蔣楊

（中國民航飛行學(xué)院飛機(jī)修理廠，四川 廣漢618307）

1 概述

自2013 年開始到目前，某飛行學(xué)院飛機(jī)修理廠已完成90余架Cessna172 型飛機(jī)10000 小時(shí)結(jié)構(gòu)大修。本文根據(jù)Cessna172 飛機(jī)進(jìn)廠大修出現(xiàn)的損傷情況，總結(jié)出典型故障，將原因分析和修理方案介紹如下。

2 常見典型結(jié)構(gòu)故障

2.1 防火墻類故障

圖1 防火墻蒙皮嚴(yán)重變形

2.1.1 故障類型：防火墻裂紋、防火墻與前起落架減震支柱連接處蒙皮變形、以及前起落架安裝框架組件、座艙前部地析損傷變形。

2.1.2 故障原因：著陸速度過大、跳躍著陸、重著陸等。

2.1.3 受力分析：Cessna172 型飛機(jī)防火墻承受發(fā)動(dòng)機(jī)安裝力、起落架沖擊力、發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)沖擊，防火墻蒙皮較薄（厚0.016inch）在我院對(duì)飛機(jī)高利用率的情況下，出現(xiàn)裂紋不可避免。

飛機(jī)在著陸的過程中，前起落架與地面間會(huì)產(chǎn)生相當(dāng)大的沖擊載荷。正常情況下飛機(jī)前起落架支柱被壓縮從而吸收消耗飛機(jī)的動(dòng)能。但著陸速度過大、跳躍著陸、重著陸等著陸方式均會(huì)造成機(jī)身前部結(jié)構(gòu)件過載。傳遞給機(jī)身的垂直載荷遠(yuǎn)高于航向載荷。故機(jī)身前部前起落架安裝框架組件周圍蒙皮為常見的皺褶變形區(qū)域。

2.1.4 修理方案：防火墻蒙皮裂紋采取等強(qiáng)度修理的方法，若出現(xiàn)嚴(yán)重變形則更換變形的結(jié)構(gòu)件，并對(duì)重要受力件進(jìn)行無損探傷。

2.2 機(jī)翼前緣遭鳥擊

圖2 切割、更換機(jī)翼前緣蒙皮

2.2.1 故障類型：左機(jī)翼前緣處有一長約3.5 英寸、寬約3 英寸、深約0.12 英寸的凹坑。機(jī)翼站位WS85.575 處翼肋彎曲變形。

2.2.2 故障原因：由于空中飛行速度大、沖擊載荷大，遭鳥擊后機(jī)翼蒙皮褶皺形成不可逆凹坑、翼肋彎曲變形不能通過表面整形來恢復(fù)，故更換前緣蒙皮。

2.2.3 修理方案：將左機(jī)翼受損區(qū)域前緣蒙皮切割，拆除受損

的翼肋。從新的前緣蒙皮上，按照受損區(qū)域切割一段新蒙皮，蒙皮打磨收邊。新翼肋和蒙皮跟據(jù)引導(dǎo)孔定位，將內(nèi)側(cè)蒙皮搭接在外側(cè)蒙皮上，按單發(fā)飛機(jī)結(jié)構(gòu)修理手冊(cè)進(jìn)行反腐處理，完成鉚接工作。

目前Cessna172 機(jī)隊(duì)中登記標(biāo)志以數(shù)字“9”開頭的飛機(jī)，其機(jī)翼表面都有若干檢查孔，可通過這些檢查孔對(duì)機(jī)翼前緣損傷蒙皮部分或整體的更換，亦可更換彎曲變形的翼肋。

2.3 襟翼導(dǎo)軌磨損及導(dǎo)軌支架裂紋（圖3）

2.3.1 故障類型：飛機(jī)襟翼導(dǎo)軌磨損嚴(yán)重呈臺(tái)階狀，導(dǎo)軌支架（2425001-3/-4）裂紋。

2.3.2 受力分析：飛機(jī)在起降過程中，襟翼放出，提供附加升力，此時(shí)襟翼受力較大并且產(chǎn)生一定程度的振動(dòng)，在振動(dòng)過程中，襟翼支架滾輪與滑軌之間會(huì)有展向的相對(duì)位移，從而造成滑軌磨損。此外，過多的潤滑油脂可能吸附灰塵、沙粒等雜物，也會(huì)加重磨損程度。

