民機機體蒙皮劃痕的應(yīng)力分析及處理方法研究

張中波

(中國民用航空飛行學(xué)院 航空工程學(xué)院，四川 廣漢 618307)

機體蒙皮劃痕是指蒙皮表面上的細長、深度較淺的可見線性損傷(最大深度被定義為0.006英寸(0.15 mm))[1]。調(diào)查發(fā)現(xiàn)機體劃痕是由于在除去機體蒙皮邊緣的密封膠或是在清除機體外表面的黏貼標(biāo)牌的過程中，由于使用了金屬刀具或者不合適的硬質(zhì)工具而造成的。因此，機體劃痕常發(fā)生在有密封膠密封的機身蒙皮搭接或?qū)犹帯⑿蘩砑吘壱约梆べN標(biāo)牌處，圖1所示的是搭接區(qū)域下部的劃痕。

圖1 搭接區(qū)域下部的劃痕

統(tǒng)計波音飛機公司從2003年至2007年的報告，在波音飛機上發(fā)現(xiàn)了87條劃痕裂紋，其中，在一架B737蒙皮飛機搭接部位發(fā)現(xiàn)的兩條劃痕裂紋長度分別達到5英寸(127 mm)和8英寸(203 mm)，在一架B747飛機發(fā)現(xiàn)一條長達30英寸(762 mm)的劃痕裂紋[2]。

由于蒙皮鋁合金基體外的包鋁層厚度一般很薄(是蒙皮厚度的5 %左右)，劃痕造成的裂紋很容易穿透包鋁層，進一步損傷其下面的鋁合金基體，最終可能形成疲勞裂紋，圖2所示為劃痕剖面及其產(chǎn)生的裂紋。蒙皮上的疲勞裂紋可能最終會造成飛機空中釋壓，導(dǎo)致災(zāi)難性的后果。

圖2 劃痕剖面及其產(chǎn)生的裂紋

國內(nèi)關(guān)于民機機體劃痕的研究相對較少。殷允信[1]結(jié)合波音公司發(fā)布的維護/維修方案和服務(wù)通告，對飛機維修中劃痕損傷的處理進行了總結(jié)。文獻[2-4]計算了劃痕缺口的最大應(yīng)力，得出了循環(huán)載荷下構(gòu)件的疲勞壽命，分析了不同劃痕深度對機身增壓蒙皮結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中和疲勞壽命的影響。莊葆華等人[5]介紹了飛機表面劃痕非接觸測量的激光三角掃描法，給出了激光三角測頭正確放置方式，提出改善測量精度的測頭姿態(tài)調(diào)整法和表面噴涂法。張文軍等人[6]設(shè)計了一種基于數(shù)字圖像處理技術(shù)的表面劃痕測量系統(tǒng)。本文根據(jù)常出現(xiàn)機體劃痕的部位結(jié)構(gòu)特點，建立其應(yīng)力分析模型，通過變化外載荷、劃痕缺口寬度、深度等參數(shù)，采用有限元分析方法，研究應(yīng)力集中系數(shù)與載荷、劃痕寬度、劃痕深度等之間的變化關(guān)系，得出了民機機體蒙皮劃痕處理的三種方案。

1 分析模型

1.1 模型的幾何尺寸及結(jié)構(gòu)

因飛機蒙皮表面的劃痕通常發(fā)生在上下蒙皮搭接部位附近，位于下蒙皮上。為了模擬不同深度、不同寬度的表面劃痕對蒙皮受力的影響，采用試件結(jié)構(gòu)及尺寸如圖3所示[4]。試件結(jié)構(gòu)為兩塊相同的鋁合金板，通過四排三列鉚釘鉚接組成試件。鋁合金板的長度為140 mm，寬度為45.5 mm，厚度為2.5 mm，搭接后整體長度為245 mm。劃痕設(shè)計位于搭接處上蒙皮的邊緣，底部的形狀為半圓形或半橢圓形。

圖3 試件結(jié)構(gòu)及尺寸

1.2 確定試件物理屬性

根據(jù)波音公司的SRM手冊[7]，選取Ly12-cz鋁合金材料。Ly12-cz鋁合金機械性能和疲勞特性參數(shù)如表1所示。進行應(yīng)力分析前，在分析軟件ABAQUS的屬性功能模塊中根據(jù)表1的參數(shù)對模型進行材料定義。

