飞机机翼翼梁的结构分析和修理毕业设计

西安航空职工大学 毕业设计论文 目 录 31 引言 32 飞机翼梁的结构分析 32.1 翼梁的结构组成 42.1.1 翼梁缘条 42.1.2 翼梁腹板 52.2 翼梁的受载特点 62.3 翼梁的布置 63 故障诊断 63.1 超声波探伤 73.1.1 超声波探伤设备 73.1.2超声波探伤的工作原理 84 故障修理 84.1 翼梁缘条的修理 84.1.1 缺口的修理 94.1.2 裂纹的修理 104.1.3 断裂的修理 134.2 翼梁腹板的修理 134.2.1 裂纹的修理 144.2.2 破孔的修理 154.2.3 切割的修理 165 校核强度 165.1 梁缘条修理时的强度计算 195.2 腹板修理时的强度计算 20结束语 21参考文献 毕业设计（论文）原创性声明和使用说明 原创性声明 本人郑重承诺：所呈交的毕业设计（论文），是我个人在指导教师的指导下进行的研究工作及取得的成果。尽我所知，除文中特别加以标注和致谢的地方外，不包含其他人或组织已经发表或公布过的研究成果，也不包含我为获得 及其它教育机构的学位或学历而使用过的材料。对本研究提供过帮助和做出过贡献的个人或集体，均已在文中作了明确的说明并表示了谢意。 作 者 签 名：　　 　 　　日　 期：　　 　 　　 ​​​​​​​​​​​​ 指导教师签名：　　 　 　　 日　　期：　　 　 　　 使用授权说明 本人完全了解 大学关于收集、保存、使用毕业设计（论文）的规定，即：按照学校要求提交毕业设计（论文）的印刷本和电子版本；学校有权保存毕业设计（论文）的印刷本和电子版，并提供目录检索与阅览服务；学校可以采用影印、缩印、数字化或其它复制手段保存论文；在不以赢利为目的前提下，学校可以公布论文的部分或全部内容。 作者签名：　　 　 　　 日　 期：　　 　 　　 ​​​​​​​​​​​​ 学位论文原创性声明 本人郑重声明：所呈交的论文是本人在导师的指导下独立进行研究所取得的研究成果。除了文中特别加以标注引用的内容外，本论文不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写的成果作品。对本文的研究做出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式标明。本人完全意识到本声明的法律后果由本人承担。 作者签名： 日期： 年 月 日 学位论文版权使用授权书 本学位论文作者完全了解学校有关保留、使用学位论文的规定，同意学校保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子版，允许论文被查阅和借阅。本人授权　　 　 　大学可以将本学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。 涉密论文按学校规定处理。 作者签名： 日期： 年 月 日 导师签名： 日期： 年 月 日 飞机机翼翼梁的结构分析和修理 【摘要】 本论文主要阐述了飞机翼梁的组成结构及修理方法，其中还包括翼梁的受载特点、翼梁的布置，超声波无损探伤所需设备与工作原理以及校核强度。从而在翼梁出现故障后，能按照适当的修理方法，准确无误地对结构进行修理，以保证翼梁能在飞机上发挥其应有的独特性能。 