張中波

(中國民用航空飛行學(xué)院 航空工程學(xué)院，四川 廣漢 618307)

機(jī)體蒙皮劃痕是指蒙皮表面上的細(xì)長、深度較淺的可見線性損傷(最大深度被定義為0.006英寸(0.15 mm))[1]。調(diào)查發(fā)現(xiàn)機(jī)體劃痕是由于在除去機(jī)體蒙皮邊緣的密封膠或是在清除機(jī)體外表面的黏貼標(biāo)牌的過程中，由于使用了金屬刀具或者不合適的硬質(zhì)工具而造成的。因此，機(jī)體劃痕常發(fā)生在有密封膠密封的機(jī)身蒙皮搭接或?qū)犹帯⑿蘩砑吘壱约梆べN標(biāo)牌處，圖1所示的是搭接區(qū)域下部的劃痕。

圖1 搭接區(qū)域下部的劃痕

統(tǒng)計(jì)波音飛機(jī)公司從2003年至2007年的報(bào)告，在波音飛機(jī)上發(fā)現(xiàn)了87條劃痕裂紋，其中，在一架B737蒙皮飛機(jī)搭接部位發(fā)現(xiàn)的兩條劃痕裂紋長度分別達(dá)到5英寸(127 mm)和8英寸(203 mm)，在一架B747飛機(jī)發(fā)現(xiàn)一條長達(dá)30英寸(762 mm)的劃痕裂紋[2]。

由于蒙皮鋁合金基體外的包鋁層厚度一般很薄(是蒙皮厚度的5 %左右)，劃痕造成的裂紋很容易穿透包鋁層，進(jìn)一步損傷其下面的鋁合金基體，最終可能形成疲勞裂紋，圖2所示為劃痕剖面及其產(chǎn)生的裂紋。蒙皮上的疲勞裂紋可能最終會(huì)造成飛機(jī)空中釋壓，導(dǎo)致災(zāi)難性的后果。

圖2 劃痕剖面及其產(chǎn)生的裂紋

國內(nèi)關(guān)于民機(jī)機(jī)體劃痕的研究相對(duì)較少。殷允信[1]結(jié)合波音公司發(fā)布的維護(hù)/維修方案和服務(wù)通告，對(duì)飛機(jī)維修中劃痕損傷的處理進(jìn)行了總結(jié)。文獻(xiàn)[2-4]計(jì)算了劃痕缺口的最大應(yīng)力，得出了循環(huán)載荷下構(gòu)件的疲勞壽命，分析了不同劃痕深度對(duì)機(jī)身增壓蒙皮結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中和疲勞壽命的影響。莊葆華等人[5]介紹了飛機(jī)表面劃痕非接觸測(cè)量的激光三角掃描法，給出了激光三角測(cè)頭正確放置方式，提出改善測(cè)量精度的測(cè)頭姿態(tài)調(diào)整法和表面噴涂法。張文軍等人[6]設(shè)計(jì)了一種基于數(shù)字圖像處理技術(shù)的表面劃痕測(cè)量系統(tǒng)。本文根據(jù)常出現(xiàn)機(jī)體劃痕的部位結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，建立其應(yīng)力分析模型，通過變化外載荷、劃痕缺口寬度、深度等參數(shù)，采用有限元分析方法，研究應(yīng)力集中系數(shù)與載荷、劃痕寬度、劃痕深度等之間的變化關(guān)系，得出了民機(jī)機(jī)體蒙皮劃痕處理的三種方案。

1 分析模型

1.1 模型的幾何尺寸及結(jié)構(gòu)

因飛機(jī)蒙皮表面的劃痕通常發(fā)生在上下蒙皮搭接部位附近，位于下蒙皮上。為了模擬不同深度、不同寬度的表面劃痕對(duì)蒙皮受力的影響，采用試件結(jié)構(gòu)及尺寸如圖3所示[4]。試件結(jié)構(gòu)為兩塊相同的鋁合金板，通過四排三列鉚釘鉚接組成試件。鋁合金板的長度為140 mm，寬度為45.5 mm，厚度為2.5 mm，搭接后整體長度為245 mm。劃痕設(shè)計(jì)位于搭接處上蒙皮的邊緣，底部的形狀為半圓形或半橢圓形。

圖3 試件結(jié)構(gòu)及尺寸

1.2 確定試件物理屬性

根據(jù)波音公司的SRM手冊(cè)[7]，選取Ly12-cz鋁合金材料。Ly12-cz鋁合金機(jī)械性能和疲勞特性參數(shù)如表1所示。進(jìn)行應(yīng)力分析前，在分析軟件ABAQUS的屬性功能模塊中根據(jù)表1的參數(shù)對(duì)模型進(jìn)行材料定義。

