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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。

(12)召集使用、制造和适航部门的会议。

(13)正确地确定检查方法和与经济性一致的检测频度。

6. 结构等级
(1)安全寿命;
(2)单传力路径——损伤容限;
(3)多传力路径——外部可检;
(4)多传力路径——较小载荷元件破坏不可检;
(5)多传力路径——较小载荷元件破坏可检。

7. 单传力路径结构—安全寿命 (如起落架和发动机架)
(1)仅用于被证明损伤容限不能实行的结构。

(2)要求试验证明。

(3)散布系数要求:欧洲起落架分散系统取5,俄国取7.2,FAA取3。

8. 单传力路径结构 (如机翼翼盒的整体壁板)
(1)如翼盒下壁采用整体机加的7178—T6壁板(A),当蒙皮温度-65度时,其临界裂纹长度仅0.3”(应力3ksi),这样的裂纹认为是不可检的。

因此,这种结构不能认为是损伤容限结构,这种结构是不允许的;
(2)如翼盒下壁采用整体机加的2024—T3壁板(B),在限制载荷下其临界裂纹长度为16”。

在裂纹可检并达到临界裂纹之前,有充分的检测周期。

因此,这种结构可认为是损伤容限结构。

这种结构是允许的,但不推荐。

如果采用,必须证明:损伤在使用中是可检的(主要是目检)。

FAA要求,这种结构的安全裂纹扩展周期应除以散布系数3;
(3)7000系材料有较高的裂纹扩展速率,且这种材料不能喷丸强化,因为对大宽度(60”),在低温下,其断裂韧性Kc与未喷丸的相同。

9. 多传力路径结构—外部可检的损伤容限结构(如7075—T6长桁和2024—T3
蒙皮组成的翼盒下壁板,(D))
(1)断裂的7075—T6(Kc=82ksi√in)长桁外部不可检,滞后一定周期,蒙皮上将出现裂纹。

由于2024—T3(Kc=120ksi√in)有较慢的裂纹扩展速率,在达到临界裂纹之前,有足够的安全周期可从外部检查到。

FAA要求,这种结构的安全裂纹扩展周期应除以散布系数2。

(2)这种结构是推荐的,并得到广泛应用。

(B )
(A ) (D )
(C )
10. 多传力路径结构—较小承载元件破坏可检的三块整体壁板组成的机翼下壁
板(C)
(1) 这种结构是允许使用的,但是主结构上的裂纹在外场必须是可检的。

(2) 壁板不应采用搭接,因为装配时某一连接孔制孔的缺陷,可能发生在两块
壁板上,从而导致两块壁板同时开裂,降低飞机的安全性。

(3) 壁板应采用带板对接,某一连接孔制孔的缺陷,只会发生在一块壁板与带
板上,不会导致两块壁板在一处同时开裂。

11. 多传力路径结构—比破坏了的传力元件载荷较小的元件的破坏是不可检的
(1) 不分解结构,要检查主结构件的裂纹是很困难的。

因此,主结构上的裂纹
可能超越临界裂纹。

(2) 主结构件完全破坏后,结构是可检的。

(3) 检查周期取决于次结构件的寿命。

12. 不能实施裂纹增长分析部位的结构损伤容限的证实 (如螺栓连接)
(1) 螺栓连接的损伤容限通过试验证实;
(2) 作用F 载荷到取下了一个螺栓的其余完好的螺栓上,完成试验直至破坏。

(3) F=散布系数,假定95%可靠性、95%的存活率。

(4) 检查要求的频度等于次级螺栓寿命除以F 。

(5) 检查依据发现破坏的螺栓。

13. 壁板中的加强件与止裂元件
(1) 机身壁板中的加强构件,主要提供静强度,有时也作为蒙皮的止裂元件。

(2) 蒙皮开裂后,其载荷要转移到长桁或框,转移量与铆钉连接刚度关系很大。

开裂处,第一个铆钉受力很大,其强度将影响壁板的剩余强度。

(3) 一般遵循“双跨准则”,即裂纹可能源自某一长桁、蒙皮连接订孔,而扩
展至旁边长桁或框上。

(4)机身中,机加或化铣的蒙皮凸台(如A320的)不起止裂作用。

因为凸台与蒙皮是同一元件,裂纹很容易穿越凸台。

(5)加强件的强度应高于蒙皮的,最好用7000系材料。

否则,壁板的剩余强度将取决于长桁,要低于蒙皮的破坏强度。

7000系长桁与2000系蒙皮可
获得最佳匹配。

分析表明,2024蒙皮可满足“双跨度裂纹”要求。

(6)机身中沿框布置的止裂带(通常为0.025”的钛板,3”宽),采用胶接或铆接方式与蒙皮相连,对壁板的止裂贡献很大,特别是胶接。

分析表明,正
则化的剩余强度,有止裂带时可达0.39,而无止裂带时仅达0.23。

(7)胶接的止裂带比铆接的有高得多的剩余强度;但在高载下,易发生开胶。

(8)增加框的强度,对壁板的剩余强度几乎无影响。

(9) A320机翼梁是整体机加成,腹板中部沿展向有一机加筋条。

由于梁腹板受剪,一般裂纹与筋条成45°,在裂纹扩展到筋条处,由于筋条的作用,裂纹将改变方向,扩展到支柱时裂纹将被止住。

FAA官员认为这是很好
的止裂设计。

(10) B777未采用止裂带,但采用了断裂韧性很好的新材料C—188。

因此,FAA同意了该方案。

14. 壁板参数对壁板剩余强度的影响
(1)长桁间距增加,剩余强度减小,但当间距过小时,剩余强度将取决于蒙皮的断裂准则。

(2)长桁截面积增加,总剩余强度有所增加。

(3)蒙皮断裂韧性提高,剩余强度提高;长桁截面增加,剩余强度有所提高。

(4)铆钉间距增加,剩余强度减小;但铆钉间距过小,将使快速断裂的裂纹长度减小。

(5)铆钉刚度增加,如从铝铆钉改为钢高锁,剩余强度稍有增加。

(6)对Z型长桁,当面积不变时,厚边与蒙皮连接的构型,剩余强度要明显高于薄边与蒙皮连接的构型。

厚边与蒙皮连接
剩余强度高
15. 腐蚀损伤与声疲劳的考虑
(1)目前在损伤容限评定中,还没有好办法去估计腐蚀损伤的影响,只好靠检查,发现腐蚀损伤及时修理、防护。

(2)通常声疲劳与疲劳严重部位不重合,因此,可分别考虑.
(ZZR)。

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