飞机结构修理

飞机结构修理（精选8篇）

飞机结构修理 篇1

摘要：随着现代航空业的飞速发展, 复合材料在飞机上的应用日趋广泛, 与此同时大量的飞机也进入了维修高峰期。由于飞机本身的造价非常昂贵, 相应地对飞机的维护需用的费用也居高不下。在日益竞争的商业环境中, 飞机停场造成的经济损失将是非常巨大的。而修理方法是否便捷经济, 修理效果是否良好, 又决定了其能否快速恢复运营, 提高飞行安全的重要因素[1]。本文首先简要介绍了复合材料在飞机上的应用, 当今复合材料修理的几种工艺, 然后举了一个蜂窝修理的例子来介绍复合材料修理的相关步骤。

关键词：飞机,复合材料,修理,应用

1 复合材料在飞机上的应用

复合材料是由两种或两种以上的不同材料、不同形状、不同性质的物质复合形成的新型材料。一般由基体材料和增强材料所组成。复合材料可经设计, 即通过对原材料的选择、各组分分布设计和工艺条件的保证等, 使原组分材料优点互补, 因而呈现了出色的综合性能。

随着玻璃纤维、凯夫拉、碳纤维等复合材料的发展, 并且早期复合材料结构的使用预示着复合材料运用的辉煌。在飞机上翼尖小翼、雷达罩和尾锥上少量玻璃纤维增强塑料的使用标志着飞机设计上复合材料的重新应用。从那时起复合材料在这些部件上的成功应用导致在每一种新机型上复合材料应用的增加。波音747使用了超过10000平方英尺表面的复合材料结构。在过去几年当中先进复合材料技术运用到诸如大翼面板、地板梁等主要结构上[2]。显而易见对基本复合材料结构和复合材料结构修理技术的理解对航空企业特别是航空维修企业是多么重要。

2 复合材料结构修理技术

飞机复合材料的修理目的是最大限度的恢复飞机结构的完整性和安全性, 主要修理的效果如何与多种因素有关, 如修理后的强度、耐久性、气动平滑度、重量、工作温度、环境因素等[3], 强度主要考虑恢复结构的刚度、静强度和疲劳强度, 因此, 为了避免修理中出现意外的错误, 必须严格按照一定的操作规程进行, 一般的修理程序为:

找出损伤区域→评估损伤的程度→损伤应力的评估→修理方案设计→修理结构的准备→补丁的制造→补丁的安装→修理后的无损检测。当今复合材料修理的主要工艺有以下几种:

2.1 复合材料的连接和打孔

飞机复合材料不同于其他金属或合金材料, 由于自身的特点, 在修理时容易出现下列问题[4]:复合材料件装配前的钻孔困难, 容易磨损钻具, 钻孔附近易出现分层现象;复合材料与金属件连接时, 由于电位差较大, 容易腐蚀金属件;复合材料装配时易造成损伤等, 基于这种种原因, 必须对打孔和连接工艺做特殊的处理, 才能保证复合材料件的安装和修理后的使用安全。

2.2 胶结修理技术[5]

胶结修理的应用非常广泛, 它的优点是导致应力集中小, 增重少。缺点是对施工环境要求高, 质量难以控制, 其应用主要在下面3个方面:

1) 装饰性修理。对仅影响气动外观的小损伤如小凹坑、划痕、脱漆等进行的修理。

2) 注胶修理。小面积脱胶或分层用该种方法修理, 方法是钻一些通往损伤层的小孔作为注胶孔和溢胶孔, 将加热的胶液用注胶枪从注胶孔注入, 渗透到损伤层并从溢胶孔流出为止, 然后加热时胶液固化二完成修理。

3) 补强修理。对猪承力构件的较大损伤, 要用补强板修理。补强板胶接修理有两种方法: (1) 外补强板修理, 主要用于薄的层合板及蜂窝板的修理, 用该种方法修理后的结构强度可达原结构材料强度的50%-80%。 (2) 光滑外表面修理, 主要用于较厚板或气动光滑性要求严格部位的修理修理效率高, 修理后结构强度可达原结构材料极限强度的60%-100%。

2.3 铆接 (或螺接) 修理技术

铆 (螺) 接修理技术适用于较厚的整体壁板, 常用的补板材料是铝合金和钛合金[6]。铝合金和碳纤维复合材料接触时容易发生电化学腐蚀, 因此, 在用铝合金修补时要在铝合金板和复合材料之间进行隔离, 制作隔离层。钛合金不存在这样的问题, 可以直接用于复合材料修补。

2.4 微波快速修复

复合材料微波修复技术是指将微波引入复合材料修补领域, 在修复区注入微波吸收剂, 以提高修复区材料的导电磁率, 同时用特殊设计的微波施加器对修复区施加微波能, 使之在数十秒内形成新的、更强的界面, 见那个损伤或缺陷修复[7]。

2.5 光固化预浸修理技术

光固化预浸胶接修理技术是利用光敏胶固化速度快的特点和适宜的力学性能, 以光敏胶作基体树脂, 用玻璃纤维作为增强材料, 预先制备成预浸修理补片, 根据修理对象的需求, 选用合适的修理补片, 在紫外光的辐照下迅速固化, 以达到快速修复飞机蒙皮表面裂纹、孔洞、腐蚀、灼烧等损伤的方法。

3 复合材料结构修理实例

复合材料结构修理的一般要求:

a.满足结构强度, 稳定性要求, 即恢复结构的承载能力, 在压剪载荷下不失稳。

b.满足结构刚度要求 (包括挠度变开, 气弹特性和载荷分布及传递路线等) 。

c.满足耐久性要求 (包括疲劳、腐蚀、环境影响等诸方面) 。

d.修理增重小, 操纵面等动部件满足质量平衡要求。

e.气动外形变化要小, 即保证原结构表面光滑完整。

f.修理所用时间要短, 以满足使用需要。

g.修理费用成本要低。

根据损伤情况, 以及可能提供的修理条件 (修理经验和修理材料、设备等) 选择最佳的修理方法。

以损伤的蜂窝结构为例, 来介绍复合材料的修理技术, 下面就按照上述步骤来一一介绍:

1) 确定损伤区域, 做目视检查来确定损伤程度;检测是否有水、油、燃料或者其他有害物质进入部件, 使用X射线检查方法检测水是否进入部件;检查部件损伤附近是否存在分层

2) 清除损伤, 在需要更换蜂窝的修理中, 可采用各种不同的手持工具来切除损伤。对于较大的、形状多变的损伤, 可以选择特形铣刀、80号和150号砂轮以及切割机等。对于形状为圆形的损伤, 可以选择不同外径的孔锯。

3) 切除损伤, 应尽量使用导向装置。切除损伤蒙皮后要修正边缘, 切口形状为带圆角的矩形、圆形或椭圆形。要注意切除损伤时不能损伤完好的纤维铺层、蜂窝和周围材料。当蜂窝也有损伤时, 按与蒙皮切口相同形状切除受损蜂窝。切除蜂窝必须超过目视损伤范围至少0.5in。同时要避免损伤对面完好的蒙皮。

4) 测量修理区域切口的深度和直径, 按照测量的深度大0.04in, 直径稍大的尺寸切一个蜂窝芯塞必须与原来的蜂窝或者蒙皮表面齐平, 并且要与周围蜂窝密切接触。清洁、干燥蜂窝芯塞

