段婷婷，劉江華，楊立文，李永明

(中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089）

0 引言

隨著使用周期的增長，飛機(jī)在經(jīng)受各項(xiàng)飛行任務(wù)的考驗(yàn)下，不可避免地暴露出各種結(jié)構(gòu)故障。服役飛機(jī)發(fā)生故障存在檢測空間受限、維修時(shí)間緊張、故障再現(xiàn)困難、維修方法需簡單易行等特點(diǎn)。在保證飛行安全和任務(wù)的前提下，如何高質(zhì)高效地排除故障成為非常緊迫的事情。目前，對于航空裝備故障診斷，基于故障樹分析、貝葉斯網(wǎng)絡(luò)、模糊理論、粗糙集理論等都是典型的理論方法［1］;對于可在試驗(yàn)室再現(xiàn)模擬的故障，通過試驗(yàn)觀測、分析是更為可行的工程方法;對于無法復(fù)現(xiàn)故障，根據(jù)故障排查檢測結(jié)果，通過有限元工具進(jìn)行分析模擬亦是工程設(shè)計(jì)人員常用且有效的方法之一［2］。本研究對飛機(jī)垂尾與機(jī)身對接處多次產(chǎn)生裂紋和緊固件松動故障問題展開討論。

1 故障描述

用戶反饋在進(jìn)行飛機(jī)檢修普查時(shí)發(fā)現(xiàn)10余架飛機(jī)在垂尾與機(jī)身連接零件出現(xiàn)裂紋，典型裂紋如圖1所示。裂紋位置處于垂尾下部整流罩蒙皮與機(jī)身蒙皮連接角材上，該角材長度為91 mm，裂紋長度分布在5～25 mm之間，最嚴(yán)重情況裂紋破壞已達(dá)到零件有效長度約27%;裂紋方向沿航向由后向前擴(kuò)展，對于服役飛機(jī)發(fā)生裂紋故障，經(jīng)鑒定不影響飛機(jī)飛行安全的情況下，最多見的處理辦法是先打止裂孔處理，觀察裂紋是否擴(kuò)展。該連接部位發(fā)生裂紋后經(jīng)打止裂孔裂紋仍在繼續(xù)擴(kuò)展，且在后續(xù)飛行中有1架飛機(jī)在該連接部位發(fā)現(xiàn)緊固件松動［3］。發(fā)生故障結(jié)構(gòu)處在發(fā)動機(jī)及后體振動較復(fù)雜環(huán)境下，裂紋和緊固件松動程度不斷發(fā)展，最終將導(dǎo)致此處連接失效。裂紋角材起著發(fā)動機(jī)艙密封的作用，若失效存在氣流躥入和雨水進(jìn)入發(fā)動機(jī)艙的可能性，以上2點(diǎn)都會演變成影響飛機(jī)安全的重大故障。

圖1 垂尾與機(jī)身連接件典型裂紋形式Fig.1 Typical crack of structure joining the vertical empennage and fuselage

2 故障診斷與原因分析

發(fā)生故障連接結(jié)構(gòu)位于垂尾后部整流罩下方、機(jī)身后段，角材用于連接垂尾后部整流罩蒙皮與機(jī)身蒙皮，機(jī)身蒙皮附近設(shè)計(jì)有通風(fēng)口(圖2)。

2.1 故障樹分析

垂尾與機(jī)身連接角材裂紋和緊固件松動均是在飛機(jī)飛行狀態(tài)下發(fā)生，應(yīng)是多因素造成，若在試驗(yàn)室進(jìn)行故障復(fù)現(xiàn)既要模擬飛行的載荷工況，又需模擬發(fā)動機(jī)工作的振動、噪聲激勵(lì)，試驗(yàn)的難度、代價(jià)都非常大，選擇理論分析和有限元工具進(jìn)行模擬不失為一個(gè)好的策略。

故障樹理論分析中［4］，將系統(tǒng)不希望發(fā)生的失效狀態(tài)即垂尾與機(jī)身連接失效作為頂事件，接著找出導(dǎo)致頂事件發(fā)生的所有直接原因，即中間事件。引發(fā)連接失效的直接事件為角材裂紋最終斷裂或角材與周圍結(jié)構(gòu)的連接失效(緊固件斷裂或脫落)。接著以角材裂紋和緊固件失效2個(gè)原因事件為次頂事件，追根求源，找到故障發(fā)生的基本事件為止。垂尾與機(jī)身連接處發(fā)生故障從靜強(qiáng)度理論分析，連接角材不參與總體載荷分配;因此，需從動強(qiáng)度及其他方面對造成裂紋即頂事件的原因進(jìn)行分析。由圖2可看到，飛機(jī)機(jī)身蒙皮上有通風(fēng)口，從動強(qiáng)度角度分析［5］，通風(fēng)口突起部分會破壞機(jī)身蒙皮的光滑流場，站位在通風(fēng)口后面的流場較為紊亂，紊流具有寬頻特性，其頻帶范圍會包含通風(fēng)口后面蒙皮局部固有頻率，該處蒙皮在飛機(jī)的飛行過程中始終處于振動狀態(tài)，蒙皮的振動導(dǎo)致連接處角材產(chǎn)生動態(tài)應(yīng)力，最終導(dǎo)致角材產(chǎn)生振動疲勞破壞;發(fā)動機(jī)的噪聲激勵(lì)和發(fā)動機(jī)振動也是角材裂紋產(chǎn)生的因素之一。

