拉伸角片裂紋故障排除方法

孫璐妍　郭偉毅　郭沛欣

拉伸角片裂紋故障排除方法

孫璐妍郭偉毅郭沛欣

本文以飛機翼身整流罩為例，介紹了拉伸角片裂紋故障的處理方法，采用故障分析樹，從設計和制造兩方面入手，對可能的造成故障的因素逐一排查，定位故障原因，因地制宜制定排故方案。該方法能推廣應用于工程中故障問題的處理。

飛機結構最常見的破壞源是連接結構，導致其破壞的因素很多，并且很難對其進行準確的評價，這些因素不僅影響結構的靜強度和剛度，而且對連接結構及其鄰近結構的疲勞壽命也有很大的影響。

拉伸角片在飛機結構中的應用非常普遍，它通過緊固件與周圍結構連接，用來傳遞載荷。當拉力作用在角形或T形角片的垂直緣條上時，角片內便會產生拉伸、彎曲以及剪切應力。由于受力形式比較復雜，故此類結構容易出現裂紋故障。

飛機的翼身整流罩位于機身和機翼的對接區，對機翼機身對接區域、主起落架艙開口區結構及在此區域安裝的各個系統設備起包絡維形、氣動光順從而減小飛機阻力、保證全機氣動外形完整的作用。翼身整流罩屬于次承力結構，主要承受氣動力載荷和慣性載荷，為避免翼身整流罩與全機一起協調變形時內力過大造成局部結構破壞，翼身整流罩的設計需要避免與機身、機翼結構的過渡連接，盡量減少傳遞機身和機翼的載荷。

整個翼身整流罩外形跨越前機身、中機身和中后機身段，根據翼身整流罩的裝配方案，可將翼身整流罩分為5個區域：前部整流罩、翼上整流罩、翼下整流罩、主起艙整流罩和后部整流罩。翼上整流罩區域氣流復雜，且裝配工藝尚不成熟，因此翼上整流罩拉伸角片容易出現裂紋故障。

本文以翼上整流罩為例，介紹了拉伸角片裂紋故障處理方法，通過故障分析樹，從設計和制造兩方面入手，對可能的故障原因逐一排查，定位故障原因，制定排故方案。

故障簡介

翼上整流罩拉伸角片為鋁合金鈑金件，布置在機身框平面內，通過緊固件與機身相連，受力形式如圖1所示。

該類拉伸角片斷裂形式一般如圖2所示。

故障定位

翼上整流罩區域氣流復雜，除了局部氣動載荷的作用外，還可能會有渦流、激波的影響，這些復雜氣流影響很難檢測和量化，但其影響是不可忽視的，其產生的周期性載荷會引發結構振動。在復雜氣流影響下，翼上整流罩密封件與機翼上壁板間可能會出現間隙，氣流流入空腔引發振動。此外，翼身整流罩裝配工藝尚不成熟，裝配時翼上整流罩拉伸角片與機身側壁板及面板的貼合面可能存在間隙，導致強迫裝配，產生裝配應力。諸多不利因素很可能導致翼上整流罩拉伸角片產生故障。

對于翼上整流罩拉伸角片裂紋，利用故障分析樹，從設計和制造兩方面入手，對故障原因進行定位。

設計上從以下兩方面進行考慮：

（1）載荷——復查設計過程中所使用的載荷，包括靜載荷、疲勞載荷、振動等。確定設計過程中，考慮的載荷是否存在遺漏；

（2）強度——復查結構的靜強度、疲勞強度和振動是否滿足設計要求；

制造上從以下三方面進行考慮：

（1）材料——對產生裂紋的角片進行斷口分析，確認材料本身是否存在缺陷損傷；

圖1　翼上整流罩拉伸角片受力形式

圖2　翼上整流罩角片常見裂紋形式

圖3　翼身整流罩拉伸角片故障分析樹

圖4　翼身整流罩精細化模型

圖5　翼身整流罩應力云圖

（2）零件——對工程數模及制造偏離情況進行復查，確認裝機零件是否符合設計構型；

（3）裝配——對現場角片安裝情況進行檢查，測量角片與機身側壁板及翼身整流罩面板貼合面的間隙，并對裝配進行應變測量，確認是否存在強迫裝配。

故障分析

載荷

（1）靜載荷——翼身整流罩氣動環境復雜，該翼身整流罩曾做過一次更改。雖然新構型只有CFD計算結果，但新舊構型無論是規律上還是數值上都非常接近，總載荷在嚴重情況下差別不大，且舊構型經過測壓試驗，測壓試驗結果和CFD計算結果分布形態和規律一致，壓力值接近，故認為靜載荷基本可信。

