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1、当构件受压时，存在两种可能破坏状况：构件受纯压破坏和受压失去稳定性。结构件的抗拉强度极限与材料的抗拉强度极限区分：构件的抗拉强度极限小于材料的抗拉 强度极限。影响领钉力分布的主要因素是：1、钾钉数量越多，娜钉力分布的不匀称性越大；2、挪钉间 距和钾钉刚度越大，翎钉力分布的不匀称性越大；3、在被连接件的宽度和材料都相同的状 况下，两被连接件的厚度相等，抑钉力的分布是对称的，若两被连接件的厚度不相等，则最 大的挪钉力产生在拉伸刚度较大的被连接件端头处的挪钉上；4、若被连接件的横截面积向 端头渐渐减小，则钾钉力分布的不匀称性可以减小，在塑性范围内时，伽钉力的分布趋于匀 称化。JI d2Pjq = i
2、-%钢钉的剪切强度：4飞机结构中，相比其他形式通常传递很大的载荷的接头形式是：耳片连接的结构形式通常 传递很大的载荷，是飞机结构的重要受力部位。在飞机结构中，有一些接头往往采纳耳片连接的结构形式。在飞机结构设计过程中，要做 那方面的连接强度计算：耳片的拉伸强度计算、耳孔的挤压强度计算。局部等强度修理准则的基本思想是：构件损伤部位经修理以后，该部位的静强度基本等于 原构件在该部位处的静强度。总体等强度修理准则的基本思想是：依据总体结构的构造特点和受力状况，找出最严峻的 受力部位;然后依据受力最严峻部位的极限受力状态,确定该总体结构能够承受的最大载荷; 最终，以受力最严峻部位的承载力量所确定的最大
3、载荷，考核修理部位的强度储备。什么时候使用：当总体结构的受力最严峻部位达到极限受载状态而破坏，而修理部位却没有 达到极限受载状态防止机Il弯扭颤振的方法：提高机翼弯扭颤振临界速度，缩短压心到重心的距离，尽量使重 心前移，通常在翼尖前缘加配重平安寿命设计思想：要求飞机结构在肯定使用期内不发生疲惫破坏。构件消失裂纹就看作是 一种破坏。构件形成可检裂纹的这段时间就是构件的疲惫寿命。到了寿命的构件需进行修理 或更换。破损平安：一个构件破坏之后，它担当的载荷可能由其他结构件连续担当，以防止飞机的破 坏，或造成刚度的降低过多而影响飞机的正常使用。这种设计思想允许飞机有局部破损，但 必需保证飞机的平安。损伤
4、容限设计基本含义：承认结构中存在着肯定程度的未被发觉的初始缺陷、裂纹或其他损 伤。通过损伤容限特性分析与试验，对可检结构给出检查周期，对不行检结构给出最大允许 初始损伤 结构损伤容限设计的核心：承认结构中存在初始缺陷、裂纹及其他缺陷的可能性，并设法掌 握损伤的扩展。结构分类：缓慢裂纹增长结构；破损平安止裂结构；破损平安多传力结构耐久性设计的含义：在规定的时间内，飞机结构抗疲惫开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和 外来物损伤作用的力量。耐久性的基本要求：飞机结构应具有大于一个使用寿命的经济寿命。耐久性设计和损伤容限设计之间的联系与区分：损伤容限设计是保证飞机结构平安性和牢 靠性，确定平安极限。耐久性
5、设计是使飞机结构具有良好的经济修理性，确定飞机结构的经 济极限，供应经济寿命。损伤容限设计与耐久性设计是相互联系，相互补充的。损伤容限设 计的牢靠性保证要以耐久性为前提。通常把损伤容限设计与耐久性设计科学的结合起来，从 而形成耐久性加损伤容限的设计思想。它的总目标，一是提高飞机的平安牢靠性，二是提高 飞机的经济寿命。抗疲惫设计与修理的一般准溜：合理选材；适当掌握应力水平；避开或减缓应力集中。应力集中：构件的截面突变处，消失比名义应力大得多的局部应力，这种局部应力增大的现 象叫做应力集中。避开或减缓应力集中的措施：1.构件应当尽量避开横截面积有急剧突变；2在飞机结构设 计布局时，应尽量避开主动传
