飞机结构重要知识点

1，航线结构损伤维修特点

?数量多——雷击，冰雹，鸟撞，勤务车辆、工作梯撞击等 ?修理周期较长

? 时间紧迫——需要保障航班正常运营, 2.结构维修基本原则

安全性原则——结构持续适航影响结构持续适航性的损伤，必须立即停场进行结构修理

经济性原则——降低维修成本有计划地进行结构修理：不影响结构持续适航性的损伤，不一定立即进行结构修理 3.目前制约航线结构维修的主要因素

航线技术支援基本上为非结构修理专业人员，普遍缺乏基本结构工程技术支援技 能，AOG技术支援基本上依靠结构工程师提供，耽误抢修进度。具体表现在：不能正确应用SRM有效过滤允许损伤极限范围内的结构损伤

不能正确报告结构损伤：提供给结构工程师的结构损伤信息不符合要求，难以满足损伤评估 以及修理方案制定需要 4.结构种类及其含义

飞机结构分为主要结构(primary structure)和次要结构（secondary structure)两大类

主要结构：传递飞行、地面或者增压载荷的结构。

主要结构包含重要结构（PSE/SSI)和其它主要结构。重要结构指传递飞行、地面或者增压载荷的关键结构

件或者关键结构组件。重要结构件一旦失效，将导致飞机灾难性事故

次要结构：仅传递局部气动载荷或者自身质量力载荷的结构。

次要结构失效不影响结构持续适航性/飞行安全。大多数次要结构主要作用为保证飞机气动外形、降低飞行时空气阻力。例如翼-身整流罩。 5.门的种类及用途

登 机 门/勤务门：登机门和勤务门分别为旅客和机组和勤务人员接近客舱内部的通道口。

应急门：紧急出口指紧急情况下的撤离出口 货舱门：用以接近货舱内部区域。

登机梯门：放出后，该梯能形成通道供旅客和机组进入或离开飞机

前设备舱门（Forward access) 电子设备舱门(Electronic equipment compartment)

各种检查盖板（Access Doors）各种勤务盖板（Service Doors）驾驶舱门（Fixed Interior Doors） 6.门的主要/重要结构和次要结构、作用

主要/重要结构：门的蒙皮、结构、止动座和止动销 次要结构：各种检查盖板，各种勤务盖板，驾驶舱门门的蒙皮和结构：

7.机身结构总体布局

机身为典型的板杆组合加筋薄壁结构（也称为“半硬壳式” 结构），由蒙皮、前后增压端框腹板等增压边界结构以及长 桁、纵梁、龙骨梁、主起落架阻力梁等纵向结构和隔框、加 强框、客舱地板梁等横向结构等重要结构组成。

蒙皮为机身增压边界的主要组成部分，除了直接承受机身增压载荷之外，还承受并传递机身扭矩、剪力以及轴力、弯 矩等总体载荷。

长桁是机身轴力及弯矩的主要承受及传递结构。此外，长桁还将部分机身环向增压载荷通过clip传递给隔框并通过隔 框自平衡。此外，长桁还为蒙皮提供了纵向支撑，提高了蒙 皮抗扭矩及弯矩失稳能力。

隔框不仅将乘客、货物等有效载荷以及机载设备等飞机本身质量力通过shear tie传递给机身蒙皮，还通过隔框自身平面刚度使部分机身增压载荷得以自平衡。此外，隔框还为机身蒙皮、长桁以及纵梁提供了横向支撑，提高了蒙皮、长桁 以及纵梁结构的抗失稳能力。

机身纵梁(CREASE BEAM)为传递客舱纵向质量力及机身蒙皮皱折区域（crease ）集中载荷的重要结构。

客舱地板梁（floor beam)不仅是将客舱内部质量力通过隔框传递给机身蒙皮的主要结构，还使得机身上下部分交界 皱折区域（crease ）绝大部分环向附加载荷在地板梁得到

