结构修理常用方法及分析
浅析飞机复合材料结构修理技术
浅析飞机复合材料结构修理技术作者：刘军来源：《科技创新与应用》2014年第30期摘要：随着科技的不断进步，复合材料逐渐出现在航空领域，在现代航空领域的发展中被广泛应用。
由于复合材料已经成为现代飞机结构的重要组成部分，并且其损伤机理与金属损伤存在差异，对复合材料结构修理技术研究具有重要的现实意义。
文章主要基于飞机复合材料结构修理基础之上进行研究，促进飞机复合材料的可持续发展。
关键词：飞机复合材料；结构修理；技术分析前言国内对于先进复合材料在航空领域的应用已经取得一定成效，但对于飞机复合材料结构修理技术的研究依旧需要不断完善。
由于现代航空领域需求的不断增加，对复合材料的使用要求逐渐严格。
同时在具体的应用过程中需要对复合材料进行维护，体现出飞机复合材料结构修理技术的重要性。
1 飞机复合材料结构类型以及损伤类型目前，国内外的复合材料在航空领域的应用具有广泛性特点，材料用量占总体用量总重的25%-40%，其中民用飞机占11%-16%，直升机高达60%以上。
由此可见，飞机复合材料结构在航空领域的应用具有广泛性特点。
对于复合材料以及损伤类型进行分析，加深对复合材料修理技术的理解。
1.1飞机复合材料结构类型1.1.1 压层板。
复合材料当中的压层板主要是由单层板粘合而成，同时构成材料可为不同材质的单层板，也可为各向异性单层板进行构成。
由于单层板构成存在复杂性以及非匀质性，导致单层板的实际构成具有各向异性的特点。
1.1.2 蜂窝夹芯结构。
蜂窝夹芯机构主要是由薄面板与中间胶接低密度的夹芯构成，具体的面板结构为层压板，面板较薄。
其中具体的使用材料为纤维玻璃布、单向碳纤维、编织布、芳纶有机纤维布等材料。
蜂窝夹芯结构比常规金属结构具有较高的比强度、抗弯强度、高结构阻尼、消音以及耐声震、隔热性等良好的性能，在航空领域应用具有较好效果。
1.1.3 蜂窝壁板。
蜂窝壁板主要是承力面以及蜂窝夹芯构成，蜂窝夹芯位于承力面板之间，使得整个蜂窝壁板的强度增加[1]。
飞机复合材料结构修理技术
飞机复合材料结构修理技术发布时间：2021-12-09T07:52:47.640Z 来源：《防护工程》2021年25期作者：纪书雅[导读] 科技进步带动了复合材料在航空领域的快速发展。
考虑到复合材料已经逐步成为当下飞机结构的关键部分，为此，必须积极进行其损伤机理与金属损伤存在差异的分析，对复合材料结构修理技术研究具有重要的现实意义。
航空工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 150066摘要：科技进步带动了复合材料在航空领域的快速发展。
考虑到复合材料已经逐步成为当下飞机结构的关键部分，为此，必须积极进行其损伤机理与金属损伤存在差异的分析，对复合材料结构修理技术研究具有重要的现实意义。
本文主要基于飞机复合材料结构修理基础之上进行研究，促进飞机复合材料的可持续发展。
关键词：飞机复合材料；结构修理；修理技术引言：目前我国民用飞机其选用材料将逐渐从全金属向混杂结构技术转化，可靠性、安全性、经济性及舒适性等是未来飞机运行时要的，因此，复合材料的高比刚度、耐高温、材质轻等性能优势将更为显著，能很好的满足民用飞机材料的要求，复合材料也开始应用于制造飞机的主要结构件且用量越来越多。
复合材料在我国航空领域的应用取得了一定成效，而复合材料的使用要求也逐渐严格，但随着复合材料及其成形工艺技术的发展，对飞机复合材料结构修理技术方面的研究还有待于完善。
1.飞机复合材料结构及分析1.1复合材料结构的类型与特点层压板、蜂窝夹芯结构和蜂窝壁板结构是飞机上使用的主要复合材料构件。
单层板粘合面、不同材质单层板和不同纤维铺设方向上相同材质的各向异性单层板也可以构成复合材料层压板。
