飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計與驗(yàn)證：設(shè)計師/工程師指南

目錄
序
前言
名詞術(shù)語中英文對照
1飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計思想的演變/1
2關(guān)于不確定系數(shù)（安全系數(shù)）的討論/3
2．1安全系數(shù)定義及取值溯源/3
2．2安全系數(shù)1．5可否降低/6
3疲勞設(shè)計基本術(shù)語及相互關(guān)系/9
3．1疲勞、耐久性、損傷容限、結(jié)構(gòu)完整性/9
3．2疲勞、耐久性、損傷容限的關(guān)系/11
4關(guān)于結(jié)構(gòu)強(qiáng)度發(fā)圖（詳細(xì)設(shè)計）的建議/15
4.1發(fā)圖五問/15
4.2“二次”（多次）發(fā)圖/16
5新材料、新工藝、新連接應(yīng)用注意事項/19
6材料晶粒方向、裂紋方向及標(biāo)注要求/23
7緊固件孔制備/25
7.1去毛刺、倒角、倒圓/25
7.2一般要求/26
7.3鉆孔/27
7.4沉頭窩/27
7.5锪平/28
7.6緊固件孔垂直度/28
8應(yīng)力集中與過渡圓角半徑/29
9緊固件排列/31
10緊固件與配合/37
10.1緊固件直徑與連接厚度/37
10.2三類配合精度/37
10.3螺栓直徑/38
10.4高鎖螺栓/38
10.5螺栓/螺母安裝的擰緊力矩/39
10.6開口銷/42
10.7墊圈/43
10.8搭接試樣鉚接力對疲勞壽命的影響/44
10.9修理用鉚釘/44
11螺栓干涉配合/45
12開縫襯套冷擠壓/51
12.1冷擠壓量（膨脹量）/53
12.2鋁合金7050等板材ST方向冷擠壓/55
12.3冷擠壓后孔的“異常”/56
12.4小邊距冷擠壓/57
12.5冷擠壓后鉸削量對壽命增益的影響/61
12.6含裂紋孔冷擠壓壽命增益/62
12.7孔冷擠壓應(yīng)用建議/64
13壓合襯套冷膨脹/65
13.1冷膨脹量/69
13.2含裂紋孔壓合襯套壽命增益/69
13.3壓合襯套應(yīng)用建議/71
14三種疲勞壽命增益技術(shù)對比以及應(yīng)用建議/73
14.1三種疲勞壽命增益技術(shù)對比/73
14.2疲勞壽命增益技術(shù)應(yīng)用建議/79
15耳片設(shè)計/83
16止裂孔應(yīng)用注意事項/85
16.1一般要求和建議/85
16.2一種“止裂孔+冷擠壓”/86
17連接的端頭效應(yīng)/89
18間隙與加墊注意事項/93
19系統(tǒng)安裝支架設(shè)計/95
19.1系統(tǒng)支架安裝設(shè)計一般建議/95
19.2系統(tǒng)安裝設(shè)計的強(qiáng)度檢查/96
20耐久性和損傷容限設(shè)計檢查清單/97
20.1材料、無損檢測/98
20.2載荷、傳力/98
20.3幾何、應(yīng)力集中/98
20.4緊固件、緊固件孔/99
20.5裝配/100
20.6壽命增益措施/100
20.7其他/101
21全機(jī)靜力試驗(yàn)與全機(jī)疲勞試驗(yàn)/103
21.1全機(jī)靜力試驗(yàn)/103
21.2全機(jī)疲勞試驗(yàn)/104
21.3幾型飛機(jī)壽命設(shè)計與全機(jī)疲勞試驗(yàn)/108
21.4產(chǎn)生疲勞裂紋的原因/110
22對制造廠的建議/111
23耐久性和損傷容限良好設(shè)計建議/113
參考文獻(xiàn)/117
圖目錄
圖1機(jī)車軸的疲勞斷裂10
圖2交變載荷示意及術(shù)語10
圖3損傷容限結(jié)構(gòu)的損傷演變、檢測和修理13
圖4材料晶粒方向24
圖5裂紋方向24
圖6沉頭緊固件孔倒角26
圖7緊固件間距、排距以及并排（左圖）、交錯（右圖）32
圖8緊固件間距的強(qiáng)度考慮33
圖9緊固件孔并排——2孔34
圖10緊固件孔并排——4孔正方形34
圖11緊固件孔交錯——3孔等邊三角形（1）35
圖12緊固件孔交錯——3孔等邊三角形（2）35
圖13部位A應(yīng)力集中系數(shù)——無限大板的拉伸35
圖14預(yù)緊力螺栓疲勞壽命增益原理40
圖15應(yīng)避免的耳片螺栓夾緊連接41
圖16搭接鉚接試樣鉚接力對疲勞壽命的影響44
圖17干涉配合孔邊殘余應(yīng)力狀態(tài)46
圖18干涉配合孔邊殘余應(yīng)力分布46
圖19干涉配合孔邊疲勞應(yīng)力47
圖20開縫襯套冷擠壓工藝示意（FTI）52
圖21開縫襯套孔邊殘余應(yīng)力狀態(tài)52
圖22開縫襯套孔邊殘余應(yīng)力分布53
圖23開縫襯套孔邊疲勞應(yīng)力54
圖24不建議在7050T74XX等材料的ST方向應(yīng)用冷擠壓工藝55
圖25短橫向冷擠壓襯套縫的方向（FTI）56
圖26冷擠壓孔的三種“異?！保‵TI）57
圖27不同邊距冷擠壓孔疲勞壽命59
圖28不同邊距、有無預(yù)制裂紋冷擠壓孔疲勞壽命60
圖29邊距對冷擠壓孔疲勞壽命的影響61
圖30冷擠壓后鉸削量對壽命增益的影響62
圖31含裂紋孔（7050T7451鋁合金）冷擠壓的壽命增益63
圖32壓合襯套安裝工藝示意（FTI）66
圖33壓合襯套孔邊殘余應(yīng)力狀態(tài)67
圖34壓合襯套孔邊殘余應(yīng)力分布67
圖35壓合襯套孔邊疲勞應(yīng)力68
圖36干涉配合、壓合襯套、開縫襯套孔邊殘余應(yīng)力狀態(tài)示意74
圖37干涉配合、壓合襯套、開縫襯套孔邊殘余應(yīng)力分布示意75
圖38干涉配合、開縫襯套、壓合襯套孔邊疲勞應(yīng)力示意76
圖39耳片截面形狀與疲勞性能84
圖40止裂孔位置（WCI）86
圖41連接板、加強(qiáng)板、緊固件的內(nèi)力分布90
圖42端頭效應(yīng)——連接板90
圖43端頭效應(yīng)——加強(qiáng)板90
圖44釘傳載荷相同情況下的端頭效應(yīng)91
圖45產(chǎn)生疲勞裂紋的原因分類110
表目錄
表1疲勞、耐久性、損傷容限比較14
表2鋁合金、鈦合金結(jié)構(gòu)緊固件孔典型冷擠壓量55
表3含裂紋孔的壓合襯套試驗(yàn)件壽命增益70
表4干涉配合、開縫襯套、壓合襯套對比77
表5幾型飛機(jī)壽命設(shè)計及全機(jī)疲勞試驗(yàn)109