民航飞机传动钢索松紧螺套的常见保险形式有多少种

开口销是一种特殊结构的机械紧固件，其防松原理主要包括以下几个方面：

1 开口销的锁紧力是由弹性变形产生的：开口销在被安装时需要通过挤压和弯曲等方式塑形才能装配到相应的位置，这些形变会使开口销内部的分布压力产生变化，从而形成锁紧力，保证其在正常使用过程中不会发生松动。

2 开口销采用自锁结构：开口销的头部呈环形结构，可以形成锁顶作闭型用，在需要锁定的螺纹或零件表面状况产生充分摩擦力的前提下，可以更有效地实现防松效果。

3 开口销为双向压紧结构：开口销的结构必须满足在两个方散亮向上都能进行压紧并保持相对位置的功能，比如一边壁压另一边螺纹、轴等目标位置，使得它们相互“咬合”，从而大大增加了整体连接件的稳定性和承载能力。

开口销还具有密封、隔音轿掘猜、防水、通气等功能，在机械制造、汽车、航空航天等领域广泛应用。

飞机是在迟蠢天上飞行的铁疙瘩。可码仔陪靠的安全性能，可靠的操控性能，可靠的测试性能、 可靠的恢复性能等非常重要。

举个例子吧：机务也好，定检也好，仪表也好，四站也好，凡是参与维修保养工作的，登机前都要清点工具、物品，签字画押。离机时要逐一对照检戚猜查，哪怕谁少了个纽扣，都必须找回来。否则，这架飞机就不能升空。。

GB/T 1237-2000 紧固件标记方法

GB/T 1521-1988 紧固件 铆钉用通孔

GB/T 1522-1988 紧固件 沉头用沉孔

GB/T 1523-1988 紧固件 圆柱头用沉孔

GB/T 1524-1988 紧固件 六角头螺栓和六角螺母用沉孔

GB/T 168231-1997 螺纹紧固件应力截面积和承载面积

GB/T 168232-1997 螺纹紧固件紧固通则

GB/T 168233-1997 螺纹紧固件拧紧试验方法

GB/T 16938-2008 紧固件 螺栓、螺钉、螺柱和螺母 通用技术条件

GB 17464-1998 连接器件 连接铜导线用的螺纹型和无螺纹型夹紧件的安全要求

GB/T 26701-2004 内六角花形盘头自功螺钉

GB/T 30981-2000 紧固件机械性能 螺栓、螺钉和螺柱

GB/T 309810-1993 紧固件机械性能有色金属制造的螺栓、螺钉、螺柱和螺母

GB/T 309811-2002 紧固件机械性能 自钻自攻螺钉

GB/T 309812-1996 紧固件机械性能 螺母锥形保证载荷试验

GB/T 309813-1996 紧固件机械性能 螺栓与螺钉的扭矩试验和破坏扭矩公称直径1~10mm GB/T 309814-2000 紧固件机械性能 螺母扩孔试验

