楊嘉勤，許光群，姜野，符彬

（1.國(guó)營(yíng)蕪湖機(jī)械廠，安徽 蕪湖 241000；2.沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110000）

某型飛機(jī)外翼采用梁式盒段結(jié)構(gòu)，翼盒區(qū)的主承力構(gòu)件包括上、下壁板，第1、2、3縱墻，第1—20肋。上、下壁板主要承受外翼總體彎矩產(chǎn)生的展向面內(nèi)拉壓載荷和總體扭矩產(chǎn)生的弦向面內(nèi)剪切載荷，同時(shí)還要承受氣動(dòng)載荷和局部油壓（機(jī)翼油箱區(qū)）引起的面外載荷。第1、2、3縱墻主要用于傳遞氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的剪力，并協(xié)同壁板傳遞部分總體彎矩。翼肋主要起弦向維型以及傳遞扭矩的作用，并傳遞局部氣動(dòng)力、調(diào)和墻剪力及壁板剪流，主要內(nèi)力類(lèi)型為剪力和彎矩。維護(hù)過(guò)程中打開(kāi)右外翼油箱口蓋取出泡沫后，發(fā)現(xiàn)一架飛機(jī)外翼第1—2縱墻間第5—8肋下緣條區(qū)域存在不同程度損傷。

1 損傷情況

第1—2縱墻間6、7、8肋與壁板連接的下半肋局部損壞，直角角材、與下壁板長(zhǎng)桁連接角材損壞。下壁板第5—8肋間的第3—6長(zhǎng)桁立邊、臥邊均有不同程度的分層。第6—8肋間第1縱墻與下壁板連接填角處密封劑有裂口。第5肋上第2—8長(zhǎng)桁間填角處密封劑和第4肋上第4—5長(zhǎng)桁間填角處密封劑有裂紋。第2—3縱墻間第8肋第12—13長(zhǎng)桁處填角處密封劑有裂紋。第7肋上第9—13長(zhǎng)桁密封劑填角有長(zhǎng)約2 mm，寬約0.1 mm的裂紋。損傷部位結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖及典型損傷如圖1所示。

2 強(qiáng)度計(jì)算分析

2.1 理論分析

某型飛機(jī)外翼油箱氣密性檢查規(guī)定充壓值為0.04 MPa，在燃油箱靜力試驗(yàn)情況中極限充壓值為0.135 MPa，試驗(yàn)時(shí)飛機(jī)狀態(tài)與氣密性檢查狀態(tài)基本一致。經(jīng)對(duì)損傷飛機(jī)破壞形式進(jìn)行詳細(xì)理論分析，結(jié)合對(duì)外翼油箱區(qū)上、下壁板與第1—9肋連接結(jié)構(gòu)形式對(duì)比，認(rèn)為破壞原因是由于充壓過(guò)大，導(dǎo)致上下壁板對(duì)肋腹板產(chǎn)生較大 y向拉力。對(duì)于上壁板結(jié)構(gòu)，y向拉力通過(guò)筋條與腹板連接螺栓直接傳遞，而下壁板結(jié)構(gòu)通過(guò)L型材與肋腹板連接，y向拉力在L型材倒角根部產(chǎn)生附加彎矩，從而導(dǎo)致了6、7、8肋處下緣條連接型材破壞，如圖2所示。

2.2 有限元仿真計(jì)算

在有限元仿真計(jì)算時(shí)，在油箱區(qū)施加0.8 MPa（暫定壓力值）均布?jí)毫ΓM(jìn)行計(jì)算分析，油箱區(qū)有限元模型如圖3所示。

考慮有限元仿真計(jì)算模型為板、桿單元，無(wú)法真實(shí)模擬外翼鈑金肋結(jié)構(gòu)，尤其是下半肋斷裂位置關(guān)鍵細(xì)節(jié)結(jié)構(gòu)。因此，在施加油箱壓力進(jìn)行仿真計(jì)算分析后，提取了有限元計(jì)算結(jié)果中肋腹板節(jié)點(diǎn)載荷，并依據(jù)真實(shí)結(jié)構(gòu)尺寸對(duì)各肋下緣條最危險(xiǎn)截面進(jìn)行細(xì)節(jié)理論計(jì)算。有限元仿真計(jì)算各肋載荷見(jiàn)表1。

