直升机结构与系统第5章ppt课件.ppt

直升机结构与系统,第 05 章 机身结构,直升机结构与系统 第五章 机身结构,5.1 结构适航性设计要求,概述,直升机结构的设计要满足各种适航标准，包括在飞行和地面所受的载荷、空气动力学的要求和有效携带各种商载的需要。更为重要的是安全方面的考虑。直升机的形状和布局是根据它的操作类别和工作环境所决定的，所以直升机的外形、大小和配置千差万别，但总体构型是基本相同的。,直升机结构与系统第五章 机身结构,直升机受到的外载荷来自空中（以受紊流影响或在做机动飞行时）和地面（在滑行、起飞、着陆和地面维护时）。直升机结构必须具备足够的强度，以承受各种载荷，包括在正常飞行时极端条件下的重载荷。结构必须能够承受超出它的重量多倍的力，因此，设计者必须考虑满足适航标准的结构强度要求。直升机结构要能够承担极限载荷而没有永久变形。另外，在极限范围内的受载变形不能影响直升机的安全飞行。对于每一个极端载荷条件下，必须通过静、动态测试或结构分析等方法对结构强度和变形的大小进行测试和验证。直升机在设计和取证时给出了一个特定飞行时的最大重量，这个重量称为最起飞重量。直升机的装载必须使起飞重量小于规定的最大起飞重量，否则结构将承担超出其设计能力的载荷，影响直升机的结构安全。,直升机结构设计思想,安全寿命设计思想所谓安全寿命设计是要求直升机结构在一定阶段内不发生疲劳破坏。这种设计思想是以结构无初始缺陷假设为基础的，事实上，即使在严格的质量控制条件下，在结构中总有可能出现未被发现的初始缺陷或裂纹。如果这些裂纹得不到控制而进一步扩展，就会造成结构失效。,直升机结构与系统第五章 机身结构,破损安全设计思想,破损安全是指结构构件破坏之后，它所承担的载荷可以由其他残余结构继续承担，以防止航空器的破坏，或航空器刚度降低过多而影响航空器的正常使用。因此这种设计思想允许航空器结构有破损，但必须保证航空器的安全。,损伤容限损伤容限的概念是承认结构中存在一定程度的未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤。通过损伤容限特性分析与试验，对可检结构给出检修周期，对不可检结构给出最大允许初始损伤，以保证结构在给定的使用寿命期限内不会发生因为未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤扩展而引起灾难性的破坏事故。损伤容限的概念要求裂纹在日常检查中能被发现且裂纹的生长率很低，检查周期可以进行调整。确定检查周期的原则是如果一个可检裂纹在一次检查中错过，裂纹发展到下一次检查时仍不失效。最小可检裂纹长度由厂家来给出，并且在直升机取得适航证时得到局方认可。,直升机结构与系统第五章 机身结构,直升机结构与系统第五章 机身结构,耐久性设计耐久性的含义是指在规定的时间内，航空器结构抵抗疲劳开裂、磨损、腐蚀及外来物损伤的能力。耐久性设计思想的基本要求是航空器结构应具有大于一个设计使用寿命的经济寿命。所谓经济寿命是指结构出现大范围的裂纹，以至于如果要修理则不经济，不修理又会影响使用功能的结构寿命。在航空器结构设计时，总是首先确保结构满足静强度设计和刚度设计要求，同时还要使航空器结构满足抗疲劳设计要求，使它具有高寿命、高可靠性和低维修费用的特点。损伤容限设计是保证航空器结构的安全性和可靠性，确定航空器结构可允许的最大损伤尺寸；耐久性设计则是使航空器具有良好的经济维修性，可以确定航空器结构的经济使用寿命。,应力集中应力集中是指横截面的突变而引起材料应力发生变化（见图 54）在一个部件上，应力集中发生的地方是裂痕开槽、裂纹、切口，甚至是紧固件的孔等。解决方法是避免横截面突变，采用圆倒角和过渡角，并精心安排孔的位置。,直升机结构与系统第五章 机身结构,对结构来说，这种应力集中效应可能会出现在结构件的末端。如果一个桁条末端突然截止的话，它所传递的力在局部会造成应力集中。为了防止这种情况，可以将桁条设计成楔形，使应力逐渐传到周围的地方，或使用端头连接来传力。在机身开口处，如窗户和舱门，使用额外的加强框来吸收蒙皮和桁条传来的应力及从门铰和止动上传来的力。,直升机结构与系统第五章 机身结构,直升机结构的分类,根据结构的功能和失效后果的不同，每一主要部分所包含的结构又分为主要结构和次要结构。主要结构在空中、起飞或着陆时，结构部件的失效会直接导致：结构塌损、动力损失、系统或部件的故障或失效会严重影响直升机的安全和操纵，这样的结构称为主要结构，如图55 所示。