適航概論-結(jié)構(gòu)技術(shù)部分

適航概論結(jié)構(gòu)技術(shù)部分飛機結(jié)構(gòu)安全是飛行安全的主要組成因素之一。結(jié)構(gòu)是航空器的主要組成部分CCAR-25

C分部

結(jié)構(gòu)

總則

§25.301

載荷

§25.303

安全系數(shù)

§25.305

強度與變形

§25.307

結(jié)構(gòu)符合性的證明

飛行載荷

操縱面和操縱系統(tǒng)載荷

地面載荷

水載荷

應(yīng)急著陸情況

疲勞評定

閃電防護結(jié)構(gòu)能承受載荷并維持幾何不變的體系。由若干構(gòu)件，即組成結(jié)構(gòu)的單元如梁、板、柱等，連接而構(gòu)成的能承受載荷的平面或空間體系。CCAR-25

D分部

設(shè)計與構(gòu)造

總則

§25.601

總則

§25.603

材料

§25.605制造方法

§25.607緊固件

§25.609結(jié)構(gòu)保護

§25.611可達性措施

§25.613

材料的強度性能和設(shè)計值

§25.619

特殊系數(shù)

§25.621

鑄件系數(shù)

§25.623

支撐系數(shù)

§25.625

接頭系數(shù)

§25.629

氣動彈性穩(wěn)定性要求

§25.631鳥撞損傷構(gòu)造飛機構(gòu)件怎么做，為什么這樣做？航空器的構(gòu)成、各組成部分的組合原理和構(gòu)造方法。主要任務(wù)是根據(jù)航空器的功能、技術(shù)和造型等要求提供構(gòu)造方案，作為航空器設(shè)計的依據(jù)。CCAR

25

C和D分部中重要概念介紹飛機結(jié)構(gòu)的功能：機體結(jié)構(gòu)的強度一定要足以傳遞和平衡作用于飛機的空氣動力載荷與合成慣性載荷機體結(jié)構(gòu)的剛度一定要足以在各種載荷（即外部壓力、內(nèi)部的燃料或座艙壓力）作用下，保持所需的空氣動力外形機體結(jié)構(gòu)一定要有足夠的剛度，或者產(chǎn)生變形而不致引起有害的空氣動力效應(yīng)雙翼機——早期飛機的標準構(gòu)型一戰(zhàn)英國駱駝（Camel）戰(zhàn)斗機木頭、帆布和鋼索全金屬單翼機Martin

B-10轟炸機機翼內(nèi)翼梁數(shù)量減少，只剩幾根主梁，但強度足以承受氣動載荷，也不再需要鋼索來加強。靜強度當時的金屬材料韌性好，結(jié)構(gòu)設(shè)計方法保守，結(jié)構(gòu)的安全裕度很大。軍用為主結(jié)構(gòu)設(shè)計只需滿足材料靜強度佐以全機靜力試驗強度：結(jié)構(gòu)（材料）抵抗破壞的能力。靜強度：飛行器設(shè)計中出現(xiàn)的最早的學科，將飛行器受到的載荷近似認為是靜態(tài)的、定常的。研究對象是無缺陷變形體研究目的是保證在最大載荷下有足夠的強度靜強度分析對象：材料力學、結(jié)構(gòu)力學中的桿、梁、薄殼靜強度試驗機翼靜強度試驗噴氣發(fā)動機技術(shù)發(fā)展迅速

二戰(zhàn)期間，噴氣發(fā)動機技術(shù)發(fā)展迅速。全世界第一架采用噴氣式推進的飛機：1944年出廠的德國Me

262噴氣式戰(zhàn)斗機。

二戰(zhàn)后，為了減輕機體重量以提升飛行性能，在材料靜力強度主導結(jié)構(gòu)安全的思想下，一些強度高但韌性低的金屬材料開始出現(xiàn)在飛機結(jié)構(gòu)上。

事故：一些飛機在服役初期就因結(jié)構(gòu)破壞而失事。

原因：飛機飛行速度已非昔日可比，低空飛行中會遭遇強大氣動擾流，結(jié)構(gòu)氣動載荷直線上升，結(jié)構(gòu)應(yīng)力大增，降低了結(jié)構(gòu)安全裕度。

結(jié)論：材料靜力強度已不足以保證飛機結(jié)構(gòu)安全。動強度

動強度：結(jié)構(gòu)（材料）在瞬態(tài)載荷作用下的強度考慮飛行器受到瞬態(tài)載荷，如起結(jié)構(gòu)強迫振動、突風、連續(xù)紊流、著陸沖擊、外物沖擊等情況的強度問題鳥撞飛鳥對飛行器風擋、發(fā)動機葉片以及機翼等部位的撞擊會給飛行器和乘員安全帶來了嚴重的威脅，統(tǒng)稱鳥撞問題去年美國鳥撞事故近萬起CCAR-25第25.631

條

鳥撞損傷尾翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計必須保證飛機在與

3.6公斤(8

磅)重的鳥相撞之后，仍能繼續(xù)安全飛行和著陸，相撞時飛機的速度....

