CN109110150A - 一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法和系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法和系统，方法包括：确定飞机金属结构的基本结构型式；根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法。系统包括飞机金属结构的基本结构型式确定模块和飞机金属结构的基本结构型式补强修理模块；系统还包括存储器和处理器。通过本发明，飞机用户可在满足飞机金属结构补强修理强度和刚度要求的基础上，直接对待补强修理结构进行补强修理，降低了飞机结构的补强修理难度并缩短修理周期，提高了飞机的利用率；另外，飞机用户与飞机设计单位之间进行信息交流，不会出现理解偏差，可靠性高，可广泛应用于金属结构补强修理技术领域。
Description
技术领域
本发明涉及金属结构补强修理技术领域，尤其是一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法和系统。
背景技术
名词解释：
结构：指主要作用是为了承受和传递载荷的构件。
杆：指基本变形为轴向拉伸、轴向尺寸(长度)远大于横截面尺寸的飞机结构。
钣弯件(formed section)：指采用板通过钣弯成型的杆类飞机结构。钣弯件的横厚度相同。
挤压件(extruded section)：指将金属坯料通过模具挤压成型的杆类飞机结构。挤压件横厚度一般不同，翻边根部区域较厚。
板(sheet)：指基本变形为剪切、厚度尺寸远小于长度和宽度尺寸的飞机结构。
蒙皮(skin)：指位于飞机外表面、失效影响飞行安全的板类飞机结构。
拉伸蒙皮：指主要变形为拉伸和剪切的蒙皮。
剪切蒙皮：指主要变形为剪切的蒙皮。
腹板(web)：指平面梁中基本作用为传递剪力的板类飞机结构。
拉伸腹板：指主要变形为拉伸和剪切的腹板。
剪切腹板：指主要变形为剪切的腹板。
疲劳敏感结构：容易产生疲劳开裂、失效后影响飞行安全的飞机结构。
补强修理：通过补强件(doubler)和紧固件(fastener)恢复飞机结构损伤导致结构损失承载能力的修理方法。
有效紧固件：用于恢复结构损失承载能力的紧固件。
行：与结构载荷方向平行的紧固件。
列：与结构载荷方向垂直的紧固件。
行间距：相邻行紧固件孔中心距离。
行边距：距结构边缘最近行紧固件孔中心至结构边缘距离。
列间距：相邻列紧固件孔中心之间距离。
列边距：距结构边缘最近列紧固件孔中心至结构边缘距离。
飞机使用期间，金属结构不可避免地存在偶然损伤、腐蚀或者疲劳开裂等损伤。飞机结构损伤会导致结构承载能力下降，影响甚至危及飞行安全。如果飞机结构损伤超出许可范围影响飞行安全，一般采用补强件和紧固件来进行补强修理，以恢复结构损失的承载能力。其中，补强修理的承载能力不得小于待补强结构(损伤结构)损失承载能力，这是飞机结构补强修理必须满足的强度和刚度要求。如果不满足，则会直接影响甚至危及飞行安全。
待补强结构损失承载能力决定于待补强结构需要承受的载荷。其中，待补强结构需要承受的载荷是飞机设计单位的核心技术，不会提供给飞机用户。由于无法得到待补强结构需要承受的载荷信息，飞机用户难以确定待补强结构损失承载能力以及包括补强件材料种类及厚度、紧固件种类和直径、紧固件间距和边距以及有效紧固件数量在内的飞机结构补强修理强度和刚度要求。一旦飞机结构损伤需要补强修理，目前的方法是，飞机用户只能将结构损伤等信息提供给远在异地的飞机设计单位、要求飞机设计单位提供能够满足强度和刚度要求的补强修理方法。这不仅大大增加了飞机结构补强修理周期、降低了飞机的利用率，还可能因为飞机用户与飞机设计单位之间飞机结构损伤信息等交流、理解差错导致飞机设计单位提供的补强修理方法不能满足补强修理的强度和刚度要求、直接影响甚至危及飞行安全，不够可靠。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明的目的在于：提供一种可靠性高的飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法和系统，以降低飞机结构补强修理难度并缩短修理周期。
本发明所采取的第一技术方案是：
一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法，包括以下步骤：
确定飞机金属结构的基本结构型式；所述飞机金属结构的基本结构型式包括钣弯件、挤压件、拉伸蒙皮、剪切蒙皮、拉伸腹板和剪切腹板；
根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法。
进一步，所述确定飞机金属结构的基本结构型式这一步骤，包括以下步骤：
对飞机金属结构进行分类，得到杆和板；
对杆进行分类，得到钣弯件和挤压件；
对板进行分类，得到蒙皮和腹板；
对蒙皮进行分类，得到拉伸蒙皮和剪切蒙皮；
对腹板进行分类，得到拉伸腹板和剪切腹板。
进一步，所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定钣弯件补强修理的第一补强件材料种类和第一补强件材料厚度；
确定钣弯件补强修理的第一紧固件种类和第一紧固件直径；
确定钣弯件补强修理的第一紧固件间距和第一紧固件边距；
确定钣弯件补强修理的第一有效紧固件数量；
确定钣弯件补强修理的第一紧固件排列方式。
进一步，所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定挤压件补强修理的第二补强件材料种类和第二补强件材料厚度；
确定挤压件补强修理的第二紧固件种类和第二紧固件直径；
确定挤压件补强修理的第二紧固件间距和第二紧固件边距；
确定挤压件补强修理的第二有效紧固件数量；
确定挤压件补强修理的第二紧固件排列方式。
进一步，所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定拉伸蒙皮补强修理的第三补强件材料种类和第三补强件材料厚度；
确定拉伸蒙皮补强修理的第三紧固件种类和第三紧固件直径；
