飞机机体结构的损伤及检测 - 图文

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毕 业 设 计（论 文）

论文题目： 飞机机体结构的损伤及检测

所属系部： 航空维修工程系

指导老师： 佟立杰 职 称： 助 教

学生姓名： 刘 涛 班级、学号: 095034-16

专 业： 飞机制造技术

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2011年12月10日

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毕业设计（论文）任务书

题目： 飞机机体结构的损伤及检测

任务与要求：

做好对飞机机体结构的损伤及检测的论述，详细介绍飞机机体结构

损伤的有关内容；对于飞机机体结构的损伤的种类有一个较为清晰的

概念，对检测的方法能够充分运用。

时间： 2011 年 10 月10日 至 2011 年 12 月 09 日 共 8 周 所属系部： 航空维修工程系

学生姓名： 刘 涛 学 号： 095034-16 专业： 飞机制造技术

指导单位或教研室： 西安航空职业技术学院 指导教师： 佟立杰 职 称： 助 教

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2011年 12 月 10日

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毕业设计(论文)进度计划表

日 期 2011.10.10至 2011.10.16 2011.10.17至 2011.10.23 2011.10.24至 2011.10.30 工 作 内 容 执 行 情 况 指导教师 签 字 2011.10.31至 2011.11.06 2011.11.07至 2011.11.13 2011.11.14至 2011.11.20 2011.11.21至 2011.12.09 教师对进度计划实施情况总评 签名 年 月 日 本表作评定学生平时成绩的依据之一。

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目 录

1 概述 ........................................................................ 7 2结构损伤的类型 ............................................................... 7

2.1损伤的基本类型 ........................................................... 7 2.2结构损伤的来源、性质和检查要求 ........................................... 7

2.2.1离散源损伤 ......................................................... 7 2.2.2环境损伤 ........................................................... 8 2.2.3意外损伤 ........................................................... 8 2.2.4疲劳损伤 ........................................................... 9 2.2.5多处损伤 ........................................................... 9

3结构损伤的检测 .............................................................. 10

3.1紧固件的损伤模式与检查 .................................................. 10 3.2含裂纹结构的检测 ........................................................ 11

3.2.1裂纹的类型和特征 .................................................. 11 3.2.2构件裂纹的检测 .................................................... 11

3.3蒙皮鼓动的检查 .......................................................... 12 3.4飞机撞上的检测 .......................................................... 12

3.4.1飞机强迫着陆撞伤的检查 ............................................ 12 3.4.2飞机烧伤的检查 .................................................... 14 3.4.2飞机水平测量 ...................................................... 15

4总结 ........................................................................ 23 结 束 语 ................................................................... 24 谢 辞 ....................................................................... 25 参 考 文 献 .................................................................. 26

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飞机机体结构的损伤与检测

【摘要】：

本文重点讲述了飞机机体结构的损伤及检测技术。对于飞机机体的结构损伤及检查的重要性、飞机的结构的损伤的分类及主要特点、飞机机体结构的损伤对飞机的使用寿命的影响、预防飞机机体结构的损伤的方法、飞机机体结构损伤检测及总结分别阐述，并给出了可供借鉴的飞机结构与损伤实例及其相关图形。

关键词：飞机 损伤 检测

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1 概述

2011年7月16日俄罗斯一架“协和”客机从图诺什纳机场起飞时坠毁，全机只有两人生还，这起惨重的空难事故再次告诫我们对飞机结构损伤源及其后果的分析检测是多么重要。

现行适航性条例明确规定对新、老飞机必须按损伤害限原理进行设计和评估，保证在飞机整个使用寿命期内，一旦发生疲劳、腐蚀或意外损伤时，在损伤被检出前，结构仍能承受规定的载荷而不出现损坏或过度的结构变形．

及时地以高概率进行损伤检测是确保结构损伤容限特性的一个关键要素，与此相应的损伤评定和损伤检查则是民用飞机合格审定和连续适航的一个重要内容．本文简要介绍民用飞机结构的主要损伤源和对各损伤源造成的损伤的检查要求，旨在引起有关人员的进一步研究和探讨。

2结构损伤的类型

2.1损伤的基本类型

损失上的基本类型见表

表1损伤的基本类型 按损伤程度分类 按损伤原因分类 飞机正常使用维护所造成的损伤

飞机正常使用基本类型名称 可允许损伤 可修理损伤 定义 不需要做任何修理或仅做简单修理的损伤。 结构损伤严重，并且能够进行修理的损伤。 补充说明 如轻微的变形 需局部或整体更换损伤件，达到排除故障的目的 这类损伤在日常修理中占有很大比例 不可修理损伤 结构损伤严重，不可修理，或者进行修理在经济上不合算的损伤。 主要包括：交变载荷引起的疲劳损伤、使用所造成的损伤 环境所造成的服饰损伤和机构设计不合理、制造工艺粗糙而产生的损伤等。 非正常操作驾驶、维护不当或飞机中机件突然发故障等原因造成的损伤。 这类损伤大多数是撞伤、擦上和烧伤。机身上较多，机翼次之，尾翼部分较少。 2.2结构损伤的来源、性质和检查要求