20

世

紀

30年代，英國蛾式殲擊機連續(xù)9次發(fā)生在大速度飛行中解體的事故。

20世紀40年代，英國臺風殲擊機在3年間也發(fā)生了20起空中解體事故。

研究這些事故的共同規(guī)律，發(fā)現(xiàn)蛾式飛機在高亞音速階段飛行時飛機機翼發(fā)生了顫振、臺風殲擊機在高速飛行中也發(fā)生了由升降舵振動引起的水平尾翼顫振。并非是構(gòu)件的靜強度設(shè)計不足，而是顫振導致構(gòu)件承受大應(yīng)力高頻重復(fù)載荷而斷裂。顫振

航空器結(jié)構(gòu)在均勻氣流中由于受到氣動力、彈性力和慣性力耦合作用而發(fā)生的振幅不衰減的自激振動。

機理：結(jié)構(gòu)上的瞬時氣動力與彈性位移之間有位相差，因而使振動的結(jié)構(gòu)有可能從氣流中吸取能量而擴大振幅。顫振顫振

制訂新的飛機設(shè)計強度規(guī)范，在飛機翼尖部位加裝配重

結(jié)構(gòu)分析軟件，在飛機的結(jié)構(gòu)有限元基礎(chǔ)上引進空氣動力載荷，通過計算分析得到飛機的顫振速度。

在風洞中進行模型試驗以確認顫振臨界速度。

飛機樣機生產(chǎn)出來后，還需進行實機的飛行顫振試驗，通過實驗要求后方能定型。彗星客機空中解體

英國德·哈維蘭公司（de

Havilland）研制。1949年7月27日原型機首飛歷史上第一種噴氣式民航客機。速度可達788千米/小時

。1952年加入英國海外航空公司（BOAC），投入運營服務(wù)。這種高速客機采用了當時的新技術(shù)和新材料，在飛行速度、舒適性、載客人數(shù)等方面都代表了當時最先進水平的大型噴氣式客機。其運營轟動了世界，令飛行成為奢華享受，標志著民用噴氣式客機時代的到來。

1953年5月2日正式開通倫敦—約翰內(nèi)斯堡的航班。彗星（Comet）客機1954年1月10日，一架英國海外航空公司（BOAC）的“彗星”1型客機從意大利羅馬起飛飛往目的地英國倫敦。飛機起飛后26分鐘，機身在空中解體，墜入地中海。

4月8日，另一架彗星客機也發(fā)生了同樣的空中解體事故，墜毀在意大利那不勒斯附近海中。

同年共有3架彗星客機在空中解體墜毀。彗星客機空中解體事件調(diào)查——尸檢——飛機殘骸分析——水槽試驗彗星1的水槽試驗第二起失事后，英國用一架已經(jīng)歷1,221加壓架次、3,539飛行小時的機體進行艙壓模擬試驗。試驗機體經(jīng)過1,825次的加減壓，機身左側(cè)一扇窗戶的角落蒙皮長出疲勞裂紋0.2厘米后，瞬間延伸達2米使機身斷裂，證實“彗星”1的機體結(jié)構(gòu)疲勞強度不足。源于窗子“直角”處的裂紋萌生和擴展導致機體解體彗星1蒙皮太薄由于當時的噴氣式發(fā)動機仍在起步階段，為了減輕機體重量以彌補推力不足，機身蒙皮厚度只有0.07厘米，窗戶邊蒙皮加厚到0.09厘米長時間飛行頻繁起降使機體反復(fù)承受增壓和減壓，窗戶角落應(yīng)力集中，最終產(chǎn)生金屬疲勞裂紋。疲勞強度疲勞---------在某點或某些點承受擾動應(yīng)力，且在足夠多的循環(huán)擾動作用之后形成裂紋或完全斷裂的材料中所發(fā)生的局部永久結(jié)構(gòu)變化的發(fā)展過程，稱為疲勞。

（ASTM）疲勞問題的特點擾動應(yīng)力、高應(yīng)力局部、裂紋、發(fā)展過程參考書：姚紅宇等，民用飛機失效分析實例選編，中國民航出版社，2003只有在擾動應(yīng)力作用下，疲勞才會發(fā)生。