确定拉伸蒙皮补强修理的第三紧固件间距和第三紧固件边距；
确定拉伸蒙皮补强修理的第三有效紧固件数量；
确定拉伸蒙皮补强修理的第三紧固件排列方式。
进一步，所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定剪切蒙皮补强修理的第四补强件材料种类和第四补强件材料厚度；
确定剪切蒙皮补强修理的第四紧固件种类和第四紧固件直径；
确定剪切蒙皮补强修理的第四紧固件间距和第四紧固件边距；
确定剪切蒙皮补强修理的第四有效紧固件数量；
确定剪切蒙皮补强修理的第四紧固件排列方式。
进一步，所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定拉伸腹板补强修理的第五补强件材料种类和第五补强件材料厚度；
确定拉伸腹板补强修理的第五紧固件种类和第五紧固件直径；
确定拉伸腹板补强修理的第五紧固件间距和第五紧固件边距；
确定拉伸腹板补强修理的第五有效紧固件数量；
确定拉伸腹板补强修理的第五紧固件排列方式。
进一步，所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定剪切腹板补强修理的第六补强件材料种类和第六补强件材料厚度；
确定剪切腹板补强修理的第六紧固件种类和第六紧固件直径；
确定剪切腹板补强修理的第六紧固件间距和第六紧固件边距；
确定剪切腹板补强修理的第六有效紧固件数量；
确定剪切腹板补强修理的第六紧固件排列方式。
本发明所采取的第二技术方案是：
一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性系统，包括：
飞机金属结构的基本结构型式确定模块，用于确定飞机金属结构的钣弯件、挤压件、拉伸蒙皮、剪切蒙皮、拉伸腹板和剪切腹板；
飞机金属结构的基本结构型式补强修理模块，用于根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法。
本发明所采取的第三技术方案是：
一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性系统，包括：
存储器，用于存储程序；
处理器，用于加载程序，以执行如第一技术方案所述的一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法。
本发明的有益效果是：采用本发明飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法和系统，飞机用户可在满足飞机金属结构补强修理强度和刚度要求的基础上，直接对待补强修理结构进行补强修理，无需通过飞机设计单位提供补强修理方法，大大降低了飞机结构的补强修理难度并缩短修理周期，大幅提高了飞机的利用率；另外，采用本发明飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法和系统，飞机用户无需与飞机设计单位之间进行信息交流，不会出现理解偏差，可靠性高。
附图说明
图1为本发明一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法的整体步骤流程图；
图2为本发明实施例中挤压件补强修理的待补强结构示意图；
图3为本发明实施例中挤压件补强修理的待补强结构与补强件安装示意图；
图4为本发明实施例中挤压件补强修理的内层补强件结构示意图；
图5为本发明实施例中挤压件补强修理的外层补强件结构示意图。
具体实施方式
下面结合说明书附图和具体实施例对本发明作进一步解释和说明。对于本发明实施例中的步骤编号，其仅为了便于阐述说明而设置，对步骤之间的顺序不做任何限定，实施例中的各步骤的执行顺序均可根据本领域技术人员的理解来进行适应性调整。
参照图1，本发明一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法，包括以下步骤：
确定飞机金属结构的基本结构型式；所述飞机金属结构的基本结构型式包括钣弯件、挤压件、拉伸蒙皮、剪切蒙皮、拉伸腹板和剪切腹板；
根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法。
其中，本发明的飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法可根据飞机金属结构的实际工况，对钣弯件、挤压件、拉伸蒙皮、剪切蒙皮、拉伸腹板和剪切腹板中的一种或者多种进行补强修理。
进一步作为优选的实施方式，所述确定飞机金属结构的基本结构型式这一步骤，包括以下步骤：
根据材料力学、结构力学的结构型式定义，对飞机金属结构进行分类，得到杆和板；
根据飞机金属结构设计原理，对杆进行分类，得到钣弯件和挤压件；
根据飞机金属结构设计原理，对板进行分类，得到蒙皮和腹板；
根据飞机金属结构设计原理，对蒙皮进行分类，得到拉伸蒙皮和剪切蒙皮；
根据飞机金属结构设计原理，对腹板进行分类，得到拉伸腹板和剪切腹板。
进一步作为优选的实施方式，所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定钣弯件补强修理的第一补强件材料种类和第一补强件材料厚度；
确定钣弯件补强修理的第一紧固件种类和第一紧固件直径；
确定钣弯件补强修理的第一紧固件间距和第一紧固件边距；
确定钣弯件补强修理的第一有效紧固件数量；
确定钣弯件补强修理的第一紧固件排列方式。
进一步作为优选的实施方式，所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定挤压件补强修理的第二补强件材料种类和第二补强件材料厚度；
确定挤压件补强修理的第二紧固件种类和第二紧固件直径；
确定挤压件补强修理的第二紧固件间距和第二紧固件边距；
确定挤压件补强修理的第二有效紧固件数量；
确定挤压件补强修理的第二紧固件排列方式。
进一步作为优选的实施方式，所述所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定拉伸蒙皮补强修理的第三补强件材料种类和第三补强件材料厚度；