结构损伤从初始型式看可分为两大类：一类是明显的大面积损伤，由离散源引起；另一类是不易发觉的较小损伤，由环境恶化、意外事故或疲劳引起。

2.2.1离散源损伤

离散源损伤，如大鸟憧击或发动机或飞机零件飞出引起的结构损伤，是明显

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损伤．对此类损伤。没有专门的检查大纲，但适航条例规定，必须证明一旦发生这类损伤，飞机应能安全地完成该次飞行。故需对受损结构的剩余飞行中预期发生的合理载荷下的剩余强度进行分析和试验验证。

适航条例对新设计飞机所规定的离散源假设如下：

●在最高至2450米的各种高度上，以可能的各种飞行速度下，1.8公斤重的鸟撞击飞机的任何部位（在海平面，直到Vc的各种速度下，3.6公斤鸟撞击尾翼．1.8公斤鸟撞击机翼）;

●风扇叶片的非包容性撞击;

●发动机的非包容性破坏（涡轮转盘的 1/3破坏）; ●高能旋转机械的非包容性破坏。

2.2.2环境损伤

环境损伤是指因有害环境造成的结构损伤，它包含两种损伤型式腐蚀和应力腐蚀。

腐蚀可能与时间和（或）使用有关，例如起源于表面防护破坏或老化的损伤很可能随日历时间的增加而加剧．也可能与时间和（或）使用无关，如厨房渗漏造成的腐蚀是一随机发生的离散事件。结构设计应考虑使腐蚀敏感性降至最小的所有实际可行的设计因素。如材料选择、采用合适的表面涂层和合理的排水装置。显著影响主要结构承载能力的腐蚀必须避免，用户应以良好的预防措施和有效的维护手段予以控制。

应力腐蚀是由于材料在热处理成形、焊接、机加和安装装配过程中出现的持续拉应力和腐蚀介质共同作用下产业的，它取决于材料对腐蚀介质的敏感性和承受残余拉应力的水平。为了有效地控制应力腐蚀的开裂，应采用抗应力腐蚀的合金成份和合理的热处理规范。另外在设计和加工过程中注意各种细节，如限制装配应力，采取适当的涂层、喷丸以及合理的排水措施等。

2.2.3意外损伤

意外损伤可分为两大类。第一类为大范围大尺寸损伤，如因大鸟撞击、发动机解体或地面设备碰撞所引起的损伤，属明显可检，按离散源损伤来评估。第二类为更普遍的形式，其损伤源包装地面和货场装运设备、外来物、雨水、冰雹、雷电、跑道上的碎石、泄漏以及操作和维修中发生的人为失误等。另外还包括跑道碎物，以及不包括在环境损伤来源中的那些在飞机制造过程中的差错。

本文开头提及的“协和”空难，经调查证实，是由机场滑行跑道上一块43厘米长的金属薄片割破飞机左侧主起落架的右前轮，致使该轮胎爆炸并引发一系列连锁故障所导致。实属意外损伤。

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环境损伤中的大部分损伤以及意外损伤中占多数的第二类损伤都是随机事件，它们可在飞机使用期内任何时刻在任何部位发生。因此需要建立一个合适的检查程序，以提供足够的机会检测出所有这些损伤。

2.2.4疲劳损伤

疲劳损伤是由于循环载荷作用下引起的裂纹起始及其扩展所造成的，这种损伤是一个连续的累积过程，与飞机的使用历程（以飞行小时或起落次数来计量）有关。

用计算机程序可完成广泛的疲劳寿命、裂纹扩展和剩余强度的分析评估。应用以前的服役经验来改进细节设计，可使结构的耐久性水平大大提高。此外，大规模的壁板和全尺寸飞机的疲劳试验可判明那些耐久性明显低于预期值的区域，继而通过及时更改产品来解决这些问题。然而，在一个设计得具有高可靠性长经济寿命的大机队中，在达到飞机目标寿命之前，出现某些开裂是预料之中的事。

损伤容限结构的检查必须以在机队中已出现疲劳开裂但尚未检测到这一保守假设为基础。这意味着，必须通过检查大纲及时地检测出机队里的初始损伤，随后必须采取行动检测或预防机队中的任何损伤。

2.2.5多处损伤

1988年4月，在美国夏威夷上空，一架飞行次数已达目标寿命的波音737飞机发生机身顶部蒙皮如剥香蕉皮般被撕裂吹落，造成一名空姐被抛吸出舱外丧生。虽然全部乘客有惊无恙，但此事故引起了航空界对老飞机广泛疲劳损伤的可能性的极大重视。

九十年代新修订的适航条例特别强调损伤容限设计必须考虑和分析多处相关损伤的要求，并提出了“广泛疲劳损伤”(WFD)的概念。

广泛疲劳损伤的含义是：由于多处结构细节同时存在足够大小且密集的裂纹，致使结构不再满足损伤容限要求，即在部分破坏后不能保持所要求的剩余强度。广泛疲劳损伤依损伤源之不同分为两类：

①多部位损伤(MSD) -- 在相同的结构元件中同时存在疲劳裂纹。 ③多元件损伤(MED) -- 在相邻的结构元件中同时存在疲劳裂纹。 机身结构是一个较典型的对广泛疲劳损伤较敏感的结构，因为许多相同细节承受相似的增压循环载荷，