表1 Ly12-cz鋁合金機(jī)械性能與疲勞特性參數(shù)

1.3 邊界條件與載荷設(shè)置

民機(jī)在飛行過程中，機(jī)身增壓載荷使得機(jī)身蒙皮承受環(huán)向拉應(yīng)力。因此，對(duì)上述試件模型，將下蒙皮最左端面上的所有節(jié)點(diǎn)自由度全部進(jìn)行約束，形成固定端。對(duì)上蒙皮最右端面上所有節(jié)點(diǎn)只在水平方向上施加單位作用載荷，邊界條件與載荷如圖4所示。

圖4 邊界條件與載荷

2 結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析

考慮鉚釘?shù)膽?yīng)力情況不是研究的重點(diǎn)，且加入鉚釘后的建模、裝配、設(shè)置、分析等工作量巨大，故通過多點(diǎn)約束(Multi-Point Constraint，MPC)的方法，將上、下蒙皮的鉚釘孔內(nèi)表面連接起來，使上下鉚釘孔的六個(gè)自由度均被綁定在一起，以模擬真實(shí)的鉚接情況。

2.1 網(wǎng)格劃分

在結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析過程中，網(wǎng)格劃分是一個(gè)十分重要的環(huán)節(jié)，網(wǎng)格質(zhì)量的好壞不僅直接關(guān)系到分析是否能夠順利、快速地完成，而且也關(guān)系到是否能夠得到高精度的分析結(jié)果。在本文中，上蒙皮受力情況不是分析的重點(diǎn)，為減少工作量和節(jié)省分析時(shí)間，對(duì)上蒙皮采取較簡單的掃略網(wǎng)格劃分技術(shù)，上蒙皮網(wǎng)格如圖5所示。

圖5 上蒙皮網(wǎng)格

下蒙皮先被分割為兩個(gè)部分，即含有鉚釘孔與劃痕的區(qū)域和其他的平板區(qū)域。為了使網(wǎng)格劃分更加精細(xì)、分析結(jié)果更加精確，對(duì)含有鉚釘孔和劃痕的區(qū)域進(jìn)行二次區(qū)域劃分及網(wǎng)格劃分，下蒙皮網(wǎng)格如圖6所示。

圖6 下蒙皮網(wǎng)格

2.2 當(dāng)劃痕尺寸相同，應(yīng)力集中系數(shù)與載荷之間的關(guān)系

本文將應(yīng)力集中系數(shù)K定義為：

式中，σmax表示劃痕缺口處的最大應(yīng)力，σn表示無劃痕時(shí)的應(yīng)力。應(yīng)力集中系數(shù)表征了蒙皮產(chǎn)生劃痕后，劃痕處的局部應(yīng)力增高程度。圖7為劃痕線區(qū)域的受載應(yīng)力云圖。

圖7 劃痕線區(qū)域的受載應(yīng)力云圖

當(dāng)劃痕頂端半圓形的曲率半徑R為0.1 mm，深度H為0.2 mm時(shí)，外載荷與應(yīng)力集中系數(shù)的變化關(guān)系如圖8所示。

圖8 劃痕外載荷與應(yīng)力集中系數(shù)關(guān)系圖

由圖8可以看出，當(dāng)外載荷為10 MPa和200 MPa時(shí)，應(yīng)力集中系數(shù)最大，為16.8。當(dāng)載荷為500 MPa時(shí)，應(yīng)力集中系數(shù)最小，為16.5，但是兩者相差僅為1.8 %。故可得出結(jié)論：如果劃痕尺寸不變，即使構(gòu)件的外載荷逐漸增加，應(yīng)力集中系數(shù)基本保持不變，即劃痕處的局部應(yīng)力增高程度基本相同。

2.3 應(yīng)力集中系數(shù)隨劃痕尺寸的變化關(guān)系

保持外載荷不變，逐漸改變劃痕的寬度和深度等缺口尺寸，得到應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕深度、寬度的變化關(guān)系。

圖9所示的是應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕寬度的變化關(guān)系。當(dāng)劃痕深度一定時(shí)，應(yīng)力集中系數(shù)隨著缺口曲率半徑(即劃痕寬度)的增大而減小，蒙皮疲勞壽命會(huì)隨之增大。另外，當(dāng)劃痕深度較小時(shí)，應(yīng)力集中系數(shù)隨寬度增加而減小的程度不明顯；而當(dāng)深度較大時(shí)，應(yīng)力集中系數(shù)隨寬度增加而快速下降。