5) 在修理蜂窝芯子周围涂上粘稠剂的胶黏剂。

6) 制作浸有树脂的玻璃纤维布, 尺寸与损伤切口相同

7) 将玻璃纤维布平铺在安装好的蜂窝芯塞上

8) 完成蜂窝芯塞安装之后, 对修理进行封装, 为固化芯塞做准备。需要依次铺放热电偶、一层带孔的隔离膜、一层透气毡、电热毯、热电偶、透气布、抽真空罐和真空表的接头座, 铺好后打包真空袋。

9) 加温固化, 在完成蜂窝芯子修理之后, 需要将热电偶、电热毯和抽真空设备等于热补仪连接, 设定需要的温度、温升率、保温时间和降温速率。

10) 检查和修整, 在修理区域完成固化并拆除封装材料后, 检查蜂窝芯塞与原蜂窝的粘结情况, 打磨端面, 使之形成平整、光滑的表面, 并清洁表面。

在修理合格的表面上打磨清洁后恢复原有漆层, 到此复合材料蜂窝夹层结构修理完成。

4 结束语

复合材料在飞机上的应用, 有了较长的应用历史, 其修理技术也随之得到了相应的发展, 但同材料领域的研究与发展相比, 复合材料在飞机上应用的种类、数量却极其有限, 主要还是以碳纤维复合材料为主, 这也就限制了其修理技术的相对单一, 技术含量有限, 在许多方面还无法满足飞机快速高效、高可靠性和安全性的需要[8]。同时, 结构修理是目前阻碍复合材料进一步扩大应用的两个主要问题之一 (另一个问题是复合材料成本) , 如何提高修理水平, 降低维修成本是非常重要的问题。针对不同的损伤需要确定不同的修理方案, 在满足结构修理的要求下如何可以更经济, 快捷高质量地完成修理仍是一个待研究的热点问题。近年来, 随着国内在材料研究与应用方面取得的一些重大进展, 研究机构和队伍规模也在逐渐壮大, 但是在复合材料应用及其修理方面的研究和人才培养方面和国外相比略显不足, 特别是民航领域飞机复合材料方面的人才培养和研究亟需加强。

参考文献

[1]陈亚莉.俄罗斯飞机用复合材料的发展[J].航空工程与维修, 1999 (2) :26-27.

[2]张立.复合材料飞机地板[J].航空制造工程, 1996 (1) :21-22.

[3]杨乃宾.国外复合材料飞机结构应用分析现状[J].航空制造技术, 2002 (9) :21-22.

[4]吕建坤.飞机复合材料结构件的连接技术[J].航空制造工程, 1995 (4) :25-28.

[5]吕建坤.飞机复合材料结构的修理技术[J].航空工艺技术, 1996 (6) :40-42.

[6]文圆.飞机复合材料结构修理的应知应会 (I) [J].航空工程与维修, 2002 (3) :27-28.

[7]许陆文, 代永朝, 苗励刚.飞机结构战伤复合材料微波快速抢修技术[J].航空工程与维修, 2002 (3) :17-21.

[8]李酽.飞机复合材料及其修理技术[Z].

飞机结构修理 篇2

铝合金蒙皮上所有直径小于0.25英寸的损伤都视为点状损伤，如果点状损伤未穿透蒙皮的镀层，不需要进行修理。对贯穿性的点状损伤，可钻掉损伤部位，然后安装MS20470AD8铆钉。注意铆钉孔的边距应≧2D，与其它铆钉孔的孔距应在4D到6D之间（D为铆钉直径）。直径大于0.25英寸的损伤，按裂纹处理。

2划伤

未穿透蒙皮镀层的划伤不需要修理，穿透蒙皮镀层的划伤需进行打磨，打磨深度Y允许的最大值按下列原则确定：

（1）对框与长桁之间的划伤，打磨最大深度为0.2T（T为铝合金蒙皮厚度）。

（2）对仅穿过一个框和一个长桁，且划伤的另一端与周边结构紧固件孔距不小于2D的划伤，打磨最大深度为0.15T。（3）超出两个框的纵向划伤，打磨最大深度为0.08T。注意打磨的横截面半径至少为1英寸，打磨宽度应≧30Y，打磨区域距离最近的紧固件孔距应≧2D。见图1。超出上述范围的划伤，按裂纹进行安装加强片修理。

3裂纹

厚度为0.032到0.090英寸的蒙皮上的裂纹，若裂纹长度小于2英寸，可将裂纹及周边整个圆形区域内的材料切除，用与被修理蒙皮材料相同，并且厚度相同或更厚一级的板材制作圆形加强片。对长度为2到4英寸的裂纹，切除区域为方形，并且切除部分的四个角半径必须大于0.5英寸，然后用与被修理蒙皮材料相同，并且厚度相同或更厚一级的板材制作方形加强片。t=被修理的蒙皮厚度；w=裂纹长度或被切掉的材料长度；Ftu=被修理的蒙皮极限拉伸强度；Pa=每个紧固件允许的剪切力，取紧固件最大剪切力和板材能承受的最大挤压力二者中的小值。

加强片修理还需遵守下列一般规则：

（1）紧固件边距一般至少为2D，同一排紧固件，每10个紧固件中允许有一个边距1.5D。

（2）修理件应使用与被修理蒙皮同一材料，并且热处理方式也相同的板材制作（例如7075—T6，2024—T3），厚度与蒙皮或更厚一级。

（3）填充片应使用与被修理蒙皮同一材料，同一厚度的板材制作。

（4）所有修理件都要去除毛刺及锋锐边缘。

（5）所有修理件及被修理的铝合金蒙皮加工面都应进行表面阳极化及涂底漆和面漆，以防止腐蚀。

（6）紧固件孔距应为4D到6D。

（7）修理件与被修理蒙皮之间需涂胶防腐。

（8）加强片若安装在气动严格部位，需要进行气动表面倒角，倒角边缘厚度应打磨到≤0.030英寸，倒角宽度为0.25到0.35英寸，紧固件孔应距离倒角开始线至少0.030英寸。

（9）在气动严格部位，若加强片未倒角，可在加强片周围进行气动涂胶代替，密封胶的斜度为20：1。

（10）距离小于3英寸的两块加强片应合并成一块大的加强片。拉钉只能用在非增压区蒙皮和非主结构蒙皮上。

（11）若修理区域原先已装有紧固件，修理后可安装加大一级或两级的紧固件。

浅析飞机复合材料结构修理技术 篇3

目前, 国内外飞机复合材料用量占结构总重的25%~40%, 民用飞机达10%~15%, 直升机则达60%以上, 甚至出现了全复合材料的轻型飞机, 主要应用于飞机雷达罩、机翼前缘、方向舵、鸭翼、垂尾、腹鳍、蒙皮等结构件。随着航空制造技术的发展, 复合材料在飞机上的应用比例还将继续增加, 但复合材料普遍存在层间强度低、横向性能差、抗压能力弱等缺点, 飞机非常容易发生以冲击损伤为主的各种结构破坏, 如裂纹、缺口、分层和破孔等, 这将显著降低复合材料的静、动态载荷性能, 严重时会直接威胁飞机的飞行安全。所以, 开展飞机复合材料修理研究工作, 提高复合材料修理能力, 在保证安全的同时, 以减少报废率, 提高使用完好率, 降低复合材料的使用成本, 具有十分重要的意义。