确定拉伸蒙皮补强修理的第三紧固件种类和第三紧固件直径；
确定拉伸蒙皮补强修理的第三紧固件间距和第三紧固件边距；
确定拉伸蒙皮补强修理的第三有效紧固件数量；
确定拉伸蒙皮补强修理的第三紧固件排列方式。
进一步作为优选的实施方式，所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定剪切蒙皮补强修理的第四补强件材料种类和第四补强件材料厚度；
确定剪切蒙皮补强修理的第四紧固件种类和第四紧固件直径；
确定剪切蒙皮补强修理的第四紧固件间距和第四紧固件边距；
确定剪切蒙皮补强修理的第四有效紧固件数量；
确定剪切蒙皮补强修理的第四紧固件排列方式。
进一步作为优选的实施方式，所述所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定拉伸腹板补强修理的第五补强件材料种类和第五补强件材料厚度；
确定拉伸腹板补强修理的第五紧固件种类和第五紧固件直径；
确定拉伸腹板补强修理的第五紧固件间距和第五紧固件边距；
确定拉伸腹板补强修理的第五有效紧固件数量；
确定拉伸腹板补强修理的第五紧固件排列方式。
进一步作为优选的实施方式，所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定剪切腹板补强修理的第六补强件材料种类和第六补强件材料厚度；
确定剪切腹板补强修理的第六紧固件种类和第六紧固件直径；
确定剪切腹板补强修理的第六紧固件间距和第六紧固件边距；
确定剪切腹板补强修理的第六有效紧固件数量；
确定剪切腹板补强修理的第六紧固件排列方式。
与图1的方法相对应，本发明一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性系统，包括：
飞机金属结构的基本结构型式确定模块，用于确定飞机金属结构的钣弯件、挤压件、拉伸蒙皮、剪切蒙皮、拉伸腹板和剪切腹板；
飞机金属结构的基本结构型式补强修理模块，用于根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法。
进一步作为优选的实施方式，所述飞机金属结构的基本结构型式确定模块包括：
飞机金属结构的钣弯件确定单元，用于确定飞机金属结构的钣弯件；
飞机金属结构的挤压件确定单元，用于确定飞机金属结构的挤压件；
飞机金属结构的拉伸蒙皮确定单元，用于确定飞机金属结构的拉伸蒙皮；
飞机金属结构的剪切蒙皮确定单元，用于确定飞机金属结构的剪切蒙皮；
飞机金属结构的拉伸腹板确定单元，用于确定飞机金属结构的拉伸腹板；
飞机金属结构的剪切腹板确定单元，用于确定飞机金属结构的剪切腹板。
进一步作为优选的实施方式，所述飞机金属结构的基本结构型式补强修理模块包括：
钣弯件补强修理单元，用于确定符合钣弯件补强修理强度和刚度要求的第一补强件材料种类和第一补强件厚度、第一紧固件种类和第一紧固件直径、第一紧固件间距和第一紧固件边距、第一有效紧固件数量和第一紧固件排列方法；
挤压件补强修理单元，用于确定符合挤压件补强修理强度和刚度要求的第二补强件材料种类和第二补强件厚度、第二紧固件种类和第二紧固件直径、第二紧固件间距和第二紧固件边距、第二有效紧固件数量和第二紧固件排列方法；
拉伸蒙皮补强修理单元，用于确定符合拉伸蒙皮补强修理强度和刚度要求的第三补强件材料种类和第三补强件厚度、第三紧固件种类和第三紧固件直径、第三紧固件间距和第三紧固件边距、第三有效紧固件数量和第三紧固件排列方法；
剪切蒙皮补强修理单元，用于确定符合剪切蒙皮补强修理强度和刚度要求的第四补强件材料种类和第四补强件厚度、第四紧固件种类和第四紧固件直径、第四紧固件间距和第四紧固件边距、第四有效紧固件数量和第四紧固件排列方法；
拉伸腹板补强修理单元，用于确定符合拉伸腹板补强修理强度和刚度要求的第五补强件材料种类和第五补强件厚度、第五紧固件种类和第五紧固件直径、第五紧固件间距和第五紧固件边距、第五有效紧固件数量和第五紧固件排列方法；
剪切腹板补强修理单元，用于确定符合剪切腹板补强修理强度和刚度要求的第六补强件材料种类和第六补强件厚度、第六紧固件种类和第六紧固件直径、第六紧固件间距和第六紧固件边距、第六有效紧固件数量和第六紧固件排列方法。
与图1的方法相对应，本发明一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性系统，包括：
存储器，用于存储程序；
处理器，用于加载程序，以执行本发明的一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法。
下面详细描述本发明的一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法的具体实施步骤：
S1、确定飞机金属结构的基本结构型式，具体包括以下步骤：
S11、根据材料力学、结构力学的结构型式定义，对飞机金属结构进行分类，得到杆和板；
S12、根据飞机金属结构设计原理，对杆进行分类，得到钣弯件和挤压件；
S13、根据飞机金属结构设计原理，对板进行分类，得到蒙皮和腹板；
S14、根据飞机金属结构设计原理，对蒙皮进行分类，得到拉伸蒙皮和剪切蒙皮；
S15、根据飞机金属结构设计原理，对腹板进行分类，得到拉伸腹板和剪切腹板。
S2、对钣弯件进行补强修理的强度和刚度符合性方法；
下面以材料为7075-T6 clad 0.063英寸厚度的非疲劳敏感钣弯件局部区域切割补强修理为例，该钣弯件损失承载截面宽度为1.55英寸、补强修理区域有直径3/16英寸小头2017铝合金铆钉的旧紧固件孔，所述步骤S2包括以下步骤：
S21、确定对钣弯件补强修理的第一补强件材料种类以及第一补强件材料厚度；
第一补强件材料种类与待补强结构的材料种类相同、第一补强件厚度比待补强结构的厚度至少加厚一级。标准铝合金板按照厚度尺寸进行等级划分如下(厚度等级递增)：0.012，0.016，0.020，0.025，0.032，0.036，0.040，0.045，0.050，0.056，0.063，0.071，0.080，0.090，0.100，0.125，0.160，0.190，0.200。
