范超 李會(huì)波

摘要：某型飛機(jī)中央翼第2墻下緣條在第8肋軸線處多發(fā)裂紋，存在嚴(yán)重的安全隱患。本文對(duì)該處裂紋產(chǎn)生的原因進(jìn)行分析，制定修理措施，并對(duì)該型機(jī)主承力構(gòu)件后續(xù)修理及維護(hù)提出建議。

關(guān)鍵詞：下緣條；應(yīng)力腐蝕開(kāi)裂；角盒；密封

Keywords：lower flange；stress corrosion cracking；angle support；seal

0 引言

中央翼第2墻位于中央翼2號(hào)油箱中部，是機(jī)械加工制成的整體件，由腹板、筋條及緣條組成（見(jiàn)圖1）。為通過(guò)燃油和液壓系統(tǒng)管路，墻面腹板上開(kāi)有孔。在第2墻下部固定著安裝發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的4個(gè)接頭和安裝主起落架撐桿的接頭，承受外翼、進(jìn)氣道及主起落架傳來(lái)的載荷，這是中央翼最重要的承力構(gòu)件之一。

1 故障現(xiàn)象

某型機(jī)大修過(guò)程中，無(wú)損檢測(cè)發(fā)現(xiàn)中央翼第2墻下緣條部位多發(fā)裂紋。對(duì)同型號(hào)的幾架飛機(jī)故障情況進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，發(fā)現(xiàn)裂紋主要集中在6～8肋豎直筋條周邊下緣條區(qū)域。下緣條裂紋一般都發(fā)生在緊固件孔之間或孔邊緣，也有少量的裂紋出現(xiàn)在緣條根部圓角處。緊固件孔之間的裂紋情況如圖2所示，筋條及緣條根部圓角處的裂紋情況如圖3所示。本文主要介紹8肋軸線處下緣條裂紋的修理。

2 原因分析

機(jī)體產(chǎn)生裂紋的常見(jiàn)原因主要有以下幾種，針對(duì)這幾種原因逐一進(jìn)行分析。

2.1 飛行時(shí)間接近全壽命周期，正常使用產(chǎn)生

目前飛機(jī)處于一次大修時(shí)機(jī)，飛行時(shí)間距全壽命周期還有較大差距，正常受載情況下，一次大修飛機(jī)不應(yīng)出現(xiàn)大范圍、多頻次的結(jié)構(gòu)損傷。結(jié)合工廠該型飛機(jī)故障情況和空軍修理經(jīng)驗(yàn)，該型飛機(jī)一次大修時(shí)中央翼第2墻已出現(xiàn)大范圍、多頻次的損傷，而大部分進(jìn)廠一次大修的飛機(jī)并沒(méi)有超范圍使用的記錄。所以，這些裂紋不應(yīng)該是由飛機(jī)正常使用所致。

2.2 金屬疲勞裂紋

結(jié)合中央翼第2墻下緣條受力情況及從目前工廠檢查出的裂紋來(lái)看，裂紋與主應(yīng)力方向平行，即使孔邊裂紋也順應(yīng)力方向，與疲勞試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)的裂紋方向不同，所以，這些裂紋也不屬于應(yīng)力產(chǎn)生的金屬疲勞裂紋。

2.3 非正常外力作用下產(chǎn)生裂紋（磕碰、磨損等導(dǎo)致）

非正常外力作用下產(chǎn)生裂紋（磕碰、磨損等導(dǎo)致）一般都有表面的損傷，而無(wú)損檢測(cè)發(fā)現(xiàn)中央翼第2墻下緣條有裂紋的部位都在油箱內(nèi)部，故檢過(guò)程中未見(jiàn)構(gòu)件表面有損傷，且與周?chē)到y(tǒng)及構(gòu)件都按工藝要求留有間隙。所以，這些裂紋也不應(yīng)是由非正常外力作用所致。

2.4 應(yīng)力腐蝕裂紋

在修理時(shí)發(fā)現(xiàn)，原機(jī)裂紋區(qū)域緊固件拆除后，損傷結(jié)構(gòu)與相鄰結(jié)構(gòu)間或多或少都存在安裝間隙。經(jīng)分析，如果下緣條和下壁板間存在結(jié)構(gòu)間隙，裝配時(shí)用螺栓將二者連接到一起時(shí)的夾緊力將下緣條向下拉時(shí)，會(huì)對(duì)緣條根部形成彎矩作用，彎矩對(duì)下緣條根部上表面產(chǎn)生了較大的拉應(yīng)力，同時(shí)接頭會(huì)產(chǎn)生向下的拉力作用于下緣條（見(jiàn)圖4），二者聯(lián)合作用，當(dāng)拉應(yīng)力超過(guò)一定限度后會(huì)出現(xiàn)應(yīng)力腐蝕現(xiàn)象。

