歼7机身前下部开大舱口的改装设计.docx
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歼7机身前下部开大舱口的改装设计
歼7机身前下部开大舱口的改装设计
摘要,引言………………………………………
1故障诊断………………………………………
2.连接方式与力的传递…………………………
3.歼7飞机所受扭矩与力的传递……………
4维修方案………………………………………
5强度校核………………………………………
6可行性与可靠性评论…………………………
结论……………………………………………
我组参考资料:
(1)《飞机结构强度》,西安试飞院工学院,1997年
(2)《飞机附件检修》航空工业出版社,2006年
(3)《航空工程维修》,2009年
摘要
本设计针对机身开口处间接补偿的方法进行研究,通过开口部位加强裂纹的故障诊断,结合开口部位的构造和受力特点,为间接补偿补偿改装方案提供了有力的支撑,并且从理论角度提出合理实用的维修方案,对加强构件方案进行了校核,还就可靠性,可行性进行评估,证实此方案可提供使用。
Abstract:
thedesignofcompensationforfuselageopeningsindirectmethods,throughtheopenpositiontostrengthenthefaultdiagnosisofcrack,combinedwiththeopeningofthestructureandcharacteristicsofmechanicalparts,forindirectcompensationcompensationschemeprovidespowerfulmodifiedfromatheoreticalperspective,andputforwardreasonableandpracticalmaintenanceplan,tostrengthenthecomponent,theschemeisfeasible,andthereliabilityassessment,andthatthisschemecanprovide.
引言:
为了方便内置设备的安装和维修,所以在机身前下部打大开口。
本设计方案共6个部分分别为诊断,连接与受载,受力与力的传递,改装维修方案,强度校核,可靠性与可行性评估共分六部分进行论述,为了解决在开口部位由于结构发生了变化,力的传递也发生了改变的问题。
从理性的高度作出了结构连接及受力分析,所以对机身开口处间接补偿的方法进行研究,采取在引进了侧加强桁条或梁,并且在开口两端附加有加强框,还就经过对强度的校核的计算,对可靠性作了评估,证实方案的可行性,可操作性也很强。
Introduction:
inordertofacilitatethebuilt-inequipmentinstallationandmaintenance,sointhebigmouthbeforethefuselage.
Basedonthediagnosis,connectionandloading,stressandstrengthoftherelay,modification,maintenanceplan,intensityandfeasibilityevaluationofthereliabilityofsixparts,inordertosolveintheopenpositionbecausestructurechanges,theforcetransmissionhavealsochanged.Fromtheheightofrationalstructureandaforceanalysis,soonfuselageopeningsofthestudymethodofindirectcompensation,takesidesinthebeamstrengthenedbeams,andintheopenorendsarestrengtheningbox,stilladdedbycheckingintensitycalculationofreliabilityassessment,andprovedthefeasibilityofthescheme,themaneuverabilityisstrong.
