侯兆珂 劉宣辰 馬強 溥光星 王立松

摘要：針對大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機AG600飛機研制過程中結(jié)構(gòu)密封性驗證需求，結(jié)合型號研制實際情況，從驗證方案、工藝策劃和工程實施三個方面進行系統(tǒng)分析。通過指出氣密性驗證試驗和水密性驗證試驗存在的主要問題，提出型號結(jié)構(gòu)密封性驗證優(yōu)化思路，并給出優(yōu)化后的驗證流程，為船身式水陸兩棲飛機結(jié)構(gòu)密封性試驗驗證提供參考。

關(guān)鍵詞：密封鉚接;機身船體;密封性;淋雨試驗;靜態(tài)浸水試驗

中圖分類號：V262.4+4 文獻標識碼：A

近十幾年來，國內(nèi)外各種新機型層出不窮，但在大型船身式水陸兩棲飛機研制方面沒有取得新的進展。目前世界在役大型水陸兩棲飛機僅有日本的US-2和俄羅斯的別一200。國外在大型水陸兩棲飛機新型號研制方面的停滯，相應(yīng)在結(jié)構(gòu)密封性驗證技術(shù)研究方面無新的理論見諸報端。國內(nèi)隨著水轟5飛機的退役，使得我國在大型水陸兩棲飛機方面處于短暫的真空期，目前在研的AG600飛機在結(jié)構(gòu)密封性驗證方面可參考的資料少之又少。如何破解大型船身式水陸兩棲飛機結(jié)構(gòu)密封性驗證難題，建立完整的驗證技術(shù)體系，為型號研制提供理論支撐及試驗依據(jù)，成為國內(nèi)航空制造業(yè)一項亟待解決的課題。

1 AG600飛機結(jié)構(gòu)密封性設(shè)計技術(shù)要求

AG600飛機滅火汲水及水上救援的型號定位，必須滿足水上停留、起降等作業(yè)環(huán)境，對機身結(jié)構(gòu)防水性、防腐蝕性要求較高。如何驗證機身結(jié)構(gòu)的密封性，成為型號研制需要解決的首要問題。

綜合現(xiàn)有對型號結(jié)構(gòu)密封性技術(shù)要求，可以把全機結(jié)構(gòu)密封性要求分為兩個等級：船體和浮筒部分（按照型號定義，地板以下機身結(jié)構(gòu)統(tǒng)稱為船底，船底水密艙典型結(jié)構(gòu)如圖1所示，船底以及海損線加半個波高以下的機身結(jié)構(gòu)統(tǒng)稱為機身船體），需滿足連續(xù)3h靜水壓20kPa環(huán)境下無漏水現(xiàn)象（當水進入水密艙或防水部位時，若進水部位出現(xiàn)連續(xù)水流即為漏水）;機身地板以上及機翼部分，需滿足連續(xù)10min模擬降雨強度為127～288mm/h時，無遮擋噴淋無滲漏。

2 工藝驗證方案策劃

按照設(shè)計技術(shù)要求規(guī)劃的檢查部位，AG600飛機全機結(jié)構(gòu)密封性驗證檢查主要涉及的部位有機身、機翼和浮筒。根據(jù)密封性等級要求的不同，結(jié)合各區(qū)域的結(jié)構(gòu)特點和供應(yīng)商交付狀態(tài)要求，全機結(jié)構(gòu)密封性驗證檢查分為部件狀態(tài)和總裝狀態(tài)兩個階段實施。其中，浮筒及機身各段密封艙在部件狀態(tài)由供應(yīng)商完成結(jié)構(gòu)鉚接后，借助專用設(shè)備直接通過抽真空形式對部件密封性作初步檢查，該部分內(nèi)容本文不詳細論述，重點研究總裝階段結(jié)構(gòu)密封性技術(shù)驗證內(nèi)容。主承制商在飛機總裝過程中實施機身船底抽真空、全機淋雨試驗和靜態(tài)浸水試驗。在完成上述一系列驗證試驗后，飛機在水上調(diào)整試飛前，結(jié)合首次下水滑行，動態(tài)驗證結(jié)構(gòu)密封性。AG600飛機全機結(jié)構(gòu)密封性驗證內(nèi)容及流程如圖2所示[1]。

