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jssg-2006《航空器结构》
JSSG-2006《航空器结构》是由美国国防部颁布的一项关于航空器结构设计与评估的技术规范。
该规范涵盖了航空器结构设计、材料选用、强度计算、疲劳寿命评估等内容，旨在确保航空器结构的安全、可靠和高效。
本文将从以下几个方面对JSSG-2006《航空器结构》进行全面解读。
一、背景介绍JSSG-2006规范的发布背景和意义。
简述该规范的编制目的、适用范围以及对航空器结构设计与评估的指导作用。
二、规范内容1. 结构设计规范中关于航空器结构设计的要求和指导。
包括结构布局、受力分析、材料选用等方面的内容。
2. 材料选用规范中关于航空器结构所使用材料的要求和标准。
包括金属材料、复合材料等的性能指标和适用范围。
3. 强度计算规范中关于航空器结构强度计算的方法和标准。
包括静态强度、疲劳强度等方面的评估要求。
4. 疲劳寿命评估规范中关于航空器结构疲劳寿命评估的原理和方法。
包括载荷谱分析、寿命预估等内容。
三、适用范围规范是针对哪些类型的航空器结构适用的，对不同类别航空器结构的适用范围进行详细说明。
四、与国际标准的对比JSSG-2006规范与国际上类似标准的异同之处。
分析规范与国际标准在航空器结构设计与评估方面的差异和一致性。
五、案例分析选取实际的航空器结构案例，结合JSSG-2006规范对其结构设计与评估进行分析和应用，以便读者更好地理解规范的实际应用。
六、规范的影响JSSG-2006规范对航空器制造、维护和运营的影响。
分析规范的实施对航空器安全性和经济性的提升。
七、发展趋势对未来航空器结构设计与评估技术的发展趋势进行展望。
包括材料、工艺、分析方法等方面的创新和突破。
八、结论总结JSSG-2006《航空器结构》规范的主要内容和特点，强调其在航空器结构设计与评估领域的重要性和应用前景。
同时提出对规范的建议，并展望其在未来的发展方向。
通过以上全面的解读，读者将对JSSG-2006《航空器结构》有一个清晰的认识，从而更好地应用于实际工程中。
大涵道比涡扇发动机滑油流量中断工作要求与试验方法分析
大涵道比涡扇发动机滑油流量中断工作要求与试验方法分析雷友锋;王海;宣建光【摘要】基于GJB 241A-2010、JSSG-2007B等国内外军用标准规范,分析了航空发动机滑油流量中断工作能力通用要求以及试验验证通用要求.针对大涵道比涡扇发动机,分析指出其使用特点与战斗机发动机有明显差异,其滑油流量中断工作能力要求不能直接照搬军用标准的相关规定.根据运输机发动机的使用特点分析,借鉴国外航空发动机的相关技术经验,提出了大涵道比涡扇发动机的滑油流量中断工作能力要求以及滑油流量中断试验的程序与方法.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2013(039)006【总页数】5页(P19-23)【关键词】航空发动机;大涵道比涡扇发动机;滑油流量中断【作者】雷友锋;王海;宣建光【作者单位】复杂航空系统仿真重点实验室,北京100076;复杂航空系统仿真重点实验室,北京100076;复杂航空系统仿真重点实验室,北京100076【正文语种】中文滑油系统是航空发动机不可缺少的关键系统，它直接实现对发动机高速旋转部件轴承的润滑散热。
滑油系统的性能直接影响发动机的安全性、可靠性、维修性和使用成本。
由于滑油系统的复杂性以及发动机使用环境的复杂性，要求滑油系统工作绝对可靠是不现实的。
飞机可能由于损坏、机动飞行、格斗损伤或不正确的维护而出现滑油流量中断的问题。
因此，要求航空发动机在滑油流量中断期间以及中断之后还应具有一定的工作能力，并且在新型航空发动机研制中需要对此进行试验验证。
中国的GJB 241A-2010《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》、美国的JSSG-2007B《航空涡喷涡扇涡轴涡桨发动机联合使用规范指南》等标准中都对发动机滑油流量中断的工作能力和试验验证提出了明确要求。