1起落架舱开口处裂纹的诊断
在机体结构上开口的地方,除了蒙皮被切开处,桁条、翼肋或隔板等也都可能被切断,因为未用间接补偿法进行,这样开口部件的结构强度与刚度就要受到减弱,使周缘结构受损伤,为此必须进行故障诊断。
1.1现场目测法
目测法是指专业人员通过听、看、推测,采用归纳或排除的方法逐步确定故障的发生部位。
从事故现场看到一条裂纹,借助放大镜、千分尺、塞尺、量规等对裂纹反复测量,在过渡区加强梁梁条距接头250mm处有一条与梁条中心线成30°的裂纹,经塞尺测量,其L=15.4mm,宽为1mm,高度约9mm,裂纹处还发现有光滑区和粗糙区的存在。
1.2超声波无损伤探伤
超声波检测应用广泛,优点在于利用它穿透能力强、灵敏度高,并对人体无伤害。
在外场维修中使用方便。
它是利用电压传输元件将超声波脉冲传入构件中,遇到损伤或缺陷产生界面反射或引起超声波和能量衰减的变化来实现探测损伤的目的。
通过超声波外场检测得知隔板左下方有一条细缝,长度探测为14.9mm,宽度为1.1mm,深度为0.9mm,由于应力的作用,细缝两边会产生摩擦,呈现出贝壳型粗糙的研磨区特征,致使产生了上述的裂纹,呈现出典型的脆性疲劳破坏,由此推出此结果与我们所实测的大体相同。
1.3疲劳破坏原因分析
疲劳破坏具有时间的推移性,其内因是因为探伤时我们也发现在裂纹附近存在有直径为0.15mm气泡形成了应力集中的裂纹源,在长时间扭矩与应力多变的情况下,裂纹向外扩展,处于三向受拉状态,裂纹两边的研磨作用使其呈现出了贝克状光滑裂纹扩张区,使蒙皮的强度逐渐减弱,在受载临界状态下,在多循环交变应力作用下,发生了偶然性的脆性断裂。
又经查履历本记录证实,该件未接近寿命极限3000小时,因此可以断定为重度疲劳破坏。
2.连接方式与力的传递
2.1连接方式
机身结构,广泛使用金属蒙皮,并将蒙皮和隔框,大梁,桁条牢固的铆接在一起,使之成为一个受力体,即为薄壳式机身。
薄壳式机身中又有复合式机身和硬壳式机身。
而歼七所采用的是复合式机身。
复合式机身,其机身前段为桁梁式机身(前起落架舱口所在部位)。
桁梁式机身由几根较强的大梁,弱的桁条,较薄的蒙皮和隔框组成;由于采用了较强的大梁,所以在开大舱口时不会显著的降低结构的强度和刚度。
桁条式机身由许多较强的桁条,较厚的蒙皮和隔框组成;桁条式机身有受力构件分散,生存力强、重量轻等优点,但也存在在不便于开大舱口和连接较复杂等缺点,显然复合式机身李永乐桁条式和桁梁式机身的优点避免了其缺点。
2.2力的传递
在飞行和着陆过程中,机身承受的集中载荷有机翼,尾翼起落架等部件固定接头和机身内所有装卸物的固定接头传来的集中力,机身承受的分布载荷是机身结构本身的质量力和空气动力。
因机身截面多接近于圆形,所以受力平衡。
但舱口处截面为圆弧,所以不平衡。
下面我们对间接补偿开口的开口区和过渡区进行分析
(一)开口区
(1)垂直方向剪力、弯矩的传递
垂直方向的剪力和未开口部位一样,仍由机身两侧蒙皮传递。
垂直平面内的弯矩引起的轴向力,在桁梁式机身中,未开口时主要是由大梁承受的,所以机身下部壁板开口后,大梁和两侧壁板承受的轴向力增加的不多,影响不大,一般可不作补偿。
在桁条式机身中,未开口的轴向力主要是由上、下壁板承受的,机身下壁板开口后,两侧壁板承受的轴向力就显著增大。