1 飞机复合材料结构及分析

1.1 复合材料结构的类型与特点

飞机上使用的复合材料构件主要有:层压板、蜂窝夹芯结构和蜂窝壁板结构。

复合材料层压板是由单层板粘合而成, 可由不同材质单层板构成, 也可由不同纤维铺设方向上相同材质的各向异性单层板构成。由于这些单层板在厚度方向的宏观非匀质性, 致使层压板具有各向异性的特点。

蜂窝夹芯结构是由两块薄面板和中间胶接低密度的夹芯组成, 面板较薄, 结构形式为层压板, 主要材料有未预浸或预浸纤维玻璃布, 预浸单向碳纤维带或编织布, 芳纶有机纤维布等;夹芯材料有泡沫塑料和蜂窝夹芯。蜂窝夹芯有铝箔蜂窝、芳纶纸蜂窝和玻璃布蜂窝。夹芯结构上、下两块面板承受轴向、弯曲和面内剪切载荷, 面板和夹芯之间的胶层作用是把剪切载荷传递到夹芯, 或者从夹芯传递到其他相连结构上。如果从承受侧向载荷的蜂窝夹芯结构中取出一个单元体, 则该单元体的受力为剪力由蜂窝夹芯承受;弯矩通过面板受轴力来承受, 即通过上、下面板分别收拉 (或压) 、压 (或拉) 来承受;轴力也是由上、下面板承受的。除此之外, 还具有比常规金属结构更高的比强度、更高的抗弯强度、较高的结构阻尼、较高的吸音和耐声振疲劳的性能、较好的隔热性能并具有光滑的气动外形。

蜂窝壁板由承力面和蜂窝夹芯组成, 蜂窝夹芯位于承力面板之间。此外还有骨架元件, 如镶边、嵌件和尖端等。面板由铝合金、钛合金或不锈钢板材制成;夹芯用玻璃布蜂窝、泡沫塑料、金属蜂窝或金属波纹板制成。承力面板和蜂窝夹芯、骨架元件之间采用胶接、钎焊或点焊方法连接。

在蜂窝壁板结构中, 承力面板实际上只承受自身平面内的载荷 (拉力、压力、剪切力) 和横向弯矩, 即上下承力面板确定了整个结构的弯曲刚度。夹芯在结构弯曲时承受横向剪切力并与面板配合承力;它不仅提高蜂窝壁板结构的剪切刚度, 而且还提高了承力面板的局部刚度。因此, 即使在大载荷作用下, 也能保持面板所需的气动外形。骨架元件用于保证在集中力作用下结构的局部刚度, 提高固定处的持久刚度。

1.2 飞机复合材料结构的损伤

由于复合材料结构在材料组成和系统性能上的特殊性, 在生产或者使用过程中, 容易发生各种结构损伤, 根据其结构和材料的不同, 对复合材料的损伤特点进行分析, 掌握规律, 做好修理的准备工作。

飞机复合材料的损伤一般以冲击损伤为主, 冲击损伤可分高速冲击损伤与低速冲击损伤。高速冲击损伤能量高且集中、破坏较大, 损伤情况较严重, 易造成层板凹坑, 纤维断裂, 裂纹、破孔、结构断裂等易见性损伤。低速冲击损伤能量较低, 不会在结构表面引起明显损伤, 但会在结构内部引起严重的层间分离和集体裂纹, 导致结构剩余强度明显降低。

飞机复合材料层压板结构的损伤类型主要有:划痕、擦伤, 分层, 穿透孔, 热损伤。按照损伤产生的部位, 蜂窝夹层结构的损伤分为面板损伤, 复合损伤及单侧面板和芯子的复合损伤, 以及两侧面板和芯子的穿透损伤。

2 复合材料结构修补

2.1 层压板修补

2.1.1 主要修理方法

层压板的修理方法有贴补法、挖补法和机械修理方法等。

贴补法是将修理材料制成补强板, 以外补片的形式连接到原结构的损伤部位, 使损伤部位得以加强, 此方法可以恢复材料结构原强度的70%左右。

挖补法是将破坏的部分去除, 在损伤部位加入与原强度一致的增强体, 此方法效果优于贴补法, 但在应急情况下, 挖补法的适用性不及贴补法。

机械修理方法是将两块金属补片夹在损伤处的内外表面, 用螺栓等紧固件固定, 此方法虽然简单稳定, 但是不能用于气动要求高的外表面。

2.1.2 修补参数确定

贴补修理的参数主要包括补片的大小, 补片的厚度, 补片的铺层, 以及胶层的设计等问题。

1) 补片的大小。贴补修理通常作为双面搭接的一半来考虑, 与补片大小直接相关的参数是搭接长度。考虑到国内胶粘剂的性能、不完全胶接、端部分层和安全系数等因素的影响, 搭接长度通常为20~30mm, 例如损伤孔的直径为20mm, 则补片的直径大约为60~80mm。

2) 补片的厚度。对于贴补修理而言, 优化设计的要求是补片的内部刚度与母板的面内刚度应该相同。由于贴补修理可以作为双面搭接的一半来处理, 在补片材料和母板材料的弹性模量相同的情况下, 最佳的补片厚度应该是母板厚度的一半。

实验证明, 具有软补片 (补片厚度比较薄或它的弹性模量值比较低) 的胶接接头的极限强度较低。然而, 过于刚硬的材料作补片不能改善修理效果, 因为它不但会增加材料重量, 而且会由于剪应力的增大而降低强度。

3) 胶层设计。胶粘剂的极限剪应变对于胶接接头强度的影响要比胶粘剂的极限剪应力对接头强度的影响大。胶粘剂的强度性能影响胶接接头的强度。由于在胶接接头的搭接端部会产生比较高的局部应力, 因此, 如果适当增大接头边缘部分的胶层厚度, 则可以显著降低该处较高的剪应变, 从而提高接头强度, 实验证明, 如果把胶接接头的补片边缘做成具有一定内契角的形状, 就会降低胶层的应力集中。

4) 补片铺层设计。由于载荷方向和层压板设计的限制, 纤维的0°、45°和90°铺层的比例一般在30∶55∶15, 而0°方向与主受力方向一致。

2.1.3 挖补修补

挖补修理设计可以用于部分或整个厚度损伤情况。如果在厚层板上产生内部分层, 并且认为采用注射修理不合适时, 可以将分层的材料切除, 形成适当的挖补斜度或每层的阶差, 然后采用挖补修理。挖补修理是通常采用材料和铺层顺序与母板一致的补片, 以消除不必要的结构不对称和偏心载荷。为保证胶接质量, 挖补修理多采用固化法成型, 即修理是采用预浸料补片, 然后和母板一起固化。

挖补修理的最主要的参数就是斜接式挖补的角度和阶梯式挖补的每层阶差。

1) 斜接式挖补角度。斜接式挖补角度的大小和胶粘剂的剪切强度有关。挖补修理存在着一个最佳楔形角, 而且这个最佳楔形角随胶粘剂抗剪强度的增大而增大。根据实际应用的胶粘剂的性能, 一般采取的挖补角为6°, 其挖补斜度应该是1∶15到1∶18之间。由于要去除大量未损伤材料, 因而风险也较大。

2) 阶梯式挖补的阶差。阶梯式挖补的每层阶差应该不小于13mm。当要去除的层数不超过6层时, 可以采用单面挖补;当要去除的层数超过6层时, 在施工通路允许的情况下, 可以采用双面挖补。这种方法要求工艺较高, 施工较困难, 风险较大。