擾動應(yīng)力，是指隨時間變化的應(yīng)力，也可更一般地稱為擾動載荷。

載荷可以是力、應(yīng)力、應(yīng)變、位移等。要研究載荷譜的描述與簡化疲勞載荷形式分類循環(huán)應(yīng)力

(cyclic

stress)的描述

恒幅循環(huán)應(yīng)力是最簡單的

描述循環(huán)應(yīng)力水平的基本量：

Smax，Smin常用導出量：平均應(yīng)力Sm=(Smax+Smin)/2Sa=(Smax-Smin)/2

S=Smax-Smin應(yīng)力幅應(yīng)力變程應(yīng)力比或循環(huán)特性參數(shù)R=Smin/SmaxSmax、Smin、Sm

、Sa、

S、R等量中，只要已知二個，即可導出其余各量。疲勞起源疲勞破壞起源于高應(yīng)力、高應(yīng)變局部。應(yīng)力集中處，常常是疲勞破壞的起源。要研究細節(jié)處的應(yīng)力應(yīng)變。靜載下的破壞，取決于結(jié)構(gòu)整體；疲勞破壞則由應(yīng)力或應(yīng)變較高的局部開始，形成損傷并逐漸累積，導致破壞發(fā)生。可見，局部性是疲勞的明顯特點。因此，要注意細節(jié)設(shè)計，研究細節(jié)處的應(yīng)力應(yīng)變，盡可能減小應(yīng)力集中。應(yīng)力集中

零件截面有急劇變化處，就會引起局部地區(qū)的應(yīng)力高于受力體的平均應(yīng)力，這一現(xiàn)象稱為應(yīng)力集中

多出現(xiàn)于尖角、孔洞、缺口、溝槽以及有剛性約束處及其鄰域F

mmmmaxaxaxaxF F開有圓孔的板條FFF

mmmmaxaxaxax帶有切口的板條應(yīng)力集中的產(chǎn)生

實際的金屬構(gòu)件因其結(jié)構(gòu)需要而具有孔、臺階、槽、缺口和幾何尺寸變化等

零件或構(gòu)件在加工以及材料在冶煉過程中不可避免會產(chǎn)生一些缺陷，如表面加工刀痕、圓角過渡不光滑、螺紋根部尖角、材料內(nèi)部裂紋等為避免應(yīng)力集中造成構(gòu)件破壞，可采取消除尖角、改善構(gòu)件外形、局部加強孔邊以及提高材料表面光潔度等措施；另外還可對材料表面作噴丸、輥壓、氧化等處理，以提高材料表面的疲勞強度。現(xiàn)代客機的窗戶，圓角的過度

金屬疲勞

安全壽命飛機在預(yù)定的服役期間內(nèi)需能承受預(yù)期的反復(fù)性載荷，當結(jié)構(gòu)飛行時數(shù)到達服役壽命時，認定結(jié)構(gòu)疲勞壽命已經(jīng)完全耗盡，飛機必須退役。新的飛機設(shè)計規(guī)范要求飛機必須確定其整機疲勞壽命，并開始實行整機疲勞試驗制度安全壽命能否確保飛機安全？

1976年，“鷹748”

在飛行中因疲勞而折斷機翼，在阿根廷墜毀；

1977年，一架波音707飛機在飛行中因水平安定面疲勞破壞而折斷，在贊比亞墜落墜毀；

1988年4月28日，一架Aloha航空公司的B-737在巡航高度客艙變敞蓬。AlllloooohhhhaaaaIIIInnnncccciiiiddddeeeennnntttt1988年4月28日，一架Aloha航空公司的B-737正在巡航高度飛行，客艙突然爆炸泄壓變敞蓬飛機，一個正在前排收水杯的乘務(wù)員掉了出去，還有一個摔倒在地被乘客緊緊抓住。出事后飛行員回頭觀察客艙卻“看見了藍天”——機頭到中間只剩貨倉和地板連著。但飛機最終還是成功降下來了，除了掉下海那位之外乘客都沒死Aloha