因此,桁条式机身通常都在开口部位两侧布置短梁来加强(见图2-1)。
(2)水平方向剪力、弯矩的传递
水平平面内的弯矩和未开口的部位一样,仍由完整的两侧壁板承受。
未开口时,水平剪力是由机身上下蒙皮传递的。
当机身下部开口后,在开口区,原来由下蒙皮传递的那部分剪力,传到开口部位的边缘隔框后只能传给上蒙皮承受,因此,未开口部位的上部蒙皮受力增大,通常做得比较厚。
(一)过渡区
由于过渡区承受垂直方向的剪力和水平方向的剪力、弯矩的情况与未开口的部位一样,这里只分析垂直方向的弯矩的传递情况,分析中假定该弯矩作用在L+△L一段机身内是相等的。
垂直平面内弯矩由机身上下壁板承担,但是,由于机身下部开口,蒙皮、桁条被切断,原来由它们承担的弯矩便转移给机身下部的桁梁承担,使之承担附加正应力,所以,机身下部大梁必须加强,通常通过在机身下部设置加强短梁来实现。
必须指出的是,机身下部加强短梁不仅在开口区L内需要,而且在开口区两边的过渡区△L内也需要。
这是因为机身下部开口后,下壁板在开口边缘m-m截面上正应力为零(图2-2a),距开口边缘△L以后才完全参加受力,即在过渡区△L一段内的弯矩仍主要靠短梁来承担和传递,所以,这一段也需要加强。
由于机身下壁板是从开口区边缘处逐渐参加受力的,所以对短梁附加的正应力Δσ也是逐渐变化的,在m-m截面上最大,在n-n截面上为零(图2-2b)。
根据附加正应力的变化情况,加强短梁应当是变截面的,在开口区短梁的剖面最大,在过渡区短梁的剖面最小,一般呈楔行(见图-2-1)。
过渡区ΔL的计算比较复杂,若近似计算时,可取ΔL=(1~1.5)B,并把在ΔL长度内按指数变化的梁的附加轴向力,假定其按直线变化。
3.歼7飞机所受扭矩与力的传递
3.1开口的补偿和链接
由于前起落架舱在飞行或地面检查中需要经常打开故使用间接补偿开口。
补偿的方法是在大开口的左右两侧设置加强桁条或梁,在开口的两端则有加强框(或加强翼肋)。
间接补偿开口上的舱口盖是非受力舱盖,即不参加机体结构的总体受力,仅承受局部气动载荷。
3.2假想图形
如图2-1。
该机身下部开口区的长度为L,在开口区两端,由于开口而对结构受力有影响的部位称为过渡区,过渡区长度△L大约等于开口区的宽度B。
下面将在2.3和2.4中说明开口区和过渡区结构承受剪力、弯矩和扭矩的情况。
图2-1
3.3扭矩的传递分析
(1)开口区
我们知道,在非开口去区,扭矩是靠机身隔框周缘蒙皮以剪流的形式承受和传递的。
这一剪流一直传到开口端部的加强隔框。
图2-4
在开口区,机身传递扭矩的方式则有根本上的差别。
如图2-4a所示,扭矩M扭传到加强隔框出变成一个力偶,加到机身开口段端部两侧壁板上,开口段端部两侧壁板承受剪流q扭。
每侧壁受到的剪力Q侧壁。
(每侧壁板上剪流q扭的合力)可近似地取为:
Q=M扭/D
式中D—机身截面宽度(见图2-4)。
由于两侧板中的剪流方向是相反的,它使侧壁板受到“参差弯曲”,即一个侧壁板向上弯曲,另一个侧壁板向下弯曲。
机身开口段这种承受扭矩的方式与机身非开口段承受扭矩的方式本质区别在于:
两侧壁板中不但有剪应力,而且还应该有附加正应力。
我们近似地认为开口区两侧壁板是固支在开口区两端加强隔框上,这样,每侧壁板两端都有Q侧壁和M弯侧壁的作用。
据此,可以画出开口区两侧壁板在扭矩作用下的剪力、弯矩图(图2-4)。
从图中可知,剪力Q侧壁沿开口区长度L不变,弯矩M弯侧壁则呈线性变化。
在开口区中点A处,M弯侧壁=0,在开口区两端M弯侧壁最大。
A点位置与开口端前后机身闭剖面段的刚度有关,若两端闭剖面的刚度相等,A点在正中间;两段闭剖面段的刚度相差很大,则A点的位置靠近刚度小的一端。
在开口区任一剖面内由扭矩引起的剪流q扭和附加正应力Δσ扭的分布情况,如图2-5所示。
(2)过渡区