致使层压板具有各向异性的特点是由于这些单层板在厚度方向的宏观非匀质性导致的。
两块薄面板和中间胶接低密度的夹芯组成了蜂窝夹芯结构，夹芯材料有泡沫塑料和蜂窝夹芯，面板较薄，结构形式为层压板，主要材料有预浸单向碳纤维带或编织布、未预浸或预浸纤维玻璃布等。
蜂窝夹芯有铝箔蜂窝和玻璃布蜂窝。
常见的设备修理方法
常见的设备修理方法
常见的设备修理方法包括：
1. 逐步排除法：如果有短路故障出现，可以逐步切除部分线路以确定故障范围和故障点。
2. 同类对调法：在无法准确判断故障部位、元器件的情况下，可以对型号或工作原理完全相同的电路板、模块、电机、驱动器等进行相互交换，观察故障转移情况，以快速确定故障部位。
3. 备板置换法：有些设备工控机的工控板、设备信号处理板、脉冲分配板的故障时，可用备用电路板进行更换。
更换备板时，应检查备板上的电位器位置、拨码开关位置是否与原版一致。
4. 分离法：这种方法适合维修混合电路故障，如果设备电路既包括主电路、控制电路、模拟电路以及数字电路，可将它们之划分区域，单独分析。
5. 对比法：以正确的电压、电流、PLC1/0点状态与异常的相比较来寻找故
障部位，有时还可以将正常部分实验性的造成“故障”或报警（如断开接线，拔去组件），看其是否和相同部分产生的故障现象相似，以判断故障原因。
以上内容仅供参考，建议咨询专业人士获取具体信息。
同时请注意，不同的设备可能需要不同的修理方法，请根据实际情况选择最适合的方法。
小型飞机铝合金结构修理简析
航空航天科学技术科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald9DOI：10.16660/ki.1674-098X.2018.16.009小型飞机铝合金结构修理简析①罗裕富(中国民用航空飞行学院绵阳分院机务部 四川绵阳 621000)摘 要：随着我国通航产业的迅速发展，小型飞机在我国保有数量突飞猛涨。
在飞机使用过程中，随着飞机使用时间的增加，飞机结构受力部附件由于意外碰撞损伤(如重着陆、鸟击)、或金属结构件疲劳等影响，结构故障问题已经突显，其主要表现有蒙皮变形、破孔、裂纹等损伤，以及受力结构件(如翼肋、桁条、梁、隔框等)变形、裂纹、缺损等损伤。
小型飞机铝合金结构主要功能为维持气动外形、承载、及传递载荷等，主要保障飞机的飞行安全。
本文参照Cessna172R型飞机结构修理手册相关程序规范，对小型飞机铝合金结构修理进行简析，通过对飞机结构损伤等级分类、损伤形式及典型损伤修理类型进行分析，可提高对飞机铝合金结构损伤认识，以及小型飞机金属结构损伤维护的可靠性，保证飞机运行安全。
关键词：损伤等级 变形裂纹 增补片 断裂中图分类号：TG172 文献标识码：A 文章编号：1674-098X(2018)06(a)-0009-03①作者简介：罗裕富(1983，12—)，男，汉族，四川遂宁人，硕士，工程师，研究方向：飞机机身结构。
1 小型飞机结构损伤等级划分依据Cessna172R型飞机维护手册要求，在发现结构损伤时，首先,查询飞机维护手册获取相关飞机损伤检查程序，并完成损伤检查，确定损伤程度。
其次，依据损伤数据信息，查询飞机结构修理手册对应损伤等级章节(如SRM 57-10-00)，确定损伤等级，选取对应修理程序，并参照程序要求完成损伤。
Cessna172R型飞机的结构损坏主要区分为三大类：免修理类损伤、可修复类损伤以及重大更换件类损伤。
损伤类别规范目的是为修理人员提供一般性准则，用于确定任何损伤的程度和严重程度。
复合材料损伤结构胶接修补分析汇报版
挖补修理法