GB/T 309815-2000 紧固件机械性能 不锈钢螺母

GB/T 309816-2000 紧固件机械性能 不锈钢紧定螺钉

GB/T 309817-2000 紧固敏埋件机械性能 检查氢脆用预载荷试验 平行支承面法

GB/T 309818-2004 紧固件机械性能 盲铆钉试验方法

GB/T 309819-2004 紧固件机械性能抽芯铆钉

GB/T 30982-2000 紧固件机械性能 螺母 粗牙螺纹

GB/T 309820-2004 紧固件机械性能蝶形螺母 保证扭矩

GB/T 309821-2008 紧固件机械性能 不锈钢自攻螺钉

GB/T 309822-2009 紧固件机械性能 细晶非调质钢螺栓、螺钉和螺柱

GB/T 30983-2000 紧固件机械性能 紧定螺钉

GB/T 30984-2000 紧固件机械性能 螺母 细牙螺纹

GB/T 30985-2000 紧固件机械性能 自攻螺钉

GB/T 30986-2000 紧固件机械性能 不锈钢螺栓、螺钉和螺柱

GB/T 30987-2000 紧固件机械性能 自挤螺钉

GB/T 30988-1992 紧固件机械性能 耐热用螺纹连接副

GB/T 30989-2002 紧固件机械性能 有效力矩型钢六角锁紧螺母

GB/T 30991-2008 紧固件术语 螺纹紧固件、销及垫圈

GB/T 30992-2004 紧固件术语盲铆钉

GB/T 31031-2002 紧固件公差 螺栓、螺钉、螺柱和螺母

GB/T 31032-1982 紧固件公差 用于精密机械的螺栓,螺钉和螺母

GB/T 31033-2000 紧固件公差 平垫圈

GB/T 31034-1992 紧固件公纳链差 耐热用螺纹连接副

GB/T 5276-1985 紧固件 螺栓、螺钉、螺柱及螺母 尺寸代号和标注

GB/T 5277-1985 紧固件 螺栓和螺钉通孔洞拿孙

GB/T 5278-1985 紧固件 开口销孔和金属丝孔

GB/T 57791-2000 紧固件表面缺陷 螺栓、螺钉和螺柱 一般要求

GB/T 57792-2000 紧固件表面缺陷螺母

GB/T 57793-2000 紧固件表面缺陷 螺栓、螺钉和螺柱 特殊要求

F119发动机

全称F119－PW-100，是为F-22A研制的双转子小涵道比加力涡扇发动机，采用可上下偏转的二维矢量喷管，上下偏转角度为20度，推力和矢量由数字电子系统控制。 F119主要参数：长4826米，最大直径113米，重1360千克，最大推力156千牛，推重比117。

引 言

1982年，美国空军提出拟用于90年代中后期的下一代“先进战术战斗机(ATF)”计划，与当时的F-1 5等第三代战斗机相比，ATF除要求有好的机动性外，还要突出有良好的敏捷性，高的隐身性，超声速巡航与短距起降能力等。相应地对用于ATF的发动机则要求推重比达到100一级，中间推力要高，要采用矢量喷管等。当时有由洛克希德、波音和通用动力三公司联合提出的YF-22方案与由诺斯罗普、麦道两公司联合提出的YF-23方案参与投标竞争。发动机方面则有美国普惠公司与GE公司为主，分别提出推重比为100一级、推力为1336 kN的PW5000(XF119)、GE37(XF120)发动机参与竞争。 XF119发动机零组件的生产始于1985年9月，第1台发动机FX601于1986年10月进行首次台架试车。为了飞机进行飞行评估，两公司又分别发展了用于飞行试验的发动机YF119、YF120。经过几年的开发研制，1990年6月、9月YF-23(装YF119，YF-120)、YF-22(装YF119、YFl20)相继首飞进行对比飞行验证评估，1991年4月23日美国空军宣布选中装普惠公司YF119的YF-22作为ATF的机型。1991年8月YF-22进入“工程制造和发展(EMD)”阶段。从此，飞机被命名为F-22，发动机被命名为F119。在ATF飞机研制过程中，飞机重量与阻力均增加较多，为此，要求发动机的推力相应提高近1 7％，即最大推力(加力推力)要求为156 kN，中间推力(不开加力时最大状态下的推力)为105 kN，F119发动机采取了将XF119的风扇直径稍作增加以提高15％的风扇空气流量，来满足推力增大的要求．为此发动机的涵道比由025增至030。按美国军用标准MIL-SID-879(1968)，F119的第1种生产型发动机被命名为F119-PW-100， XF119、YF119在进入EMD阶段前总共完成了3000余小时的整机试车，到1998年6月共进行了 8 000余小时整机试车。当转入EMD阶段时(1991年8月3日)，普惠公司获得研制9台伍销F119试验发动机与39台飞行试验发动机的1375亿美元的EMD合同。按当时空军需要2000套以上的动力装置(包括备件)来计算，普惠公司将获得120亿美元的收入。1999年12月17日首台EMD阶段的F119发动机进行首次试车，1997年9月7日装F119-Pw-100的F-22战斗机进行了首飞，开始了长达数年的飞行试验计划。 2发动机综述 F119发动机由3级风扇、6级高压压气机、带气动喷嘴、浮壁式火焰筒的环形燃烧室、单级高压涡轮与高压涡轮转向相反的单级低压涡轮、加力燃烧室与二维矢量喷管等组成。整台发动机分为：风扇、核心机、低压涡轮、加力燃烧窒、尾喷管和附件传动机匣等6个单元体，另外还有附件，FADEC及发动机监测系统， 与F119相竞争的YF120发动机为变循环发动机，在2级风扇后有一可调节的外涵出气环，在高压压气机中，第一级工作叶片做得较长成为风扇，称之为核心机传动的风扇，其后有流向外涵的出气环，在工作中始终是打芹备开的，因此称主外涵出气环。在低工况时，两个外涵道均打开，使涵道比加大以获得低的耗油率；在大工况时，2级风扇后的可调节放气环关闭，发动机成为小涵道比涡轮风扇发动机，以增加单位推力。风扇到核心机间的压力匹配是通过装在加力燃烧室前的可变面积涵道引射器(VABI)将外涵气流引向加力燃烧室来达到。VABI除对加力燃烧室隔热屏进行冷却外，还将外涵多余的气流引射到尾喷管喉道前的排气气流中，以加大推力嫌橘毁。

