水陸兩棲飛機結構密封性驗證方案

侯兆珂 劉宣辰 馬強 溥光星 王立松

摘要：針對大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機AG600飛機研制過程中結構密封性驗證需求，結合型號研制實際情況，從驗證方案、工藝策劃和工程實施三個方面進行系統分析。通過指出氣密性驗證試驗和水密性驗證試驗存在的主要問題，提出型號結構密封性驗證優化思路，并給出優化后的驗證流程，為船身式水陸兩棲飛機結構密封性試驗驗證提供參考。

關鍵詞：密封鉚接;機身船體;密封性;淋雨試驗;靜態浸水試驗

中圖分類號：V262.4+4 文獻標識碼：A

近十幾年來，國內外各種新機型層出不窮，但在大型船身式水陸兩棲飛機研制方面沒有取得新的進展。目前世界在役大型水陸兩棲飛機僅有日本的US-2和俄羅斯的別一200。國外在大型水陸兩棲飛機新型號研制方面的停滯，相應在結構密封性驗證技術研究方面無新的理論見諸報端。國內隨著水轟5飛機的退役，使得我國在大型水陸兩棲飛機方面處于短暫的真空期，目前在研的AG600飛機在結構密封性驗證方面可參考的資料少之又少。如何破解大型船身式水陸兩棲飛機結構密封性驗證難題，建立完整的驗證技術體系，為型號研制提供理論支撐及試驗依據，成為國內航空制造業一項亟待解決的課題。

1 AG600飛機結構密封性設計技術要求

AG600飛機滅火汲水及水上救援的型號定位，必須滿足水上停留、起降等作業環境，對機身結構防水性、防腐蝕性要求較高。如何驗證機身結構的密封性，成為型號研制需要解決的首要問題。

綜合現有對型號結構密封性技術要求，可以把全機結構密封性要求分為兩個等級：船體和浮筒部分（按照型號定義，地板以下機身結構統稱為船底，船底水密艙典型結構如圖1所示，船底以及海損線加半個波高以下的機身結構統稱為機身船體），需滿足連續3h靜水壓20kPa環境下無漏水現象（當水進入水密艙或防水部位時，若進水部位出現連續水流即為漏水）;機身地板以上及機翼部分，需滿足連續10min模擬降雨強度為127～288mm/h時，無遮擋噴淋無滲漏。

2 工藝驗證方案策劃

按照設計技術要求規劃的檢查部位，AG600飛機全機結構密封性驗證檢查主要涉及的部位有機身、機翼和浮筒。根據密封性等級要求的不同，結合各區域的結構特點和供應商交付狀態要求，全機結構密封性驗證檢查分為部件狀態和總裝狀態兩個階段實施。其中，浮筒及機身各段密封艙在部件狀態由供應商完成結構鉚接后，借助專用設備直接通過抽真空形式對部件密封性作初步檢查，該部分內容本文不詳細論述，重點研究總裝階段結構密封性技術驗證內容。主承制商在飛機總裝過程中實施機身船底抽真空、全機淋雨試驗和靜態浸水試驗。在完成上述一系列驗證試驗后，飛機在水上調整試飛前，結合首次下水滑行，動態驗證結構密封性。AG600飛機全機結構密封性驗證內容及流程如圖2所示[1]。

2.1 結構密封鉚接

機身結構密封性的根本保障是結構密封鉚接，在部件鉚接裝配的過程中做好密封鉚接是全機防水的基礎[2]。AG600飛機海上使用的環境要求其必須具有較強的防水、防腐蝕性能，按照設計技術要求全機采用濕裝配密封鉚接[3]。

2.2 部件狀態密封性驗證檢查

2.2.1 水密艙結構密封性檢查

AG600飛機船底結構3～70框之間由8個水密艙組成，按照型號整體工藝方案策劃，機身三段供應商在結構裝配完成后應按照設計技術要求各自進行抽真空氣密試驗，在試驗驗證合格后交付通飛公司進行機身大部件對接。