各肋危險(xiǎn)切面處應(yīng)力為：

式中：K為塑性修正系數(shù)。油箱區(qū)各肋下半肋根部危險(xiǎn)截面應(yīng)力計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表2。

經(jīng)上述計(jì)算分析，外翼油箱區(qū)第 4肋、第 6—8肋下半肋危險(xiǎn)截面應(yīng)力水平基本相當(dāng)，第5肋應(yīng)力水平相對(duì)較小，其他肋應(yīng)力較低。在0.8 MPa油箱壓力下，仿真分析計(jì)算損傷部位與實(shí)際結(jié)構(gòu)損傷部位對(duì)比如圖4所示。

經(jīng)分析外翼油箱仿真計(jì)算各肋下半肋危險(xiǎn)截面應(yīng)力水平，并將仿真計(jì)算損傷部位與實(shí)際損傷部位進(jìn)行對(duì)比，可得出以下結(jié)論：

1）仿真計(jì)算結(jié)果與飛機(jī)實(shí)際損傷情況及損傷位置均一致，因此仿真計(jì)算損傷部位結(jié)論可作為飛機(jī)進(jìn)一步檢查及維修的依據(jù)。

2）結(jié)合飛機(jī)實(shí)際損傷情況，通過(guò)將仿真數(shù)據(jù)最危險(xiǎn)下半肋應(yīng)力反推，判斷實(shí)際操作中外翼油箱充壓應(yīng)在0.5 MPa左右。

表1 有限元仿真計(jì)算各肋載荷

表2 郵箱區(qū)各肋危險(xiǎn)截面應(yīng)力計(jì)算結(jié)果

2.3 靜力試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

外翼燃油箱靜力試驗(yàn)加載至0.135 MPa，通過(guò)對(duì)靜力試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行線性反推，給出1了包括外翼第1縱墻、3縱墻、9肋腹板在0.8 MPa壓力下的應(yīng)變數(shù)據(jù)，并與有限元腹板計(jì)算同部位進(jìn)行了對(duì)比。

對(duì)于油箱內(nèi)其他肋腹板部位，靜力試驗(yàn)未進(jìn)行應(yīng)變測(cè)量。主要由于內(nèi)部肋腹板雙側(cè)受壓，腹板主要承受拉應(yīng)力，經(jīng)有限元分析，拉應(yīng)力均在200 MPa以下。對(duì)于第1縱墻、3縱墻、1肋、9肋腹板為內(nèi)側(cè)腹板受壓，將產(chǎn)生側(cè)向變形，因此腹板應(yīng)力較高。

通過(guò)對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)反推及與有限元結(jié)果對(duì)比，可得出以下結(jié)論：

1）在油箱壓力均為0.8 MPa下，對(duì)于同部位腹板應(yīng)力水平，有限元仿真計(jì)算數(shù)據(jù)與靜力試驗(yàn)反推結(jié)果接近。

2）通過(guò)對(duì)靜力試驗(yàn)機(jī)外翼燃油箱靜力試驗(yàn)數(shù)據(jù)反推，如油箱壓力在0.8 MPa下，外翼第1縱墻（第4—5肋間及第8—9肋間）腹板、第9肋局部腹板應(yīng)變數(shù)據(jù)超出材料屈服極限。如油箱壓力在 0.45 MPa下，外翼第 1縱墻、3縱墻、1肋、9肋腹板應(yīng)力水平均低于材料極限，不會(huì)產(chǎn)生變形及損傷。

3）通過(guò)有限元仿真分析初步確定油箱充壓壓力在0.5 MPa左右。

2.4 計(jì)算結(jié)論

通過(guò)對(duì)外翼油箱充壓破壞理論分析、有限元仿真計(jì)算、靜力數(shù)據(jù)反推并結(jié)合飛機(jī)檢查結(jié)果，得出如下結(jié)論：

1）油箱破壞理論分析危險(xiǎn)薄弱部位與真實(shí)破壞情況一致，破壞原因分析準(zhǔn)確。

2）有限元仿真計(jì)算最危險(xiǎn)結(jié)構(gòu)部位與實(shí)際結(jié)構(gòu)首先發(fā)生破壞部位吻合，計(jì)算方法正確，可作為深入檢查、修理及推測(cè)實(shí)際加載壓力的依據(jù)。