YF120的风扇、压气机均比F119少1级，且高低压涡轮间无导向叶片，因此YF120比F119少5排叶片。表4列出了GE公司的YF120与普惠公司的YF119结构上的主要差别。 F119总体结构设计中，与普惠公司以往的发动机相比，有两个突出的变化，其一是高压转子支承方式改用了GE公司惯用的形式，其二是高压涡轮采用了单级。 普惠公司在20世纪60年代后期开始研制的民用发动机(JT9D、PW2037和PW4000)及军用发动机(F100)中，高压转子均采用1-1-0支承方式，即高压压气机前为滚珠轴承，后支点设在高压涡轮前，即高压涡轮是悬臂支承的，该轴承的负荷是通过燃烧室机匣传出的。图5示出的F100-PW-100发动机的支承简图是其代表。这种设计不仅使发动机承力框架数多，而且高压涡轮由于要装轴承使轴径小、且涡轮盘是悬臂支承的，给转子动力学设计带来困难， GE公司的发动机(军用的有F101，F110、F404，民用的有CFM56)中，高压转子则采用了1-0-1支承方式，即转子的后支点设在高压涡轮后，且采用了中介轴承，即该轴承的外环固定于高压转子上，内环固定于低压转子上。这种布局不仅可减少承力框架，而且高压涡轮轴轴径可做得很大，增加了转子刚性，它的缺点是中介轴承的润滑与封严较为复杂些。普惠在研制F119时，对高压转子的支承方案一改以往的做法，采用了GE公司在F110，F404中采用1-0-1且后支点用中介轴承的设计。图6示出了F119发动机简图，从中可以看出高低压转子的支承方式，同时还能看出各部什的主要设计特点。 普惠公司在该公司最新的民用发动机PW8000中也采用了1-0-1高压转子支承方式，这一设计变化，值得注意。 高压涡轮的设计中，普惠公司在20世纪60年代后期开始研制的发动机，例如它的大型、民用发动机JT9D、PW2037和PW4000以及军用发动机F100均采用了双级设计。这种设计，使每级涡轮的负荷小，涡轮效率要大些，但带来零件多，重量大的缺点。GE公司则在同时期研制的发动机(军用：F101、FllO和F404，民用：CFM56)中，均采用了单级高压涡轮，虽然涡轮效率稍低，但收到了使发动机的结构简单，零件教少，重量轻等好处。在F119设计中，普惠公司也一改以往的做法，采用了单级高压涡轮的设汁(见图6)．这一改变也是为了提高推重比。 3 各部件主要设计特点 31风扇(3级) 第l级风扇叶片采州宽弦、空心设计，与用于波音777的Pw4084发动机采用的空心叶片结构相同，即叶片由叶盆、叶背两块型板经扩散连接法连接成一整叶片，在连接前，先将两板接合面处纵向地铣出几条槽道形成空腔，参见图7。这种空心叶片的空心度较罗·罗公司采用的带蜂窝芯的夹层结构小。用钛合金制的3级风扇转子均采用了整体叶盘结构(在YF-22进行验证飞行时所用的发动机YF119中，仅2，3级风扇采用了整体叶盘)。F119采用了线性摩擦焊的加工方法加工整体叶盘，罗·罗公司近期也采用这种加工方法。 线性摩擦焊(Linear Friction Welding,LFW)是一种固态连接技术，类似于扩散连接(Diffusion Bonding)。扩散连接是将两个需连接的零件的连接面紧紧靠住，在高温、高压下，两零件配合表面间形成了材料原子的相互转移，最终使两者紧密连接成一体。在这种连接中，由于相连接处的材料并未熔化．因而不会出现一般焊接中易发生的脱焊现象。从结构上讲，连接处看不出“焊缝”来，且其强度与弹性均优于本体材料。线性摩擦焊与扩散连接不同处在于：在扩散连接中，连接的工件是在炉中加温使其达到高温的；而在线性摩擦焊中，工件的高温是通过两配合面间的相互高频振荡产生的。 整体叶盘线性摩擦焊的加工过程及采用这种加工工艺带来的好处，可参阅“一种整体叶盘的加工方法——线性摩擦焊”。 在F119发动机中，为保证风扇机匣刚性均匀，保持较均匀的叶尖间隙，风扇机匣做成整环的，为此风扇转子做成可拆卸的，即2级盘前后均带鼓环，分别与1．3级盘连接。 风扇进口处采用了可变弯度的进口导流叶片，其结构类似于F100。由图6可以看出，三级静子均采用了弯曲设计，这种叶片是利用普惠公司开发的NAsTAR程序设计的，它可以大大缩小常规直静子叶片上下端的分离损失区，如图8所示。采用弯曲静子叶片后可提高风扇、压气机效率与喘振裕度。弯曲静子叶片也用于F119的高压压气机及民用的PW4084发动机中。 32高压压气机(6级) 采用了高级压比设计，6级转子全采用整体叶盘结构。进口导叶与1，2级导叶是可调节的，前机匣采用了“Alloy c”阻燃钛合金以降低重量。静叶也采用了弯曲的静叶。