但是，在具体发动机型号应用时仍存在一定问题，尤其是对于大涵道比涡扇发动机，因其使用特点与战斗机发动机相比有明显差别。
例如，在某型大涵道比涡扇发动机研制中，先后开展了2次滑油流量中断试验，由于试验要求、程序不当，致使2次试验均告失败，并且造成2台发动机损坏，影响和损失重大。
飞机飞行品质规范发展综述_董彦非
先地位 , 其发展过程最具代表性 。 1908年 , 美国发布的陆军信号部队第 486号规
范第 10项要求可以视为世界上第一部飞行品质规 范 [ 4] 。该要求为 :“在合理长度的时间段内 , 飞机的 构造和 操纵 必 须 足够 简 单 以使 一 个 正常 人 成 为 专家 。”
1936年 , 美国国家航空咨询委员会 (NACA)承 担了对飞机飞行品 质提出定量设 计标 Nhomakorabea的研 究任
务 。通过试飞实验 , NACA对 60多架飞机的飞行品 质做了测试并综合飞机设计分析 、飞行品质数据和 驾驶员的评价 , 形成了最初的飞行品质规范基础 。
在二战前后 , 美国出现了很多具有特殊要求的 飞机 , 但由于没有官方统一的飞行品质规范 , 对它们 的飞行品质 要求也五花八 门 。 基于 前期的研 究成 果 , NACA在 1943年发布了第一份适用于民航和军 用飞机的飞行品质规范 (NACAReport755)。 基于 NACA的 研究 , 美 国空 军和海 军又 分别 提出 了 C1815和 SR-119细则 , 其中包括了试飞程序 , 以检验 飞机是否符合规范的要求 。 1954年 , 美国在总结二 战经验 的基 础上 , 颁布 了飞 机飞 行品 质规 范文 件 MIL-F-8785(ASG)。
美国航空装备环境腐蚀防护与控制要求
美国航空装备环境腐蚀防护与控制要求航空装备腐蚀防护与控制涉及到环境学、金属腐蚀学、表面防护工程、结构细节设计、损伤容限和耐久性、无损探伤技术及结构维护修理等多专业/学科。
在《飞机结构完整性大纲》美国最新版本《MIL-HDBK-1530B(2002.7.3)》中已将“腐蚀防护与控制”与“损伤容限”、“耐久性”并列，作为结构损伤容限和耐久性设计的一部分；在《飞机结构通用规范》美国最新版本《JSSG-2006》中对设计要求、参数和方法规定更全面、更详细。
《MIL-HDBK-1530B》指出：“腐蚀防护和控制的目标是控制与腐蚀有关的维护费用，并保证不引起飞行安全/结构完整性的问题，同时腐蚀防护也应是研制和实施耐久性与损伤容限控制程序及机队管理程序的一个主要考虑的问题，而材料与工艺、表面处理、镀涂层都应是满足目标要应用的基础”。
《MIL-HDBK-1530B》规定的腐蚀防护与控制设计准则是：a.允许使用中常规检查；b.因漏检的裂纹、缺陷和其它损伤的扩展而造成飞机失事的概率减至最小；c.使开裂、腐蚀、剥离、磨损和外来物损害的影响减至最小。
新规范《JSSG-2006》规定的腐蚀防护与控制设计的总要求是:机体应设计成在设计载荷/环境谱作用下，在整个使用寿命期内必须具有足够的耐久性，其经济寿命按期望的裕度大于使用寿命，使能产生诸如漏油、操纵效率降低、座舱压力下降等严重维护和功能问题的开裂与材料退化减至最少。
机体结构在规定的使用寿命期内不应要求作任何检查，表面防护还应满足以下附加要求：a.难以检查、修理、更换或过分增加用户经济负担的结构，在机体的使用寿命期内保持有效；b.对其它结构在规定的时间间隔内保持有效。
这些规定的时间间隔为使用寿命的一个百分比值，并与机体外场检查维修间隔相当。
例如美国F-15 飞机要求十年内无须进行与腐蚀有关的定期维修。
新规范《JSSG-2006》规定的腐蚀防护与控制设计的目标、准则与总要求,新规范还对其特别要求的设计参数及技术作了较详细的规定,主要有：a.环境机体设计应满足在规定的飞机使用环境条件中工作的要求，包括大气（标准大气、热大气、冷大气、典型大气）及化学、热和气候环境（地面环境、舰上环境、空中环境、人为环境等）。
飞行品质与飞行安全--BY1213120王萌萌
