陳爽 張慶峰 龍小輝 周懋瑞

中國民航飛行學院飛機修理廠,四川 廣漢 618307

賽斯納172“天鷹”系列是美國賽斯納飛機公司研制生產(chǎn)的4座單發(fā)活塞發(fā)動機輕型螺旋槳飛機，占據(jù)世界私人飛機和初級訓練飛機市場的主導地位。172飛機以其飛行性能優(yōu)越、配置好，操作方便、安全性高、維護簡便、培訓成本低等一系列優(yōu)點，成為世界多數(shù)航空培訓單位初教機的首選機型。CESSNA 172R飛機是國內(nèi)培訓民航飛行員的主打初教機型，中國民航飛行學院共有102架172R飛機。其以驕人身姿飛翔在民航的廣闊天空，并隨著民航業(yè)的繁榮，以高出勤率保障著民航飛行訓練任務。

然而，任何機型都有其薄弱部位，初教機性質(zhì)、輕型飛機和高使用頻率增加了機型的結(jié)構(gòu)風險，從一定程度上提高了事故概率，該型單發(fā)活塞輕型飛機日漸暴露其軟肋。對該機型進行結(jié)構(gòu)故障統(tǒng)計和分析，能為執(zhí)機單位快速進行損傷研判，制定維修方案提供重要的數(shù)據(jù)基礎和現(xiàn)實意義，對控制結(jié)構(gòu)修理周期、保障有效維修、飛行安全至關重要。

本文針對近年來國內(nèi)發(fā)生的CESSNA 172R飛機結(jié)構(gòu)損傷，進行了典型故障總結(jié)，原因、受力分析和結(jié)構(gòu)修理方案介紹。

1 機身前部0號框（防火墻）及內(nèi)部結(jié)構(gòu)件損傷及變形、螺旋槳打地

我們通過對國內(nèi)通航172飛機故障情況的了解、統(tǒng)計，發(fā)現(xiàn)該類型故障的五年發(fā)生率已經(jīng)占據(jù)了整個172R飛機機群的10%。

圖1 機身前部結(jié)構(gòu)件示意圖

1.1 故障類型：輕微損傷形式為防火墻下部組件變形起皺。常見伴隨的損傷表現(xiàn)為螺旋槳打地導致螺旋槳報廢、發(fā)動機檢修和防火墻前起落架安裝處內(nèi)側(cè)角鋁變形。更為嚴重的損傷體現(xiàn)為防火墻上部組件、機身下部蒙皮，及機身前部前起落架安裝框架組件、座艙前部地板、中央控制臺壁板、角鋁發(fā)生不同程度的損傷變形。

1.2 故障原因：著陸速度過大、著陸姿態(tài)不佳、跳躍著陸、重著陸等。

1.3 受力分析：飛機在著陸的過程中，由于下沉速度的存在使得飛機在著陸時起落架與地面間會產(chǎn)生相當大的沖擊載荷。在這個沖擊載荷的作用下，飛機起落架支柱被壓縮從而吸收消耗飛機的動能。但不同飛機著陸狀態(tài)下地面對飛機的沖擊載荷也隨之改變。著陸速度過大、著陸姿態(tài)不佳、跳躍著陸、重著陸等著陸方式均會造成機身前部結(jié)構(gòu)件過載。地面載荷通過起落架傳遞給機身，作為前輪載荷和主輪載荷作用于機身隔框。172R飛機的前起落架上、下安裝座直接將力傳遞給防火墻下部組件及內(nèi)部的前起落架安裝框架，其中傳遞給機身的垂直載荷比航向載荷高一個數(shù)量級。因172R飛機的上、下安裝座主要以鉚接方式連接到防火墻，防火墻后側(cè)鉚接有兩條鋁制加強條，防火墻下部有一梯形加強框，故加強框上部的兩排加強條處為常見的皺褶區(qū)域，如下圖所示。

圖2 172R飛機防火墻下部組件變形圖

1.4 修理方案：更換或修理變形的故障結(jié)構(gòu)件，對重要受力件進行無損探傷。

2 前起落架安裝框架腹板裂紋

通過對國內(nèi)通航172飛機故障情況的了解、統(tǒng)計發(fā)現(xiàn)，該類型故障的五年發(fā)生率已經(jīng)占據(jù)了整個172R飛機機群的30%。

2.1 故障類型：前起落架安裝框架腹板裂紋（右腳蹬剎車作動筒支架連接處）。

2.2.故障原因：學員使用過大腳力踩剎車或駕駛員長期重復性的踩剎車，導致腹板過載、疲勞。

2.3 受力分析：踩踏飛機剎車作動筒的載荷作用在作動筒安裝支架接耳上，該載荷通過安裝支架與腹板的聯(lián)接鉚釘傳遞到腹板的鉚釘孔及相應端面上，其為脈動循環(huán)載荷。當該循環(huán)載荷大于腹板材料的許用極限疲勞應力時，隨著剎車次數(shù)的增多，將會在腹板相應的鉚釘孔處產(chǎn)生疲勞裂紋。