同時(shí)，中央翼第2墻材料是7B04變形鋁合金T6狀態(tài)，7B04材料有T6、T74和T73等三種熱處理狀態(tài)，不同熱處理狀態(tài)下的性能各不相同。T6狀態(tài)與T74、T731狀態(tài)相比強(qiáng)度高，斷裂韌性和抗應(yīng)力腐蝕能力較差；T73狀態(tài)強(qiáng)度低，但斷裂韌性和耐應(yīng)力腐蝕能力較好；T74狀態(tài)強(qiáng)度、斷裂韌性和耐應(yīng)力腐蝕能力均介于T6狀態(tài)和T73狀態(tài)之間。

所以，中央翼第2墻下緣條裂紋產(chǎn)生的主要原因?yàn)椴牧蠠崽幚聿划?dāng)及因裝配應(yīng)力產(chǎn)生了應(yīng)力腐蝕裂紋。

3 故障修理

3.1 方案制定

飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷修理時(shí)，要求在確保修理后的強(qiáng)度、剛度和空氣動(dòng)力性能的基礎(chǔ)上，盡可能控制飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量的增加。一般修理方式是換新或者加強(qiáng)修理。對(duì)于中央翼第2墻這種體型較大、無(wú)法進(jìn)行更換的承力構(gòu)件，都選擇安裝加強(qiáng)件修理。

3.2 加強(qiáng)件制備

中央翼第2墻材料為7B04 T6，σb≥530MPa，下緣條厚度普遍在6～11mm之間，腹板厚度約3mm左右，考慮等強(qiáng)度修理原則，同時(shí)為避免因?yàn)楦拱搴穸鹊脑黾釉斐删墬l螺栓孔邊距不夠、螺栓長(zhǎng)度過(guò)長(zhǎng)影響受力等問(wèn)題，選用強(qiáng)度較高的30CrMnSiA自由鍛件制作加強(qiáng)角盒，熱處理σb=1080～1275MPa，表面鍍鋅9～15μm，磷酸鹽氧化/涂?jī)蓪親06-076底漆，熱干燥，如圖5所示。

3.3 修理施工

1）預(yù)裝

機(jī)上初步驗(yàn)證緊固件邊距、位置等是否合適。為避免應(yīng)力裝配，貼合面間隙不大于0.2mm時(shí)，用J-190聚合物補(bǔ)償填充料消除間隙；貼合面間隙大于0.2mm時(shí)，用2B06 T4墊片加填充料進(jìn)行補(bǔ)償裝配，墊片允許打磨以確保貼合。經(jīng)過(guò)此步驟，所有角盒安裝時(shí)均能做到無(wú)應(yīng)力裝配（見(jiàn)圖6）。

2）制孔

機(jī)上配打孔時(shí)，對(duì)于新增孔，確定好位置后，用直徑小于標(biāo)準(zhǔn)孔0.2mm的鉆頭直接配打，最后用H9精度鉸刀按0.05mm逐級(jí)鉸制；借用原孔的，在原孔內(nèi)插入用T10A制造的導(dǎo)向襯套，在加強(qiáng)件上鉆直徑小于原孔1mm的新孔，然后用H9精度鉸刀按0.1mm逐級(jí)鉸制；若原孔孔徑不滿足圖紙要求，則將該孔擴(kuò)鉸增大0.2mm，個(gè)別螺栓孔允許直徑增大0.2mm，保證H9精度，安裝特制螺栓。所有孔徑用標(biāo)準(zhǔn)塞規(guī)進(jìn)行檢測(cè)，精度均滿足要求。

3）安裝

與下緣條連接的油箱穿壁緊固件涂HM109密封劑濕裝配，同時(shí)在油箱內(nèi)側(cè)安裝密封墊圈30B.0200.0040.000；與腹板連接的緊固件無(wú)密封要求，涂S06-0215底漆濕裝配（見(jiàn)圖7）。緊固件安裝后，在油箱內(nèi)部按要求涂密封膠（見(jiàn)圖8）。

3.4 密封性檢查

修理完成后，按要求對(duì)結(jié)構(gòu)油箱進(jìn)行密封性試驗(yàn)，確保角盒加強(qiáng)處無(wú)滲漏油現(xiàn)象。

4 維修建議

1）將無(wú)應(yīng)力裝配放在首位，嚴(yán)格控制裝配工藝，以防止由于安裝角盒產(chǎn)生的裝配應(yīng)力導(dǎo)致新的裂紋產(chǎn)生。經(jīng)過(guò)分析可以梳理出機(jī)上其他易產(chǎn)生裝配應(yīng)力的結(jié)構(gòu)，針對(duì)這些結(jié)構(gòu)采取分解后的間隙檢查，并通過(guò)上述方法消除間隙，以提高修理質(zhì)量。

2）大修廠應(yīng)對(duì)每架飛機(jī)該類(lèi)裂紋故障進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，建立故障庫(kù)，有針對(duì)性地制定修理方案，同時(shí)也可以反饋給設(shè)計(jì)所，作為改進(jìn)設(shè)計(jì)的輸入。