咨询通报AC25. 571-IC中特别规定，要限制在长期使用后同时出现多处损伤的概率，以防止它们形成一条共同的断裂路线的可能性。通报列举出多处损伤的例子如下：

①多条小裂纹可能合并而构成一条危险的长裂纹；

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②在沿主裂纹（或意外损伤）扩展路径上由于非常小的MSD存在而导致剩余强度下降；

③单个元件的损坏引起载荷重新分布，从而导致邻近区域破坏或部分破坏； ④在相似应力水平下工作的多路传载的各个元件可能同时破坏或部分破坏。 多个细节之间多处损伤所形成的开裂模式是复杂多变的。在有些情况下，一个重要结构项目可能存在一些隐蔽不可见的部位而有几种严重的开裂模式。对每一重要结构项目的各种开裂模式都应进行评估，以便确定哪一种是最严重的，并由使用方选择恰当的检查方法、方向和频率，从而确定最合适的检查大纲。

3结构损伤的检测

飞机在使用过程中，由于使用过载、操纵错误或维护不当等原因，常常会造成飞机结构的损伤，如飞机结构产生裂纹、变形撞伤或烧伤等。这些损伤降低了飞机结构的强度、刚度，影响飞机的气动性能。因此，必须对飞机结构的损伤进行及时的修理，以保证飞机处于良好的使用状态。

飞机结构损伤检测是对损伤飞机进行损伤程度的检查和鉴定。其目的是为制定修理方案和实施修理提供依据。飞机结构的损伤，有些用肉眼观察，并辅仪简单检查工具，便可发现；有些损伤则必须用专门仪器进行检测。首先介绍飞机结构的一般损伤的检查，然后介绍飞机结构大范围损伤后的水平测量方法。

3.1紧固件的损伤模式与检查

飞机结构件之间通常采用铆钉或螺栓连接在一起。这些紧固件长期在交变载荷、腐蚀环境以及振动环境影响下，可能产生松动损伤。紧固件的损伤模式与检查见表

表2紧固件的损伤模式与检查 类型 铆钉 静载破坏模挤压破坏 当蒙皮较薄时，铆孔在挤压的作用下，容易扩大成椭圆形，造成铆钉松动，产生挤压破坏。 铆钉头的破坏 故障模式 剪切破坏 故障原因 被连接件的相对 表现形式 铆钉杆的破坏 检查方法 损伤铆钉的最明显特征是铆钉在铆孔铆钉松动 中发生松动现象。修理时如果发现下列现象可确定铆钉已松动：1.当压动铆钉旁边的蒙皮时，蒙皮离开铆钉头并形成肉眼可见的明显间式 铆钉头破坏 铆钉在复合拉伸应力作用下，其边缘容易产生弯曲而翘起；对于厚板来说，引起铆钉撬动的作用力，也可能破坏铆钉头。

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疲劳损伤 由于承受交变应力而产生的。通常发生在结构振动环境严重或气动吸力高的部位。 铆钉头断裂 隙。2.铆钉周围有黑眼圈或黑色尾迹。3.铆钉头已突出构件应力腐蚀损伤 在受到拉应力和周围腐蚀环境的共同作用下发生的变质损伤。通常出现在埋头铆钉的头部和墩头部位 铆钉松动 表面，或者发生卷边翘起现象。4.铆钉头周围的油漆出现碎裂或裂纹。 断裂和裂纹 与铆钉相同 螺栓 与铆钉相同 螺栓、螺钉拧的过松、过紧或松紧不一致。疲劳损伤和应力腐蚀损伤与铆钉相同。 3.2含裂纹结构的检测

飞机结构件的裂纹，多发生在受力大、撞击剧烈、容易震动和容易受高温影响的部位。构件产生裂纹后，其强度、刚度随之降低，而且由于应力集中的影响，裂纹还会迅速扩大。因此，在修理工作中应加强检查，及早发现，及早修理。

3.2.1裂纹的类型和特征

飞机结构件的裂纹，按其形成和扩展的原因，可分为：疲劳裂纹、应力腐蚀裂纹和腐蚀

疲劳裂纹三类：此外，还有振动或意外撞击引起的裂纹。按照裂纹形态特征分类，裂纹可分为宏观裂纹和微观裂纹两大类。宏观裂纹是指大于用无损伤检测方法所能探测的最小长度的裂纹。微观裂纹是指放大倍数和分辨率优于光学显微镜的方法所能观察到的裂纹。

3.2.2构件裂纹的检测

检查构件裂纹有两种方法：一种是用放大镜进行目视检查。这种方法的优点是简单方便，随时随地可以检查，而且不受被检测材料性质的限制。另一种检测方法是使用专门的探伤设备进行无损检测。它包括射线检测、碳粉检测、涡流检测和参透检测等。各种检测的灵敏度见表

表3各种检测方法的灵敏度

检查方法 宽度 目视检查 用肉眼看 用放大镜 着色探伤 0.1 0.01～0.1 0.0006 能发现裂纹的最小尺寸（mm） 深度 ∕ ∕ 0.01 长度 2～3 2～3 0.1～0.3