,一般直升机结构主要由两部分构成：前机身结构和尾部结构，还有整流罩和包皮等。,直升机结构与系统第五章 机身结构,次要结构是指主要结构以外的其他结构，与主要结构的描述相同，但安全裕度允许结构有明显的降低，如驾驶舱地板、仪表板、客舱地板、电气安装架和脚踏板等。机身和发动机整流罩用于保证直升机的气动性能。,5.2 直升机区域和站位识别系统,直升机结构分区,大型飞机的分区是按照美国航空运输协会（ATA）的规定划分的。一个区是由3 位数字来识别，我们把飞机结构分成主区、从区和细区。整个飞机结构可以划成特定区域，利于识别所需要检查、维护和修理的区域。,对于直升机的分区，因其简单的机身结构布局和大小，并不严格按照上述规定进行划分。现阶段的工业标准是对直升机区域直接命名，而不采用较复杂的数字系统。直升机厂家在其提供的维护手册和维护大纲中标出直升机的区块，并以反映该区块的传统名字直接命名。图56 所示为一架S76 直升机的分区示意图，不同颜色和标记代表不同的区域。,区号可以进入计算机化的维护记录系统来简化记录的处理。通过参考手册上的分区号，机务人员很容易定位所需实施维护工作的区域。,直升机结构与系统第五章 机身结构,直升机站位识别系统,为精确定位直升机上的某个位置，需要使用一种类似地图上的网格坐标的系统。直升机上任何一个点可以通过测量距横轴、立轴和纵轴的相对垂直位置来定位。,机身站位（STATION）沿机身纵轴方向的距离称为站位，它们的数字代表距一个固定参考点的距离，用于水平方向定位。常用单位是英寸（in）或厘米（cm），直升机一般使用毫米（mm）。参考点通常在机头或在机头前方的空间点。在参考点之后的站位号为正值，参考点之前的站位号为负值。机身框架只需要一个站位号就够了，但小零件或位置则需要在垂直方向和横侧方向定位。图57 所示为一架直升机的站位。,直升机结构与系统第五章 机身结构,水位线（WATER LINE）水位线是指沿机身立轴方向上的距离，用于垂直方向定位。参考点是机身上某一合适的部件，如客舱地板或直升机停放的地面。水位线的测量值在参考点以上为正值，以下为负值。中心线（BUTT LINE，注：直译为“纵剖线”）中心线是指与穿过纵轴线的垂直平面的左或右的距离，用于横侧方向定位。用“LBL”或“RBL”表示中心线对大型宽体飞机或小型飞机的机翼定位非常有用。,5.3 直升机结构应力应变,直升机结构的基本变形,直升机结构在各种力的综合作用下主要承受有 5 种基本变形（见图58）：受拉变形、受压变形、弯曲变形、受剪变形和扭转变形,直升机结构与系统第五章 机身结构,受拉变形：拉伸载荷通常使一个部件被拉伸而发生变形，承载件通常称为拉杆。受压变形：压缩载荷通常使一个部件受压缩而发生变形，当一个部件受压时，它有变弯的趋势，最大压应力存在于变弯的外侧和内侧，外侧是拉伸，内侧是受压。薄的构件在压力作用下变弯或皱折，良好的设计可使很轻的管能承受很大的载荷。弯曲变形：一个载荷以一个角度作用于一部件上，使它弯曲而发生变形。这样的部件通常就是梁，典型的工字梁的压缩和拉伸载荷由上下冠部来承担。中间部分叫做腹板，承载剪切载荷。它的厚度通常很薄，因为冠部可以防止它变皱。受剪变形：剪切是指在力的作用下相邻层间的滑动趋势。对于铆接或螺栓连接的两块板，分别在两端施加拉伸力，试图将二者分开，在铆钉或螺栓上所承受的力就是剪切力。而材料因此产生的变形叫受剪变形。扭转变形：扭转力是指拉伸力与压力的组合，拉伸力与压力的方向相对于外力为45，二者之间相互为90。材料在扭转力作用下发生的变形叫扭转变形。,直升机结构与系统第五章 机身结构,疲劳,疲劳的概念疲劳载荷：交变载荷（方向交变与大小交变）疲劳损伤与疲劳断裂疲劳的定义：“这种在远低于极限载荷的外力循环作用下而导致断裂的现象称为疲劳” 即是说“在疲劳载荷作用下发生疲劳断裂的现象成为疲劳”。发生疲劳的过程和后果疲劳损伤的形式：（1）腐蚀疲劳。因材料表面腐蚀向内发展而加速疲劳，导致材料强度劣化。（2）磨损疲劳。小幅度的摩擦运动引起的。（3）热疲劳。因温度变化引起的材料膨胀和收缩而产生的疲劳。（4）声疲劳。声波振动引起的高频应力波动而产生的疲劳。,疲劳试验疲劳试验取材于从直升机生产线上取下的结构件，使它承担在使用中可能遭受的各种应力和载荷，对材料进行连续试验，相当于在很短的时间内遭受几千飞行小时疲劳载荷作用。