飞机结构连接设计方案分析.pptx

Click to edit Master title style,Click to edit Master text styles,Second level,Third level,Fourth level,Fifth level,*,*,Click to edit Master title style,Click to edit Master text styles,Second level,Third level,Fourth level,Fifth level,*,*,单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,*,*,单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,*,*,单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,*,*,单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,*,*,连接设计,飞机结构连接设计方案分析,第1页,简 介,连接作用是将载荷从一个结构件传递到另外一个元件。,连接由,加强件,、,被加强件,和,紧固件,组成，是结构加强修理基本组成部分。,作为基本结构加强形式，连接是恢复因为损伤造成损坏结构件原始载荷传递路径基本方法。,结构修理连接需要满足结构修理设计要求,静强度,、,耐久性,和,损伤容限,。,飞机结构连接设计方案分析,第2页,第八节 紧固件选取,飞机结构修理中紧固件类型选取,英制飞机紧固件直径都是以,1/32,英寸为单位递增，同时以,1/64,英寸为单位提供加大直径紧固件，最大能够加大到,3/64,英寸,。,厚度小于,0,.08 in,构件，用同类型同尺寸紧固件修理。,厚度大于或等于,0,.08 in,构件：,假如原紧固件是铆钉，则修理时使用1/32 in过尺寸Hi-lok螺栓（孔和紧固件都加大1/32 in）。,假如原紧固件是Hi-lok螺栓，则修理时使用1/64 in过尺寸Hi-lok螺栓（孔和紧固件都加大1/64 in）。,飞机结构连接设计方案分析,第3页,飞机结构修理中紧固件类型选取,假如需要使用紧固件位置上没有紧固件孔，依据以下准则选取紧固件,类型：,选取与周围部位相同紧固件类型和牌号。,当需要传递较高拉伸或剪切载荷时，通常采取螺栓类紧固件。,铆钉承拉能力低。,当需要紧固件承受较高拉力时，应采取螺栓类紧固件。,当传递较低分布剪切载荷时，普通选取普通实芯铆钉。,当做暂时性修理时，可在允许部位采取盲铆钉。,当被连接件为合金钢件时，应采取钢紧固件。,不要在同一部位或同一行中混合使用不一样类型紧固件。,飞机结构连接设计方案分析,第4页,选取螺栓时应注意几个问题,依据受力大小及状态选取螺栓：,当螺栓主要承受拉伸载荷时，选取抗拉螺栓和螺帽。,当螺栓主要承受剪切载荷时，选取抗剪螺栓和螺帽它们不能承受高拉伸载荷。,镀镉螺栓和螺钉不能用于温度超出,450,地方。,螺栓与孔接触面处应无螺纹，不然易在孔边产生疲劳裂纹,。,安装干涉配合螺栓或销钉时，要注意干涉量要求，普通在,0.002 0.004 in,之间。,飞机结构连接设计方案分析,第5页,选取螺栓时应注意几个问题,对于承受高拉伸载荷螺栓，装配时应在螺栓头下面和螺帽下面放垫圈。,对于主要承力结构连接，不要使用直径小于,0.25 in,螺栓和直径小于,3/16 in,Hi-lok,紧固件，因为它们易产生拉伸屈服。,当需要借原螺栓孔时，普通应扩孔，将螺栓直径加大,1,级。,承受和传递动载荷螺栓、螺帽，要有保险办法。,在钢,、,不锈钢钛合金构件上使用,Hi-lok,紧固件时，紧固件必须安装在精绞孔中；铝合金件上，,Hi-lok,紧固件过渡配合。,飞机结构连接设计方案分析,第6页,铆钉类型和牌号选取,铆钉材料选取,尽可能选取与被连接件材料相同紧固件。,外场铆钉：,2117-T3,铆钉,冰箱铆钉：,-T3,、,2024T31,铆钉,决不能用同直径,2117-T3,铆钉代替,2024-T31,铆钉。