本实施例中，待补强结构材料为7075-T6 clad 0.063英寸，第一补强件采用7075-T6 clad 0.071英寸的材料。
S22、确定钣弯件补强修理的第一紧固件种类和第一紧固件直径；
如果补强修理区域有旧紧固件孔，第一紧固件材料种类和直径与旧孔原紧固件相同(旧高锁螺杆孔采用加大一级的高锁螺杆)；如果补强修理区域全部为新紧固孔，第一紧固件优先选用直径不小于5/32英寸的2017-T3材料小凸头铆钉。其中，如果补强件厚度超过0.10英寸，第一紧固件尽量采用高锁螺杆。
本实施例中，补强修理区域有直径3/16英寸小头2017铝合金铆钉的旧紧固件孔，第一紧固件采用直径3/16英寸的小头2017铝合金铆钉；
S23、钣弯件补强修理的第一紧固件间距和第一紧固件边距；
第一紧固件的列间距3D～6D，列边距不小于1.7D；疲劳敏感结构的第一紧固件行间距5D～6D，行边距不小于2.5D；非疲劳敏感结构的第一紧固件行间距4D～6D，行边距不小于2D；其中，D为紧固件(孔)直径。
本实施例中，待补强结构为非疲劳敏感结构，第一紧固件直径为6/32英寸，采用列间距0.57～1.1英寸，列边距至少0.32英寸，行间距0.75～1.1英寸，行边距至少0.38英寸。
S24、确定钣弯件补强修理的第一有效紧固件数量；
第一有效紧固件数量＝待补强结构损失承载能力÷每颗紧固件在待补强结构中的承载能力。其中，待补强结构损失承载能力＝待补强结构损失承载面积A×待补强结构材料拉伸强度。待补强结构材料拉伸强度取1.5Fty(材料拉伸屈服强度)和Ftu(材料拉伸极限强度)中较小值。
在本实施例中，根据金属材料性能数据可知，7075-T6 clad 0.063英寸厚度铝合金材料的拉伸屈服强度Fty＝67×103磅/英寸2，拉伸极限强度Ftu＝75×103磅/英寸2，由于1.5Fty>Ftu，故拉伸强度取Ftu；
待补强结构损失承载面积：A＝0.063×1.55＝0.098英寸2；
待补强结构损失承载能力：Ft＝Ftu×A＝75×103×0.098＝7324磅；
另外，根据紧固件连接强度数据可知，直径3/16英寸的小头2017铝合金铆钉在7075-T6 clad 0.063英寸钣弯件待补强结构的承载能力为1050磅/颗；
则补强修理有效紧固件最少颗数n＝7324/1050＝6.975(本实施例取7颗)。
S25、确定钣弯件补强修理的第一紧固件排列方式。
钣弯件补强修理区域每行第一有效紧固件的数量不少于3颗且不多于6颗。如果待补强结构为局部区域切割补强修理，平行于待补强结构载荷方向的切口边缘至少有一行防失稳紧固件、防止补强件压缩失效。
本实施例中，在满足行间距和行边距的前提下，第一有效紧固件2行，每行分别为3颗和4颗(共7颗)。待补强结构为局部区域切割补强修理，平行于待补强结构载荷方向的切口边缘至少有一行防失稳紧固件、防止补强件压缩失效。
S3、对挤压件进行补强修理的强度和刚度符合性方法；
下面以图2所示材料为2024-T3511的疲劳敏感拉伸失效挤压件为例，待补强挤压件中，H1代表挤压件截面高度，其值为1.50英寸；R1代表挤压件内圆角半径，其值为0.16英寸；L1代表挤压件截面宽度，其值为1.50英寸；h1代表挤压件厚度，其值为0.071英寸，所述步骤S3包括以下步骤：
S31、确定挤压件补强修理的第二补强件材料种类和第二补强件材料厚度；
如果待补强结构为2XXX铝合金挤压件，钣弯件材料的第二补强件与待补强结构的材料种类相同、钣弯第二补强件总厚度和横截面积至少为待补强结构损失承载厚度和面积的1.25倍；如果待补强结构为7XXX铝合金挤压件，第二补强件与待补强结构材料种类相同。挤压件材料的第二补强件厚度和横截面积至少为待补强结构损失承载厚度和面积的1.25倍，钣弯件材料的第二补强件总厚度和横截面积至少为待补强结构损失承载厚度和面积的1.35倍。
本实施例中，挤压件补强修理的待补强结构与补强件安装示意图，如图3所示，第二补强件采用内、外两层钣弯件，1代表内层补强件；2代表外层补强件；3代表待补强结构；h1代表补强件伸出待补强结构边缘的最大宽度等于待补强挤压件3的厚度；如图4所示，在内层补强件中，H2代表内层补强件截面高度，其值为1.50英寸；R2代表内层补强件内圆角半径，其值为0.16英寸；L2代表内层补强件截面宽度，其值为1.50英寸；h2代表内层补强件厚度，其值为0.040英寸；如图5所示，在外层补强件中，H3代表外层补强件截面高度，其值为1.46英寸；R3代表外层补强件内圆角半径，其值为0.22英寸；L3代表外层补强件截面宽度，其值为1.46英寸；h3代表外层补强件厚度，其值为0.063英寸。内层补强件厚度0.040英寸、外层补强件厚度0.063英寸，总厚度0.103英寸，超过了待补强结构厚度的1.25倍。
对本实施例中补强件承载面积进行符合性校核如下：
待补强结构损失承载面积A＝(1.5+1.5)×0.071-(0.071)2+[(4-π)×(0.16)2]/4＝0.21英寸2；
内层补强件的承载面积A1＝0.040×[1.50+1.50-2×(0.16+0.040)]+π×[(0.16+0.040)2-(0.16)2]/4–2×0.04×6/32＝0.11英寸2；
外层补强件的承载面积A2＝0.063×[1.46+1.46-2×(0.22+0.063)]+π×[(0.22+0.063)2-(0.22)2]/4–2×0.063×6/32＝0.15英寸2；
1.25A＝1.25×0.21＝0.26英寸2；
A1+A2≥1.25A：满足要求。
S32、确定挤压件补强修理的第二紧固件种类和第二紧固件直径；
如果补强修理区域有旧紧固件孔，第二紧固件材料种类和直径与旧孔原紧固件相同(旧高锁螺杆孔采用加大一级的高锁螺杆)；如果补强修理区域全部为新紧固孔：第二紧固件优先选用直径不小于5/32英寸的2017-T3材料小凸头铆钉。其中，如果补强件厚度超过0.10英寸，第二紧固件尽量采用高锁螺杆。
本实施例中，补强件总厚度0.103英寸，第二紧固件采用直径6/32英寸的小头钛合金高锁螺杆。
S33、确定挤压件补强修理的第二紧固件间距和第二紧固件边距；
第二紧固件的列间距3D～6D，列边距不小于1.7D；疲劳敏感结构的第二紧固件行间距5D～6D，行边距不小于2.5D；非疲劳敏感结构的第二紧固件行间距4D～6D，行边距不小于2D；其中，D为紧固件(孔)直径。