自 平衡。机身蒙皮大开口区域的地板梁，更是机身下部蒙皮增 压载荷的主要承受结构。

龙骨梁是恢复机身下部机翼中央段以及主轮舱段蒙皮壁板大开口弯矩传递通路的机身重要结构，主要传递机身总体弯 矩导致的挤压载荷。

整个机身结构根据破损－安全，或者损伤容限设计要求设计，以确保单个重要结构元件失效、或者结构系统存在一定 损伤之后，机身结构还能承受预期的破损－安全载荷。这种预期的破损－安全载荷一般为限制载荷(limit load) 制造分离面：主要包括机身蒙皮和长桁两类结构对接 机身上下区域：以客舱地板为界，整个机身分为上半部分及下半部分两个半径不同的圆形截面。机身上下部分交界区域位于客舱地板梁 两端。机身增压载荷导致蒙皮及 隔框的环向拉伸载荷，将在皱折区域产生集中载荷，通过 机身纵梁传递给客舱地板梁并通过客舱地板梁自平衡。

机身上半区域：客舱及驾驶舱、登机门、勤务门等机身蒙皮壁板中型开口以及应急舱门、客舱旅客观察窗户。 机身下半区域：雷达罩、前货舱、后货舱以及电子/设备舱前起落架舱、主起落架舱、中央翼段

机身增压边界：机身前起落架舱、主起落架舱、中央翼大开口区域以及机身尾段之外，驾 驶舱、客舱、前/后货舱以及电子设备舱区域

机身增压边界结构：直接承受机身交变增压载荷的结构称为。机身增压边界结构为疲劳敏感结构，容易产生疲劳裂纹 非增压区域: 机身前增压端框前部,后球形增压端框后部包含了APU舱区域

8.机身的重要结构、其它主要结构和次要结构

机身重要结构: (1)机身蒙皮、蒙皮对接带、门开口区域结构、窗开口加强带

(2) 隔框, 长桁, 加强件, 隔间支撑件 (3) 加强框 (4) 纵梁,龙骨梁 (5) 起落架支撑结构 (6) 机翼-机身连接结构

机身其它主要结构:

(1) 客舱地板和地板梁组件 (2)座椅滑轨

(3)货舱地板和地板支撑结构组件

机身次要结构:(1) 雷达罩 (2) 翼-身整流罩

(3) 机身背鳍结构 (4)机身尾椎及尾

撬

9.机身蒙皮的作用及构型

作用：1、机身蒙皮形成了乘客、货物以及机 载设备装载空

间并保证机身具有良好的气动外形。

2、机身、尾翼、机翼和起落架产生的弯矩、扭 矩、

剪力和轴力，绝大部分通过机身蒙皮传递并最 终得到平衡。

3、直接承受并传递机身内部增压载荷

机身蒙皮材料一般为抗疲 劳性能较好的铝铜合金（例如2024）蒙皮通过长桁与隔框连接，将大部分环向增压载荷传递给机身隔框并通过隔框自平衡。另一方面，隔框通过shear tie 与机身蒙皮连接，将机身内部乘客、货物以及机载设备等质 量力以分布剪流型式传递给机身蒙皮形成机身剪力。加强框 也通过shear tie与机身蒙皮连接，将剪力、扭矩等集中载荷 以分布剪流形式加载到机身蒙皮。 10.蒙皮止裂带的作用及止裂原理

机身蒙皮加强件包括加强板和止裂带两大类。

加强板目的是为了提高蒙皮局部区域的强度或者刚度， 以承受其它构件传来的集中载荷或者增强蒙皮局部区域抗气 动载荷变形能力

止裂带（TEAR STRAP）目的是为了满足机身蒙皮的破损－安全或者损伤容限设计要求，通过铆钉等永久性紧固件、 金属粘接或者蒙皮整体化铣等方式固定在机身蒙皮内表面 止裂带作用：止裂带可以将疲劳裂纹长度限制在临界裂 纹

长度范围内，确保机身蒙皮满足破损-安全或者损伤容限要求。

止裂带的止裂原理：止裂带增加了止裂带区域机身蒙皮的承载面积，从而降低了蒙皮应力水平。当疲劳裂纹扩展到止裂带边缘时，就会因为 应力水平大大降低停止扩展，或者沿着止裂带边缘改变扩展 方向，从而将裂纹长度控制在可接受长度内，避免其失稳扩 展带来灾难性后果。

