机身蒙皮孔边裂纹修理的损伤容限评定

针对某型飞机机身蒙皮天线通过孔出现的裂纹,给出了具体的修理方案,结合结构几何特点和受载形式建立了修理结构的有限元细节模型,利用损伤容限分析流程及方法,进行了裂纹扩展分析和剩余强度分析,给出了开裂部位的裂纹扩展寿命和检查周期。分析结果显示,给定的修理方案满足损伤容限设计要求。该损伤容限分析流程及分析方法可以为此类结构修理的损伤容限评定提供参考。     

某型航空发动机燃油调节器弹簧片裂纹故障分析

某型航空发动机燃油调节器在外场使用中电门杠杆组件的弹簧片出现裂纹,经外观、微观检查,确定了弹簧片裂纹的性质,制定了相应的修理及预防措施,为今后类似故障的排除提供借鉴。     

钛合金板铆接修理复合材料机身蒙皮分析

波音787飞机的机身蒙皮采用全复合材料,对于复合材料机身蒙皮的修理,波音787结构维修手册给出了明确的修理方案,其中包括复合材料机身蒙皮的钛合金板铆接修理。然而,对维修方案背后的理论依据,即强度、刚度等力学特性要求没有叙述。基于此,本文对复合材料机身蒙皮的钛合金板铆接修理建立了两种维修的三维有限元模型,分析了这两种维修方案母板、补片和填平板的应力大小和应力分布特性。研究表明:复合材料机身蒙皮大的穿透型裂纹钛合金板铆接修理能够满足静强度要求,两种维修方案的钛合金补片破坏源发生在不同位置。     

发动机进气道消音板分层的分析

发动机进气道消音板是现代飞机降低噪声的重要装置之一,本文详细介绍了消音板分层的形成原因,检查及修理方法,并提出了预防措施     

GE90发动机高压涡轮转叶裂纹问题浅析

介绍了GE90-115B发动机高压涡轮第1级转叶裂纹产生的原因及特点,并结合国航机队运行中的实际故障情况从航线维护检查和车间修理改装两方面对高压涡轮第1级转叶裂纹问题的控制解决措施进行了分析。     

空客A320飞机隔框FR16/20的检查与修理

介绍了空客A320飞机隔框FR16/20横梁搭接带维修方案的检查要求和施工方法,特殊详细检查发现裂纹后应采用的冷扩孔修理方法,以及超出修理限制时更换隔框的工作准备和拆装步骤。     

环形稳定器裂纹故障分析与解决措施

通过分析环形稳定器裂纹产生的原因,对传统修理工艺中去裂纹的方法以及焊前、焊后热处理的参数进行研究,探究出合理的工艺,彻底排除了环形稳定器的裂纹故障。     

波音737CL飞机主起落架支撑梁区域裂纹的修理

美国联邦航空局(FAA)发布新适航指令AD 2014-03-06,强制要求航空公司对波音737CL飞机的主起落架支撑梁区域进行裂纹检查。本文结合维修经验,对检查发现裂纹后的修理方法进行总结、分析。     

A320老龄飞机记录审查与修理评估

在长期运营过程中,空客A320老龄飞机因结构腐蚀、疲劳裂纹和意外损伤等原因产生了大量的结构修理和改装项目。开展对结构修理和改装记录的审查和评估,制定并执行结构修理附加检查方案,确保所有旧的加强修理合法有效且符合最新规章的要求,是保证老龄飞机结构安全的重要措施。     

某型航空发动机燃油导管开裂失效分析

某型航空发动机试车后多次出现燃油导管开裂,裂纹位于导管接头与管体焊接的热影响区。通过对导管开裂裂纹及金相组织进行检查,结合导管的制造、修理工艺进行综合分析,确定了导管的失效模式为装配残余应力过大造成的高周疲劳开裂,在发动机的振动作用下,导管外圆周向打磨处高的应力集中加速了疲劳裂纹的萌生和扩展,导致导管疲劳开裂。     