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荧光探伤 磁力探伤 超声波探伤 表面波 纵波 涡流探伤 X射线探伤 0.01 0.001 0.1 0.001 0.001 0.1 0.03～0.04 0.1 0.3 0.1 0.3～0.5 透视厚度：1.5～3 0.5～1 0.5～1 10 1 1.5～5 2～3 3.3蒙皮鼓动的检查

飞机蒙皮固定在梁、桁、框等构件上，除和这些构件一起承受机件结构的扭矩和弯矩外，还承受着空气动力载荷或其他分部载荷。在这些载荷作用下，如果蒙皮上的应力超过该材料的屈服极限，就会产生永久变形，使蒙皮伸张，形成鼓起或下陷（见图4-1）。这种蒙皮如果在交变载荷或冲击载荷作用下一步，容易时而鼓起，时而下陷，在鼓起与下陷的过程中，常常会发出“咕咚”的响声。这种现象，通常叫做蒙皮鼓动。

蒙皮鼓动是蒙皮伸张变形的结果。在修理中一般用按压法检查。用一个大拇指或手掌心按压蒙皮，若蒙皮产生下陷或 产生下陷后他处鼓起，松开手后，蒙皮立即自动弹回（或弹不回来）并伴有响声，则说明该处蒙皮产生了鼓动。

图3-1蒙皮鼓动

3.4飞机撞伤的检测

飞机在起飞、着陆以及牵引过程中，由于机件发生故障或操作错误等原因，可遭到撞伤。下面叙述四种典型情况的检查方法。

3.4.1飞机强迫着陆撞伤的检查

飞机未放下起落架在泥地强迫着陆时（见图4-2），机身下部直接撞击地面，并擦地滑行、使机身下部擦坏，同时，同机身接地不稳，还可能擦伤机翼翼尖。当飞机撞伤情况不严重时，通常主要是机身下部和机翼翼尖的蒙皮擦坏，隔框、翼肋、桁条等构件产生局部的变形和破裂；当飞机撞伤严重时，不仅会出现上述

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损伤，而且可能使飞机下部大梁弯曲、裂纹，许多下部框板严重损坏。

对于强迫着陆飞机的检查，应以机身下部为重点。检查时，应检查机身结构是否变形，机身下部大梁和主要加强框的损伤情况；然后，进一步检查机翼翼尖以及其他构件的损伤情况。检查方法如下：

（1） 机身结构是否变形，可通过飞机水平测量的方法判断。

（2） 大梁是否有裂纹，通常用放大镜检查即可发现，对钢制大梁，可用磁力探

伤机探伤。

（3） 大梁是否弯曲，可以从与大梁连接的蒙皮和铆钉进行判断。如果蒙皮发皱，

铆钉松动较多，表面大梁已弯曲变形。

（4） 各加强框下部的变形情况，框板上接头位置是否改变，加强型材是否损坏

等，可用飞机水平测量及目视观察等方法检查。

（5） 其他框、肋、桁条和蒙皮的损伤，通过细心察看，即可判断。 1）飞机用一个主起落架和前起落架着陆撞伤的检查

图3-2飞机强迫着陆 图3-3飞机一个主起落架未放下着陆时的情形 当飞机的某一主起落架未放下，利用另一个主起落架以及前起落架着陆时（见图4-3），未放主起落架的机翼翼尖部分，将撞击地面摩擦。这种情况发生后，轻则伤及翼尖部分，重则使整个机翼弯曲形变。如果飞机转弯过急，还可能使起落架裂纹或折断。检查方法如下：

(1)机翼翼梁是否产生弯曲变形，通常可用飞机水平测量的方法检查。如果机翼的下反角减小，说明大梁已产生弯曲变形，根据翼梁沿翼展方向为一直线的特点，可用直尺检查，找出具体的变形部位。图4-4为用直角尺检查翼梁的情况。如果直尺与翼梁表面贴合，则说明翼梁有弯曲变形，间隙愈大，弯曲变形的程度也愈大。

（2）机翼是否有向后的弯曲变形，可以通过与机身连接头是否有变形、裂纹或拉断。如果前接头被拉断，则应检查后接头及固定螺栓的损伤情况。用磁力探伤法检查钢质零件是否裂纹，用目视或借助其他工具检查接头及其周围的变形情况。

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图3-4 用直尺检查翼梁的情况

3）飞机着陆冲出跑道后撞伤的检查

飞机冲出跑道后，通常会造成前起落架和机身前部的损伤。由于跑道外的土质松软，前起落架受到的阻力急剧增加（见图4-5），轻则使前起落架的机身框板变形，重则使前起落架构件裂纹或折断。机身前部的损伤主要是下部蒙皮和构件的破坏、变形和裂纹等损伤。

图3-5 飞机冲出跑道 图3-6 飞机尾部擦地

4)飞机着陆不良尾部擦地后撞伤的检查

飞机着陆不良，引起尾部擦地（见图4-6）,通常只伤及机身尾部下面的蒙皮和构件擦地严重时，还可能使后机身产生向上的弯曲变形。后机身是否产生向上的弯曲变形，通过飞机的水平测量进行检查；机身尾部下面的蒙皮、隔框等构件的损伤情况，通过目视观察便可判断。