机身内部增压还可能使裂纹区域的机身蒙皮向外掀开，让客舱压力适当下降。这样也会降低蒙皮的应力水平，终止或者 减缓裂纹的继续扩展，从而将裂纹长度控制在可接受长度内。

止裂带分布规律：除机身底部区域的蒙皮外，止裂带广泛分部于机身隔框、长桁下部区域 11.蒙皮的连接方式（搭接和对接）

搭接：用于机身蒙皮的纵向连接，以保证机身外表的气动光滑性。

搭接区域的蒙皮一般包括上层蒙皮及止裂带、下层

蒙皮及止裂带。

搭接需要满足机身蒙皮环向拉伸载荷的传递。由于

机身蒙皮环向拉伸载荷一般远高于纵向拉伸载荷，故搭接域传递的载荷要比对接高。搭接区域上层蒙皮最上排紧固件及下层蒙皮最下排紧固件孔的应力水平较高，为疲劳敏感部位。

对接： 机身蒙皮对接指前、后机身蒙皮通过对接带

连接的连接方式。对接由前蒙皮/止裂带、后蒙皮/止裂带以及对接带三部分组成。蒙皮与对接带搭接面采用涂密封胶 湿安装连接方式，以保持机身增压边界密封性 对接区域内表面，一般有机身隔框。

对接区域蒙皮内表面均有止裂带，不仅可以满足破损－安全设计要求，还可以防止埋头紧固件划窝后导致“毛边”（FEATHER EDGE)现象 对接需要满足机身蒙皮纵向拉伸载荷的传递。由于机身蒙皮环向拉伸载荷一般远高于纵向拉伸载荷，故搭接区域传递的载荷要比对接高。 12吊架的重要结构

主要结构：吊架主要结构为框、梁和蒙皮等结构组成的扭力盒段。吊架扭力盒的PSE包括蒙皮、梁、框、加强框、反推装置安装接头以 及吊架与机翼之间的连接件。其中，梁为吊 架的纵向承载结构，包括上梁、中梁和下 梁。框/加强框为梁的横向支持结构。 13短舱的组成部分

短舱由发动机罩和排气组件两部分组成。

141号、2号、3号、4号和5号驾驶舱风挡构型及其差异，

各部分功能

1、3、4和5号驾驶窗风挡采用螺杆直接固定在驾驶舱窗框结构上，为固定式风挡。2号风挡安装在导轨上，为可滑动开启的活动式风挡，以便通风和与地面联系。2号驾驶窗在紧急情况下还可用作紧急撤离通道。

风挡均采用破损-安全结构设计原理设计，由两层主要承载结构组成：一层直接承 受机身内部增压载荷，另外一层承受破损-安全载荷。

1号风挡：分别位于正驾驶和副驾驶正前方 中间层乙烯树脂有机玻璃层和内、外 两层无机玻璃结构叠压而成。

风挡的内层无机玻璃结构和中间层乙烯树脂有机玻璃结构为1号风挡的主要承载结构。其中，内层无机玻璃结构直接承受客舱增压 载荷。中间乙烯树脂有机玻璃层为破损-安全结构，用于防鸟撞并承受破损-安全载荷

1号风挡带有电加温防冰防雾系统

1号风挡通过飞机内部用螺杆固定在机身驾驶舱窗

框结构上

2号风挡构型与1号风挡相同，也带有电加温防冰防雾系统 3号风挡一般没有电加温防冰除雾系统，3号风挡采用破损-安全结构设计，由内、外两层丙烯酸树脂有机玻璃组成。 4号风挡位于机身前面、正驾驶和副驾驶头顶上方。部分机

型4号风挡内表面还有一层乙烯树脂有机玻璃层，用以避免内层无机玻璃结构 破裂后碎片伤害驾驶员并承受客舱内部增压 载荷。4号风挡也带有电加温防冰防雾系统

5号风挡位于正驾驶和副驾驶头顶上方的机身两侧。5号风挡带有电加温防冰防雾系统

15风挡有机玻璃和无机玻璃的典型开裂特征

无机玻璃开裂的裂纹较长，碎块大小、 形状不规则，开裂往往局限于玻璃部分区域。

有机玻璃一般整块同时开裂，裂纹较短。碎块较小，大小基本相等且形状基本相同。 16旅客窗风挡构型

旅客窗风挡采用破损-安全结构设计，由内、外丙烯酸树脂有机玻璃层组成。内、外 丙烯酸树脂均为风挡的主要承载结构。其 中，外层丙烯酸树脂有机玻璃结构直接承受 增压载荷。内层丙烯酸树脂有机玻璃在70F下能够承受1.5倍正常增压载荷，为旅客窗风挡的破损-安全结构