,直升机结构与系统第五章 机身结构,5.4 排放通风系统安装和防雷击,排放,概述为了防止水和其他液体沉积在结构内而成为火警和腐蚀源，在直升机结构内必须铺设内外排放管道。直升机排放可以分两个区域：内部排放；外部排放。,外部排放孔位于机身和尾部的外表面，用于将液体排放到机外。在直升机结构内，通过管路将要排放的液、气体引到排放孔处。典型的例子是在桁条处打孔，让液体向下流到底舱。电瓶舱通常是封闭的，因此需要通风，防止腐蚀性气体进入直升机结构内；同时必须有一个能将溅出来的电解液安全地排放到机外的系统。一般用于铝/酸电瓶的部件是塑料的，用于碱性电池的部件是不锈钢的。排放口一般都从机体突出一定的长度，防止排放物在飞行中影响直升机的蒙皮。,直升机结构与系统第五章 机身结构,直升机机身排放在许多直升机上，发动机、传动系统和液压系统均装在驾驶舱和客舱顶上。为了防止泄漏的液体，如燃油、滑油、液压油和水进入机舱内，需要安装排放系统。,液体可以从液压油箱底盘、液压放油连接处、燃烧室机匣放油活门处直接收集，引到机身下部排放。在主减速器和发动机安装平台上，也有接盘或沟槽来收集液体，再通过导管引到机身下部排放口。有的直升机装有集液箱或排放箱，将废油液体收集到排放箱内，待飞机落地后在地面进行处置。一般在机身底部也有排放口，使得从驾驶舱、客舱向下漏的液体、燃油箱漏油等从腹部排放掉。,直升机结构与系统第五章 机身结构,通风要求,通风系统通风系统包括：电子电气设备、电瓶、驾驶舱、客舱和货舱等。在机舱和电子电气舱的电子设备要通过设备冷却系统来冷却，冷却介质以气体为主。烟雾探测器可以安置在排放气流中探测烟雾。在机身蒙皮的文氏管将电瓶周围的空气吸到机身外。,直升机的通风客舱和机组舱都需要通风，保持空气流通，补充新鲜空气，排除有害气体。驾驶舱和客舱通风通常与加温系统相连接，但可以隔离加温只进行通风，也就是可以单独靠引人外界新鲜空气进行通风。通风系统在每个乘客头顶装有出风口。两个电动排气扇将客舱废气排出机外。在加温通风系统内的热区，管路使用不锈钢管；常温区使用铝合金、橡胶和复合材料。,发动机舱也需要通风，以便发动机舱降温和排掉可能的易燃气体,直升机结构与系统第五章 机身结构,发动机舱的冷却和通风通过引气流方式，如图511 所示，发机和尾喷的排气根据文氏管效应，将发动机舱内的热气排出机外。,系统安装,无线电设备托架和存放各种无线电设备和部件安装在专门的部位，厂家设计了各种隔罩、排放设备、托架、托板等，使得无线电设备的拆装简单化。但无线电设备区块易产生热量，需要冷却气体来保持可接受的温度。冷却,风扇驱动气流给无线电设备降温，使热气排出机外。,直升机结构与系统第五章 机身结构,防雷击,为了防止在机身各部件存在电位差，要在各部件间建立一个低阻值的内连网络，这就叫做搭铁。这个低阻值的回路作为电路的接地。搭铁也可以减少雷击对直升机的影响。防止雷击的搭铁系统的组件是主导电体。其他的搭铁是次导电体。主导电体由铜材料制造。如果是传递全部电流的话，其横截面必须大于 6mm2。搭铁可以由很多方法实现：金属件主要以连接件的导电性来接地，一些部件需要除掉漆来保证连接处的搭铁。见图512 搭铁点。,搭铁直升机在飞行中会聚集大量静电，电压极高。如果不同区域存在电位差的话，就会在这些部件间产生火花。这对直升机和人员来说都相当危险，会造成结构损伤、火警、无线电干扰、电击、腐蚀（电化学反应）等。在加油操作时也会产生相应的问题，这时大量燃油流进管路会产生静电。,直升机结构与系统第五章 机身结构,安装在结构上的部件通常使用搭铁线，搭铁线是端头冷压的线缆。非金属件，比如复合材料整流罩和操纵面，则在制造时添加一层导电层，可以是火焰喷射金属织铺层或导电炭基材料铺层。在着陆时，直升机的静电要放到地上。搭铁系统要自动连接到地面。这一般通过前轮或尾轮低电阻材料的轮胎来实现。有些直升机在起落架上有静电刷或类似构件提供接地放电。在给直升机加油时，必须连接搭铁线，通常在加油口附近装有搭铁线连接孔。起落架也可以作为接地点。加油车与直升机搭线，还要与地面接线，这样可以消除加油时产生的静电。,在有些直升机上，水平安定面的后缘装有放电刷，将直升机产生的静电缓慢放掉如图 513 所示。放电刷可以是一种导电的纤维材料，接到金属上或一个导电杆连接到结构上。在飞行中大气的静电可以影响直升机，高强度辐射场（HIRF）和雷电能够影响机载电子和电气设备，同时雷击还可以损伤结构、熔化连接件，如轴承等。