阅读说明：本技术 一种大修飞机座舱盖骨架及其监控使用方法 (Overhauled aircraft canopy framework and monitoring and using method thereof ) 是由 刘汉海 隋福成 解放 王成波 于淼 于 2019-09-24 设计创作，主要内容包括：本申请涉及一种大修飞机座舱盖骨架监控使用方法,包括：根据静力和疲劳试验确定座舱盖骨架中的多个薄弱部位；获取大修厂和外场使用场景中相近系列飞机的座舱盖骨架的故障信息；大修厂内座舱盖检查；对静力和疲劳试验中应力较大及外场使用中出现故障的部位进行损伤容限分析；根据试验结果以及损伤容限分析结果确定使用中的危险薄弱部位；根据危险薄弱部位确定检查部位和检查方法；对损伤容限分析中不满足到二次大修的危险薄弱部位进行预防性补强修理；确定座舱盖骨架监控使用时的检查部位和检查周期；对座舱盖骨架监控使用进行风险评估,并给出监控使用结论。通过本申请的方法所确定的座舱盖骨架可以保证使用到二次大修,降低了零部件的使用成本。(The application relates to a monitoring and using method for a canopy framework of an overhauled airplane, which comprises the following steps: determining a plurality of weak parts in the canopy framework according to static force and fatigue tests; acquiring fault information of canopy frameworks of similar series of airplanes in the use scenes of major repair factories and outfields; inspecting a cabin cover in a overhaul plant; analyzing damage tolerance of parts with larger stress and faults in the use of an external field in static force and fatigue tests; determining a dangerous weak part in use according to the test result and the damage tolerance analysis result; determining an inspection part and an inspection method according to the dangerous weak part; performing preventive reinforcement repair on dangerous weak parts which do not meet secondary overhaul in damage tolerance analysis; determining an inspection part and an inspection period when the canopy framework is monitored and used; and carrying out risk assessment on monitoring use of the canopy framework, and giving a monitoring use conclusion. The canopy framework determined by the method can be guaranteed to be used for secondary overhaul, and the use cost of parts is reduced.)

一种大修飞机座舱盖骨架及其监控使用方法

技术领域

本申请属于飞机结构维修技术领域，特别涉及一种大修飞机座舱盖骨架及其监控使用方法。

背景技术

监控使用是指零部件不符合理论设计和试验要求，通过采取相应的技术措施，来保证零部件能够继续安全使用。

按照某飞机的研制要求，座舱盖骨架的目标寿命为6000飞行小时，但由于疲劳试验中玻璃出现不可修复的损伤，导致后续的疲劳试验没有完成，因此为保证飞行安全，目前规定在首次修理时需更换座舱盖骨架。座舱盖玻璃为脆性材料，在座舱盖疲劳设计时，采用了安全寿命准则来确定座舱盖的使用寿命，即只考虑裂纹形成寿命，不考虑裂纹扩展寿命，因此需要完成6倍寿命期的谱载疲劳试验才能够给出座舱盖的相应使用寿命。由于座舱盖疲劳试验的进展周期缓慢，需要从设计的角度出发，通过采用新的设计准则来解决修理厂采购座舱盖骨架周期长、成本高的问题。考虑到座舱盖金属骨架为铝合金材料，具有良好的抗裂纹扩展能力，因此可以基于损伤容限的设计准则，建立适用于座舱盖金属骨架的监控使用方法，在损伤被检出前，保证金属骨架有足够的剩余强度，在损伤扩展至临界尺寸前，能及时检测出并修复。

鉴于上述原因，需要一种适用于大修飞机的座舱盖骨架监控使用方法，更安全可靠的给出大修飞机的座舱盖骨架监控使用的结论。

发明内容

本申请的目的是提供了一种大修飞机座舱盖骨架及其监控使用方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

在一方面，本申请提供的技术方案是：一种大修飞机座舱盖骨架监控使用方法，所述监控使用方法包括：

根据座舱盖的静力试验和疲劳试验确定座舱盖骨架中的多个薄弱部位；

获取大修厂和外场使用场景中相近系列飞机的座舱盖骨架所对应的多个所述薄弱部位的故障信息；

大修厂内首次大修的座舱盖检查；

对静力试验和疲劳试验中应力较大及外场使用中出现故障的部位进行损伤容限分析；

根据静力试验和疲劳试验结果以及损伤容限分析结果确定使用中的危险薄弱部位；

根据所述危险薄弱部位确定***位和相应的检查方法；

对损伤容限分析中不满足到二次大修的危险薄弱部位进行预防性补强修理；

确定大修飞机的座舱盖骨架监控使用时的***位和检查周期要求；

结合多种因素对座舱盖骨架监控使用进行风险评估，并给出大修飞机的座舱盖骨架监控使用结论。

在本申请的方法中，所述座舱盖骨架包括前弧、中弧、后弧和用于承载所述前弧、中弧、后弧的侧型材。

在本申请的方法中，所述薄弱部位为应力测量结果中数值最大部位。

在本申请的方法中，所述相机系列飞机指的是具有预定比例以上的零部件能够通用的飞机。

在本申请的方法中，所述检查方法包括但不限于目视检查、无损检测、着色渗透检测。

在本申请的方法中，所述多种因素包括工艺因素、材料因素、座舱盖抛放因素、疲劳破坏因素、日历寿命因素中的至少一种或多种。

在另一方面，本申请提供的技术方案是：一种大修飞机座舱盖骨架，所述大修飞机座舱盖骨架的使用时限达到首翻期，根据如权利要求1至5所述的大修飞机座舱盖骨架监控使用方法确定。

