飞机结构振动疲劳问题
摘要：本文简要阐明了飞机结构的动态即噪声和振动疲劳问题，并介绍美国军用规范关于动态疲劳的规定，对我国开展飞机结构振动疲劳问题的研究提出看法和建议．
关键词：飞机结构；动态疲劳；噪声；振动
1．飞机结构的疲劳与动态疲劳
众所周知，飞机在使用中会受到由于滑跑、突风、机动、着陆撞击以及坐舱增压等所造成的重复载荷的作用。出于这些重复载荷的作用，飞机结构的一些部位特别是局部高应力区，如局部应力集中区，有缺陷区等部位就会产生由于交变应力引起的疲劳裂纹，交变应力的继续作用，使疲劳裂纹不断扩展而导致疲劳破坏。这就是通常所说的飞机结构的疲劳。应该指出，在地面操作以及空中飞行中，飞机上的某些部位还始终处在于噪声环境之中，如推进系统噪声源包括：喷气噪声、螺旋桨噪声等，空气动力噪声源包括：边界源噪声、空腔噪声。冲击波噪声、气流分离噪声等都对飞机结构产生噪声激励，而产生振动应力，靠近噪声源的结构，这种振动应力尤其严重。对于某些典型结构，如舵面、平尾、垂尾、腹鳍以及外挂架等由于受到扰流的作用而产生随机振动激励，引起随机振动动力响应；从而在这些结构上的一些部位产生疲劳裂纹。这种由噪声、振动的激励而导致结构产生的疲劳现象可称之为动态疲劳(D ynamic Fatigue)以区别于前面的由突风、机动载荷等引起的飞机结构的疲劳现象。根据以上所述，动态疲劳又可分成两个部分：—是噪声疲劳，二是振动疲劳。
关于噪声疲劳问题，国内有关单位已经认识到其重要性，并从六五后期就开始投资研究，几年的研究已经取得进展，特别是军机结构声疲劳研究，如声疲劳试验技术研究、声疲劳计算方法研究及软件编制，歼x进气道声疲劳定寿研究都取得了一定成果，为今后进—步研究打下了坚实的基础。
对于振动疲劳国内已服役的机种中，也已经出现了这种问题。如歼x飞机的腹鳍、方向舵在飞行了一时间（如200—300飞行小时)后，经常出现裂纹，经初步分析已经确认为是由于随机扰流作用引起的振动疲劳问题．国营一二四厂也发现某机导弹挂架由于振动而发生螺栓的疲劳断裂。另外，直升机的振动疲劳也是急待解决的问题。
八五期间，振动疲劳强度的研究已列入“飞机动强度与动力环境研究”计划之内，并开始了初步研究。要搞好该研究，除现有成员团结协作以外，有关领导也应足够重视。在设备、经费等方面给以必要的支持是必不可少的．
2．美国军用规范关于动态疲劳的规定
美国海军飞机对动态疲劳强度方面的要求，反映在如下的四个规范中：
MIL-A-8866B (AS)
MIL-A-8868C (AS)
MIL-A-8868B (AS)
MIL-A-8870
MIL-A-8866B有关气动噪声和振动(Acroacoustic and Vibration)一节中指出：在飞机使用期内，对消除由于振动、气动噪声和其它振动载荷引起的骨架结构或部件的疲劳裂纹形成或分层或任何其它疲劳破坏的要求与MIL-A-8870的规定—致。
MIL-A-8867C是关于地面试验的规定，其中动态疲劳试验的要求包括三项试验：
1)声疲劳构件试验；
2)尾翼动态度劳试验；
3)动态疲劳构件发展试验。
关于后两项的规定指出：除了对机动载荷的疲劳试验以外，在大纲中应尽早地在尾翼上进行
动态疲劳试验。动态试验应根据在飞行振动和噪声试验期间，在全尺寸研制(FSD)飞机上测量的数据。试验施加的动态环境应比模拟预计的环境严重3.5dB，试验应进行到2倍使用寿命。然后继续试验直至4倍使用寿命或者直至一个不可修复的破坏出现。当飞机构件对于振动(除了声激励之外的振动源)敏感时，并且，它们的预计寿命小于4倍使用寿命(载荷环境应比预计的环城严重3.5dB)时，就要求进行构件研制试验。当试验持续的时间比试验件在使用激励中暴露的时间短时，模拟振动环境时，试验幅值应包含压缩因子。试验施加的加速度应比模拟预计的环境严重3.5dB，并进行到2倍使用寿命．然后继续进行试验，直至达到4倍使用寿命或者一个主要的不可修复的破坏出现为止．此外，有关测量和测试设备以及疲劳检测方法都提出了要求．
MIL-A-8868b(AS)是关于军方采购飞机时，要求的有关飞机强度资料、刚度方面的资料和报告，该规范规定了87项报告。这些报告涉及如下几个方面：
a.动态载荷、疲劳大纲、准则；
b.动态载荷环境分析；
c.动态疲劳分析；
d.确定环境和特性的实验室试验、地面试验；
e.试验计划和大纲；
f.结构动态飞行试验；
g.结构动力手册。
在23项与动态疲劳有关的报告中单独或有关振动疲劳的要求有8项：
a.振动载荷疲劳分析报告；
b.尾翼振动疲劳分析报告；
c.动态疲劳分析最终报告；
d.振动疲劳构件(元件)试验计划；
e.尾翼振动疲劳试验计划；
f.构件振动疲劳试验报告；
g.尾翼振动疲劳试验报告；
h.振动环境测量报告；
从美国(海军)军用规范的内容来看，研制新机过程中，有关振动疲劳的工作是大量的，概括起来有三方面的工作：
1）关于振动疲劳的计划、大纲和准则等；
2）关于振动环境测量和分析；
3）关于振动疲劳分析和试验．
以上是美国军用规范关于海军飞机结构振动疲劳强度问题的规定。下面谈一下笔者的意见。3．关于开展飞机结构振动疲劳研究的建议
根据国内现有机种的使用现状，确实存在着振动疲劳问题。当然完全照搬国外规范并照着执行是不切实际的。但是，为了使我国自行设计研制的飞机、直升机能够逐步接近世界先进水平，为空军、以及海军提供性能优越的飞机，为我国国防现代化做出我们应有的贡献，从现在起，作些必要的努力，着手开展飞机结构动态疲劳强度的研究势在必行．为此，我们建议：1) 深人了解并研究我国飞机结构振动疲劳问题现状
为了有针对性的研究，建议由《飞机动强度与动力环境研究》课题组领导出面，组织全国性的小型工作会议。每一主机厂、所、使用单位和部队以及有关院、校可派1-2人参加，研讨飞机振动疲劳问题现状，除了对国外主要规范作深入了解以外，重点是了解我国军机出现的振动疲劳强度问题．研讨这些问题对飞机安全性、战术技术性能等有什么影响，论证飞机结构振动疲劳强度研究的必要性、可性行等．
2) 制定飞机结构振动疲劳研讨计划
在了解现状的基础上，结合当前国力情况，列出最急待解决的问题，最主要的研讨内容和课题，制定确实可行的短期和长远规划。
3) 组织建立飞机结构振动疲劳研究课题组
在以上两项基础上，建议组成一个适当规模的课题组。课题组可由主机厂、所、院校和六二三所组成，各单位有重点地开展研究，互相之间分工协作．如主机厂、所重点研究具体机种振动环境的测量和分析；六二三所和有关院校重点研究结构振动疲劳试验和分析技术。各单位互相配合，成果共享．
本文只打算起一个抛砖引玉的效果。文中缺点、错误，还希望有兴趣的读者多加批评指正．谢谢。
结构振动疲劳基础问题研究
（一）国内外研究现状
振动环境工程（vibration environmental engineering）作为环境工程的一个分支，它是保证产品特别是军工产品的研制生产达到预期使用要求的重要技术支持[1]。振动环境工程主要包括四个组成部分：振动环境条件、振动环境效应、振动环境适应性设计和振动环境试验。振动环境效应是研究振动环境对产品结构和性能所造成的不利影响，迄今为止，振动环境效应的研究成果主要来源于实践经验和终结。根据各种振动诱发故障的统计，振动环境可能导致的最常见的故障模式是振动疲劳。