内层有机玻璃下方正中有一个保持长开的小孔，确 保内、外两层玻璃之间空腔内气压与机舱平 衡并防止风挡内层玻璃起雾

17机翼的功用和组成部分

功用：1、产生升力 2、主操纵面——副翼，提供横向操纵

3、机翼前、后缘装有各种形式的襟翼、缝翼等增升装置，提高飞机的起降性能

4、安装起落架、发动机等部件。机翼内部贮存燃油 组成部分

现代客机机翼一般由左外大翼、右外大翼以及中央翼三部分组成。

机翼内部大部分空间为整体油箱，用于装载飞机执行航班任务所需燃油. 18机翼外载荷种类

机翼主要外载荷：分布载荷：空气动力，机翼结构、燃油质量力

集中载荷：发动机、起落架等部件传递

19机翼的主要结构和作用

蒙皮：保持良好的气动外形，直接承受局部气动载荷、传递

机翼总体弯矩引起的拉、压载荷、与翼梁组成封闭盒段，传递机翼总体扭矩

桁条：一般为铝合金挤压型材。与蒙皮一起承受由弯矩引起

的轴向力、支持蒙皮，防止它在承受局部空气动力时产生过大的局部变形，并与蒙皮一起将局 部空气动力传给翼肋、提高蒙皮的抗剪切和挤压稳定性，使它能更好地承受机翼的扭矩和弯矩

翼梁：传递剪力（腹板）、传递少部分弯矩引起的拉、压载

荷（上下缘条）、与翼梁组成封闭盒段，传递扭矩

翼肋：可分为普通翼肋和加强翼肋两种。构成并保持设计翼

型、把蒙皮和桁条传给它的局部空气动力传递给翼梁腹板，而把局部空气动力导致的扭 矩，通过铆钉以剪流的形式传给机翼扭力盒段、支持蒙皮、桁条、翼梁腹板，提高它们的稳定性

20结构损伤种类（AD、ED、FD）

意外损伤（AD）：由于环境因素或者人为差错等偶然因素导

致的结构损伤。一般会导致结构表面明显损伤迹象

?环境因素导致的意外损伤：鸟击、雷击、冰雹等其它气候因素、跑道外来物。

?人为因素导致的意外损伤：运营差错。维护差错。制造差错

环境损伤（ED）：?金属结构：电偶腐蚀、应力腐蚀

?非金属结构：老化

疲劳损伤（FD）结构在交变载荷作用下出现的开裂。

21金属结构意外损伤形式及其典型特征

?开裂：金属结构开裂，一般伴随着凹坑、折痕等损伤。如

果没有凹坑、折痕等其它损伤形式，金属结构的开

裂一般为疲劳裂纹。

?豁口：结构件边缘材料局部缺损。豁口的长度、宽度和深度尺寸相近。

?擦伤：较为尖锐或者表面粗糙物体挤压结构表面导致的深

度和长度不等线状损伤，使得构件表面变得粗糙，表面材料缺失、横截面积略有减小。擦伤的长度方向尺寸远大于宽度和深度。宽度尺寸大于深度尺寸。

?划伤：锋利工具划过结构表面后，在结构表面留下的一种

深度和长度不等线状损伤。划伤宽度很窄，小于深度尺寸。深度一般不会不超过0.006英寸。飞机维修过程中拆除部件时，如果采用截纸刀等切除密封胶，就很容易导致结构表面划伤。划伤应力集中系数很高，容易导致疲劳裂纹。