扭矩M扭在过渡区引起的剪流q扭与机身其它闭剖面受扭情况一样,可由雷特公式求得:
q扭=M扭/2F
在过渡区内,扭矩引起的附加正应力情况与前述的垂直方向弯矩引起的附加正应力的变化情况一样,也是由开口区端部的最大值逐渐减小到过渡区边缘的零值,同样道理,这种附加正应力的变化,也会引起附加剪流。
图2-5
4改装维修方案
在目测与探测诊断后发现一些问题后,我组进行了商讨,并提出了(补接)维修方案,具体如下:
所用工具:
锉刀,风钻,气枪(包括垫块),榔头,划线针,直尺,毛刷。
所用材料:
油漆(航空用品),飞机原材料补件,铆钉(规格2.5×5GB)。
铆钉的选择
根据国家标准铆钉可分为:
埋头铆钉,半圆头铆钉,扁圆头铆钉和平头铆钉等几种常见类型。
为了保证刚度的要求尽量减少质量。
埋头铆钉,平头铆钉需要在补接件上钻孔,而这样做会消弱补接件的强度和质量。
所以不采用;半圆头铆钉和扁头铆钉相比,质量会有所增加、所以综上所诉还是扁圆头铆钉最好,并根据强度校核铆钉规格采用2.5×5GB
步骤:
1首先在裂纹两端打上直径为2mm的止裂孔,而后在外蒙皮上画出铆钉接点:
根据公式:
d=2√∑d=2√0.9+1.4=3.48mm=3.5(其中原蒙皮厚度为0.9mm,补接件厚度为1.4mm)
铆距τ=4d=14mm
边距а=2.5d=8.7mm
排距с=3d=10.5mm
(如图)
画点时,修补裂纹的铆钉为2排,每排3个,对正排列共6个(根据公式η铆钉数=p设÷q剪力≈6;其中p设=σb×F)。
2用锉刀锉平画点周围与补接处的涂漆,并锉至其与补接件的尺寸相同。
3补接件尺寸为:
长L=2а+2τ=35mm;宽R=2а+с=21.5mm
4采用外表侧安装补接,并将补接件两端斜削45°,将补接型材棱角切削成倒角,以防止引起应力集中。
*补接件材料的选择:
一般选择与原构件相同的型材,这样各方面的性能和指标均能达到要求,尽可能不选择强度过大的材料,因其抗疲劳不够,致使寿命缩短。
⑤用风钻钻出铆钉孔,然后依次铆接。
注意:
钻孔使构件强度不超过原材料强度8%-10%;若有原孔,尽量将新空与原孔位置错开。
改装件建议:
由于机身下部开口,蒙皮,桁条被切断,原来由他们承担的弯矩便转移给机身下部梁来承担,使之承受附加正应力,所以,机身下部大梁必须加强,建议在机身下部位置设置加强断粮来实现加强目的,采用材料为硬铝7075-T73因为其具有较高的强度相当高的韧性和优良的抗应力腐蚀开裂性能和剥蚀性能并且此航空材料也较容易切削,并且短梁形状切削成楔形。
短梁铆接采用双排交错铆接,每排181个铆钉,共362个,以同样形式固定另一侧短梁,以使短梁分担主梁的附加弯矩。
最后在铆接完成后进行进一步度复查,确定各处连接完好后,并涂漆,方才完成,已达到原定的维修改装目的。
5强度校核
假定:
接补件铆接时,所有的铆钉承受挤压力和剪切力相同的,为此,只对一个铆钉作挤压和剪切校核
1.查相关资料得:
挤压力:
P=6105KN剪切力:
Q=2820KN
2.查相关图纸知:
杆长L=5mm直径D=2.5mm结构件厚度
=1.4mm接补件厚度
=1.6mm
3.查材料手册得:
7075-T73材料
挤压破坏应力
=1080MPa剪切破坏应力
=880MPa
4.校核计算如下
铆钉受力面面积
=Dx(
+
)=2.5x(1.4+1.6)=7.5mm2
=
=
=5mm2
2挤压应力
剪切应力L正=
安全系数f=
f1=
5.校核总结
安全系数f、f1分别为1.35和1.331.35和1.33都大于1,有一定的安全裕度符合手册要求
6可靠性与可行性的评估
6.1可靠性
