飞机对廊桥处蒙皮损伤容限(完美版)
民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证
民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证“民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证”，是在民用飞机研制、制造过程中最关键也是最重要的一步，因为它决定着飞机的结构强度、刚度和耐久性。
一般情况下，民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证，包括多种工艺方法，如机身壁板成形工艺、焊接工艺、热处理工艺、环境性能试验等。
1、机身壁板成形工艺：利用机身壁板成形工艺，根据机身壁板的设计要求，将机身材料以机身壁板的形式加工出来。
为了保证机身壁板的精密度和一致性，需要采用特殊的成形工艺，如挤压成形工艺、冷弯成形工艺、热弯成形工艺等。
2、焊接工艺：焊接工艺是用于连接机身壁板的主要工艺，其目的是将不同部件之间的衔接处焊接起来，以形成一个完整的机身壁板结构。
在焊接工艺中，需要使用合适的焊接方法和焊接材料，以保证机身壁板的连接强度。
3、热处理工艺：热处理工艺是用于改善机身壁板力学性能的主要工艺。
热处理工艺可以使机身壁板具有较高的强度和韧性，从而提高机身壁板的抗损伤能力。
4、环境性能试验：环境性能试验是用于证明机身壁板的耐久性和可靠性的主要试验手段。
可以通过对机身壁板进行温度、湿度、振动、冲击等环境性能试验，检测机身壁板的耐久性和可靠性。
最后，为了证明机身壁板的力学性能和耐久性，可以采用拉伸试验、弯曲试验、冲击试验等方式，来验证机身壁板的损伤容限。
总之，“民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证”是一个复杂的工作，需要综合运用多种工艺方法和试验手段，以保证机身壁板的质量及机身的整体力学性能和耐久性。
民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证，是飞机研制和制造过程中不可或缺的一步，其结果直接关系到飞机的安全性能。
所以，必须严格遵循国家规定的制造质量管理标准，以确保机身壁板的质量。
3.3飞机结构损伤容限分析
= KI
r
π
gi( I ) (θ )
，σ y = KI 2πr ,τ xy = 0
裂端正前方： θ = 0, σ x = 裂纹表面：
KI 2πr
θ = π , σ x = 0，σ y = 0,τ xy = 0
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1.裂纹尖端应力应变场和应力强度因子
σ
(I ) ij
应力场公式的特点： 1）在裂纹尖端，即r＝0处，应力趋于无穷大，应力在裂纹尖端 出现奇异性。 2）应力强度因子KI在裂纹尖端是有限量。 3）裂纹尖端附近区域的应力分布是r和θ的函数，与无穷远处的 应力和裂纹长度无关。 可以看出，用应力作为参量来建立如传统的强度条件失去了意 义。但应力强度因子是有限量，它不代表某一点的应力，而是 表征裂端应力应变场强度的参量。所以KⅠ 可作为参量建立破 坏条件是恰当的。强调：因KⅠ 由线弹性理论推出，所以一般 只适用于线弹性材料的断裂。由此建立起来的理论称为线弹性 断裂力学。
把握好含裂结构的裂纹的基本特性－－断裂力学
6
2断裂力学基础
断裂力学概念 以含裂体的特征参数(几何、载荷)表征其内力、形变规律， 研究含裂体剩余强度规律及破坏准则, 包括交变载荷作用下 的裂纹演变规律及寿命估算分析等。
7
裂纹 按裂纹的几何特征分类
8
裂纹
按裂纹的力学特征分类
1型(张开型): 承受与裂纹面垂直的正应力σ， 裂纹面位移沿y方向，裂纹张开。 2型(滑开型): 承受xy平面内的剪应力τ， 裂纹面位移沿x方向，裂纹面沿x方向滑开。 3型(撕开型): 承受是在yz平面内的剪应力τ， 裂纹面位移沿z方向，裂纹沿 z方向撕开。