关键词 翼梁 维修 超声波 铆接 【Abstract】 This paper describes the main beam of the structure of the aircraft wing and repair methods, which also includes wing loaded beam characteristics, spar layout, ultrasonic nondestructive testing equipment and the necessary works, as well as checking intensity. Thus spar failure after the repair methods in accordance with appropriate, accurate structural repairs to ensure that the aircraft wing beams can play a unique performance of its due. Keywords Spar Maintenance Ultrasound Riveting 1 引言 与漫长的人类文明史相比，200余年的航空发展史只能算是历史长河中短暂的一瞬。人类实现了飞行的愿望，是20世纪最伟大的科技成就之一，而且只有很少几项科学技术成果能与之媲美。飞机是一个庞大而复杂的，驶离地面的飞行器系统，是人类制造的最复杂的产品之一。飞行自诞生以来，结构形式在不断变化，但到目前为止，除了极少数特殊形式的飞机之外，大多数飞机都是由机翼、尾翼、机身、起落架、操纵系统、动力装置和机载设备等几个部分组成。 机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行，它还起一定的稳定和操纵作用。通常在机翼上还装有副翼、襟翼、起落架、武器及副油箱等。机翼构件包括蒙皮，骨架（包括翼梁、桁条、纵墙、普通翼肋和加强翼肋）及与机身相连接的接头。在飞机机翼中，翼梁是最主要的受力构件之一，一般由缘条和腹板等组成。主要功用是承受弯矩和剪力。梁的上下缘条承受由弯矩引起的轴向力。剪力则主要由腹板承受。 2 飞机翼梁的结构分析 2.1 翼梁的结构组成 翼梁一般由梁的腹板和缘条（或称凸缘）组成。翼梁是单纯的受力件，主要承受剪力和弯矩。在有的结构形式中，它是机翼主要的纵向受力件，承受机翼的全部或大部分弯矩，翼梁大多根部与机身固接。翼梁的构造形式主要有组合式（图1-a）、构架式（图1-b）和整体锻造式（图1-c）。其中，组合式翼梁和整体锻造式翼梁统称为腹板式翼梁。现代飞机上普遍采用的是腹板式翼梁。它构造简单，受力特性好，同时还可以作为整体油箱的一块隔板来使用。构架式翼梁则构件多，制造复杂，没有或只有很少的超静定度，安全性低，又不能构成整体油箱，现已很少采用。本文仅就腹板式翼梁作以较为详细的阐述。 （a）腹板（组合）式翼梁 （b）构架式翼梁 （c）整体式翼梁 图1 翼梁的构造形式 （a）腹板（组合）式翼梁：1—上缘条；2—腹板；3—下缘条；4—支柱 （b）构架式翼梁：1—上缘条；2—下缘条；3—斜支柱；4—直支柱 （c）整体式翼梁：1—机翼与机身接头的耳片；2—锉修垫板；3—固定座 2.1.1 翼梁缘条 翼梁的缘条由高强度钢或铝合金制造，经常采用开剖面、厚壁、挤压型材。在选择缘条截面形状时，要遵照制造简便、便于沿翼展长度保持翼型、便于蒙皮与腹板固定的原则。按宽度方向伸展的缘条截面形状，不仅有助于增大翼梁的惯性矩，而且还可降低用于承受轴向力的缘条所需面积，从而减小翼梁的质量。又由于存在缘条上的弯边，所以蒙皮与腹板和缘条的固接得到了简化，从而使孔造成的截面损失较小。 2.1.2 翼梁腹板 翼梁腹板由板材制成。薄腹板有时用角形截面的型材加强支持，以便把腹板分成单个的壁板，从而提高相对厚度。起支持作用的角形截面型材和翼肋腹板弯边，用来把翼肋固定在翼梁腹板上。腹板可以制成波纹板或三层板的形式。在翼梁结构中可能是一块，也有可能是两块腹板，两块腹板能够保证更大的生存性（如果其中每一块都保证承受通过翼梁腹板的载荷），此外，分置的腹板与缘条在形成闭室的同时，也使翼梁产生抗扭刚度。 