3.4.2飞机烧伤的检查

飞机的烧伤通常是由于接头漏油或油料导管爆破遇到高温而引起的。飞机在烧伤过程中，由于各部位所受到的温度不同，烧伤的程度也不一样。检查的目的。就是要划分未烧伤、轻微烧伤和严重烧伤的区域与范围。根据其烧伤程度，分别采用不同的修理方法。 1）飞机烧伤的检查方法

检查飞机的烧伤情况时，首要任务是确定轻微烧伤区与严重烧伤区以及未烧伤区的分界线。由于严重烧伤区存在着起泡、变形、裂纹或烧熔等特征，因此，严重烧伤区与轻微烧伤区的分界线容易判断，而轻微烧伤区与未烧伤的分界线往往需要通过以下方法进行确定。

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（1）色泽比较法

根据试验，罩光漆层的颜色，在温度升高时将发生变化。因此利用罩光漆层的颜色变化，可以迅速划出轻微烧伤区与未烧伤区的大致界线。 （2）硬度测定法

色泽比较法虽然能迅速划出轻微烧伤区与未烧伤区的大致界线，但是，罩光漆层的颜色变化是逐渐过渡的，再加上其它因素的影响，往往难以准确判断。因此，还必须通过测定硬度的方法确定。测量硬度时，可选用便携式硬度计或锤击式布氏硬度计进行测量。首先在根据色泽比较划出来的界限的A处（见图4-7）进行测量，如果该处的硬度合乎规定，说明该处的硬度没有降低，根据颜色变化划出的界限ABCD是正确的。如果硬度低于规定，说明根据颜色变化划出的界限有出入，这时，需要在A以外的正点处重新测定硬度，如硬度合乎要求，则根据正点重新划定轻微烧伤与未烧伤区的界限为止。

图3-7 蒙皮烧伤的检查

2）确定烧伤范围时应注意的一些问题

（1）试片硬度的测定，需在飞机烧伤72小时以后进行。

（2）在划定烧伤区域时，应考虑飞机是在空中烧伤，还是在地面烧伤。空中烧伤，散热条件好，热影响区就小;地面燃烧，散热条件差，热影响就大。如果燃烧的部位具有内、外两层蒙皮，由于夹层间的空气具有隔热作用，在划定内外蒙皮的烧伤范围时，应有所区别。

（3）飞机燃烧时间的长短，对烧伤区域的判断也有影响。

（4）对飞机框、桁条、梁的燃烧进行处理时，如果它们的材料与蒙皮相同，则可按蒙皮的烧伤的程度处理；如果材料与蒙皮不同，应区别对待。在机体结构具有内、外两层蒙皮的部位，隔框与内外蒙皮相连，一般认为隔框的烧伤程度与内蒙皮相同；桁条、梁的烧伤程度与连接它的蒙皮相同。

3.4.2飞机水平测量

飞机水平测量是检查飞机各部件是否变形，安装位置是否正确的一种重要方

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法。水平测量使用于何种情况、使用何种仪器使用方法等见表

表 4 飞机水平测量使用情况和使用仪器简介 使用情况 使用何种仪器 使用方法 仪器使用和维护注意事项 1、飞机进行大修前后； 2、飞机遭到严重的损伤； 3、飞机有性能故障； 4、飞机要更换较大的部件 1、水准仪 2、光学经纬仪 1、仪器的取出或放入，应该用双手扶持照准架和基座（经纬仪），不能抓望远镜镜筒； 2、开关箱子应轻，尽量减少仪器的震动； 3、仪器在使用过程中，无论转动哪一部分，都应柔和、均匀； 4、应尽量避免仪器受到太阳光的直接照射； 5、镜片上有灰尘时，须要脱脂软毛刷小心拂去，用毛刷不能除去的污迹，最好用擦镜纸或蘸有酒精及乙醚混合液的脱脂棉擦净。 6、使用后，小心地方入仪器箱内，并将各种手把放在制动位置。 1飞机水平测量的基本方法

飞机制造出厂后，各主要部件上设置了许多测量点。这些测量点通常用红色圆圈表示，并在飞机的技术说明书中附有水平测量图，以及有关测量点之间的数据关系。不同型号的飞机，其测量点的数量、位置和数据也不相同。飞机水平测量的目的就是根据飞机原始水平测量图，检查损伤飞机上有关测量点之间的数据变化情况，从而判断飞机损伤后的变形情况和各部件的安装情况。

尽管各型飞机测量的内容不同，但各型飞机水平测量的基本方法是相同的。现以歼七飞机为例，介绍飞机水平测量的基本方法。歼七飞机的测量点分布见图

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图3-8 a 歼七飞机测量点图

图3-9b 歼七飞机测量点分布

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1)飞机水平测量前的准备工作

2)飞机各部水平测量前的准备工作，是直接关系到能否测量准确和测量测量中能否避免事故的重要问题。其主要工作是：选择场地与顶起飞机，安装与调整水准仪（经纬仪），将飞机调整至水平状态。 （1）选择场地与顶起飞机