表1 Ly12-cz鋁合金機械性能與疲勞特性參數(shù)

1.3 邊界條件與載荷設(shè)置

民機在飛行過程中，機身增壓載荷使得機身蒙皮承受環(huán)向拉應(yīng)力。因此，對上述試件模型，將下蒙皮最左端面上的所有節(jié)點自由度全部進行約束，形成固定端。對上蒙皮最右端面上所有節(jié)點只在水平方向上施加單位作用載荷，邊界條件與載荷如圖4所示。

圖4 邊界條件與載荷

2 結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析

考慮鉚釘?shù)膽?yīng)力情況不是研究的重點，且加入鉚釘后的建模、裝配、設(shè)置、分析等工作量巨大，故通過多點約束(Multi-Point Constraint，MPC)的方法，將上、下蒙皮的鉚釘孔內(nèi)表面連接起來，使上下鉚釘孔的六個自由度均被綁定在一起，以模擬真實的鉚接情況。

2.1 網(wǎng)格劃分

在結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析過程中，網(wǎng)格劃分是一個十分重要的環(huán)節(jié)，網(wǎng)格質(zhì)量的好壞不僅直接關(guān)系到分析是否能夠順利、快速地完成，而且也關(guān)系到是否能夠得到高精度的分析結(jié)果。在本文中，上蒙皮受力情況不是分析的重點，為減少工作量和節(jié)省分析時間，對上蒙皮采取較簡單的掃略網(wǎng)格劃分技術(shù)，上蒙皮網(wǎng)格如圖5所示。

圖5 上蒙皮網(wǎng)格

下蒙皮先被分割為兩個部分，即含有鉚釘孔與劃痕的區(qū)域和其他的平板區(qū)域。為了使網(wǎng)格劃分更加精細、分析結(jié)果更加精確，對含有鉚釘孔和劃痕的區(qū)域進行二次區(qū)域劃分及網(wǎng)格劃分，下蒙皮網(wǎng)格如圖6所示。

圖6 下蒙皮網(wǎng)格

2.2 當(dāng)劃痕尺寸相同，應(yīng)力集中系數(shù)與載荷之間的關(guān)系

本文將應(yīng)力集中系數(shù)K定義為：

式中，σmax表示劃痕缺口處的最大應(yīng)力，σn表示無劃痕時的應(yīng)力。應(yīng)力集中系數(shù)表征了蒙皮產(chǎn)生劃痕后，劃痕處的局部應(yīng)力增高程度。圖7為劃痕線區(qū)域的受載應(yīng)力云圖。

圖7 劃痕線區(qū)域的受載應(yīng)力云圖

當(dāng)劃痕頂端半圓形的曲率半徑R為0.1 mm，深度H為0.2 mm時，外載荷與應(yīng)力集中系數(shù)的變化關(guān)系如圖8所示。

圖8 劃痕外載荷與應(yīng)力集中系數(shù)關(guān)系圖

由圖8可以看出，當(dāng)外載荷為10 MPa和200 MPa時，應(yīng)力集中系數(shù)最大，為16.8。當(dāng)載荷為500 MPa時，應(yīng)力集中系數(shù)最小，為16.5，但是兩者相差僅為1.8 %。故可得出結(jié)論：如果劃痕尺寸不變，即使構(gòu)件的外載荷逐漸增加，應(yīng)力集中系數(shù)基本保持不變，即劃痕處的局部應(yīng)力增高程度基本相同。

2.3 應(yīng)力集中系數(shù)隨劃痕尺寸的變化關(guān)系

保持外載荷不變，逐漸改變劃痕的寬度和深度等缺口尺寸，得到應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕深度、寬度的變化關(guān)系。

圖9所示的是應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕寬度的變化關(guān)系。當(dāng)劃痕深度一定時，應(yīng)力集中系數(shù)隨著缺口曲率半徑(即劃痕寬度)的增大而減小，蒙皮疲勞壽命會隨之增大。另外，當(dāng)劃痕深度較小時，應(yīng)力集中系數(shù)隨寬度增加而減小的程度不明顯；而當(dāng)深度較大時，應(yīng)力集中系數(shù)隨寬度增加而快速下降。