设计通过可靠的诊断分析,根据裂纹产生的原理,制定了相应的理论方案,主要对开大舱口所受剪力和扭矩产生的机理进行分析,并作出可行性的维修,可靠性是装备经久耐用,不易发生故障的一种能力特性,外部通过目测观察宏观裂纹,变形处理质量校核验证符合规定,可知构建内部缺陷符合要求范围内,通过故障争端报告与先前力的传递与构件的链接,做了详细的比较后,发现其与参照数据吻合,提出的维修的改装方案是合理的,且维修后质量检测良好,具有借鉴与推广的价值,并且从材料的性能上来说也符合材料学的破坏校核计算结果,其数据f﹥1.3,说明其具有可靠的安全性。
所以该维修改装是可靠的。
6.2可行性
从方案的提出经过讨论并实践到维护修理当中,都是使用专用工具,严格按照工艺流程进行的,说明此方案可行性好,维修后工艺亦达标所以此维修方案可行性良好,并可加以推广。
结论
通过以上综合分析,可的以下结论:
(1)用观察法,测量法和分析原因三种方法相结合的方案对故障进行诊断,能够准确的检测出故障,透析了重要受力区域。
(2)通过事实求是的理论和实际相结合的分析,研究出加强结构方案,对开大舱口进行改装是符合要求的。
(3)用真实的测量数据和可行性,可靠性的计算证明了安全系数大于1.3非常的合理。
目测法是指专业人员通过听、看、推测,采用归纳或排除的方法逐步确定故障的发生部位。
从事故现场看到一条裂纹,借助放大镜、千分尺、塞尺、量规等对裂纹反复测量,在过渡区加强梁梁条距接头250mm处有一条与梁条中心线成30°的裂纹,经塞尺测量,其L=15.4mm,宽为1mm,高度约9mm,裂纹处还发现有光滑区和粗糙区的存在。
1.2超声波无损伤探伤
超声波检测应用广泛,优点在于利用它穿透能力强、灵敏度高,并对人体无伤害,在外场维修中使用方便。
它是利用电压传输元件将超声波脉冲传入构件中,遇到损伤或缺陷产生界面反射或引起超声波和能量衰减的变化来实现探测损伤的目的。
通过超声波外场检测得知隔板左下方有一条细缝,长度探测为14.9mm,宽度为1.1mm,深度为0.9mm,由于应力的作用,细缝两边会产生摩擦,呈现出贝壳型粗糙的研磨区特征,致使产生了上述的裂纹,呈现出典型的脆性疲劳破坏,由此推出此结果与我们所实测的大体相同
诊断原因
疲劳破坏具有时间的推移性,其内因是因为探伤时我们也发现在裂纹附近存在有直径为0.15mm气泡形成了应力集中的裂纹源,在长时间扭矩与应力多变的情况下,裂纹向外扩展,处于三向受拉状态,裂纹两边的研磨作用使其呈现出了贝克状光滑裂纹扩张区,使蒙皮的强度逐渐减弱,在受载临界状态下,在多循环交变应力作用下,发生了偶然性的脆性断裂。
又经查履历本记录证实,该件未接近寿命极限3000小时,因此可以断定为重度疲劳破坏。
在机体结构上开口的地方,除了蒙皮被切开处,桁条、翼肋或隔板等也都可能被切断,因为未用间接补偿法进行,这样开口部件的结构强度与刚度就要受到减弱,使周缘结构受损伤,为此必须进行故障诊断。
2.1连接方式
机身结构,广泛使用金属蒙皮,并将蒙皮和隔框,大梁,桁条牢固的铆接在一起,使之成为一个受力体,即为薄壳式机身。
薄壳式机身中又有复合式机身和硬壳式机身。
而歼七所采用的是复合式机身。
复合式机身,其机身前段为桁梁式机身(前起落架舱口所在部位)。
桁梁式机身由几根较强的大梁,弱的桁条,较薄的蒙皮和隔框组成;由于采用了较强的大梁,所以在开大舱口时不会显著的降低结构的强度和刚度。
桁条式机身由许多较强的桁条,较厚的蒙皮和隔框组成;桁条式机身有受力构件分散,生存力强、重量轻等优点,但也存在在不便于开大舱口和连接较复杂等缺点,显然复合式机身李永乐桁条式和桁梁式机身的优点避免了其缺点。
2.2力的传递
(一)开口区
(1)垂直方向剪力、弯矩的传递
垂直方向的剪力和未开口部位一样,仍由机身两侧蒙皮传递。
(2)水平方向剪力、弯矩的传递
水平平面内的弯矩和未开口的部位一样,仍由完整的两侧壁板承受。
(2)过渡区
扭矩M扭在过渡区引起的剪流q扭与机身其它闭剖面受扭情况一样,可由雷特公式求得:
q扭=M扭/2F