2.3.3 修理方案：鉆掉機(jī)翼后緣蒙皮上的鉚釘，視情剪開襟翼導(dǎo)軌位置下側(cè)蒙皮，方便掀開蒙皮，取出損壞的組件。如果是導(dǎo)軌支架裂紋，則需要拆開對(duì)應(yīng)油箱檢查口蓋，以便于鉚接新的導(dǎo)軌支架。在恢復(fù)機(jī)翼襟翼導(dǎo)軌位置蒙皮時(shí)，需制作一塊70*30mm 的搭接片，與原機(jī)翼蒙皮相鉚接。

圖3 導(dǎo)軌支架裂紋

注意：油箱位置的鉚釘在鉚接時(shí)需進(jìn)行濕鉚，油箱蓋析上也應(yīng)用密封膠進(jìn)行密封。

2.4 機(jī)翼后緣蒙皮裂紋

2.4.1 故障類型：機(jī)翼后緣蒙皮鉚釘周圍出現(xiàn)裂紋，裂紋長度一般在3-6mm。

2.4.2 故障原因：襟翼收放機(jī)構(gòu)磨損，間隙調(diào)整不當(dāng)。

2.4.3 受力分析：飛機(jī)襟翼是通過螺桿懸掛在導(dǎo)軌上，隨著訓(xùn)練量的加大，收放襟翼的次數(shù)逐漸增加，襟翼收起時(shí)與機(jī)翼蒙皮之間沒有間隙，反復(fù)頂機(jī)翼蒙皮，蒙皮所承受的載荷逐漸增大，當(dāng)載荷大于蒙皮所承受的極限應(yīng)力時(shí)，鉚釘周圍就產(chǎn)生了撕裂狀的疲勞裂紋。

2.4.4 修復(fù)方案：鉆掉有裂紋部分的蒙皮鉚釘，將有裂紋部分蒙皮切除。按照等強(qiáng)度修理原則，剪取一塊與切除部分相同的2024-T3 鋁合金析材做補(bǔ)片。再剪取一塊寬度30mm，長度相同的鋁析做搭接片。將補(bǔ)片，搭接片和機(jī)翼蒙皮鉚接，鉚釘長度根據(jù)實(shí)際情況決定[2]。

2.5 機(jī)身FS108 隔框裂紋

圖4 FS108 隔框裂紋修復(fù)

2.5.1 故障類型：飛機(jī)機(jī)身隔框FS108.00 右下部出現(xiàn)裂紋，裂紋長度為4mm-6mm。

2.5.2 故障原因：起降著陸過程交變載荷產(chǎn)生，機(jī)身處是交變載荷集中的地方，導(dǎo)致行李艙FS108 隔框處易產(chǎn)生疲勞裂紋。

2.5.3 受力分析：該型飛機(jī)是作為初級(jí)教練機(jī)使用，頻繁的起降訓(xùn)練會(huì)使飛機(jī)結(jié)構(gòu)受到較大的應(yīng)力作用，裂紋出現(xiàn)在機(jī)身FS108 隔框向機(jī)尾延伸處，屬于高應(yīng)力區(qū)域。起飛、降落訓(xùn)練過程是對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)施加循環(huán)應(yīng)力的過程。在交變應(yīng)力作用下，經(jīng)過一定應(yīng)力循環(huán)次數(shù)后，最初的微小裂紋會(huì)逐漸擴(kuò)展。因此，修理時(shí)需要恢復(fù)并提高此處結(jié)構(gòu)的抗疲勞強(qiáng)度。

2.5.4 修理方案：選用0.032inch 的2024-T3 鋁析制作補(bǔ)片，將補(bǔ)片翻邊、熱處理、整形，進(jìn)行表面陽極化處理。在裂紋尾端鉆30 號(hào)（直徑0.128 英寸）止裂孔；去除FS108 號(hào)隔框下部的幾顆鉚釘，將補(bǔ)片從機(jī)身右側(cè)的地析和隔框的縫隙中放入。使用MS20470AD4 鉚釘對(duì)補(bǔ)片和隔框鉚接。在鉚接前，補(bǔ)片和腹析貼合面之間需涂膠，類似HySolEA9309。

3 結(jié)論

根據(jù)我廠對(duì)Cessna172 飛機(jī)10000 小時(shí)大修的排故經(jīng)驗(yàn)，本文將典型結(jié)構(gòu)故障梳理介紹，為執(zhí)機(jī)單位快速進(jìn)行損傷判定，制定維修方案提供了數(shù)據(jù)基礎(chǔ)，對(duì)控制結(jié)構(gòu)修理周期、提高飛機(jī)利用率、保障飛行安全至關(guān)重要。