?凿伤：料局部缺损形成的连续、尖锐或者光滑槽状损伤。

豁口长度尺寸大于宽度和深度尺寸，宽度尺寸略大于深度尺寸。采用金属铲刀或者螺丝刀等工具铲胶时，容易在结构表面留下凿伤

?穿孔：外来物冲击载荷作用下或者雷击等，导致构件整个厚度材料缺失形成的孔洞

?凹坑：表面形状较钝的外来物冲击或挤压构件表面造成的

构件表面局部区域变形。构件变形区域截面形状并

未发生改变且变形区域边界光滑

?折痕：部件表面局部变形区域存在明显的折痕线，但构件

变形区域截面面积并未发生改变。折痕往往与凹坑伴随出现

?失稳：结构在挤压载荷作用下失去原有稳定状态、造成构件结构形状急剧改变

?过热或雷击：过热指雷击导致的金属结构局部退火、烧蚀

或熔解，或者着火等高温导致金属结构热处理状态发生改变导致强度性能下降

22复合材料结构意外损伤形式及其典型特征

?脱胶：复合材料构件面板与蜂窝芯、面板与面板之间的胶

膜或者胶粘剂粘结面，由于外来物撞击、过载，或者受潮、进水等原因导致脱离的损伤形式。

?分层：复合材料层合板各铺层胶结面之间脱离。分层可能

发生在复合材料构件的内部、边缘以及孔周边。分层的主要形成原因为外来物撞击或者过载

?凹陷：外形光滑的钝型外来物撞击或挤压复合材料结构表

面造成的表面局部区域原有形状变化。变形区域边界光滑

层合板构件变形区域截面的横截面积一般不会发生改变。夹芯结构表面凹陷往往伴随着内部蜂窝芯的塌陷损伤

?穿孔：坚硬或锐利外来物撞击作用下，或者雷击等，造成

的复合材料结构部分或者整个截面厚度的材料缺损

?擦伤：表面粗糙外来物挤压复材结构表面导致深度和长度

不等的线状表面损伤。擦伤一般会导致深度不等的复材构件表层纤维断裂

?磨损、风蚀：飞行过程中气流中尘埃、雨点等长期作用下，

或者相对运动构件长期接触、摩擦作用下，复合材料构件表面出现的材料缺损。

?开裂：复合材料结构件在外来物冲击作用下，或者在交变

载荷作用下，树脂基体出现的开裂或者增强纤维出现的断裂

?过热：雷击或失火等高温导致的复合材料结构材料烧蚀 ?夹芯损伤：夹芯损伤包括外来物撞击、挤压导致的蜂窝芯

塌陷，水、液压油等导致的蜂窝芯软化、电化腐蚀等。

23电偶腐蚀、氧浓差电池、闭塞电池原理以及氯离子对腐蚀的自催化作用原理

电偶腐蚀：两种相互接触的导电材料存在电位差，在电解液

中由于原电池效应，导致电位较低的阳极失去电子被氧化腐蚀溶解、电位较高的阴极得到电子被还原保护的电化学反应过程

电偶腐蚀三要素（充要条件）

?阴极与阳极之间存在电位差?阴极与阳极之间存在电通路?阴极和阳极与电解溶液直接接触 电偶腐蚀速度影响因素

?阴极和阳极之间的电位差、面积比和电解液的导电率，是影响电偶腐蚀速度的主要因素。阴极和阳极之间的电位差、面积比越大，或者电解液的导电率越高，电偶腐蚀速度越快。 氧浓差电池

氧浓差电池指金属表面不同区域因为电解液中氧气浓度不同导致腐蚀电位不同形成的电偶腐蚀：贫氧区域电位较低，为阳极被腐蚀溶解。富氧区域电位较高，为阴极被保护。 闭塞电池

闭塞电池根源为氧浓差电池：腐蚀通道口被电解液或者腐蚀产物堵住之后，氧气难以进入腐蚀通道底部。腐蚀通道内氧气在腐蚀初期很快消耗掉。腐蚀通道内阴极反应所需氧气不得不通过在电解液中扩散补充。由于氧气在电解液中的扩散比较缓慢，到达腐蚀通道底部很困难。这就迫使腐蚀通道内金属表面阴极的还原反应终止。腐蚀通道内金属表面贫氧区和腐蚀通道外金属表面富氧区就形成了宏观电偶腐蚀电池：腐蚀通道内贫氧区域电位较低为阳极被腐蚀，腐蚀通道外金属表面富氧区域电位较高为阴极被保护。 氯离子对腐蚀的自催化作用原理

由于闭塞电池效应，腐蚀通道内阳离子（铝离子）将不断增多。如果腐蚀通道外电解液中存在负离子（氯离子），腐蚀通道内阳离子（铝离子）将吸引氯离子向腐蚀通道内移动以维持电荷平衡。

24丝状腐蚀典型特征、敏感位置、形成和扩展机理 丝状腐蚀是在结构漆层下部铝合金表面或者包铝层与铝合金交界处，由于氧浓差电池产生的电偶腐蚀。丝状腐蚀一般起始于紧固件头部以及漆层划伤区域，外观呈蜘蛛网状或者条纹状

形成和扩展机理：氧浓差电池和闭塞电池效应、Cl离子等特殊离子的自催化作用，会保持合金结构表面丝状腐蚀持续扩展并逐渐加快腐蚀进程。随着丝状腐蚀的进一步扩展，会逐渐转化为均匀腐蚀，最终可能会转化为晶间腐蚀/剥蚀、应力腐蚀等严重腐蚀形态。