2.2.2 浮筒密封性檢查

AG600飛機左右機翼下方各裝有一個浮筒，用于保持飛機水上姿態平衡防止左右傾斜，并提供浮力，其密封性要求亦相對較高。結合浮筒結構形式，對其密封性檢查采用氣密性檢查和噴淋試驗檢查相結合的方式。供應商在完成浮筒裝配后，首先采用外部抽真空保壓檢查的方式進行氣密性檢查;然后按照噴淋的方式進行噴水式檢查，具體試驗安排由供應商根據交付進度自行安排，在滿足試驗要求后交付通飛公司進行機上安裝工作。

2.3 總裝階段全機密封性驗證檢查

2.3.1 機身船體外部抽真空

（1）試驗目的

通過抽真空保壓的形式對機身船體外部區域進行密封性檢查，驗證結構密封鉚接質量，重點檢查船底蒙皮以及海損線加半個波高以下的機身蒙皮對接處、機身三段對接處區域[4]。

（2）試驗實施階段

飛機總裝下架后，全機淋雨試驗前實施試驗。

（3）試驗設備

試驗設備及材料：氣密試驗臺、真空表（指示精度0.1kPa）、透氣氈、真空薄膜和膩子條等。

（4）試驗判據

試驗保壓5min，前后壓差變化不大于5kPa為合格，大于5kPa為不合格。

2.3.2 全機淋雨試驗

（1）試驗目的

通過淋雨試驗全面檢查飛機機身、機翼外部裸露區域模擬20kPa靜水壓下的防水性。

（2）試驗實施階段

在完成機身船體外部抽真空檢查后，交付試飛前實施試驗。

（3）試驗設備

AG600型號全機淋雨試驗使用專用淋雨試驗平臺模擬靜水壓，試驗平臺設計持續噴水能力超過10min，由兩側噴淋架（含噴頭）、氣動元件、兩臺水泵、蓄水池等組成。蓄水池為水密試驗提供水源;水泵為管路供水加壓;噴淋架為設備主體結構，由上、中、下三段構成，上、下兩段使用氣動元件控制開合角度，用于調整與飛機外表面的相對距離，噴淋架在地面上通過滑軌進行左右移動，如圖3所示。兩側噴淋架上噴頭數量設置保證每平方米不少于12個，且能覆蓋整個機身外表面;噴頭噴水方向與試驗段機體外表面近似垂直;噴出水柱接觸機體外表面的水壓約等于飛機實際浸入水中的真實水壓20kPa。

為節省設備成本，降低設備復雜程度，試驗平臺采用兩側噴淋架對稱布置，飛機居中可前后移動的方式。淋雨試驗采取飛機移動、設備固定的方式進行，即分段實施噴淋、分區域測試的方式。每完成一段，飛機前進一次。試驗設定每次完成機體2m長度區域的噴淋試驗。每次試驗結束后飛機向前移動2m。依此類推，從機頭開始水密試驗，逐段噴淋至完成全機淋雨試驗檢查。

（4）試驗判據

全機連續10min無遮擋噴淋（模擬降雨強度為127～288mm/h），無滲漏為合格。

2.3.3 機身船體靜態浸水試驗

（1）試驗目的

按照型號研制規劃，AG600飛機001架機水上首飛在湖北省荊門市漳河水上機場進行。為最大限度降低飛機水上調整試飛風險，為異地試飛保障減少壓力，規劃飛機轉場荊門前在珠海基地實施靜態浸水試驗，用于驗證機身船體的密封性。