6、力路线中断，避开桁条中断和弯折，避开或削减局部附加弯矩 及局部应力集中；3.采纳对称结构，尽量避开带有偏心；4.结构尽可能少开口，开小口； 5. 受力构件边缘不允许有尖角，并保证有足够大的圆角过渡；6.避开在主要传力构件的高应力 区域或应力集中部位装置帮助构件，防止消失复合应力集中；7.钏钉孔和螺栓孔的布置，要 尽量避开高应力区。8.悬挂接头的连接设计，降低应力集中，可适当加长接头连接部分；9. 用整体结构代替螺钉连接组合结构；10.尽量削减接头和接缝，并将它们置于低应力区；11. 重要受力构件的局部应力集中区设计，应便于加工。连接件的连接形式：尽量采纳对接形式，避开采纳搭接形式；对于对接形式
7、的钾钉连接，采 纳薄刚性垫片可削减偏心距；对于搭接形式的钾钉连接，采纳刚性加强件。算钉的排列形式：平行排列的聊接，不宜采纳交叉排列的钟接，各排挪钉的大小和数量尽可 能相同；避开单排连接，尽可能采纳双排或三排连接。一般抗疲惫装配工艺措施：在飞机结构制造和修理中应留意填装工艺孔，工艺孔应选在低应 力区；装配孔边缘必需留有足够大的倒角，以防止装配时刮坏零件，造成疲惫源；在飞机结 构装配和修理中，应避开过度的强迫装配，防止产生过大而有害的装配应力，降低构件的疲 惫强度；连接不同材料时，钻孔应首先钻透高强度材料的构件；埋头划窝的深度不宜超过板 厚的2/3,也不许划透板件留下刀口状的锐边；紧固件孔边去毛刺
8、；避开使用攻螺纹的孔; 避开受剪螺栓孔有太大的公差；铝合金接头的螺栓孔应加装紧协作钢衬套；构件紧贴表面尽 量避开相互滑移和擦伤；打印号码标记的位置应加以规定，要选在低应力的部位。表面强化工艺措施：表面形变强化（喷丸，滚压）；表面淬火处理；表面化学热处理（渗碳， 渗氮，碳氮共渗）；表面激光处理。喷丸工艺：表面喷丸强化工艺和表面滚压强化工艺，是在零构件表层产生有利残余压应力的 表层形变强化工艺。原理：将高速运动的弹丸连续地向零构件表面喷射的过程，弹丸流的喷射犹如很多小锤向金 属表面层产生极为剧烈的塑性变形，形成表面强化层。作用：1）较经济的加工成形螺纹，同时供应疲惫强度；2）改善铝合金构件，疲惫性
9、能的作 用；3）改善合金钢，疲惫性能的作用。其他表面处理工艺：1.表面淬火2.表面化学热处理应力腐蚀：某些合金材料或构件，在特定腐蚀介质中受到恒定拉应力作用导致脆性损坏的现 象,称为应力腐蚀。应力腐蚀开裂：在恒定拉应力和腐蚀介质联合作用下，裂纹形成和扩展的过程。产生应力腐蚀三要索：合金、拉应力和腐蚀介质。防止应力腐蚀：铝锌合金，不锈钢和高强度结构钢对应力腐蚀具有较高的敏感性；应力腐蚀 开裂速率是受应力强度因子掌握的；实行消退残余拉应力的热处理工艺；采纳喷丸，滚压或 超声波，振动，降低残余拉应力或引入压应力；表面渗碳，渗氮，氟化，渗金属或合金等工 艺措施；紧固件孔的适当径向干涉量；构件抗拉强度达
10、到技术条件的中下限；避开缓解应力 集中。飞机结构的损伤，按损伤程度可分为三类：1）可允许损伤2）可修理损伤3）不行修理损 伤。按损伤缘由分类，非正常使用损伤；非正常维护行为造成损伤；交变载荷所造成的损伤；各 种使用环境所造成的腐蚀损伤；摩擦损伤；紧固件松动损伤。翎钉的静裁破坏模式有以下几种：剪切破坏；挤压破坏；钾钉头破坏。制定结构修理方案的依据是：1）制定结构修理方案时以结构修理手册为依据。2）对于超 出结构修理手册范围的严峻损伤结构的修理,制定结构修理方案时的主要依据是该型飞机的 强度设计资料、空气动力资料、腐蚀掌握资料以及等强度和等刚度修理准则等，必要时进行 试验以验证结构修理方案的正确性
11、。制定飞机结构修理方案时应考虑的基本因素哪些：（1）弄清损伤缘由和确定损伤件及其所 在部位综合考虑诸影响因素（2）满意气动力光滑性要求（3）满意静强度、刚度、疲惫强度 等方面的要求（4）满意防腐掌握要求（5）可检性要求（6）可接近性要求（7）密封性要求（8）经济性要求结构损伤的修理方法：1）临时性结构修理方法2）永久性结构修理方法制定临时性结构修理方案应考虑和满意以下三个方面：制定临时性结构修理方案时，必需 考虑到永久性修理方案；临时性结构修理方案中必需包括对修理区的检查间隔；临时性结构 修理方案中必需规定时限，到达时限时，必需按永久性修理方案完成结构修理。飞机结构的损伤分为三级：可允许损伤，