2.2 翼梁的受载特点 当空气动力载荷传递到机翼上后，蒙皮受载并把此载荷传递到翼肋和桁条上，桁条受蒙皮加载并把此载荷传递到翼肋上，翼肋由蒙皮和桁条加载并将此载荷分配到翼梁腹板上， 由翼肋传递到翼梁腹板上的剪流，在翼梁腹板上产生沿翼梁长度的阶梯式累积剪力。图2(a)所示为前（第1）梁腹板的受载情况，后（第2）梁也是如此。梁腹板接受从翼肋传来的剪力 和 ，该力和翼梁与机身隔框固定接头上的反力平衡。 如图2（a~c）所示为腹板的受载和宽度为的一个小单元翼梁腹板的受力平衡状况。沿这个单元的右边缘作用一个从翼梢到翼根方向累积的剪流 ，左边缘上将作用有同样的剪流 （因为 值很小），但方向相反。腹板单元在这两个剪流的作用下不能平衡。为了让其平衡，连接上下缘条的铆钉应向腹板提供剪流 。 由腹板单元的平衡条件可知 = ，并且，在这些载荷作用下翼梁腹板受剪，翼梁缘条上的铆钉受水平方向的剪切。 通过连接缘条和腹板的铆钉，使缘条内产生轴向力 ，它沿机翼向根部累积，在翼根剖面处与前后梁固定接头的支反力 和 平衡，如图2（d、e）。 翼梁腹板传递到缘条上的剪流在向机翼根部累积的过程中，使壁板受到轴向载荷，壁板也以此形式承受弯矩。此时轴向载荷在纵向构件（翼梁缘条和壁板）之间按抗弯刚度分配。 图2 翼梁腹板和缘条（机翼壁板）受载图 2.3 翼梁的布置 翼梁应尽可能布置在剖面高度较大的部位，同时轴线尽量不要转折，以便传力直接、连续，这样对结构的强度、刚度有利，可减轻结构重量。一旦有转折，必须布置另一构件（如另一梁或加强肋）来承受由此出现的弯矩分量。其次翼梁沿展向最好按弦长的等百分比线布置，否则缘条表面可能为双曲面，给工艺带来困难。然而实际情况是，翼梁的布置很大程度上容易受机翼平面布局和内部装载的影响，如前、后梁一般应照顾前、后缘的襟翼、缝翼、副翼等增升装置，另由于内部空间的需要，例如为了安置起落架，为扩大翼盒空间以增大整体油箱容积或增大扭转刚度，一般难以将翼梁布置在机翼剖面的最大高度处，有时还可能向前或向后转折。 3 故障诊断 检查构件裂纹有两种方法：一种是用放大镜进行目视检查，这种方法的优点是简单方便，随时随地可以检查，而且不受被检测材料的限制。另一只共检测方法是使用专门的探伤设备进行无损检测，它包括射线检测、超声波检测等。 3.1 超声波探伤 超声波是频率大于20000Hz的机械波，超声波探伤是利用超声波在不同介质中的传播、反射和衰减等物理特性的不同来发现缺陷的一种探伤方法，又称超声波检验，主要用于工件内部缺陷的检验。超声波探伤具有穿透力强、无污染、效率高、成本低等优点。 3.1.1 超声波探伤设备 超声波设备主要包括超声波探伤仪和探头。 超声波探伤仪的主要功能是产生与超声波频率相同的电震荡，激励探头发生超声波。同时，它又将探头接收到的回波转换成电信号并予以放大、处理，再以一定方式在示波屏上显示出来。 超声波探头又称电压超声换能器，是实现电—生能量相互转换的能量转换器件。常用的探头有直探头、斜探头和表面探头等。主要由保护膜、压电晶片和吸收块等组成。其中，压电晶片是由单晶（石英、硫酸锂和碘酸锂等）或多晶（钛酸钡等）材料切割成薄片而制成。晶片两表面敷有银层作电极，“-”极引出的导线接发射端，“+”极接地。吸收块的作用是吸收杂波，并使晶片在激励电脉结束后将声能很快损耗而停止振动，以便接收反射声波。保护膜可使压晶片免于和工件直接接触磨损，匹配电感可使探头与超声波探伤仪的发射电路匹配，以提高发射效率。 当高频电压加于晶片两面电极上时，由于逆压电效应，晶片会在厚度方面方向产生伸缩变形的机械振动。如果晶片于工件表面良好耦合时，机械振动就以超声波形式传播进去，即发射超声波。