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西安航空职工大学 试飞院工学院

飞机结构强度课程设计

题目：歼七飞机加强翼肋减轻孔边缘开裂故障维修

班级：08机械三班 组长：韩鹏飞

组员：姜卓昊 姚 磊 屈 波

张 亮 张晓龙 李 猛 闫 刚

目录

摘要 关键词 引言

姜卓昊 1. 故障诊断 1.1现场目视法 1.2超声波无损探伤检测 1.3疲劳损伤

闫刚；屈波 2.加强翼肋的结构链接与受力 2.1加强翼肋的结构链接

2.2加强翼肋的受力 李猛

3. 加强翼肋的承载及传力分析 3.1加强翼肋的受力情况

3.2力传到加强翼肋后的传力分析 姚磊

4.维修方案 4.1选材的原则及其计算 4.2工艺规程

5、强度的校核计算

6．可行性和可靠性的评估6.1可靠性

6.2可行性的评估

结论

参考文献

韩鹏飞张晓龙张亮

摘要：

对于歼强飞机而言，结构设计主要取决于飞机的飞行性能、战斗性能、生存能力及RMS等方面的要求。而升力是飞机飞行性能的保障。本文针对歼七飞机加强翼肋减轻孔边缘开裂的问题，对加强翼肋进行故障诊断，并结合受力、承受载荷、传力情况和疲劳损伤机理进行分析，在机翼可拆的前提下，提出一套行之有效的维修方案。并对其强度进行校核，在此基础上对可靠性、可行性进行评估，证实该方案科学合理、可靠、可行，据此认为该方案可推广于歼七飞机维护中。 Abstract：

To continue the design is concerned mainly depends on the aircraft's performance, militancy and viability and the RMS wait for a plane flying lift. The performance guarantee. the seven aircraft to continue to strengthen the side of pakistan to reduce the edge of a crack to strengthen the wing to wing and failure diagnosis, with force and to load, the force information and analysis of fatigue that mechanism, a more effective service plan. To continue the design is concerned mainly depends on the aircraft's performance, militancy and viability and the RMS wait for a plane flying lift. The performance guarantee. the seven aircraft to continue to strengthen the side of pakistan to reduce the edge of a crack

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to strengthen the wing to wing and failure diagnosis, with force and to load, the force information and analysis of fatigue that mechanism, a more effective service plan.

关键字：加强翼肋，传力，疲劳破损。 引言：

歼七飞机加强翼肋是飞机主要的承力构件，是维持翼型几何形状，将蒙皮上的气动力传递到其它承力结构上，并支持桁条和蒙皮，承受较大集中载荷或悬挂部件。它在外端机翼传来的扭矩和支点反作用力下各截面要承受沿弦向的剪力和弯矩。本文从各方面对加强翼肋减轻孔边缘开裂的故障维修进行论述。

1. 故障的诊断主要利用现场目测和超声波无损探伤进行初步分 析；

2. 对加强翼肋各连接点和其受力情况进行详细论述； 3. 本文对加强翼肋各段的受力分析条例清晰、准确； 4. 根据其开裂破损的程度提出了修补方案； 5. 对链接件和补接件的强度进行校核和计算； 6. 对维修方案可行性和可靠性进行充分论证；

1. 故障诊断

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机翼是飞机产生升力的主要部件，而加强翼肋又是维持机翼剖面形状承受集中载荷的主要构件。一旦受损会影响机翼的气动外形，严重时会危机到飞机的飞行安全。 1.1外场故障诊断

外场故障诊断分为：现场目视法和超声波无损探伤法等。经现场实际观察发现右机翼加强翼肋减轻孔边缘距机身22框接头1m处有一走向为斜向45°的裂纹，借助放大镜、千分尺等测量工具测的此裂纹长9.1mm，宽为6.0mm，深为3.1mm的贝壳状粗糙光滑相间的裂纹。为更精确的给出测量结果，以减小误差，需用超声波无损探伤仪进行无损探伤。 1.2超声波无损探伤

超声波无损探伤是利用压电传输元件发射一种电磁波在不同介质中得到不同的反射和衰减等物理特性，在彩色荧光屏上显示裂纹的一种仪器。它具有穿透力强、精度高、对人体无害等优点。

经超声波无损探伤在荧光屏上得到的光滑区和粗糙区与目视测量基本相似。并测的此裂纹长9.15mm，宽为6.05mm，深为3.15mm，其走向斜向45°，在裂纹左下方2cm处有一面积为4cm2的银白色气泡，在此气泡周围有

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高应力集中的微裂纹，这些现象呈现出典型的疲劳特征（图1-1）。 1.3疲劳破坏的原因分析

