摘要：本文從飛機結構靜強度破壞、疲勞損傷、剛度補強等方面，簡要分析和敘述了相應損傷的常規(guī)修理方法。
關鍵詞：詞1：靜強度破壞；詞2：疲勞損傷；詞3：剛度補強；詞4：常規(guī)修理方法。
飛機結構的損傷主要分為飛機結構腐蝕、靜強度破壞、疲勞裂紋/斷裂、意外損傷等。根據(jù)飛機結構維修的有關理論、根據(jù)不同的損傷部位和損傷情況、航材供應情況、飛機可停場時間、維修成本、本單位飛機維修能力等因素，參照該型飛機的相關修理手冊，在不影響飛機安全和正常使用的情況下，合理地制定飛機結構修理方案并進行可靠性分析十分重要。
結構損傷的修理主要依據(jù)原結構件的應力水平和原結構件的靜強度，損傷構件經(jīng)修理后的靜強度要等于或略大于原構件。例如使用加強板或搭接帶進行構件的加強修理時，一般要比損傷件加厚一個等級，并使用一定數(shù)量的緊固件以傳遞加強板的全部載荷。如果更換損傷的緊固件，一般用原牌號的緊固件更換；如果沒有原牌號的緊固件，可以用強度相同或加大一級的經(jīng)批準的緊固件替代。
■1.1典型的連接失效
大部分的飛機結構件是靠緊固件連接的，大部分的飛機載荷也是通過緊固件來傳遞的，因次飛機結構件的損傷和修理也離不開緊固件。
■1.1.1緊固件的剪切破壞：緊固件受剪力被切斷。
■1.1.2緊固件的拉伸破壞；緊固件受拉力被拉斷。
■1.1.3相鄰結構的局部屈服：相鄰結構材料受擠壓而產(chǎn)生塑性變形，即材料屈服。
■1.1.4相鄰結構件的剪切失效：相鄰結構件因受剪力而造成撕裂、剪斷，它是由于剪應力過大、緊固件間距或邊距過小而造成的。
■1.1.5相鄰結構件的拉伸失效：緊固件附近的結構件因拉應力過大而造成材料的拉斷現(xiàn)象。
■1.2裂紋修理所需緊固件的數(shù)量和分布
T=裂紋結構件的厚度（英寸）
L=裂紋長度（英寸）
U=裂紋結構件抗拉伸極限強度（PSI）
R=修理中使用鉚釘?shù)募羟性S用強度（磅）
1.15=安全裕度
裂紋每側所需鉚釘數(shù)量N=T*L*U*1.15/R
■1.3傳力分析
在進行結構修理時，一般應了解飛機結構所承受的載荷大小、方向、分配方式以及載荷的傳遞路線，這就是飛機結構的傳力分析。在進行了飛機結構的傳力分析以后，就可以分清主次要結構，了解構件的受力形式及力的大小。
■1.4等強度修理：
由于修理的目的是使被破壞的結構恢復原來的強度，所以可以通過連接件的強度或被破壞構件的強度來推算出原來的結構件設計載荷。一般飛機設計的最小安全裕度是1.1，因此推算出的結構件載荷除以1.1即可作為該結構件的最大載荷值。
■1.4.1根據(jù)緊固件的許用強度值推算出臨近結構的載荷。
■1.4.2根據(jù)材料的許用強度值及橫截面積推算出臨近結構的載荷。
飛機在循環(huán)載荷的長期作用下，由于其使用環(huán)境、使用情況和飛機的載荷譜與原設計不同，由于結構維修中的人為因素和維修的不合理性，其結構件中的薄弱環(huán)節(jié)和有缺損的部分就會提前出現(xiàn)裂紋或發(fā)生疲勞破壞。疲勞損傷由于其不確定性和不易檢查等特性，給飛機的安全造成極大的威脅。
全世界航空史上多次空難都是由于飛機結構件的疲勞損傷而直接造成的，我們一定不能小視這個問題。防止結構件出現(xiàn)過早的疲勞破壞，使修理件和相關區(qū)域的抗疲勞水平不降低，保證飛機達到或接近規(guī)定的使用壽命，是飛機結構修理中遇到的難題之一，也是衡量飛機結構修理水平的重要標志之一。飛機的設計標準已確定、載荷已確定、結構形式也已確定，如何在結構修理中保持其原有的抗疲勞設計水平不變，是每一個飛機結構修理工程技術人員的深入課題。
以下簡述我個人的一些看法：
■2.1合理選材
在飛機結構修理過程中，當需要加強或更換損傷的結構件時，新的替換件或加強件一般應與原結構件材料相同，剛度相匹配。如果因為航材原因，需要不同材料的替換件或加強件時，應保證新構件與原構件剛度相同或相匹配，新構件的抗疲勞性能不得低于原構件。
■2.2合理控制修理區(qū)域的應力水平
修理件的強度與原構件相匹配或略高于原構件；正確布置修理件的纖維方向，主要載荷方向平行于修理件的纖維方向，提高材料的有效利用率。