处理方法：丝状腐蚀为结构表面常见的一种轻微腐蚀形态，可采用结构表面吹沙等方式去除

25缝隙腐蚀典型特征、敏感位置、形成和扩展机理、检查方法

缝隙腐蚀：指金属结构与其它结构之间搭接面存在缝隙之

后，在缝隙内部金属结构表面由于氧浓差电池产生的电偶腐蚀

形成和扩展机理:氧浓差电池和闭塞电池效应、Cl离子等特

殊离子的自催化作用，会保持铝合金结构缝隙腐蚀持续扩展并逐渐加快腐蚀进程。

腐蚀检查方法：

缝隙腐蚀产物挤压结构，会在结构表面形成鼓包区域，可以

通过目视检查发现。

修理缝隙腐蚀之前最好通过中、低频涡流阻抗法检查判断腐蚀程度及腐蚀范围。

26点蚀典型特征、形成和扩展机理

?点蚀是金属表面钝化膜局部破坏后，金属基体由于氧浓差电池等原因在结构表面形成的一种点状或者坑状电偶腐蚀。

?点蚀与结构材料种类、热处理状态以及所含杂质特性相关，往往起源于结构表面晶界或者杂质区域。 ?氯离子是铝合金点蚀形成和扩展的必要条件。

形成机理：氯离子竞争吸附理论：铝合金表面存在含氯离子

电解液时，氯离子与氧将在铝合金氧化膜表面竞争吸附。当氧化膜表面上的氧吸附点被氯离子替代后，氯离子将选择性吸附在氧化膜表面铝离子晶格周围。这样，氯离子就有一定几率和 氧化膜中的铝离子结合形成可溶性络合物(AlCl3)，使金属离子溶入电解液溶液中，从而导致金属基体局部裸露。金属基体与氧化膜存在电位差。与

氧化膜相比，金属基体电位低为阳极。裸露的金属基体与电解液直接接触后与氧化膜形成电偶腐蚀电池。这种大阴极、小阳极腐蚀电池，使金属基体裸露点快速腐蚀生成小蚀坑并进一步发展成为点蚀核。

氯离子穿透理论：氯离子半径非常小，可直接穿

过铝合金氧化膜表面进入氧化膜内并产生强烈的感应离子导电，使氧化膜特定点维持较高的电流密度并使阳离子杂乱移动。当氧化膜/电解液界面的电场电压达到临界值时，氧化膜将被击穿并导致金属基体裸露形成电偶腐蚀电池。金属基体为阳极被腐蚀并形成点蚀核。

扩展机理：氧浓差电池和闭塞电池效应、Cl离子等特殊离子

的自催化作用，会保持铝合金结构腐蚀持续扩展并逐渐加快腐蚀进程

后果：1、点蚀往往会进一步发展成为剥蚀（EFC）和应力腐

蚀（SCC）等严重腐蚀形式。2、应力集中——诱导疲劳裂纹

3、修理困难——点蚀蚀坑一般较深。按照结构修理手

册的要求打磨去除点蚀，会导致结构有效承载面积急剧减少、剩余强度不能满足承载要求。因此，点

蚀容易导致结构加强修理或者构件报废。

27均匀腐蚀典型特征、形成和扩展机理 特征：均匀腐蚀的腐蚀深度基本相同。

形成和扩展机理：合金基体内部或者晶界区域微观组织之间存在电位差，导致结构表面存在的电化学腐蚀。 腐蚀根源：金属热处理导致合金基体内部或者晶界区域存在电位不同的微观组织

28剥蚀典型特征、形成必要条件

铝合金剥蚀指辊压轧制的板材或者挤压成型的型材，沿拉长晶粒平面连续晶界产生的分层状腐蚀。剥蚀是一个电化学和力学共同作用的过程，本质上属于晶界区域电位不同组织之间电化学腐蚀导致的晶间腐蚀。

