孫璐妍　郭偉毅　郭沛欣

拉伸角片裂紋故障排除方法

孫璐妍郭偉毅郭沛欣

本文以飛機(jī)翼身整流罩為例，介紹了拉伸角片裂紋故障的處理方法，采用故障分析樹，從設(shè)計和制造兩方面入手，對可能的造成故障的因素逐一排查，定位故障原因，因地制宜制定排故方案。該方法能推廣應(yīng)用于工程中故障問題的處理。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)最常見的破壞源是連接結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致其破壞的因素很多，并且很難對其進(jìn)行準(zhǔn)確的評價，這些因素不僅影響結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度和剛度，而且對連接結(jié)構(gòu)及其鄰近結(jié)構(gòu)的疲勞壽命也有很大的影響。

拉伸角片在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用非常普遍，它通過緊固件與周圍結(jié)構(gòu)連接，用來傳遞載荷。當(dāng)拉力作用在角形或T形角片的垂直緣條上時，角片內(nèi)便會產(chǎn)生拉伸、彎曲以及剪切應(yīng)力。由于受力形式比較復(fù)雜，故此類結(jié)構(gòu)容易出現(xiàn)裂紋故障。

飛機(jī)的翼身整流罩位于機(jī)身和機(jī)翼的對接區(qū)，對機(jī)翼機(jī)身對接區(qū)域、主起落架艙開口區(qū)結(jié)構(gòu)及在此區(qū)域安裝的各個系統(tǒng)設(shè)備起包絡(luò)維形、氣動光順從而減小飛機(jī)阻力、保證全機(jī)氣動外形完整的作用。翼身整流罩屬于次承力結(jié)構(gòu)，主要承受氣動力載荷和慣性載荷，為避免翼身整流罩與全機(jī)一起協(xié)調(diào)變形時內(nèi)力過大造成局部結(jié)構(gòu)破壞，翼身整流罩的設(shè)計需要避免與機(jī)身、機(jī)翼結(jié)構(gòu)的過渡連接，盡量減少傳遞機(jī)身和機(jī)翼的載荷。

整個翼身整流罩外形跨越前機(jī)身、中機(jī)身和中后機(jī)身段，根據(jù)翼身整流罩的裝配方案，可將翼身整流罩分為5個區(qū)域：前部整流罩、翼上整流罩、翼下整流罩、主起艙整流罩和后部整流罩。翼上整流罩區(qū)域氣流復(fù)雜，且裝配工藝尚不成熟，因此翼上整流罩拉伸角片容易出現(xiàn)裂紋故障。

本文以翼上整流罩為例，介紹了拉伸角片裂紋故障處理方法，通過故障分析樹，從設(shè)計和制造兩方面入手，對可能的故障原因逐一排查，定位故障原因，制定排故方案。

故障簡介

翼上整流罩拉伸角片為鋁合金鈑金件，布置在機(jī)身框平面內(nèi)，通過緊固件與機(jī)身相連，受力形式如圖1所示。

該類拉伸角片斷裂形式一般如圖2所示。

故障定位

翼上整流罩區(qū)域氣流復(fù)雜，除了局部氣動載荷的作用外，還可能會有渦流、激波的影響，這些復(fù)雜氣流影響很難檢測和量化，但其影響是不可忽視的，其產(chǎn)生的周期性載荷會引發(fā)結(jié)構(gòu)振動。在復(fù)雜氣流影響下，翼上整流罩密封件與機(jī)翼上壁板間可能會出現(xiàn)間隙，氣流流入空腔引發(fā)振動。此外，翼身整流罩裝配工藝尚不成熟，裝配時翼上整流罩拉伸角片與機(jī)身側(cè)壁板及面板的貼合面可能存在間隙，導(dǎo)致強(qiáng)迫裝配，產(chǎn)生裝配應(yīng)力。諸多不利因素很可能導(dǎo)致翼上整流罩拉伸角片產(chǎn)生故障。

對于翼上整流罩拉伸角片裂紋，利用故障分析樹，從設(shè)計和制造兩方面入手，對故障原因進(jìn)行定位。

設(shè)計上從以下兩方面進(jìn)行考慮：

（1）載荷——復(fù)查設(shè)計過程中所使用的載荷，包括靜載荷、疲勞載荷、振動等。確定設(shè)計過程中，考慮的載荷是否存在遺漏；

（2）強(qiáng)度——復(fù)查結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度和振動是否滿足設(shè)計要求；

制造上從以下三方面進(jìn)行考慮：

（1）材料——對產(chǎn)生裂紋的角片進(jìn)行斷口分析，確認(rèn)材料本身是否存在缺陷損傷；

圖1　翼上整流罩拉伸角片受力形式

圖2　翼上整流罩角片常見裂紋形式

圖3　翼身整流罩拉伸角片故障分析樹

圖4　翼身整流罩精細(xì)化模型

圖5　翼身整流罩應(yīng)力云圖

（2）零件——對工程數(shù)模及制造偏離情況進(jìn)行復(fù)查，確認(rèn)裝機(jī)零件是否符合設(shè)計構(gòu)型；

（3）裝配——對現(xiàn)場角片安裝情況進(jìn)行檢查，測量角片與機(jī)身側(cè)壁板及翼身整流罩面板貼合面的間隙，并對裝配進(jìn)行應(yīng)變測量，確認(rèn)是否存在強(qiáng)迫裝配。