■2.3緊固件載荷的合理分配
每個緊固件上分配的載荷是不均勻的，特別是在極限載荷作用下，材料將產(chǎn)生塑性變形，部分緊固件承擔的載荷增大，載荷的分布更趨不均勻。在材料的彈性范圍內(nèi)，通常是兩端緊固件分配的載荷大，中間位置的緊固件分配的載荷小。
載荷的分配取決于緊固件的排列方式、材料的剛度（硬度），載荷是按照剛度分配的。為使載荷平均分配到每個緊固件上，一般連接構件采用階梯狀或變厚度方式，緊固件選用平行排列方式。合理排列緊固件、合理選擇連接構件的厚度，就可以平均分配緊固件上的載荷，降低構件和緊固件的應力水平，增加結構的抗疲勞強度，提高結構件的可靠性。
■2.4盡量避免或降低應力集中
應力集中會大大降低結構件的疲勞壽命，疲勞源總是出現(xiàn)在應力集中的部位。應力集中對疲勞強度的影響由“應力集中系數(shù)K t ”和“疲勞降低系數(shù)Kf”決定，Kf有時也稱為“有效疲勞應力集中系數(shù)”，Kf的定義是：
Kf=光滑試件的疲勞強度/缺口試件的疲勞強度
Kt=最大局部彈性應力/平均應力
理論研究和實踐均表明，塑性材料Kf〈 Kt，應力集中對疲勞壽命的影響?。粍偠却蟮牟牧?，Kf比較接近Kt，應力集中對疲勞壽命的影響較大。在實際結構修理中，完全避免應力集中是不可能的。為了減小應力集中對疲勞壽命的影響，應該注意以下問題：
■2.4.1選擇塑性較大的材料做加強件，通過變形協(xié)調(diào)的方式，可有效地克服和降低應力集中對疲勞壽命的不利影響。
■2.4.2結構件上高應力區(qū)域盡量少開口或不開口，避免在此區(qū)域打鋼印，剪應力板上盡量不開口，防止缺口效應的不利影響。
■2.4.3如果必須開口，開口位置盡可能選在低應力區(qū)域。寬板小圓孔的應力集中系數(shù)Kt =3，大尺寸剪力板應力集中系數(shù)Kt=4，顯而易見開孔對結構件的不利影響很大。
■2.4.4結構件上如果需要開口，盡量開較大的的橢圓孔，并且橢圓孔的長軸方向盡量平行于主要載荷方向。結構件上如果需要開口，盡量開較大的的橢圓孔，并且橢圓孔的長軸方向平行于主要載荷方向。例如在寬板上開橢圓孔，垂直于載荷方向的橢圓孔軸長度為a，平行于載荷方向的橢圓孔軸長度為b，則：Kt=1+2a/b
顯而易見，a/b值越小，Kt越??；反之，a/b越大，Kt越大。由此可以得出結論，平行于載荷方向的裂紋不產(chǎn)生應力集中；長軸平行于載荷方向的橢圓孔，且長軸與短軸長度相差越大，應力集中越小。垂直于載荷方向的裂紋，應力集中系數(shù)趨于無限大，材料很快就會被破壞掉，這就是通常所說的“劈”現(xiàn)象。
■2.4.5結構件盡量避免橫截面的突變，在結構件橫截面尺寸或形狀改變的地方，盡可能采用大圓角過渡，消除局部不連續(xù)，減小應力集中。
■2.4.6結構件上的空孔（除減輕孔以外）用緊配合的緊固件堵孔，減小應力集中。
■2.4.7機械加工及熱處理的零件，應該進行人工時效或自然時效，以消除不良殘余應力引起的應力集中。
■2.4.8重要受力件應具有較高的表面硬度，可以通過表面噴丸處理、冷作硬化、高頻淬火等方法提高材料的表面硬度及耐磨性能，重要緊固件孔可通過冷擠壓工藝提高孔壁的表面硬度，由此可以提高構件的抗疲勞性能。但應嚴格控制工藝參數(shù)和工藝過程，避免產(chǎn)生有害的殘余應力。
■2.4.9重要受力件表面粗糙度值一般不高于3.2微米；避免劃傷、沖坑、工具印痕等人為缺陷，消除因應力集中而產(chǎn)生的疲勞源。
■2.4.10受力結構件的加工邊緣不應有銳邊，應保證足夠的圓角；一般為R0.020”/R0.030”。鈦合金的缺口敏感性很大，不允許出現(xiàn)尖銳的缺口或凹坑，所有邊緣必須光滑。
■2.5尺寸效應對疲勞壽命的影響
結構件的尺寸對疲勞壽命的影響與應力梯度有關，構件的疲勞壽命隨其尺寸的增大而降低。大尺寸構件的高應力區(qū)域大，隱含了更多容易產(chǎn)生裂紋的缺陷，產(chǎn)生裂紋的概率較大，因此盡量采用小尺寸加強構件。這樣既可以降低尺寸效應對疲勞壽命的不良影響，同時又降低了修理件的重量。
■2.6修理中應盡量使構件對稱布置，盡量不采用單側加強方案，避免附加彎矩及偏心載荷對結構的加載而造成修理件提前失效。