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3.裂纹尖端塑性区
前面曾提到，根据弹性解，在裂纹尖端处应力趋于无 穷大，而实际上这是不可能的。事实上，当应力超过屈服 应力时，必然在裂纹尖端邻近区域产生塑性变形，从而使 裂纹尖端区的应力松弛，不可能达到无限大。应该说，材 料一旦屈服，就不遵从弹性规律，故线弹性断裂力学不适 用于屈服区。但如果屈服区很小(高强度、低中韧性材料 即如此)则其周围的广大区域仍是弹性区，经过必要的修 正后，线弹性断裂力学分析仍然有效。 那么如何就塑性区影响进行修正呢？
737ng飞机蒙皮凹坑损伤放行标准
737ng飞机蒙皮凹坑损伤放行标准下载提示：该文档是本店铺精心编制而成的，希望大家下载后，能够帮助大家解决实际问题。
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B737-700飞机扰流板凹坑允许损伤的范围
B737-700飞机扰流板凹坑允许损伤的范围参考：AMM SDS27-61-00; SRM57-70-01-1A-1B737-700飞机共12块扰流板，左右各6，从左至右编号依次为1，2，3，……10，11，12。
其中1.6.7.12为地面扰流板，其余为飞行扰流板.其中6，7号扰流板又称作内侧扰流板，其余的称作外侧扰流板。
允许的损伤：每块扰流板蒙皮被分成1，2，3三个区域，对应于不同的区域，有不同的损伤标准，各个区域的划分如图（figure102—107）所示区域1(a) 如果满足以下条件，如图108，详图B所示的凹坑是允许的：1)2)3) 损伤不在扰流板结构的连接区域(b)如果损伤的深度大于0.10英寸而小于0.25英寸，进行以下步骤：1) 按51-70-01对凹坑进行整形或者填充2) 如果对凹坑进行了填充，进行如下步骤a) 对损伤用铝箔胶带进行密封（快速胶带3M-436或者等效品）b) 每400飞行小时或者更频繁的对凹坑进行检查：●确信胶带处于满意状态●如果损伤扩大，立即行修理●如果损伤没有扩大，在5000飞行小时之内进行修理区域2(a) 如果满足以下条件，如图109，详图B所示的凹坑式允许的：4)5) 最大损伤的直径不超过面板弦的25%6) 两个凹坑或者一个凹坑与其他损伤之间的距离最小为0.5D（D 为两个损伤的较大尺寸）7) 损伤不在扰流板结构的连接区域(b)如果损伤的深度大于0.10英寸而小于0.25英寸，进行以下步骤：3) 按51-70-01对凹坑进行整形或者填充4) 如果对凹坑进行了填充，进行如下步骤a) 对损伤用铝箔胶带进行密封（快速胶带3M-436或者等效品）b) 每400飞行小时或者更频繁的对凹坑进行检查：●确信胶带处于满意状态●如果损伤扩大，立即行修理●如果损伤没有扩大，在5000飞行小时之内进行修理(3) 区域3(a) 对于除后缘以外的其他面板边缘，如果满足以下条件，损伤是允许的：1）大损伤的尺寸不超过面板弦长的15%2）3）两个凹坑或者一个凹坑与其他损伤之间的距离最小为0.5D（D 为两个损伤的较大尺寸）注：如果在凹坑区域发现分层，则应用分层的标准4）洁并从损伤区域去除水分5）用铝箔胶（快速胶带3M-436或者等效品）带进行密封a) 记录损伤位置b) 以不超过150飞行小时的间隔去掉胶带，检查损伤c) 按需更换胶带d) 如果损伤扩大，立即进行修理e) 如果损伤没有扩大，在5000飞行小时前进行修理（b）对于各面板后缘的损伤，如果满足以下条件，损伤是允许的：1）大损伤的尺寸不超过面板展向长度的15%3）两个凹坑或者一个凹坑与其他损伤之间的距离最小为0.5D（D 为两个损伤的较大尺寸）注：如果在凹坑区域发现分层，则应用分层的标准4）从损伤区域去除水分5）用铝箔胶（快速胶带3M-436或者等效品）带进行密封a) 记录损伤位置b) 以不超过150飞行小时的间隔去掉胶带，检查损伤c) 按需更换胶带d) 如果损伤扩大，立即进行修理e) 如果损伤没有扩大，在5000飞行小时前进行修理。
损伤容限技术
