[原创]扫盲贴 为什么现在军用作战飞机蒙皮上都要使用铆钉

在《 [原创]对‘再驳《抵制航空母舰的都是脑残》’的看法》一贴中,铁血战友伊呀呀提到了飞机蒙皮使用铆钉铆接一事,虽然给他看了两张美国F-35组装的照片证明了现在的航空强国-美国一样是使用铆钉铆接飞机蒙皮制造飞机,但是还是觉得有必要专门就这个问题开一个贴。贴前先说明,本人并非航空专业,但是却是机械工程专业,航空飞机制造专业和机械工程还是有很多地方是相通的。

普通飞机蒙皮采用2024铝合金制作,有特殊要求的采用钢板,比如说前苏联高空高速拦截机米格-25/31,由于该飞机为双三(飞行高度三万米,最高时速为3马赫)飞机,飞行器在稠密大气中作超音速飞行时,受激波与机体间高温压缩气体的加热和机体表面与空气强烈摩擦的影响,飞行器蒙皮的温度会随M数的提高而急剧上升。飞行M数为2.0时,机头处的温度略超过100℃。而当M数等于3.0时,飞行器表面的温度则升至350℃左右,已超过了铝合金的极限温度,使其强度大大削弱。换用另一种飞机可以使用的合金-钛合金?那东西不但极其昂贵且极难加工,而且苏联不是美国,能耐高温的铆钉等连结材料当时根本没有。苏联人选择了最坚固,最坚硬,耐腐蚀而又耐高温的钢材!

纯粹的机械连接无非就是螺纹连接,焊接,铆接,粘接,键连接,至于什么V带,同步带,滚子链连接,齿轮连接还要起到传递动力的作用,而飞机不会采用那些带动力传递的连接方式。下面就让我们来分析一下螺纹那些连接方式

螺纹连接在这里就把它简化为螺钉螺栓连接,螺钉明显是不合适的,根据国家标准,螺钉连接要求两个连接物一样要比较厚,而飞机蒙皮是薄铝板,根本就不符合螺钉的要求,只有螺栓连接还能满足这个要求,但是螺栓连接却有另外的问题,

根据飞机的需要,飞机上需要有数量以千计算的连接孔,如果每个孔配一个螺栓,那么就还要再配一个螺母,而飞机大家都知道,在发动机功率和气动布局一定的情况下,飞机结构重量占飞机起飞重量的比例越少越好,而螺母明显就是飞机结构重量的一部分,数量以千计算的螺母重量可是不轻。可问题并没有到此中止,螺母是会自行松动的,它不会松动你怎么把它拆下来呢?因此在机械行业里螺母是需要紧定的,螺母的紧定方式无非就是那些加一个螺母对顶,加弹簧垫圈或者开口销,在螺杆上涂胶,这些办法都不是什么好办法,一个很大的缺点就是它们进一步增加了螺母所带来的重量,而且应付飞机所要应对的环境时效果并不会很好,特别是跨音速,飞机的振动是比较厉害的,此外飞机发动机的振动也是不可小看的,哪个飞行员也不想自己在飞行的时候由于连接飞机外蒙皮的螺母松动导致自己飞机在空中掉下几个部件甚至空中解体的事情出现吧,而日常飞机维护保养检查的时候,螺母松动这种事情又很难被预先发现。因此螺纹连接对飞机来说不是好办法。

有人会说这个不行可以采用焊接赛,比如造船就是大量使用焊接船板的办法,造船是可以只用焊接,因为焊接属于一种密封连接,对在水里航行的船舶特别是对潜艇来说,焊接质量的好坏决定了船舶和操作它们的人的生死。但是对于飞机来说就是另外一回事了。

焊接具备连接性能好,耐高温高压,耐低温,密封性能好,比如说核电站的锅炉就只有焊接方式才能制造,此外还具备节省结构重量,工艺简单等诸多优点,但是它的缺点同样很显著,焊接接头的组织和性能往往会变坏,焊缝会产生残余应力和焊接变形,会产生焊接缺陷,比如说裂纹,夹渣,未焊透,气孔等,这些问题会降低承载能力,缩短使用寿命,甚至会造成缺陷。这些是怎么产生的呢

由于焊接是局部受热,加热区的热金属要受到周围未加热的冷金属的拘束,不能自由膨胀,冷却的时候一样,不能自由收缩,这样一来部分加热区的金属就会受压应力和拉应力产生残余应力,由于无法自由膨胀和收缩,就会产生变形。同时在焊接的时候,空气中的氧原子,氢原子和氮原子会在焊缝里形成气孔,还会使材料的强度,塑性和韧性大大下降,而著名的氢脆也会在这时产生,这些问题和其它一些问题会使焊缝产生裂缝甚至会出现突发性,事前无明显预兆的断裂。而飞机的振动将会使这些问题出现的时间大大提前。

飞机上不大量使用焊接工艺还有一个问题,是关于材料的,前面说过,飞机蒙皮材料主要用铝合金,而铝合金化学性质比较活跃,容易和空中的氧形成一种学名叫三氧化二铝的薄膜覆盖在合金表面,此薄膜熔点远高于铝的熔点,会阻碍熔合,同时容易产生夹渣,而且铝在液态的时候会溶解大量氢气,在冷却的时候这些氢气不仅会产生氢脆,还会产生大量气孔,这都是焊接大忌,因此焊接铝合金的时候需要使用惰性气体进行保护。这无疑增加了加工的成本。