,直升机结构与系统第五章 机身结构,搭接测试在下列情况下，整架直升机应该检查搭铁的有效性，也叫搭接测试：计划维护要求；重新安装重大部件；更换搭铁线和搭地栓；结构受到电击的报告；电气系统的改装后。主要的静电回地路径也要检查，这叫做静电导通性检查。直升机的特殊性直升机除了机身结构外，主旋翼和尾桨也要搭铁，防止静电和雷击。搭铁线从每个轴套连到轴上，从轴上连到桨毂顶盘上。这些搭铁线是主电导体，防止电流流过轴承而发生电蚀。因此，至少有一个主电导体跨接轴承或操纵面铰销以防电蚀。,直升机结构与系统 第五章 机身结构,5.5直升机结构,直升机结构的类型,直升机结构所使用的结构构件与固定翼飞机基本相同。通常有3 种基本类型用于直升机机身、尾部和发动机吊舱。桁架式结构；承力蒙皮结构硬壳式或半硬壳式结构；复合材料结构。直升机结构受力特点尽管直升机和固定翼飞机使用相同的组装技术，但其基本结构变化还是相当大的，这主要是因为航空器结构上所受的应力和载荷作用的位置不同。对于固定翼飞机，升力和推力是分开的，机翼连接点传递升力，发动机安装点传递推力。直升机机身则在同一点承受推力和升力。这意味着要建立一个中央结构来承载，因为主桨既是机翼又是推进器。着陆冲击对直升机结构又增加了一个载荷因子。直升机不需要向前的速度来得到平稳着陆，因而有些直升机装有滑橇取代轮式起落架。固定翼飞机受两个方向的着陆载荷，直升机通常仅有垂直方向的着陆载荷。有时候，比如在自转着陆时，直升机也承受两个方向的着陆力。,直升机结构与系统第五章 机身结构,桁架式结构桁架式机身骨架由铝合金制成，并且用实心杆件或管材做成撑杆，通过焊接和铆钉或螺栓连接成为整体。为了减小机身阻力，在桁架式结构外面固定有整形用的隔框、桁条和蒙皮。这种结构很难保证尺寸紧密配合，且由于蒙皮不参与受力，其抗弯性和抗扭刚度较差，内部空间不能得到充分利用。其最大优点是外场修理方便，只要不是严重性损坏和需要结构校准对中的，外场都可以修理。,桁架式结构支撑所有转动部件、传动系统和发动机驱动轴。它与其他部件的连接点均设在整体框架的节点上，节点上装有传递集中力的对接接头。桁架式结构分成两种：一种是普拉特式（或叫 N 形），另一种是瓦轮式（称为W 形），两种结构形式都是围绕着大梁来搭建结构，而大梁是承载扭曲和弯曲的主要部件。,直升机结构与系统第五章 机身结构,（3）构架式修理构架式结构出现损坏，如裂纹、划伤、压痕、腐蚀和弯曲等，可将损坏的部分除掉，并平整地过渡到周围材料，所去掉的深度要符合修理手册的标准。损伤材料去除后，可以使用专用设备对损伤深度进行测量。,（1）普拉特式（PRATT）机身大梁由横向和垂直钢管连接，通过对角连接件加强，钢管承受拉伸载荷。如图 514 所示。（2）瓦轮式（WARRZN）这种类型主要依靠对角件来承受拉伸和压缩载荷。如图515 所示。,修理方法通常为焊接补丁（见图 516）或在内部与外部搭接加强（见图517）。对于高应力的部件，在焊接修理后，需做无损探伤检测。,直升机结构与系统第五章 机身结构,（4）弯曲极限为了测量一个结构件比如管状撑杆的弯曲程度，可以使用直角量器和塞尺。如果结构件没有突出的安装点，直尺可平放在沿结构件长度的方向上，用塞尺测量最大间隙处数值，再计算结果。注意：除非修理手册中另有规定，通常可接受的最大弯曲度为 1：600。如果测量有突出物的结构件，用带3 个指针的测量器来跨过突出物，3 个指针长度要一样，将测量器放在对接构件上，通过测量中间指针距结构件的间隙，除以测量器的长度，得出结构件的弯曲度。,承力蒙皮结构大多数现代直升机的机身设计都是承力蒙皮理念。承力蒙皮通常很薄，主要用于承受剪应力和拉伸方向的应力，而与蒙皮所连接的机身框架承受压缩载荷。机身是直升机的主要结构，主要用于支持和固定发动机、主减速器、旋翼、尾桨和起落架装置等部件，也可为装载货物、承载旅客、安装操作机构、附件及其设备提供空间。机身同时又是直接承受空气动力的部件，构成直升机的气动外形。、另外，机身还具有承载和传力的作用，飞行中的各种载荷通过连接接头以集中载荷的形式作用在机身上，并通过机身结构把这些力和力矩分散传递到各个部位，最终使机身各个部位上的力和力矩均获得平衡。,直升机结构与系统第五章 机身结构,与蒙皮相连的机身内部构件包括大梁、隔框、桁条、长桁等，通过铆钉、螺栓、螺钉及焊接或胶接连接起来，形成一个整体结构。蒙皮铆接或胶接到结构上形成一个完整单元，其厚度随在直升机上位置的不同而变化。