CESSNA 172R飛機典型結構故障與分析

陳爽 張慶峰 龍小輝 周懋瑞

中國民航飛行學院飛機修理廠,四川 廣漢 618307

賽斯納172“天鷹”系列是美國賽斯納飛機公司研制生產的4座單發活塞發動機輕型螺旋槳飛機，占據世界私人飛機和初級訓練飛機市場的主導地位。172飛機以其飛行性能優越、配置好，操作方便、安全性高、維護簡便、培訓成本低等一系列優點，成為世界多數航空培訓單位初教機的首選機型。CESSNA 172R飛機是國內培訓民航飛行員的主打初教機型，中國民航飛行學院共有102架172R飛機。其以驕人身姿飛翔在民航的廣闊天空，并隨著民航業的繁榮，以高出勤率保障著民航飛行訓練任務。

然而，任何機型都有其薄弱部位，初教機性質、輕型飛機和高使用頻率增加了機型的結構風險，從一定程度上提高了事故概率，該型單發活塞輕型飛機日漸暴露其軟肋。對該機型進行結構故障統計和分析，能為執機單位快速進行損傷研判，制定維修方案提供重要的數據基礎和現實意義，對控制結構修理周期、保障有效維修、飛行安全至關重要。

本文針對近年來國內發生的CESSNA 172R飛機結構損傷，進行了典型故障總結，原因、受力分析和結構修理方案介紹。

1 機身前部0號框（防火墻）及內部結構件損傷及變形、螺旋槳打地

我們通過對國內通航172飛機故障情況的了解、統計，發現該類型故障的五年發生率已經占據了整個172R飛機機群的10%。

圖1 機身前部結構件示意圖

1.1 故障類型：輕微損傷形式為防火墻下部組件變形起皺。常見伴隨的損傷表現為螺旋槳打地導致螺旋槳報廢、發動機檢修和防火墻前起落架安裝處內側角鋁變形。更為嚴重的損傷體現為防火墻上部組件、機身下部蒙皮，及機身前部前起落架安裝框架組件、座艙前部地板、中央控制臺壁板、角鋁發生不同程度的損傷變形。

1.2 故障原因：著陸速度過大、著陸姿態不佳、跳躍著陸、重著陸等。

1.3 受力分析：飛機在著陸的過程中，由于下沉速度的存在使得飛機在著陸時起落架與地面間會產生相當大的沖擊載荷。在這個沖擊載荷的作用下，飛機起落架支柱被壓縮從而吸收消耗飛機的動能。但不同飛機著陸狀態下地面對飛機的沖擊載荷也隨之改變。著陸速度過大、著陸姿態不佳、跳躍著陸、重著陸等著陸方式均會造成機身前部結構件過載。地面載荷通過起落架傳遞給機身，作為前輪載荷和主輪載荷作用于機身隔框。172R飛機的前起落架上、下安裝座直接將力傳遞給防火墻下部組件及內部的前起落架安裝框架，其中傳遞給機身的垂直載荷比航向載荷高一個數量級。因172R飛機的上、下安裝座主要以鉚接方式連接到防火墻，防火墻后側鉚接有兩條鋁制加強條，防火墻下部有一梯形加強框，故加強框上部的兩排加強條處為常見的皺褶區域，如下圖所示。

圖2 172R飛機防火墻下部組件變形圖

1.4 修理方案：更換或修理變形的故障結構件，對重要受力件進行無損探傷。

2 前起落架安裝框架腹板裂紋

通過對國內通航172飛機故障情況的了解、統計發現，該類型故障的五年發生率已經占據了整個172R飛機機群的30%。

2.1 故障類型：前起落架安裝框架腹板裂紋（右腳蹬剎車作動筒支架連接處）。

2.2.故障原因：學員使用過大腳力踩剎車或駕駛員長期重復性的踩剎車，導致腹板過載、疲勞。

2.3 受力分析：踩踏飛機剎車作動筒的載荷作用在作動筒安裝支架接耳上，該載荷通過安裝支架與腹板的聯接鉚釘傳遞到腹板的鉚釘孔及相應端面上，其為脈動循環載荷。當該循環載荷大于腹板材料的許用極限疲勞應力時，隨著剎車次數的增多，將會在腹板相應的鉚釘孔處產生疲勞裂紋。

