性的永久修理有四种，由于损伤区域位于BAY中并且距离STR12R只有25mm，采取机身外补加强修理时，补片肯定会跨越STR12R，故采用SRM PART II 53-30-01/REPAIR 63P的方法进行修理。 按照手册要求需切除所有的损伤区域，那么修理所用的补片会相当大。考虑到损伤区域的机身外轮廓弧度较大，若补片面积增大，则需要对补片进行卷曲以贴合机身外轮廓，这样就加大了施工的难度从而导致飞机AOG停场时间延长。通过与厂家协商，决定只切除凹坑中深度大于3.2mm的蒙皮，对凹坑中深度小于等于3.2mm的蒙皮进行整形。 三、损伤修理 1. 对修理区域进行褪漆。切除凹坑处深度大于3.2mm的蒙皮。 2. 拆除修理区域的铆钉。 3. 对凹坑处深度小于等于3.2mm的蒙皮进行整形以恢复蒙皮的原始曲度。 4. 详细目视检查整形后的蒙皮，确保无“油罐”现象。 5. 对损伤区域进行涡流检测来确定裂纹末端。 6. 切除裂纹的区域，切除区域的最小半径等于10.0 mm。 7. 制作修理件： 1）填充片：Al clad 2024-T3铝合金板，1.3毫米 2）加强片：Al clad 2024-T3铝合金板，1.6毫米 8. 参照图纸排列铆钉，确保铆钉排列的格式能最好地匹配可用的空间。 9. 把修理件放到要安装的位置并钻孔。 10.去除修理件及修理区域蒙皮的毛刺。 11.对修理件及修理区域的蒙皮施加阿洛丁。 12.对修理件和修理区域的蒙皮施加底漆。