挖补修理法是指采用挖除缺陷或损伤区域的材料，然后 再胶接新的材料，以使受损结构的载荷传递路线得以恢复， 恢复结构使用功能的一种胶接修理方法。 挖补修理适用于修理面积较大、情况较严重的损伤。由 于这种方法一般采用预浸料作为修理材料，因此对于修理曲 率较大或有气动外形要求的表面具有一定优越性，而且可以 最小的增加重量，最大限度的恢复结构强度。此种方法可以 对非穿透性与穿透性损伤进行修理，对穿透性损伤，既可采 用单面挖补，又可采用双面挖补。挖补修理示意图如图所示。
复合材料损伤结构胶接修补
学生：柴睿
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Байду номын сангаас
先进复合材料具有优越的力学性能 而被广泛地应用到航空航天领域，甚至 复合材料应用的多少已经成为衡量现代 飞机先进性的一个标志，从1980年起至 今，复合材料在当今的主流飞机结构中 占的比重越来越大，在波音 787 及空客 A350型号客机中复合材料的用量已经超 过了50%。
微波修理法 微波修理法是指在修复（或连接）区注 入微波吸收剂，（或添加了“手性分子”的粘 合剂），以提高修复区材料的导向磁率；同 时用特殊设计的微波施加器对修复区施加微 波能，使之在极短的时间内（通常只有数十 秒钟）形成新的、更强的界面，使缺陷和损 伤得以修复。微波修理特别适用于复合材料 结构损伤的外场快速修复。
填充与灌注修理法
填充与灌注修理是指将填料填充或灌注到损伤区以恢复 结构完整性的一种修理方法，通常在一些装饰性结构和受载 较小的蜂窝夹芯结构上使用。 其修理的损伤形式主要为表面划痕、凹坑、部分蜂窝芯 子损伤、蒙皮位置钻错孔、孔尺寸过大等。在受载较小的蜂 窝夹芯板上采用填充、灌注修理可以稳定表板与密封损伤区， 防止湿气的渗入以及损伤的进一步扩大。对连接孔的损伤， 如孔变形或摩擦损伤，可以使用机械加工好的填充块修补。 如果发生紧固件孔位置钻错，或者孔尺寸过大，可以先采用 此法修理，然后重新钻孔。填充与灌注修理法如图所示。
飞机复合材料结构损伤和检测维修方法分析
飞机复合材料结构损伤和检测维修方法分析摘要：随着经济的高速发展，我国民航制造行业已经进入自主研发阶段，航空制造水平持续提升。
在制造飞机的过程中，复合材料的应用极为广泛，应用比例也在不断扩大，这使得其维修工作也越来越重要。
基于此，本文简单讨论飞机复合材料结构常见损伤，深入探讨检测维修方法，具体涉及目视法、敲击法、注射法、涂层法等内容，希望研究内容能够给相关从业人员带来一定启发。
关键词：飞机；复合材料；损伤；检测维修引言：制造飞机所使用的复合材料，具有强度高和比刚度高等特点，能够在一定程度上减轻飞机整体的重量，还拥有破损安全性较高、抗腐蚀等优点。
复合材料在实际使用的过程当中，会出现各种各样的损伤，对其进行维修、检测非常重要，合理的检测维修不仅能够避免出现安全事故，还能满足企业发展需要。
1.飞机复合材料结构常见损伤1.1划伤复合材料结构当中划伤和凿伤是常见的损伤类型，属于线性损伤，需要工作人员对破损的长度和破损深度进行详细的检查，以此来进行有效区分。
其中划伤是因为材料和尖锐物体进行了直接接触，从而造成了一定长度和深度的线性损伤，而划伤相对于划伤来说则更加宽，也可能是相对更深程度的损伤。
1.2刻痕在复合材料结构当中刻痕属于小区域损伤，需要工作人员对损伤处进行仔细检查，从其是否穿透表层来判断是否属于刻痕损伤。
1.3分层分层和脱胶这两种情况相对来说比较相似，需要工作人员检查其复合材料的内部，确定出现损伤的位置来判断属于哪种损伤情况。
其中分层是复合材料的层合板结构当中，各个纤维层之间出现剥离破坏，而脱胶则是复合材料结构当中，蜂窝和纤维层之间出现剥离破坏。
1.4穿孔在损伤问题当中，凹坑和穿孔也是比较相似的损伤情况，需要工作人员对损伤的部位进行检查，确认破坏的深度和穿透复合材料的厚度来区分属于哪种破损情况。
1.5雷击在实际的应用当中，复合材料因受到雷击或者明火从而引起复合材料的烧蚀损伤，对这种损伤问题检查工作比较简单，只需要人工观察材料表面就可以找到损伤的位置和相应的问题。