通过本申请的大修飞机座舱盖骨架监控使用方法所确定的座舱盖骨架可以保证使用到二次大修，降低了零部件的使用成本。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请的大修飞机座舱盖骨架监控使用方法示意图。

图2为本申请的飞机座舱结构示意图。

图3为本申请中补强修理后的侧型材剩余强度与裂纹长度关系图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

为了解决背景技术中所指出的问题，本申请提出一种适用于大修飞机座舱盖骨架的监控使用方法，更安全可靠的给出大修飞机的座舱盖骨架监控使用的可行性结论。

如图1所示，本申请的适用于大修飞机的座舱盖骨架监控方法包括如下步骤：

步骤S11：根据座舱盖的静力试验和疲劳试验的试验结果确定多个薄弱部位。

如图1所示为座舱盖结构示意图，座舱盖包括前玻璃1、后玻璃2(可开启)、前弧3、中弧4、后弧5及侧型材6。其中，前弧3、中弧4和后弧5均一体连接到侧型材6构成座舱盖骨架。

根据已经完成的座舱盖静力试验和疲劳试验中关于座舱盖前弧3、中弧4、后弧5和侧型材6的金属零件应力测量结果提取出座舱盖骨架的多个薄弱部位，薄弱部位即应力测量结果中数值最大的多个部位是设计薄弱部位。

例如，经过对座舱盖进行静力和疲劳试验，通过对座舱盖的前弧3、中弧4、后弧5和侧型材6的金属零件应力测量结果分析，确定了座舱盖前弧3和侧型材6的应力较大，且静力试验中，侧型材6与第三把锁环连接处由于过载出现破坏，疲劳试验中，侧型材6由于疲劳出现裂纹。因此，上述部位均为薄弱部位。

步骤S12：获取大修厂内和外场使用场景中相近系列飞机的座舱盖骨架的故障信息。

其中，相近系列飞机通常是指具有预定比例以上的零部件能够通用的飞机。上述预定比例，根据飞机系列会发生一定浮动，但通常情况下，上述预定比例不低于60％。

本实施例中，经过统计与分析大修厂内和外场使用场景中相近系列飞机的座舱盖前弧3、中弧4、后弧5和侧型材6的金属零件故障信息，均发现裂纹的故障。

步骤S13：修理厂内座舱盖骨架的深度检查。

检查方法包括但不限于目视检查、无损检测和着色渗透检测等。在本实施例中，通过采用目视检查结合无损探伤检测的方法检查大修厂内首次大修的座舱盖前弧3、中弧4、后弧5和侧型材6等金属零件的损伤情况，检查结果为未发现裂纹等损伤。

S14：对静力试验和疲劳试验中应力较大及外场使用中出现故障的部位进行损伤容限计算分析。

本实施例中，计算部位选取座舱盖前弧3的根部和侧型材6与第三把锁环连接剖面，通过裂纹扩展速率分析及剩余强度计算，得到了座舱盖前弧的分析结果满足目标寿命要求，侧型材6与第三把锁环连接剖面不满足目标寿命要求，需要进行预加强修理，加强修理后满足目标寿命要求。

S15：根据静力试验和疲劳试验结果分析，以及大修厂和外场使用场景中发现的故障，同时结合上述的损伤容限强度计算，筛选出使用中的危险薄弱部位。

本实施例中，筛选出座舱盖前弧根部和侧型材与第三把锁环连接剖面为使用中的危险薄弱部位。

S16：根据危险薄弱部位的筛选结果，确定***位和相应部位的检查方法。

例如，确定检查的部位为座舱盖前弧3的根部和侧型材6与第三把锁环连接剖面，检查方法为着色渗透检测。

S17：对损伤容限分析中不满足到二次大修的危险薄弱部位进行预防性补强修理。

本实施例中，危险薄弱部位为侧型材6与第三把锁环结合处，因此对损伤容限分析中不满足到二次大修的侧型材与第三把锁环结合处进行预防性补强修理，补强性修理的方法本处不再赘述。

S18：确定大修飞机的座舱盖骨架监控使用时的***位和检查周期要求。

例如，确定大修飞机的座舱盖骨架监控使用时的***位为座舱盖前弧3的根部和侧型材6与第三把锁环连接剖面，检查周期为每50±5飞行小时，检查周期应小于裂纹扩展速度。

S19：结合多种因素对座舱盖骨架监控使用进行风险评估，并给出大修飞机的座舱盖骨架监控使用结论。

其中，多种因素包括但不限于工艺因素、材料因素、座舱盖抛放因素、疲劳破坏因素、日历寿命。

在本实施例中，大修厂的座舱盖修理工艺成熟；座舱盖骨架材料体系选取无风险；座舱盖零件加强后，重量、重心满足设计要求，无座舱盖抛放风险因素；已对危险薄弱部位进行了裂纹扩展速率分析及剩余强度计算，分析结果满足目标寿命要求，对侧型材6与第三把锁环连接剖面进行了预修理，座舱盖骨架无疲劳破坏的风险；座舱盖骨架防护体系与相近系列飞机相同，无日历寿命的风险因素。

如图3所示，通过对飞机座舱盖骨架静力试验和疲劳试验的结果分析，结合大修厂和外场的使用经验，准确把握其疲劳危险薄弱部位，制定监控或预防修理方案，在外场使用中进行监控使用，可以保证座舱盖骨架安全使用到二次大修。

最后，本申请还提供了一种大修飞机座舱盖骨架，大修飞机座舱盖骨架的使用时限达到首翻期，根据如上的大修飞机座舱盖骨架监控使用方法对座舱盖骨架进行监控使用。

通过本申请的大修飞机座舱盖骨架监控使用方法所确定的座舱盖骨架可以保证使用到二次大修，降低了零部件的使用成本。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。