2.2 夹层结构修补

2.2.1 主要修理方法

蜂窝夹层结构的修理方法主要有:打磨法、贴补法、挖补法、加衬挖补法。

2.2.2 修补参数确定

修理参数设计主要包括两方面的内容, 一是补片和衬板的形状, 补片的形状与挖掉的损伤区几何相似的形状。在确定挖掉的损伤区域的形状时, 应根据损伤的分布区域相对规则的几何图形, 一般情况取圆形, 若损伤区域细长, 也可取长方形;二是补片和衬板的铺层参数设计, 包括铺层数和铺层组合;三是补片和衬板的几何形状设计, 包括直径 (搭接宽度) 和打磨斜度。修理方法不同, 修补参数也不一样。

1) 贴补法的参数。a.补片的铺层:补片的层数和铺层组合与原结构一致。b.补片的几何尺寸:贴补法中需要确定的几何尺寸只有一个, 即补片与原结构面板的搭接宽度L或补片的直径D, 可通过下面的计算公式近似得出:

d———损伤区直径

L———补片与原结构面板的搭接宽度

D———补片直径

为增加补片的剥离强度和改善气动性能, 补片周边应进行45°倒角。其补片形式如图1所示。

2) 挖补法的参数。a.补片的铺层:补片的铺层数和铺层组合与原结构面板一致。b.补片的几何尺寸:挖补法中需要确定的几何尺寸主要是打磨斜度, 或是表面铺层与面板的搭接宽度L, 或是补片的外径D。

打磨斜度对于挖补效果具有非常重要的影响。斜度过小, 达不到强度要求;斜度过大, 对原结构的破坏越大, 有可能降低原结构的强度和刚度。根据研究表明, 对于具有较薄面板和蜂窝夹层结构, 打磨斜度可取1∶20。

即L=20t或D=d+2L=d+40t2)

其中, t———蜂窝夹层结构单侧面板厚度;

L———补片与面板的搭接宽度;

D———补片的外径;

d———损伤区的直径。

补片参数如图2所示:

3) 加衬挖补法的参数。加衬挖补法内侧衬板的参数设计与贴补法的补片设计相同;外侧补片的设计与挖补法相同。根据试验结果, 在几种修理方法中, 贴补法基本可以使受损伤结构恢复到原结构静强度和刚度的100%;挖补法和加衬挖补法基本相当, 可以使受损伤结构恢复到原结构静强度和刚度的80%~90%。因此, 对于非气动严格要求表面, 面板损伤和复合损伤应优先采用双面贴补法。对于气动严格要求表面, 面板损伤复合损伤应优先采用挖补法, 穿透损伤并在双面施工的条件下优先采用加衬挖补法。

3 总结及发展趋势

针对飞机复合材料损伤修理的需要, 对复合材料结构修理的一些关键问题进行了系统的研究, 对飞机复合材料结构的类型、特点、性能特征进行了系统的分析和总结, 针对冲击损伤的特点和模式进行了研究, 明确了修理的对象及类型, 参考相关资料明确了各修理参数的基本方法和原则, 为复合材料修理工作的实施奠定了基础。

随着复合材料在飞机结构中应用比例的不断增加, 复合材料结构的维修维护工作愈发显得重要, 需要加快修理材料的研究和开发, 在完善现有热补技术的基础上, 不断汲取新技术, 向高质量、高效率、低成本化发展;加快复合材料修理标准和规范的基础性研究, 实现易损修理工具和设备国产化, 以及修理前后的无损探伤检测技术也是不容忽视的重要问题;开发复合材料修补软、硬件工具及修理设计中广泛应用有限元分析等技术, 尽快实现复合材料数字化修理, 建立数字化修理生产线。

参考文献

[1]杜善义, 关志东.我国大型客机先进复合材料技术应对策略思考.复合材料学报, 2008.

[2]SoutisC.Fibre reinforced compositesin aircraft construction.Progressin AerospaceSciences, 2005.

[3]Soutis C.Carbon fiber reinforced plastics in aircraft construction.MaterialsScience and Engineering:A, 2005.

[4]陈绍杰.复合材料结构修理指南[M].北京:航空工业出版社, 2001.

飞机结构修理 篇4

结构修理[1]的第一步是去除结构损伤,然后才能判断结构损伤是否超出允许损伤的标准,以便决定是否需要对损伤的结构采取加强修理。在腐蚀、疲劳裂纹、擦伤等结构损伤影响到飞机结构的适航性之前,必须采用合适的方法去除。否则,损伤会逐渐加深直到结构破坏。去除损伤的工具和技术在结构维修手册中有相应的规定。

1.1 腐蚀去除

腐蚀是飞机结构最常见的损伤形式,在采取结构加强修理之前必须彻底去除。否则,结构腐蚀将会继续发展。去除结构腐蚀的方法有机械打磨、喷砂以及直接切除腐蚀严重的结构区域等。

1.2 疲劳裂纹去除

如果结构疲劳裂纹的长度在结构维修手册或者其他文件允许的标准之内时,可以采取在裂纹尖端钻止裂孔或打磨去除裂纹的方式进行修理。

在飞机结构修理去除蒙皮边缘疲劳裂纹时,去除深度X和半径R对蒙皮的疲劳品质有很大的影响。本文仅研究去除金属蒙皮边缘裂纹时,不同的X和R对金属蒙皮打磨圆弧处应力集中系数Kt的影响,得到满足允许损伤标准的疲劳裂纹去除方法。

2 允许损伤

结构细节疲劳额定值XP,它是结构细节本身固有的疲劳性能特征值,是对一种对构件质量和耐重复载荷能力的度量,它与使用载荷无关。结构细节疲劳额定值主要以试验和使用经验数据为依据确定。结构细节疲劳额定值XP的截止值XPjz是XP的最大值,适用于应力集中系数较小的不带连接孔的部位,它反映了保护层脱落引起的轻微腐蚀或者制造和修理过程中正常操作可能引起的划伤和擦伤后构件的疲劳品质。它通常与应力集中系数[2]Kt不大于1.5的缺口试件的疲劳性能相当。飞机结构修理去除蒙皮边缘疲劳裂纹时,不同的去除深度X和半径R,会引起蒙皮上打磨圆弧处不同的应力集中。满足允许损伤标准的疲劳裂纹去除方法是最大限度地保证金属蒙皮打磨圆弧处应力集中系数Kt不大于1.5。

3 算例分析

飞机机身结构是由蒙皮、长桁、框构成的典型薄壳结构,机身壁板由多块蒙皮沿机身桶的航向和周向由铆钉拼接而成。蒙皮纵向连接位置一般由上、下蒙皮,长桁连接而成,蒙皮周向连接位置一般由前、后蒙皮在框上或框间对接而成。本文以典型机身蒙皮纵向连接为例,如图1所示,对去除蒙皮边缘疲劳裂纹进行研究,得到满足允许损伤标准的疲劳裂纹去除方法。

3.1 有限元模型

几何模型取200 mm×100 mm的平板,板厚度t=1.6 mm,长边边缘一侧有一深度为X,曲率半径为R的圆弧缺口,平板为机身蒙皮材料2524—T3。根据不同的X和R共建立20个有限元模型计算平板缺口的应力集中系数Kt,基本模型如图2所示。模型短边一侧固支,一侧加载,载荷与短边垂直,平板毛面积应力为60 MPa,Kt=缺口根部最大应力/毛面积应力。

3.2 分析结果

本文给出了不同的去除深度X和半径R情况下,共计20种平板不同缺口的应力集中系数。各种缺口模型及应力分布云图如图3～图7所示,各种缺口模型应力集中系数如表1和图8所示。