2.4 修理方案：對裂紋進行整平，在裂紋兩端打30號（0.128inch）止裂孔。用0.063inch（1.6mm）厚的2024-T0clad的鋁合金板制作補片。在剎車油缸支架固定腹板的裂紋處內(nèi)襯補片進行加強修理。

3 方向舵蒙皮褶皺，該故障常發(fā)生在進行特技飛行的172R飛機

圖3 172R飛機方向舵蒙皮皺褶圖片

3.1 故障類型：方向舵下部接耳處左/右側(cè)蒙皮褶皺損傷，通常褶皺蒙皮下部結(jié)構(gòu)件無損傷。

3.2 故障原因：特技飛行引起方向舵局部受力過大。

3.3 受力分析：在做急盤旋下降解除時，大速度使用滿舵或在滿舵時飛行速度超過82海里/小時，造成方向舵局部過載，導致舵面蒙皮失穩(wěn)。

3.4 修理方案:對皺褶的蒙皮區(qū)域進行整形,制作0.020inch厚的2024或LY12CZ（T3或T4）蒙皮加強片，襯入皺褶蒙皮內(nèi)側(cè)。完成方向舵修理后按照機型結(jié)構(gòu)修理手冊相關程序進行方向舵靜平衡，以防止方向舵在正常操作狀態(tài)下顫振。

圖4 方向舵加強片示意圖

圖5 方向舵靜平衡示意圖

4 機翼尖部的蒙皮、結(jié)構(gòu)件損傷變形

圖6 172R飛機翼尖結(jié)構(gòu)損傷圖

4.1 故障類型：機翼尖部蒙皮、翼梁、翼肋、桁條等結(jié)構(gòu)件不同程度損傷變形，復合材料翼尖受損。

4.2 故障原因：著陸滑行時偏離跑道致使翼尖觸地。

4.3 受力分析：翼尖直接觸地，導致機翼結(jié)構(gòu)非正常受力，超過結(jié)構(gòu)承載能力，造成翼梁、翼肋、桁條等結(jié)構(gòu)件損傷、變形失穩(wěn)。

4.4 修理方案：更換翼尖等故障件，更換或修理蒙皮和翼肋、桁條等結(jié)構(gòu)件。對不易整體更換的變形大梁、蒙皮、絎條進行切割、拼接修理。修復后，對機翼進行扭曲度測量，以確保機翼滿足外形和空氣動力學要求。

5 尾椎隔框、蒙皮、方向舵下部整流罩受損變形

5.1 故障類型：尾椎隔框裂紋，尾椎下部蒙皮破損、貫穿性裂紋，尾椎系留環(huán)折斷，方向舵下部整流罩凹坑。

5.2 故障原因：飛機著陸操作不當導致機身尾部觸地。

5.3 受力分析：機身尾部直接觸地而導致機身尾部結(jié)構(gòu)非正常受力，超過結(jié)構(gòu)承載能力，造成隔框、蒙皮、舵面整流罩損傷、裂紋。

5.4 修理方案：更換尾椎后部隔框，用2024-T3的鋁合金制作補片對受損蒙皮進行補強修理，更換尾椎系留環(huán)及其連接件，更換方向舵下部整流罩，并對修復好的方向舵進行靜平衡測量，確保滿足靜平衡條件，以防止方向舵在正常操作狀態(tài)下顫振（圖7）。

上述事件發(fā)生，當即造成飛機停場，嚴重影響各通航單位的初教機飛行訓練任務。結(jié)構(gòu)損傷嚴重飛機的停場時間可達一年之久。結(jié)構(gòu)評判的難度、耗時和修復周朝長是影響飛行任務的最重要原因。

上述進行的典型結(jié)構(gòu)故障總結(jié)，故障原因和受力分析，及結(jié)構(gòu)修理方案介紹，有助于維修單位科學、快速的制定結(jié)構(gòu)損傷評判方案和修復方案。本文的工作已間接形成了172R機型結(jié)構(gòu)故障的模塊化處理，不同損傷誘因造成的結(jié)構(gòu)故障形式已昭然可見。發(fā)生結(jié)構(gòu)損傷后，對損傷部位相關結(jié)構(gòu)件的目視檢查、無損探傷是建立故障飛機檢查方案的基礎，適度擴展檢查面有助于避免隱藏損傷的漏檢。結(jié)構(gòu)修理方案的制訂需參照廠家的維護手冊、結(jié)構(gòu)修理手冊根據(jù)實際損傷情況制定，并獲得適航部門的審批，實際結(jié)構(gòu)修理中嚴格按照批復的方案執(zhí)行，并采取邊修理變深入細致檢查的方式，保證結(jié)構(gòu)檢查、修復到位。實際修理中需謹慎操作，確保不改變結(jié)構(gòu)件的鉚接安裝位置。另外，做好保護工作以避免不當操作對飛機結(jié)構(gòu)造成二次損傷。

圖7 172R飛機尾椎損傷修理示意圖