飞机铝合金蒙皮战伤安全评定方法试验

飞机铝合金蒙皮战伤安全评定方法试验（精选3篇）

飞机铝合金蒙皮战伤安全评定方法试验 第1篇

飞机铝合金蒙皮战伤安全评定方法试验

目的 对飞机铝合金蒙皮战伤安全评定方法进行试验研究.方法 用实弹撞击试验模拟飞机LY12蒙皮的战斗损伤,利用判据对该结构的.剩余强度进行预测,并与强度试验结果比较.结果 除修正后的等效应力强度因子判据外,其他判据各有缺陷.结论 修正后的等效应力强度因子判据具有较高的精度且计算简单,适合射弹撞击下飞机LY12结构的剩余强度计算.

作 者：张楠 许希武 ZHANG Nan XU Xi-wu  作者单位：南京航空航天大学,航空宇航学院,江苏,南京,210016 刊 名：西北大学学报（自然科学版）  ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF NORTHWEST UNIVERSITY(NATURAL SCIENCE EDITION) 年，卷(期)：2007 37(3) 分类号：V21 关键词：撞击   飞机   战伤评估   剩余强度   损伤容限  

飞机铝合金蒙皮战伤安全评定方法试验 第2篇

对于金属机身的民用飞机来说, 铝合金蒙皮的划伤、裂纹等是飞机运营中最常见的结构损伤形式, 为保证飞机飞行安全, 同时降低维修费用, 缩短维修周期, 实现飞机维修的安全性与经济性, 有必要对飞机铝合金蒙皮常见损伤的维修进行标准化。飞机增压座舱受到内部气体增压的影响, 受力比较复杂, 下面只讨论受力相对简单的非增压区铝合金蒙皮的修理。

1 点状损伤

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。加强片的制作及安装见图2。

所需紧固件数量N计算公式如下:

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。 (12) 若同一修理件上有不超过2个的紧固件长度过长, 可在紧固件的螺母处加垫片, 以满足夹紧长度的要求。

摘要：本文总结了民用飞机非增压区铝合金蒙皮一些常见缺陷的修理方法。

关键词：民用飞机,铝合金蒙皮,修理

参考文献

[1]Boeing Company, 《MD-11 STRUCTURAL REPAIR MANUAL》Revision No.56, 2014.

飞机铝合金蒙皮战伤安全评定方法试验 第3篇

关键词：蒙皮气动热； 红外热像仪； 热电偶； 铂电阻

中图分类号：U467 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2012）10（a）-0014-02

飞机在高速飞行时由于气体与蒙皮表面摩擦，使大量的动能转变为热能并传递到蒙皮表面[1]，这种由气动力加热引起的长波8～14μm蒙皮辐射使得高速飞行的作战飞机在单调的天空背景中成为一个明显的红外辐射目标[2，3]，而风洞试验则是研究和预测超声速飞机气动热环境的主要技术途径[4]。我国在飞机蒙皮气动热风洞试验方面起步较晚，目前对蒙皮材料及涂层在飞行环境下的红外辐射、散射特性参数缺乏必要的试验测量。

中航工业气动院的直流连续式跨音速FL-7风洞经过适当改造后即可成为气动加热红外测试平台。但由于该风洞试验段尺寸小、风速高，因此在该风洞内实现对模型的表面温度测量具有一定的技术难度。

本文从某型号飞机全机模型的迎头红外特性测试试验入手，详述了飞机蒙皮气动热试验温度测量的方法，并为下一阶段的试验提出改进方案。

1　测量方法

针对风洞中模型表面温度分布测量，目前采取非接触式和接触式测量相结合的方式。其中非接触式选用红外热像仪测量模型正前方温度场，结合风洞实际情况，将热像仪安装于蜂窝器处，使热像仪光轴同飞机缩比模型纵轴重合。示意图参见图1。

接触式测量则选用热电偶和铂电阻布置在机翼，测量表面特征点温度。在位于相对较薄的机翼中段采用热电偶，在相对较厚的机翼根部使用铂电阻。

2 FL-7风洞气动加热试验

2.1　试验风洞及设备

FL-7风洞试验段口径：0.52m×0.64m，马赫数从0.2～1.5连续可调，并可持续吹风达0.5小时。

试验所用红外热像仪型号为FILR SC3000，工作波段8～9μm。热电偶为T型微细铠装热电偶，量程-200～+300℃，精度0.5℃。铂电阻为薄膜型铂电阻，量程-80～+80℃，精度0.1℃。

2.2　试验过程

模型机身材质为碳钢，为了提高模型表面发射率，在模型表面喷涂了亚光黑漆。试验段环境参数：温度266K，1标准大气压，空气密度1.225kg/m3。热像仪采集帧频为60Hz，图像分辨率为320×240，热电偶与铂电阻采集周期0.3s。

试验过程如下：1）将模型与测量系统安置于风洞内；2）对红外热像仪进行标定；3）采集风洞吹风时的测量数据并存储到计算机；4）气动加热过程达到稳态后，停车。

2.3　试验结果及分析

本次试验分别在马赫数1.2和1.4下对碳钢和尼龙机头进行了吹风测试，并利用红外热像仪对两种马赫数下两种材质机头进气道堵锥中心点采集了温度数据，此外还借助热电偶和铂电阻对相应马赫数下机翼上不同特征点采集了温度数据。

试验结果参见图1～图6，图中横轴为时间，纵轴为温度。

从图1～图4以及图5、图6中机翼前缘都能看出，风洞开始吹风后，被测点温度迅速下降至大气环境温度，经过小幅度波动之后，温度缓慢上升，并最终趋于稳定，而尼龙机头由于导热慢，温度上升的趋势更为明显。这个过程验证了飞机在超声速巡航状态下蒙皮气动加热现象，试验测量结果与理论分析符合得较好。尽管温度提高幅度不大，但是根据斯忒藩-波耳兹曼定律，红外辐射强度与热力学温度的4次方成正比，因此模型表面红外辐射强度提升得依然很可观。接下来，只要再得到模型表面发射率，传热系数等物性参数就可以进一步获得模型的红外特性。

3　存在的问题及解决途径

本次试验只是定性的验证了蒙皮气动加热现象，试验中暴露了红外背景干扰过于严重的问题。从图2、图3的对比可知，吹风后发动机的高温导致模型后方红外特征明显，再加上洞壁反射等因素干扰了红外热像仪的测量，同时模型支撑系统与模型本身温度相近，难以将模型红外轮廓与支撑系统精确分离。预计的解决途径是在试验段后方加装遮挡装置，在风洞内壁刷黑漆降低反射，增加冷却设备降低支撑系统温度，同时加工新镜头，调整焦距，使得模型尽量充满视野，减小背景区域。此外，为了实现模型红外辐射的定量计算，还需使用标准黑体面源校准红外热像仪。

4　结语

这种将热电偶、铂电阻和红外热像仪组合应用在风洞飞机蒙皮测温试验中的测量手段在国内尚属首次实施。最终成功地实现了对气动加热现象的实时观测和各个特征点温度值的定量测量。由此证明了这种非接触式和接触式测量相结合的测量方案是可行的，有效的。为下一阶段红外特性测试试验奠定了基础，确定了改进方向。

参考文献

[1]　范绪箕.气动加热与热防护系统[M]. 北京：科学教育出版社，2004.