2.1 結(jié)構(gòu)密封鉚接

機身結(jié)構(gòu)密封性的根本保障是結(jié)構(gòu)密封鉚接，在部件鉚接裝配的過程中做好密封鉚接是全機防水的基礎(chǔ)[2]。AG600飛機海上使用的環(huán)境要求其必須具有較強的防水、防腐蝕性能，按照設(shè)計技術(shù)要求全機采用濕裝配密封鉚接[3]。

2.2 部件狀態(tài)密封性驗證檢查

2.2.1 水密艙結(jié)構(gòu)密封性檢查

AG600飛機船底結(jié)構(gòu)3～70框之間由8個水密艙組成，按照型號整體工藝方案策劃，機身三段供應(yīng)商在結(jié)構(gòu)裝配完成后應(yīng)按照設(shè)計技術(shù)要求各自進行抽真空氣密試驗，在試驗驗證合格后交付通飛公司進行機身大部件對接。

2.2.2 浮筒密封性檢查

AG600飛機左右機翼下方各裝有一個浮筒，用于保持飛機水上姿態(tài)平衡防止左右傾斜，并提供浮力，其密封性要求亦相對較高。結(jié)合浮筒結(jié)構(gòu)形式，對其密封性檢查采用氣密性檢查和噴淋試驗檢查相結(jié)合的方式。供應(yīng)商在完成浮筒裝配后，首先采用外部抽真空保壓檢查的方式進行氣密性檢查;然后按照噴淋的方式進行噴水式檢查，具體試驗安排由供應(yīng)商根據(jù)交付進度自行安排，在滿足試驗要求后交付通飛公司進行機上安裝工作。

2.3 總裝階段全機密封性驗證檢查

2.3.1 機身船體外部抽真空

（1）試驗?zāi)康?/p>

通過抽真空保壓的形式對機身船體外部區(qū)域進行密封性檢查，驗證結(jié)構(gòu)密封鉚接質(zhì)量，重點檢查船底蒙皮以及海損線加半個波高以下的機身蒙皮對接處、機身三段對接處區(qū)域[4]。

（2）試驗實施階段

飛機總裝下架后，全機淋雨試驗前實施試驗。

（3）試驗設(shè)備

試驗設(shè)備及材料：氣密試驗臺、真空表（指示精度0.1kPa）、透氣氈、真空薄膜和膩子條等。

（4）試驗判據(jù)

試驗保壓5min，前后壓差變化不大于5kPa為合格，大于5kPa為不合格。

2.3.2 全機淋雨試驗

（1）試驗?zāi)康?/p>

通過淋雨試驗全面檢查飛機機身、機翼外部裸露區(qū)域模擬20kPa靜水壓下的防水性。

（2）試驗實施階段

在完成機身船體外部抽真空檢查后，交付試飛前實施試驗。

（3）試驗設(shè)備

AG600型號全機淋雨試驗使用專用淋雨試驗平臺模擬靜水壓，試驗平臺設(shè)計持續(xù)噴水能力超過10min，由兩側(cè)噴淋架（含噴頭）、氣動元件、兩臺水泵、蓄水池等組成。蓄水池為水密試驗提供水源;水泵為管路供水加壓;噴淋架為設(shè)備主體結(jié)構(gòu)，由上、中、下三段構(gòu)成，上、下兩段使用氣動元件控制開合角度，用于調(diào)整與飛機外表面的相對距離，噴淋架在地面上通過滑軌進行左右移動，如圖3所示。兩側(cè)噴淋架上噴頭數(shù)量設(shè)置保證每平方米不少于12個，且能覆蓋整個機身外表面;噴頭噴水方向與試驗段機體外表面近似垂直;噴出水柱接觸機體外表面的水壓約等于飛機實際浸入水中的真實水壓20kPa。