在过渡区内,扭矩引起的附加正应力情况与前述的垂直方向弯矩引起的附加正应力的变化情况一样,也是由开口区端部的最大值逐渐减小到过渡区边缘的零值,同样道理,这种附加正应力的变化,也会引起附加剪流。
强度校核
假定:
接补件铆接时,所有的铆钉承受挤压力和剪切力相同的,为此,只对一个铆钉作挤压和剪切校核
1.查相关资料得:
挤压力:
P=6105KN剪切力:
Q=2820KN
2.查相关图纸知:
杆长L=5mm直径D=2.5mm结构件厚度
=1.4mm接补件厚度
=1.6mm
3.查材料手册得:
7075-T73材料
挤压破坏应力
=1080MPa剪切破坏应力
=880MPa
4.校核计算如下
铆钉受力面面积
=Dx(
+
)=2.5x(1.4+1.6)=7.5mm2
=
=
=5mm2
2挤压应力
剪切应力L正=
安全系数f=
f1=
5.校核总结
安全系数f、f1分别为1.35和1.33
1.35和1.33都大于1
有一定的安全裕度符合手册要求
改装维修方案
在目测与探测诊断后发现一些问题后,提出了(补接)维修方案,具体如下:
所用工具:
锉刀,风钻,气枪(包括垫块),榔头,划线针,直尺,毛刷。
所用材料:
油漆(航空用品),飞机原材料补件,铆钉(规格2.5×5GB)。
铆钉的选择
根据国家标准铆钉可分为:
埋头铆钉,半圆头铆钉,扁圆头铆钉和平头铆钉等几种常见类型。
为了保证刚度的要求尽量减少质量。
埋头铆钉,平头铆钉需要在补接件上钻孔,而这样做会消弱补接件的强度和质量。
所以不采用;半圆头铆钉和扁头铆钉相比,质量会有所增加、所以综上所诉还是扁圆头铆钉最好,并根据强度校核铆钉规格采用2.5×5GB
步骤:
1首先在裂纹两端打上直径为2mm的止裂孔,而后在外蒙皮上画出铆钉接点:
根据公式:
d=2√∑d=2√0.9+1.4=3.48mm=3.5(其中原蒙皮厚度为0.9mm,补接件厚度为1.4mm)
铆距τ=4d=14mm
边距а=2.5d=8.7mm
排距с=3d=10.5mm
(如图)
画点时,修补裂纹的铆钉为2排,每排3个,对正排列共6个(根据公式η铆钉数=p设÷q剪力≈6;其中p设=σb×F)。
2用锉刀锉平画点周围与补接处的涂漆,并锉至其与补接件的尺寸相同。
3补接件尺寸为:
长L=2а+2τ=35mm;宽R=2а+с=21.5mm
4采用外表侧安装补接,并将补接件两端斜削45°,将补接型材棱角切削成倒角,以防止引起应力集中。
*补接件材料的选择:
一般选择与原构件相同的型材,这样各方面的性能和指标均能达到要求,尽可能不选择强度过大的材料,因其抗疲劳不够,致使寿命缩短。
⑤用风钻钻出铆钉孔,然后依次铆接。
注意:
钻孔使构件强度不超过原材料强度8%-10%;若有原孔,尽量将新空与原孔位置错开。
由于机身下部开口,蒙皮,桁条被切断,原来由他们承担的弯矩便转移给机身下部梁来承担,使之承受附加正应力,所以,机身下部大梁必须加强,建议在机身下部位置设置加强断粮来实现加强目的,采用材料为硬铝7075-T73因为其具有较高的强度相当高的韧性和优良的抗应力腐蚀开裂性能和剥蚀性能并且此航空材料也较容易切削,并且短梁形状切削成楔形。
短梁铆接采用双排交错铆接,每排181个铆钉,共362个,以同样形式固定另一侧短梁,以使短梁分担主梁的附加弯矩。
最后在铆接完成后进行进一步度复查,确定各处连接完好后,并涂漆,方才完成,已达到原定的维修改装目的。
1合金是由金属与其它一种以上的金属或非金属所组成的具有金属通性的物质。
铝是分布较广的元素,在地壳中含量仅次于氧和硅,是金属中含量最高的。
纯铝密度较低,为2.7g/cm3,有良好的导热、导电性(仅次于Au、Ag、Cu),延展性好、塑性高
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