振动疲劳的产生也是现代疲劳强度理论发展的必然结果。随着现代科学技术的发展，人们不断研制出速度越来越高、功率越来越大的机械设备，以适应航空航天、交通运输、武器装备以及石油开采等领域在功率和速度方面提出的日益增长的要求，这一发展趋势对于现代疲劳强度理论的发展起着深刻的影响。第二次世界大战以来，发生了多起飞机疲劳失事事故，在动力机械的其它领域中，也发生过各种各样的疲劳事故，这使得结构在振动环境下的疲劳破坏，成为突出的问题。随着结构动力技术渗透到结构设计的各个领域，结构的动力特性对结构破坏的影响不可忽视，动态特性已成为现代疲劳破坏的重要特征，为机械结构在抗疲劳设计方面带来了革命性的变化，并大大促进现代疲劳向考虑结构动力特性的疲劳理论方向发展。20世纪60年代CRANDALL[13]和70年代国内航空领域[14-15]提出的振动疲劳研究反映了这一发展趋势。
疲劳可以分为常规疲劳、断裂疲劳以及振动疲劳。它们分别以弹塑性力学、断裂力学、结构动力学为理论基础。三种疲劳破坏没有本质的差异，只是研究方法和分析疲劳时考虑的因素不一样，同时也反映了疲劳研究不断发展与精确化的过程。
表1简略地分析了这三种疲劳研究的差异。
表1 常规疲劳、断裂疲劳以及振动疲劳
常规疲劳断裂疲劳振动疲劳
理论基础弹塑性力学断裂力学结构动力学
疲劳响应应力循环裂纹扩展应力循环加结构共振
研究方法试验研究为主试验研究为主试验研究为主
由于近代工业水平的快速发展，各种机械设备之中存在大量的振动问题，因振动引起的疲劳破坏问题日益突出，进一步推动了发展以结构动力学为理论基础的振动疲劳研究阶段。19世纪50年{BANNED}始，随机振动理论与方法在航空航天工业中开始应用。1963年[13]首先提出了振动疲劳的定义，它指出：“振动疲劳是指振动载荷作用下产生的具有不可逆且累积性的结构损伤或破坏。”这一定义对于常规疲劳强度理论并没有带来显著的改变，也没有涉及振动疲劳现象的动力学本质。
20世纪70年由于发展加速振动强度试验的需要，国内工程技术人员就已经提出了振动疲劳[14-15]这一新的概念。随后陆续有研究人员[16-18]对振动疲劳强度这一新的问题展开了一系列相关方面的研究，但研究内容主要集中在振动疲劳的基本定义、振动疲劳寿命计算方法以及振动与疲劳裂纹相互影响等方面。姚起杭等人[19-21]认为“振动疲劳是结构所受动态交变载荷(如振动、冲击、噪声载荷等)的频率分布与结构固有频率分布具有交集或相接近，从而使结构产生共振所导致的疲劳破坏现象，也可以直接说成是结构受到重复载荷作用激起结构共振所导致的疲劳破坏。所以只有结构在共振带宽内或其附近受到激励导致的共振破坏才属于振动疲劳破坏，否则都属于静态疲劳问题。”孙伟[22]在其学位论文中将振动疲劳定义为：“当振动频率与结构模态频率相当时，即可视为振动疲劳问题；如果频率远小于结构模态频率时(频率在几或十几)，就是普通疲劳问题；当振动频率远大于结构模态频率，以至于与声波频率相当时，即可视为声疲劳进行处理。” [23]在其学位论文中也提到振动疲劳一词，它指出振动疲劳与噪声和频率有关。虽然他们给出的定义不完全相同，但是都认为结构的振动疲劳与循环载荷的变化频率、结构的固有频率、交变应力的大小以及结构对循环载荷的动力响应等因素密切相关。
在结构振动疲劳寿命估算方法方面。王明珠等人[24]提出了一种结构随机振动疲劳寿命估算的样本法，通过该样本法能够处理在频域内利用谱密度描述的宽带随机振动载荷的情况。张积亭等人[25]提出了一种随机振动疲劳寿命预计的简便数据处理方法，该方法将随机响应功率谱密度求出的特征频率作为平均频率进行数据处理。安刚[26]等人根据自相关函数的极限性获得结构响应应力的统计特性，然后进行疲劳寿命分析。吴启鹤等人[27]和[28] 根据
给出的方法从随机载荷历程的功率谱密度( PSD) 中求得载荷幅值的概率分布函数，然后应用累积损伤理论估算结构振动疲劳寿命。王长武[29]等对机载设备进行了随机振动疲劳寿命的仿真分析。周敏亮等人[30]对国内外几十年来形成的主要的振动疲劳分析方法进行了归纳整理，为飞机设计和维修提供振动疲劳的设计与分析技术支持文献。黄超广等人[31]提出了一种正弦激振载荷作用下结构的疲劳寿命估算方法，并应用Visual Fortran6.5程序平台开发出相应的振动疲劳分析程序。王荣乾[32]在学位论文中基于模态分析理论、随机振动理论和随机疲劳理论，利用有限元对新旧机柜上电子设备的动态性能和机柜的疲劳性能分别进行了计算分析。等人[33]研究了裂纹板的随机载荷下的疲劳寿命。
除此之外，还对振动疲劳强度问题开展了大量的其它相关研究。陆榕海等人[34] 针对发动机涡轮叶片的振动及振动疲劳破坏进行了理论分析，结果表明叶片的抗振动疲劳的能力主要取决于材料性质及叶片的形式、表面状态, 而与静强度无关。[35]研究了装备中的小口径管道的振动疲劳问题。 [36]利用有限元法，基于功率谱密度函数，在频域内分析了随机振动载荷作用下的疲劳破坏。等人[37-39]研制了一种能够用于多种动态载荷作用下的振动疲劳试验装置，并利用该振动疲劳试验系统研究振动疲劳裂纹的扩展行为。 [40]和[41]等人也分别对振动疲劳的试验方法和试验装置进行了研究。另外，还有很多研究人员[42~51]分别
从不同的角度研究了振动疲劳强度各个方面的问题。
（二）立项依据与研究意义
疲劳（Fatigue）是指结构的材料、零件和构件在循环载荷作用下，在某点或某些点产生局部的永久性损伤，并在一定循环次数后形成裂纹、并使裂纹进一步扩展直到完全断裂的现象。影响结构疲劳的因素有很多，包括应力应变集中、结构尺寸、表面状况、载荷类型、温度、腐蚀介质以及振动等环境。振动疲劳(Vibration Fatigue)则是研究振动环境下结构及零件的疲劳与破坏过程。
随着现代工程技术的发展，各种生产设备、运输机械以及武器装备正朝着高速、大功率的方向发展，使得结构的振动环境越来越复杂，各种振动问题成为工程界越来越受关注的问题。发电机运转时要经受转子（包括柴油机的曲轴）旋转不平衡而产生的离心力，离心力方向的周期性变化，使机座承受周期交变的动载荷。汽轮机运行时要经受转子高速旋转而产生的周期性激振力以及气道气流压力沿节距的不均匀分布所引起的周期性激振力等振动载荷。汽车行驶时要经受发动机产生的振动和噪声以及地面不平、紧急刹车等引起的振动载荷。各种武器装备发射时要经受武器发射、投放、弹射等动作产生的振动载荷。特别是近代航空航天工业的发展，各种飞行器由于振动引起的破坏问题特别突出。飞机在飞行过程中结构要经受发动机产生的振动和噪声、各种非平稳气动力、着陆滑行及某些地面机动产生的振动冲击等动态载荷。火箭在飞行过程中要经受推力、气动和燃气流冲击等动态载荷。振动存在于空间飞行器的发射、飞行、直至完成使命的全部过程。
振动载荷不仅影响机器的正常运转，还会因为强度问题引起破坏。通常由振动引起的破坏形式主要包括振动疲劳破坏、振动峰值破坏以及振动一次通过破坏三种。振动疲劳破坏是振动破坏最常见的形式，它不同于其它任何形式的过载破坏。显然，振动与疲劳密切相关。虽然工程界对疲劳强度已经开展了大量的研究，包括对疲劳寿命曲线、疲劳累积损伤准则、疲劳寿命计算方法以及疲劳强度影响因素等各方面的研究，但很少有关振动环境对疲劳强度影响的研究。由于对振动疲劳缺乏系统和深入的研究与分析，致使对振动疲劳的动力学本质还没有深刻的认识。
为了具体说明开展振动疲劳研究的重要意义，下面举几个典型的实例。
1）飞机由于结构疲劳破坏发生而失事[1]。
1979年，一架美国的“DC-10”大型客机在芝加哥奥黑尔国际机场起飞不久就坠毁。
1985年8月，日航的一架5ALl23客机，由于后部压力隔板的开裂而坠毁。
2002年5月，台湾中华航空公司一架波音747客机在台湾海峡领空突然解体，造成225人遇难。