本实施例中，待补强结构为疲劳敏感结构，第二紧固件直径6/32英寸，采用列间距0.57～1.1英寸，列边距0.32英寸，行间距为0.94～1.1英寸，行边距至少0.47英寸。
S34、确定挤压件补强修理的第二有效紧固件数量；
第二有效紧固件数量＝待补强结构损失承载能力÷每颗紧固件在待补强结构中的承载能力。其中，2XXX铝合金挤压件待补强结构损失承载能力＝待补强结构损失承载面积A×待补强结构材料拉伸强度。待补强结构材料拉伸强度取1.5Fty(材料拉伸屈服强度)和Ftu(材料拉伸极限强度)中较小值；7XXX铝合金挤压件待补强结构损失承载能力＝待补强结构损失承载面积A×待补强结构材料压缩屈服强度Fcy。
在本实施例中，根据金属材料性能数据可知，2024-T3511 0.071英寸铝合金挤压件的拉伸屈服强度Fty＝47×103磅/英寸2，拉伸极限强度Ftu＝61×103磅/英寸2。由于1.5Fty>Ftu，故拉伸强度取Ftu；
待补强结构损失承载面积：A＝0.21英寸2；
待补强结构损失承载能力：Ft＝Ftu×A＝61×103×0.21＝12810磅。
另外，根据紧固件连接强度数据可知，直径6/32的小头钛合金高锁螺杆在2024-T3511 0.071英寸挤压件的承载能力为1220磅/颗；
则补强修理有效紧固件最少颗数n＝12810/1220＝10.5(本实施例取12颗)。
S35、确定挤压件补强修理的第二紧固件排列方式。
挤压件补强修理区域每行第二有效紧固件的数量不少于3颗且不多于6颗。如果待补强结构为局部区域切割补强修理，平行于待补强结构载荷方向的切口边缘至少有一行防失稳紧固件、防止补强件压缩失效。
本实施例中，待补强结构不是局部切割补强修理，在满足行间距和行边距的前提下，第二有效紧固件2行、6列(共12颗)。每行有效紧固件6颗。
S4、对拉伸蒙皮进行补强修理的强度和刚度符合性方法。
下面以材料为2024-T3 clad 0.040英寸铝合金材料的机身环向(材料L方向)和纵向(材料LT方向)双向拉伸蒙皮为例，蒙皮损失承载切口环向(宽度)为5英寸，纵向(长度)为7.5英寸，补强修理区域有直径3/16英寸小平头2017铝合金铆钉的旧紧固件孔，所述步骤S4具体包括以下步骤：
S41、确定拉伸蒙皮补强修理的第三补强件材料种类和第三补强件材料厚度；
第三补强件材料种类与待补强结构的材料种类相同、第三补强件厚度比待补强结构的厚度至少加厚一级。标准铝合金板按照厚度尺寸进行等级划分如下(厚度等级递增)：0.012，0.016，0.020，0.025，0.032，0.036，0.040，0.045，0.050，0.056，0.063，0.071，0.080，0.090，0.100，0.125，0.160，0.190，0.200；平头紧固件的埋头窝深度不得超过蒙皮或蒙皮补强件厚度的67％。
本实施例中，待补强结构材料为2024-T3 clad 0.040英寸，第三补强件至少为2024-T3 clad 0.045英寸。为了同时满足直径3/16英寸小平头紧固件埋头窝深度不超过蒙皮补强件厚度的67％要求，本实施例中，补强件采用2024-T3 clad 0.063英寸。
S42、确定拉伸蒙皮补强修理的第三紧固件种类和第三紧固件直径；
如果补强修理区域有旧紧固件孔，第三紧固件材料种类和直径与旧孔原紧固件相同(旧高锁螺杆孔采用加大一级的高锁螺杆)；如果补强修理区域全部为新紧固孔，第三紧固件优先选用直径不小于5/32英寸的2017-T3材料小平头铆钉。其中，如果补强件厚度超过0.10英寸，第三紧固件尽量采用高锁螺杆。
本实施例中，补强修理区域有直径3/16英寸小平头2017铝合金铆钉的旧紧固件，第三紧固件采用直径3/16英寸的小平头2017铝合金铆钉。
S43、确定拉伸蒙皮补强修理的第三紧固件间距和第三紧固件边距；
第三紧固件纯剪切方向的行间距和列间距4D～6D，行边距和列边距不小于2.0D；第三紧固件拉伸方向的列间距4D～6D，列边距不小于2.0D，行间距5D～6D，行边距不小于2.5D。D为紧固件(孔)直径。
本实施例中，待补强结构为环向和纵向双向拉伸蒙皮，第三紧固件直径为3/16英寸，行间距和列间距采用0.94～1.1英寸，行边距和列边距至少0.5英寸。
S44、确定拉伸蒙皮补强修理的第三有效紧固件数量；
第三有效紧固件数量＝待补强结构损失承载能力÷每颗紧固件在待补强结构中的承载能力。其中，待补强结构拉伸方向损失承载能力＝待补强结构损失承载面积A×待补强结构材料拉伸强度。待补强结构材料拉伸强度取1.5Fty(材料拉伸屈服强度)和Ftu(材料拉伸极限强度)中较小值；待补强结构纯剪切方向损失承载能力＝待补强结构损失承载面积A×待补强结构材料剪切极限强度Fsu。
在本实施例中，根据金属材料性能数据可知，2024-T3 clad 0.040英寸铝合金材料LT方向的拉伸屈服强度Fty-LT为40×103磅/英寸2，拉伸极限强度Ftu-LT为60×103磅/英寸2；材料L方向的拉伸屈服强度Fty-L为45×103磅/英寸2，拉伸极限强度Ftu-L为61×103磅/英寸2。1.5Fty>Ftu，故蒙皮纵向和环向拉伸强度分别取Ftu-LT和Ftu-L；
首先，计算蒙皮纵向(宽度)的损失承载能力：损失承载面积A1＝0.040×5.0＝0.20英寸2；损失承载能力Ft1＝Ftu-LT×A1＝12000磅。
接着，计算蒙皮环向(长度)的损失承载能力：损失承载面积A2＝0.040×7.5＝0.30英寸2；损失承载能力Ft2＝Ftu-L×A2＝18300磅。
最后，计算第三有效紧固件数量：根据紧固件连接强度数据可知，直径3/16英寸的小平头2017铝合金铆钉在2024-T3 clad 0.040英寸蒙皮的承载能力为725磅/颗；
则纵向(宽度)有效紧固件最少颗数n＝12000/725＝16.6(本实施例取20颗)；
环向(长度)有效紧固件最少颗数n＝18300/725＝25.3(本实施例取28颗)。
S45、确定拉伸蒙皮补强修理的第三紧固件排列方式。
补强修理区域拉伸方向每行第三有效紧固件的数量不少于3颗且不多于6颗。