飞行品质与飞行安全姓名：王萌萌学号：BY1213120引言飞机的飞行品质和飞行安全有着密切的关系, 一架飞机如果没有良好的飞行品质, 它在飞行中出现飞行事故的概率就会比较高, 因此, 在飞机设计和试飞过程中必须按照飞行品质规范的要求来设计和验证飞机。
如果发现飞机有不满足飞行品质规范要求的地方就要尽量想法改进, 对飞机所存在的飞行品质缺陷必须让飞行员有充分的了解, 在飞行事故分析过程中, 飞行品质也是一个不可忽略的因素。
飞行中, 特别是新机试飞中, 飞行事故时有发生,有些事故造成了严重的财产损失甚至人员伤亡。
对于那些/硬性0故障所造成的事故, 如发动机着火、操纵卡死、油管破裂等, 驾驶员容易判断和果断处臵, 事故结论也容易被确认, 研制人员有明确的改进方向。
而对于那些/软性0缺陷所造成的事故, 如飞行品质和控制律缺陷等, 如果没有足够的认识, 飞行员没有心理和技术准备, 对突发事件难以辨别和处臵, 可能会发生更严重的事故。
这类事故的根本原因有时不容易被确认, 甚至误判。
结果是付出了巨大代价, 但并没有换取真正的经验教训。
因而飞行品质的保证对于飞行器在整个飞行寿命过程中有着重要的意义。
1飞机的飞行品质1.1 飞行品质要求飞机飞行品质规范的制定过程是实践-理论-实践的迭代过程。
早期的飞机设计中没有飞行品质规范,在实际使用过程中发现必须满足一定的飞行品质要求, 否则飞机难以操纵和稳定, 甚至会发生事故。
1903年莱特兄弟的飞机是纵向静不稳定的, 操纵起来极其困难。
后来的飞行实践和研究发现, 飞机仅仅具有静稳定性还不够, 还要有动稳定性、操纵梯度等一系列的要求。
为了对飞行品质设计和验证提供具体的依据和指导, 根据早期飞行的经验, 1942年和1943年, 美国海军航空局和陆军航空兵分别发布了SR-119 和AAF-C-1815飞行品质规范, 提出了飞机开环响应要求, 并辅以试飞员主观感受评定。
二战以后, 美国开始进行系统的飞行品质研究, 特别是地面和空中飞行模拟研究,形成了1954 年的M IL-F-8785 飞行品质规范, 提出了系统的稳定性和操纵性要求。
舰载飞机腐蚀防护与控制标准体系框架设计
第5卷第6期2008年12月装备环境工程E Q U I PM E N T E N V I R O N M E N T A I。
E N G I N E E R I N G。
41‘舰载飞机腐蚀防护与控制标准体系框架设计陈丹明，程丛高(中国航空综合技术研究所，北京100028)摘要：分析了国内外腐蚀防护与控制有关标准的现状，按照舰载飞机方案论证、工程研制、定型、生产和使用维护等全寿命期各阶段的腐蚀控制需求提出了相应的腐蚀防护与控制标准。
并应用标准体系编制方法，初步设计了舰栽飞机腐蚀防护与控制标准体系框架结构图。
关键词：舰载飞机；腐蚀防护；标准体系中图分类号：V271．4t92；V222文献标识码：A文章编号：1672—9242(2008)06—0041一05D es i gn of C or r osi on P r ot ect i on and C ont r ol St and ar d Sys t em Fr a m e f or C ar r i er Pl aneC H E ND an—r ui ng，C HE N G C ong—gao(C hi na A er o-P ol yt ec hnol ogy E s t abl i shm ent。