,（1）硬壳式结构硬壳式机身指没有内部结构，现代航空器几乎不采用这种结构，其最大问题是既要保持结构的强度，又要使重量保持在允许的限制内。（2）半硬壳式结构半硬壳式结构的优点很多，它不仅仅只依靠少数部件来保持结构强度和刚性。机身构件主要由纵向构件、横向构件和蒙皮组成，使设计和制造流线型机身更方便，同时结构的强度和刚性得到加强，这意味着半硬壳式结构因它的应力蒙皮结构，可以承受更大的损伤并保持其形状不变（见图518）。,直升机结构与系统第五章 机身结构,基本构件（1）隔框横向的结构件通常被称为隔框，其中承受集中载荷、同时也是其他部件安装点处的叫加强隔框，有较强的缘条和腹板，在集中载荷作用处还有较强的接头，主要安装在如减速器、发动机、安定面的安装点。普通隔框通常是很轻的构件，用于保持机身形状，提高纵向构件的抗失稳能力，承受蒙皮传来的气动载荷。,主要承受和传递弯曲载荷和轴向载荷，提高蒙皮承载能力。梁是机身内最强的纵向部件，可以从前端贯穿到后端。短梁也可以用于机身开口处。（3）桁条桁条也是纵向元件，但小于且轻于长梁。桁条可以贯通整个机身长度。它们穿过隔框的开口，其主要作用是保持蒙皮的强度和形状。桁条用铝合金经挤压成形或铝板卷曲成形的（见图519）。,（2）梁属于纵向构件，剖面尺寸较大，有较强的缘条和腹板，两端对接处还装有较强的对接接头。,直升机结构与系统第五章 机身结构,（4）承力蒙皮金属蒙皮铆接到长梁、桁条、隔框和其他结构件。承力蒙皮可以承受大多数载荷，其厚度随载荷大小和位置而变化。（5）加强件在某些需要的地方，如门、货舱、窗户等开口周围，需要增加一层额外蒙皮来提供额外强度。加强件可能与原来的构件厚度不一致。如果应力很大，可以使用多层加强蒙皮以阶梯形叠加，以防出现过大的应力集中。（6）地板结构直升机的地板承受商载，铝合金地板梁在隔框处沿机身横向与隔框连接，地板安装在梁上。地板采用蜂窝式结构，上面有固定座椅的滑轨。（7）减重孔在内部结构上，可以见到一些开孔，孔边卷起。这些开孔是为了加强刚度，减轻重量，同时也利于导线、操纵杆、管路等结构件的穿过（见图520）。（8）对接框机身对接处的隔框必须是加强隔框，用螺栓将两边对接框连接起来。这样设计便于运输时分解和组装，也利于厂家设计加长板来延长机身（见图521）。,直升机结构与系统第五章 机身结构,直升机机身结构的框架示意图（图 522）,5.6 直升机部件的连接,尾梁和安定面的连接,尾梁为尾减速器、传动轴、其他传动部件和水平安定面提供安装平台。典型的尾梁是半硬壳式结构，包括大梁、桁条、隔框和铝合金蒙皮。安装座由铝合金铸造或锻造，带有合金钢衬套，用特殊螺栓连接到尾梁结构上。尾梁和垂尾直接用螺栓连接。连接点锻铆于结构上，承担和传递载荷。在某些直升机上，尾梁和垂尾由补片来进一步加强。对于可折叠式尾梁，垂尾与尾梁的连接螺栓由铰链式锁定结构取代。水平安定面的结构经常位于尾梁区域。有些水平安定面是可调的。直升机上的水平安定面没有固定翼飞机上的升降舵那样的活动部分，在飞行中不是用来进行纵向操纵的，而是起保证纵向稳定性的作用。因为直升机在着陆时采取抬头姿态，那么尾鳍和尾桨区可能触及地面。为了防止接触损坏，在尾部结构上安装有尾橇。,直升机结构与系统第五章 机身结构,直升机结构与系统第五章 机身结构,窗户,概述因为直升机能垂直起降，相对于固定翼飞机，需要更为宽大的驾驶舱窗户。驾驶舱窗户通常由一系列透明面板组成的，透明面板取材于PERSPEX 和PLEXSCIASS 的热塑材料。这些面板安装在前风挡的上下左右位置，可以倾斜以防止眩目。这些面板用胶条和压板通过螺栓固定到框架上，胶条和密封胶用来防水。前风挡玻璃通常需要加温来除雾除冰。它使用特殊玻璃制造，能承受热冲击。两块玻璃板中间夹着一层透明的、带加温网栅和温度传感器的塑料面板。较大的前风挡由预成型的密封橡胶条和托架支撑，放在窗框上。在托架和窗框之间，垫好合适厚度的胶条，使得前风挡正确地安置在窗框上，达到保持窗框的自然弧度后，再用压板和螺钉固定。图524 和图525 所示为某直升机前风挡和电加温。,直升机结构与系统第五章 机身结构,客舱窗户也使用有机玻璃板，用挤压橡胶封条安装在窗框上。,橡胶封条开4个槽，两条槽用于装到结构上和有机玻璃板上，另两个槽安装密封条。密封条将有机玻璃板锁住。,在紧急关头，用拉带拉出密封条，再将密封条从橡胶中抽出后，推出有机玻璃板，整个窗户就可以取下（见图526）。