3）通過(guò)靜力試驗(yàn)數(shù)據(jù)反推并結(jié)合檢查結(jié)果、有限元仿真計(jì)算，可推斷飛機(jī)施加油箱壓力值在 0.5 MPa左右。建議同類(lèi)型飛機(jī)的維修人員關(guān)注油箱壓力超壓?jiǎn)栴}，采取有效措施防止超壓?jiǎn)栴}再次發(fā)生。

4）基于以上分析結(jié)論，可對(duì)外翼油箱內(nèi)部第5—8肋進(jìn)行更換，對(duì)已出現(xiàn)損傷長(zhǎng)桁進(jìn)行加強(qiáng)修理。

3 失效分析

為深入分析外翼 5—8肋區(qū)下緣條區(qū)域損傷斷裂性質(zhì)和斷裂原因，分別對(duì)緣條（5A90-T3S）、角材（5A90-T35）、角片（2B06-O）和鉚釘（HB6298）進(jìn)行外觀檢查、斷口宏微觀觀察及金屬組織分析。

3.1 宏觀觀察

兩件角材均發(fā)生明顯變形，兩端均存在斷裂現(xiàn)象，其中直角一端存在一處鉚釘孔，將其標(biāo)記為 A端，另一端記為B端。角片和緣條也均存在變形，外觀形貌如圖5所示。

角片斷口宏觀形貌如圖 6a所示，斷面較粗糙，可見(jiàn)縱向條紋特征。鉚釘斷口如圖6b所示，斷面平直，局部可見(jiàn)摩擦特征。緣條存在相互垂直的兩處斷口，記為1#斷面和2#斷面，兩斷面均基本呈45°斜面，斷面存在明顯磨損特征，如圖6c所示。

角材右側(cè)端斷口存在3個(gè)斷面，分別記為1#—3#斷面，如圖6d所示。其中1#斷面可見(jiàn)明顯的擴(kuò)展棱線特征，擴(kuò)展棱線收斂區(qū)位于角材的轉(zhuǎn)角附近，并可見(jiàn)弧線特征；2#斷面可見(jiàn)明顯的擴(kuò)展棱線特征，擴(kuò)展棱線收斂方向位于鉚釘孔邊緣，源區(qū)已被損傷；3#斷面呈明顯的擠壓變形特征。經(jīng)對(duì)比可知，1#斷面和2#斷面的擴(kuò)展方向一致，分析認(rèn)為，角材右側(cè)端斷口由鉚釘孔處起裂并擴(kuò)展。角材左側(cè)端斷口存在2個(gè)斷面，分別記為4#和5#斷面，4#斷面可見(jiàn)弧線特征，位于角材轉(zhuǎn)角附近。根據(jù)弧線方向可知，4#斷面由 5#斷面擴(kuò)展形成。5#斷面高差較大，且存在嚴(yán)重磨損，斷面及附近結(jié)構(gòu)變形嚴(yán)重，斷面?zhèn)让嫫釋哟嬖趪?yán)重變形和開(kāi)裂現(xiàn)象。

3.2 微觀觀察

將零件斷口超聲清洗后置于掃描電鏡下觀察。角片斷口微觀形貌如圖 7所示，斷口各處形貌均一致，均為等軸韌窩形貌。緣條兩個(gè)斷口均為剪切韌窩形貌，鉚釘斷口整體平直，斷面微觀均為剪切韌窩。角材右側(cè)端斷口1#、2#斷面和角材左側(cè)端斷口 4#和 5#斷面源區(qū)及弧線區(qū)微觀均為韌窩，3#斷面磨損嚴(yán)重。

3.3 金相組織

在角片上平行斷口截取金相試樣，可見(jiàn)晶粒明顯拉長(zhǎng)，第二相分布相對(duì)較分散，無(wú)明顯異常。在緣條上平行1#斷面截取金相試樣，在基體上彌散分布著大量的第二相，未見(jiàn)明顯異常。在鉚釘上平行斷口截取金相試樣，邊緣晶粒內(nèi)部存在輕微變形特征，心部呈等軸狀，無(wú)明顯變形特征。在角材斷面垂直源區(qū)截取金相試樣，心部經(jīng)歷較細(xì)小，邊緣約50～100 μm的區(qū)域晶粒較粗大，無(wú)其他明顯異常。