Incident安全壽命

疲勞強度耐久限制

實驗室：多片，小尺寸試片（表面無裂紋），等振幅載荷，疲勞破壞，S-N曲線

疲勞壽命裂紋初始（90%）裂紋生長

飛機上：結(jié)構(gòu)零件無法保證完美，結(jié)構(gòu)可能預(yù)存裂紋美國空軍60年代末的報告AFFDL

TR-70-149：11種機型超過31,000件疲勞裂紋事件，56%歸咎于制造過程的預(yù)存裂紋。安全壽命設(shè)計以結(jié)構(gòu)無裂紋壽命作為設(shè)計目標，即一旦飛機出現(xiàn)可檢裂紋則認為飛機的安全壽命終止，而實際的材料或者結(jié)構(gòu)中，由于工藝或者材料本身的原因，本身就帶有裂紋。飛機結(jié)構(gòu)由于材料初始缺陷，制造缺陷或各種損傷源產(chǎn)生的損傷在服役中擴展，而導致飛機結(jié)構(gòu)破壞。安全壽命設(shè)計不能確保飛機安全，也不能確保飛機耐久的使用。損傷容限的基本設(shè)計思想承認結(jié)構(gòu)件中存在未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷、裂紋或其它損傷，在使用中的重復(fù)載荷作用下?lián)p傷將會不斷擴展。對可檢結(jié)構(gòu)給出檢修周期，對不可檢結(jié)構(gòu)提出剩余強度要求和裂紋增長限制，以保證在給定的使用壽命內(nèi)不發(fā)生因未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷和損傷的擴展而導致事故。飛機結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計指南，航空工業(yè)部科學技術(shù)委員會編著，北京：航空工業(yè)部科學技術(shù)情報研究所，1985民機結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計手冊，航空工業(yè)出版社，2003CCAR-25-R4（2011年11月7日修訂）

C分部

第25.571條

結(jié)構(gòu)的損傷容限和疲勞評定損傷容限

結(jié)構(gòu)在規(guī)定的未修使用周期內(nèi)，抵抗由缺陷、裂紋或其它損傷而導致破壞的能力。主要包括：1.在規(guī)定的壽命增量內(nèi)，結(jié)構(gòu)能成功地遏制損傷而無損于飛行安全的能力；2.在遭受疲勞、腐蝕、意外或離散源引起的定量損傷后，在一定的使用期內(nèi)，結(jié)構(gòu)保持其剩余強度的能力。36事情還沒有結(jié)束……………………2010年7月，一架美國西南航空公司波音737飛機飛至3.5萬英尺高空時，飛機機身突然出現(xiàn)漏洞2011年4月1日，美國西南航空公司波音737-300型客機于當?shù)貢r間15時25分左右從美國亞利桑那州菲尼克斯起飛，原定飛往美國加利福尼亞州薩克拉門托，40分鐘后一聲巨響，飛機中段過道上方的機身有一個6英尺（約1.8米）長的破洞，整個飛機隨之快速從1萬多米的高空降至3000米左右，無人傷亡，飛機在16時07分迫降于亞利桑那州軍用機場，出事的飛機到今年6月就已經(jīng)飛行15年了，今年2月5日和3月29日還對機身進行了全面檢查。隨后機隊檢查蒙皮搭接檢查發(fā)現(xiàn)2架飛機有“小的，表層以下裂痕”需要接受修復(fù)廣布疲勞損傷廣布疲勞損傷

當結(jié)構(gòu)中存在比其周圍區(qū)域?qū)ζ诟舾械牟贿B續(xù)地方時，疲勞僅發(fā)生于局部。而當相似的結(jié)構(gòu)細節(jié)承受相同的應(yīng)力水平時，疲勞也會大范圍發(fā)生。大范圍經(jīng)受疲勞可能導致多部位損傷（ＭＳＤ）或多元件損傷（ＭＥＤ），這將嚴重降低結(jié)構(gòu)的剩余強度能力。ＭＳＤ——在同一個結(jié)構(gòu)元件上同時出現(xiàn)的多條疲勞裂紋。ＭＥＤ——在多個相似的鄰近結(jié)構(gòu)元件上同時出現(xiàn)的多條疲勞裂紋。

某些結(jié)構(gòu)區(qū)域還可能對ＭＳＤ

和ＭＥＤ

都敏感而存在同時發(fā)生的可能性。因為ＭＳＤ

和ＭＥＤ

含有的裂紋普遍太小不能被現(xiàn)有的檢測方法可靠地檢出，如果預(yù)先不經(jīng)干預(yù)，ＭＳＤ

或ＭＥＤ

將會發(fā)展到某一時刻導致結(jié)構(gòu)不再支持§２５．５７１規(guī)定的剩余強度載荷，這種情形稱為廣布疲勞損傷（ＷＦＤ）。25.571條的修訂38修正案條款修訂要點生效日期CAR4b無關(guān)于疲勞的特殊要求19533號CAR4b.270破損-安全