在內(nèi)外壓力差作用時(shí)，玻璃表面產(chǎn)生橫向彎曲，其中半徑方向有均勻增大的趨勢(shì)，但其兩側(cè)下緣是通過粘接的滌綸帶與金屬骨架相連，由于金屬骨架剛度較大，限制了玻璃半徑的增大。因此，玻璃兩側(cè)下緣就會(huì)受到向內(nèi)的作用力P側(cè)向，在P側(cè)向的作用下，有機(jī)玻璃產(chǎn)生橫向彎曲，各縱截面要承受彎矩而產(chǎn)生正應(yīng)力。由于玻璃后弧上開有花槽使其強(qiáng)度減小，且整個(gè)座艙蓋在使用過程中經(jīng)常需要反復(fù)增壓與卸壓，所以在沿后弧花槽內(nèi)、外表面很容易產(chǎn)生縱向的疲勞裂紋。
裝配應(yīng)力與殘余應(yīng)力有機(jī)玻璃在加工后弧花槽過程中由于刀具或加工方法等條件的限制，加工區(qū)表面容易產(chǎn)生過熱而形成熱影響區(qū)，在其后工序中如沒有切除就會(huì)造成殘余應(yīng)力，或由于玻璃與骨架貼合不好。螺檢孔不正，強(qiáng)行裝配等原因造成裝配應(yīng)力，通過裝配后的回火處理而未能將這些應(yīng)力消除時(shí)，都可能使花槽產(chǎn)生裂紋。
通過以上分析可以看出，座艙蓋玻璃1在使用過程中可能承受上述幾種應(yīng)力，前兩種應(yīng)力是艙蓋玻璃在使用時(shí)產(chǎn)生的，但后一種應(yīng)力又往往是造成玻璃裂紋的直接原因。一旦玻璃表面產(chǎn)生裂紋后，其抗拉強(qiáng)度與沖擊韌性會(huì)明顯下降，如未能及時(shí)發(fā)現(xiàn)，當(dāng)裂紋發(fā)展到一定的程度時(shí)，艙蓋玻璃有內(nèi)外壓差及空氣動(dòng)力的作用下，極有可能發(fā)生座艙蓋空中爆破的飛行事故。因此，艙蓋玻璃后弧花槽裂紋的現(xiàn)象不容忽視，須***制定修理方法加以******解決。
由于有機(jī)玻璃的導(dǎo)熱性較差，在加工過程中很難控制后弧花槽熱影響區(qū)的產(chǎn)生，為了能夠******的解決這一問題，***根本的方法是取消后弧花槽，采用如所示的平直端面，并將原有1.545倒角改為R2.0mm的圓弧后弧平直端面示意圖倒角，從而解決裂紋產(chǎn)生的根源。改裝后的主要技術(shù)參數(shù)與裝配方法某型飛機(jī)座艙蓋玻璃后弧在改裝前的結(jié)構(gòu)及主要技術(shù)參數(shù)如所示。
某型座艙蓋玻璃后弧花槽改裝前裝配示意圖改裝后主要技術(shù)參數(shù)及裝配方法如所示，其中***重要的熱間隙數(shù)據(jù)的確定是保證改裝后艙蓋玻璃使用安全的關(guān)鍵部位。因此，為了保證玻璃端面與骨架的搭接量，可取消橡膠襯套，其作用可以由填充XM-48膩?zhàn)觼泶妫琼?**保留起支撐蒙皮作用的間隔襯套，通過計(jì)算分析后定出熱間隙為6+2-0.5.在玻璃下料和裝配過程中應(yīng)要點(diǎn)控制玻璃后弧與螺栓間隔襯套的熱間隙，其他零件的裝配及其檢驗(yàn)方法仍按原有工藝規(guī)程的要求執(zhí)行。