（2）試驗實施階段

陸上調整試飛完成后，轉場前。

（3）試驗設備

靜態浸水試驗建設專用浸水池，包括一個機身浸水水池和兩個兩側浮筒浸水水池，以保證飛機按照設計技術要求給定的重量進行配重后浸水，船體底部所受壓力為20kPa。機身浸水池采用三面固定的水泥墻面和一面可開合的門結構，池內凈尺寸為45m×9m×2.8m;浮筒浸水池采用簡易整體水池，尺寸為1.6m×5m×3.5m。飛機試驗狀態為：飛機全狀態、不加油;飛機左右機翼、尾部、機頭4處系留，保證水位高度2.5m時主起落架自由伸長不受力。

（4）試驗判據

飛機在2.5m水位靜態浸泡3h，艙內不漏水為合格。

2.4 水上動態滑行驗證

在水上調整試飛前以飛行任務單的形式增加預滑行環節，用于飛行員熟悉水域和動態驗證飛機結構密封性。

3 工藝驗證方案實施

3.1 機身船體外部抽真空

試驗開始前把機身船體蒙皮擦拭干凈，把真空薄膜剪裁為若干500mm×400mm、300mm×200mm規格的塊;用膩子條把剪裁好的真空薄膜粘貼到機身預檢查區域，并預置透氣氈，防止空氣無法完全抽出;啟動氣密試驗臺抽掉密封區域空氣（壓差約為80kPa），并保壓5min;判斷前后壓差變化是否大于5kPa，不大于5kPa為合格;超過5kPa的需進一步查找泄漏點并排除。

漏點查找可在試驗區域的背面，采用中性帶顏色液體介質噴涂，利用液體介質在壓差的作用下通過漏點進入試驗區域的原理查找漏點。全機試驗共發現漏點三處，均在結構對合處，經重新涂膠故障均已排除，結果顯示飛機結構密封性較好。

3.2 全機淋雨試驗

（1）試驗前準備

將淋雨試驗臺兩側噴淋架（如圖3所示）推至滑軌遠端;將飛機推人預定畫線位置并順航向調整好姿態;將兩側噴淋架沿滑軌推至工作位置，通過氣動元件調整噴淋架上各段距飛機表面的距離（約700mm），并通過手輪調整噴頭方向，保證噴水方向與試驗段機體外表面近似垂直。

（2）開始試驗

打開試驗平臺開關，水泵開始供水加壓，兩側噴淋架上噴頭開始噴水并持續10min，同時艙內設置觀察人員同步檢查試驗段機體的滲漏情況，并做好漏點記錄。

（3）試驗結果分析

試驗過程中隨機采集了水柱沖擊機身外表面的壓力，機身被試表面的水壓在試驗過程中動態變化，如圖4所示。數據證明試驗用噴水壓力滿足設計技術要求，模擬靜水壓真實可靠。通過整機淋雨試驗驗證，發現機頭觀察窗區域出現多處滲漏，后續應重點關注。

存在的問題：分段噴淋每次調整飛機相對較麻煩，理論一次噴淋2m長度無法完全實現，整個試驗周期過長，001架機淋雨試驗總周期約12h。后續應增加每次噴淋的范圍，減少飛機移動次數。3.3機身船體靜態浸水試驗

按照試驗實施方案做好試驗前準備工作，之后把飛機推人試驗場區并系留，如圖5所示，關閉水池大門開始往機身水池和兩個浮筒水池注水。機身水池注水至2.5m深度后，停止注水，飛機靜態浸泡3h，艙內觀察人員做好滲漏點標記、記錄工作。3h后水池排水，排水完畢打開水池大門，拆除浮筒水池，飛機系留解除并回廠房進行漏點排除工作。

靜態浸水試驗未發現漏水點，僅發現兩處輕微滲水點，通過補膠均已排除，進一步證明機身船體結構密封性較好。

3.4 水上動態滑行驗證

飛機發動機開車，沿下滑道正向低速滑行人水，直線駛人工作水域;在工作水域以“∞”字形滑行一圈，使左右兩側浮筒均著水;正向對準下滑道，沿下滑道低速滑行上岸，水上滑行狀態如圖6所示。飛機在水上滑行期間，水密艙內設置觀察員，觀察員應仔細觀察各艙內滲漏水情況，對于漏水部位在漏水位置用水性筆作標記。