12、可修理损伤，不行修理损伤结构件的可允许损伤以及其修正措施：止裂的措施：止裂孔；加补片的方法加强构件；机械清除裂纹措施。关于打止裂孔的方法：止裂孔需要打在裂纹的尖端处，否则不能消退裂纹尖端应力场的奇异 性。通常，止裂孔的位置应是止裂孔的圆心超过目视看到的裂纹尖端2. 0mm。止裂孔的作用：裂纹尖端应力场具有奇异性，当在裂纹尖端打上止裂孔后，就消退了裂纹尖 端的应力奇异性，从而阻挡了裂纹连续扩展。当薄壁结构件消失较短裂纹时，均可采纳打止 裂孔的方法止裂。打止裂孔时，要留意使止裂孔有适当大小的孔径，以便能去掉裂纹前端的 微裂纹。较大孔径的止裂孔，可以使应力集中有较大幅度的降低。通常，对于蒙皮等构件上
13、 的短裂纹，止裂孔的孔径在46mm之间。机械清除裂纹的措施：焊机械消退裂纹措施是止裂工艺中较为简洁的止裂措施。这种止裂方 法是通过锂修、打磨、抛光等工艺措施清除掉构件中的裂纹。只适用于清除掉短、浅裂纹。 实际上这种消退裂纹的方法既是止裂也是一种剥层处理。由于在清除裂纹的同时也伴随着清 除表面已变脆的材料所以对构件的疲惫性能会产生有利影响。采纳这种方法修整时要做到在 被清除裂纹处有较大的圆弧半径，在相邻处有较平缓的倾斜度以便使应力集中达到最小。其他止裂措施：焊接止裂措施，人工制造残余压应力的缓裂措施，软化裂纹尖端区金属材料 的缓裂措施蒙皮损伤均要采纳挖补镇平修理紧固件通常可分为两大类：螺栓类，翎
14、钉类1 .当需要传递大的集中载荷时，通常采纳螺栓类紧固件连接2.当需要传递较大的分布载荷 时，用高锁螺栓或锁螺栓3.当需要传递较小的分布载荷时，通常采纳钾钉类紧固件。飞机结构修理中紧固件选用原则：1、尽量选用与原紧固件相同的紧固件；2、当修理零构 件之间需要传递较大拉伸或剪切载荷时，选用螺栓类紧固件；3、当紧固件需要承受较大的 拉力时，选用螺栓类紧固件；4、避开将螺栓或螺钉与钾钉或干涉协作的紧固件放在一起使 用；5、对于常常积水或受废气影响的区域，应选用耐腐蚀性能较高的紧固件，但应考虑紧 固件与被连接之间材料的相容性问题，以防止产生电偶腐蚀；6、对于热影响区域，选择紧 固件时既要考虑到满意强度
15、要求，又要考虑到温度环境影响。螺栓的种类及特征：主要承受拉伸载荷的抗拉螺栓；主要承受剪切载荷的抗剪螺栓；承受 拉剪复合载荷的螺栓。按受力状态分类彻钉可分为：D 一般实芯钾钉2）高抗剪饵钉3）盲钾钉（拉钾钉）按形状分类：埋头钾钉、偏圆头钾钉、半圆头期钉、平头期钉。紧固件边距的确定：紧固件边距是指从紧固件孔中心到最近边缘的距离。一般取最小边距为 2倍紧固件直径。（埋头紧固件的边距要比非埋头紧固件的边距大一些）结构的密封形式：缝内密封；缝外密封；表面密封；混合密封；紧固件密封。复合材料的概念：有两种或两种以上材料组合成的材料叫做复合材料。复合材料的原材料包括：增加材料；基体材料；预浸料，夹芯材料增加
16、材料：碳纤维；芳纶；硼纤维；碳化硅纤维；玻璃纤维基体材料：有机基体材料：热固性树脂热塑性树脂；金属基复合材料预浸料:预浸料是指预先浸渍了树脂的纤维或织物的片状材料,它是层合板的基本组成单元。夹芯材料：一：蜂窝夹芯；1.铝蜂窝2.芳纶纸蜂窝3.玻璃布蜂窝。二：泡沫夹芯复合材料的优缺点优点：比重小、比强度和比模量高，耐高温（有的不耐，取决于材料种类和应用的飞机部位）， 耐疲惫，耐腐蚀，有各项异性的特点可设计性好，化学稳定性好，热膨胀系数低，电性能优 良，修理便利可在机修理，损伤检测方法简洁如金属敲击法；缺点：简洁和铝合金等金属发生电偶腐蚀，材料的工艺稳定性差，材料性能的分散性大，抗 冲击力量低，横向强度和层间剪切强度差，加工难度大，价格高，维护修理成本高。怎样理解复合材料的可设计性：接头纤维增加塑料是由两种不同强
