左曉娟，吳根林，張 偉，李燦山

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引 言

現(xiàn)代飛機對功能的要求越來越高，所安裝的各類設(shè)備及其天線等附件也更加復(fù)雜和精密，對空間和位置也提出了更多的要求，隨著安裝設(shè)備數(shù)量的增加，對飛機維護性要求也越來越高?，F(xiàn)代飛機表面布置了大量的維護口蓋，這就導(dǎo)致種類繁多的天線需要安裝在口蓋上，這些天線作為機身表面的凸出部分，在影響飛機氣動性能的同時，所承受的氣動載荷也復(fù)雜多變，當載荷傳遞至口蓋時， 對口蓋也產(chǎn)生了更多的影響，對于這些影響，需提高重視，防范可能出現(xiàn)的危害。

某型教練機在機腹處的口蓋上安裝有通信天線，飛行后檢查發(fā)現(xiàn)口蓋在天線的安裝部位有裂紋存在，為避免此類問題重復(fù)出現(xiàn)，保證飛機的使用安全，按照設(shè)計、制造、使用全生命周期過程中可能導(dǎo)致故障產(chǎn)生的原因進行逐一排查分析，得出最終結(jié)論，并針對裂紋產(chǎn)生機理提出改進措施。

1 故障情況說明

1.1 故障口蓋介紹

故障口蓋位于飛機中后段腹部左側(cè)位置，由化銑蒙皮與6 根加強型材組合鉚接而成。 口蓋大小約為720mm×400mm，其橫向分別通過13 只M5 的螺栓及托板螺母與前后兩個加強框的下框緣連接；縱向分別通過7 只M6 的螺栓及托板螺母與口框連接。 通信天線通過6 只M5 的托板螺母及螺釘安裝與上述口蓋連接，如圖1 所示，口蓋在天線安裝位置兩側(cè)布置了兩只型材進行了加強。

1.2 口蓋裂紋情況介紹

該口蓋裂紋故障，主要是口蓋蒙皮出現(xiàn)裂紋，裂紋位置集中在天線安裝部位兩側(cè)的化銑邊緣，如圖2所示，長度可達230mm。

圖1 口蓋安裝情況說明

圖2 口蓋裂紋位置示意圖

2 口蓋裂紋產(chǎn)生原因分析

2.1 裂紋產(chǎn)生機理分析

為確定故障產(chǎn)生的根本原因，現(xiàn)以口蓋裂紋為頂事件進行故障樹分析，對口蓋的設(shè)計、制造、使用等全生命周期中可能導(dǎo)致故障產(chǎn)生的因素進行逐一排查，具體見圖3。

圖3 故障樹分析圖

通過上述故障樹分析，引起該口蓋裂紋的可能原因有5 大方面的因素，對這些因素逐一進行分析。

2.1.1 材料因素

發(fā)生裂紋的口蓋蒙皮所用材料為LY12-M，是鋁-銅-鎂系可熱處理強化合金，具有較高的強度和塑性，良好的工藝性，以及較好的疲勞性能，裂紋擴展速率低，廣泛用于飛機的主要受力構(gòu)件，對于此處口蓋蒙皮同樣適用。

檢查故障口蓋的材料入廠文件，該批次材料爐批號及合格證齊備。

將故障口蓋送至理化實驗室，化驗故障口蓋的材料化學(xué)成份，分析結(jié)果顯示零件的化學(xué)成分符合GB/T3190-2008 技術(shù)要求。

故可以排除材料存在缺陷的因素導(dǎo)致口蓋產(chǎn)生裂紋的可能。

2.1.2 加工因素

檢查加工工藝文件及零件加工過程， 檢查結(jié)果如下：

零件加工采用的工藝方法及工藝流程為：下料→去毛刺→材料鑒別→成形→淬火→校形→電導(dǎo)率檢查→化銑→校形→沖孔→表面處理→標印→成檢，符合產(chǎn)品圖樣及工藝規(guī)范要求，能保證產(chǎn)品滿足相關(guān)質(zhì)量技術(shù)要求。

零件制造過程均按照工藝指令執(zhí)行，且各個制造環(huán)節(jié)都有檢驗驗收合格文件。

對零件淬火→校形加工環(huán)節(jié)的時間控制進行查驗， 施工記錄上的時間顯示校形工作均是在零件W狀態(tài)下完成的（淬火后90 分鐘內(nèi)）。

對故障零件進行電導(dǎo)率檢查， 測得值在32.18-33.59 之間， 符合 LY12-M-δ3.0 材料電導(dǎo)率值在30.2-35.2 之間的要求。

對故障零件的厚度進行測量，采取多點取樣檢查的方式，所測得的厚度值均在化銑零件壁厚公差范圍內(nèi)，符合設(shè)計要求。對兩件故障件進行了硬度檢測：零件的平均硬度值分別為74.1HRB、74.2HRB， 換算成強度值約為553MPa，滿足強度值要求σ≥390MPa。

故可以排除因制造原因?qū)е铝鸭y產(chǎn)生的可能。

2.1.3 靜強度因素

1） 通信天線載荷計算

安裝在口蓋上的通信天線，為順流向安裝，主要承受側(cè)向載荷，并受飛行的高度、速度、側(cè)滑角、側(cè)向過載等因素影響。以氣動專業(yè)采集的實際飛行數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，計算得到飛行中各工況下通信天線載荷結(jié)果，未超出通信天線設(shè)計使用氣動載荷（限制載荷）。因此按照設(shè)計使用氣動載荷中最嚴重工況（KY03）加載在通信天線形心，計算此時口蓋應(yīng)力分布情況。