测量场地应避风、平整、土质坚硬，以防止测量中飞机及测量工具晃动和飞机位置发生变化，产生测量误差。若土质松软，可在飞机的千斤顶（架)下面放置木板，以弥补土质硬度的不足。对于顶起飞机的要求是：保持飞机结构的刚度，减少顶起后飞机结构产生的弹性变形，缩小测量误差，所以，顶起飞机前，应放尽燃料，消除机体因受燃料重要的影响而产生的变形;装好受力舱盖，防止该处结构刚度降低。用千斤顶顶起飞机，在机身中部顶好托架，松开机翼千斤顶，由千斤顶和托架受力，防止机翼在千斤顶的作用下产生弹性变形，影响测量的准确度。

测量前还应采取如下安全措施：卸去弹药，防止意外；在机身尾部和左、右机翼下面安放托架或千斤顶（但不得顶飞机），防止飞机后坐或倾斜 （2)安装与调平水准仪或光学经纬仪

水准仪或光学经纬仪安装在什么位置、什么高度，能对飞机进行有效的水平测量，这要根据具体的飞机和具体的测量部位来定。基本原则是：通过望远镜能清晰地看到所有测量点处的标尺，测出读书。实际工作中，主要是防止标尺被千斤顶、托架或其他部件挡住，影响望远镜的观察。

根据经验，歼强飞机水平测量时，水准仪或光学经纬仪一般安放在如图 所示的位置。水准仪或光学经纬仪距飞机尾部3-4米，偏离飞机纵轴1-2米，水准仪望远镜轴线距地面的高度约为0.5米。然后，将水准仪或光学经纬仪调整至水平。

3-9 仪器的安装位置

（3）飞机水平状态的检查与调整

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飞机水平状态是指飞机的纵轴和横轴处于水平状态，简称纵轴水平。飞机是否处于纵横水平，是根据飞机上的测量点来判断的。检查和调整的方法按照飞机的水平测量图进行。如歼七飞机的横水平用左右机翼上的第8a测量点检查，即测得的左右8a点的高度相等，否则调整机身28框下面的支撑托架使之相等。纵水平是用机身左侧的第1和第2测量点检查，即h1=h2+70毫米，若不满足此条件，可调前千斤顶。

飞机在使用过程中，由于弹伤、撞伤等原因使确定飞机纵横水平的某一侧量点检查，即h1=h2+70毫米，若不满足此条件，可调前千斤顶。

飞机在使用过程中，由于弹伤、撞伤等原因使确定飞机纵横水平的某一侧量点损坏，或者由其他原因缺少某个测量点时，可选用其他测量点来确定飞机的纵横水平。如左8a-右8a损伤时，可选用机身左2-右2或机翼左9-右9代替。第1测量点损坏时，可选第2、第3测量点调纵水平。 2）水平测量方法

水平测量方法包括水平视线测量法和张线测量法。下面将对各个方法进行介绍：

（1）水平视线测量法

水平视线测量法如图9-11所示。调整水准仪或经纬仪，使其望远镜的轴线在水平位置。当飞机的纵轴和横轴处于水平状态时，从望远镜中得到一条基准水平视线，这条基准水平视线与飞机的水平基准面平行。将标尺顶到测量点中心，并使其自然下垂，通过望远镜观察标尺上的刻度值，该值即为测量点至基准水平视线的垂直距离。现以图9-11以例进一步说明，图中A测量点与基准水平视线的垂直距离为hA，B测量点与基准水平视线的垂直距离为hB，两点的相互关系（即高度差）可用hA-hB表示。如果高度差符合规定，说明安装是正确的;如果高度差不符合规定，说明安装不正确。

图3-10 水平视线测量法

水平视线测量法是飞机水平测量工作中最基本的测量方法，主要用于飞机水平纵横水平的测量、机翼和水平尾翼的测量。另外，在后机身、发动机及全静压管的测量工作中，也要用到水平视线测量。

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图3-11 垂直视线测量法

（2）垂直视线测量法

垂直视线测量法是在飞机处于水平状态，经纬仪照准架调至水平后进行的。测量中，首先使经纬仪望远镜的轴线与飞机对称轴线平行（见图12 ），这时，望远镜的轴线为一基准垂直视线。然后以这条视线为标准，检查测量点间的水平距离。

使望远镜轴线与飞机对称轴线平行的方法是：在飞机纵轴上的C点和D点上沿水平方法向各放一标尺，该标尺垂直于飞机的对称面。从经纬仪望远镜中，分别观察这两根标尺，测出读数，设C点处的读书为LC,D点处的读数为LD,，当LC:LD时，说明经纬仪望远镜的轴线与飞机对称轴线平行；当LC不等于LD，说明经纬仪望远镜轴线不平行于飞机的对称轴线，需要转动经纬仪的水平微动螺旋进行调整。

望远镜轴线与飞机对称轴线平行以后，便可检查测量点A和B的水平距离（见图4-10）。测量时，分别在点A和点B处沿水平方向各放一标尺，标尺与飞机对称面垂直，通过经纬仪分别观察两根标尺，测出读书，假如点A处的读数为l1,B点处的读数为l2,点A和点B的相对关系可用l1-l2来表示。如果l-l的数值符合要求，则说明所侧部位的形状正确。