故障分析

載荷

（1）靜載荷——翼身整流罩氣動環(huán)境復(fù)雜，該翼身整流罩曾做過一次更改。雖然新構(gòu)型只有CFD計算結(jié)果，但新舊構(gòu)型無論是規(guī)律上還是數(shù)值上都非常接近，總載荷在嚴(yán)重情況下差別不大，且舊構(gòu)型經(jīng)過測壓試驗，測壓試驗結(jié)果和CFD計算結(jié)果分布形態(tài)和規(guī)律一致，壓力值接近，故認(rèn)為靜載荷基本可信。

（2）疲勞載荷——翼身整流罩作為非重要結(jié)構(gòu)項目，設(shè)計中一般不需進(jìn)行疲勞分析，因此無疲勞載荷。

（3）振動——設(shè)計過程中，未考慮翼身整流罩的振動環(huán)境。

強(qiáng)度

（1）靜強(qiáng)度——利用有限元前處理軟件hypermesh對故障附近區(qū)域進(jìn)行精細(xì)化建模，如圖5所示。為節(jié)省計算資源，對非關(guān)注部位的金屬零件使用殼單元進(jìn)行建模，對關(guān)注部位的金屬零件使用實(shí)體單元進(jìn)行建模，對翼身整流罩面板的蜂窩芯使用實(shí)體單元建模，其上下的玻璃纖維使用殼單元建模。關(guān)注部位的貼合面定義摩擦約束，摩擦方程為罰函數(shù)，摩擦系數(shù)為0.05。邊界條件取自相同工況的全機(jī)模型，載荷為CFD計算得到的氣動載荷。利用有限元軟件ABAQUS進(jìn)行求解，求得角片孔邊最大主應(yīng)力為519MPa，R區(qū)的最大主應(yīng)力為276MPa，如圖5所示。從破壞形式來看，有限元分析是合理的。不僅如此，飛機(jī)的翼身整流罩按照氣動載荷進(jìn)行了極限載荷試驗，試驗結(jié)果表明翼上整流罩拉伸角片滿足靜強(qiáng)度要求。作為設(shè)計輸入，氣動載荷的取值一般是保守，因此可以排除靜強(qiáng)度因素。

（2）疲勞強(qiáng)度——由于設(shè)計輸入沒有疲勞載荷，因此初步以靜載荷為最大使用載荷，按照等幅譜的形式對角片結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞強(qiáng)度分析?？走吋癛區(qū)的細(xì)節(jié)疲勞額定值為76MPa，運(yùn)用線性損傷理論校核角片的疲勞裕度，發(fā)現(xiàn)此處的疲勞裕度不滿足設(shè)計要求。

（3）振動——為了排除振動的影響，對該型飛機(jī)進(jìn)行了試飛測試，測試結(jié)果表明高頻振動的應(yīng)變幅值較小，可排除振動的因素。

制造

材料

對故障角片進(jìn)行了斷口分析，斷口分析顯示零件未見明顯的冶金加工缺陷，但存在冷變形造成的缺陷，斷裂的性質(zhì)為疲勞。

零件

對零件和制造的偏離進(jìn)行追溯，發(fā)現(xiàn)相關(guān)位置沒有相關(guān)制造偏離，可以排除此因素。

裝配

在裝配現(xiàn)場對角片與機(jī)身側(cè)壁板及與翼上整流罩面板的貼合面檢查時發(fā)現(xiàn)，貼合面存在間隙，通過裝配前后的應(yīng)變對比，發(fā)現(xiàn)角片存在強(qiáng)迫裝配。根據(jù)有限元中實(shí)測點(diǎn)位置推算裝配狀態(tài)下的孔邊應(yīng)力發(fā)現(xiàn)，孔邊最大主應(yīng)力約120MPa。

排故方案

通過故障分析可知，要排除角片故障，必須從提高角片疲勞壽命，減少材料缺陷損傷和降低裝配應(yīng)力三個方面著手。

為提高角片的疲勞壽命，對緊固件孔附近進(jìn)行加強(qiáng)，增加矩形鋁墊片。加墊處緊固件受拉，由于偏心作用，角片與機(jī)身側(cè)壁板貼合一側(cè)存在面內(nèi)彎矩，加墊能增加彎曲剛度。經(jīng)分析，加墊能有效降低孔邊應(yīng)力和R區(qū)應(yīng)力，且加強(qiáng)后角片能夠滿足疲勞強(qiáng)度要求。

由于鈑彎件冷變形時容易產(chǎn)生損傷，因此將支架改為機(jī)加件。

裝配應(yīng)力主要與貼合面外形有關(guān)，增加膨化聚四氟乙烯密封件能消除部分裝配應(yīng)力，此外還增加工裝來保證支架定位的準(zhǔn)確性。

結(jié)語

本文以翼身整流罩為例，采用故障模型樹，對可能造成拉伸角片裂紋故障的因素逐一排查，準(zhǔn)確定位了故障，并針對故障原因，通過有效的措施，排除了故障。該方法能推廣應(yīng)用于工程中故障處理。

孫璐妍郭偉毅郭沛欣

上海飛機(jī)設(shè)計研究院強(qiáng)度部

孫璐妍，女，碩士，助理工程師，上海飛機(jī)設(shè)計研究院，主要從事飛行器結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計。

10.3969/j.issn.1001-8972.2016.07.011