反之，当晶片受到超声波作用而发生伸缩变形时，正电效应又会使晶片两表面产生不同极性电荷，形成超声频率的高频电压，即接收超声波。因此，一个探头即可用于单独发射超声波或接收超声波，也可同时兼有发射和接收超声波的功能。 3.1.2超声波探伤的工作原理 超声波探伤仪由触发电路、时基电路、发射电路、接收电路和显示器等部分组成。工作时，触发电路发出电脉冲。时基电路产生锯齿电压，在荧光屏的横坐标（X1-X2）上产生一条相当于时间坐标的水平扫横线。发射电路产生调频脉冲电压，加在发射探头上。探头将电波转变成超声波，并传入工件中。超声波经缺陷或工件底面反射后，传回接收探头，探头再将超声波转变为电波，经接收电路检波、放大后，在荧光屏的纵坐标(Y1-Y2)上显示出来。荧光屏上T波为反射波，F波为缺陷波，B波为底波。各脉冲波的高度与接收到的超声波的能量成正比。显然，T波最高，而F波河B伯最低。根据F波在横坐标上的位置，可以对缺陷的深度定位。根据F波德高度，可以估计缺陷的大小。如果缺陷在垂直于超声波传递的方向上面积比较大，则荧光屏上没有B波出现。如果缺陷方向与超声波传递方向平行，则对此缺陷探测的灵敏度大大降低。因此，对同一工件的同一部位，有时需要从不同方向多次探测，或利用两个或多个探头从不同方向进行探测。 4 故障修理 4.1 翼梁缘条的修理 翼梁缘条的损伤类型主要有缺口、裂纹和断裂等。修理时，应根据损伤的实际情况，采用不同的修理方法。 4.1.1 缺口的修理 翼梁缘条边缘产生缺口时，需根据缺口宽度的大小(沿构件的截面测量)，采用不同的修理方法。宽度较窄的缺口(一般小于5mm)，只需将缺口锉修成光滑的弧形，用砂纸打光后涂上底漆即可。锉修后的弧形应当符合图4所示的要求。当缺口宽度较宽时，需把缺口切割整齐，用填片填上缺口，并铆上加强片，如图5所示。加强片的材料和厚度应与原构件相同，宽度则比缺口的宽度稍大。 图4 缺口锉修法 图5 缺口的修理 4.1.2 裂纹的修理 翼梁缘条在使用过程中出现裂纹，说明构件在该处承担的载荷过大，需根据裂纹的长短(沿构件截面的方向)采用不同的修理方法。当构件边缘出现长度不超过2mm的裂纹时，可采用锉修法修理；当裂纹长度大于2mm，但小于构件一边宽度的2／3时，可在裂纹末端钻直径为2～2．5mm的止裂孔，再用加强片加强，如图6所示；当裂纹的长度超过构件一边宽度的2／3时，在裂纹末端钻止裂孔后，用与构件相同的型材进行加强，如图7所示。 图6 加强片加强 图7 加强型材加强 4.1.3 断裂的修理 翼梁缘条断裂后，如果断裂的构件便于整根取下，可采用更换的方法进行修理。即取下断裂构件，用材料相同、规格相等的型材，制作新构件，按原孔铆接。 如果断裂的构件不便于整根取下，修理时，首先将构件的断裂部分切割整齐，用与切割部位相适应的填补型材填平切割处，然后铆接一条接补型材，将断裂的构件重新连接成一体，如图8所示。这样，在断裂处作用于构件一端的载荷，即可通过接补型材，传至构件的另一端，使断裂构件的强度得到恢复。这种修理方法，通常称为接补修理。 图8 断裂构件的接补 接补修理的要求是：在恢复构件抗拉和抗压强度的前提下，尽可能减轻构件的重量，并力求施工方便。接补修理的工艺过程，主要包括构件损伤部位的切割、接补型材的选择和安装，以及接补型材的铆接。 (1)损伤部位的切割 切割损伤构件时，切割线应超出损伤范围5 mm，并且切割线应与构件垂直。切割后，用锉刀锉平切割缝，并涂刷防锈底漆。若结构中有几根构件同时断裂，需事先用托架将损伤部件托住，再进行切割。切割时，必须使各构件的切割缝彼此错开，不要在结构的同一截面上，以防止结构接补后，在该截面处的面积突然增大，引起应力集中，降低结构的强度。一般切割缝错开的距离尽量大于l00mm。 (2)接补型材的选择 接补型材通常选择与构件材料相同、截面积相等的型材。如果没有同样的型材，也可以用其它型材代替。但代用型材的抗拉强度( )和弹性系数( )要大于或等于构件材料的抗拉强度和弹性系数。不同构件材料的代用材料见表1。 表1 代用材料表 构件材料 代用材料 30CrMnSiA LC4、LYl2,45 LC4，IYl2 45 LYl2，LD5，MBl5，MB8 LC4 LYl2 LD5,MBl5,MB8 ZM-5 LD6 代用型材的截面形状应与损伤构件的截面形状相同。 (3)接补型材的安装 接补型材的安装方法通常有三种：一种是接补型材安装在构件的外侧，简称外侧接补；一种是接补型材安装在构件的内侧，简称内侧接补；一种是接补型材安装在构件的两侧，简称两侧接补，如图9所示。 构件不论用哪种接补方法，施工时，应将接补型材的两端削斜(一般为45°)，如图10(a)所示。采用内侧和两侧接补时，应将接补型材外棱角倒角，以保证接补型材与构件贴合紧密，同时，两侧接补时，还要使两根接补型材的端面彼此错开，不要在同一截面上，见图10(b)，这与切割面要彼此错开的道理是一样的。 接补型材的三种安装方法各有其优缺点。外侧接补与内侧接补、两侧接补相比，操作比较简单，但是，外侧接补其接补型材的截面重心和构件的截面重心之间的距离较大(如图11中的e)，接补后的构件在传递载荷时，由于作用在构件和接补型材上的力(P)都将分别通过它们各自的截面重心，这样一来，作用在构件和接补型材上的载荷不在一条直线上，因而出现一个偏弯矩( )。这个偏弯矩，对受拉的构件来说影响不大，对受压的构件来说，容易使构件失去稳定，产生纵向弯曲。由此可见，外侧接补的特点是施工比较简单，但使构件受压的稳定性变差。 图9 接补型材的安装 图10 接补型材的两端削斜和端面错开 图11 构件外侧接补后的受力情形 内侧接补和两侧接补，施工虽然比外侧接补复杂，但接补型材的截面重心和构件的截面重心之间的距离较小，构件受力时产生的偏弯矩也较小，因此，受压构件接补后不易失去稳定性，这就是内侧接补和两侧接补的特点。所以，修理时应根据损伤构件的受力特点、截面形式和安装位置等特点来合理地选择接补方法。 (4)钻孔铆接 为了保证翼梁缘条修理后具有应有的强度，一般规定，钻孔使构件强度削弱的程度，不得超过构件原来强度的8％～l0％。但是翼梁缘条的宽度较窄，截面面积较小，即使在截面上多增加一个铆孔，也容易超过规定，因此，修理时应尽量利用构件原来的铆孔，不钻或少钻新孔。如果需要钻制新孔，新孔的位置必须与原孔错开，不要在构件的同一截面上。钻好孔后，将填补型材安装在损伤部位，先把接补型材铆在构件上，再将填补型材铆在接补型材上。 4.2 翼梁腹板的修理 腹板由薄板制成，通常用螺栓或铆钉与缘条连接，承受剪力。腹板可能产生典型的损伤为破孔、裂纹等。修理时，必须根据腹板损伤的轻重程度，损伤的具体部位，采用不同的修理方法。 4.2.1 裂纹的修理 裂纹通常出现在工艺孔或紧固件孔边。修理时，在裂纹端头钻止裂孔，用与腹板同材料同厚度的板材加强。加强片的尺寸根据铆钉的数量和布置确定。当加强片与缘条连接时，紧固件要加大一级；当修理结构油箱处的翼梁腹板时，加强片与腹板贴合面要涂胶，紧固件也要浸密封胶安装，并且还要在加强片周围涂密封胶。另外，加强片安装前表面要喷漆。 4.2.2 破孔的修理 （1）锉修法 锉修法就是将腹板上的破孔锉修成光滑的圆孔或椭圆孔。锉修后，在孔的四周涂上油漆，以防腐蚀。锉修法不能恢复腹板损失的强度，因此，这种方法的使用有以下限制： a.只适用于修理直径较小的破孔。一般规定，破孔的直径应小于40mm。 b.锉修后的圆孔或椭圆孔，其边缘与其它孔边缘的距离不宜过小。因为距离过小，腹板受剪力时容易在该部位失稳而产生变形。