4 结论

飞机机身结构是由蒙皮、长桁、框构成的典型薄壳结构,去除金属蒙皮边缘裂纹是飞机结构修理中最普遍的一种修理方法。本文仅研究了金属蒙皮去除边缘裂纹的深度X和去除半径R,对金属蒙皮打磨圆弧处应力集中系数Kt的影响,并给出满足允许损伤标准的X和R的选取方法,结论如下:

a) 同一去除半径R下,应力集中系数Kt随去除深度X增大而增大;

b) 同一去除深度X下,应力集中系数Kt随去除半径R增大而减小;

c) 尽可能用较大半径R去除疲劳裂纹,最小半径R不应小于25 mm;

d) 尽可能用较小深度X去除疲劳裂纹,最大深度X不应大于2.0 mm。

参考文献

[1]黄昌龙.波音飞机金属结构修理实用技术.北京:航空工业出版社,2001

某飞机前锥梁腹板裂纹的结构修理 篇5

该型飞机为全金属半硬壳式机身结构, 机头锥梁是重要的承力结构件, 梁缘条承受机身弯曲时所产生的拉力和压力及起落架的集中载荷, 锥梁腹板由薄板制成, 主要承受剪力。梁腹板裂纹严重影响机身结构安全, 为了尽快恢复损伤飞机的适航, 采用合理有效的结构修理方式至关重要。本文提出了一种对腹板加强衬补的修理方式, 可供通航单位进行探讨与选择。

本文介绍结构修理方案设计的相关准则, 并依此进行各结构修理参数的确定, 提出锥梁腹板裂纹修复方案。

加强修补形式

在气动力敏感区域, 尽量采用内部补贴修理或表面镶平修理;在机翼、尾翼的前缘部位, 静压口和迎角传感器附加区域, 采用表面镶平修理或者内部补贴修理形式。否则会增加飞行阻力影响气动外形。当损伤涉及多个构件时, 应采用分别加补的修理方案;如果采用切割修理, 各构件不应该在同一位置切割, 这样可以降低硬点效应。当长桁或缘条存在裂纹损伤时, 通常采用消除裂纹的挖补或者切割修补形式。对于蒙皮或腹板结构的裂纹损伤, 最好采用挖补修理。

针对本案例中较长的腹板裂纹, 不能采用钻止裂孔的方式, 故采用切割挖补修理的方式消除裂纹, 因腹板上安装的前起落架可折撑杆安装支板用于安装前起落架, 修理方式不能变更起落架的安装位置, 所以必须采用内部补贴的结构修理方式。

加强件的厚度

修理蒙皮时, 尽可能将修理加强件材料厚度限制在比损伤件结构材料的厚度厚一级或二级;而修理薄壁杆件 (如长桁、缘条等) 时, 如原结构件为铝铜合金 (如2024-T3挤压型材) , 则补强件的厚度应加大25%;如果是铝锌合金 (如7075-T6挤压型材) , 则补强件厚度应该加大35%。这样可以降低硬点效应以提高修理区域结构的疲劳寿命。不应该过分加强修理区, 不是加补的厚度约厚约好, 否则会使其成为过硬区, 增加其所受应力水平, 进而降低该区域的耐久性, 即会明显降低修理区域的疲劳强度。试验证明, 若原板厚度为0.036 in, 加强件厚度为0.04 in, 相当寿命为1, 则将加强件厚度增加到0.072 in之后, 相对寿命为0.65, 疲劳寿命降低了35%。

对于本案例中的轻型铝合金结构飞机, 通常采取和损伤腹板相同厚度的铝合金制作补片。

加强件的材料

尽量采用与原损伤件材料相同的加强修补件。外补修理尽可能使用与原结构件材料和热处理状态相同的铝合金加强件, 最好不要使用材料为钢的加强件。选用铝合金加强件不仅可以选择从外部进行低频涡流检查, 还可以避免不同类材料接触导致结构电化腐蚀。

对于本案例, 选用和原梁腹板相同材料的铝合金制作补片。

补片的形状和尺寸

补片的形状应该根据被加强件的形状确定, 一般采用四角形补片和圆形补片。要注意不要使补片的形状太特殊, 补片形状发生变化处, 要有足够的圆角半径。

紧固件的边距和间距

在补片上排列紧固件时, 要考虑到其边距和间距要求, 避免与紧固件间距和边距相关的结构件静强度失效。与紧固件间距和边距相关的结构件静强度失效模式有结构件拉伸失效、结构件剪切失效以及结构件失稳。由于紧固件孔的应力集中效应, 紧固件间距和边距还严重影响到结构件的疲劳寿命。因此, 正确的紧固件边距和间距是防止结构疲劳破坏和静强度破坏的关键。

在修理中, 需要在补片连接结构上增加紧固件。必须保证新增加的紧固件孔之间以及与原紧固件孔之间的边距和间距合适。一般情况下, 保证紧固件4D到6D的间距和2D到2.5D的边距可以满足结构修理静强度和疲劳强度的要求。但是在实际的结构修理中, 由于原结构件的长度和宽度限制, 可能不能满足4D到6D的间距和2D到2.5D的边距要求。为了降低结构修理的成本并保证结构修理的安全, 可以根据实际情况以及结构修理紧固件孔间距和边距的原则要求排列补片上要安装的紧固件, 此时的紧固件间距和边距要求可以参照下面的方法确定:

确定最大间距

紧固件有两种排列方式:交错排列和平行排列。交错排列一般用于需要进行液体或者气体密封的结构, 例如油糟边界结构。这是因为油糟密封胶在飞机巡航高度对应的低温气候环境中的弹性会大大降低, 需要用紧固件的交错排列来增加油箱的密封性能。交错排列与平行排列方式对应的紧固件最大间距不同。一般来说, 交错排列的列距以及平行排列的列距最大不能超过6D。对于铆钉来说, 交错排列的行距不能超过3.5D。对于钢或者钛合金HI-LOK或者其他螺杆, 交错排列的行距不能超过4.5D。

确定最小间距

紧固件最小间距分为最小行距和最小列距.紧固件的列距小于极限最小值后, 会导致结构修理的结构件拉伸失效。紧固件的列距过小还会降低修理区域结构的疲劳寿命。紧固件孔之间的行距小于要求的最小行距时, 紧固件孔之间的结构件会发生剪切失效。对于平行排列的紧固件, 最小行距Lmin可以按下列公式进行计算:

式中, σ是结构材料剪切极限强度;Lmin是最小行距;D是紧固件孔平均直径;P是单颗紧固件连接强度。

一般来说, 对于平行排列的紧固件, 如果行距不小于3D, 可以避免结构紧固件孔之间的剪切失效, 对于交错排列的紧固件, 最小行距等于2D。

确定边距

紧固件边距指紧固件孔到结构件边缘的距离。紧固件边距分为两种:与载荷方向垂直的间距;与载荷方向平行的边距。对于与载荷方向垂直的边距, 紧固件孔会在与载荷方向垂直的结构件中产生应力集中区域为了避免应力集中区域影响到结构件边缘的耐久性, 对于疲劳敏感的结构件, 要求紧固件孔的最小边距为2.5D。对于其他结构要求, 紧固件孔的最小边距为2.0D。对于与载荷方向平行的最小边距可以按照下列公式进行计算:

式中, σ是结构材料剪切极限强度;Lmin是最小边距;D是紧固件孔平均直径;P是单颗紧固件连接强度。

锥梁腹板裂纹修复方案

沿图3所示切割线切割左锥梁腹板。对腹板切割处进行防腐处理。

参照图4所示位置和尺寸切下的腹板裂纹片段, 使用0.032inch厚的2024-T3 Alclad覆铝铝合金板按图示位置和尺寸制作腹板补片和修理补片, 并为补片导圆角, 进行防腐处理。

蘸取环氧脂底漆湿铆接腹板补片和补片, 使用与原铆钉相同型号和大小的铆钉铆接旧孔, 使用MS20470AD4铆钉铆接新铆钉孔。使用与原铆钉同型号同大小的铆钉铆接舱门扭力管左侧支架。确保新铆钉的间距、边距符合标准。

飞机结构修理 篇6

雷击是航空飞行的主要天敌, 轻者会干扰飞机通信导航, 或引起飞机强烈颠簸、积冰, 严重时可改变飞机气动外形, 引起飞机失火导致空难等。目前运营的飞机是基于防雷击理念设计、制造, 这可极大减少飞机遭受雷击的可能并且能保证飞机在遭受雷击后有足够的安全裕度继续飞行或有足够的时间选择备降机场。但是限于目前科技水平、环境因素、飞机运营的地理位置、雷电活跃区域起降频率等的影响, 飞机不可避免会遭受雷击的侵害。因此对航空公司机组和维护人员来说掌握雷击产生的原因, 了解飞机雷击防护措施以及飞机遭受雷击后如何建立完善的处理机制对保证飞机的运行安全和航班的正常运营极其重要。

1 雷击简介

雷击是指一部分带正电荷的云层击穿另一部分带负电荷的云层间的电场, 或者是带电的云层对某一物体间迅速而猛烈的放电。因此雷击也常被认为是静电放电, 是不可避免的自然现象。从NASA (美国国家航空航天局) 绘制的1995年4月至2003年2月全球雷电分布图可知海洋上空和南北两极雷电最不活跃, 温暖的内陆是雷电最活跃的区域。同时根据波音商用飞机公司多年统计, 当飞机在雷电活跃区域运行时其遭受雷击的可能性明显增多并且大多数雷击发生在飞机穿越云层的爬升或下降动作阶段, 这是因为雷电主要发生在5000到15000英尺 (1524到4572米) 的高空。这也就解释了支线客机遭受雷击的概率明显高于干线飞机的原因。

2 雷击防护

飞机的外部金属结构 (主要是铝合金) 是最基本的雷击保护层, 在遭到雷击侵害时金属表面有如屏蔽板一样, 强大的电流平滑的流过机身或机翼蒙皮并最终通过飞机末端的放电刷将电荷放掉。虽然雷击会使机身蒙皮变色或是在蒙皮上留下烧蚀孔或缺口, 但这一屏蔽板可以有效防止雷击伤害飞机所搭载乘客和机组并保护飞机上众多的电子/电器部件, 使其免受电磁干扰。

当下航空公司对燃油成本的控制和环境保护的要求越来越高以及新材料的快速发展, 质轻且强度不输于铝合金、钢的复合材料在飞机上的应用越来越广泛。但是复合材料的导电性很差, 雷击发生后积聚在复合材料部件上的电荷不能形成通路通过飞机末端放掉而是冲过与之接触的导体间隙, 冲向导体, 造成部件损伤或产生火花, 如果火花接触到油箱将会引起爆炸, 造成重大的安全事故。因此在飞机制造和修理过程中, 对复合材料部件的雷击防护问题尤为重要。目前飞机上复合材料部件的防雷击措施是在部件制造、修理过程中加入金属网, 并在表层涂导电涂层将雷击电流引走, 或者在复合材料部件上加装导电片以使其形成通路。传统飞机复合材料部件, 采用火焰喷铝等特殊工艺, 使复合材料表面形成一层导电的金属箔, 以使积聚的电荷形成通路并最终通过飞机末端的放电刷放掉。

3 雷击损伤及检查、测试

雷击可造成两种类型的损伤: (1) 直接损伤, 如金属结构材料缺失, 烧蚀, 熔融或变色, 变形等;非金属结构表面烧蚀, 穿孔, 分层, 脱胶, 材料缺失等。 (2) 间接损伤, 损坏电子/电器部件、屏蔽导线、屏蔽端头或导致其非正常工作, 如无指示, 指示异常等, 这些损伤主要是导线上通过大电流而导致磁场发生变化, 使电子、电器部件的瞬间电压发生变化, 影响电子控制和使显示系统失灵。

直接雷击造成的损伤可视, 且至少伴随着两个雷击点:一个是进口, 一个是出口。损伤区域主要分布在雷达罩和机身前段蒙皮、发动机吊舱、机翼前缘和后缘、机翼翼尖、水平安定面翼尖、垂直安定面翼尖、升降舵以及辅助动力装置等。雷击发生时飞机的水平运动使得每次雷击沿着机身或发动机吊舱向后走, 留下多个雷击点, 这种雷击也被称为swept stroke。因此一旦飞机遭受雷击, 维护人员检查时就不应局限于某一特定位置的损伤, 而应该全面排查雷击进口与出口之间的整个通路, 确定所有雷击全部被检查到, 尤其是需要仔细检查较易遭受雷击损伤的位置。

间接雷击造成的损伤不可视或短时间内无法确定损伤部件、位置, 这是因为雷击主要引起磁场变化从而干扰电子/电器部件的正常工作并且电子/电器部件多安装在飞机设备舱, 或掩藏在地板或飞机内饰结构下。幸运的是, 现代飞机驾驶舱内都有多块显示面板用于显示飞机在运行中的各种工作参数, 当某一系统出现问题时会有相应的音响和/或灯光警示来提醒飞机员采取相应措施。

对机组来说雷击发生后机组应根据损伤的严重程度正确判断飞机是继续执行航班还是选择备降机场降落以检查、修理损伤并在飞行记录本上详细记录工作异常系统及其指示参数以备航后维护人员检查、测试。按照波音737飞机维护手册 (AMM) 的最新要求, 雷击发生后即便没有明显的雷击迹象, 维护人员也需要对无线电系统和导航系统进行操作检查, 以确定各系统是否完好。为避免遗漏, 建议飞机维护人员参考下述的流程进行检查:

4 雷击结构修理

波音737飞机维护手册要求, 飞机遭受雷击后必须经过相应的修理才能保证其持续适航性, 任何的遗漏和疏忽都将导致飞机不适航, 危及飞行安全。但是雷击发生的位置及造成的损伤程度各式各样, 加之, 一次雷击后少则几处多则几十处的损伤, 这样势必会增加维护人员的工作负担, 而且由于航后时间紧迫, 尤其是晚上降落的航班, 不管是环境因素还是维护人员的工作状态都会大大影响雷击的检查和处理的正确性, 所以建立、健全完善的雷击修理评估流程及机制能帮忙维护人员快速判断雷击位置、类型并熟练掌握各雷击损伤的处理要求和方法, 以便保证航班的正常运行。如果雷击损伤超出飞机维护手册SRM、AMM的要求且短时间内无法完成修理且需要停场大修时, 应尽快通知航空公司签派以备其调整后续航班计划, 保证公司航班的正常运营。为了能尽快的处理发现的雷击损伤, 飞机维护人员可通过下面的流程处理:

需要说明的是, 修理开始前所有的雷击位置及相邻结构均需要无损探伤 (NDT) 和/或目视检查以确定除雷击外无其他损伤。超出现有结构修理手册 (SRM) 修理范围的损伤, 按照雷击尺寸的大小OEM一般提供两种解决方案: (1) 雷击去除后的直径大于0.375英寸而小于0.5英寸时, 按照波音飞机结构修理手册 (SRM) 安装冷冻塞并钻孔装新紧固件即可; (2) 雷击去除后的直径大于0.5英寸时, 需要根据雷击所处的位置是在飞机的选择一层加强片修理还是两层加强片修理。

5 结语

由于自然环境的原因, 雷电不可避免, 而且现有技术无法做到百分之百防雷, 所以这就要求航路设计时应避开雷电活跃区域;航空公司情报部门应提供准确的气象信息, 以使飞机避开雷雨天气;机组在整个航程应有敏锐的判断, 对可能出现雷击的区域选择绕飞, 飞行中一旦遭受雷击, 机组应在飞行记录本上详细记录雷击情况, 以便维护人员在航后或过站时检查、处置;维护人员应详细检查机组记录的雷击情况, 由于一次雷击可导致多个雷击点 (swept stroke) 或是飞行过程中未记录的情况, 为保证飞行安全, 要求维护人员详细检查飞机各部位尤其是容易遭受雷击侵害的位置和雷击后的整个通路并采取适当措施, 只有在确保满足适航条件下才可放行飞机。飞行安全事关重大, 需要每个参与者都严格按照各工作程序执行工作, 时刻保证飞机的持续适航性。

摘要：雷击影响飞行安全, 可能导致航班延误甚至航班取消, 严重时造成机毁人亡的惨痛后果。本文介绍了波音737飞机有关雷击的一些知识以期帮助航空公司机组和工程技术人员更好的了解该机型的雷击防护, 飞机遭受雷击后的检查和修理措施等。

关键词：雷击,防护,检查,修理

参考文献

[1]波音公司.波音飞机维护手册AMM 05-51-27[K].

飞机导线故障的规律预防和修理 篇7

飞机导线可以说是飞机的神经和脉络, 因为在飞机电路中, 飞机导线仅总长就有几十公里, 并且这些导线遍布于飞机的各个区域, 连接着飞机运行中的各个设备。因此, 一旦飞机的导线出现故障, 就会严重影响飞机的正常运行, 认真检修导线的通断情况, 做好各种故障形式的预防和修理就显得十分重要。

2 飞机导线故障的发生规律

由于飞机导线的布设复杂性, 使得其成为飞机所有组成部分中最易出现故障的位置, 尤其是现代军用飞机导线的故障排查和检修, 已经成为了飞机检修的重点内容。做好导线故障排查工作的前提是要认清导线故障的规律, 笔者结合自己的相关工作经验, 总结出了如下导线故障发生规律, 仅供参考:

(1) 首先, 在飞机使用初期或者各部件的安装初期, 比较容易出现因为生产厂家的装配不当导致的导线故障;

(2) 其次, 飞机运行一段时间后, 在不断地调试的过程中, 飞机中的各个部件包括导线的运行逐渐的走入平稳期, 这段时间内的飞机导线发生故障的几率是最低的, 状况好的情况下甚至为零, 而且这段平稳期的时间段通常比较长;

(3) 再次, 随着飞机运行和使用时间的增长, 飞机中的各个部件包括导线开始出现各种损耗, 常见的有老化、腐蚀、磨损等现象, 这种情况下飞机导线故障的发生几率逐渐增加。

另外, 飞机导线故障由于电路的布设复杂具有隐蔽性高、发现和排除难度大的特点, 给飞机导线故障的预防和修理带来了很大困难。但是如果不及时有效的排除导线故障, 将会严重的影响飞机的运行安全, 造成更加严重的安全事故。即使能够及时的发现故障, 但是也会给飞机的完好率和出动次数带来不利影响, 不仅增加了空勤人员的工作负担, 还影响了飞机的正常功能的发挥。一般来讲, 飞机导线故障的产生原因和形式主要有分流电磁阀导线断开并与飞机壳体搭铁、动力控制盒内部线路接触不良、液压信号器线路破损等, 一旦出现这类问题, 轻则造成飞机起动不成功、双发起动终止, 严重的会导致空中液压泵警告信号灯燃亮。这些现象都严重的影响了飞机的正常运行, 导致的最终后果便是等飞机的停飞排故, 不仅影响了飞机的出动次数和完好率, 还影响了正常的飞行训练。

通过上文我们对于飞机导线故障的发生规律的分析, 可以得出以下结论:即如果飞机是刚刚安装完成或者经过大的组装和维修调整的, 那么飞机导线的故障发生率就比较高, 且这种导线故障的发生原因是同原厂的制造工艺和技术水平密切相关的, 受既无工作人员的影响不大, 可归为不可控故障因素;而对于一些已经使用了较长时间的飞机, 由于导线和各种部件已经出现了老化现象, 也极易导致各种导线故障的发生, 这种情况机主要是由于飞机在使用过程中长期受到高温、污染、低压、高频振动的影响导致的, 属于可控可防范围。而飞机的平稳运行期是导线故障的发生率最低的时期, 机务人员和厂家要尽量的延长平稳期的时间, 可有效减低导线故障发生率。根据导线故障的排查方式的不同, 我们可以将其分为导线故障的预防和导线故障的检查修理两部分, 下面逐一进行阐述。

3 飞机导线故障的预防

根据导线故障的发生规律, 可以采取主动预防的方法, 在导线故障发生之前就将故障隐患进行纠正。首先, 在新飞机使用前, 要对整个飞机和各个部件对进行反复而仔细地检查, 尽早发现其中导线装配上的问题并采取正确的方法进行纠正。采取这种方法可以使故障发生率降低到可以接受的故障水平, 因为虽然新飞机的导线故障属于不可控因素, 但是如果我们做好有效的预防, 仍然可以将其发生率降低。然后, 在导线故障率比较稳定的阶段, 仍然需要采取经常性的检查和纠正, 降低故障发生率;同时, 要重视一些严重的导线污染 (主要是油液污染) 和导线安装固定松动和不规范的情况, 并对此及时进行清洁和处理, 降低因为污染和摩擦而对导线产生的腐蚀和损坏, 从而推迟导线故障高发的时间。通过上述的预防方法, 可以有效地延长导线故障稳定期时间, 降低故障发生率, 从而提高飞机以及各部件的可用性。

4 导线故障的检查和修理

根据飞机维护规程和各种教学材料以及工作经验的总结, 导线的检查首先必须掌握它的安装和修理标准, 根据这些标准, 在实际工作中对飞机和部件进行细致的检查和对照, 发现问题要及时进行处理, 防止问题进一步扩大, 如果不严格的按照安装和修理标准进行检修, 通常会导致故障排除不彻底或者故障解除不准确的问题。

导线检查的方法除了使用一些仪器设备 (如三用表等) 来检查导线的导通和绝缘情况外, 日常的目视检查也是非常重要和有效的。具体的方法和重点是:首先, 按导线走向逐段进行检查, 注意破损或者污染严重的地方, 因为其中可能隐藏着导线故障的隐患;其次, 注意一些导线装配错误的问题, 必要时可以与其他正确装配的飞机或者部件进行对比;此外, 如果发现有导线破损或者装配错误的现象, 必须进一步分析和寻找导致这种情况的原因;最后, 看看是否存在导线与机体、其它管路、部附件或者导线之间距离太近的现象, 是否存在活动部件在运动过程中磨到导线的问题。另外, 对于导线故障多发区域应该实施重点监控和反复检查, 将事故多发区的故障发生率控制在最低范围内。这些问题的发现以及进一步的分析将作为故障排除和修理的依据。