經動態滑行驗證，001架機浮筒和機身結構密封性良好，機身船體水線下未出現進水、漏水情況，防水指標優于設計技術要求，可以進行水上調整試飛工作。同時，也印證了前期所作全機淋雨試驗、機身船體全機靜態浸水試驗的有效性。

4 驗證方案分析及優化

4.1 方案存在的問題

受國內水陸兩棲飛機研制經驗缺失等因素影響，AG600飛機結構密封性驗證試驗順序安排不盡合理。如機身船體靜態浸水試驗應安排在機身三段對接后進行，該階段有利于漏點觀察和故障排除，而總裝完成后再進行試驗不利于試驗實施和排故[5]。

個別試驗項功能有重疊，對于總裝階段進行的船體外部真空檢查和全機淋雨試驗策劃的模擬靜水壓檢查，兩者作用有所重疊，應簡化試驗項目。

4.2 方案優化

由AG600飛機001架機全機密封性試驗驗證過程可以看出，在全機結構密封鉚接的基礎上，機身結構滿足設計要求的密封性指標。為縮短型號研制周期、降低試驗成本，可調整、簡化試驗驗證程序，具體調整內容如下。

4.2.1 取消機身外部抽真空檢查項

機身外部抽真空實施過程較繁瑣，周期較長，保壓過程中泄壓通常由真空薄膜與機身蒙皮黏結不嚴導致，局部區域無法實施，如主起連接部位，只能通過浸水試驗驗證。且抽真空時蒙皮受垂直結構向外的拉力，而飛機在水中實際浸水時蒙皮受垂直結構向內的壓力，受力方向的不一致導致抽真空驗證效果沒有理論數據驗證，效果不理想。但抽真空可以作為靜態浸水試驗和淋雨試驗漏點排除過程中的輔助驗證手段[6]。

4.2.2 調整機身船體靜態浸水試驗節點，前置到機身三段對接后實施

浮筒交付前在供應商處做了相應的密封性試驗驗證，可不再作靜態浸水驗證[7]。全機狀態作船體靜態浸水試驗需要模擬飛機在水中停留時的實際姿態，具體實施較困難，并且試驗周期較長（從飛機進入試驗場地固定、注水、靜態浸泡、放水、飛機離開整個過程需要約8h），珠海天氣存在季節性瞬間陣風等不確定因素，全機狀態進行靜態浸水試驗存在較大困難和一定的風險性。調整靜態浸水試驗節點，把靜態浸水試驗前置到機身三段對接后實施，可簡化試驗實施過程，降低風險，且結構狀態利于漏點排故[8]。

4.2.3 簡化全機淋雨試驗

在機身船體完成靜態浸水試驗后，淋雨試驗的重點應轉移到機身地板以上區域，該區域所要求的試驗指標有所降低，無須再模擬20kPa試驗壓力，可通過降低試驗水壓的方式增加淋雨試驗平臺單次噴淋的面積，提高試驗效率[9]。

因此，AG600型號后續密封性驗證試驗在結構密封鉚接的基礎上可優化調整為：機身三段對接后實施機身船體靜態浸水試驗，總裝完成后實施全機淋雨試驗，在轉場荊門水上機場后實施動態滑行驗證，優化后全機密封性檢查試驗流程，如圖7所示。

5 結束訟

大型船身式水陸兩棲飛機機身結構密封性是保證其水上使用的基本要求，在機身結構密封鉚接的基礎上，如何快速、高效驗證其密封性能是一項需要不斷探索的新課題。本文通過總結AG600飛機機身密封性驗證試驗實施過程，從工藝方案策劃、工程實踐、工藝方案優化全流程進行剖析，初步提出一套完整、可行的大型船身式水陸兩棲飛機的密封性驗證方案，希望對行業內工程技術人員有一定的借鑒與啟發[10]。

參考文獻

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