某型风扇转子叶片裂纹失效分析

针对某型风扇转子叶片的榫头工作面及叶身与缘板转接部位在振动疲劳试验后发现的裂纹故障,通过外观检查、断口分析、表面检查、成分分析、金相组织检查、硬度检查和有限元分析,对故障叶片的裂纹性质和萌生原因进行分析。结果表明:故障叶片2条裂纹的性质均为高周疲劳,A裂纹的萌生与叶片表面的加工刀痕有关;B裂纹的萌生是由夹具和榫头工作面之间的磨损导致。     

波音737NG飞机平尾内梁下蒙皮裂纹的修理

介绍了水平安定面内梁下蒙皮裂纹的成因以及发现裂纹后的修理方法，结合定检维修经验对裂纹损伤修理方案和经常出现的问题进行了分析总结，并给出了修理工期控制的建议。     

DD6单晶涡轮叶片缘板裂纹与再结晶研究

针对DD6单晶涡轮叶片在试车后缘板出现裂纹的现象,通过裂纹外观检查、断口形貌观察、显微组织及化学成分分析等工作,开展基于裂纹特征的缘板失效模式研究.研究结果表明:DD6单晶涡轮叶片缘板裂纹是由表面再结晶导致的疲劳开裂,其形成与存在富钨白色析出相的枝晶界面有直接关系;在试验条件下裂纹沿富钨(W)的白色颗粒链扩展,并沿界面延伸,导致疲劳失效.同时,发现缘板表面再结晶在叶片使用之前已存在,是缘板凝固区域因过大铸造热应力而形成碳化物,进而在热处理过程形成晶界富钨白色析出相的再结晶晶粒.      

损伤飞机修理工艺流程研究

通过对某型损伤飞机修理的基本程序及内容进行梳理,固化了该型飞机结构检查及修理的工艺流程,确定了不同损伤形式的检查及修理方法,为损伤飞机的结构修理及飞机战伤抢修提供参考。     

某型航空发动机涡轮叶片焊接裂纹故障分析及修理工艺改进

某型航空发动机涡轮叶片叶冠堆焊裂纹,修理时未被荧光渗透探伤有效检出.通过对裂纹性质进行金相分析,证明裂纹是由残余应力引起的延时裂纹,荧光探伤时未开口.针对性的研究采用X射线探伤进行补充检测并优化修理工艺流程增加去应力手段,不仅提高了检测可靠性而且降低了裂纹故障率.     

空气发生器排气锥支板裂纹修复工艺研究

工作中的空气发生器排气锥其支板处产生大量裂纹,通过焊前采用固熔处理恢复母材为奥氏体组织消除晶间贫铬、脉冲钨极氩弧焊对裂纹进行修复、焊后热处理消除残余应力,成功地修复了排气锥支板裂纹。     

一种进气道流场畸变模拟装置的研究

提出了一种用于进/发匹配的畸变模拟板与紊流发生环组合畸变模拟技术,根据该技术所设计的畸变模拟装置由可调节角度的模拟板以及可换装的紊流环组成,轴向长度仅等于通道截面一倍当量直径。通过实验研究得到了可调畸变模拟板与可换紊流发生环的几何设计参数及其组合状态下的气动性能变化规律,为该组合模拟技术的进一步运用打下了基础。      

V2500发动机反推平移门外筒局部缺失修复

检查发现V2500发动机反推平移门外筒蒙皮存在撕裂脱落型损伤,而结构修理手册中无对应修理方法,属于超手册损伤。南航沈阳维修基地采用预固化加强板的补片修理法完成了该局部缺失的修复工作,并通过力学测试证明修复件满足性能要求,获得了民航东北管理局的正式授权。     

止裂孔尺寸对止裂效果影响的研究

当航空器结构在航线使用过程中出现疲劳裂纹损伤时,通常在裂纹尖端打止裂孔进行临时性修理。通过理论分析和计算及试验分析,研究了止裂孔尺寸对止裂效果的影响。结果表明,当航空器结构出现疲劳裂纹损伤时,采用5.57～7.14mm直径的止裂孔进行止裂修理,止裂效果较好;当止裂孔直径为6.35mm时,止裂效果最好。     

某型航空发动机前挡板裂纹故障分析

通过对某型航空发动机前挡板裂纹的外观检查和微分测量,从宏观、微观、硬度及组织检查等方面开展了故障件的失效分析,从结构、寿命和使用风险等方面进行了讨论,给出了裂纹故障的分析结论。