疲劳破坏是一个累积损伤的过程，是由内因和外因共同作用的结果。内因：材料具有气泡,在其周围形成高应力集中的裂纹源。外因：当飞机处在大气紊流扰动中的三向受载状态(X,Y,Z)下，裂纹源在突变循环应力下反复作用，时而闭合时而扩张，使加强翼肋的减轻孔被削弱，面积减小，当循环次数达到大约107时在裂纹尖端产生严重的应力集中，促使裂纹急剧扩张，在突变受载情况下发生不可预测的脆性断裂，其断口呈现砂砾状冒口的粗糙区，这是疲劳破坏的典型特征，从理性分析与实测结果相比，这两者相当吻合，经查履历本证实加强翼肋使用寿命已达5800小时，临近疲劳寿命极限6000小时。所以确定该加强翼肋属重度疲劳破坏所致。

2. 加强翼肋的结构链接与受力 2.1加强翼肋的结构链接

加强翼肋的后端在4点处与后梁的腹板相连，可以认为加

强翼肋与后梁是铰接的(图2-1)，加强翼肋的前段在3点处与前梁缘

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条和腹板相连，但加强翼肋与前梁近于垂直，前梁缘条对加强翼肋难起固定作用，因此可认为加强翼肋与前梁间为很弱的固接。 由于后梁对加强翼肋的后端(4点处)的支持较弱，难以再承担附加载荷，所以采用纵梁来支持加强翼肋(图2-2)。纵梁固定在前梁6点处，和主梁5点上，它的尾部支持着加强翼肋的尾端(4点处)，由于纵梁的5-4段很短，不容易产生弯曲变形，因此它

对加强翼肋的支持比较有利，有了纵梁以后，加强翼肋传递扭矩时，后梁(4点处)承受的力较小，故而减轻了附加载荷。 2.2受力情况

加强翼肋像一根薄壁梁，支持在前后翼梁腹板上，同时还支持在翼肋周缘的蒙皮上，在自身平面内要受到剪切和弯曲作用(图2-3)，由于其前端铰接在前梁上，还会受到前梁的剪力，同时因为缘条的存在使加强翼肋还承受一部分弯矩，由于支

点3处弯矩较大，为提高缘条的抗弯能力，故而缘条宽度做的较大。

3. 加强翼肋的承载及传力分析

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3.1 加强翼肋的受力情况

加强翼肋是在传递扭矩时受力的。它在外端机翼传来的扭矩和指点反作用力的作用下，沿弦向各截面要承受剪力和弯矩。图3-1表示加强翼肋受到使迎角减少的扭矩作用时的剪力图和弯矩图。由图中可以看出，支点3处弯矩最大。

3.2力传到加强翼肋后的传力分析 3.2.1剪力的传递

剪力Q通过前梁腹板传到节点3后，不能继续由前梁2-3段传递，因为它在这个力的作用下，有绕其铰接点2转动的趋势，而主梁在3点处牢固地支持着前梁，于是剪力就通过该点3直接传给主梁(图3-2)，并经过主梁的腹板传给机身。 3.2.2弯矩的传递

外翼传来的弯矩，作用在前梁缘条上(图3-2)，有使根部前梁转动的趋势。前梁的两个支点(2和3)产生反作用力偶R弯L23，与M弯平衡。在支点2处，前梁传给机身一个向下的作用力R弯，使机身隔

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框上的连接螺拴受到剪切作用；在支点3处，前梁传给主梁一个向上的作用力R弯，使主梁承受附加的集中力，再由主梁传到机身隔框上。 3.2.3扭矩传递

加强翼肋外侧机翼传来的扭矩，经蒙皮传到加强翼肋处时，由于加强翼肋内侧机翼的下表面，前梁和主梁之间的三角区蒙皮因留起落架舱而挖去，使此处的机翼截面成为开口截面，不能承受扭矩，而加强翼肋是连接在前梁3点和后梁4点上的，所以，扭矩通过蒙皮与加 强翼肋连接的铆钉，以剪流形式传给加强翼肋后，是由3点和4点处产生的反作用力偶R扭L3-4来平衡的(图3-3)。在使机翼前缘向下转动的扭矩的作用下，加强翼肋在前支点(接点3)处，要传给前梁一个向下的作用力R扭，再由前梁传给主梁端部。在后支点

(接点4)处，则将向上的作用力R扭传给后梁。

4.维修方案

当加强翼肋减轻孔边缘出现长度不超过5mm的裂纹时，应将裂纹锉修圆滑不必加强；大于5mm小于本身长度三分之一时，应在裂纹末端打Φ1.5mm～2.0mm的止裂孔后，用与构件相同型材的加强片进行加强，大于本身长度三分之一时，应用框肋断裂的维修方法，针对加