宝马X6车型电子驻车制动系统结构及维修方法分析
3 在宝马X6车型中EPB的基本维修方法
电电压。第二步，将驻车制动器连接的插头拔下，借助万用表对11
3.1 基本维修方法
号端子与1号端子当前供电的电压进行检查，发现电压处于正常
3.1.1 摩擦片更换
状态。第三步，对线路进行全面检查，没有发现破损的情况，且13
对于宝马X6车型来讲，制动器最小的摩擦片为1.5 mm厚 度，若比这一最小的厚度薄，则需要进行更换[2]。更换以前应 通过电脑进行诊断，并使用修理厂模式服务功能，这样驻车制
ACADEMIC 学术 -维修诊断
宝马X6车型电子驻车制动系统结构及维修方法分析
焦凤芹
（山东交通技师学院 276000)
摘要： 本文从当前电子驻车制动系统概况出发，阐述宝马X6车型中电子驻车制动器（EPB）的主要系统结构，并对宝马X6车型中EPB的基本维修方法进行分析与探 究，希望为相关人员提供一些帮助和建议。 关键词：维修方法；系统结构；宝马X6 中图分类号：U463.5 文献标识码： A
动态控制系统的缩写是DSC，它在EPB中属于主控制单 元。当发动机处于运转状态时，DSC会提供左前轮的转速，这
个信号可以在静止车辆识别方面起到重要作用。DSC与电子接 线盒装置、组合仪表、变速器电子控制系统及电子伺服发动机 系统进行配合，一同对EPB进行控制，使驻车功能得以实现。
在驻车过程中，拉动驻车制动器按钮后，会向DSC传输信 号，DSC会对变速器挡位、发动机转速和车轮转速等多种信号 进行收集，并进行车辆当前状态的判断，对EMF进行控制以达 到驻车制动的目的。电子接线盒装置能够转换KCAN与PTCAN 这2个总线数据，并将驻车的信号指示灯显示于组合仪表中。 如果出现驻车系统故障，那么报警灯也会在组合仪表中显示。 2.3 驻车制动器
飞机结构修理中去除蒙皮边缘损伤的研究
飞机结构修理中去除蒙皮边缘损伤的研究摘要：文章主要是分析了飞机蒙皮的特征，在此基础上讲解了容易导致蒙皮受损的因素，最后探讨了在飞机结构修理中去除蒙皮损伤的方法和措施，望能为有关人员提供到一定的参考和帮助。
关键字：飞机；结构修理；蒙皮；去除边缘损伤1、前言飞机蒙皮主要作用是在飞行的过程中形成良好的气动力，且由于飞机蒙皮会直接与空气等的外界物质直接接触，为此对其的材料性能等的要求较高，且其的材质和表面都应当光滑，才能具有较强的耐腐蚀性。
2、飞机蒙皮的特性及可能受损的因素2.1、飞机蒙皮的特性飞机蒙皮的功能是构架民航的尾骨飞机，飞机其结构形式的外观是大小。
几个模式拼接的方法通常使用粘合剂或金属扣将飞机尾部固定在机翼框架支撑的蒙皮上飞机。
在除了空气动力学形状方面，蒙皮也能承受局部环境的动态变化空气。
早期相对常用的快速加速飞机的起飞蒙皮通常使用布，而目前飞机的起飞蒙皮基本上是用铝板制成的。
2.2、可能导致蒙皮受损的原因维护过程中使用不当的工具可能会导致飞机蒙皮重叠或重新刮擦并损坏边缘。
经过所有连续飞行周期后，一些划痕可能会出现裂纹。
线性极限有限元的综合分析和综合数据表明，某些搭接接头具有较高的工作剪切应力。
搭接接头或商业对接接头的刮擦可能会导致极高的剪切应力承载能力；在正常的工作载荷下，刮擦引起的高应力集中会导致整个结构直立。
经过数次划痕损坏后，由划痕引起的高应力集中将使整个结构直立，从而导致小裂缝和小裂缝，小裂缝扩展并与大裂缝连接。
所有划痕都必须修复。
厚皮和浅划痕可再次打磨。
清洁后，可以在薄蒙皮上添加一层蒙皮。
3、蒙皮修理条件整体结构修复的第一步是清除结构损伤，然后准确判断结构的严重损伤是否可以超过允许的严重损伤的具体标准，从而确定是否有必要加强整体受损的修复结构。
结构损害由于腐蚀性、极度疲劳、裂纹和磨损都会影响直升机。