Bei j i ng100028，C hi na)A bs t r a ct：The s t a t us of st andar ds r el e vant t o co r r os i on pr o t ect i on and con t r ol i n our co un t r y and a boa r d w er e anal yzed．T h e co r r os i on pr o t ect i on a nd con t r ol st andar ds w e repu tf or w a rd ac cor di ng t O t he co r r os i on con t r ol r e qui r em e nt s of di f f er en t ph ase s of t he li f e cycl e of car r i er pl a n e．A nd t he f ra m e of cor r osi on pr o t ect i on a nd cont r o l st and ar d sys t em f or car r i e r pl ane w a s de si gne d by us i ng st an dar d s yst e m co nst r uc t i n g m et ho d．K e y w o r ds：c ar r i e r pl ane；c or r o si o n pr o t ect i on st and ar d s yst e m舰载飞机长期处于高湿和高盐雾等恶劣的海洋大气环境中，并受大风、海雾、潮汐、海水飞溅等多环境因素的影响，使舰载飞机机体、发动机、机载设备等极易产生腐蚀，从而直接影响舰载飞机的飞行安全，显著降低其服役期限，同时还会给机务维修工作带来很大负担和昂贵的维护费用。
长寿命航空发动机加速任务试车
长寿命航空发动机加速任务试车摘要：本文介绍了航空发动机寿命验证试车方法，重点介绍了加速任务试车的特点及应用情况，加速任务试车采用等效原则，能够有效考核发动机寿命、缩短试验周期、降低研制风险，为长寿命航空发动机寿命验证所广泛采用。
关键词：航空发动机，寿命验证试车，加速任务试车引言现代航空发动机的研制,寿命是重要技术指标之一。
为了考核发动机结构完整性、耐久性、可靠性和确定发动机寿命,需要进行发动机寿命试车。
早期的航空发动机寿命较短，仅为几十到几百小时，各国都采用模拟外场实际使用的工作状态、持续时间和状态的变换来进行全寿命持久试车。
随着高性能航空发动机设计因素构成的完善和不断发展，先进的航空发动机总技术寿命达到了几万小时，而采用全寿命试车来确定发动机的寿命试验周期太长、燃油费用和资源消耗太大，适用性明显变差。
因此各航空发动机大国都在研究新的持久试车技术，以适应长寿命航空发动机寿命验证的需要。
1航空发动机寿命验证试车航空发动机的寿命的验证，一般通过设计分析、零部件试验、地面整机试车、外场小批领先使用的方式逐步开展。
其中，地面整机试车根据外场使用条件和关键件的损伤模式，制定试车方案，对发动机的抗高周疲劳、抗低周疲劳和抗蠕变/应力断裂的能力进行验证,初步验证发动机的寿命。
1.11：1寿命试车为了考核航空发动机的结构完整性、耐久性、可靠性以及确定发动机的寿命，国军标GJB 241A-2010《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》、GJB 242-1987《航空涡轮螺桨和涡轮轴发动机通用规范》、美国军标 MIL-E-5007D《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》、MIL-E-8593A《涡轮轴和涡轮螺桨发动机通用规范》以及JSSG-2007B《航空涡喷涡扇涡轴涡桨发动机通用规范指南》中都做出明确规定：发动机定型前必须完成一个寿命期的低循环疲劳试验。
美国军标 MIL-HDBK-1783《发动机结构完整性大纲》中明确规定：需要通过发动机整机试验来验证发动机的设计使用寿命和设计用法。
军机适航与安全性发展综述
军机适航与安全性发展综述作者：徐明宫綦来源：《航空科学技术》2021年第10期摘要：随着先进航空设备的不断投入使用，借助军机事故调查和系统安全性方法已经不能满足现代高度复杂航空器的安全要求。
需要在已有军机安全性工作的基础上，吸收民用航空器适航标准要求，制定军机适航性技术标准。
结合其装备采办管理实践，建立与之相适应的军机适航性工作体系，并开展军机全生命周期适航性工作。