,飞机结构连接设计方案分析,第7页,铆钉类型和牌号选取,铆钉直径确实定,当借用原铆钉孔或更换旧铆钉时，普通应将铆钉加大,1,级或,2,级。,依据周围受力状态和受力大小大致相同部位上铆钉直径来确定所需铆钉直径。,使铆钉直径等于或稍大于被连接件中较厚板,3,倍板厚。,在受力结构上不能使用直径小于,0.156 in,（,5/32 in,）铆钉。,若计算出铆钉直径太大，则应改用螺栓。,选择铆钉直径时，普通要求钉杆剪切许用值大于钉孔挤压许用值。,飞机结构连接设计方案分析,第8页,铆钉头类型确实定,参考周围区域上铆钉头类型确定所选取铆钉头类型。,对于要求光滑气动外形部位，应该使用埋头铆钉。,没有气动光滑性要求部位，普通采取通用型铆钉头，因为采取凸头铆钉，孔挤压强度高。,当需要采取埋头紧固件时，埋头窝深度与板厚之比最大不超出,0.8,。,铆钉杆长度确实定,确定铆钉杆长度时，必须首先确定被连接件叠合厚度（铆接厚度）。,钉杆长度,=,铆接厚度,+,1.5,倍钉杆直径,飞机结构连接设计方案分析,第9页,飞机结构连接设计方案分析,第10页,飞机结构连接设计方案分析,第11页,第九节 铆钉布置,与铆钉间距和边距相关结构件静强度破坏模式有,结构件拉伸失效,、,结构件撕裂失效,以及,结构件挤压失效。,因为,铆钉孔应力集中效应,，铆钉间距和边距还严重影响到结构件疲劳寿命。,结构修理铆钉间距普通用铆钉孔平均直径,D,倍数来表示。,铆钉有两种排列方式：,交织排列,和,平行排列。,交织排列普通用于需要进行,液体,或者,气体密封,结构，如油箱边界结构等。,交织排列与平行排列方式对应铆钉最大间距不一样。,飞机结构连接设计方案分析,第12页,铆钉排列不妥造成静强度失效,飞机结构连接设计方案分析,第13页,铆钉排列方式,（a）平行排列（b）交织排列,飞机结构连接设计方案分析,第14页,一、最大间距,铆钉间距过大，结构承受挤压载荷时可能造成紧固件之间发生永久性失稳变形。,铆钉间距越大，结构失稳可能性就越大。,假如结构件传递载荷主要类型为挤压载荷，大于,6,D,间距普通是不能接收。,造成紧固件之间结构失稳临界应力不但与铆钉间距相关，还与结构材料类型、材料厚度相关。,为预防补强片在两相邻紧固件间产生局部失稳，应依据补强片厚度确定合理铆钉间距（,表,3.9-1,，取自,B737-200 SRM 51-40-4,）,飞机结构连接设计方案分析,第15页,铆钉间距（in）,补强片厚度（in）,最大0.75,0.050,0.750.84,0.056,0.840.94,0.063,0.941.06,0.071,1.061.20,0.080,1.201.35,0.090,1.351.50,0.100,1.501.68,0.112,1.681.77,0.125,表,3.9-1,补强件厚度与铆钉间距之间协调关系,飞机结构连接设计方案分析,第16页,二、最小行距,铆钉孔之间行距小于要求最小行距时，铆钉孔之间结构件会发生撕裂破坏。,对于平行排列铆钉，最小行距能够按照图示方法计算。,普通来说，对于平行排列铆钉，假如行距大于,3,D,，能够防止结构铆钉孔之间撕裂失效。,对于交织排列铆钉，最小行距,L,min,等于,2,D,。,飞机结构连接设计方案分析,第17页,铆钉最小行距计算方法,飞机结构连接设计方案分析,第18页,三、最小列距,紧固件列距小于极限最小值后，会造成结构修理区域结构件拉伸失效。,假如铆钉孔列距过小，铆钉孔应力集中区域应力会相互叠加，造成铆钉孔边缘处应力水平深入上升。,铆钉孔列距过小会降低铆钉孔耐久性，加紧疲劳裂纹产生。,疲劳敏感区域主要结构修理，比如机身舱门等大开口周围结构、机翼下表面蒙皮壁板结构等等，要确保紧固件列距不能小于,4,D,。,对于次要或者非疲劳敏感结构，能够按照图示方法计算允许最小列距,L,min,。,飞机结构连接设计方案分析,第19页,紧固件孔之间应力集中叠加示意图,飞机结构连接设计方案分析,第20页,非疲劳敏感结构最小列距计算方法,飞机结构连接设计方案分析,第21页,四、铆钉边距要求,铆钉边距大于4,D,，被连接件边缘轻易发生翘曲。