垂直视线测量法主要用于垂直尾翼和方向安定片的测量。另外，在后机身、发动机和全静压管的测量工作中，也可用垂直视线测量法。 （3)张线测量法

张线测量法如图4-12 所示。测量前仍应将飞机置于时，在飞机的前后放置张线支架，支架的上端拉张线，张线上挂几个铅锤，张线的根数根据测量的需要确定。如测量歼七飞机垂尾时，需要拉两根相互平行的张线，其中张线1处于飞

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机的对称面内。此时，张线2就相当于经纬仪的基准垂直视线，利用其上悬挂的铅锤和标尺即可对垂尾进行测量。

图3-12 张线测量法

张线测量法与垂直视线测量法的使用范围基本相同，可测量垂直尾翼。另外，在发动机、后机身及全静压管的测量工作中，也可用张线测量法。张线测量法的精确度低于垂直视线测量法。采用张线测量法时，必须认真细致，才能获得较准确的测量结果。 （4)投影测量法

投影测量法，就是将空间的测量点投影到地面，然后用尺子检查地面各有关投影点的相对距离。图4-13 所示就是投影测量法的一个例子。从图中可以看出：在机轮胎的中间挂有铅垂线，铅垂线两端的铅锤向地面各作一投影点，将这两个点连成直线，并在直线的正中间找一点C，C点即为机轮中心在地面的投影点。如果在三个机轮下面都找处中线投影点，便能量出主轮间距及前轮、主轮间的垂直距离。投影测量法也应在飞机处于水平状态以后进行。投影放入地面应比较平整，如果在条件，最好在地面放置层板，用层板时应压稳，不使其移动。

投影测量法的精确度，与张线测量法相同，投影测量法通常用来测量起落架的安装情况，有时，在测量发动机、全静压管、方向安定片和后机身的工作中，也用到投影测量法。

图3-13 投影测量法

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2水平测量的分析

飞机水平测量后应填写水平测量报告表，同时，应根据实测结果进行数据分析，以便准确判断损伤情况，查找损伤原因，为实施修理提供理论依据。下面结合两个实例讲述数据分析的一般方法。

表8 为某型飞机经600小时飞行后E值的变化情况。该型飞机的E值规定为177.E值通常是由位于机翼前梁根部和翼尖部位的某两个测量点来确定。如歼七飞机的E值是由8a和18a两个测量点确定的。E值是反映机翼下反角的一个重要参数。

表 5 E值的变化情况 飞机型号 1214 左 E 值 出厂值 实测值 170.5 169.5 175.5 173 170 178 179 171 170 175 188 右 188 0309 左 185 右 186 0201 左 187 右 190 1211 左 194 右 187 1175 左 195 右 193 从表9 可以看出，五架飞机的E值普遍减小，这说明机翼上翘，产生了永久变形。从飞机力学中可知，机翼下反角过小，容易使飞机的横测安定性增加，方向安定性减弱，使飞机出现侧向飘摆现象。

如果飞机遭受损伤后，机翼的E值减小，则说明机翼下面的纵向构件可能产生了向上的弯曲变形。因此，应对下表面的纵向构件，尤其是翼梁与机身的结合部位等进行重点检查，及时查找变形和裂纹部位。

表9 是某型飞机经600小时飞行后，3点与1点差值的变化情况。从表中可以看出，3点下沉，使3点1点的差值增加。这说明飞机的后机身向下弯曲产生了塑性变化，同时，后机身还产生了扭曲变化（如1013号机）

表 6 3点下沉的情况

飞机1211 号码 左 右 63.5 0209 左 59.5 右 59 0506 左 60.5 右 60 1014 左 63.5 右 63 1013 左 61 右 64 出厂62.5 值 实测65.5 值 66 62.5 62.5 61.5 62 65 63 64 62.5 3点下沉过多，后机身下弯曲变形严重，增大了平尾偏角，使平尾有效迎角增大，此时作用于平尾上的负升力减小，飞机将会受到一个附加低头力矩的作用，影响飞机的俯仰平衡。

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如果飞机出现胃部擦伤等损伤后，其3点下沉，则说明尾部的上下纵向构件可能产生了变形，因此，应对这些部位进行重点检查。

4总结

通过以上对于飞机机体机构损伤及检测的方法论述，使我们对于飞机的由于非设计原因而造成的结构损伤有了一定的了解。结构的损伤发生是不可避免的，但预防结构的损伤就显得尤为重要，而且飞机的每一个使用者都有义务参与到这个检测工作当中。

发生损伤后，首先应严格按照维修手册、损伤手册、维护手册的有关内容要求，彻底进行损伤处理或更损伤结构件，应尽早处理，将损伤消灭在萌芽状态。彻底清除损伤十分重要，否则损伤将继续扩展。而残留损伤本身就是一种更加严重的损伤根源，它会在结构内部使损伤继续扩展，以至于维持到下一次维修间隔而无法检测到。这样，再次进行损伤处理所做的工作量反而会更大，时间会更长。因此，在清除损伤结构区域时，一定要按照规定对损伤的结构进行彻底修理。