圖2 垂尾與機(jī)身連接結(jié)構(gòu)簡圖Fig.2 Sketch map of joining structure

其次，從設(shè)計(jì)和制造角度查找原因。裂紋角材為1.5 mm厚LY12鋁合金鈑金零件，與之相連的機(jī)身蒙皮支撐角材是厚度為2.0 mm的鈦合金件，機(jī)身角材與垂尾角材兩者剛度差異較大，剛度大者在同樣的振動或應(yīng)力環(huán)境下，變形量則較小。垂尾角材一側(cè)翻邊與機(jī)身相連，另一側(cè)與垂尾整流罩口蓋相連。因與機(jī)身相連一側(cè)在同樣的環(huán)境下變形量小，與垂尾口蓋相連一側(cè)剛度小，變形量大，這樣勢必造成零件折邊處變形量不協(xié)調(diào);在工廠垂尾與機(jī)身裝配時(shí)，工人可能對垂尾角材鈑金零件的夾角現(xiàn)場校形以保證安裝，這樣必然造成裂紋角材圓角區(qū)在初始狀態(tài)即存在塑性應(yīng)變，也可能促使角材裂紋發(fā)生。緊固件的松動甚至脫落應(yīng)從緊固件選用以及緊固件安裝兩方面著手。通過上述分析得到垂尾與機(jī)身連接失效的故障樹［6-7］，如圖 3 所示。

圖3 垂尾與機(jī)身連接故障樹Fig.3 Fault tree of joining structure

結(jié)合故障樹中分析各基本因素，對設(shè)計(jì)圖紙和制造過程進(jìn)行復(fù)查，緊固件直徑、邊距選用符合設(shè)計(jì)規(guī)范要求，安裝也符合工藝規(guī)范要求;裂紋角材存在設(shè)計(jì)缺陷:零件剛度匹配性差，鈑金類零件與機(jī)加零件相比圓角區(qū)疲勞性差。并且，零件在裝配過程中偶爾存在強(qiáng)迫裝配，這些都會成為故障的溯源。但是，故障的頻發(fā)以及發(fā)生故障飛機(jī)飛行時(shí)間差距較大，初步分析認(rèn)為機(jī)身后部的振動環(huán)境應(yīng)是造成故障的主要成因，下面將通過有限元進(jìn)行計(jì)算驗(yàn)證。

2.2 固有頻率分析

建立垂尾連接角材及周邊機(jī)身蒙皮、連接結(jié)構(gòu)有限元模型，有限元模型中，各結(jié)構(gòu)均采用四邊形和三角形混合殼單元，機(jī)身蒙皮與周圍結(jié)構(gòu)的連接采用 MSC.Nastran單元庫中的剛性單元RBE2模擬，蒙皮四周角材及垂尾與機(jī)身連接角材的邊界條件采用簡支邊界條件。有限元模型如圖4所示，對有限元模型計(jì)算結(jié)構(gòu)各階固有頻率如表1所示，各階模態(tài)如圖5所示，其中各階模態(tài)圖主要體現(xiàn)各階振動頻率下結(jié)構(gòu)單元的振動位移量。

結(jié)構(gòu)模態(tài)云圖為結(jié)構(gòu)在固有頻率下各單元的變形情況，圖5中紅色單元為變形量最大區(qū)域。對圖5中各階模態(tài)云圖進(jìn)行對比分析，其中在第5階、7階、9階模態(tài)下通風(fēng)口后部蒙皮均發(fā)生較大變形，此類分析結(jié)果與圖1、圖2中發(fā)生故障部位最為吻合，也符合2.1節(jié)中通風(fēng)口引起其后部紊流氣動環(huán)境的理論分析?？梢酝茢啵瑢?shí)際飛行中連接部位發(fā)生局部振動應(yīng)與這3種情況接近，通風(fēng)口后部蒙皮振動進(jìn)而引起垂尾與機(jī)身連接件在折邊處發(fā)生較大變形，最終發(fā)生裂紋和緊固件松動。對第5階、7階、9階進(jìn)一步分析，可看出第7階最嚴(yán)重單元在通風(fēng)口蒙皮處(圖5中紅色單元)而非通風(fēng)口后部蒙皮，5階和9階結(jié)果最為相似，只是9階相對于5階變形量較小。最終推論，發(fā)生故障情況振動頻率應(yīng)與第5階最相近。