为此，通常规定，破孔边缘与附近其它孔的边缘距离不得少于40mm。 c.用锉修法修出的圆孔或椭圆孔，其边缘与缘条的距离不宜过小。因为缘条受拉或受压时，容易使腹板失稳而变形。因此，通常规定，破孔边缘与缘条的距离也不得少于40mm。以上限制如图12。 图12 腹板锉修的规定 （2）盖板补法 盖板补法如图13所示，将腹板上破孔切割、锉修成规则形状后，铆上一块与腹板材料相同、厚度相等的盖板，以弥补腹板损伤处的强度。 图13 盖板补法 当破孔靠近一侧缘条时，应钻去腹板损伤处与缘条连接的铆钉，将盖板、腹板和缘条三者铆在一起，如图14所示。当破孔直径较大时，上下两端与缘条连接，中部与腹板铆接，以增加修理部位的稳定性，如图15所示。 图14 破孔靠近缘条的修理 图15 破孔直径较大时的修理 4.2.3 切割的修理 当腹板上有密集的破孔或裂纹时，需要更换一段新腹板。首先全部切割腹板的损伤部分，再用与腹板材料相同、厚度相等的板材制作一段新腹板，将新腹板填入切割口，代替已切除的腹板，然后在接缝处铆接X形连接片，使新腹板与原来腹板连成一体，如图16所示。 图16 腹板切割修理 5 校核强度 5.1 梁缘条修理时的强度计算 梁缘条经加强修理或接补修理后，作用于构件一端的载荷是通过接缝一边的铆钉传递给加强型材或接补型材，然后通过加强型材或接补型材将载荷传至构件的另一端。接缝一边的铆钉数过少，构件受力时，铆钉容易被剪断，接缝一边的铆钉数过多，加强型材或接补型材的长度就要相应地增强，这样，不仅增加了结构的重量，而且往往给施工带来困难。因此，对接缝一边的铆钉数需要进行计算，其中方法可分为设计载荷计算法和等强度计算法两种。 （1） 设计载荷计算 梁缘条加强或接补时的设计载荷计算方法接缝一边的铆钉数用下式计算 n=pdI/qbs (式—1) 式中：——梁缘条的设计载荷，N 。 ①设计载荷的确定 由式（4-31）可以看出，要计算接缝一边的铆钉数，关键在于确定设计载荷(pdI），下面分几种情况来研究设计载荷的确定方法。 a .直接从修理资料中差得pdI。 b .当从修理资料中差得不是pdI，而是σ时，可根据损伤构件的截面面积（F）按下式计算 pdI= Fσds (式—2) c. 从修理资料中不能直接差得pdI或σ 时，可按相邻构件的pdI或σ 进行计算，或者用直线插入法近似地求出损伤构件的pdI或σ。如图17所示，用直线插入法求得构件B 处的设计载荷为 pdI=p2+（p1- p2 ）l1/ l （式—3） 式中：p1 p2 ——A B处构件的设计载荷，N； l——A C处构件的距离，mm ； l1——A B处构件的距离，mm . 图17 直线插入法 图18 组合构件pdI的确定 d.当损伤构件为组合构件中的一个时，如图18所示，可按下式计算损伤构件的设计载荷。 构件1的设计载荷为 p1-=pdI·E1F1/ E1F1+ E 2 F 2 （ 式—4） 式中pdI——组合构件的载荷，N , E1——构件1的材料弹性模量； E 2——构件2的材料弹性模量； F1——构件1的截面面积，m㎡； F 2——构件2的截面面积，m㎡； 构件2的设计载荷为 p2= pdI·E 2 F 2/ E1F1+ E 2 F 2 （式—5） ②计算步骤 第一步，根据构件的损失部位，确定其设计载荷 第二步，确定铆钉的材料和直径； 第三步，确定铆钉的破坏剪力； 第四步，按(式—1) 计算铆钉数； 第五步，确定加强型材或接补型材的长度。加强型材或接补型材的长度可以在布置铆钉的过程中求出，也可由下列公式计算 L=2[2c+(n/m-1+k)t]+ l C (式—6) —构件损伤部位的切割长度; k—系数，当铆钉的排数m=1或并排列时，k=0; 当铆钉交错排列时，k=0.5； 5.2 腹板修理时的强度计算 腹板损伤修理时，裂纹一边的铆钉数、盖板中心线一侧的铆钉数及切割缝一边连接片上的铆钉数可按实际需要确定，必要时可通过计算确定。