在其结构物适航后，必须用适当的常用方法将其拆除，除非损伤会慢慢增加，直到基本结构物恢复被摧毁了结构维护手册中规定了用于消除损坏的基本工具和技术实施。
三相异步电动机的故障分析及维修方法
三相异步电动机的故障分析及维修方法一、三相异步电动机结构特点及损坏分析三相异步电动机是由固定部分—定子和转动部分—转子组成的，定子与转子之间留有相对运动所必须的空气隙。
定子是电动机的静止部分，主要由定子铁心、定子绕组和机座等部件组成。
定子铁心它作为电动机的磁路，一般由0.35～0.5mm的硅钢片叠压而成，钢片的表面涂有绝缘漆，内圆表面冲有均匀分布的槽，槽内嵌放定子绕组。
定子绕组的作用是通入三相交流电流，产生旋转磁场。
通常绕组是用高强度漆包线绕制成各种型式的线圈，嵌入定子槽内。
机座是固定定子铁心和定子绕组，并以两个端盖支承转子，同时起到保护整个电动机和发散电动机运行中所产生热量的作用。
转子是电动机的旋转部分，主要由转子铁心、转子绕组、转轴、端盖等部件组成。
转子铁心它作为电动机的磁路是由0.35～0.5mm的硅钢片叠压而成，固定在转轴上。
转子表面冲有均匀分布的槽，槽内嵌放转子绕组。
转子绕组用以切割定子磁场，产生感应电势和电流，并在旋转磁场作用下使转子转动。
转轴用以传递转矩，支撑转子的重量，一般由钢及合金经过机械加工而成。
端盖一般为铸铁件装在机座的两侧，起支撑转子的作用。
三相异步电动机主要有下面两方面损坏情况：1、滚动轴承安装不正确造或润滑脂不合适，造成轴和轴承发生磨擦，使轴磨损严重而损坏。
2、定子绕组损坏。
主要原因是电机过载、匝间、相间、短路、对地击穿等造成定子绕组损坏。
二、三相电动机的定期检修为了避免和减少三相异步电动机突然损坏事故，三相异步电动机需要定期保养和检修。
如遇有电动机过热和定子绕组绝缘太低时，须立即进行检修。
三相异步电动机的检修方法是：将电动机进行解体，对各零件先进行清理，再对它们作表观检查，是否有异常。
然后对关键部位的尺寸进行测量，对电机绕组作电气检查。
1、机械检查检查电机的外壳和端盖是否有裂缝现象，如有裂缝应进行焊接和更换。
检查转子由一侧到另一侧的轴向游隙，测量时将长500~600mm的塞尺，塞入定、转子之间，按4个或8个等分位置来测量气隙，然后取其平均值。
复合材料结构修理常用方法
复合材料结构修理常用方法1. 引言复合材料在航空、汽车、船舶等领域得到越来越广泛的应用，其优异的力学性能和低密度使得复合材料结构成为一些特殊领域的选择。
因为其特点，复合材料在受损后进行修理时需要特殊的考虑。
本文主要讨论在航空领域中的复合材料结构常见的修理方法。
2. 损伤评估和表征在进行复合材料结构修理之前，必须先进行损伤评估和表征。
在损伤表征中，要了解受损部位的尺寸、形状、深度、类型以及受损的程度等信息。
对于损伤的类型，包括裂纹、孔洞、烧穿等，需要进一步分析其性质和影响，以便确定后续修复方案。
3. 常见的修理方法3.1 外补丁法外补丁法是一种在结构中增加补丁的方法。
其主要步骤包括往受损区域周围贴上预制的复合材料片，使用胶水固定住，然后进行碳化处理，接着进行表层处理以及终端加工。
这种方法的优势在于处理时会对整个结构有较小的影响，同时成本和维护工作也较少。
但是在一些情况下，使用外补丁法可能会对结构的流线性产生一定的影响。
3.2 内补丁法内补丁法是一种在复合材料结构内部添加补丁的方法。
首先将受损区域周围挖去一定量的复合材料，并将补丁塞入然后对其进行胶接和热处理。
这种方法需要在深度困难区域内施工，因此通常需要使用专业设备。
在对结构产生影响时，内补丁法表现良好。
3.3 局部替换法局部替换法是一种把受损的结构部件替换为新的构件的方法。
这种方法会更改结构的刚度、质量等结构特征，也会对结构强度产生影响。
通常，该方法仅在不得不对结构进行深刻改变的情况下使用。
3.4 补丁替换法补丁替换法是一种将已损害的叶子或层替换为新的部件的方法。