為節(jié)省設(shè)備成本，降低設(shè)備復(fù)雜程度，試驗平臺采用兩側(cè)噴淋架對稱布置，飛機居中可前后移動的方式。淋雨試驗采取飛機移動、設(shè)備固定的方式進行，即分段實施噴淋、分區(qū)域測試的方式。每完成一段，飛機前進一次。試驗設(shè)定每次完成機體2m長度區(qū)域的噴淋試驗。每次試驗結(jié)束后飛機向前移動2m。依此類推，從機頭開始水密試驗，逐段噴淋至完成全機淋雨試驗檢查。

（4）試驗判據(jù)

全機連續(xù)10min無遮擋噴淋（模擬降雨強度為127～288mm/h），無滲漏為合格。

2.3.3 機身船體靜態(tài)浸水試驗

（1）試驗?zāi)康?/p>

按照型號研制規(guī)劃，AG600飛機001架機水上首飛在湖北省荊門市漳河水上機場進行。為最大限度降低飛機水上調(diào)整試飛風險，為異地試飛保障減少壓力，規(guī)劃飛機轉(zhuǎn)場荊門前在珠海基地實施靜態(tài)浸水試驗，用于驗證機身船體的密封性。

（2）試驗實施階段

陸上調(diào)整試飛完成后，轉(zhuǎn)場前。

（3）試驗設(shè)備

靜態(tài)浸水試驗建設(shè)專用浸水池，包括一個機身浸水水池和兩個兩側(cè)浮筒浸水水池，以保證飛機按照設(shè)計技術(shù)要求給定的重量進行配重后浸水，船體底部所受壓力為20kPa。機身浸水池采用三面固定的水泥墻面和一面可開合的門結(jié)構(gòu)，池內(nèi)凈尺寸為45m×9m×2.8m;浮筒浸水池采用簡易整體水池，尺寸為1.6m×5m×3.5m。飛機試驗狀態(tài)為：飛機全狀態(tài)、不加油;飛機左右機翼、尾部、機頭4處系留，保證水位高度2.5m時主起落架自由伸長不受力。

（4）試驗判據(jù)

飛機在2.5m水位靜態(tài)浸泡3h，艙內(nèi)不漏水為合格。

2.4 水上動態(tài)滑行驗證

在水上調(diào)整試飛前以飛行任務(wù)單的形式增加預(yù)滑行環(huán)節(jié)，用于飛行員熟悉水域和動態(tài)驗證飛機結(jié)構(gòu)密封性。

3 工藝驗證方案實施

3.1 機身船體外部抽真空

試驗開始前把機身船體蒙皮擦拭干凈，把真空薄膜剪裁為若干500mm×400mm、300mm×200mm規(guī)格的塊;用膩子條把剪裁好的真空薄膜粘貼到機身預(yù)檢查區(qū)域，并預(yù)置透氣氈，防止空氣無法完全抽出;啟動氣密試驗臺抽掉密封區(qū)域空氣（壓差約為80kPa），并保壓5min;判斷前后壓差變化是否大于5kPa，不大于5kPa為合格;超過5kPa的需進一步查找泄漏點并排除。

漏點查找可在試驗區(qū)域的背面，采用中性帶顏色液體介質(zhì)噴涂，利用液體介質(zhì)在壓差的作用下通過漏點進入試驗區(qū)域的原理查找漏點。全機試驗共發(fā)現(xiàn)漏點三處，均在結(jié)構(gòu)對合處，經(jīng)重新涂膠故障均已排除，結(jié)果顯示飛機結(jié)構(gòu)密封性較好。