圖4 局部有限元模型Fig.4 Analysis model

表1 機(jī)身蒙皮與垂尾連接結(jié)構(gòu)固有頻率Table 1 Inherent frequency of joining structure

圖5 結(jié)構(gòu)有限元各階模態(tài)云圖Fig.5 The result of analysis mode

2.3 頻響分析

為進(jìn)一步驗(yàn)證固有頻率分析的可靠性，對垂尾與機(jī)身連接及通風(fēng)口附近蒙皮進(jìn)行頻響函數(shù)計(jì)算，考慮到通風(fēng)口后面機(jī)身蒙皮局部流場為紊流環(huán)境，僅在通風(fēng)口后面局部蒙皮施加如圖6所示單位幅值動態(tài)載荷，其頻率范圍在5～1 000 Hz，結(jié)構(gòu)阻尼取0.02。在連接角材易發(fā)生裂紋處取一單元a，根據(jù)頻響分析結(jié)果給出a單元的Von Mises應(yīng)力頻響函數(shù)(圖7)。由圖7可知，a單元在412.82 Hz處Von Mises應(yīng)力響應(yīng)最大，此值對應(yīng)有限元分析中第5階模態(tài)，上節(jié)有限元模型分析在第5階模態(tài)(412.82 Hz)機(jī)身局部蒙皮振動最容易被激起。由此可以推論，機(jī)身蒙皮局部振動是以412.82 Hz為中心頻率的窄帶隨機(jī)振動，導(dǎo)致連接角材裂紋和緊固件松動。

圖6 局部蒙皮的單位幅值動態(tài)載荷示意圖Fig.6 Analysis model in per vsibration load

圖7 a單元Von Mises應(yīng)力頻響函數(shù)Fig.7 Von Mises stress-frequency of unit a

2.4 故障原因

通過上述分析，可以推論，角材裂紋和緊固件松動主要原因?yàn)闄C(jī)身后段通風(fēng)口引起紊流，導(dǎo)致機(jī)身蒙皮振動，以致角材中產(chǎn)生動態(tài)應(yīng)力，最終角材發(fā)生振動疲勞破壞。

3 改進(jìn)措施及建議

結(jié)合前面章節(jié)分析，從2方面對此處結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)完善:將連接角材由鈑金零件更改為機(jī)加零件，并在零件裂紋始發(fā)位置增加筋條，以提高零件的強(qiáng)度和疲勞壽命［8］;在后機(jī)身通風(fēng)口后部增加加強(qiáng)板［9］，以減小后機(jī)身結(jié)構(gòu)振動。改進(jìn)方案按照2.2節(jié)、2.3節(jié)的方法進(jìn)行分析計(jì)算，與原結(jié)構(gòu)進(jìn)行對比，改進(jìn)方案對垂尾與機(jī)身連接處角材結(jié)構(gòu)在振動環(huán)境下受載有很大改善。通過對服役飛機(jī)進(jìn)行貫徹更改，經(jīng)過飛行驗(yàn)證，未發(fā)生裂紋和緊固件松動問題。

在分析解決垂尾與機(jī)身連接處結(jié)構(gòu)故障問題的過程中，筆者深刻地認(rèn)識到飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)應(yīng)特別注意以下幾點(diǎn):

1)在飛機(jī)設(shè)計(jì)之初不僅要從靜強(qiáng)度方面考慮，也要綜合考慮振動和疲勞因素。

2)盡量避免在飛機(jī)外形或流場復(fù)雜區(qū)域設(shè)計(jì)局部突起結(jié)構(gòu)，保證各部件間的平滑過渡。

3)各連接零部件間一定要進(jìn)行剛度匹配分析與設(shè)計(jì)，消除局部薄弱。

4)各分部件之間，特別是多部件安裝協(xié)調(diào)區(qū)域，在設(shè)計(jì)之初應(yīng)該對多部件安裝間隙提出準(zhǔn)確要求，并使用工具進(jìn)行仿真模擬，避免施工中的強(qiáng)迫安裝。

4 結(jié)論

1)根據(jù)故障樹原理及垂尾與機(jī)身對接結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，建立起了垂尾與機(jī)身連接故障樹。

2)通過故障樹初步分析及有限元方法的驗(yàn)證，得出了垂尾與機(jī)身連接處故障原因?yàn)闄C(jī)身后段通風(fēng)口引起紊流，導(dǎo)致局部振動，最終發(fā)生故障。

3)根據(jù)故障原因，采取了提高零件疲勞強(qiáng)度和減小局部振動的有效措施，并對飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)行了經(jīng)驗(yàn)總結(jié)。

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