3.4 化學(xué)成分分析

采用能譜分析，技術(shù)要求參考GB/T 3190—2008，測(cè)試結(jié)果見(jiàn)表 3—6，緣條、角材、角片和鉚釘?shù)闹饕辖鹪鼐緷M足標(biāo)準(zhǔn)要求。

表3 角片能譜分析%

表4 緣條能譜分析%

表5 鉚釘能譜分析%

表6 角材能譜分析 %

3.5 分析與討論

通過(guò)斷口宏微觀分析，可得出以下結(jié)論。

1）角片斷口微觀形貌均為等軸韌窩形貌，說(shuō)明角片斷裂性質(zhì)為過(guò)載斷裂。

2）緣條兩個(gè)斷口均為剪切韌窩形貌，說(shuō)明緣條斷裂性質(zhì)為剪切斷裂。

3）鉚釘斷口整體平直，斷面微觀均為剪切韌窩，說(shuō)明鉚釘斷裂性質(zhì)為剪切斷裂。

4）角材右側(cè)端斷口均由鉚釘孔處起裂擴(kuò)展，在轉(zhuǎn)角結(jié)構(gòu)處存在宏觀可見(jiàn)的弧線，斷口源區(qū)、擴(kuò)展區(qū)以及弧線區(qū)微觀形貌均為韌窩形貌，結(jié)合斷口變形均較嚴(yán)重，說(shuō)明角材右側(cè)端斷口斷裂性質(zhì)為過(guò)載斷裂。

5）角材左端斷口宏觀存在明顯變形，包括宏觀可見(jiàn)弧線區(qū)在內(nèi)的斷面微觀形貌均為韌窩形貌，說(shuō)明角材左端斷口斷裂性質(zhì)也為過(guò)載斷裂；角材可見(jiàn)明顯起裂源區(qū)，源區(qū)無(wú)明顯斷裂特征，結(jié)合能譜分析結(jié)果，分析認(rèn)為源區(qū)可能為氧化物夾雜或折疊缺陷。

6）角材斷口均存在弧線，說(shuō)明角材斷裂不是一次完成，是由多次階段過(guò)載造成。

7）經(jīng)材質(zhì)檢查可知，角片、緣條、鉚釘和角材組織均無(wú)明顯異常，材料化學(xué)成分無(wú)明顯異常。

綜上所述，角片斷裂性質(zhì)為過(guò)載斷裂；緣條斷裂性質(zhì)為剪切過(guò)載斷裂；鉚釘斷裂性質(zhì)為剪切過(guò)載斷裂；角材斷裂性質(zhì)為多階段過(guò)載斷裂；角片、緣條、鉚釘和角材的材質(zhì)無(wú)明顯異常。

4 修復(fù)探討

4.1 修復(fù)方案

根據(jù)外翼實(shí)際狀態(tài)，拆除并更換第5—8肋緣條、型材、角材、角撐及第5肋第5長(zhǎng)桁的支柱，對(duì)油箱內(nèi)部已出現(xiàn)損傷長(zhǎng)桁進(jìn)行了加強(qiáng)修理，加強(qiáng)修理長(zhǎng)桁包括下壁板第5肋處的3—6長(zhǎng)桁、第6肋處的第5長(zhǎng)桁、第7肋處的第5長(zhǎng)桁及第8肋處的第6長(zhǎng)桁。長(zhǎng)桁修補(bǔ)方案為：在長(zhǎng)桁立邊兩側(cè)分別放置一個(gè)“L”型加強(qiáng)件和一個(gè)墊片，通過(guò)一排φ5 mm的螺栓使二者與長(zhǎng)桁立邊相連，并通過(guò)一排φ4 mm的螺栓將“L”型加強(qiáng)件與長(zhǎng)桁臥邊相連，如圖9所示。