本实施例中，在满足行间距和行边距的前提下，宽度方向5行、4列(共20颗)，长度方向7行、4列(共28颗)。拉伸方向每行有效紧固件4颗。
S5、对剪切蒙皮进行补强修理的强度和刚度符合性方法。
下面以材料为2024-T3 clad 0.063英寸的剪切蒙皮为例，蒙皮损失承载切口的长度为2.2英寸，宽度为5.0英寸，补强修理区域有直径3/16英寸小平头2017铝合金铆钉的旧紧固件孔，所述步骤S5包括以下步骤：
S51、确定剪切蒙皮补强修理的第四补强件材料种类和第四补强件材料厚度；
第四补强件材料种类与待补强结构的材料种类相同、第四补强件厚度比待补强结构的厚度至少加厚一级。标准铝合金板按照厚度尺寸进行等级划分如下(厚度等级递增)：0.012，0.016，0.020，0.025，0.032，0.036，0.040，0.045，0.050，0.056，0.063，0.071，0.080，0.090，0.100，0.125，0.160，0.190，0.200；平头紧固件的埋头窝深度不得超过蒙皮或蒙皮补强件厚度的67％。
本实施例中，待补强结构材料为2024-T3 clad 0.063英寸，第四补强件采用2024-T3 clad 0.071英寸，满足直径3/16英寸小平头紧固件埋头窝深度不超过补强件厚度的67％要求。
S52、确定剪切蒙皮补强修理的第四紧固件种类以及第四紧固件直径；
如果补强修理区域有旧紧固件孔，第四紧固件材料种类和直径与旧孔原紧固件相同(旧高锁螺杆孔采用加大一级的高锁螺杆)；如果补强修理区域全部为新紧固孔，第四紧固件优先选用直径不小于5/32英寸的2017-T3材料小平头铆钉。其中，如果补强件厚度超过0.10英寸，第四紧固件尽量采用高锁螺杆。
本实施例中，补强修理区域有直径3/16英寸小平头2017铝合金铆钉的旧紧固件孔，第四紧固件采用直径3/16英寸的小平头2017铝合金铆钉。
S53、确定剪切蒙皮补强修理的第四紧固件间距和第四紧固件边距；
第四紧固件行间距和列间距4D～6D，行边距和列边距不小于2D。D为紧固件(孔)直径。
本实施例中，第四紧固件直径为3/16英寸，行间距和列间距为0.75～1.1英寸，行边距和列边距至少0.38英寸。
S54、确定剪切蒙皮补强修理的第四有效紧固件数量；
第四有效紧固件数量＝待补强结构损失承载能力÷每颗紧固件在待补强结构中的承载能力。其中，待补强结构损失承载能力＝待补强结构损失承载面积A×待补强结构材料剪切极限强度Fsu；
在本实施例中，根据金属材料性能数据可知，2024-T3 clad 0.063英寸铝合金材料的剪切极限强度Fsu为39×103磅/英寸2；
首先，计算蒙皮长度方向的损失剪切承载能力：损失承载面积A1＝0.063×2.2＝0.14英寸2；损失承载能力：Fs1＝Fsu×A1＝5460磅。
然后计算蒙皮宽度方向的损失剪切承载能力：损失承载面积A2＝0.063×5.0＝0.315英寸2；损失承载能力：Fs2＝Fsu×A2＝12285磅。
最后计算第四有效紧固件数量：根据紧固件连接强度数据可知，直径3/16英寸的小头2017铝合金铆钉在2024-T3 clad 0.063英寸蒙皮的承载能力为1050磅/颗；蒙皮长度方向有效紧固件最少颗数n＝5460/1050＝5.2(本实施例取6颗)；蒙皮宽度方向有效紧固件最少颗数n＝12285/1050＝11.7(本实施例取12颗)。
S55、确定剪切蒙皮补强修理的第四紧固件排列方式。
本实施例中，在满足间距和边距的前提下，长度方向第四有效紧固件2行、3列(共6颗)，宽度方向第四有效紧固件2行、6列(共12颗)。
S6、对拉伸腹板进行补强修理的强度和刚度符合性方法。
下面以材料为2024-T3 clad 0.040英寸长度方向(材料L方向)为拉伸、高度方向(材料LT方向)为纯剪切的腹板为例，腹板损失承载切口高度方向(宽度)为5英寸，长度方向(长度)为7.5英寸，补强修理区域有直径5/32英寸小凸头2017铝合金铆钉的旧紧固件孔，所述步骤S6具体包括以下步骤：
S61、确定拉伸腹板补强修理的第五补强件材料种类和第五补强件材料厚度；
第五补强件材料种类与待补强结构的材料种类相同、第五补强件厚度比待补强结构的厚度至少加厚一级。标准铝合金板按照厚度尺寸进行等级划分如下(厚度等级递增)：0.012，0.016，0.020，0.025，0.032，0.036，0.040，0.045，0.050，0.056，0.063，0.071，0.080，0.090，0.100，0.125，0.160，0.190，0.200。
本实施例中，待补强结构材料为2024-T3 clad 0.040英寸，第五补强件采用2024-T3 clad 0.045英寸材料。
S62、确定拉伸腹板补强修理的第五紧固件种类和第五紧固件直径；
如果补强修理区域有旧紧固件孔，第五紧固件材料种类和直径与旧孔原紧固件相同(旧高锁螺杆孔采用加大一级的高锁螺杆)；如果补强修理区域全部为新紧固孔，第五紧固件优先选用直径不小于5/32英寸的2017-T3材料小凸头铆钉。其中，如果补强件厚度超过0.10英寸，第五紧固件尽量采用高锁螺杆。
本实施例中，补强修理区域有直径5/32英寸小凸头2017铝合金铆钉的旧紧固件，第五紧固件采用直径5/32英寸的小凸头2017铝合金铆钉。
S63、确定拉伸腹板补强修理的第五紧固件间距和第五紧固件边距；
第五紧固件纯剪切方向的行间距和列间距3D～6D，行边距和列边距不小于1.7D；第五紧固件拉伸方向的列间距3D～6D，列边距不小于1.7D，行间距4D～6D，行边距不小于2.0D。D为紧固件(孔)直径。
本实施例中，第五紧固件直径为5/32英寸，纯剪切方向的行间距和列间距采用0.47～0.94英寸，行边距和列边距不小于0.27英寸；拉伸方向的列间距采用0.47～0.94英寸，列边距不小于0.27英寸，行间距0.63～0.94英寸，行边距不小于0.32英寸。
S64、确定拉伸腹板补强修理的第五有效紧固件数量；
第五有效紧固件数量＝待补强结构损失承载能力÷每颗紧固件在待补强结构中的承载能力。其中，待补强结构拉伸方向损失承载能力＝待补强结构损失承载面积A×待补强结构材料拉伸强度。待补强结构材料拉伸强度取1.5Fty(材料拉伸屈服强度)和Ftu(材料拉伸极限强度)中较小值；待补强结构纯剪切方向损失承载能力＝待补强结构损失承载面积A×待补强结构材料剪切极限强度Fsu。
