通用航空器重著陸結(jié)構(gòu)損傷及修理

民用航空事故具有小發(fā)生概率和高死亡率的特點(diǎn)，“航空安全”是航空界的永恒主題。有關(guān)研究發(fā)現(xiàn)飛機(jī)進(jìn)近和著陸階段雖只占總飛行時(shí)間的4%，而這一階段的事故發(fā)生率卻高達(dá)59%。本文從重著陸的形成原因入手，探討通航飛機(jī)的重著陸結(jié)構(gòu)損傷類(lèi)型及修理技術(shù)。

重著陸影響因素

飛機(jī)著陸階段所承受的載荷有起落架載荷和翼根載荷。根據(jù)通航飛機(jī)重著陸結(jié)構(gòu)損傷的實(shí)際位置，本文只探討非正常著陸引起飛機(jī)承受過(guò)大起落架載荷的情況。飛行員操作飛機(jī)著陸的實(shí)際過(guò)程中往往難以達(dá)到理想著陸姿勢(shì)和狀況。操縱不當(dāng)使得橫滾角過(guò)大會(huì)造成飛機(jī)非對(duì)稱(chēng)接地，即先單點(diǎn)接地，再另一點(diǎn)接地，使得先接地一側(cè)受載過(guò)大，造成結(jié)構(gòu)損傷。另外，著陸瞬間飛機(jī)的垂直過(guò)載過(guò)大或垂直下降率過(guò)大，均會(huì)引起主起落架的重著陸。另外，在雙點(diǎn)接地后，飛機(jī)繞重心作旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，俯仰角變化率過(guò)大會(huì)使前起落架觸地過(guò)重，造成機(jī)身前部結(jié)構(gòu)損傷。

因此，橫滾角、俯仰角變化率、垂直加速度（垂直過(guò)載）、側(cè)向加速度（側(cè)向載荷）、下沉率都是引發(fā)重著陸的可能因素。

通用航空器重著陸的結(jié)構(gòu)損傷類(lèi)型及修理技術(shù)

機(jī)身前部防火墻及內(nèi)部結(jié)構(gòu)件損傷及變形、螺旋槳打地

飛機(jī)著陸速度過(guò)大、著陸姿態(tài)不佳、跳躍著陸、重著陸等引起防火墻組件變形起皺，甚至機(jī)身下部蒙皮和機(jī)身前部大量結(jié)構(gòu)件、座艙前部地板、中央控制臺(tái)壁板、角鋁發(fā)生不同程度的損傷變形。

結(jié)構(gòu)修理方式為更換或修理變形的故障結(jié)構(gòu)件，對(duì)重要受力部件進(jìn)行無(wú)損檢測(cè)。

機(jī)腹擦地造成機(jī)身下部結(jié)構(gòu)件損傷、天線損壞，腳蹬處蒙皮撕裂

飛機(jī)緊急迫降或起落架未放下的著陸造成機(jī)身下部結(jié)構(gòu)件損傷，中央翼盒連接螺栓擦傷，ATC、DME等天線扯斷。

修理方式為更換機(jī)身下部損傷的結(jié)構(gòu)件，更換各損傷的天線，更換擦傷的螺栓。對(duì)撕裂處蒙皮進(jìn)行切割襯補(bǔ)修理。

尾椎隔框、蒙皮、方向舵下部受損變形

飛機(jī)著陸時(shí)機(jī)身尾部觸地造成機(jī)身尾椎隔框裂紋，尾椎下部蒙皮破損裂紋，方向舵下部整流罩凹坑，尾椎系留環(huán)折斷。

結(jié)構(gòu)修理方式為更換機(jī)身尾椎后部隔框，更換尾椎系留環(huán)及其連接件，更換損傷的方向舵整流罩。制作補(bǔ)片對(duì)受損蒙皮進(jìn)行補(bǔ)強(qiáng)修理。

機(jī)翼尖部的蒙皮、結(jié)構(gòu)件損傷變形

飛機(jī)著陸著陸時(shí)偏離跑道、翼尖觸地造成機(jī)翼尖部翼肋、翼梁、蒙皮、桁條等結(jié)構(gòu)件不同程度的損傷變形，復(fù)合材料翼尖受損。

結(jié)構(gòu)修理方式為更換翼尖，修理蒙皮和翼肋、桁條等結(jié)構(gòu)件。對(duì)不易整體更換的損傷大梁、蒙皮、絎條進(jìn)行切割、拼接修理。為滿足外形和空氣動(dòng)力學(xué)要求，修理后對(duì)損傷側(cè)機(jī)翼進(jìn)行扭曲度測(cè)量。

上述重著陸的結(jié)構(gòu)損傷均采集于事故現(xiàn)場(chǎng)收集，采取的結(jié)構(gòu)修理方案已獲適航部門(mén)審批并已實(shí)施，飛機(jī)已恢復(fù)為適航狀態(tài)。對(duì)國(guó)內(nèi)通航維修單位具有重要的學(xué)習(xí)和借鑒意義。

圖1 某型飛機(jī)防火墻下部組件變形圖

圖2 某型飛機(jī)機(jī)腹結(jié)構(gòu)損傷圖

圖3 某型飛機(jī)翼尖結(jié)構(gòu)損傷圖

10.3969/j.issn.1001- 8972.2016.19.030