通过对适航理念与内涵的分析，介绍了军机安全性发展现状，研究军民机适航技术和体系的发展，围绕提升航空装备安全设计与符合性验证能力，给出未来适航发展方向需要涵盖的五大能力，助推军机适航与安全性工作的发展。
关键词：军机适航；系统工程；安全性；适航技术中图分类号：V271.4文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.10.002目前，国内航空装备安全形势依然严峻，如果离开装备使用安全，战斗力将无从谈起。
空军战略任务的完成要靠空军战斗力的形成，战斗力的基础是航空装备的使用安全，必须统一“保安全就是保战斗力，保战斗力就是保战略空军实现”的思想，才能保障战略空军目标的实现。
为保障空军装备安全，首先要是保证军用航空器的各种构型在训练和作战环境下，为完成预期任务，具有安全起飞、着陆、飞行和终止飞行的能力，实现航空器的使用安全，这就是军机适航性工作的目标。
军机适航性工作就是在航空器的研制、生产和使用全生命周期对安全风险进行识别、消除和控制，保证军用航空器的使用安全。
随着三代以及四代（美、俄称五代）机等先进航空装备的大量使用，借助军机事故调查和系统安全性的传统方法已经不能满足现代高度复杂航空器的安全要求。
需要在已有军机安全性工作的基础上，吸收民用航空器适航标准要求，制定军机适航性技术标准，结合其装备采办管理实践，建立与之相适应的军机适航性工作体系，并开展军机全生命周期适航性工作。
1适航理念与内涵1.1适航性定义英国牛津大学牛津词典解释：适航性（airworthiness-fit to fly）：适于飞行。
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第一章土石工程一、填空题1、名称、开挖难易程度]2、挖填土方量相等3、弃土、借土、挖填土量与运距的乘积之和为最小、挖填平衡4、井点降水、减小、消除5、滤管、井点管6、压实功、含水量、铺土厚度、压实系数7、8、二、选择题1、B2、C3、B4、 C5、C三、判断题1、对2、错3、错4、错5、错四、名词解释1、土的可松性：自然状态下的土，经过开挖后，其体积因松散而增大，以后虽经回填压实，仍不能恢复。
2、人工降低地下水位：为降低地下水位，避免对基坑的影响，采用人为有效降低地下水位的方法。
3、最佳含水量：使用同样的压实功进行压实，所得到的重度最大，此含水量为最佳含水量4、。
流砂现象：土粒失去自重，处于悬浮状态，土的抗剪强度等于零，土粒能随着渗流的水一起流动，此现象称为“流砂现象”。
五、问答题1、土的可松性是指自然状态下的土，经过开挖后，其体积因松散而增大，以后虽经回填压实，仍不能恢复。
由于土方工程量是以自然状态的体积来计算的，所以在土方调配、计算土方机械生产率及运输工具数量等，均需考虑可松性。
2、场地平整土方量的计算方法通常采用方格网法，计算步骤如下：（1）、把施工场地划分成边长为a的若干个方格网。
（2）、确定各方格角点的自然标高。
（3）、确定方格点设计标高。
（4）、计算场地各点方格角点的施工高度。
（5）、确定零线。
（6）、计算各方格挖填土方量。
3、（1）、土的可松性：对土方调配、计算土方机械生产率及运输工具数量有影响。
（2）、土的渗透性：土的渗透系数不同，则施工中降水和排水的速度也不同。
（3）、土的含水量：对土方开挖的难易程度、边坡留置的大小、回填土的夯实有影响。
4、土方边坡用土方边坡坡度来表示，以其高度H与其底部宽度B之比表示。
影响因素：土质、开挖深度、开挖方法、施工工期、地下水位、坡顶荷载及气候条件等。
5、原因：是水在土中渗流所产生的动水压力对土体作用的结果。
途径：减小或消除动水压力。
方法：水下挖土法、冻结法、枯水期施工、抢挖法、加设支护结构及井点降水。
6、1）尽可能缩短基坑施工时间，尽快进行土方回填，以缩短降水时间。
2）滤管滤料、滤层的厚度等均应按规定设置，既保证水流通畅，又可防止泥砂流失。
3）采取降水与回灌技术相结合的工艺，在需要保护的建筑物或构筑物与降水井点之间埋设回灌井点，防止地面沉陷。
7、碎石类土、砂土和爆破石碴可作为表层以下的填料。