■2.7當采用螺栓連接時，孔的公差要合適，避免松緊配合在同一處混合使用，避免在受剪螺栓附近布置受拉螺栓。在主要受力件的應力集中區(qū)域，不能裝置其它輔助構件。
■2.8防止構件的應力腐蝕及鋼的氫化脆變現(xiàn)象。
■2.9構件配合部位的公差要合適，避免裝配時產(chǎn)生殘余應力，必要時應規(guī)定殘余應力的消除方法。
■2.10重要的螺栓應采用滾制螺紋的螺栓，重要的承拉螺栓要按手冊要求施加擰緊力矩。
■2.11在特殊環(huán)境如高溫、摩擦、腐蝕、振動、聲振條件下工作的構件，要采取特殊的防護措施。例如發(fā)動機尾噴口熱場內(nèi)工作的構件，需要有足夠的柔度和變形補償，以免發(fā)生裂紋;在高頻振動部位，要增加剛度。
■2.12玻璃構件必須與骨架協(xié)調(diào)，間隙要均勻適當，并要有防振措施，避免因翹曲而產(chǎn)生預應力使構件出現(xiàn)裂紋。
■2.13使用指形板擴散應力集中，降低修理區(qū)域的應力水平，提高疲勞壽命。
■2.14結構中應避免傳力路線中斷，使加強件上的載荷均勻擴散到臨近的主傳力構件上；修理件盡可能簡單，傳力路線也應盡可能簡單和直接。
■2.15鉚釘孔、螺栓孔、焊縫等都是產(chǎn)生應力集中的地方，在連接處適當增加材料厚度以減少局部應力；采用過盈配合的緊固件或冷擠壓孔，可增加孔壁的硬度和抗疲勞壽命；對焊縫進行磨削，使其平滑也是減小應力擊中的有效措施。
■2.16采取必要的表面防護措施，防止表面缺陷的發(fā)生，但要注意防腐措施是否對疲勞性能有不利的影響。
■2.17受交變載荷的螺栓，除非手冊中有明確的規(guī)定，一般應施加預緊力；預緊力螺栓因交變載荷幅值的大大降低而提高了疲勞強度。預緊力一般是螺栓拉伸強度的5%—20%。
■2.18盡量采用經(jīng)過實踐證明是有效的高疲勞壽命的結構形式。
飛機結構在使用載荷作用下，不但不能有明顯的塑性變形，而且彈性變形也應有一定的限度。飛機結構的剛度不夠，飛行中就不能保持良好的空氣動力性能，甚至產(chǎn)生顫振或共振，直致破壞結構；如果修理件剛度過大，就會造成修理件承力加大，增加臨近結構件的載荷,使相鄰結構件因過載而提前失效。
■3.1修理后零件的剛度盡可能與原結構件相近，既不能使局部剛度過小而產(chǎn)生塑性變形，也不能局部剛度過大（形成局部硬點）而造成周圍結構件因分配的載荷過大而提前破壞；兩者是辯證統(tǒng)一的關系。
■3.2剛度和變形協(xié)調(diào)的原則
■3.2.1避免在剛度較大的主傳力路線附近平行地布置較柔弱的傳力構件。
■3.2.2在長桁搭接而蒙皮連續(xù)的地方，避免蒙皮可能因長桁搭接接頭剛度過大而超載，出現(xiàn)蒙皮失穩(wěn)現(xiàn)象。
■3.2.3在結構修理中，應避免同一連接接頭上或同一傳力路線上，混合使用不同規(guī)格及材料的緊固件，這樣容易使較弱的緊固件因超載而提前失效。
■3.2.4在對主承力構件，如梁、長桁、隔框、肋等的修理中，應避免修理件局部剛度過大而使周圍結構超載。
■3.2.5避免過分加強損傷構件造成因變形不協(xié)調(diào)而導致的周圍結構件超載。
另外，在結構修理中，還應該滿足飛機空氣動力學要求、密封性要求、降低結構修理的重量、可接近性、可檢查性要求、工藝性要求、經(jīng)濟性要求；對于臨時性修理，必須考慮到將來實施永久性修理的可行性，不能影響永久性修理等。
飛機結構修理工程師需要掌握相關維修手冊及適航要求，了解航材儲備、設備條件、維修人員技術水平、零部件加工能力、飛機可停場時間、經(jīng)濟性論證等因素，經(jīng)過分析、綜合、論證，然后，才能制定出一個符合適航標準的、經(jīng)濟的、合理的、可行的飛機結構修理方案。
飛機結構修理在飛機維修成本中占有重要比例，特別是對于老齡飛機，其結構修理停場時間和維修成本將超過其它專業(yè)的維護和修理；航空公司結構修理水平的高低是其飛機維修水平高低的重要標志之一，是飛機出勤率和航空公司經(jīng)濟效益的重要制約因素。
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