计算方法可采用设计载荷计算法或等强度计算方法。其计算公式为 n=Qdl/qbs （式—7） n=Qbl/qbs （式—8） 其中，Qdl板损伤处的计算载荷。它等于损伤截面积(Fs)计剪应力(τds)的乘积；Qbl是腹板损伤处的破坏载荷，它等于损伤处的实有截面积(Fs-mdσ)与破坏剪应力 (τbs)的乘积 结束语 经过二个多月的努力，完成了毕业设计。首先，向指导老师汇报前段准备情况，最后确定本次的论文题目，并开始着手整理相关资料。根据整理的相关资料，初步建立起论文的基本框架，并和指导老师讨论是否合适，修改完善。结合自己所学，对所掌握的资料进行合理的筛选后，去图书馆查询资料，之后初步形成论文的初稿，并发送给指导老师，接受老师的指导。 在毕业设计的实践中，我学到很多有用的知识，也积累了很多经验。在设计过程中，不光让我拓展了知识面更重要的是，它提高了我查阅资料，分析解决实际问题的能力，同时也培养了我不骄不躁、严谨求实的工作作风，在以后的生活和工作中我会继续保持这种态度！ 没有研究探索就不会有新的突破。在本次设计的所学习的经验和知识将会我在今后的工作和学习起到不可估量的作用。 参考文献 [1］：代永朝、郑立胜 飞机结构检修 北京：航空工业出版社，2006. ［2］：程秀全、刘小婷 航空材料 北京：国防工业出版社，2008. ［3］：王细洋 航空概论 北京：航空工业出版社，2006. ［4］：歼强飞机构造学 西安：西安航空职工大学试飞院工学院，. ［5］：姜波 飞机检测与维修实用手册 吉林：吉林科学技术出版社，2005. 学位论文原创性声明 本人郑重声明：所呈交的学位论文，是本人在导师的指导下进行的研究工作所取得的成果。尽我所知，除文中已经特别注明引用的内容和致谢的地方外，本论文不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写过的研究成果。对本文的研究做出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式注明并表示感谢。本人完全意识到本声明的法律结果由本人承担。 学位论文作者（本人签名）： 年 月 日 学位论文出版授权书 本人及导师完全同意《中国博士学位论文全文数据库出版》、《中国优秀硕士学位论文全文数据库出版章程》(以下简称“章程”)，愿意将本人的学位论文提交“中国学术期刊（光盘版）电子杂志社”在《中国博士学位论文全文数据库》、《中国优秀硕士学位论文全文数据库》中全文发表和以电子、网络形式公开出版，并同意编入CNKI《中国知识资源总库》，在《中国博硕士学位论文评价数据库》中使用和在互联网上传播，同意按“章程”规定享受相关权益。 论文密级： □公开 □保密（___年__月至__年__月）(保密的学位论文在解密后应遵守此) 作者签名：_______ 导师签名：_______ _______年_____月_____日 _______年_____月_____日 独 创 声 明 本人郑重声明：所呈交的毕业设计(论文)，是本人在指导老师的指导下，独立进行研究工作所取得的成果，成果不存在知识产权争议。尽我所知，除文中已经注明引用的内容外，本设计（论文）不含任何其他个人或集体已经发表或撰写过的作品成果。对本文的研究做出重要贡献的个人和集体均已在文中以明确方式标明。 本声明的法律后果由本人承担。   作者签名: 二〇一〇年九月二十日   毕业设计（论文）使用授权声明 本人完全了解滨州学院关于收集、保存、使用毕业设计（论文）的规定。 