,直升机结构与系统第五章 机身结构,驾驶舱玻璃风挡的安装安装前，对窗框、玻璃和所有其他材料进行检查；窗框清洁，在玻璃周围的间隙要合适；将玻璃按程序人位，注意不要在任何点施加额外力，使玻璃四周受力均匀；如果备用罗盘安装在风挡附近的话，要使用非磁性螺钉；安装完风挡后，对加温电阻进行测量，校备用罗盘。安装客舱窗户客舱窗户通常制成合适的形状，但可能需要小的打磨；新的窗户覆盖有保护纸或膜，安装时小心剥掉足够安装的地方的保护膜，其他的仍留在面板上；遵从手册的程序，注意窗户周围的间隙和所钻的安装孔，装上后，拧紧螺钉，压紧密封条；一旦所有螺钉到位后，正确安装已完成，去除窗户上的保护膜，清洗窗户。修理对驾驶舱玻璃的修理通常是更换。小的损伤，比如轻微的划伤，可以打磨，但需要时间，也会影响视线。对只影响外观而不影响视线和适航性的复合材料板的修理，可以采用打止裂孔或补丁的方法。详细修理方法和程序见修理手册。,直升机结构与系统第五章 机身结构,舱门,在直升机驾驶舱和客舱出人口安装各种舱门。有铰接式的，有滑动式的，有的装有窗户，有的带有应急抛放机构。通常驾驶舱门是铰接式的，左右驾驶舱门便于正副驾驶上下。驾驶舱门拥有铝合金面板，上面装有观察窗口。驾驶舱门抛放机构如图527 所示。客舱门密封可以采用在舱门周边贴“P”或“D”形密封条，或者通过门框上与门接触处的用于封严的尼龙刷式密封来获得。铰接式门支撑在可转动的铰链销，铰链销是应急抛放机构的一部分。内外有弹簧作用的把手操纵上下锁销，锁销卡进和退出门框上的销座里，用于开关舱门。销座内的抓钩也可以是抛放机构的一部分。为了保持门处于开着状态，舱门支撑杆两端分别连在舱门上和客舱地板上。,直升机结构与系统第五章 机身结构,客舱门可以装在客舱的一边或两边，可以是滑动式的，便于货物装卸。构件料为铝合金或复合蜂窝材料。舱门上装有窗户，有的舱门上有抛放机构（见图528）。,舱门抛放把手转动铰链销，通过钢索转动销座内的抓钩，使门可以向外抛出。抛放把手用易碎罩保护，由铜保险固定。一旦进行抛放，带弹簧力的锁针作用到抛放手柄上，防止它再自动返回未抛放位置。为了保持滑动门在打开位置，一个简单的弹簧钩安装在门上，接触到机身结构上的止动块时，卡进止动块上的座里。,直升机结构与系统第五章 机身结构,发动机和主传动的安装,有些发动机采用锥形螺杆，锥形螺杆穿过一个橡胶减振垫，目的是在发动机安装过程中保护锥形螺杆的螺纹。在典型的双发燃气涡轮发动机的直升机上，发动机前支撑也是橡胶金属混合结构。发动机后部由一个套管支撑，里面包裹着高速传动轴，套管螺栓连接到主减上（见图529）。前面外侧安装点有一个可调的支柱，在发动机安装时可根据手册设定。在正常环境下，标准的支撑和支座已经有足够强度，但仍要有备用安装以防不测。典型的方法是安装保持钢索和支杆。如果发动机支座出现问题，通常会感受到机身的振动明显增大。,发动机的安装发动机和主传动部件的支撑和安装点有时是分开的，有时是合二为一的。典型的发动机支撑系统有个发动支架，通过一些金属和管状支座（称为载荷支座）连接到机身结构上。发动机通过两个发动机座连到支撑架上。这种支撑系统包括一个支座，用螺栓连接到发动机底部，通过撑杆支撑，撑杆再通过橡胶/金属减振器连接到结构。,直升机结构与系统第五章 机身结构,主减的安装用于降低从主桨系统向机舱传递振动的系统称为节点（NODAL）梁式安装系统。主减通过撑杆连接并支撑在一个柔性梁上。在梁的底部安装惯性阻尼重块。当振动通过主旋翼传到主减再传给梁时，梁上下摆动，梁和惯性重块将吸收振动。机身与梁连接在节点处，该节点是梁上摆动最小的地方，因此振动几乎没有或只少量地传递到机身。有时检查主减的安装座的状态和可用性比较困难，典型的解决方法是在一些直升机上装有安装失效指示销（见图530）。,直升机结构与系统第五章 机身结构,主减可以直接装在结构上，不用任何吸振装置。一些直升机把主减装在管状金属架上，再接到机身上。超美洲豹的主减由3 个撑杆承担升力，而主桨的扭矩载荷和横向载荷则由一个钛合金柔性板承担。这个板的中间连接到主减底部，在它的外部的右前端和左后端由螺栓连接到机身上。如图531 所示。,直升机结构与系统 第五章 机身结构,5.7 结构装配技术,铆接,铆接使用铆钉连接两件或两件以上的工件的方法叫铆接。铆接就是利用轴向力，将零件铆钉孔内钉杆墩粗并形成钉头，使多个零件相连接的方法。,普通铆接是指最常用的凸头或埋头铆钉铆接，其铆接过程是：制铆钉孔、制埋头窝（对埋头铆钉而言）、放铆钉、铆接，如图所示。,直升机结构与系统第五章 机身结构,干涉配合铆接所谓干涉配合，按公差与配合的定义，就是过盈配合。