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SlIM中的修理不适合这次蒙皮损伤的修理。我们参考SRM中的修理章节，将损伤的蒙
皮从缝翼前缘一直到下表面后缘切割掉。见图2的蒙皮切割线。
接缝太长，带来传力不均的问题。但接缝布置在受力骨架(T型梁，前梁的下缘)
上，刚度性能得到改善。
第五章其它 ·24l·
≥
向前
SS386．40站位
翼缝止篡头组件／
翼缝止动接头组件／
蒙皮填充件(2)
前粱
视图C—C
蒙皮
视图D—D
0．1扩
0．0亨
雹
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┣━━━╋━╋━┫ ┃
┃最大) ┃ ┃ ┃’L 2．5D ┃
┃ ┃ ┃ ┃ J ┃
┃／ ┃ ┃ ┃ I ， ┃
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图2修理有损伤的6号前缘缝翼
卜L』徽
㈦ 糊
， 蒙
＼
·242· B()EIN(；737飞机维修经验交流论文汇编
在下表面，加强片(1)由于前梁和T型梁的存在而不能一直垫在蒙皮下面通至下
表面蒙皮的后缘。从蒙皮受力来看，在前梁后蒙皮传力路径中断，这样会导致应力集中
和强度、刚度不足。
在修理中，有时候遇到修理空间有限的情况，不得不先破坏周围完好的结构，待完
成前一个修理后，再来修理刚才被迫破坏的结构。本次修理中，原设想切割前梁下缘和
T型梁，让加强片(1)通过前梁下面和T型梁，直至下表面蒙皮的后缘，这样来修理
蒙皮，同时按SRM典型板弯件、典型型材修理方法来修理前梁下缘和T型梁。但考虑
这样做，施工难度大，工作量也大。于是放弃这种修理方法，而在蒙皮上加一块外补
片，避免了传力路径的中断，但对空气动力性能有所影响。
下面校核纵向接缝处的接头强度，其它位置均按SRM57—43—01 FIG．204的要求进
行修理。
结构件的受力状态是不同的，有的主要受拉，有的主要受压，有的主要受剪。前缘
缝翼的前缘蒙皮主要受剪。所以我们参照总体等强度准则来检验接头处的剪切强度。，
总体等强度准则要求损伤部位修理后的强度储备大于结构中另一个其它部位的强度
储备(这一部位不一定是强度储备最小的环节)。我们以缝翼端肋(SS387．80)处蒙皮
的剪切强度储备作为接缝处接头强度的最低值。
纵向切割缝总长8．25 in，T型梁至蒙皮后缘1．0 in，在图2中加强片(1)没有覆盖
的蒙皮切割缝的长度为4．70 in。此处蒙皮最厚为0．080 in，化铣后前缘最薄，厚度为
0．063 in，厚度的分布在缝翼端肋处也一样。在缝翼端肋上沿着与切割缝对应的位置有6
个6／32 in的紧固件(孔径为0．019 in)。所以在缝翼肋位置，在与切隔缝对应的范围内，
蒙皮参与受剪的面积为：
Ao=[8．25—1．O一6×O．019]×[(0．080+O．063)／2]
：0．4369(in2)
根据《金属材料}册·美国波音公司》，7075一T6不包铝o．080 in厚度薄板的最大
的抗剪强度为Fsu=47 klbfJ，in2。那么该部分蒙皮的剪切强度储备为：
Pm．，=，。。×Ao
=20．534(klbf)
内外两块加强片都是7075—1’6、CLAD、0．080 in的板(最大剪切强度F’。=45
klbf／／in2)，沿纵向切割缝总长合计为9．6 jn
在图2中加强片(1)上单排铆钉的间距为典型0．7 in，所以单排铆钉的个数为：
nl-[(8．25—4．7)／O．7+I]+2=8因此两块加强片沿纵向切缝方向(单排)有
5D铆钉孔(0．16 in dia．)共(8+1=9个，6D铆钉孔(O．190 in dia)共3个，见图2。
因此承受剪力的横截面积为：
／4’=[9．6一1．0—9×0．16—3×0．19]×0．080
：O．5727(in2)
加强片的剪切强度的储备为：
第五章其它 ·243·
Pma。1=F 7。。x A 7
=23．724(klbf)
因为P。。l>JP。。，所以加强片的剪切强度储备满足要求。
下面校核连接紧固件的强度。
接头卜-参与受力的紧固件位于纵向接缝两侧的有：
内 侧 外 侧
BACRl5CE5D(16个)
BACRl5CE6D(9个)
NASl739E5(1个)
BACRl5CE6D(9个)
NASl739E5(19个)
视图A-A
图3 修理B2594的1号前缘缝翼金属蒙皮
根据SRM51—40一07，实心铆钉BACRl5CE5D、BACRl5CE6D和NASl739E5拉铆钉
在0．080，7075一T6板中的承剪强度分别为730 lbf，1010 lbf，653 lbf。
所以位于内侧的铆钉剪切强度储备为：
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P。、。x2=16×730+9×1010+1×653
=21423(1bf) ’
=21．423(klbf)
所以位于外侧的铆钉剪切强度储备为：
P。a)【3=9×1010+19×653
=21397(1bf)
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波音737飞机维修经验汇编(116)