这种方法通常会影响到结构的刚度，需要对结构进行重新设计。
4. 结论复合材料结构因其特性而得到广泛应用，对其损伤进行的修复需要考虑到结构的几何形状以及其深度和损伤类型。
本文介绍了外补丁法、内补丁法、局部替换法和补丁替换法等常见的修理方法，但根据具体情况仍然需要进行选择和评估。
在选择一种修理方法时，需考虑到其对结构特性的影响，既要保证了结构损伤得到有效修复，又不会对结构力学性能产生负面影响。
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飞机结构常规修理方法及分析飞机结构的损伤主要分为飞机结构腐蚀、静强度破坏、疲劳裂纹/ 断裂、意外损伤等。
根据飞机结构维修的有关理论、根据不同的损伤部位和损伤情况、航材供应情况、飞机可停场时间、维修成本、本单位飞机维修能力等因素，参照该型飞机的相关修理手册，在不影响飞机安全和正常使用的情况下，合理地制定飞机结构修理方案并进行可靠性分析十分重要。
根据以上几个方面因素，结合自己从事飞机结构修理工作的经验，提出以下几点看法。
一、腐蚀的常规修理及分析：金属与周围环境接触时，由于环境中的化学腐蚀元素和电解质的作用，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物理、化学、机械等性能，这就是金属的腐蚀。
飞机金属结构件的腐蚀多数属于电化学腐蚀。
飞机在出厂时采取了一定的防腐措施，但由于飞行环境、飞机的使用和维护保养情况不同，因此在结构修理过程中，除了要恢复原厂家设计的防腐能力外，必要时还应比厂家提高一步。
常用的防腐措施如下：1．全面检查易腐蚀件周边环境，找出产生腐蚀的条件及诱因；及时发现腐蚀的原始痕迹，并彻底清除腐蚀产物、恢复防腐涂层和进行相应的结构修理。
2．定期清洁飞机容易污染的区域，特别是容易受液压油、强腐蚀介质、电解质污染的区域或结构件，重新喷涂防腐蚀抑制剂。
3．定期或经常性地疏通漏排水孔，保证漏排水系统一直处于畅通的工作状态。
4．确保厨房、厕所及货舱地板接缝处的密封，发现密封破损立即修复，防止水及污染物渗入结构表面；如果发现防腐蚀涂层破损，立即修复。
5．因修理而加工过的铝合金表面，首先确认腐蚀已经被完全去除掉，并且加工表面要光滑；在修理工作完成后，要保证修理区域的清洁，不允许金属削（特别是铁削、钢削）、油污等污染物滞留在修理区域内；根据相关的维修手册恢复其原有的表面涂层，必要时再增加一层面漆，根据手册要求喷涂防腐蚀抑制剂。
6．安装修理件的配合表面应涂密封胶，必要时紧固件也应涂密封胶湿安装，所有止裂孔要涂底漆并用软铆钉或密封胶堵住。
7．安装钢、钛合金的零件，其配合表面应涂密封胶湿安装。
8．钢修理件一般应局部镀镉或恢复原涂层；如果条件不具备，也可以涂两道底漆。
. 9．地板与金属结构的接触表面，可粘贴聚乙烯胶带绝缘。
10．如果可能，深入研究腐蚀的起因，制定相应的预防措施并在实施中不断完善和提高。
二、静强度破坏的常规修理方法及分析：结构损伤的修理主要依据原结构件的应力水平和原结构件的静强度，损伤构件经修理后的静强度要等于或略大于原构件。
例如使用加强板或搭接带进行构件的加强修理时，一般要比损伤件加厚一个等级，并使用一定数量的紧固件以传递加强板的全部载荷。
如果更换损伤的紧固件，一般用原牌号的紧固件更换；如果没有原牌号的紧固件，可以用强度相同或加大一级的经批准的紧固件替代。
1. 典型的连接失效：大部分的飞机结构件是靠紧固件连接的，大部分的飞机载荷也是通过紧固件来传递的，因次飞机结构件的损伤和修理也离不开紧固件。
1）紧固件的剪切破坏：紧固件受剪力被切断。
2）紧固件的拉伸破坏；紧固件受拉力被拉断。
3）相邻结构的局部屈服：相邻结构材料受挤压而产生塑性变形，即材料屈服。