为增加高压压气机出口处机匣(该处直径最小，形成了缩腰)的纵向刚性，燃烧室机匣前伸到压气机的3级处，使压气机后机匣具有双层结构，外层传递负荷，内层仅作为气流的包容环，这种结构在大型、高涵道比涡轮风扇发动机中得到广泛采用。 33燃烧室(短环形) 火焰筒为双层浮壁式，外层为整体环形壳体，在壳体与燃气接触的壁面上铆焊有薄板，薄板与壳体间留有一定的缝隙，使冷却两者的空气由缝中流过。为了使薄板在工作中能在圆周与长度上自由膨胀，薄板在圆周与长度上均切成一段段的，形成多片瓦块状的薄板，因此这种火焰筒又可称为瓦块式火焰简。 采用浮壁式火焰筒可改善火焰筒的工作条件，不仅可提高火焰筒的寿命，与燃气接触的瓦片烧坏后还可更换，而且还可使排气污染物减少。这种结构已在V2500、PW4084等民用发动机上采用。 喷嘴采用了气动式喷嘴，它能改善燃油雾化质量提高燃烧完全度，减少排污，同时还能消除一般离心式喷嘴易生积炭的问题，图9示出了气动式喷嘴的示意图。 34高低压祸轮(单级) 高压涡轮的工作叶片用普惠公司的第三代单晶材料做成，采用了先进的气膜冷却技术。 涡轮盘采用了双重的热处理以适应外缘与轮心的不同要求，即外缘采用了提高损伤容限能力的处理，以适应榫槽可能出现的微裂纹；轮心部分则采 用提高强度的热处理，这种在一个零件上采用两种要求不同的热处理，实属罕见。工作叶片叶尖喷涂有一层耐磨涂层(在XF119上投有采用)，以减少性能的衰退率，这种措施在民用大型涡轮风扇发动机中应用较多。 低压涡轮与高压涡轮转向相反。这种将高低压转子做成转向相反的设计，当飞机机动飞行时作用于两转子上的陀螺力矩会相互抵消大部分，因此可减少外传到飞机机身的力矩，可提高飞机的操纵性，这点对高机动性能战斗机特别重要；另外对装于两转子间的中介轴承，轴承内外环转向相反时，会大大降低保持架与滚子组合体相对内外环的转速，对轴承的工作有利，但增加了封严的难度。理论上，高低压涡轮反向转动时，可以不要低压涡轮导向器(YF120上即无)，但F119上仍然采用了导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承(中介轴承)，这与F404、M88发动机的结构类似。 35加力燃烧室(分三区)、尾喷管(二元收敛～扩张矢量喷管)和燃油控制系统 加力燃烧室筒体采用Alloy C阻燃钛合金以减轻重量，简体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对简体进行冷却，在YF119上采用外部导管引冷却空气对筒体进行冷却，在F119上取消了外部导管。 喷管上下的收扩式调节片可单独控制喉道与出口面积，而且当上下调节片同时向上或向下摆动时，改变了排气流的方向，即改变推力的方向。发动机的推力能在飞机的俯仰方面正负20°内偏转，从+20°到一20°的行程中只需1 s。推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制，用由煤油作介质的作动筒来操纵。调节片设计成可减小雷达散射截面积；为减少红外信号，对调节片进行了冷却。尾喷管也采用Alloy C阻燃钛合金以减少重量。 燃油控制系统为第四代双余度全权限数字电子控制系统(FADEc)，每台发动机有两套调节器，每套调节器有二台计算机，以确保调节系统高的可靠性。 4发动机维修性和可靠性 4．1维修性 发动机在设计中特别加强了发动机的维修性，例如大部分附件包括燃油泵和控制系统均作为外场可换组件(LRU)，而所有的每个LRU拆换时间不超过20min,所用的工具仅是11种标准手动工具，在外场维修时需进行拆装的紧固件不允许用保险丝、开口销，由于采用“B”型螺母，拧螺母时可不采用限扭扳手。孔探仪的座孔设计成无螺纹内置式的，所有导管、导线均用不同的颜色予以区分，滑油箱装有目视的油位指示器，连接件做成能快卸快装的设计。 所有的附件、导线和管路均在发动机下部每个外场可换组件均能直接达到。 发动机设计成由第5百分位女姓(身高157cm体重45 kg)到第95百分位男性(身高188九体重91 kg)间的维修人员穿着防护服。于戴防护手套均能对装在飞机上的发动机进行日常的维护工作。 42可靠性 F119在设计中遵循“采用经过验证的技术”的做法，以及整台发动机结构简单，零部件数目少。因此虽然它在性能方面较前一代发动机F100有较大提高，也采用了一些以前发动机中未采用的设计，但它的可靠性却比F100的要高。 表5列出了F119发动机与F100- Pw -220发动机可靠性指标的比较，后者是在F100-Pw-100(原型)发动机的基础上，用牺牲性能来提高可靠性的改进型。