圖9 應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕寬度的變化關(guān)系

圖10所示的是應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕深度的變化關(guān)系。當(dāng)蒙皮劃傷寬度不變時，隨著劃傷深度的增加，應(yīng)力集中系數(shù)逐漸增大，蒙皮疲勞壽命會隨之減小。另外，當(dāng)劃痕寬度較大時，應(yīng)力集中系數(shù)隨深度增加而增加的程度不明顯；而當(dāng)寬度較小時，應(yīng)力集中系數(shù)隨深度增加而快速增加。

圖10 應(yīng)力集中系數(shù)與劃痕深度的變化關(guān)系

根據(jù)上述分析可知，在實際航線維護檢查中，應(yīng)該重點“關(guān)注”劃痕的深度，著重檢查深度值較大的劃痕，而寬度值較大的劃痕對蒙皮疲勞壽命的影響相對較小。

3 劃痕航線處理

根據(jù)劃痕所在區(qū)域、損傷程度和損傷范圍，參考相應(yīng)飛機制造商的服務(wù)通告[8-10]，采用不同的劃痕處理方案。主要有下面三種：

3.1 接受劃痕損傷

從上面應(yīng)力分析可知，當(dāng)劃痕深度較小時，應(yīng)力集中系數(shù)較小，對蒙皮的疲勞壽命影響較小。因此在波音飛機絕大部分要求檢查的區(qū)域內(nèi)，接受深度小于0.001英寸(0.025 mm)的劃痕，并且不要求后續(xù)的檢查和監(jiān)控。

3.2 持續(xù)性檢查/監(jiān)控

對于深度在0.001～0.006英寸(0.025～0.15 mm)之間的劃痕，一般采取保持損傷現(xiàn)狀并執(zhí)行持續(xù)性檢查/監(jiān)控是否有裂紋的方案。由圖9可知，當(dāng)劃痕深度相同時，如增大劃痕的寬度，可以降低劃痕部位的應(yīng)力集中系數(shù)。因此，如圖11劃痕線打磨所示，也可對劃傷部位進行打磨，拓寬劃痕的寬度。

圖11 劃痕線打磨

3.3 進行修理

從圖10可知，當(dāng)劃痕深度超過0.15 mm后，應(yīng)力集中系數(shù)會快速增加，蒙皮疲勞壽命會隨之快速下降。飛機運營一段時間后，劃痕部分將產(chǎn)生裂紋，威脅飛機的飛行安全。因此在實際航線維護中，對較深的劃痕應(yīng)進行修理，通常采取挖補修理的方法。挖補修理的原理是將出現(xiàn)劃痕、強度減弱的飛機蒙皮去除掉，防止因劃痕產(chǎn)生的裂紋沿整個機身蒙皮擴展，而加以補片和加強片從而恢復(fù)飛機蒙皮的氣動外形和強度。圖12所示是針對機身桁條間蒙皮出現(xiàn)缺陷采取的蒙皮挖補修理。

圖12 蒙皮挖補修理

4 結(jié)語

機體劃痕是民用運輸機蒙皮表面上最常見的損傷之一，常發(fā)生在有密封膠密封的機身蒙皮搭接或?qū)印⑿蘩砑吘壍任恢谩１疚母鶕?jù)其發(fā)生部位的結(jié)構(gòu)特點，建立機體劃痕應(yīng)力分析模型，通過變化外載荷、劃痕缺口寬度、劃痕缺口深度參數(shù)，采用有限元分析方法，研究了應(yīng)力集中系數(shù)與載荷、劃痕寬度、劃痕深度等之間的變化關(guān)系。根據(jù)結(jié)果得出，在實際航線維護檢查中，應(yīng)該重點“關(guān)注”劃痕的深度，著重檢查深度值較大的劃痕，而寬度值較大的劃痕對蒙皮疲勞壽命的影響相對較小。最后結(jié)合數(shù)據(jù)分析討論了劃痕處理的三種方案，為航線維護中劃痕處理提供理論支持。