民用飞机损伤容限技术（FAA专家Swift 在华培训班讲课摘录）1． 损伤容限评定主要目标（1）对强度、细节设计和制造的评定必须表明，飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏；（2） 新研制的飞机，必须进行损伤容限评定；此后更改的老机，更改部分也必须进行损伤容限评定；（3） 损伤容限评定的主要目标：a. 裂纹增长和剩余强度分析；b. 检测。
2． 损伤容限要求的主要更改（1）剩余强度载荷为100%限制载荷；取消了动强度因子。
（2）结构必须是损伤容限的，除非是无法实施。
（3）检查必须依据谱载作用下裂纹增长速率来确定。
（4）必须考虑广布疲劳损伤的情况：a. 多条小裂纹的独立增长，即便每一条都小于可检长度，有可能突然连接起来形成单个临界裂纹；b. 先前的疲劳暴露产生的次结构件上的裂纹，由于主结构上的破坏而引起载荷的重新分布；c. 多传力路径结构中，有相近应力水平的独立元件，可能发生同时破坏。
3． 试验支持的分析评估（略）4． 评定临界部位的选择准则飞机在外场主要靠目视检查，一架大型飞机的检查面积约15,000 in2,关键部位一般约150个。
A320的关键部位有500个，B767则仅有27个。
（1）受拉或剪的元件；（2）低静强度裕度部位；（3）高应力集中处；（4）高载传递处；（5）当主元件破坏后，次元件出现高应力处；（6）有高裂纹扩展率的材料；（7）易受偶然性损伤的部位；（8）部件试验结果；（9）全尺寸试验结果。
5． 损伤容限评定的任务（1）确定飞机用途。
（2）编制重心过载谱。
（3）选择评定的临界部位。
（4）建立每一部位的环境条件。
（5）建立每一部位的裂纹增长速率数据。
（6）确定基本的裂纹增长分析方法。
（7）得到每一材料和几何的断裂韧性数据。
（8）确定每一部位在限制载荷下损伤的最大尺寸。
（9）确定剩余强度分析方法。
（10）确定每一部位的结构等级。
（11）绘制每一部位的裂纹增长曲线。
飞机蒙皮划痕检查
飞机蒙皮划痕检查1 背景飞机修理过程中，曾发现机身蒙皮拼接处有多处长 125-250mm左右裂纹，裂纹均出现在划痕处。
调查发现，蒙皮拼接处有多处划痕显示，划痕是除胶时使用铲刀或金属利器导致的。
飞机大修或重新喷漆前，需要除去蒙皮搭接或对接处的封严胶。
除胶时，使用了铲刀、刮刀或其它金属利器，将蒙皮划伤。
蒙皮上的划痕在经过一定飞行循环后可能形成裂纹。
飞机蒙皮划痕检查主要对航天器的维护应用包括在倒圆和去除玻璃刮痕后，以及检测出机身、起落架、发动机固定装置上的裂缝后，对飞机蒙皮和风挡的厚度测量。
通过市场调研发现目前主要应用超声波探伤仪对飞机蒙皮进行裂纹检查。
2 市场调研国内主要从事超声波探伤仪的企业有：国外主要从事超声波探伤仪的企业有：国内产品调研中航工业北京长城计量测试技术研究所北京长城计量测试技术研究所始建于50年代初，现为中国航空工业集团公司成员单位，是专门从事计量测试技术、计量标准、方法研究和计量器具制造的综合研究所。
是中华人民共和国科技成果检测鉴定国家级检测机构、全国振动冲击计量技术委员会秘书单位，是一所具有较强计量测试能力和一定知名度的科研机构。
研究所占地面积为16.7万平方米，建有国内一流的计量测试实验室，设备精良，配套齐全。
计量业务有5个计量专业研究室，下设12个校准/测试实验室，覆盖36个分专业；另有1个实验工厂,与英国ACIC公司合资成立了希蒙国际电子有限公司（CIMS）等。
具有表面划痕深度仪自主研发知识产权。
如图所示：功能特点：适用于测量表面划痕、损伤或凹凸深度。
该仪器体积小，读数方便，操作简单，可准确地测量表面划痕的深度。
适用于对大型部件局部损伤的现场检测。
特别适用于飞机蒙皮表面划痕深度的检测。
技术指标：测量深度范围：0.01～1.00mm测量宽度范围：0.1～2.0mm测量准确度：0.01mm（测量范围：0.01mm～0.10mm）相对测量不确定度：5%（测量范围：0.10mm～1.00mm）北京美泰科仪检测仪器有限公司北京美泰科仪检测仪器有限公司，坐落于中关村科技园区，属国家认证的重点高新技术企业。
飞机蒙皮损伤原因分析及维护措施