在本实施例中，根据金属材料性能数据可知，2024-T3 clad 0.040英寸铝合金剪切极限强度Fsu为39×103磅/英寸2；材料L方向的拉伸屈服强度Fty为45×103磅/英寸2，拉伸极限强度Ftu为61×103磅/英寸2。1.5Fty>Ftu，故长度方向拉伸强度取Ftu；
首先计算腹板长度方向的损失拉伸承载能力：损失承载面积A1＝0.040×5.0＝0.20英寸2；损失拉伸承载能力Ft＝Ftu×A1＝12200磅。
接着计算腹板高度方向的损失剪切承载能力：损失承载面积A2＝0.040×7.5＝0.30英寸2；损失剪切承载能力Fs＝Fsu×A2＝11700磅。
最后计算第五有效紧固件数量：根据紧固件连接强度数据可知，直径5/32英寸的小凸头2017铝合金铆钉在2024-T3 clad 0.040英寸腹板的承载能力为605磅/颗；
则长度方向有效紧固件最少颗数n＝12200/605＝20.1(本实施例取24颗)；
高度方向有效紧固件最少颗数n＝11700/605＝19.3(本实施例取20颗)。
S65、确定拉伸腹板补强修理的第五紧固件排列方式。
补强修理区域拉伸方向每行第五有效紧固件的数量不少于3颗或者多于6颗。
本实施例中，在满足行间距和行边距的前提下，拉伸方向(长度方向)6行、每行有效紧固件4颗(共24颗)；纯剪切方向(高度方向)2行、每行10颗(共20颗)。
S7、对剪切腹板进行补强修理的强度和刚度符合性方法。
下面以材料为7075-T6 clad 0.063英寸剪切腹板为例，腹板损失承载切口的长度为2.2英寸，宽度为5.0英寸，补强修理区域有直径3/16英寸小凸头2017铝合金铆钉的旧紧固件孔，所述步骤S7包括以下步骤：
S71、确定剪切腹板补强修理的第六补强件材料种类和第六补强件材料厚度；
第六补强件材料种类与待补强结构的材料种类相同、第六补强件厚度比待补强结构的厚度至少加厚一级。标准铝合金板按照厚度尺寸进行等级划分如下(厚度等级递增)：0.012，0.016，0.020，0.025，0.032，0.036，0.040，0.045，0.050，0.056，0.063，0.071，0.080，0.090，0.100，0.125，0.160，0.190，0.200。
本实施例中，待补强结构材料为7075-T6 clad 0.063英寸，第六补强件采用7075-T6 clad 0.071英寸。
S72、确定剪切腹板补强修理的第六紧固件种类以及第六紧固件直径；
如果补强修理区域有旧紧固件孔，第六紧固件材料种类和直径与旧孔原紧固件相同(旧高锁螺杆孔采用加大一级的高锁螺杆)；如果补强修理区域全部为新紧固孔，第六紧固件优先选用直径不小于5/32英寸的2017-T3材料小凸头铆钉。其中，如果补强件厚度超过0.10英寸，第六紧固件尽量采用高锁螺杆。
本实施例中，补强修理区域有直径3/16英寸小头2017铝合金铆钉的旧紧固件孔，第六紧固件采用直径3/16英寸的小头2017铝合金铆钉。
S73、确定剪切腹板补强修理的第六紧固件间距和第六紧固件边距；
第六紧固件的行间距和列间距3D～6D，行边距和列边距不小于1.7D。D为紧固件(孔)直径。
本实施例中，第六紧固件直径为3/16英寸，行间距和列间距为0.57～1.1英寸，行边距和列边距至少0.32英寸。
S74、确定剪切腹板补强修理的第六有效紧固件数量；
第六有效紧固件数量＝待补强结构损失承载能力÷每颗紧固件在待补强结构中的承载能力。其中，待补强结构损失承载能力＝待补强结构损失承载面积A×待补强结构材料剪切极限强度Fsu；
在本实施例中，根据金属材料性能数据可知，7075-T6 clad 0.063英寸铝合金材料的剪切极限强度Fsu为45×103磅/英寸2；
首先，计算腹板切口长度的损失剪切承载能力：损失承载面积A1＝0.063×2.2＝0.14英寸2；损失承载能力：Fs1＝Fsu×A1＝6237磅。
然后计算腹板切口宽度的损失剪切承载能力：损失承载面积A2＝0.063×5.0＝0.315英寸2；损失承载能力：Fs2＝Fsu×A2＝14175磅。
最后，计算第六有效紧固件数量：根据紧固件连接强度数据可知，直径3/16英寸的小凸头2017铝合金铆钉在7075-T6 clad 0.063英寸腹板的承载能力为1050磅/颗；腹板长度方向有效紧固件最少颗数n＝6237/1050＝5.94(本实施例取6颗)；腹板高度方向有效紧固件最少颗数n＝14175/1050＝13.5(本实施例取14颗)。
S75、确定剪切腹板补强修理的第六紧固件排列方式。
本实施例中，在满足间距和边距的前提下，腹板切口长度方向第六有效紧固件2行、3列(共6颗)，宽度方向第六有效紧固件2行、7列(共14颗)。
本方法基于材料力学、结构力学、飞机金属结构设计等经典理论，将种类繁多、数量庞大的飞机金属结构分为钣弯件、挤压件、拉伸蒙皮、剪切蒙皮、拉伸腹板和剪切腹板六种基本结构型式。然后，根据不同基本结构型式的承载能力、失效型式等，建立了待补强结构损失承载能力确定方法以及包括补强件材料种类及厚度、紧固件种类和直径、紧固件间距和边距、有效紧固件数量以及紧固件排列方法在内的飞机金属结构补强修理强度和刚度要求符合性方法。飞机用户根据本发明确定的飞机金属结构补强修理方法，可以在满足飞机金属结构补强修理强度和刚度要求基础上，大大降低飞机金属结构补强修理难度并缩短飞机金属结构补强修理周期、大幅度提高飞机利用率。
以上是对本发明的较佳实施进行了具体说明，但本发明并不限于所述实施例，熟悉本领域的技术人员在不违背本发明精神的前提下还可做作出种种的等同变形或替换，这些等同的变形或替换均包含在本申请权利要求所限定的范围内。
Claims (10)
1.一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法，其特征在于：包括以下步骤：
确定飞机金属结构的基本结构型式；所述飞机金属结构的基本结构型式包括钣弯件、挤压件、拉伸蒙皮、剪切蒙皮、拉伸腹板和剪切腹板；
根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法。