?剥蚀可以同时沿着平行于材料辊压或者挤压表面的多个沿晶通道扩展，导致材料表面层层剥离

剥蚀必要条件：（1）与电解液直接接触。（2）拉长状晶粒

（3）沿晶界连续分布、优先腐蚀溶解的阳极通道

重要影响因素：

（1）合金成分：不同合金成分决定了铝合金时效后晶界微

观组织结构。因此，不同合金成分铝合金具有不同的抗剥蚀性能

（2）时效状态：以7150铝合金为例：T77时效态抗剥蚀性能

最好，T6时效态抗剥蚀性能最差，T73时效态介于T77和T6时效态之间

（3）晶粒形状（纵厚比）：晶粒纵厚比越大，铝合金剥蚀

形成和扩展速度越快。等轴晶粒只会产生点蚀或者沿晶腐蚀。

（4） 应力：晶粒L轴向和LT轴向压应力可促进7150铝合金剥

蚀的形成和扩展，压应力越高剥蚀形成和扩展速度越快。晶粒L轴向和LT轴向拉应力、ST轴向压应力可抑制7150铝合金剥蚀形成和扩展，L轴向和LT轴向拉应力、ST轴向压应力越高剥蚀形成和扩展速度越缓慢。晶粒ST轴向交变剪应力可加速7150铝合金剥蚀形成和扩展，ST轴向恒定剪应力对7150铝合金剥蚀形成和扩展无明显影响。

29应力腐蚀典型特征、形成必要条件

特征：?裂纹扩展速度较快，约为10-3cm/h～10-1cm/h之间，

远大于一般电偶腐蚀，又远小于单纯的力学因素断裂。

?结构表面腐蚀轻微。断裂一般为脆性断裂特征。 ?裂纹源一般萌生于材料表面局部腐蚀。

?只有一条主裂纹。主裂纹断口平面与拉应力基本垂直。主裂纹或主断口的附近，常出现平行于主裂纹或主断口的表面裂纹。

?腐蚀产物中含有铝合金应力腐蚀敏感元素，例如氯

元素等。

应力腐蚀必要条件：?特定腐蚀介质?持续拉伸应力 30疲劳损伤宏观特征

疲劳裂纹宏观特征：结构在交变载荷作用下出现的开裂、裂纹呈线状扩展。裂纹区域没有凹坑、撕裂等意外损伤导致的结构变形

疲劳断裂宏观特征：断口一般存在两个明显区域：疲劳裂纹扩展区及最终断裂区、断裂区一般不存在目视可见的塑性变形、疲劳裂纹扩展区通常存在贝壳状或海滩波纹状疲劳条带。

31损伤种类（按照损伤程度）及其维修要求

?允许损伤：不影响结构完整性或者降低部件功能、在一定时间期限范围内不需要加强修理或者换件修理的轻微损伤 ?可修理损伤：可修理损伤指损伤导致结构承载能力低于设计极限承载能力之下、但是可以通过加强修理恢复其原始设计承载能力的损伤。

?不可修理损伤：不可修理损伤指损伤导致结构承载能力低于设计极限承载能力之下，不可以通过加强修理恢复其原始

设计承载能力，或者加强修理成本高于换件修理的损伤 32各种结构设计载荷的含义

?使用载荷：飞机结构在正常情况下承受的载荷

?限制载荷：飞机使用寿命中可能会出现的最高载荷。飞机结构应该能够承受限制载荷而不会产生永久变形。 ?极限载荷：限制载荷乘以一定的安全系数等于极限载荷。结构在极限载荷的作用下，不能发生结构件纯拉伸、纯剪切以及挤压失效等静强度破坏

33允许损伤定义及种类：不影响结构完整性或者降低部件功能、在一定时间期限范围内不需要加强修理或者换件修理的轻微损伤

种类：?永久性允许损伤?过渡性（需要附加检查）允许损伤?临时性允许损伤

34总体目视和详细目视检查方法的区别

总体目视一般用于检查飞机内部或者外部指定区域存在的明显可检结构损伤、失效或者其它异常情况。总体目视检查在正常的光照条件下进行，例如自然光、机库照明灯、手电筒或者移动式光管。总体目视检查有可能需要拆掉或者打开相关检查口盖、舱门，也可能需要工作梯、工作台架等设备接近指定检查区域。可视情采用反光镜等常用检查辅助工具。

除非检查工卡特殊注明，总体目视检查距离/范围为检查人

员能够触及的飞机范围。

详细目视用于检查飞机结构或者系统指定部位可能存在的损伤、失效或者其它异常情况。检查区域的光照条件必须满足检验员详细目视检查要求。检查过程中可能需要使用反光镜、放大镜等辅助检查工具，并可能需要表面清洁以及进一步拆装相关构件。