圖9 應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕寬度的變化關(guān)系

圖10所示的是應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕深度的變化關(guān)系。當(dāng)蒙皮劃傷寬度不變時(shí)，隨著劃傷深度的增加，應(yīng)力集中系數(shù)逐漸增大，蒙皮疲勞壽命會(huì)隨之減小。另外，當(dāng)劃痕寬度較大時(shí)，應(yīng)力集中系數(shù)隨深度增加而增加的程度不明顯；而當(dāng)寬度較小時(shí)，應(yīng)力集中系數(shù)隨深度增加而快速增加。

圖10 應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕深度的變化關(guān)系

根據(jù)上述分析可知，在實(shí)際航線維護(hù)檢查中，應(yīng)該重點(diǎn)“關(guān)注”劃痕的深度，著重檢查深度值較大的劃痕，而寬度值較大的劃痕對(duì)蒙皮疲勞壽命的影響相對(duì)較小。

3 劃痕航線處理

根據(jù)劃痕所在區(qū)域、損傷程度和損傷范圍，參考相應(yīng)飛機(jī)制造商的服務(wù)通告[8-10]，采用不同的劃痕處理方案。主要有下面三種：

3.1 接受劃痕損傷

從上面應(yīng)力分析可知，當(dāng)劃痕深度較小時(shí)，應(yīng)力集中系數(shù)較小，對(duì)蒙皮的疲勞壽命影響較小。因此在波音飛機(jī)絕大部分要求檢查的區(qū)域內(nèi)，接受深度小于0.001英寸(0.025 mm)的劃痕，并且不要求后續(xù)的檢查和監(jiān)控。

3.2 持續(xù)性檢查/監(jiān)控

對(duì)于深度在0.001～0.006英寸(0.025～0.15 mm)之間的劃痕，一般采取保持損傷現(xiàn)狀并執(zhí)行持續(xù)性檢查/監(jiān)控是否有裂紋的方案。由圖9可知，當(dāng)劃痕深度相同時(shí)，如增大劃痕的寬度，可以降低劃痕部位的應(yīng)力集中系數(shù)。因此，如圖11劃痕線打磨所示，也可對(duì)劃傷部位進(jìn)行打磨，拓寬劃痕的寬度。

圖11 劃痕線打磨

3.3 進(jìn)行修理

從圖10可知，當(dāng)劃痕深度超過0.15 mm后，應(yīng)力集中系數(shù)會(huì)快速增加，蒙皮疲勞壽命會(huì)隨之快速下降。飛機(jī)運(yùn)營一段時(shí)間后，劃痕部分將產(chǎn)生裂紋，威脅飛機(jī)的飛行安全。因此在實(shí)際航線維護(hù)中，對(duì)較深的劃痕應(yīng)進(jìn)行修理，通常采取挖補(bǔ)修理的方法。挖補(bǔ)修理的原理是將出現(xiàn)劃痕、強(qiáng)度減弱的飛機(jī)蒙皮去除掉，防止因劃痕產(chǎn)生的裂紋沿整個(gè)機(jī)身蒙皮擴(kuò)展，而加以補(bǔ)片和加強(qiáng)片從而恢復(fù)飛機(jī)蒙皮的氣動(dòng)外形和強(qiáng)度。圖12所示是針對(duì)機(jī)身桁條間蒙皮出現(xiàn)缺陷采取的蒙皮挖補(bǔ)修理。

圖12 蒙皮挖補(bǔ)修理

4 結(jié)語

機(jī)體劃痕是民用運(yùn)輸機(jī)蒙皮表面上最常見的損傷之一，常發(fā)生在有密封膠密封的機(jī)身蒙皮搭接或?qū)?、修理件邊緣等位置。本文根?jù)其發(fā)生部位的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，建立機(jī)體劃痕應(yīng)力分析模型，通過變化外載荷、劃痕缺口寬度、劃痕缺口深度參數(shù)，采用有限元分析方法，研究了應(yīng)力集中系數(shù)與載荷、劃痕寬度、劃痕深度等之間的變化關(guān)系。根據(jù)結(jié)果得出，在實(shí)際航線維護(hù)檢查中，應(yīng)該重點(diǎn)“關(guān)注”劃痕的深度，著重檢查深度值較大的劃痕，而寬度值較大的劃痕對(duì)蒙皮疲勞壽命的影響相對(duì)較小。最后結(jié)合數(shù)據(jù)分析討論了劃痕處理的三種方案，為航線維護(hù)中劃痕處理提供理論支持。