事后的调查结果显示，上述的机毁人亡事故均是由飞机结构的疲劳破坏引起的。
2）汽轮机叶片的振动疲劳失效[2]。
大量的振动疲劳失效问题[3-9]已经说明对振动疲劳强度问题展开专门的研究已经成为现代航空航天、交通运输、武器装备等领域急需解决的基础问题。因此开展振动环境下疲劳强度问题的研究具有以下意义：
[1] 可深入了解结构振动损伤及破坏的本质。进一步在结构的振动设计中，可定性分析及定量计算结构或零件所经受的疲劳损伤程度；在产品疲劳设计过程中，结合振动疲劳的理论及疲劳设计准则，对提高产品可靠性，优化结构设计及最小重量设计都有重大的意义。[2] 可全面了解不同结构的振动特性与振动响应分析，在振动环境下结构的破坏机理，结构的疲劳与振动特性之间的关系及分析影响结构强度的主要因素，对实际工程结构的设计、结构制造工艺的改进和振动破坏的预防，保证飞行器的安全可靠性有重要的意义。
[3] 可确定振动疲劳损伤和失效原因，为结构改进设计、规范操作及限定结构使用环境提供参考依据。
飞机结构疲劳强度与断裂分析 院系：北方科技学院 专业：自动化 姓名：潘星宇 学号：B04130219
一、疲劳的基本概念 （一）、疲劳破坏的特征 1、在交变的工作应力远小于材料的强度极限，甚至比屈服极限还小的情况下，破坏就可以发生。 2、疲劳破坏是一个累积损伤的过程，要经过一定的时间历程在交变应力多次循环之后才突然发生。 3、疲劳破坏时没有明显的塑性变形。即使塑性较好的材料，破坏时也象脆性材料那样，只有很小的塑性变形。因此，疲劳破坏事前不易察觉。 4、疲劳破坏的断口有明显的特征，总是呈现两个不同的区域，一个是比较光滑的区域，叫做疲劳区，内有弧形线条，叫做疲劳线；另一个是比较糙的区域，叫做瞬时断裂区。此区域内没有疲劳线。 （二）、疲劳破坏的原因 疲劳破坏的原因 内因：构件外形尺寸的突变或材料内部有缺陷 外因：构件要承受有交变载荷（或交变应力） 在交变应力长期作用下，在构件外形突变处，或材料有缺陷处出现应力集中，逐步形成了非常细微的裂纹（即疲劳源），在裂纹尖端产生严重的应力集中，促使裂纹逐渐扩展，构件截面不断削弱。当裂纹扩展到一定程度，在偶然的超载冲击下，构件就会沿削弱了的截面发生突然断裂。 二、飞机结构承受的交变载荷 （一）、飞机结构承受的疲劳载荷 1.机动载荷 它是由于飞机在机动飞行中，过载的大小和方向不断改变而使飞机承受的气动交变载荷。机动载荷用飞机过载的大小和次数来表示。 2.突风载荷 它是由于飞机在不稳定气流中飞行时，受到不同方向和不同强度的突风作用而使飞机承受的气动交变载荷。 3.地－空－地循环载荷 飞机在地面停放或在地面滑行时，机翼在本身重量和设备重量作用下，承受向下的弯矩，但飞机离地起飞后，机翼在升力作用下，承受向上的弯矩。这种起落一次交变一次的载荷，称为地－空－地循环载荷。这是一种时间长、幅值大的载荷。 4.着陆撞击载荷 它是由于飞机着陆接地后，起落架的弹性引起飞机颠簸加到飞机上的重复载荷。 5.地面滑行载荷 它是由于飞机在地面滑行时因跑道不平引起颠簸，或由于刹车、转弯、牵引等地面操纵而加到飞机上的重复载荷。 6.座舱增压载荷 这是由于座舱增压和卸压，而加给座舱周围构件的重复载荷。 在以上几种疲劳载荷中，对歼击机影响最大的是机动载荷、着陆撞击载荷和地面滑行载荷。（二）、交变应力 在上述交变载荷作用下，构件内部的应力也将是周期性变化的“交变应力”。 当交变应力规则地变化时，可以用正弦波形表示应力随时间变化的情况。由图2可见，交变应力在两个极值之间作用周期性的变化。这两个极值中大的一个叫做“最大应力”，小的一个叫做“最小应力”。
第一章绪论 1.1 材料腐蚀的基本概念 腐蚀是一种自发过程。 腐蚀是由于环境作用引起的材料的破坏和变质。 从这个定义可以看出，材料（或结构）是否会发生腐蚀破坏，既取决于材料本身的性质，也与环境有关。 导致材料发生腐蚀的环境因素构成了腐蚀环境。腐蚀环境包括总体环境（大气环境）和工作环境。 随着非金属材料（塑料、橡胶，以及树脂基复合材料等）越来越多地用作工程材料，非金属材料的环境破坏现象也越来越引起人们的重视。因此，腐蚀科学家们主张把腐蚀的定义扩展到所有材料（金属和非金属材料）。 环境因素可以是机械的、物理的或化学的。如载荷造成的断裂和磨损，光和热造成的老化，氧化剂造成的氧化等。从这个意义来说，所有的材料破坏都可认为是腐蚀。这是腐蚀的广义概念。 但由机械的或物理的因素造成的材料或结构破坏，以及某些材料的老化等破坏形式，有专门的研究方法。所以通常所说的腐蚀是指由于环境因素与材料之间发生化学反应造成的破坏。这是腐蚀的狭义概念。 本课程中将主要介绍金属材料由于环境中化学因素造成的腐蚀及其控制。 1.2 研究材料腐蚀的重要性 材料腐蚀问题遍及国民经济的各个领域。从日常生活到交通运输、机械、化工、冶金，从尖端科学技术到国防工业，凡是使用材料的地方，都不同程度地存在着腐蚀问题。腐蚀给社会带来巨大的经济损失，造成了灾难性事故，耗竭了宝贵的资源与能源，污染了环境，阻碍了高科技的正常发展。 一、腐蚀给国民经济带来巨大损失 以金属材料为例，每年由于腐蚀而造成的经济损失约占国民经济生产总值的2%~4%（表1.1）。这些损失中包含了腐蚀的直接损失和间接损失，包括了浪费的材料和能源、腐蚀引起的原材料或产品的流失或污染、因腐蚀失效而损失的设备和结构、腐蚀降低设备性能造成的损失、因腐蚀造成的误工停产、因腐蚀导致的维修费用、控制腐蚀带来的费用，和因腐蚀造成的毒害物质泄漏所污染环境的治理费用等等。 表1.1 腐蚀造成经济损失的统计数据 国家统计年份腐蚀造成的经济损失占当年国民生产总值的百分比 美国1975 700亿美元 4.2% 1982 1260亿美元-
目录 第1章总论 1.1 历史回顾与认识 1.2 飞机结构故障形式及其危害 1.3 故障成因分析方法 1.4 故障治理方法 1.5 值得反思地问题 第2章复合材料调节板前缘断裂故障分析及设计改进 2.1 引论 2.2 复合材料调节板前缘结构失效分析 2.3 调节板前缘结构设计改进 2.4 调节板前结构改进实施效果 2.5 经验教训 第3章歼8飞机后减速板断裂故障治理 3.1 引论 3.2 减速板失效分析 3.3 后减速板结构设计改进 3.4 后减速板改进地实施效果
3.5 经验教训 第4章歼8飞机第42框腐蚀损伤与综合治理 4.1 引论 4.2 第42框下半框腐蚀开裂失效分析 4.3 第42框下半框腐蚀故障修理 4.4 下半框补强修理、改进设计地效果 4.5 经验与教训 第5章歼8飞机腹鳍结构故障分析与治理 第6章歼8飞机后机身尾尖结构故障综合治理 第7章准全尺寸疲劳试验翼身组合体翼根结构设计改进第8章平尾静力试验断裂失效与设计改进 第9章歼8飞机机翼第2梁腐蚀失效分析与修理 第10章歼8飞机机翼第1梁片耳片应力腐蚀控制 第11章歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析及处理第12章歼8飞机空速管断裂与前轮摆振故障治理
简介 歼八类型飞机是上世纪70年代是由中国沈阳飞机研究所和沈阳飞机制造公司研制和生产地高空高速战斗机,属于第二代战斗机,也被称为世界上最后一种第二代战斗机.相继研制出歼8白天型,全天型,歼8Ⅱ.特别是在歼8白天型飞机基础上研制出了歼8Ⅱ型飞机,歼8Ⅱ型飞机适用于国土防空作战,歼8Ⅱ型飞机现成为中国国土防空地主战机 型.矚慫润厲钐瘗睞枥庑赖。 歼-8地发展重点是武器系统、火控系统、机载电子设备和动力装置.为给大口径雷达天线提供空间,采用两侧进气方式,这也是该机与歼-8最大地外观区别.聞創沟燴鐺險爱氇谴净。 歼-8Ⅱ换装了两台涡喷-13A双转子发动机,单台推力6600千克.发动机推力地提高,可提高飞机地中低空机动性,也使起飞着陆性能得到改善；外挂增加至七个,可悬挂多种武器或副油箱,使飞机具有全天候拦截能力并兼有对地攻击能力,并装备了雷达制