3.2 全機淋雨試驗

（1）試驗前準備

將淋雨試驗臺兩側(cè)噴淋架（如圖3所示）推至滑軌遠端;將飛機推人預(yù)定畫線位置并順航向調(diào)整好姿態(tài);將兩側(cè)噴淋架沿滑軌推至工作位置，通過氣動元件調(diào)整噴淋架上各段距飛機表面的距離（約700mm），并通過手輪調(diào)整噴頭方向，保證噴水方向與試驗段機體外表面近似垂直。

（2）開始試驗

打開試驗平臺開關(guān)，水泵開始供水加壓，兩側(cè)噴淋架上噴頭開始噴水并持續(xù)10min，同時艙內(nèi)設(shè)置觀察人員同步檢查試驗段機體的滲漏情況，并做好漏點記錄。

（3）試驗結(jié)果分析

試驗過程中隨機采集了水柱沖擊機身外表面的壓力，機身被試表面的水壓在試驗過程中動態(tài)變化，如圖4所示。數(shù)據(jù)證明試驗用噴水壓力滿足設(shè)計技術(shù)要求，模擬靜水壓真實可靠。通過整機淋雨試驗驗證，發(fā)現(xiàn)機頭觀察窗區(qū)域出現(xiàn)多處滲漏，后續(xù)應(yīng)重點關(guān)注。

存在的問題：分段噴淋每次調(diào)整飛機相對較麻煩，理論一次噴淋2m長度無法完全實現(xiàn)，整個試驗周期過長，001架機淋雨試驗總周期約12h。后續(xù)應(yīng)增加每次噴淋的范圍，減少飛機移動次數(shù)。3.3機身船體靜態(tài)浸水試驗

按照試驗實施方案做好試驗前準備工作，之后把飛機推人試驗場區(qū)并系留，如圖5所示，關(guān)閉水池大門開始往機身水池和兩個浮筒水池注水。機身水池注水至2.5m深度后，停止注水，飛機靜態(tài)浸泡3h，艙內(nèi)觀察人員做好滲漏點標記、記錄工作。3h后水池排水，排水完畢打開水池大門，拆除浮筒水池，飛機系留解除并回廠房進行漏點排除工作。

靜態(tài)浸水試驗未發(fā)現(xiàn)漏水點，僅發(fā)現(xiàn)兩處輕微滲水點，通過補膠均已排除，進一步證明機身船體結(jié)構(gòu)密封性較好。

3.4 水上動態(tài)滑行驗證

飛機發(fā)動機開車，沿下滑道正向低速滑行人水，直線駛?cè)斯ぷ魉?在工作水域以“∞”字形滑行一圈，使左右兩側(cè)浮筒均著水;正向?qū)氏禄?，沿下滑道低速滑行上岸，水上滑行狀態(tài)如圖6所示。飛機在水上滑行期間，水密艙內(nèi)設(shè)置觀察員，觀察員應(yīng)仔細觀察各艙內(nèi)滲漏水情況，對于漏水部位在漏水位置用水性筆作標記。

經(jīng)動態(tài)滑行驗證，001架機浮筒和機身結(jié)構(gòu)密封性良好，機身船體水線下未出現(xiàn)進水、漏水情況，防水指標優(yōu)于設(shè)計技術(shù)要求，可以進行水上調(diào)整試飛工作。同時，也印證了前期所作全機淋雨試驗、機身船體全機靜態(tài)浸水試驗的有效性。

4 驗證方案分析及優(yōu)化

4.1 方案存在的問題

受國內(nèi)水陸兩棲飛機研制經(jīng)驗缺失等因素影響，AG600飛機結(jié)構(gòu)密封性驗證試驗順序安排不盡合理。如機身船體靜態(tài)浸水試驗應(yīng)安排在機身三段對接后進行，該階段有利于漏點觀察和故障排除，而總裝完成后再進行試驗不利于試驗實施和排故[5]。

