[发明专利]飞行器的预应力结构及制造方法

说明书

本发明涉及一种飞行器如飞机的预应力结构及制造方法，适应于航空航天领域所有重于空气的飞行器。

目前，在飞行器如飞机的结构设计中，均采用非预应力构件，非预应力结构的缺点主要是抗拉强度和抗疲劳不足，防断裂性能差。为了降低飞机的重量并满足其安全使用的要求，人们对飞机的结构设计，开发出高比强度的材料和工艺处理作出了不懈的努力，取得了显著的成效。但飞机的发展，对其结构设计和材料提出了更高的要求。未来的大型客机，载客将达1000人以上甚至更多。宠大的结构，仅是机舱增压使机身承受巨大的膨胀力，就使其随时处于破裂的危险之中，因此不得不在设计上加大安全系数。而现在的机体结构的特点是连接交点太多，应力分布又非常复杂，各种梁、框、椽条、桁条、接头件及蒙皮的交点孔都是应力高度集中的地方，任何设计制造及材料上的缺陷，甚至工艺上的一个机械标记或蒙皮被划伤，都能引起疲劳破坏而导致灾难性后果。况且各种构件必须承受交变载荷，应力分布极不均匀，存在应力高度集中点，这就给设计制造和疲劳实验带来很大的困难。构件如椽条、桁条、接头件、蒙皮上的连接孔，本身就破坏了结构的整体性，使其抗拉强度降至最弱部位的强度以下，抗疲劳强度的下降就更明显。连接的不同方法也使构件强度降低，如铆接，在铆钉连接后，使铆孔周边产生一个向四周膨胀的拉应力，这种拉应力对构件在交变载荷下的抗疲劳强度极为不利。如英国1954年接连两次失事的慧星号客机，就是因为机身与机翼连接处蒙皮上的铆孔处有疲劳裂纹所致。即使现在，飞机空中解体的事故仍时有发生。    

据统计，机械零件的破坏，50-90％是疲劳破坏，特别对于飞机，疲劳破坏的影响更大，而现在的结构设计方法无法从根本上解决疲劳强度特别是复合材料的疲劳强度问题，即使进行全尺寸的疲劳试验也是如此。

对飞机的关键部位进行表面抛丸、冷作强化等预应力工艺处理，能局部提高该部位的抗疲劳强度，但不能提高其整体强度，而且，这种预应力处理只能存在压应力，不能存在拉应力，一旦存在拉应力，对疲劳强度反而不利，而冷作强化却有可能产生拉应力，对于那些形状和应力极为复杂的零件，这种预应力工艺处理的效果十分有限，没有哪位设计者敢把它纳入计算强度的总和。

飞机的结构从静强度、安全寿命、破损安全、损伤容限发展到以可靠性为基础的设计方法，但最终在结构和疲劳强度提高的同时重量也同时增加，这就迫使人们去开发高比强度的金属和复合材料，但是直至目前，高比强度材料的应用，使其代价与效果总是同步增长，甚至代价的增长往往大于效果的增长，并且这些材料总会存在一些缺陷，从而使它的普遍应用很困难。

飞机越来越向大型、远程、高速的方向发展，这就要求其结构强度和刚度高、重量轻、推重比大、安全可靠、使用寿命长、造价低，尤其在结构的抗疲劳、防断裂和意外破坏等方面，始终成为制约航空工业发展的一个重要障碍。几十年来，飞机结构设计循序渐进，未能有一次突破性的进展。显然，在飞机的结构设计领域中，存在一种技术成见，它引导人们不去考虑其它方面的可能性，阻碍了该技术领域的研究、创新与发展。看来，要解决飞机结构存在问题，必须改变现在的设计方法。

预应力结构能大幅度提高整体结构强度特别是抗疲劳强度和防断裂性能，这已在其它技术领域得到了证明和广泛的应用。如一只木桶加两道箍产生预应力，就能使它的寿命延长几十至几百倍，而它的重量却增加不多，这是非预应力结构无论如何也做不到的。在飞行器的结构中，也有人作过这方面的研究，如德国专利DE952594公开了一种“向上拉曳的预应力外壳”，它是在飞机的外壳结构中，取消大量的纵向肋条而用较少的周边分布的空心压杆代替，并加大肋骨的间距。它把机身外壳分解为两部分；即预拉件和预压件，其中机身蒙皮为预拉件，承受预压力和使用中的外拉力；压杆为预压件，承受预拉力和使用中的外压力。当构件产生外拉力时，就会被存在于蒙皮上的预压力抵消，当构件产生外压力时，就会被存在于压杆上面的预拉力抵消。在该结构中，蒙皮与压杆的连接是通过设在压杆上的加固弯杆铆接实现的，压杆的两端则顶在肋骨上，在装配时用一种专用拉杆或液压装置把压杆纵向预紧，再把压杆和蒙皮、肋骨铆接在一起，然后拆除拉杆或液压装置，使压杆释放其压缩应力而使外壳在全长方向产生预应力，从而提高结构强度和抗疲劳的强度。但是分析上述结构，存在如下缺陷：

1.该结构是以取消肋条，加大肋骨的间距来减轻结构重重的，而在机身外壳中，纵向肋条是重要的抗拉结构，当这部分结构取消后，本应由它承受的拉应力完全转嫁到蒙皮上，而蒙皮又恰恰是承受拉应力的最薄弱环节，飞机结构的破坏主要是抗拉强度的不足导致断裂所致，而加厚蒙皮又会大幅度提高其结构重量。