将飞机蒙皮焊接在一起的焊缝断裂了那飞机在空中的命运也就可想而知了。

当然有人会说可以使用热处理对付应力这些东西,同时加上其他预防手段。没错,热处理里是有一个去应力退火的工艺,可是去应力退火是需要有一个专门的退火炉,将需要退火的金属构件进行加热,加热到规定温度后然后随炉缓慢降温,而飞机能为它建立一个退火炉吗?而且飞机大小有别,这退火炉的大小肯定也不能一样,一般金属构件退火的时间长达几个小时甚至十几个小时,在战时谁能忍受这种拖延,并且问题的关键就是即使进行退火处理,也不能保证效果的。


以上这些方式相比起铆接来,铆接工艺相当成熟,在铆接时由于对铆钉的敲击,铆钉会产生变形从而很好的将两个连接面结合在一起。由于铆钉径向的变形也可以将铆钉孔填满,防止缝隙产生。

此外军用飞机比起民用飞机来,军用飞机的结构比同等民用飞机复杂、零部件多,同时由于战损率高而导致维护量大。使用大量铆接(飞机蒙皮)主要是便于拆解维护、局部更换受损件,提高飞机出勤率,飞机不可能作为一次性产品使用的。而民航飞机、运输机有大量的维修空间,蒙皮就可以很大。因此民用飞机上可以使用什么整体壁板而军用机上却从来没有这东西。

当然大量使用铆接只限于飞机蒙皮机构,而飞机其他结构部分还是使用其他方式的多,比如说起落架焊接工艺就使用的相当的多。


看看美国F-35的生产过程,它表面上的圆孔是什么


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149楼level_liu

看了大家争论的很激烈,所以写了些自己知道的

本人是做飞机机翼结构设计,虽然工作时间不很长,不过还算比较了解

楼主所写的大都很正确,功底很深厚的

其实做这行的都会知道飞机设计是个很矛盾的东西,设计时要在各种矛盾间寻找一个平衡

比如铆钉这玩意,从疲劳角度来说,铆钉孔越少越好,因为铆钉孔是长期使用下疲劳源的产生点,设计时还要考虑分散系数,支撑系数之类的强度计算,从这点来说铆钉越少越好(干涉铆接可以有效的抑制这方面的不利影响)

从损伤容限和耐久性来说,铆钉孔的存在又是有利的,因为疲劳裂纹总是难以避免的,铆钉孔同时可以抑制裂纹的扩展,对于战损及非正常使用损伤都是有利的。


上面有朋友说到A380的技术,也有朋友列出了380很详细的资料,都正确,GLARE材料的应用在上表面由其材料特性决定(受压稳定性良好),因是复合材料,使得铆钉大量减少,而民机适航方面的规定保证了其满足安全性,再用螺栓连接上下表面。

又有人说到787,这梦幻飞机应用了波音最新的滚筒缠绕技术完成的机身表面(空客也做不到,确实很先进),但无论是380还是787其复合材料的应用是做了几十年的研究和很多年的实际应用经验再加上无数次的试验才达到现在的水平(适航对复合材料做主承力件有非常严格的要求),中国的复合材料水平大家都知道,不说了。。。。。

但无论如何,目前铆钉还是必须的,民机还做不到无铆接结构,只是民机无铆接确实是发展方向,不过还有待论证论证,这又需要多年的实践经验,现在说不好。只能说铆接和螺接必存其一,毕竟飞机要维护啊。

至于军机,上面说了损伤容限和耐久性的问题,无铆接现在看来不可能,至少以现有的复合材料水平解决不了。大家说的F35表面很光滑的问题,那是因为国外的铆钉有无头铆接这一种,无头铆接是全机械铆接的产物(不象咱中国还都是人工铆)

又但是了,现在的轻型飞机大量采用的薄蒙皮梁式结构(成本问题),仍以手工铆为主,也出现了被复合材料取代的情况,还要决定于使用复合材料的成本。


铆接与维护没太大关系,至少与正常的维护没啥关系,需要维护的地方往往根据结构情况开维护口盖而使用托板螺母。


焊接蒙皮真是不太现实的,首先从材料说起吧,楼主也说到了300度时铝合金的不适合使用问题,因为约300度时铝合金开始退火了(热处理方面的),而向软料过度,这意味着强度刚度的减弱,这是不能被允许的,什么摩擦焊只是尽量减少焊接带来的变形,我还不知道300度以内的焊接技术,呵呵,焊接知识我偏弱些,也许有我不知道。。其次,高强度铝合金的焊接性能都不好,而焊接性能好的铝合金又太软,比如常用的LF21,往往只用在次承力结构或非承力结构,大家可以查查相应的材料资料。常用于蒙皮的铝合金材料是2024这类的,再高强度的铝合金其疲劳性能差了,而稳定性又几乎没提高,没有优势,材料的静强度与疲劳性能也是存在矛盾的,至少同一代的材料是这样。


回来说铆接和螺接的问题,螺接的松动不是问题,槽螺母就可以很好的解决,问题是重量,螺接不可能用铝做的(螺牙是个问题),不用铝做重量又成问题,但铆接正常维护是不会拆的,维护才是麻烦,金属结构哪用哪不用看实际情况了


还有些复合材料结构预埋的做法不说了,这方面也是弱项,还有些其他的问题没写到因为写的太乱了,凑合看吧

最后,我们基础薄弱,材料薄弱,算法薄弱,实验做的太少。。。。历史遗留问题很严重,新一代航空人尽量努力了

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