含水量符合要求的粘性土，可用作各层填料。
碎块草皮和有机质含量大于8%的土，仅用于无压实要求的填方；淤泥和淤泥质土一般不能用作填料，但在软土或沼泽地区经过处理使含水量符合要求后，可用于填土的次要部位。
填土应分层进行，并尽量采用同类土填筑，如采用不同类土填筑时，应将透水性较大的土层置于透水性小的土层之下，不能将各种土混杂在一起使用，以免填方内形成水囊。
方法：碾压法、夯实法、振动法。
影响因素：压实功、含水量、铺土厚度。
8、 1）应力求达到挖、填平衡和挖、填方量与运距的乘积之和最小的原则，以降低土方工程的成本。
2）应考虑近期施工与后期利用相结合，分区和全场相结合的原则，并尽可能与大型地下建筑物的土方工程施工相结合，避免重复挖运。
3）调配区大小的划分应满足主要土方施工机械工作面的大小，使土方机械运输车辆的效率能充分发挥。
4）选择恰当的调配方向，运输路线，施工顺序。
六、计算题1、（1）下底面积：A 2=85*60=5100m 2 上底面积：A 1 =(85+2*4)*(60+2*4)=6324m 2中截面面积：A 0=（85+4）*（60+4）=5696 m 2土方工程量=H/6*（A 1+4 A 0+ A 2）=8/6*（5100+4*5696+6324）=45610.7 m 3（2）开挖后松散体积：45610.7*1.14=51996.2 m 3应回填的体积：45610.7-21000=24610.7 m 3回填的松土体积：24610.7/1.05=23438.8 m 3则预留的松土体积为23438.8 m 3（3）弃土：51996.2-23438.8=28557.4m 3需运车次：28557.4/3.5=8159.26 取8160车次2、单根井点管的出水量：q=65лdl 3√k=65*3.14*0.038*1.23*3√30=73.4m 3/d3、1）井点系统的平面和高程布置：环形井点：平面布置高程布置：集水总管：井点管：抽水设备2）计算涌水量：环形井点系统包围的面积F=（32+4.5+0.8*2）*(42+4.5+0.8*2)=1832.6m2假象半径x0=√(F/π)=24.16m抽水影响半径R=1.95s√(HK)=52.32m涌水量Q=1124.9m3/d3)井点管的间距单根井点管最大出水量q=65πdl3√k=22.8 m3/d根数n=1.1Q/q=54.3根，取54根间距：D=L/n=3.2m4、1）初步计算场地设计标高ΣH1=170+171.5+171+172.5=685mΣH2=170.5+171+170.5+172+171.5+172=1027.5mΣH4=171+171.5=342.5m则：H0=1/24*（685+2*1027.5+4*342.5）=171.25m2)根据泄水坡度要求计算各方格角点的设计标高H1=171.22mH2=171.28mH3=171.34mH4=171.4mH5=171.16mH6=171.22mH7=171.28mH8=171.34mH9=171.1mH10=171.16mH11=171.22mH12=171.28m3)计算施工高度h1=1.22mh2=0.78mh3=0.34mh4=-0.1mh5=0.66mh6=0.22mh7=-0.22mh8=-0.66mh9=0.1mh10=-0.34mh11=0.78mh12=1.22m4)确定零线（图略）5）计算土方量V1填=20*20*（1.22+0.78+0.66+0.22）/4=288m3V2填=（20*20-0.5*10*7.86）*（0.78+0.34+0.22）/5=96.7 m3V2挖=-0.5*7.86*10*0.22/3= -2.9 m3V3填=0.5*12.14*15.45*0.34/3=10.6 m3V3挖=-（20*20-0.5*12.14*15.45）*（0.1+0.66+0.22）/5= -60 m3V4填=（20*20-0.5*12.14*15.45）*（0.66+0.22+0.1）/ 5=60 m3V4挖=-0.5*12.14*15.45*0.34/3=-10.6 