陕西航空职业技术学院毕业论文 绪论 腐蚀控制是实现飞机结构长寿命、高可靠性、低维修成本的重要保证。为提高飞机，尤其是特种飞机，如水上飞机、舰载机的安全使用寿命，低维护费用，保证飞行安全，必须认真研究探索飞机的腐蚀规律及腐蚀损伤机理，把传统的腐蚀控制技术与新兴的防腐手段结合起来。加强飞机制造厂、机务保障人员防腐意识教育与技能培训。改善维护手段，提高飞机的日常保养与管理能力，使飞机向“长寿命、高可靠性、良好的可检性和维修性”方向发展在以往飞机设计中，一般没有明确密封、排水、腐蚀防护等特殊要求和使用中的防腐蚀控制措施。尤其是在沿海地区使用的飞机服役环境比较恶劣。 随飞机使用寿命的增加，飞机结构中占70%以上的高强度铝合金材料腐蚀严重。且高强度铝合金所发生的腐蚀是一种局部腐蚀，在同一腐蚀环境条件下，同一架飞机上所发生的腐蚀严重程度差别较大。即使是飞机上同一部位或同一个结构件，因腐蚀的具体环境存在差异，有的地方发生腐蚀，有的不腐蚀，腐蚀坑的深度、面积差异也较大。这主要是高强度铝合金材料腐蚀的发生具有随机性和偶然性。从飞机外场维护的角度来看，外场检查中一旦发现腐蚀部位，按技术要求要马上进行防腐处理。因此很难在飞机构件上得到同一部位腐蚀坑连续扩展数据。故采用数理统计的方法，结合某型飞机大修及外场维护中得到的部分腐蚀数据进行统计处理，研究其腐蚀失效模型及腐蚀损伤规律，以提高外场腐蚀实测数据的应用可靠性。
第一章飞机的腐蚀类型 第一章飞机的主要腐蚀类型 从飞机设计和制造来看，不同金属的零部件相接触，造成不同金属之间的电位差和导电通路。而各个部件组装在一起时，缝隙会存水和脏物形成电解质。有些结构由于受力的需要又处于高应力状态形成应力腐蚀的根源。而在制造过程中，由于生产工艺不当，保护性涂层做得不好，缺乏腐蚀控制措施等等原因，都可能带来腐蚀的隐患。而在飞机使用过程中，飞行环境的恶劣，飞机表面涂层损坏，运输牲畜、海鲜等易产生强电解液体的货物都会使飞机结构产生腐蚀问题。偶然污染如水银外溢，化学品外溢，厕所、厨房污物外溢和灭火剂残留物等，也都可能造成直接或间接的腐蚀。而不恰当的飞机维修和勤务，也会使飞机面临更多的腐蚀问题。 飞机的腐蚀按其成因来分，主要可分为电化学腐蚀、表面锈蚀、应力腐蚀三大类，而电化学腐蚀是目前飞机最普遍和最严重的结构腐蚀之一。 电化学腐蚀是金属材料与电解质溶液接触时，在界面上发生有自由电子参加的广义氧化和广义还原反应，使金属元素以及晶格间的排列顺序发生改变，从而改变了原有金属的化学、物理、力学等性能。 飞机金属结构件的腐蚀大多数属于电化学腐蚀。飞机的结构腐蚀如果不能得到有效的预防和控制，会造成结构修理工作量加大、修理周期延长、结构件大面积的加强和更换，由此导致很大的直接和间接经济损失，并造成飞机自身的不安全隐患。 1.1腐蚀原因分析 1.1.1潮湿空气腐蚀环境 潮湿空气是造成飞机结构腐蚀的重要因素之一。潮湿空气与地理环境是紧密相连的，我国地理环境和气候条件十分复杂，受季风影响明显，全国大部地区都处在温暖而潮湿的东南季风和西南季风控制下，暖季节时比世界上同纬度的国家和地区的温度高，相对湿度和降雨量大。这些都是我国各机场的飞机腐蚀问题较为严重的一个非常重要的原因。 1.1.2海洋大气腐蚀环境 海洋大气的特点是湿度高、含盐量高，也就是说含有大量的氯离子。这些氯
飞机结构疲劳寿命指标分析 □西北工业大学李航航宋笔锋 □北京航空工程技术研究中心李京珊 摘要： 从现代飞机设计思想的发展演化和确定飞机结构疲劳寿命指标的重要性分析入手，研究分析了国外多种战斗机结构使用寿命问题，深入探讨了这些战斗机在确定机体结构寿命指标时的内在因素和实际方法，提出了确定飞机结构寿命指标的具体原则和研究结论。 关键词：结构疲劳寿命指标 早期设计的飞机并没有明确的寿命指标。到了20世纪50年代，人类历史上第一架喷气式旅客机英国"彗星"号在飞行中，接连发生爆炸坠海事故，一时引起世界震惊。经研究是飞机气密座舱因飞行高度变化，不断受到增压、减压循环作用，导致机身金属结构出现疲劳效应而断裂破坏所引起的。这说明，按照静强度、刚度设计的飞机，并不能保证其使用安全，飞机设计中必须考虑安全使用寿命问题。最初，解决这一问题的指导思想就是采用安全寿命设计。但是真正采用了安全寿命设计思想以后，还是不断有飞机出现事故。1969年，美国空军的一架F-111飞机机翼枢轴接头，在飞行训练中突然断裂，造成机毁人亡。当时飞机仅仅用了100多个飞行小时，远没有达到安全寿命使用期。此后，F-5A、KC-135、F-4等飞机接连发生类似事故。进一步证明了采用安全寿命思想设计的飞机并不能保证在安全期内的使用安全。随着结构分析、理论研究水平的不断提高，特别是断裂力学理论的应用与发展，人们开始提出了损伤容限设计思想，就是在飞机设计中采用安全寿命/损伤容限设计，以保证飞机在使用寿命周期内的使用安全。随着对飞机高性能、长寿命、高可靠性以及完整性要求的不断提高，飞机的研制成本和使用维护费用急剧增加。为此又提出了全寿命周期费用概念，并在飞机设计阶段就采取有效措施以降低飞机的全寿命周期费用。因此，在飞机设计和使用中采用了经济寿命概念，从而形成了耐久性设计思想。 通过飞机设计思想的不断变化，不仅提高了飞机的使用安全性，大大降低了飞机的结构重量，同时也提高了飞机的使用经济性。特别是耐久性/损伤容限设计思想提高了飞机结构分析的精确性，降低了结构寿命的分散性，提高了飞机服役期间的安全性和可靠性，使得现代飞机的结构寿命指标得以大幅提高。 一、飞机结构寿命指标研究的意义 飞机机体结构寿命是衡量飞机平台设计技术水平和使用经济性的重要技术指标。结构重量系数低、飞行小时和使用年限长的飞机不仅服役时间长，出勤率高，而且具有更好的技术性能和使用经济性能。因此实现低结构重量系数、高飞行小时和长使用年限是飞机结构设计技术不断追求的技术目标。实现这一目标是要靠飞机的安全寿命/破损安全设计、安全寿命/损伤容限设计和耐久性/损伤容限设计等先进的飞机结构设计思想来保证的。 过去，战斗机的安全寿命只有1000～2000飞行小时，20世纪70年代提高到了3000～4000飞行小时，80年代后期达到了6000～8000飞行小时。对于大型运输机、轰炸机，甚至达到了几万飞行小时。飞机的日历使用时间也从10年、15年、20年提
飞机结构力学课程设计报告——简易机翼结构的静力和振动分析报告 班级：080146A 学号：080146121 姓名：齐嘉伟 提交日期：2010.12.30
一、问题描述 本课题研究对象为一个简易的下单翼机翼模型，机翼受一个与机身相接处的约束，和三个方向的作用力，上蒙皮、下蒙皮，和前方气流的作用力，模型将机翼简化成一个5面体，除去了弯曲平面，和内部的空心结构也集成为一个实体，然后再机翼与机身连接处，被固支。分析机翼的变形和受力情况就是该课题的意义所在 二、几何模型的建立 机翼被简化为一个5面体，具体如下 建立模型首先计算出所需数据， ， 翼长最长处长度 为200，前缘短边处 长度为170，翼根与 机身平行的宽度为 70
由于设计的是 下单翼，所以存在 一定的倾斜度，前 缘位置下偏出60， 后缘位置下偏出80，翼跟与机翼垂 直位置的长度为50 在建立模型之 后的基础上建立约 束和作用力上蒙皮 受力为1000，下蒙 皮受力为2300，正 面冲击力为2000， 翼根处的约束固定 为0 在 此 基 础