本人愿意按照学校要求提交学位论文的印刷本和电子版，同意学校保存学位论文的印刷本和电子版，或采用影印、数字化或其它复制手段保存设计（论文）；同意学校在不以营利为目的的前提下，建立目录检索与阅览服务系统，公布设计（论文）的部分或全部内容，允许他人依法合理使用。 （保密论文在解密后遵守此规定）   作者签名: 二〇一〇年九月二十日 致 谢 时间飞逝，大学的学习生活很快就要过去，在这四年的学习生活中，收获了很多，而这些成绩的取得是和一直关心帮助我的人分不开的。 首先非常感谢学校开设这个课题，为本人日后从事计算机方面的工作提供了经验，奠定了基础。本次毕业设计大概持续了半年，现在终于到结尾了。本次毕业设计是对我大学四年学习下来最好的检验。经过这次毕业设计，我的能力有了很大的提高，比如操作能力、分析问题的能力、合作精神、严谨的工作作风等方方面面都有很大的进步。这期间凝聚了很多人的心血，在此我表示由衷的感谢。没有他们的帮助，我将无法顺利完成这次设计。 首先，我要特别感谢我的知道郭谦功老师对我的悉心指导，在我的论文书写及设计过程中给了我大量的帮助和指导，为我理清了设计思路和操作方法，并对我所做的课题提出了有效的改进。郭谦功老师渊博的知识、严谨的作风和诲人不倦的态度给我留下了深刻的印象。从他身上，我学到了许多能受益终生的东西。再次对周巍老师表示衷心的感谢。 其次，我要感谢大学四年中所有的任课老师和辅导员在学习期间对我的严格要求，感谢他们对我学习上和生活上的帮助，使我了解了许多专业知识和为人的道理，能够在今后的生活道路上有继续奋斗的力量。 另外，我还要感谢大学四年和我一起走过的同学朋友对我的关心与支持，与他们一起学习、生活，让我在大学期间生活的很充实，给我留下了很多难忘的回忆。 最后，我要感谢我的父母对我的关系和理解，如果没有他们在我的学习生涯中的无私奉献和默默支持，我将无法顺利完成今天的学业。 四年的大学生活就快走入尾声，我们的校园生活就要划上句号，心中是无尽的难舍与眷恋。从这里走出，对我的人生来说，将是踏上一个新的征程，要把所学的知识应用到实际工作中去。 回首四年，取得了些许成绩，生活中有快乐也有艰辛。感谢老师四年来对我孜孜不倦的教诲，对我成长的关心和爱护。 学友情深，情同兄妹。四年的风风雨雨，我们一同走过，充满着关爱，给我留下了值得珍藏的最美好的记忆。 在我的十几年求学历程里，离不开父母的鼓励和支持，是他们辛勤的劳作，无私的付出，为我创造良好的学习条件，我才能顺利完成完成学业，感激他们一直以来对我的抚养与培育。 最后，我要特别感谢我的导师赵达睿老师、和研究生助教熊伟丽老师。是他们在我毕业的最后关头给了我们巨大的帮助与鼓励，给了我很多解决问题的思路，在此表示衷心的感激。老师们认真负责的工作态度，严谨的治学精神和深厚的理论水平都使我收益匪浅。他无论在理论上还是在实践中，都给与我很大的帮助，使我得到不少的提高这对于我以后的工作和学习都有一种巨大的帮助，感谢他耐心的辅导。在论文的撰写过程中老师们给予我很大的帮助，帮助解决了不少的难点，使得论文能够及时完成，这里一并表示真诚的感谢。 PAGE 4 _1298440107.unknown _1298440246.unknown _1298440248.unknown _1298440799.unknown _1299393731.unknown _1298789759.unknown _1298440772.unknown _1298440247.unknown _1298440152.unknown _1298440245.unknown _1298440124.unknown _1298439931.unknown _1298440084.unknown _1298439343.unknown _1298438325.unknown