2.根据权利要求1所述的一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法，其特征在于：所述确定飞机金属结构的基本结构型式这一步骤，包括以下步骤：
对飞机金属结构进行分类，得到杆和板；
对杆进行分类，得到钣弯件和挤压件；
对板进行分类，得到蒙皮和腹板；
对蒙皮进行分类，得到拉伸蒙皮和剪切蒙皮；
对腹板进行分类，得到拉伸腹板和剪切腹板。
3.根据权利要求1所述的一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法，其特征在于：所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定钣弯件补强修理的第一补强件材料种类和第一补强件材料厚度；
确定钣弯件补强修理的第一紧固件种类和第一紧固件直径；
确定钣弯件补强修理的第一紧固件间距和第一紧固件边距；
确定钣弯件补强修理的第一有效紧固件数量；
确定钣弯件补强修理的第一紧固件排列方式。
4.根据权利要求1所述的一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法，其特征在于：所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定挤压件补强修理的第二补强件材料种类和第二补强件材料厚度；
确定挤压件补强修理的第二紧固件种类和第二紧固件直径；
确定挤压件补强修理的第二紧固件间距和第二紧固件边距；
确定挤压件补强修理的第二有效紧固件数量；
确定挤压件补强修理的第二紧固件排列方式。
5.根据权利要求1所述的一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法，其特征在于：所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定拉伸蒙皮补强修理的第三补强件材料种类和第三补强件材料厚度；
确定拉伸蒙皮补强修理的第三紧固件种类和第三紧固件直径；
确定拉伸蒙皮补强修理的第三紧固件间距和第三紧固件边距；
确定拉伸蒙皮补强修理的第三有效紧固件数量；
确定拉伸蒙皮补强修理的第三紧固件排列方式。
6.根据权利要求1所述的一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法，其特征在于：所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定剪切蒙皮补强修理的第四补强件材料种类和第四补强件材料厚度；
确定剪切蒙皮补强修理的第四紧固件种类和第四紧固件直径；
确定剪切蒙皮补强修理的第四紧固件间距和第四紧固件边距；
确定剪切蒙皮补强修理的第四有效紧固件数量；
确定剪切蒙皮补强修理的第四紧固件排列方式。
7.根据权利要求1所述的一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法，其特征在于：所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定拉伸腹板补强修理的第五补强件材料种类和第五补强件材料厚度；
确定拉伸腹板补强修理的第五紧固件种类和第五紧固件直径；
确定拉伸腹板补强修理的第五紧固件间距和第五紧固件边距；
确定拉伸腹板补强修理的第五有效紧固件数量；
确定拉伸腹板补强修理的第五紧固件排列方式。
8.根据权利要求1所述的一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法，其特征在于：所述根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法这一步骤，包括以下步骤：
确定剪切腹板补强修理的第六补强件材料种类和第六补强件材料厚度；
确定剪切腹板补强修理的第六紧固件种类和第六紧固件直径；
确定剪切腹板补强修理的第六紧固件间距和第六紧固件边距；
确定剪切腹板补强修理的第六有效紧固件数量；
确定剪切腹板补强修理的第六紧固件排列方式。
9.一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性系统，其特征在于：包括：
飞机金属结构的基本结构型式确定模块，用于确定飞机金属结构的钣弯件、挤压件、拉伸蒙皮、剪切蒙皮、拉伸腹板和剪切腹板；
飞机金属结构的基本结构型式补强修理模块，用于根据飞机金属结构的基本结构型式，确定飞机金属结构补强修理的强度和刚度符合性方法。
10.一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性系统，其特征在于：包括：
存储器，用于存储程序；
处理器，用于加载程序，以执行如权利要求1-8任一项所述的一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法。
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|---|---|---|---|
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| CN201810907395.1A CN109110150A (zh) | 2018-08-10 | 2018-08-10 | 一种飞机金属结构补强修理强度和刚度符合性方法和系统 |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113665783A (zh) * | 2021-10-09 | 2021-11-19 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞机长桁的修理件及修理飞机长桁的方法 |
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2018
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