上，建立几何模型，先建立点的坐标，然后汇集成线、在聚集成面，选取5面体——形成体的选项，成为一个封闭的体的形状。 三、有限元网格的划分 每一边划分20个网格种子，然后全选整个体，自动成为一个多元网格 四、材料与属性的定义 然后，创建、添加材料，在Material面板中，创建
由于是3D模型，创建3D材料——al，由于多数航空材料为铝合金，大致取7e5的弹性模量和0.3的柏松比，然后在Properties中创建3D固体，取名P加载 五、分析结果
飞机结构疲劳强度与断裂发展现状与发展趋势 领空权对于任何一个国家都是非常重要的,飞机的先进,是领空权的保证.飞机更是国家的国防的重要力量,提高飞机的性能更是每个军事大国追求的目标.飞机的结构抗疲劳强度与断裂强度是飞机性能的重要体现.通过这学期的学习,和老师耐心的讲解,我对我国飞机结构疲劳强度与断裂发展现状与发展趋势有了更进一步的了解. 疲劳强度是指飞机结果在无限多次交变载荷作用下而不破坏的最大应力称为疲劳强度或疲劳极限。实际上，飞机结构并不可能作无限多次交变载荷试验。 断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。 许多飞机结果，如轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等，在工作过程中各点的应力随时间作周期性的变化，这种随时间作周期性变化的应力称为交变应力（也称循环应力）。在交变应力的作用下，虽然零件所承受的应力低于材料的屈服点，但经过较长时间的工作后会产生裂纹或突然发生完全断裂。 疲劳破坏是机械零件失效的主要原因之一。据统计，在飞机结构失效中大约有80%以上属于疲劳破坏，而且疲劳破坏前没有明显的变形，所以疲劳破坏经常造成重大事故，所以对于轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等承受交变载荷的零件要选择疲劳强度较好的材料来制造。 疲劳失效是金属材料常见的失效形式,特别是轴类,连杆,轴承类等零件,长期在应力下工作的工件材料都要求较高的疲劳强度,这样的可以提高零件的使用寿命。疲劳强度同时还与硬度、强度、韧性有较大关系，所以他是金属材料的重要力学性能指标 航空工业作为技术密集、知识密集的高技术产业，集材料、机械、发动机、空气动力、电子、超密集加工、特种工艺等各种前沿技术之大成。目前，国际航空技术发达国家早已实施损伤容限耐久性规范，并成为国际适航性条例要求。然而，在飞机结构的三维损伤容限耐久性预测设计方面，由于研究队伍严重萎缩，国际上的实质性进展非常缓慢，三维损伤容限耐久性技术的发展停滞不前。与此同时，现代飞机大量使用三维整体结构，已有技术与需求的矛盾更加突出。 这一现状的存在，使得国内外的设计者们在已有技术基础上不得不依靠更加实际、但耗资巨大的全机试验和各级全尺寸部件试验来检验飞机结构的损伤容限和耐久性，虚拟试验的科学基础欠缺。近年随着计算机容量逐渐满足三维断裂分析的需要，国际上三维试验和数值研究骤增，多尺度研究骤增，虚拟试验的概念形成并得以应用。有影响和代表水平的工作主要出自美国NASA以Newman为主的研究组、英国Sheffield大学Code公司及其研究组、法国宇航院(ONERA)、瑞典航空研究实验室(FOI，德文首字)研究组，荷兰国防动力研究实验室、澳大利亚国防科技组织(DSTO)等[5-8]。但是其损伤容限耐久性技术依据的理论基础仍然是二维疲劳断裂理论，未取得本质上的突破，考虑三维约束的疲劳寿命分析模型也都是建立在大量经验参数基础上的。近年，我国某飞机设计行业以及相关单位已成功实现全数字化设计、制造，一些重点型号工程在设计阶段就已全面实施损伤容限与耐久性规范，开展了大量全尺寸静力、疲劳/耐久性和损伤容限试验，建立起宝贵的经验和高素质的队伍以及组织管理体系。然而，基于试验来保证性能的经验设计方法存在明显的局限：全尺寸试验之前主要是经验估计，如各种安全系数法，对经验积累依赖严重，不利创新发展；试验或一定要设法满足设计要
BI YE SHE JI （20 届） 飞机结构的腐蚀与防护 所在学院 专业班级飞机结构修理 学生姓名学号 指导教师职称 完成日期年月
摘要 随着飞机服役的时间不断增加，腐蚀的检查与防护变得非常重要。由于飞机腐蚀造成的飞机事故屡屡发生，给人们带来了非常严重的损失。因此,飞机的腐蚀与防护得到了大家的重视。本文主要介绍了影响飞机腐蚀的因素、飞机腐蚀的种类以及去腐蚀的方法和简单的预防维护措施。 关键词：影响因素、腐蚀类型、去腐蚀、防护
ABSTRACT With the increase of aircraft service time, the effective inspection of corrosion and the protection has become more and more important. Due to corrosion of aircraft accidents frequently occur, it brings the serious loss. Therefore, the inspection of corrosion and prevention should be paid much attention .This article discusses in detail aircraft corrosion type and relevant inspection. Finally, some kinds of preventive maintenance measures will be introduced in this paper. Key Words: Influence factors, the types of corrosion, corrosion and protection
谈谈飞机结构的疲劳与腐蚀 冷战结束后，由于东西方的军事对峙趋缓及全球性的经济不景气，各国的国防经费都遭到大幅度缩减，使大多数国家的军用飞机都需要延长使用年限，如此虽然可节省采购新机的花费，但老飞机结构上最令人头痛的疲劳与腐蚀，则是延长服役期限时必须严肃以对的课题。 前言 东西方冷战时期，西方国家军用飞机的设计使用年限通常是20年到30年，为了维持对苏联的军事优势，这些军用飞机在到达使用年限后都会予以退役，但自1991年苏联瓦解后，双方的军事对峙一夜之间骤然消失，维持军事优势已无必要性，加上本世纪初的全球性经济不景气，国防经费遭到大幅度删减，使得许多国家的军用飞机在到达使用年限后仍然得继续服役，部分机型的服役时间甚至高达50年以上。 B-52“同温层堡垒”（Stratofortress）轰炸机是冷战时期美国的核轰炸主力，最后一架B-52H于1962年出厂，原本预定在服役30年后的1992年退役，如今美国空军决定该机得继续服役到2040年，届时服役时间将逼近80岁，堪称是爷爷级的古董机。而于1961年进入美国空军服役的T-38“禽爪”（Talon）喷气教练机，原设计服役寿命为7,000飞行小时，但经过数次性能提升延长服役寿命后，在2013年时的实际飞行时数已达15,000飞行小时，等到预计的2026年退役时，实际飞行时数将达23,000小时，为原本设计值的3倍多。