個別試驗項功能有重疊，對于總裝階段進行的船體外部真空檢查和全機淋雨試驗策劃的模擬靜水壓檢查，兩者作用有所重疊，應(yīng)簡化試驗項目。

4.2 方案優(yōu)化

由AG600飛機001架機全機密封性試驗驗證過程可以看出，在全機結(jié)構(gòu)密封鉚接的基礎(chǔ)上，機身結(jié)構(gòu)滿足設(shè)計要求的密封性指標。為縮短型號研制周期、降低試驗成本，可調(diào)整、簡化試驗驗證程序，具體調(diào)整內(nèi)容如下。

4.2.1 取消機身外部抽真空檢查項

機身外部抽真空實施過程較繁瑣，周期較長，保壓過程中泄壓通常由真空薄膜與機身蒙皮黏結(jié)不嚴導(dǎo)致，局部區(qū)域無法實施，如主起連接部位，只能通過浸水試驗驗證。且抽真空時蒙皮受垂直結(jié)構(gòu)向外的拉力，而飛機在水中實際浸水時蒙皮受垂直結(jié)構(gòu)向內(nèi)的壓力，受力方向的不一致導(dǎo)致抽真空驗證效果沒有理論數(shù)據(jù)驗證，效果不理想。但抽真空可以作為靜態(tài)浸水試驗和淋雨試驗漏點排除過程中的輔助驗證手段[6]。

4.2.2 調(diào)整機身船體靜態(tài)浸水試驗節(jié)點，前置到機身三段對接后實施

浮筒交付前在供應(yīng)商處做了相應(yīng)的密封性試驗驗證，可不再作靜態(tài)浸水驗證[7]。全機狀態(tài)作船體靜態(tài)浸水試驗需要模擬飛機在水中停留時的實際姿態(tài)，具體實施較困難，并且試驗周期較長（從飛機進入試驗場地固定、注水、靜態(tài)浸泡、放水、飛機離開整個過程需要約8h），珠海天氣存在季節(jié)性瞬間陣風等不確定因素，全機狀態(tài)進行靜態(tài)浸水試驗存在較大困難和一定的風險性。調(diào)整靜態(tài)浸水試驗節(jié)點，把靜態(tài)浸水試驗前置到機身三段對接后實施，可簡化試驗實施過程，降低風險，且結(jié)構(gòu)狀態(tài)利于漏點排故[8]。

4.2.3 簡化全機淋雨試驗

在機身船體完成靜態(tài)浸水試驗后，淋雨試驗的重點應(yīng)轉(zhuǎn)移到機身地板以上區(qū)域，該區(qū)域所要求的試驗指標有所降低，無須再模擬20kPa試驗壓力，可通過降低試驗水壓的方式增加淋雨試驗平臺單次噴淋的面積，提高試驗效率[9]。

因此，AG600型號后續(xù)密封性驗證試驗在結(jié)構(gòu)密封鉚接的基礎(chǔ)上可優(yōu)化調(diào)整為：機身三段對接后實施機身船體靜態(tài)浸水試驗，總裝完成后實施全機淋雨試驗，在轉(zhuǎn)場荊門水上機場后實施動態(tài)滑行驗證，優(yōu)化后全機密封性檢查試驗流程，如圖7所示。

5 結(jié)束訟

大型船身式水陸兩棲飛機機身結(jié)構(gòu)密封性是保證其水上使用的基本要求，在機身結(jié)構(gòu)密封鉚接的基礎(chǔ)上，如何快速、高效驗證其密封性能是一項需要不斷探索的新課題。本文通過總結(jié)AG600飛機機身密封性驗證試驗實施過程，從工藝方案策劃、工程實踐、工藝方案優(yōu)化全流程進行剖析，初步提出一套完整、可行的大型船身式水陸兩棲飛機的密封性驗證方案，希望對行業(yè)內(nèi)工程技術(shù)人員有一定的借鑒與啟發(fā)[10]。

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