（2）疲勞載荷——翼身整流罩作為非重要結構項目，設計中一般不需進行疲勞分析，因此無疲勞載荷。

（3）振動——設計過程中，未考慮翼身整流罩的振動環境。

強度

（1）靜強度——利用有限元前處理軟件hypermesh對故障附近區域進行精細化建模，如圖5所示。為節省計算資源，對非關注部位的金屬零件使用殼單元進行建模，對關注部位的金屬零件使用實體單元進行建模，對翼身整流罩面板的蜂窩芯使用實體單元建模，其上下的玻璃纖維使用殼單元建模。關注部位的貼合面定義摩擦約束，摩擦方程為罰函數，摩擦系數為0.05。邊界條件取自相同工況的全機模型，載荷為CFD計算得到的氣動載荷。利用有限元軟件ABAQUS進行求解，求得角片孔邊最大主應力為519MPa，R區的最大主應力為276MPa，如圖5所示。從破壞形式來看，有限元分析是合理的。不僅如此，飛機的翼身整流罩按照氣動載荷進行了極限載荷試驗，試驗結果表明翼上整流罩拉伸角片滿足靜強度要求。作為設計輸入，氣動載荷的取值一般是保守，因此可以排除靜強度因素。

（2）疲勞強度——由于設計輸入沒有疲勞載荷，因此初步以靜載荷為最大使用載荷，按照等幅譜的形式對角片結構進行疲勞強度分析。孔邊及R區的細節疲勞額定值為76MPa，運用線性損傷理論校核角片的疲勞裕度，發現此處的疲勞裕度不滿足設計要求。

（3）振動——為了排除振動的影響，對該型飛機進行了試飛測試，測試結果表明高頻振動的應變幅值較小，可排除振動的因素。

制造

材料

對故障角片進行了斷口分析，斷口分析顯示零件未見明顯的冶金加工缺陷，但存在冷變形造成的缺陷，斷裂的性質為疲勞。

零件

對零件和制造的偏離進行追溯，發現相關位置沒有相關制造偏離，可以排除此因素。

裝配

在裝配現場對角片與機身側壁板及與翼上整流罩面板的貼合面檢查時發現，貼合面存在間隙，通過裝配前后的應變對比，發現角片存在強迫裝配。根據有限元中實測點位置推算裝配狀態下的孔邊應力發現，孔邊最大主應力約120MPa。

排故方案

通過故障分析可知，要排除角片故障，必須從提高角片疲勞壽命，減少材料缺陷損傷和降低裝配應力三個方面著手。

為提高角片的疲勞壽命，對緊固件孔附近進行加強，增加矩形鋁墊片。加墊處緊固件受拉，由于偏心作用，角片與機身側壁板貼合一側存在面內彎矩，加墊能增加彎曲剛度。經分析，加墊能有效降低孔邊應力和R區應力，且加強后角片能夠滿足疲勞強度要求。

由于鈑彎件冷變形時容易產生損傷，因此將支架改為機加件。

裝配應力主要與貼合面外形有關，增加膨化聚四氟乙烯密封件能消除部分裝配應力，此外還增加工裝來保證支架定位的準確性。

結語

本文以翼身整流罩為例，采用故障模型樹，對可能造成拉伸角片裂紋故障的因素逐一排查，準確定位了故障，并針對故障原因，通過有效的措施，排除了故障。該方法能推廣應用于工程中故障處理。

孫璐妍郭偉毅郭沛欣

上海飛機設計研究院強度部

孫璐妍，女，碩士，助理工程師，上海飛機設計研究院，主要從事飛行器結構強度設計。

10.3969/j.issn.1001-8972.2016.07.011