T-38在1997~2001年的世纪之交更换了全新机翼，老机得以开新花 延长飞机使用年限固然可以省下采购新飞机的经费，但伴随着飞机使用时间的增加，飞机结构的疲劳（fatigue）及腐蚀（corrosion）问题也会随之一一浮现。根据一份1997年发表的研究报告，从1954年到1995年这40年间，全球共约发生2,800次飞机失事，其中由于结构问题导致的有67件，原因及百分比为︰其它及设计不良各占10.4%、维修不良占7.5%、超负荷（overload）占28.4%、疲劳及腐蚀占百分之43.2%。结构问题中疲劳及腐蚀危害最烈，几乎占了一半，可见要维持老飞机的飞行安全，必须对结构疲劳及腐蚀有正确的认知及处置，而这也是目前各国空军现正面对的首要课题。 结构疲劳破坏典型破断面
第二章 静定结构的内力计算 一、平面杆系结构 2-1、（例题）已知：平面桁架结构的形状尺寸及受载情况如图1-11所示。试求结构内力。 解：（1）分析结构组成：结构可以看成是以三角形桁架567为基本系统，分别用两根不在同一直线上的双铰杆逐次连接4、3、2、1节点组成的简单桁架。结构本身是静定的。现将结构用一平面铰5和一双铰杆3与基础相连，约束正好够，双铰杆不通过平面铰5，分布合理。 （2）根据判断零力杆的原则，可知1-2、1-6、2-3、2-7、5-6、6-7杆轴力均为零。 （3）用节点法求其余各杆内力。 取节点4为分离体得： ∑=0X N 34=N 45 ∑=0Y P N =47 取节点7为分离体得： ∑=0X 3757N N = ∑=0Y 022 22475737=++N N N ∴P N N 2 2 5737-== 取节点3为分离体得：
∑=0X 02 2 3437=+N N ∑=0Y 3372 2 R N = ∴ 2 34P N = 2 3P R -= （R 3为负值，表示3点支反力R 3方向与所设方向相反。） （4）将求得的各杆轴力标在图上或列于表中。 2-2、判断图2-4中所示个桁架结构的静定性，并指出零力杆。 解： (1)结构静定。杆1-2、1-3、2-3、3-5、6-4、6-5、2-4是零力杆。 (2)结构静定。杆1-2、1-4是零力杆。 (3)结构静定。杆2-3、3-4、1-4是零力杆。 (4)结构静定。杆2-4、3-4是零力杆。 2-3、平面桁架的几何尺寸和载荷情况如图2-5中所示，用节点法计算
桁架结构各杆的内力。 解： （1）0,2,0,,0,,0,06857564536252312=-====-===N P N N P N N P N N N （2） （3）N N P N N P N N P N N P N P N 3,0,2,0,3,0,2,0,3,257474645352524231312-====-====-== P N N 3,05747-== （4）P N N P N N P N N P N 2 2,0,22,0,,0,2245352523241412==-====-= （5）P N P N P N P N P N -=====3989384734,2 2,22,22,22，其余为零力杆。 （6）P N P N P N 5,2,2342312===，其余为零力杆。 2-4、已知平面桁架的几何形状，受力情况如图2-6所示。 kg P cm a 3000,10==.求:结构中粗线所示杆件①②③的内力。 解： （1）杆① P N 2= 杆② P N 3 2 = 杆③ P N 2-= （2）杆① P N 3 2= 杆② P N 3 2-= 杆③ 0=N 2-5、已知：平面桁架的形状、尺寸及收载情况如图2-7所示。
飞机结构疲劳强度与断裂分析的现状和未来的发展 学院：经济管理学院 班级：940802020 学号：2009040802050 姓名：冉超 飞机结构疲劳强度与断裂分析的现状和未来的发展疲劳强度是指飞机结果在无限多次交变载荷作用下而不破坏的最大应力称为疲劳强度或疲劳极限。实际上，飞机结构并不可能作无限多次交变载荷试验。 断裂是指飞机结构被断错或发生裂开. 讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。 许多飞机结果，如轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等，在工作过程中各点的应力随时间作周期性的变化，这种随时间作周期性变化的应力称为交变应力（也称循环应力）。在交变应力的作用下，虽然零件所承受的应力低于材料的屈服点，但经过较长时间的工作后会产生裂纹或突然发生完全断裂。 疲劳破坏是机械零件失效的主要原因之一。据统计，在飞机结构失效中大约有80%以上属于疲劳破坏，而且疲劳破坏前没有明显的变形，所以疲劳破坏经常造成重大事故，所以对于轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等承受交变载荷的零件要选择疲劳强度较好的材料来制造。 疲劳失效是金属材料常见的失效形式, 特别是轴类, 连杆, 轴承类等零件, 长期在应力下工作的工件材料都要求较高的疲劳强度, 这样的可以提高零件的使用寿命。疲劳强度同时还与硬度、强度、韧性有较大关系，所以他是金属材料的重要力学性能指标
疲劳强度是材料能够承受无数次应力循环时的最大应力。疲劳强度关系到零件的寿命以及零件工作时能够承受的最大应力，这对零件的安全设计有重大意义。 例如:在齿轮设计中，当接触疲劳强度不满足要求时，假定不再更换材料的前提下，可以用如下方法进行弥补： 1、增加齿轮的齿宽（增加轮齿的接触面积） 2、轮齿进行高频淬火（或中频淬火）、渗碳、渗氮（提高轮齿的表面硬度） 3、磨齿（降低齿轮运行中因为接触强度不足而致使齿面发生胶合、斑蚀的危险性能） 希望以上能对你有所帮助，谢谢 航空工业作为技术密集、知识密集的高技术产业，集材料、机械、发动机、空气动力、电子、超密集加工、特种工艺等各种前沿技术之大成。目前，国际航空技术发达国家早已实施损伤容限耐久性规范，并成为国际适航性条例要求。然而，在飞机结构的三维损伤容限耐久性预测设计方面，由于研究队伍严重萎缩，国际上的实质性进展非常缓慢，三维损伤容限耐久性技术的发展停滞不前。与此同时，现代飞机大量使用三维整体结构，已有技术与需求的矛盾更加突出。这一现状的存在，使得国内外的设计者们在已有技术基础上不得不依靠更加实际、但耗资巨大的全机试验和各级全尺寸部件试验来检验飞机结构的损伤容限和耐久性，虚拟试验的科学基础欠缺。近年随着计算机容量逐渐满足三维断裂分析的需要，国际上三维试验和数值研究 骤增，多尺度研究骤增，虚拟试验的概念形成并得以应用。有影响和代表水平的工作主要出自美国NASA 以Newman 为主的研究组、英国Sheffield 大学nCode 公司及其研究组、法国宇航院(ONERA、瑞典航空研究实验室(FOI，德文首字Blom 研究组，荷兰国防动力研究实验室、澳大利亚国防科技组织(DSTO等[5-8]。但是其损伤容限耐久性技术依据的理论基础仍然是二维疲劳断裂理论，未取得本质上的突破，考虑三维约束的疲劳寿命分析模型也都是建立在大量经验参数基础上