4）相邻结构件的剪切失效：相邻结构件因受剪力而造成撕裂、剪断，它是由于剪应力过大、紧固件间距或边距过小而造成的。
5）相邻结构件的拉伸失效：紧固件附近的结构件因拉应力过大而造成材料的拉断现象。
2．裂纹修理所需紧固件的数量和分布：T=裂纹结构件的厚度（英寸）1=裂纹长度（英寸）U壊纹结构件抗拉伸极限强度（PSI）R=修理中使用铆钉的剪切许用强度（磅）1.15= 安全裕度裂纹每侧所需铆钉数量N=T*L*U*1.15/R3．传力分析：在进行结构修理时，一般应了解飞机结构所承受的载荷大小、方向、分配方式以及载荷的传递路线，这就是飞机结构的传力分析。
在进行了飞机结构的传力分析以后，就可以分清主次要结构，了解构件的受力形式及力的大小。
4．等强度修理：由于修理的目的是使被破坏的结构恢复原来的强度，所以可以通过连接件的强度或被破坏构件的强度来推算出原来的结构件设计载荷。
一般飞机设计的最小安全裕度是 1.1 ，因此推算出的结构件载荷除以 1.1 即可作为该结构件的最大载荷值。
1）根据紧固件的许用强度值推算出临近结构的载荷。
2）根据材料的许用强度值及横截面积推算出临近结构的载荷。
三、疲劳损伤的常规修理方法及分析：飞机在循环载荷的长期作用下，由于其使用环境、使用情况和飞机的载荷谱与原设计不同，由于结构维修中的人为因素和维修的不合理性，其结构件中的薄弱环节和有缺损的部分就会提前出现裂纹或发生疲劳破坏。
疲劳损伤由于其不确定性和不易检查等特性，给飞机的安全造成极大的威胁。
全世界航空史上多次空难都是由于飞机结构件的疲劳损伤而直接造成的，我们一定不能小视这个问题。
防止结构件出现过早的疲劳破坏，使修理件和相关区域的抗疲劳水平不降低，保证飞机达到或接近规定的使用寿命，是飞机结构修理中遇到的难题之一，也是衡量飞机结构修理水平的重要标志之一。
飞机的设计标准已确定、载荷已确定、结构形式也已确定，如何在结构修理中保持其原有的抗疲劳设计水平不变，是每一个飞机结构修理工程技术人员的深入课题。
以下简述我个人的一些看法：1．合理选材：在飞机结构修理过程中，当需要加强或更换损伤的结构件时，新的替换件或加强件一般应与原结构件材料相同，刚度相匹配。
如果因为航材原因，需要不同材料的替换件或加强件时，应保证新构件与原构件刚度相同或相匹配，新构件的抗疲劳性能不得低于原构件。
2．合理控制修理区域的应力水平：修理件的强度与原构件相匹配或略高于原构件；正确布置修理件的纤维方向，主要载荷方向平行于修理件的纤维方向，提高材料的有效利用率。
3．紧固件载荷的合理分配：每个紧固件上分配的载荷是不均匀的，特别是在极限载荷作用下，材料将产生塑性变形，部分紧固件承担的载荷增大，载荷的分布更趋不均匀。
在材料的弹性范围内，通常是两端紧固件分配的载荷大，中间位置的紧固件分配的载荷小。
载荷的分配取决于紧固件的排列方式、材料的刚度(硬度)，载荷是按照刚度分配的。
为使载荷平均分配到每个紧固件上，一般连接构件采用阶梯状或变厚度方式，紧固件选用平行排列方式。
合理排列紧固件、合理选择连接构件的厚度，就可以平均分配紧固件上的载荷，降低构件和紧固件的应力水平，增加结构的抗疲劳强度，提高结构件的可靠性。
4．尽量避免或降低应力集中：应力集中会大大降低结构件的疲劳寿命，疲劳源总是出现在应力集中的部位。
应力集中对疲劳强度的影响由“应力集中系数K t ”和“疲劳降低系数Kf ”决定，Kf 有时也称为“有效疲劳应力集中系数”，Kf 的定义是：Kf=光滑试件的疲劳强度/缺口试件的疲劳强度Kt=最大局部弹性应力/平均应力理论研究和实践均表明，塑性材料Kf〈Kt ，应力集中对疲劳寿命的影响小；刚度大的材料，Kf比较接近Kt，应力集中对疲劳寿命的影响较大。
在实际结构修理中，完全避免应力集中是不可能的。
为了减小应力集中对疲劳寿命的影响，应该注意以下问题：1) 选择塑性较大的材料做加强件，通过变形协调的方式，可有效地克服和降低应力集中对疲劳寿命的不利影响。