m3V5挖=-（20*20-0.5*10*7.86）*（0.78+0.34+0.22）/5=-96.7 m3V5填=0.5*7.86*10*0.22/3=2.9 m3V6挖= -20*20*（0.22+0.66+0.78+1.22）/4=-288 m3则ΣV填=458.2 m3ΣV挖=-458.2 m3第二章答案一、填空题1、机械压实、强夯、深层搅拌2、小3、3、焊接、法兰、硫磺胶泥锚接4、300ml5、70%、100%6、贯入度、桩尖进入持力层深度或桩尖标高、桩尖设计标高、贯入度7、自中间向四周进行、自中间向两个方向对称进行8、保护孔壁、防止塌孔、排出土渣而成孔9、定位、保护孔口、维持水头二、选择题1、C2、A3、D4、C5、A三、判断题1、对2、错3、错4、错四、名词解释1、换土垫层法：把原来的土挖去，填上具有足够强度的新土的方法2、沉管灌注法：利用锤击打桩法或振动打桩法，将带有钢筋混凝土桩靴或带有活瓣式桩靴的纲套管沉入土中，然后灌注混凝土并拔管而成的桩3、端承桩：桩上的荷载主要由桩端阻力承受4、摩擦桩：桩上的荷载由桩侧摩擦力和桩端阻力共同承受5、复打法：在第一次灌注桩施工完毕，拔出套管后，清除管外壁上的污泥和桩孔周围地面的浮土，立即在原桩位再埋预制桩靴或合好活瓣，第二次复打沉套管，使为凝固的混凝土向四周抗挤压扩大桩径，然后再灌筑第二次混凝土6、反插法：在套管内灌满混凝土后，先振动再开始拔管，每次拔管高度0.5—1.0m，向下反插深度0.3---0.5 m，如此反复进行并保持振动，直至套管全部拔出地面。
7、吊脚桩：柱底部的混凝土隔空，或混凝土中混入了泥砂而形成松软层的桩五、简答题1、答：为节省场地，现场预制桩应多用叠浇法制作，重叠层数取决于地面允许荷载和施工条件，一般不宜超过4层，场地应平整、坚实，不得产生不均匀沉降。
桩与桩之间应作好隔离层，桩与邻桩、底模间的接触面不得发生粘结。
上层桩或邻桩的浇筑，必须在下层桩或邻桩的混凝土达到设计强度的30%以后，方可进行，钢筋骨架的主筋应采用对焊。
当桩的混凝土强度达到设计强度的70%方可起吊，达到100%方可运输和打桩，桩在起吊和搬运时，必须平稳，并且不得损坏，堆放桩的地方必须平整、坚实，垫木间距应与吊点位置相同。
不同规格的桩应分别堆放。
2、答：打桩顺序有：（1）由一侧向单一方向进行（2）自中间向两个方向对称进行。
（3）自中间向四周进行。
第一种打桩顺序，打桩推进方向宜逐排改变，以免土朝一个方向挤压，导致土壤挤压不均匀，对于同一排桩，须采用间隔跳打的方式。
3、答：护筒的作用：定位、保护孔口、维持水头。
泥浆的作用：保护孔壁、防止塌孔、排出土渣而成孔。
4、答：复打法概念：在第一次灌注桩施工完毕，拔出套管后，清除管外壁上的污泥和桩孔周围地面的浮土，立即在原桩位再埋预制桩靴或合好活瓣第二次复打沉套管，使未凝固的混凝土向四周挤压扩大桩径，然后再灌筑第二次混凝土。
目的：为了提高桩的质量和承载能力。
5、答：断桩，缩颈桩、吊脚桩。
断桩的处理：将断桩拔出，将孔清理干净后，略增大面积或加上铁箍联接，再重新灌注混凝土补做桩身。
颈桩的处理：用复大法处理。
吊脚桩的处理：将套管拔出，填砂重打。
6、答：地下连续墙是利用专用的挖槽机械在泥浆护壁下开挖一定长度，挖至设计深度并清除沉渣后，插入接头管，再将在地面上加工好的钢筋笼用起重机吊入充满泥浆的沟槽内，最后用导管浇筑混凝土，待混凝土初凝后拔出接头管，一个单元槽段即施工完毕，如此逐段施工，即形成地下连续的钢筋混凝土墙。
第三章答案一、填空题1、扣件、底座、钢管2、33、75%4、斜槎2/35、两步投料法、暖棚法、氯盐砂浆法6、1.2~1.5m 1.2~1.4m 1.6~1.8m7、横平竖直砂浆饱满灰缝均匀上下错缝内外搭接接槎牢固8、不小于高度的的2/3 120 1 ø6 500 1m 90度二、选择题1、C B2、B3、D4、B5、C三、判断题1、错。
2、对。
3、错。
4、对。
四、名词解释1、皮数杆：划有每皮砖和灰缝的厚度，以及门窗洞、过梁、楼板等的标高的杆件。