飞机结构腐蚀与防护 摘要：本文对飞机的结构腐蚀及防护进行了简要的介绍，首先表达了飞机腐蚀的重要性，由腐蚀造成的飞机事故屡屡发生，给人们带来了非常严重的损失。接着介绍了影响飞机腐蚀的因素、飞机腐蚀的种类以及去腐蚀的方法和简单的预防维护措施。腐蚀带来了昂贵的维护问题，严重影响人们的生命财产安全。这一问题必须引起重视，做好防护与控制，确保飞机安全和经济运行。 关键词：影响因素、腐蚀类型、去腐蚀、防护 1.飞机腐蚀的重要性 从目前波音公司采集的数据来看，世界航空公司机队发生在飞机结构上的二级以上腐蚀的报告率，从1993年至1997年呈下降趋势，而1998年以后则呈上升趋势。这就迫使航空公司要充分重视腐蚀问题。腐蚀给航空公司带来了代价高昂的维护问题，而不当的维护和对腐蚀的忽视，进一步导致了腐蚀的产生和蔓延，其代价将是更加昂贵的。 目前飞机的服役期一般都要在20 年以上，从飞机的整体情况来看，飞机结构腐蚀比机械疲劳问题更为严重。在航空史上，因腐蚀问题造成的飞行事故，过去也是屡屡发生。如1985年8月12日，日本一架B747客机因应力腐蚀断裂而坠毁，死亡人数达500余人。而英国慧星式客机和美国FIII战斗机坠毁事件，则是国际上著名的应力腐蚀典型事故。因此飞机机体的腐蚀，特别是结构件的应力腐蚀和疲劳腐蚀往往会造成灾难性事故，危及人们的生命和财产安全。 2.影响飞机腐蚀的因素 自然环境因素対腐蚀的影响 潮湿空气是造成飞机结构腐蚀的重要因素之一。潮湿空气与地理环境是紧密相连的，我国地理环境和气候条件十分复杂，受季风影响明显，全国大部地区都处在温暖而潮湿的东南季风和西南季风控制下，暖季节时比世界上同纬度的国
中国民航大学2017年硕士研究生《飞机结构与强度》考试大纲（原科目名称为《飞机结构力学》代码821） 科目代码：821 适用专业：见当年招生专业目录 一、课程简介 “飞机结构与强度”课程旨在重点培养学生的综合分析问题、解决问题的能力和工程应用能力，使学生为专业课学习做好扎实宽厚的理论准备，同时也为毕业生从事民航领域飞机结构维护和深度维修等工作或继续深造提供必要的理论基础。 “飞机结构与强度”课程包括飞机结构力学和飞机结构强度两方面的教学内容。 飞机结构力学从力学的角度来讲授飞机结构的组成规律，飞机结构在载荷作用下的强度、刚度、稳定性的计算方法，并为飞机结构的受力分析和强度计算提供必要的基础理论知识。要求学生能够正确运用所学知识进行飞机结构强度、刚度、稳定性分析计算。 飞机结构强度通过学生对飞机结构在使用中承受的载荷、载荷传递路线及飞机结构在载荷作用下的强度、刚度、稳定性等力学性能的系统学习，使学生掌握有关飞机结构强度计算的基本概念、飞机结构的传力分析、飞机结构在载荷作用下、内力计算的基本原理和基本方法、以及飞机构件的破坏形式和强度校核方法。 二、课程内容 第1章绪论 1.1飞机结构与强度的任务 1.2飞机结构形式的发展 1.3飞机结构力学的研究对象 1.4飞机结构力学研究的基本原则和基本假设重点：典型飞机结构元件的功用难点：飞机结构的计算模型 第2章能量原理基础 2.1弹性力学问题及基本方程 2.2功和能的概念 2.3广义力和广义位移 2.4虚功原理 2.5余虚功原理 2.6叠加原理和位移互等定理重点：广义力和广义位移难点：余虚功原理，功和能的计算 第3章结构组成分析 3.1结构组成分析的任务 3.2结构组成分析方法 3.3桁架结构的组成 3.4刚架结构的组成 3.5薄壁结构的组成重点：常见飞机结构系统的几何组成分析 第4章静定结构内力与变形 4.1静定结构的特性 4.2静定杆系结构内力 4.3静定薄壁结构内力 4.4计算结构变形的意义 4.5单位载荷法重点：静定结构内力计算的基本原理和基本方法，静定结构变形计算的单位载荷法
飞机的复合材料修理：飞机复合材料通常被称为先进复合材料（Advanced Composite Material，ACM）。它使用高强度的纤维增强材料，嵌入在一种树脂基体里，以层或层片的形式叠加起来，形成层板，具有高强度，结实坚硬，能够减轻飞机结构重量，还具有抗腐蚀、破损安全性高等优点。 复合材料的修理工序也极其专业，涉及检查、去除修复损伤、打磨、清洁、制作浸布、铺层、粘接以及固化等众多复杂环节，其特点可用“精细”二字形容。 他们穿着白大褂、戴着口罩和细纱手套……远看你会以为这是一间手术室，其实这里是Ameco复合材料修理车间的洁净室。仅从工作场所上看，已能略猜出一二，复合材料的修理规格不一般。 近年来，复合材料作为飞机结构件的“新宠”，越来越多地被使用在飞机上，如飞机的整流罩、控制面、起落架舱门、大翼和安定面前后缘等部位。据悉，在波音787等一系列先进客机上，复合材料使用的比重甚至超过50%。但提及复合材料的修理，却鲜为人知。 其实，复合材料的修理过程很有意思，就像是为飞机表面做“外科手术”。但整个手术又涉及众多环节，每个环节都能展示出操作者的“十八般武艺”。 诊断：“病情损伤”靠耳朵 复合材料的特点是层面多，有点像“多层三明治”，中间夹层结构是蜂窝芯体，外面覆盖蒙皮，所有材料均由胶膜粘接。蒙皮也有多层，拿飞机大翼盖板来说，从里至外分别由三层碳纤维和一层玻璃纤维组成。 郭玉明是Ameco复合材料车间的一位年轻修理工，他常拿着专业敲击棒在一块襟翼盖板上轻轻敲击。他说，这个方法是为了查出那些从部件表面看不出来的“内伤”，比如开胶或脱层。 “这个地方声音清脆，说明它是完好区域，而这个地方声音沉闷、有点混沌，应该是有脱层。”据郭玉明讲，这份“练耳朵”的能力可不是随便谁都行的，需要多次实战磨炼和领悟。出师2年的郭玉明，当初为了练好这项本领，没少在部件上做“听音练耳”。此外，复合材料损伤的检查方法还有超声波、红外线热成像等。 去除损伤：完美“手术切割”工艺 去除复合材料损伤的工序很讲究。黄景森是Ameco复合材料车间的工艺工程师。据他介绍，切割一块盖板表面的损伤蒙皮，可以用切割片的边缘切去脱层部分。如果是蜂窝芯损坏，工作就会更复杂，要用切割片沿着损伤区域的蒙皮边
飞机结构疲劳与断裂分析发展综述 领空权对于任何一个国家都是非常重要的,飞机的先进,是领空权的保证.飞机更是国家的国防的重要力量,提高飞机的性能更是每个军事大国追求的目标.飞机的结构抗疲劳强度与断裂强度是飞机性能的重要体现.通过这学期的学习,和老师耐心的讲解,我对我国飞机结构疲劳强度与断裂发展现状与发展趋势有了更进一步的了解. 疲劳强度是指飞机结果在无限多次交变载荷作用下而不破坏的最大应力称为疲劳强度或疲劳极限。实际上，飞机结构并不可能作无限多次交变载荷试验。 断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。 飞机结构在实际使用中，要不断承受交变载荷的作用。但是，早期设计给及只是从静强度上考虑，只要通过计算和试验证明飞机结构能够承受得住设计载荷（实际使用中所出现的最大载荷乘以安全系数），就认为飞机结构具有足够的强度。由于飞机结构承受交变载荷的作用，某些构建常常出现疲劳性能也较好。因此，飞机结构的疲劳问题并不突出，疲劳强度问题没有引起足够的重视。直到50年代前期，世界各国的飞机强度规范中对疲劳强度都还没有具体要求，不要求进行全尺寸结构疲劳试验。但是，随着航空事业的不断发展，飞机
的性能不断提高，适用寿命延长，新结构、新材料不断出现，飞机结构在使用中疲劳破坏与安全可靠之间的矛盾逐渐显露出来了。 断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。 许多飞机结果，如轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等，在工作过 程中各点的应力随时间作周期性的变化，这种随时间作周期性变化的应力称为交变应力（也称循环应力）。在交变应力的作用下，虽然零件所承受的应力低于材料的屈服点，但经过较长时间的工作后会产生裂纹或突然发生完全断裂。 疲劳破坏是机械零件失效的主要原因之一。据统计，在飞机结构失效中大约有80%以上属于疲劳破坏，而且疲劳破坏前没有明显的变形，所以疲劳破坏经常造成重大事故，所以对于轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等承受交变载荷的零件要选择疲劳强度较好的材料来制造。 疲劳失效是金属材料常见的失效形式,特别是轴类,连杆,轴承类 等零件,长期在应力下工作的工件材料都要求较高的疲劳强度,这样 的可以提高零件的使用寿命。疲劳强度同时还与硬度、强度、韧性有较大关系，所以他是金属材料的重要力学性能指标。 疲劳强度是材料能够承受无数次应力循环时的最大应力。疲劳强度关系到零件的寿命以及零件工作时能够承受的最大应力，这对零件的安全设计有重大意义。