飞机顶托前，每个系统部件的拆卸均需要参考相应的飞机维护手册（AMM）和结构修理手册（SRM）的专门章节内容进行[6]。飞机的主要部件状态如表1所示。

2 飞机顶托

顶纯档衫托设备需满足手册的顶托程序要求。这里的顶托设备均为结构修理手册内的标准工具。需要注意的是，为了保持拆装和运输过程中的稳定性，可以适当增加机身托架的数量，同时增加托架的长度，使得机身与托架的接触面更大，机翼托架也可以延长，这样可以方便地将大翼与托架固定。顶托飞机所需工装如下：

（1）主千斤顶3个；

（2）机身托架4个；

（3）机翼托架6个（左右侧各3个）；

（4）穿窗支撑横梁2套（及绑带）。

参照手册SRM51-50-02和AMM07-11-11的内容顶升飞机[6， 7]。此程序是实施拆卸工作的关键前提，即使飞机处于零应力状态，不损伤飞机零件，便于紧固件的拆卸。顶托位置如图1。顶托内容如下：

（1）用千斤顶顶升A/B/C 3个点（只安装左右翼顶点和后机身，飞机最低点顶升至17m以上，以方便板车从前往后接近）；

（2）将飞机落置板车上，在机身站位STA360/540/727/1016处分别用4个托架顶托。注意托架与板车之间需连接牢固，不能产生位移。机身与托架之间需绑定牢固；