有鉴于此，飞机维修人员在维修工作中就应按照工艺卡或工作指令的要求，认真执行结构损伤工作，对每一个环节、每一道工序都应仔细地完成。现场的维修质量检验人员也要做到不折不扣地进行检查，唯有如此，检测工作才能达到最佳效果。

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结 束 语

经过将近两个月的努力，飞机机体结构的损伤及检测论文终于完成在整个设计过程中，出现过很多的难题，但都在老师和同学的帮助下顺利解决了。我是在10月底就开始着手确定题目，然后就在图书馆上网查询有关飞机维修方面的资料，幸不辱命我找到了一些不错的素材。最终，在12月中旬基本上完成了论文的写作。

三年的大学生活就快走入尾声，我们的校园生活就要划上句号，心中是无尽的难舍与眷恋。从这里走出，对我的人生来说，将是踏上一个新的征程，要把所学的知识应用到实际工作中去。

回首三年，取得了些许成绩，生活中有快乐也有艰辛。感谢老师三年来对我孜孜不倦的教诲，对我成长的关心和爱护。

学友情深，情同兄妹。三年的风风雨雨，我们一同走过，充满着关爱，给我留下了值得珍藏的最美好的记忆。

在我的十几年求学历程里，离不开父母的鼓励和支持，是他们辛勤的劳作，无私的付出，为我创造良好的学习条件，我才能顺利完成完成学业，感激他们一直以来对我的抚养与培育。

最后，我要特别感谢佟老师。是她在我毕业的最后关头给了我们巨大的帮助与鼓励,使我能够顺利完成毕业设计，在此表示衷心的感激。老师认真负责的工作态度，严谨的治学精神和深厚的理论水平都使我收益匪浅。她无论在理论上还是在实践中，都给与我很大的帮助，使我得到不少的提高这对于我以后的工作和学习都有一种巨大的帮助，感谢她耐心的辅导。

在论文的撰写过程中佟老师也给予我很大的帮助，帮助解决了不少的难点，使得论文能够及时完成，这里一并表示真诚的感谢。

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谢 辞

走的最快的总是时间，有时都来不及感叹，大学生活已接近尾声。三年的努力与付出，随着本次论文的完成，就要划下完美的句号。

本论文设计在佟老师的悉心指导和严格要求下已经完成，从课题的选择到具体的写作过程，论文初稿与定稿无不凝聚着佟老师的心血和汗水。在我的毕业设计期间，佟老师为我提供了种种专业知识上的知识和一些富于创造性的建议。佟老师一丝不苟的作风，严谨求是的态度使我深受感动，没有这样的帮助和关怀和熏陶，我不会这么顺利的完成毕业设计。在此，向佟建华老师表示深深的感谢和崇高的敬意！

此外，我还要感谢我的父亲，他的鼓励也让我对论文充满了信心。在写论文的过程中，如何处理图片、插入处理后的图片，对我来说，是一个技术性问题。父亲通过电话和互联网给予我处理图片的方法，让我顺利学会处理图片。完成论文的插图等工作。也正因为父亲的帮助，我也帮助了其他同学完成了处理图片的工作。再次感谢我亲爱的父亲。

最后，我还要感谢大学三年中我认识的老师、同学，在他们的帮助下，我最终顺利地完成了我的学业，是他们在影响着我、支持着我、鼓励着我，让我能够在当今这残酷的社会中找到我人生的目标，让我不断前行并顺利地走完大学。

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参 考 文 献

[1]: 曹建华.《飞机构造》.北京：国防工业出版社，2010。

[2]: 白冰如、王俊高. 《飞机铆接装配与机体修理》.西安航空职业技术学院校本教材2009。 [3]: 姜波.《飞机检测与维修实用手册》.吉林：吉林科学技术出版社，2005。

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毕 业 设 计（论文）审 查 意 见 书

指导教师对学生 刘涛 所完成的题目为 《飞机机体结构的损伤及检测》 的毕业设计（论文）进行情况、完成质量的审查意见：

成绩：

指导教师： 年 月 日

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毕 业 设 计（论文）评 阅 意 见 书

评阅人对学生 刘 涛 所完成的题目为 《飞机机体结构的损伤及检测》 的毕业设计（论文）评阅意见为：

成绩：

评阅人： 年 月 日

西安航空职业技术学院 毕 业 设 计（论文）答 辩 结 果

毕业设计（论文）答辩委员会对学生 刘涛 所完成的题目为 《飞机机体结构的损伤及检测》 的毕业设计（论文）及答辩评语为：

经答辩委员会研究，确定成绩为： 毕业设计（论文）答辩委员会主任： 答辩委员会委员：

年 月 日

该生毕业设计（论文）最终成绩评定： 审阅成绩（权重0.4） 评阅成绩（权重0.4） 答辩成绩（权重0.2） 最终成绩 西安航空职业技术学院

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西安航空职业技术学院2011届毕业答辩记录表

姓名 专业 刘涛 学号 095034-16 所属系部 答辩时间 答辩地点 指导老师 飞机制造技术 航空维修工程系 论文题目 答辩组成员 答辩提问及回答问题情况记录： 飞机机体结构的损伤及检测 记录人： 年 月 日