4.2 修復(fù)方案強(qiáng)度計(jì)算

為確認(rèn)修補(bǔ)方案的合理性及安全性，對(duì)損傷長(zhǎng)桁的修復(fù)方案進(jìn)行了強(qiáng)度校核。由于各部位損傷長(zhǎng)桁加強(qiáng)修理方案基本一致，且各長(zhǎng)桁的拉向承載能力接近，因此僅選取第5肋第3—6長(zhǎng)桁處的修復(fù)方案進(jìn)行了強(qiáng)度校核。

“L”型加強(qiáng)件尺寸如圖10a所示，材料為T(mén)A15 M，σb=（1030±100） MPa。墊片尺寸為 216 mm×29 mm×0.8 mm，材料為 δ0.8 TA15 M，σb=（1030±100） MPa。長(zhǎng)桁的尺寸如圖10b所示，其截面積為169.1 mm2。

1）長(zhǎng)桁的拉伸載荷。長(zhǎng)桁的鋪層及鋪層角度如圖11所示，由此可得長(zhǎng)桁立邊的拉伸彈性模量為73 294.4 MPa，長(zhǎng)桁臥邊的拉伸彈性模量為63 400 MPa，長(zhǎng)桁立邊拉伸應(yīng)力σ1=384.8 MPa，長(zhǎng)桁臥邊拉伸應(yīng)力σ2=332.85 MPa，長(zhǎng)桁拉伸承載能力P=62 856.59 N。

2）螺栓剪切。長(zhǎng)桁加強(qiáng)件共由 3個(gè)φ5 mm（HB8015）和4個(gè)φ4 mm（HB6565）的鈦合金螺栓共同傳載。螺栓剪切許用載荷為63 700 N，螺栓剪切剩余強(qiáng)度η=1.01。

3）加強(qiáng)件擠壓，按加強(qiáng)件連接螺栓截面積進(jìn)行載荷分配。加強(qiáng)件承受載荷P1=51 428.12 N，加強(qiáng)件由3個(gè)φ5 mm和4個(gè)φ4 mm的鈦合金螺栓固定，擠壓許用載荷Pji=74 958N，擠壓剩余系數(shù)η=1.46。

4.3 加強(qiáng)后強(qiáng)度計(jì)算結(jié)論

因?qū)ν庖碛拖鋮^(qū)第 5—8肋鈑金肋下半肋及連接型材進(jìn)行了更換，并對(duì)已損傷長(zhǎng)桁進(jìn)行了加強(qiáng)修理，補(bǔ)強(qiáng)長(zhǎng)桁部位結(jié)構(gòu)強(qiáng)度滿足靜強(qiáng)度要求。結(jié)果表明，修復(fù)方案合理能夠強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

5 結(jié)論

1）通過(guò)對(duì)外翼油箱損傷形式的分析對(duì)比，以及對(duì)設(shè)計(jì)、試驗(yàn)、使用、制造情況復(fù)查，認(rèn)為外翼第 5—8肋結(jié)構(gòu)區(qū)域損傷是由油箱壓力超過(guò)設(shè)計(jì)值導(dǎo)致。

2）通過(guò)對(duì)斷裂損傷的角片、緣條、角材和鉚釘?shù)耐庥^檢查、斷口宏微觀觀察及金屬組織分析，認(rèn)為裂紋斷裂性質(zhì)為過(guò)載斷裂。

3）針對(duì)損傷長(zhǎng)桁的修復(fù)方案，經(jīng)強(qiáng)度校核，符合要求。因各部位損傷長(zhǎng)桁加強(qiáng)修理方案基本一致，且各長(zhǎng)桁的拉向承載能力接近，選取第 5肋第 3—6長(zhǎng)桁處的修復(fù)方案通過(guò)了強(qiáng)度校核。

4）通過(guò)對(duì)損傷區(qū)部分零件進(jìn)行改進(jìn)和加強(qiáng)修理，實(shí)踐表明，修理方案合理，加強(qiáng)修復(fù)后經(jīng)使用驗(yàn)證長(zhǎng)桁滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

5）文中開(kāi)展的結(jié)構(gòu)損傷原因分析及修復(fù)措施，可指導(dǎo)同類(lèi)飛機(jī)類(lèi)似結(jié)構(gòu)損傷故障的原因分析和修理，提醒同類(lèi)飛機(jī)維修人員在飛機(jī)維護(hù)時(shí)應(yīng)關(guān)注外翼油箱壓力超壓?jiǎn)栴}。