（3）为防止拆卸过程中扭转力矩过大，使用穿窗横梁连接板车稳定机身（2套，分别位于站位STA400-420和STA787-807之间）；

（4）左右机翼站位WBL925，WBL3045和WBL5310分别用托架支撑，同时将机翼跟托架捆绑在一起固定。移走主顶点A/B。

3 机翼拆卸

31 拆卸主程序

外机翼通过悬臂梁的形式与中央翼相连，前后梁及上下蒙皮板形成的翼盒与中央翼盒连接，结合处位于参考线BBL7085位置，拆卸机翼需要拆卸此处的所有连接紧固件，见图2。主要步骤如下：

（1）左右机翼对称，拆卸步骤相同。先拆左机翼。从波音网站上获取所需工程图纸，从油箱内部接近，去除紧固件密封胶；

（2）拆下机翼上蒙皮与连接角材相连的2排紧固件，拆下上蒙皮长桁与连接角材相连的紧固件（参照工程图纸65-45407和65-46448）；

（3）拆下机翼下蒙皮与连接板相连的2排紧固件（参照工程图纸65-45414）；

（4）拆下机翼前梁与中央翼接头相连的紧固做腔件（参照工程图纸65-45320）；

（5）拆下机翼后梁与中央翼接头相连的紧固件（参照工程图纸65-45321）；

（6）使用行吊悬吊大翼，沿着翼展方向向外移动大翼，使其与中央翼脱开，将大翼落置板车上。

32 拆卸注意事项及难点

（1）此方案为大翼拆卸的最小拆卸量，根据实际情况可拆卸更多紧固件；

（2）本方案不拆卸上蒙皮连接角材、下蒙皮拼接板、前梁接头和后梁接头，此4处与中央翼相连，将作为大翼恢复安装的定位；

（3）拆下紧固件及部件前做好标记，方便安装时使用；

（4）大翼吊装点和顶托：大翼拆除发动机、反推和吊舱后的重量为17000lbs（765t），选择大翼前梁和后梁4处（或者3处）作为蠢首悬吊点，拆下梁缘条上现有的紧固件制作吊点；

（5）先拆下左大翼后，由于左侧没有支撑，拆右大翼时晃动会对机身产生扭转力。解决方法是在机身BBL7085处增加支撑托架；

（6）悬吊大翼之前一定要检查所有紧固件都已经去除，不能留死角，可以从油箱内部检查可能遗漏的紧固件。容易遗漏的紧固件：上蒙皮板组件长桁接头、后梁上缘条连接板（内外部，各8颗紧固件）。

4 运输转场

采用大型平板卡车陆运的方式，根据飞机的外部尺寸，选择专门的大件运输道路来转移。需要注意的是，平板车自身的高度加上托架的高度和机身的高度不能超过道路限高，并且不能超过限宽。其他大型部件，如大翼、平尾、垂尾等尺寸可以参考AMM手册，可以单独装车运输。

5 安装与测试

51 安装

安装步骤内容与拆卸步骤内容的顺序相反（先安装左翼，再安装右翼），即：

（1）为防止安装过程中机身产生扭转，右侧BBL7085处需要托架或者顶升；

（2）机翼放置在托架上，推动托架至安装位置，调整托架至合适高度。机翼前后梁接头，上下蒙皮拼接板，上蒙皮长桁接头安装引导片（用不锈钢板制作）。确认下蒙皮上表面贴合拼接板下表面，下蒙皮长桁接头下表面贴合拼接板上表面；上蒙皮与长桁接头贴合到位；前后梁接头贴合到位。使用定位销安装前后梁接头，上下蒙皮板，长桁接头；

（3）安装前后梁接头，安装上下蒙皮板，安装长桁接头；

（4）去除多余的松动的旧胶，彻底清洁安装表面。所有紧固件使用BMS5-26湿安装，贴合面涂BMS5-26密封胶，油箱内部零件用BMS5-26封边；

（5）按照飞机维护手册和结构修理手册相关章节的要求恢复安装各个系统部件，包括所有拆卸的部件。

52 测试

油箱加油，飞机通电，各个部件的测试工作按照飞机维护手册AMM相关章节的要求进行，主要完成以下测试工作：

（1）进行油箱渗漏的检查和测试，按需对漏点进行修复；

（2）对发动机进行试车测试，对起落架进行收放测试，确认工作正常；

（3）按需对飞机的液压系统、襟翼、副翼、方向舵、升降舵等操作系统进行测试，确信工作正常。