概括为：总体目视一般是区域性的检查，详细目视一般给指定区域

工具:总题目视用反光镜和手电筒就够了，详细目视还得实用放大镜和孔探设备

距离：总体目视是维修人员手可以摸到的地方，一般为一米左右，详细目视的 距离一般为30-50cm

35敲击检测方法及其优缺点

敲击法是一种采用硬币、专用敲击棒、敲击锤或者敲击仪等轻轻敲击复合材料结构表面，通过辨听敲击构件时的声音变化来确定复合材料结构内部损伤的检测方法。采用硬币、敲击棒或者敲击锤敲击复合材料结构表面时，未分层或者脱胶区域的声音比较清脆，而分层或者脱胶区域的声音则比较沉闷。

敲击检查常用于检测发现复合材料构件内部的分层、脱

胶，尤其适合确定分层区域。敲击法具有成本低、简便易行，一般作为其他特殊无损检测方法的前期检测或补充检测手段，具有较高的实用价值。

敲击法检测结构是否存在分层或者脱胶时，要求周围环境比较安静。嘈杂环境对损伤检测结果有一定影响。当铺层数复合材料构件铺层数超过3层之后，敲击检查结果并不一定可靠，除此之外，检查者的工作经验对检测结果的影响也比较大。

36超声波、X射线、涡流、红外成像检查的主要用途以及相关检查要求

概括各种检查方法的用途：

超声波在复合材料中一般是检查分层和脱胶，用于金属结构测厚度。

X射线一般用于检查金属结构的开裂和蜂窝结构的积水 涡流检查一般用于检查结构的裂纹、腐蚀、合金总类和热处理状态、结构过热的损伤评估

红外线成像是用于检查蜂窝结构的分层脱胶和积水

超声波：适用于所有材料类型的飞机结构，属于对结构表面

和内部开裂损伤极度敏感的检测方法。

结构表面要求：结构表面粗糙度不超过250微英寸、必须去

除结构表面过厚的漆层、防腐剂或者污物。

X射线：X射线主要用于检测目视检查无法接近区域可能存在

的裂纹和其它缺陷。如果结构检查区域可以采用目视检查方法，一般不建议采用X射线检查、 目视检查发现金属粘接结构或者复合材料结构表面存在损伤之后，也可以采用X射线检查确认损伤程度并确认金属粘接结构完整性。

用途：1、容易检查发现结构断裂、较大开裂导致的构件错

位。因此，X射线检查可用于检查确认冲击损伤导致的蜂窝芯塌陷或者断裂。

2、X射线检查可以增加雷击损伤导致的内部蜂窝结构损伤信息

3、超声波粘接测试等其它NDI手段无法检确认的内部结

构状况，例如蜂窝芯拼接或者修理、填充剂、发泡胶或者过多的粘接剂等，同样可以通过X射线检测。 4、X射线检查可以检查发现蜂窝芯积水。

局限性：1、X射线只能够检查发现深度超过20%的严重点蚀

或者剥蚀分层。最终确定结构腐蚀之前，必须会同其它检查方法的检查结果一起分析确定。 2、Ｘ射线检查实心铺层内部裂纹或者断裂时，裂纹或者断裂必须在Ｘ射线的照射方向上可见

涡流：涡流通常用于检查飞机铝合金或者非磁性结构以下损

伤类型： –裂纹/开裂检测

–铝合金蒙皮和/或其搭接结构的腐蚀及其导致的蒙皮厚度减少量检测

–合金种类及其热处理状态检测 –雷击或者失火后的结构过热损伤评估

?涡流检测一般无需分解结构或者将检查部件从飞机上拆下来。但是为了接近检查区域，可能需要打开接近盖板，拆除整流罩或者检查区域其它相关部件。

?涡流检查可以透过漆层、油或者其它不导电物质进行。检查之前，仅需要对结构表面进行适当清洁即可。 ?检查紧固件孔时，需要拆除紧固件

?涡流检测油箱内部结构时，为了防止引发油箱爆炸或者失火，必须放掉油箱积油并彻底通风。 红外成像检测法

利用被检物体不连续性缺陷对热传导性能影响导致的物体表面红外辐射能力差异，通过红外成像技术将红外辐射差异转化为可见的温度图像，从而确定物体损伤或缺陷的一种检测方法。

检查要求：1在飞机着陆一个小时内 2地面的环境温度高于零度

红外线成像检测法也是一种非接触式的检测方法。它具有灵敏度高、检测效率高和可直观显示等优点，主要用于检测蜂窝夹芯结构中的积水以及脱胶、分层。

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