飞机蒙皮损伤原因分析及维护措施摘要：蒙皮是飞机飞行中最易损伤的零部件，本文对飞机蒙皮的典型损伤进行分析研究，并制定针对性维护措施，为提前做好预防飞机蒙皮损伤工作，确保飞行训练安全顺利提供借鉴。
关键词：飞机蒙皮；蒙皮损伤；维护措施飞机蒙皮由铝合金制成，用铆钉固定在骨架上，构成飞机良好的外形，并和其他构件一起承受飞机的外部载荷。
保持飞机蒙皮的完好，是飞机维护的一项重要工作，对保持飞机良好的飞行性能具有重要意义。
一、蒙皮损伤原因分析(一)蒙皮划伤与腐蚀飞机蒙皮表面有纯铝、氧化铝和油漆层组成的保护层，蒙皮的保护层很薄而且比较软，受到砂粒和金属机件等硬物的作用时，容易被划伤。
当蒙皮保护层被划伤后，在空气中的水分或雨水的作用下，划伤处会产生电化腐蚀；如果有酸、碱溶液或石油产品滴落在蒙皮上，则会发生化学反应，导致严重腐蚀。
蒙皮划伤或腐蚀后，不仅使材料的强度降低，造成蒙皮提前损坏，同时还使飞机表面变得粗糙不平，从而增大飞机飞行时的阻力和波阻，降低飞机战术性能。
（二）蒙皮油漆层脱落油漆层处于蒙皮的最外层，用来保护金属免遭腐蚀，同时可使蒙皮表面保持光洁，以改善飞机的性能。
但是油漆层硬度较小，易被砂石或金属物件划伤。
油漆层受到各种油料、酒精、酸、碱、盐溶液作用后，易受侵蚀而膨胀，变软后剥落。
油漆层在日光、水分、大气温度的长期影响下也会自然剥落，因为日光中的紫外线能够使油漆层的弹性和强度降低；油漆层长期附有水分，水分将渗入内部，使油漆层变软，甚至使油漆层与金属表面分离；大气温度变化时，油漆层会膨胀或收缩，天长日久，油漆层会裂纹，甚至剥落；大气温度变化还容易使水分凝结在油漆层上，逐渐渗入油漆层。
（三）蒙皮变形蒙皮变形有鼓胀、下陷和曲皱三种形式。
1.飞行中，蒙皮在局部空气动力（吸力或压力）的作用下，会产生鼓胀或下陷，在正常情况下，这种变形很小，当外力消除后，蒙皮即可恢复原状。
但是如果操纵飞机的动作过猛，使蒙皮受力过大，或者蒙皮由于有机械损伤，固定蒙皮的铆钉、螺钉松动而使得蒙皮刚度变小时，蒙皮鼓胀或下陷就会加剧，蒙皮的内应力就有可能增大到超过蒙皮材料的强度极限，从而使蒙皮出现永久变形。
737NG结构损伤标准
737NG结构损伤标准目录：雷达罩（Nose Radome）： (2)发动机唇口（Lip Skin）： (3)平尾前缘（Hori-stab Leading Edge Skin） (7)垂尾前缘（VERT-STAB Leading Edge Skin） (15)固定翼前缘（Wing Fixed Leading Edge） (24)缝翼前缘（Slat Leading Edge）： (31)驾驶舱1、2、3号玻璃损伤标准（No.1/2/3 Windows）： (34)注：中文仅为参考注释，以英文和最新版SRM&AMM手册为准。
Note: Chinese is only for explanation; please reference the English statement and the newest SRM&AMM manual for substance.注：下文只列出了部分典型损伤标准，欲查看更多损伤标准，请参阅最新版的SRM&AMM 手册.Note: The following text only state the typical damage case. For more allowable damage limits, refer to the latest SRM&AMM manual.雷达罩（Nose Radome）：凹坑只要不伤到玻璃纤维，并且符合以下三个条件，那么此凹坑是允许的：A、凹坑区域面积不超过1平方英寸；B、距其它损伤的边缘至少10英寸远；C、距雷达罩边缘或紧固件边缘至少2英寸远；发动机唇口（Lip Skin）：同时符合以下四种情况，凹坑是允许的：A、凹坑及其周围平滑无皱褶，无凿痕或裂纹，无紧固件松动或丢失；B、参考图102，在唇口四分之一圆的区域内，最多不超过两个凹坑；C、相邻凹坑边距至少15英寸；D、W/Y大于等于30（关于W、Y和L的解释及限制，请参见图103的Sheet 3）；如果不能同时满足以上四种情况，但却能同时满足以下五个条件，飞机能再飞最多两个循环：A、凹坑及其周围平滑，无凿痕或裂纹，无紧固件松动或丢失；B、凹坑中的皱褶长度最大3英寸。