2） 有限元模型建立及計算結(jié)果

依據(jù)口蓋數(shù)模，采用殼單元（Shell）建立口蓋有限元模型， 通信天線與口蓋之間的托板螺母采用MPC單元模擬， 在口蓋四周托板螺母連接處施加X、Y、Z三個方向平動位移約束，在通信天線形心處施加通信天線氣動載荷（并考慮載荷不確定系數(shù)1.5），進行有限元應(yīng)力分析?？谏w及通信天線有限元模型如圖4 所示；口蓋最大變形為2.51mm（載荷情況：KY03），如圖5 所示；口蓋最大Von-Mises 應(yīng)力為193MPa（載荷情況：KY03），如圖6 所示；口蓋最大主應(yīng)力為121MPa（載荷情況：KY03）， 如圖 7 所示。 口蓋安全余量為1.02，在設(shè)計載荷情況下口蓋滿足強度設(shè)計要求。

故可排除口蓋由于載荷超過設(shè)計值產(chǎn)生靜強度破壞情況。

圖4 通信天線及口蓋有限元模型

圖5 口蓋最大變形（載荷情況：KY03） 單位：mm

2.1.4 常規(guī)疲勞強度因素

在KY03 設(shè)計載荷情況下，口蓋最大主應(yīng)力為121MPa，則飛行時口蓋最大主應(yīng)力為19 MPa，遠小于LY12 材料的疲勞極限。

故可排除口蓋由于設(shè)計時應(yīng)力水平控制過高產(chǎn)生常規(guī)疲勞破壞情況。

圖6 口蓋最大Von-Mises 應(yīng)力云圖（載荷情況：KY03）單位：MPa

圖7 口蓋最大主應(yīng)力云圖（載荷情況：KY03）單位：MPa

2.1.5 振動疲勞強度因素

由于通信天線凸出飛機下表面，切割氣流時會拖出周期性的脫體渦，在天線上面形成脈動壓力，引起天線振動，并經(jīng)由連接的6 只螺釘傳遞至口蓋上，若天線振動頻率與口蓋固有頻率接近，使口蓋處于臨界狀態(tài)時，便會導(dǎo)致口蓋產(chǎn)生裂紋。

由于這種氣流脈動帶來的氣動力變化以目前理論分析很難確定，故無法排除振動疲勞強度不足導(dǎo)致故障的可能。

2.2 口蓋裂紋產(chǎn)生機理結(jié)論

將產(chǎn)生裂紋的口蓋送至理化實驗室，對故障件裂紋部位進行宏觀觀察、掃描電鏡觀察，分析結(jié)果為：故障零件的裂紋均為疲勞裂紋，且為多源疲勞，疲勞源位于銑切凹痕邊界，該處材料截面的變化形成應(yīng)力集中。

綜上所述，導(dǎo)致口蓋裂紋故障的直接原因是位于化銑凹槽根部處的多源性疲勞，在通信天線表面形成的脈動壓力所引起的振動是疲勞產(chǎn)生的主要能量來源，當其振動傳播至口蓋時，在通信天線安裝部位形成交變載荷，并在口蓋的化銑凹槽邊界橫截面積突變處形成應(yīng)力集中，此處為力的作用點，兩者接合導(dǎo)致疲勞裂紋的產(chǎn)生。

3 改進措施

口蓋改進主要考慮以下兩個方向：

1） 加強口蓋的剛度、更改口蓋的固有頻率以避開振動的頻率；

2） 更改口蓋的橫截面積突變位置，防止通信天線傳遞的載荷在界面突變位置形成應(yīng)力集中，產(chǎn)生疲勞。

基于上述考慮， 將原鈑鉚口蓋改為整體機加口蓋，用整體機加筋條代替原鉚接型材，將天線安裝區(qū)域附近原1.5mm 蒙皮加厚至3mm， 并在縱向筋條前后兩端增加5mm 的橫向筋條，提高口蓋局部剛度；取消了天線安裝部位兩側(cè)的下陷，避免了在天線安裝點的集中載荷附近存在應(yīng)力集中的情況，具體見圖8。

對機加口蓋進行強度分析，機加口蓋的口蓋最大Von-Mises 應(yīng)力為202MPa，發(fā)生在筋條上，如圖9 所示。 口蓋安全余量為0.93，故口蓋強度足夠。

對機加口蓋進行模態(tài)分析，口蓋一階模態(tài)頻率為254.92Hz，如圖10 所示。 較原鈑鉚結(jié)構(gòu)加大，更易避開通信天線的振動頻率。

該口蓋在飛機上實施后，經(jīng)過多個架次多個科目的飛行驗證，未有裂紋產(chǎn)生，故此方案能有效解決口蓋裂紋問題。

圖8 口蓋整體機加改進方案

圖9 機加口蓋Von-Mises 應(yīng)力云圖

圖10 整體機加改進方案口蓋一階模態(tài)

4 結(jié) 論

綜上所述，導(dǎo)致某型教練機口蓋裂紋產(chǎn)生的主要原因是天線外形切割氣流拖出周期性的脫體渦，在天線上面形成脈動壓力，引起通信天線發(fā)生振動，并與口蓋結(jié)構(gòu)固有頻率接近，導(dǎo)致口蓋蒙皮在橫截面積突變部位產(chǎn)生裂紋。為此，更改口蓋結(jié)構(gòu)形式，提高口蓋固有頻率，使其與通信天線振動頻率錯開，同時更改口蓋橫截面積突變位置， 增大與天線安裝螺釘?shù)木嚯x，避免產(chǎn)生應(yīng)力集中，該改進方案經(jīng)多個架次的飛行驗證，口蓋未再產(chǎn)生裂紋，表明口蓋加強方案是有效的。