2.4 修理方案：對裂紋進行整平，在裂紋兩端打30號（0.128inch）止裂孔。用0.063inch（1.6mm）厚的2024-T0clad的鋁合金板制作補片。在剎車油缸支架固定腹板的裂紋處內襯補片進行加強修理。

3 方向舵蒙皮褶皺，該故障常發生在進行特技飛行的172R飛機

圖3 172R飛機方向舵蒙皮皺褶圖片

3.1 故障類型：方向舵下部接耳處左/右側蒙皮褶皺損傷，通常褶皺蒙皮下部結構件無損傷。

3.2 故障原因：特技飛行引起方向舵局部受力過大。

3.3 受力分析：在做急盤旋下降解除時，大速度使用滿舵或在滿舵時飛行速度超過82海里/小時，造成方向舵局部過載，導致舵面蒙皮失穩。

3.4 修理方案:對皺褶的蒙皮區域進行整形,制作0.020inch厚的2024或LY12CZ（T3或T4）蒙皮加強片，襯入皺褶蒙皮內側。完成方向舵修理后按照機型結構修理手冊相關程序進行方向舵靜平衡，以防止方向舵在正常操作狀態下顫振。

圖4 方向舵加強片示意圖

圖5 方向舵靜平衡示意圖

4 機翼尖部的蒙皮、結構件損傷變形

圖6 172R飛機翼尖結構損傷圖

4.1 故障類型：機翼尖部蒙皮、翼梁、翼肋、桁條等結構件不同程度損傷變形，復合材料翼尖受損。

4.2 故障原因：著陸滑行時偏離跑道致使翼尖觸地。

4.3 受力分析：翼尖直接觸地，導致機翼結構非正常受力，超過結構承載能力，造成翼梁、翼肋、桁條等結構件損傷、變形失穩。

4.4 修理方案：更換翼尖等故障件，更換或修理蒙皮和翼肋、桁條等結構件。對不易整體更換的變形大梁、蒙皮、絎條進行切割、拼接修理。修復后，對機翼進行扭曲度測量，以確保機翼滿足外形和空氣動力學要求。

5 尾椎隔框、蒙皮、方向舵下部整流罩受損變形

5.1 故障類型：尾椎隔框裂紋，尾椎下部蒙皮破損、貫穿性裂紋，尾椎系留環折斷，方向舵下部整流罩凹坑。

5.2 故障原因：飛機著陸操作不當導致機身尾部觸地。

5.3 受力分析：機身尾部直接觸地而導致機身尾部結構非正常受力，超過結構承載能力，造成隔框、蒙皮、舵面整流罩損傷、裂紋。

5.4 修理方案：更換尾椎后部隔框，用2024-T3的鋁合金制作補片對受損蒙皮進行補強修理，更換尾椎系留環及其連接件，更換方向舵下部整流罩，并對修復好的方向舵進行靜平衡測量，確保滿足靜平衡條件，以防止方向舵在正常操作狀態下顫振（圖7）。

上述事件發生，當即造成飛機停場，嚴重影響各通航單位的初教機飛行訓練任務。結構損傷嚴重飛機的停場時間可達一年之久。結構評判的難度、耗時和修復周朝長是影響飛行任務的最重要原因。

上述進行的典型結構故障總結，故障原因和受力分析，及結構修理方案介紹，有助于維修單位科學、快速的制定結構損傷評判方案和修復方案。本文的工作已間接形成了172R機型結構故障的模塊化處理，不同損傷誘因造成的結構故障形式已昭然可見。發生結構損傷后，對損傷部位相關結構件的目視檢查、無損探傷是建立故障飛機檢查方案的基礎，適度擴展檢查面有助于避免隱藏損傷的漏檢。結構修理方案的制訂需參照廠家的維護手冊、結構修理手冊根據實際損傷情況制定，并獲得適航部門的審批，實際結構修理中嚴格按照批復的方案執行，并采取邊修理變深入細致檢查的方式，保證結構檢查、修復到位。實際修理中需謹慎操作，確保不改變結構件的鉚接安裝位置。另外，做好保護工作以避免不當操作對飛機結構造成二次損傷。

圖7 172R飛機尾椎損傷修理示意圖