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A330 飞机对廊桥区域检查
一、检查区域
左 1 门对廊桥区域为：门框上方 1 米内，门框下方 1 米内，门框前方 2 米内，门框后方 1.5 米内。
图1.FR1-FR18、FR18-FR38机身段蒙皮位置示意图
注：图1.适用于STD6和STD8的飞机
检查区域涉及到图1.中FR1-FR18：1、3、6三块蒙皮。
表1.FR1-FR18机身段蒙皮名称与位置
ITEM项目NOMENCLATURE名称LOCATION位置
1 Upper panel FR0-FR18
3 Sidewall panel (left) FR10-FR13
6 Lower sidewall panel (left) FR1-FR18
检查区域涉及到图1.中FR18-FR26：1、2、3三块蒙皮。
表2.FR18-FR26机身段蒙皮名称与位置
ITEM项目NOMENCLATURE名称LOCATION位置
1 Upper panel FR18-FR26 /STGR5-STGR5
2 Sidewall panel (left) FR18-FR26 /STGR5-STGR22
3 sidewall panel (left) FR18-FR26 /STGR22-STGR43 检查区域涉及到图1.中FR26-FR38：1、2、3三块蒙皮。
表3.FR18-FR26机身段蒙皮名称与位置
ITEM项目NOMENCLATURE名称LOCATION位置
1 Upper panel FR26-FR37.1 /STGR5-STGR5
2 Sidewall panel (left) FR26-FR37.1 /STGR5-STGR13
3 sidewall panel (left) FR26-FR31 /STGR13-STGR31 4A Lower sidewall panel (left) FR26-FR38 /STGR31-STGR43
图2.FR1-FR18、FR18-FR38机身段蒙皮位置示意图
注：图1.适用于STD7的飞机
检查区域涉及到图1.中FR1-FR18：1、3、6三块蒙皮。
表4.FR1-FR18机身段蒙皮名称与位置
ITEM项目NOMENCLATURE名称LOCATION位置1 Upper panel FR0-FR18
3 Sidewall panel (left) FR10-FR13
6 Lower sidewall panel (left) FR1-FR18
检查区域涉及到图1.中FR18-FR26：1、2、3三块蒙皮。
表5.FR18-FR26机身段蒙皮名称与位置
ITEM项目NOMENCLATURE名称LOCATION位置
1 Upper panel FR18-FR26 /STGR5-STGR5
2 Sidewall panel (left) FR18-FR26 /STGR5-STGR22
3 sidewall panel (left) FR18-FR26 /STGR22-STGR43 检查区域涉及到图1.中FR26-FR38：1、2、3三块蒙皮。
表6.FR18-FR26机身段蒙皮名称与位置
ITEM项目NOMENCLATURE名称LOCATION位置
1 Upper panel FR26-FR37.1 /STGR5-STGR5
2 Sidewall panel (left) FR26-FR37.1 /STGR5-STGR13
3 sidewall panel (left) FR26-FR31 /STGR13-STGR31
4 Lower sidewall panel (left) FR26-FR38 /STGR31-STGR43
二、基本信息
三、损伤容限（Allowable Damage Description/Criteria）
（以下内容来源：A330SRM53-11-11PB 101 和A330SRM53-21-11 PB 101）。