,与载荷方向垂直边距,铆钉孔会在与载荷方向垂直结构件中产生应力集中区域。,铆钉边距小于最小铆钉边距，还会严重影响被连接件耐久性（图,3.9-4,）。,对于疲劳敏感结构件，要求铆钉孔最小边距为,2.5,D,。,对于其它结构要求，铆钉孔最小边距为,2.0,D,。,与载荷方向平行边距,可参考图示方法计算最小边距。,飞机结构连接设计方案分析,第22页,图,3.7-4,铆钉边距对耐久性影响,飞机结构连接设计方案分析,第23页,与载荷方向平行最小边距计算方法,飞机结构连接设计方案分析,第24页,波音企业对与传力路线垂直边距要求,对于疲劳问题不严重部位：,对于疲劳问题严重部位：,采取,2,D,边距,边距小于,2,D,，大于,1.5,D,，也是能够接收。,采,2.5,D,边距,紧固件孔挤压强化，构件边界喷丸，大于,1.5,D,边距能够接收。,边距小于,1.5,D,，需加强修理。,飞机结构连接设计方案分析,第25页,第十节 紧固件孔质量与铆接质量要求、,结构修理中硬点效应,一、紧固件孔质量要求,孔边去毛刺。,钻头适当，钻头直径比铆钉名义直径大,0.002,0.004in,。,先钻小导孔，扩孔到再所需尺寸。扩孔可去毛刺。,钻头垂直于加工件，不许有“,8,”字孔。,钢、不锈钢或钛合金钻孔安装,Hi-Lok,或锁螺栓时，必须是精铰孔而不是过渡配合孔。,在铝合金构件中安装受拉紧固件时，应采取过渡配合孔（从,0.002 in,松动量到,0.003 in,干涉量）。,飞机结构连接设计方案分析,第26页,二、铆接质量,顶铁形状和重量要适当。,顶铁顶面与钉杆要垂直。,铆枪压力调整要适当。,埋头铆钉埋头窝与板厚（锪窝板）之比应在,0,.67,左右，最大不超出,0.8,。,当埋头窝深度大于被锪窝材料厚度,2/3,时，就会出现,刀刃,。,当存在埋头刀刃时，板件疲劳寿命仅为采取凸头紧固件时22%,。,飞机结构连接设计方案分析,第27页,图,3.10-1,紧固件埋头窝孔,飞机结构连接设计方案分析,第28页,使用载荷 飞机结构在使用中承受载荷为使用载荷，它小于极限载荷,飞机结构在使用载荷作用下，各结构件产生弹性变形,在弹性范围内，紧固件力分布规律（,图,3.8-1,）两头大，中间小,影响紧固件力分布主要原因,：,三、弹性范围内，紧固件力分布规律,沿传力路线，紧固件越多，紧固件力分布不均匀性越大,紧固件间距和刚度越大，则紧固件力分布不均匀性越大,当两被连接件厚度不相等时，紧固件力分布是不对称（,图,3.8-2,）,飞机结构连接设计方案分析,第29页,四、弹性范围内，紧固件力分布不均匀性对静强度没有影响,在极限载荷（设计载荷）作用下，被连接件和紧固件进入塑性状态，紧固件力趋于均匀化，各紧固件同时产生静力破坏,五、弹性范围内，紧固件力不均匀性对疲劳强度有显著影响,（,图,3.8-1,）,六、硬点效应,紧固件力随加强件厚度增加，紧固件力分布不均匀性越大（,图,3.8-2,）,“硬点效应”（,图,3.8-3,）加强件越厚，硬点效应就越显著,飞机结构连接设计方案分析,第30页,五、降低,“硬点效应”办法,（1）防止采取,刚度过大构件，修理结构损伤区（2）加强件采取台阶过渡形式,加强件末端最小厚度为,0.040 in,加强件末端最大厚度为原构件厚度,1/3,或,0.063in,（3加强件设计成斜面形式,最正确斜率：大于或等于,20:1,（4）加强件采取叠层形式,加强件厚度等于或大于,0.10 in,最内层加强件厚度最小为,0.040 in,，最厚为原构件厚度,1/3,或,0.063 in,每个台阶上最少有一个紧固件。台阶上紧固件不在计算连接强度所要求数目内,飞机结构连接设计方案分析,第31页,图,3.3-4,“,8,”字孔对构件耐久性影响,飞机结构连接设计方案分析,第32页,图,3.8-1,被连接件等厚度时，紧固件传递载荷分配规律,飞机结构连接设计方案分析,第33页,图,3.8-2,被连接件不等厚度时，紧固件传递载荷分配规律,飞机结构连接设计方案分析,第34页,图,3.8-3,硬点效应对耐久性影响示意图,飞机结构连接设计方案分析,第35页,