对于在检查过程中发现的问题, 根据导线污染和损伤或者装配错误的严重程度, 分别采取不同的解决办法。具体的方法是:对于污染严重的导线和导线束进行清洁, 以减少污染物对导线的腐蚀, 同时还要找出污染源并采取适当的措施;对于导线与机体、其它管路、部附件或者导线之间距离太近而产生摩擦, 但是还没有导致导线损伤的, 可以采取调整导线或者其他部附件的装配角度和布局, 必要时采取增加或者减少导线固定卡箍的办法;对于装配错误的导线, 如果还没有产生后果的则应及时予以纠正;对于破损的导线, 除非损伤范围较大或者老化严重, 一般不需要对整根导线进行更换, 只需按照维护规程规定的修理标准、方法和要求进行修理, 此外, 还必须找出导致损伤的具体原因并予以纠正, 防止此类故障复现。

总结

综上所述, 飞机导线故障对于飞机的运行安全和使用有着非常严重的不利影响, 所以我们要加大导线故障的预防和检修力度。本文所提到的这种对导线故障发生的规律、预防、检查与修理的讨论, 可以总结为:分析总结导线故障发生的规律, 扩大面普查各个导线的敷设点, 重点监控易发生导线故障的部位, 采取适当的措施予以预防。

摘要：飞机导线是飞机电路的重要组成部分, 因为它连接着飞机的各个位置的电力装置, 所以一旦飞机导线出现故障, 就会导致整个飞机电路的运行受到影响。本文中, 笔者将结合自己的工作经验, 就如何防治飞机导线故障, 谈谈自己的看法。

关键词：飞机导线故障,预防,修理

参考文献

[1]维修动态[J].航空维修与工程, 2011 (4) .

飞机结构修理 篇8

1. 专业培养现状分析

(1) 我院现有的实训设备和项目基本上都是为了满足飞机机电维修专业的教学要求所设计, 针对的岗位群主要是飞机的航线维修和定期检查, 实训项目主要以拆装技能的训练为主。飞机部件修理的一般工艺流程为:分解、清洗、故检、修理、装配、测试。对于部件修理专业的学生, 不仅要训练拆装技能, 还要培养学生故检、修理和测试的技能, 因此在实训过程中, 要加入故检、修理、测试这几个工序的训练。从我院现有的基础来看, 软件和硬件都很缺乏, 基本上不具备开展飞机部件故检、修理、测试这些项目教学的条件, 需要针对飞机部件维修专业的教学要求进行有针对性的实训项目建设。

(2) 学生在企业参加顶岗学习期间, 也很难全部参与部件修理的所有工作。部件修理对专业能力的要求在机务维修中是最高的, 生产操作者不仅要有扎实的理论水平, 还需具备较强的动手能力, 各种专业设备的运用都有严格的规定, 企业从安全生产的角度出发, 很难让实习学生参与实际生产操作。学生只能从事一些外围性的辅助工作, 培养动手能力方面获得的成长性不大, 更多的是培养安全生产性理念。校内实训性课程在培养专业核心能力方面应当担负起更多的责任, 提供学生亲自动手操练的平台, 能够参与部件修理六大工序的所有工作, 从而培养其专业技能。

(3) 对手册使用的培养不到位, 学生在如何运用手册进行施工环节较为薄弱。机务维修一切以手册为依据, 操作工作单就是在手册的基础上编写而成, 因此掌握手册的基本使用是极为关键的。从这几年的调查情况发现, 很多学生对手册的概念很模糊, 甚至不知道维修手册的存在, 少数学生会简单的手册查阅, 但在深入运用实际方面还是功力不够, 说明教师疏忽了手册的功能教育和使用培养, 部件修理专业成立不久, 教师在摸索阶段需要不断纠正发现的问题。

2. 实训性课程改革方向

(1) 依照行业标准, 建设具有战略性指导意义的典型实训项目。从早期国内维修技术资料到目前主流的国际维修技术文件来看, 任何部件修理都需经过统一的工艺流程:分解、清洗、故检、修理、装配、测试, 不同的部件修理在维修过程中均需配套专门的工装设备、检测工具、测试仪器等等, 而部件修理技术主要应用于以下几方面:航空器结构修理、起落架修理、机械附件修理、动力装置修理、电子附件修理和电气附件修理。因此, 针对各方面具有代表性的典型附件开发实训项目, 则能起到以点带面的示范指导作用, 在此基础上不断开发充实更多实训项目, 将极大地提高其内涵竞争力。实训项目的开发需要从企业引进技术和设备, 通过对一线生产企业的深入调查发现, 民航主流修理设备相当昂贵, 每一流程所用的工装夹具、测试仪器和大型专用设备都是几百万甚至上千万的价格, 这对于学校几乎是不可能承受的成本压力;同时, 维修技术资料方面企业考虑到商业机密的问题, 也很难提供给学校。然而, 对于国内早期退役机型, 很多附件修理生产线已经停用或者淘汰, 结合我院的飞机设备状况, 倒是提供了另外一条出路。相关维修企业一整套系统的部件修理生产线成本不到百万, 也可以获得全部的技术维修资料, 这才是建设实训项目的着眼点所在。如果能够在部件修理技术几大方面都完成具有代表性的实训项目建设, 那么整个实训课程的基本架构体系得以形成。

(2) 针对性加强对学生手册运用方面的培养, 开展手册使用方面的课程建设。手册正确使用是进行部件修理的基本要求, 飞机维修手册种类繁多, 部件修理方面主要涵盖几种手册:IPC (图解零件目录手册) 、CMM (部件修理手册) 、WDM (线路手册) 、SRM (结构修理手册) 等。手册是维修的依据, 所有维修方法和步骤都是按照手册规定进行, 培养学生正确使用手册查找修理资料是至关重要的一种技能。需要设计多种方向的手册实训项目, 学生通过系统的训练, 掌握基本的手册使用方法, 逐步形成按手册施工的维修理念。

(3) 强化学生拆装基本技能的训练, 《拆装基本技能实训》课程时间应该适当加长。航线飞机维修一般就是将有故障的附件拆下, 然后更换新的部件测试即可完成维护技术;部件修理则是将有故障附件送入车间逐一检查测试, 之后把附件分解至最小部件, 对有问题的部件进行修理, 然后再组装测试直至成功方才算是完成修理工作, 整个过程对维护人员的拆装技能水准要求远远高于航线维护人员。因而, 突出拆装技能课程的重要性, 才能提高学生的动手能力, 课程内容应提出多种强化拆装方法技巧、基本原则运用的项目方案, 时间上可由28学时增至56学时, 只有通过足够的训练, 专业技能才能熟练掌握。

结束语

实训性课程在职业教育中发挥着举足轻重的支撑作用, 对于成立没几年的飞机部件修理专业不断的改革和纠正是刻不容缓的, 实训课程必须保持同一线维修技术的发展方向, 才能够为专业技术人才的培养提供强有力的支持。

参考文献

[1]吴万敏, 姚琳莉.论行业高职院校基于行业标准的高技能人才培养模式之必要性[J].高教探索, 2010, 6 (6) :108-110.