2) 结构件上高应力区域尽量少开口或不开口，避免在此区域打钢印，剪应力板上尽量不开口，防止缺口效应的不利影响。
3) 如果必须开口，开口位置尽可能选在低应力区域。
宽板小圆孔的应力集中系数Kt =3,大尺寸剪力板应力集中系数Kt=4,显而易见开孔对结构件的不利影响很大。
4) 结构件上如果需要开口，尽量开较大的的椭圆孔，并且椭圆孔的长轴方向尽量平行于主要载荷方向。
结构件上如果需要开口，尽量开较大的的椭圆孔，并且椭圆孔的长轴方向平行于主要载荷方向。
例如在宽板上开椭圆孔，垂直于载荷方向的椭圆孔轴长度为a,平行于载荷方向的椭圆孔轴长度为b,贝Kt=1+2a/b显而易见, a/b 值越小, Kt 越小；反之, a/b 越大, Kt 越大。
由此可以得出结论,平行于载荷方向的裂纹不产生应力集中；长轴平行于载荷方向的椭圆孔,且长轴与短轴长度相差越大,应力集中越小。
垂直于载荷方向的裂纹,应力集中系数趋于无限大,材料很快就会被破坏掉,这就是通常所说的“劈”现象。
5) 结构件尽量避免横截面的突变,在结构件横截面尺寸或形状改变的地方,尽可能采用大圆角过渡,消除局部不连续,减小应力集中。
6) 结构件上的空孔(除减轻孔以外)用紧配合的紧固件堵孔,减小应力集中。
7) 机械加工及热处理的零件,应该进行人工时效或自然时效,以消除不良残余应力引起的应力集中。
8) 重要受力件应具有较高的表面硬度,可以通过表面喷丸处理、冷作硬化、高频淬火等方法提高材料的表面硬度及耐磨性能,重要紧固件孔可通过冷挤压工艺提高孔壁的表面硬度,由此可以提高构件的抗疲劳性能。
但应严格控制工艺参数和工艺过程，避免产生有害的残余应力。
9) 重要受力件表面粗糙度值一般不高于3.2 微米；避免划伤、冲坑、工具印痕等人为缺陷，消除因应力集中而产生的疲劳源。
10) 受力结构件的加工边缘不应有锐边，应保证足够的圆角；一般为R0.020”/R0.030 ”。
钛合金的缺口敏感性很大，不允许出现尖锐的缺口或凹坑，所有边缘必须光滑。
5．尺寸效应对疲劳寿命的影响：结构件的尺寸对疲劳寿命的影响与应力梯度有关，构件的疲劳寿命随其尺寸的增大而降低。
大尺寸构件的高应力区域大，隐含了更多容易产生裂纹的缺陷，产生裂纹的概率较大，因此尽量采用小尺寸加强构件。
这样既可以降低尺寸效应对疲劳寿命的不良影响，同时又降低了修理件的重量。
6．修理中应尽量使构件对称布置，尽量不采用单侧加强方案，避免附加弯矩及偏心载荷对结构的加载而造成修理件提前失效。
7．当采用螺栓连接时，孔的公差要合适，避免松紧配合在同一处混合使用，避免在受剪螺栓附近布置受拉螺栓。
在主要受力件的应力集中区域，不能装置其它辅助构件。
8．防止构件的应力腐蚀及钢的氢化脆变现象。
9．构件配合部位的公差要合适，避免装配时产生残余应力，必要时应规定残余应力的消除方法。
10. 重要的螺栓应采用滚制螺纹的螺栓，重要的承拉螺栓要按手册要求施加拧紧力矩。
11. 在特殊环境如高温、摩擦、腐蚀、振动、声振条件下工作的构件，要采取特殊的防护措施。
例如发动机尾喷口热场内工作的构件，需要有足够的柔度和变形补偿，以免发生裂纹; 在高频振动部位，要增加刚度。
12. 玻璃构件必须与骨架协调，间隙要均匀适当，并要有防振措施，避免因翘曲而产生预应力使构件出现裂纹。
13. 使用指形板扩散应力集中，降低修理区域的应力水平，提高疲劳寿命。
14. 结构中应避免传力路线中断，使加强件上的载荷均匀扩散到临近的主传力构件上；修理件尽可能简单，传力路线也应尽可能简单和直接。
15. 铆钉孔、螺栓孔、焊缝等都是产生应力集中的地方，在连接处适当增加材料厚度以减少局部应力；采用过盈配合的紧固件或冷挤压孔，可增加孔壁的硬度和抗疲劳寿命；对焊缝进行磨削，使其平滑也是减小应力击中的有效措施。