施铆时钉杆膨胀，对孔壁造成径向压缩，钉孔受钉杆挤压而产生一种径向压应力，这样就形成了干涉配合。铆接时，钉杆与钉孔及沉头窝之间产生一定量的干涉配合的铆接叫干涉配合铆接。特种铆接是指在结构主要受力或不开敞或封闭等部位，采用不同于普通铆钉形状或铆接方法的环槽铆钉、高抗剪铆钉、螺纹空心铆钉、抽芯铆钉等的铆钉连接形式。为了提高结构强度和疲劳寿命，增强密封结构的可靠性解决单面通路连接问题，在现代飞机装配中广泛采用特种铆接在直升机结构设计时，尽量使螺钉和铆钉承受剪切力。有时候铆钉会受到较小的拉伸力，但通常受拉伸的紧固件是螺栓。例如在使用铆钉固定蒙皮时，上表面是负压，蒙皮的铆钉就是受拉伸的。解决这个问题的办法是加密铆钉间距，进而减小铆钉承担的拉力。直升机上有一些部位由于空间限制不允许采取垫铁顶铆的方式，尤其对某些铆接结构和结构元件，无法接近施工；另外一种情况，即装配某些非结构性的零件，如机舱内装饰件等，没有办法采用这种方法。针对这些问题，开发了能在单方向冲铆成型的专制铆钉。这种铆钉一般较实芯铆钉轻，但具有所需要的足够强度。这种特殊设计的铆钉是应用在看不到工件背面的部位（铆接施工时看不到“加工铆头”的成型过程），故称之为“盲铆钉”。,直升机结构与系统第五章 机身结构,结构粘接,简介粘接方法，即使用合成树脂胶将两个面粘起来。通常使用垫压法将桁条粘接到机身蒙皮上。优点节约重量，不要铆钉；没有钉孔，减少了裂纹形成的可能性；没有钉头，外表面光滑；隔离电化学腐蚀，因为没有湿气聚集空间；比铆钉结构连接更强固；在增压区不会造成漏气。修理由于需要复杂的设备来获得压力和温度，只有厂家才可以进行粘接。小的修理按结构修理手册（SRM）进行铆接。,直升机结构与系统第五章 机身结构,螺栓连接,螺钉和螺栓都是紧固件，螺栓主要用在必须经常拆卸和分解r 地方，同时又有一定的强度要求。铆钉用在不经常拆卸的、承受剪切的地方。还有另外一种特殊的紧固件,称为快卸钉，需要使用螺丝刀转动90来松开或安装紧固，主要用在固定包皮、盖板等非主要结构处。正常情况螺栓是与螺母配合使用的。螺母有自锁螺母，或称为刚性螺母。有的螺母可以使用保险丝或开口销保险。在长时间使用而不需经常拆卸的地方，可以使用像高剪力、高锁定或类似的紧固件。定力矩是为了确保接合面正确、有效地夹紧在一起，也为了防止过应力、变形和螺栓的剪断等。大多数螺栓和螺帽连接要进行定力矩。力矩值通常在维护手册中给出，其大小是依据摩擦力、螺纹类型、材料、润滑和光洁度等因素决定的。外场通常使用力矩扳手进行定力矩。为了得到自锁螺母的正确力矩，有时使用力矩指示垫片。当力矩指示垫片被锁紧到位后，自锁螺母的压紧值就是正确的力矩值。力矩指示垫片不可重复使用。,直升机结构与系统第五章 机身结构,5.8 表面防护,合金防护,铝合金防护（1）包铝法铝合金板材通常使用纯铝进行包盖来防腐（见图 535）。薄的纯铝板滚压到铝合金上下两面，纯铝板的厚度占5%左右。铝合金芯保持强度，同时纯铝层起防腐作用。纯铝相对于铝合金来说是阳极，因此在切口或其他表面损伤处起到牺牲性防护作用。纯铝的表面形成氧化膜，可阻止进一步氧化。,（2）阿洛丁铸造或锻造的铝合金安装面在正常情况下可以使用阿洛丁防腐处理阳极化处理。将需要阿洛丁（或称为阳极化）处理的零件悬挂在电解液中作为阳极，另选其他材料作为阴极。,直升机结构与系统第五章 机身结构,在电流作用下，阳极处的氧气对零件表面进行氧化，形成薄层氧化铝。由于零件经过阿洛丁处理后，表面已形成致密的氧化铝薄层，就有较强的耐腐蚀性。氧化铝也是绝缘材料，电流无法在阿洛丁处理过的表面和其他零件接触面间流动，这样也就抵抗了腐蚀。有 3 种阳极化处理：铬酸、硫酸、硬阿洛丁。铬酸处理：形成25 lLm 的氧化层。它可以用在铆接部件或部件有裂纹、止裂孑L 等，因为铬酸电解液对铝没有腐蚀。硫酸处理：形成825，lm 厚度的氧化层。优点是外表亮丽，防护效果好。但不适合于叠接的、有铆钉的部件。硬阿洛丁处理：形成氧化层厚度高达 50 lLm。这层保护层致密致硬，非常耐磨损、摩擦、腐蚀和温度的影响，又是良好绝缘体，硬阿洛丁处理是改进的硫酸处理。硬阿洛丁降低了零件的疲劳强度，但可以通过进行密封处理得到改进。（3）密封处理刚完成阿洛丁的氧化膜是多孔的，所以需要密封处理以提高抗腐蚀能力。密封处理是将零件浸入在热水中，这避免了除铬溶剂引起的颜色变化。另一种替代方法是将零件浸入到钾或钠除铬溶剂与水的热混合液中。