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强翼肋减轻孔边缘出现长为9.15mm，宽为6.05mm，深为3.15mm的裂纹应用钻孔加强片的方法。 4.1选材的原则及其计算 4.1.1选取铆钉

铆钉材料应与原材料相同或略低于原材料的强度，经查表得出以下数据：铆钉的直径d=2

=8mm，铆钉杆的长度L'=1.1d25mm，

铆距t=5d=40mm，边距c=2.5d=20mm，排距a=3d=24mm，铆钉数量n=

P设q破=

253404900≈6个

4.1.2选取接补件

接补件的材料应选择与加强翼肋的材料相同或略低于原材料强度的材料，经查工程材料知选用材料应为30CrMnSi〃2A。接补件的厚度d=8mm(原材料厚度)，L

补=2[2c+(

nm-1+k)t]=160mm，

d补=m〃a+2c=112mm(注：铆钉的排数m=3；因铆钉并排排列，故k=0)。 4.2工艺规程

铆接适用于比较复杂结构，受重量、载荷、限制的构件上，操作简便，质量便于检查，故障易排除。 4.2.1准备工作

清理裂纹表面的油渍油漆等污渍，并打磨平整。

工具：铆枪、风钻，、锉刀、Φ1.5mm钻头、Φ8mm钻头、顶铁。 材料：30CrMnSi〃2AΦ8的铆钉。 4.2.2铆接工艺流程

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1.经计算得加强件尺寸为160mm×112mm×8mm，用锉刀将其四周棱角部位锉光锉平。

2.经计算确定铆钉的间距、边距、排距后标出铆孔的具体位置(避免铆孔位置与止裂孔位置重合)。

3.钻孔：用Φ8mm的钻头在标记处进行钻孔。 4.划窝：对钻孔进行处理，使其光滑平整。 5.铆接：将铆钉放入铆孔中用铆枪、顶铁配合铆接。

6.质检：仔细检查铆钉有无变形、有无偏斜、墩头有无裂纹、铆钉铆接是否良好、表面是否平整光滑，间距、行距是否符合标准。所有维修是否达到要求。 5.强度校核

假设接补件上所有铆钉承受挤压应力和剪切应力都是相同的，对结构损伤程度是一样的，所以只校核一个铆钉的挤压和剪切强度。 经查工程材料得知30CrMnSi〃2A的破坏应力为σb=1080MPa， τb=885MPa。

相关图表得:铆钉为半圆头，原构件厚度δ1=8mm，因选用与原构件材料相同的补接件，故补接件厚度δ2=8mm。 经相关计算得知：

挤压力P=1.088×105N，剪切力Q=3.5168×104N。 校核计算

1.接补件与铆钉挤压面积A1=D(δ1+δ2)=1.28×104m2

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2.铆钉截面积A2=3.挤压应力σ正=4.剪切应力τ正D42=5.024×105

b正b正PA1=850MPa f1==700MPa f2=

≈1.27 ≈1.26

QA2经计算挤压力与剪切力的安全系数都大于1，存在安全余度，符合强度安全要求。

6. 可行性和可靠性的评估 6.1可靠性

可靠性是对结构产品质量好坏的一种描述，是装备经久耐用不易发生故障的一种特性。

该方案从发现问题——提出问题——解决问题，进行了详细的评估，便于维修人员思考、操作，以缩短维修时间，而且钻孔铆接时符合技术要求。最后在考虑载荷作用和受内应力的情况下，经强度校核后计算出安全余度n≤[1.2～1.5]。 6.2可行性的评估可靠性分析

从可靠性分析表明，该部件属于重度疲劳破坏。

1.铆接后，用压桥检验，铆钉处于同一平面，防止了集中受力。 2.补接件进行了倒角，表面内处理符合技术要求。

3.维修过程中使用专用工具，在工作中能确保工作人员和飞机的安全。

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综上所述该方案合理有效，不会危及到其他构件。 所以方案可行、可靠性良好。

通过对歼七飞机机翼的综合分析，得出结论：

在经过现场目视和超声波无损探伤后，确认了加强翼肋减轻孔边缘开裂是疲劳破坏所致，就此故障我们对加强翼肋的连接、受力及力的传递进行了分析，提出了一套行之有效的维修方案，针对此方案，我们进行了可靠性可行性评估和强度校核运算，由此得出结论，证实了此方案适合同类战机对加强翼肋减轻孔边缘开裂故障的维修具有一定的可实用性，便于维修人员参考，可推广运用。

参考文献:

[1] 姜孝淮《飞机结构强度》西安航空职工大学试飞院工学院

1997年出版

[2]《歼强飞机构造学》西安航空职工大学试飞院工学院

[3] 杜来琳 宋晓军《飞机附件检修》航空工业出版社 2006年12月

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