龙源期刊网 https://www.doczj.com/doc/7113778483.html, 飞机结构的腐蚀与防护 作者：王志东霍羿达马文浩 来源：《科学导报·学术》2020年第34期 摘 ;要：通过对飞机金属结构腐蚀机理和腐蚀类型的分析，本文简要介绍了控制电化学腐蚀的方法，特别是对飞机内部结构清洗和防腐中防腐剂的使用细节提出了一些建议，并提出了今后避免飞机内部结构腐蚀的一些预防措施。 关键词：飞机结构;飞机结构腐蚀;防护措施 引言 结构腐蚀是指结构材料在飞机环境影响下的劣化和破坏。国外飞机结构设计和应用的经验表明：腐蚀损伤已成为飞机结构和设备最重要的损伤形式之一：在严峻的环境中，其普遍性和复杂性造成了疲劳损伤。一步一步地，有效地防止和减轻腐蚀破坏和结构完整性的功能;为了保证设备，必须在模型开发、使用和维护中采用防腐和防腐蚀措施。 一、飞机结构腐蚀的问题 在修理过程中发现，海军飞机的结构被严重腐蚀。某型飞机主舱（铝合金）接头腐蚀严重，某型轰炸机中心翼下凸轮形部分的凹槽和中心翼工字梁下缘螺栓点腐蚀严重。这些腐蚀部件大多是机体的支撑结构，设计强度严重削弱，这将严重影响飞机的安全和寿命。配重（钢件）和平尾壁板均出现典型腐蚀。腐蚀组分在现场条件下不易发现，存在潜在危害。在修复腐蚀的过程中，耗费了大量的人力、物力和财力，这大大增加了工作量和修复成本。飞机腐蚀问题已严重影响到飞行安全和战术技术性能，这一问题必须引起高度重视。 二、飞机腐蚀环境分析 飞机在使用寿命期间，将经历各种复杂的气候环境，特别是不同地区、不同时区气候变化引起的复杂多变的腐蚀环境，如风吹、太阳辐射、雨雪覆盖和霜冻、昼夜温差等，高低空温差、压力变化等。同时，也会经历恶劣的大气环境，如工业大气、海上盐蒸气和沿海地区;此外，一些结构区域具有特殊的局部腐蚀环境，如油罐、蓄电池舱等使腐蚀和腐蚀的类型多样化和复杂化。 三、飞机结构腐蚀的原因分析 飞机结构腐蚀产生的原因是飞机和金属结构之间的电化学反应，从而消耗金属的现象。下面简要分析了飞机腐蚀的主要原因。
图1右平尾上蒙皮腐蚀损失情况 用复合材料技术修理金属飞机结构的修理记实 Re p air Practice of Usin g Com p osite Technolo gy for Aircraft Metal Structures ?陈绍杰/沈阳飞机研究所 用 复合材料技术修理金属飞机结构是一项比较新的机体结构修理技 术,90年代已为世界各国普遍采用。该方法实质上是由复合材料结构胶接修理方法发展而来的,此时贴补的胶接补片不是贴在复合材料结构上而是贴在金属结构上。该方法特别适用于金属飞机结构的裂纹的腐蚀等多发性常见损伤,是目前世界上公认的一种优质、高效、低成本的修理方法。原5航空制造工程6杂志已对该项技术作过相应的报道。 任务来源 用复合材料技术修理金属飞机结构,虽然在国际上已是一项成熟的新技术,但在我国国内基本上还是一个空白。有鉴于此,以沈阳飞机制造公司(沈飞)为主,有沈阳飞机研究所参加与希腊的H AI(H ellenic Aeros p ace Industr y )合作成立了/沈阳)Hellenic 飞机修理公司0,拟从希腊引进该项技术,推广应用于国内的军、民机修理业务。HAI 是希腊一家国家控股的国有大型飞机和发动机修理公司,始建于1975年,在欧洲同业者中占有较重要的技术地位。 沈阳)H ellenic 飞机修理公司于1999年7月7日~9日在沈飞公司进行 了第一次采用该技术进行飞机修理,因为这是首次将该技术用于国内飞机的修理实践,故某种程度上带有演示验证的性质。修理材料、修理设备均由希方提供,操作亦由希方为主进行。修理方案和设计及则由双方合作进行。为此希方派来3名技术和操作人员完成了具体的修理工作。 待修结构及损伤情况 待修飞机结构是某型飞机的两个水平尾翼。该机是一架返厂大修的飞机。因该机长期在沿海使用,由环境条件造成多处腐蚀损伤。此次修理的具体对象为该机左右平尾翼尖接近配重处的腐蚀损伤,计有左尾下蒙皮、右平尾上、下蒙皮共3处,具体腐蚀性能 详见表1。 图1给出了一张腐蚀情况的照片,该照片为打磨去除损伤后的情况,从照片上清晰可见损伤严重处的腐蚀深坑。 该机平尾主受力盒的壁板材料为LC9铝合金,相当于7075-T 6,为高强铝合金。该部位除承受静载外,还有翼尖处 用复合材料技术修理金属飞机结构是当今一项比较新的修理技术,本文介绍了在我国首次进行的具有演示验证性质的一次修理实践。
飞机结构耐久性和损伤容限设计 【摘要】飞机结构设计质量的高低直接决定其耐久性与损伤容限特性的优劣。耐久性设计和损伤容限设计互相补充，共同保障飞机结构的安全性、可靠性和经济性，是保证飞机结构完整性的重要手段。本文对飞机结构设计思想的发展，损伤容限的设计原理和设计要素进行了归纳阐述。 【关键词】飞机结构设计；耐久性；损伤容限 1、飞机结构设计思想的发展 飞机设计思想的发展来源于飞机的使用实践和科学技术的不断进步。飞机设计思想的演变，对军用飞机，主要取决于飞行和战斗性能、生存能力以及经济成本等。对民用飞机特别重要的是安全性和经济性。二次大战后的几十年来航空运输市场迅猛发展，飞机的性能迅速提高，对飞机的安全性和经济性提出了越来越高的要求，同时，断裂力学等相关学科逐步发展成熟，促使飞机结构设计思想发生了深刻的变化。几十年来，飞机设计思想经历了从静强度设计、疲劳（安全寿命）设计、安全寿命/破损安全设计、安全寿命/损伤容限设计，到耐久性/损伤容限设计等多次的演变。 2、耐久性和损伤容限设计概论 结构耐久性是结构的一种基本品质，它代表飞机结构在规定的使用期内，结构抵抗疲劳开裂、腐蚀（包括应力腐蚀）和意外损伤引起开裂的能力。在规定的使用期内，不允许出现功能损伤（刚度降低、操纵效率下降、座舱减压、油箱漏油等）。耐久性设计目标是经济寿命，而不是安全寿命，也就是说具有耐久性设计的飞机在整个服役期内，能有效的使用、随时处于良好状态，不需附加的维护和操作费用。损伤容限设计承认飞机结构在使用前就带有初始缺陷，在使用过程中，在重复载荷作用下不断扩展，但必须把这些缺陷或损伤的增长控制在一定的范围内，在规定的检查期内，结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞机结构的安全性和可靠性。利用安全寿命给出飞机的使用寿命，或通过耐久性设计和试验保证飞机结构的经济修理极限和经济寿命满足设计使用寿命要求，用损伤容限设计来保证飞机结构的安全。目前飞机设计主要是采用这个设计思想。 3、损伤容限设计原理 3.1损伤容限工程 （1）损伤容限是在“安全寿命”和“破损—安全”之后发展起来的一项工程技术。它是以断裂力学为基础，以保证结构安全为目标，以损伤检查为手段。涉及结构设计、载荷、强度、材料、工艺、试验质量控制、使用维修和组织管理各环节的系统工程。在各环节中的重要改变对传统理论和方法是一个巨大的冲击和革新。