对于硫酸膜最终会变成黄绿色，而对于硬阿洛丁处理的厚膜会变成深绿色。,直升机结构与系统第五章 机身结构,镁合金防护镁合金是在制造时使用铬酸处理来保护的。国际 DTD911 标准给出了处理的详细内容。铬酸处理在表面产生一层膜，与镁合金成为一体，与沉淀涂层有很大区别。这层防护对腐蚀保护起很大作用，同时吸附表面喷涂。镁合金也可以进行硬阿洛丁处理，表面会出现较厚的耐磨层。铬酸处理和硬阿洛丁处理可以用环氧环脂涂层来密封，这样可以用于腐蚀型环境。铬酸处理是将零件浸入加热的化学溶剂中，一段时间后，再用清水冲洗，在表面就会形成防腐氧化膜。,钢的防腐现在钢材料是通过镀铬或镀镍来防腐的。电镀的基本原理是：将需要电镀的零件作为阴极，将镀料作为阳极，并放人合适的电解液中。镀料的酸盐添加到电解液中，目的为了产生少量的气体，改进电镀的质量。直流从阳极流向阴极，使得镀离子沉淀在阴极表面，阳极慢慢地溶解，补充电解液的镀离子的含量。有时，在镀铬时可以使用非溶解性阳极，铬离子来自电解液本身。在电镀过程中，电解液要进行搅动，防止氢气泡留在零件上使镀层变脆。电镀完成后，零件要在清水中彻底洗净并晾干。电镀时间取决于电镀的类别和需要镀层的厚度。,直升机结构与系统第五章 机身结构,直升机油漆和保护性喷涂,介绍航空器喷漆目的是防护蒙皮和结构免于腐蚀并提供美观效果。通常由厂家提供喷涂方案。单一方案不能满足航空器所有部件要求。发动机区域较热，需要耐高温漆。机身下部蒙皮与结构会接触到污染液，可能比其他地方需要更强防护。耐火液压油可以损坏油漆表面。一个喷涂方案的实施效果很大程度上取决于表面处理和准备状况、喷涂车间的条件、油漆是否符合相关规格等。,油漆油漆分为底漆和面漆。（1）底漆底漆附在航空器内外表面，防止金属腐蚀，并为面漆提供附着力。底漆必须：在室温固化；提供长期耐腐蚀性和多种材料的黏着性；化学耐液压油、滑油和燃油；承受低温。,直升机结构与系统第五章 机身结构,预处理底漆，又叫做刻蚀或清洗漆，对表面轻微腐蚀，为其他漆提供基础。清洗漆干得很快，并且1 h 后可以重新喷刷。它们不会产生危害性废物，并很容易剥掉。上底漆的相对湿度要在30%-75%之间。A. 内部底漆在部件组装前对具体零件或组件的施工时所用。它们通常不被刮去。持续作用于整架航空器服役期。内部漆经常与水、润滑油和液压油接触。环氧底漆经常选做内部漆，因为它们提供好的附着力、好的抗腐蚀和好的耐油性。环氧底漆也可以用于烤漆。烤漆的耐磨性非常好，对于机体和发动机不受烤炉高温影响的零件可以实施烤漆方案。炉温通常低于125，对铝合金影响不大。常规做法是零件清洁后喷涂底漆，再放人烤炉一段时间，取出冷却后再喷底漆，然后再放回炉内，加热一段时间烘烤面漆。B外部底漆外部底漆作用于航空器外部并经常覆盖聚亚胺酯面漆。有两种类型：环氧氨基甲酸酯兼容底漆；聚亚胺酯底漆。在环氧底漆使用的地方，经常是面漆可以刮掉，露出底漆，用溶液清洗底漆。,（2）面漆面漆用来保护航空器外表防腐蚀，提供装饰，使顾客辨别航空器。面漆必须：,直升机结构与系统第五章 机身结构,在室温固化；和底漆有好的附着；耐油脂；良好天气适应性；长时间外部裸露仍保持柔韧性；外表美观，现代航空器主要喷涂聚亚胺酯面漆。,喷涂条件喷漆车间通风良好，且不干燥。温度保持在1525 之间。如果喷刻蚀底漆的话，湿度保持在30%-75%的相对湿度。喷漆车间要保持洁净。地板封好，防止起灰、干漆和喷雾易燃，所以灭火瓶须在位。所有灯光应防爆。在喷漆时，采用合适的工作平台。喷漆所用材料是易燃的，在处置、储存、使用油漆时应遵守有关操作规定。腐蚀防护材料在机身下部、起落架舱等极易遭受腐蚀的地方，应加额外耐腐蚀材料，如LPS3、AS- TROLAN 和FLIGHTGUARD 等，这些是汽油基材料，溶剂溶解后喷到结构上，形成排斥水的厚膜。小的地方可以使用 AEROSOL 罐装的（预增压的手喷漆罐），也可以使用桶装进行大面积喷涂。通常防腐材料进行周期性喷涂。,直升机结构与系统第五章 机身结构,健康注意事项在喷漆车间的注意事项：良好通风；裸露皮肤涂隔离防护霜；高蒸汽密度地方戴口罩；喷聚亚胺酯时戴防毒面具；避免油漆溅到身体和眼睛里；使用脱漆剂时戴橡胶手套。,5.9 机身线性检查,校装通常是指为一架直升机的各部件组装和相对对正与调整。,机身顶升点直升机的机身较轻，通常为三点顶升。如图 536 所示。,直升机结构与系统第五章 机身结构,机身线性测量通常包括水平度测量和同轴度测量。,第五章结束,