飛機蒙皮裂紋補片修理技能實訓實驗平臺的開發

閆 鋒，付為剛，曾博濤

飛機蒙皮裂紋補片修理技能實訓實驗平臺的開發

閆 鋒，付為剛，曾博濤

（中國民航飛行學院 航空工程學院，四川 廣漢 618307）

為了改善飛機結構修理技能實訓教學設施，基于C++語言開發了飛機蒙皮裂紋修理補片制作平 臺，實現了補片尺寸、鉚釘數目以及鉚接孔位置的自動計算和定位，并在CATIA V5環境下，對修理后的蒙皮進行了有限元建模受力分析及驗證。實驗結果表明，修補后的飛機蒙皮強度滿足要求，實驗平臺設計方案可行。

技能實訓教學；飛機蒙皮裂紋；補片；實驗平臺；有限元受力分析

目前我國大型運輸民用飛機約3500余架，其采用的增壓機身邊界合金結構，包含機身增壓段蒙皮和機身后部球面隔框腹板，在交變載荷的作用下將產生疲勞裂紋，如果不能在裂紋損傷擴展至極限之前進行有效修理, 將會嚴重危及飛行安全[1]。例如發生在1985年的日本航空123號航班空難（機型為B747- SR46），發生在1988年的美國阿洛哈空難（機型為B737-200），以及發生在2002年的中國臺灣華航空難（機型為B747-200），都是因為飛機蒙皮出現嚴重疲勞裂紋所引起的。

我校作為培養民航機務工程人才的院校，基本技術實訓教學是我校“學歷+執照+英語”人才培養模式的重要組成部分。該實訓教學的設置既滿足本、專科教學要求，又符合民航行業規章（如CCAR-147規章）要求，可以開展行業從業人員基本技能培訓，雖然特色鮮明，但也存在一些不足。現行的技能實訓教學中，飛機蒙皮裂紋修理補片的制作是參考手冊資料，由人工反復試湊計算尺寸，不但效率低，還使實訓人員將大量時間用于數據計算而不是動手操作，計算錯誤也難以發現。此外，修補完成的蒙皮強度未做應力驗證，修理的合理性不能得到證實。針對上述不足，開發了飛機蒙皮裂紋修理補片制作的實驗平臺。利用先進的計算機技術開發的該實訓教學輔助實驗平臺，可以自動完成蒙皮尺寸計算，進行補片樣式模擬，并生成鉚釘孔的自動定位。這樣既節約了準備時間，強化了技能練習的主體地位，提高了實訓效率，同時也降低了修理差錯，還由于增加了修理后蒙皮的強度驗證，使得維修工作更加科學。

1 補片生成軟件開發

在VS2010環境下，基于C++語言開發飛機蒙皮裂紋補片生成軟件。

1.1 補片生成的基本原則

首先需要確定幾個基本參數，包括：鉚釘孔直徑（記為）；鉚距（記為），4～6；邊距（記為），2～4。在計算蒙皮尺寸時，需滿足3個要求：（1）邊距滿足要求；（2）長和寬的鉚距相同；（3）鉚距在范圍內。其數學表達式為：

1×=+2×（1）

2×B=+2×（2）

4×﹤﹤6×（3）

2×﹤﹤3×（4）

其中，1和2為變量符號，為裂紋的長度，注意這里的長度包含了止裂孔的直徑。為裂紋的寬度。上述數據滿足以下要求：（1）鉚距滿足能同時被和整除；（2）補片長度=×+2×；（3）補片寬度=2×+2×。

根據上述公式進行程序編寫。需要注意的是，（1）式中實際上有3個變量，分別是1、和，因此需要3個循環來完成3個變量的迭代，以便找到合適的1和，并且滿足條件的1和可能有多組[2-4]。

1.2 補片生成程序的開發方案

補片尺寸的C++語言計算程序開發流程如圖1所示。

圖1中，為鉆孔直徑，為裂紋原始寬度，為裂紋原始長度，為鉚距，為基于裂紋尺寸計算的補片長度，為基于鉚距計算的補片長度，為第1個大循環的變量，為基于裂紋尺寸計算的補片寬度，為為基于鉚距計算的補片長度，為第2個大循環的變量。

計算程序中最核心的參數是鉚距，整個程序就是要根據已知的參數尋找和檢驗鉚距，一旦找到一個合適的鉚距，也就找到了合適的鉚釘數目，并能夠計算出補片的尺寸。鉚距是唯一能聯系到補片的長和寬的參數。

由之前分析可知存在3個變量，因此設置了3個嵌套循環。最里面的循環對和進行比較，并通過比差、取余、相除的方式，求出鉚距。這層循環要檢驗的值是否大于零，因為的倍數不一定能正好等于，所以當<0時，則>，則此時的倍數已經大于補片內框的尺寸，因此需要增加補片的內框值，也就是增加變量的值，即4×的值。然后對變量進行賦值，并重新進入這個最內層的循環，繼續運行這個程序。值得注意的是，是有范圍的，它的范圍是8×<<12×，如果超出這個范圍，就應該增大鉚距，繼續進行計算。因此，在程序中加入了一個if語句，目的是檢驗是否在范圍內。

圖1 補片生成程序的設計流程

圖1檢測程序的邏輯依然是在循環里比較與的差和商，以及它們取余的結果。通過最內層的循環，將之前算出的鉚距帶入程序，用差值來進行檢驗，如果滿足程序就會進入下一步，計算出補片的長度范圍和寬度范圍，如果不滿足要求，程序將會回到上一階段繼續尋找合適的鉚距。

1.3 補片生成平臺的開發及驗證

在初始的界面上，已經標記好了3個大的板塊：數據錄入、數據輸出和圖像輸出。可以輸入目前的裂紋長度和寬度，同時輸入鉆孔直徑和材料。測試軟件時，若輸入的材料為2024鋁合金，鉆孔直徑為3 mm，裂紋初始長度為60 mm，裂紋初始寬度為42 mm，程序會自動生成補片尺寸和補片模擬圖（見圖2）。

圖2 補片信息數據生成界面

從生成的界面上看到，輸出的參數包括鉚距、長邊上的鉚釘數、寬邊上的鉚釘數、補片長度和補片寬度，同時可以看到鉚釘和補片的形狀。

用人工計算方法對上述系統輸出的參數進行驗證。當鉚距為12 mm時，長邊上的鉚釘數為8，即內框的實際長度為12×7=84 mm，此時內框的邊距為24 mm，在范圍內；寬邊上的鉚釘數為7，內框的實際長度為12×6=72 mm，此時內框的邊距為30 mm，在范圍內。說明軟件的輸出參數正確。

2 修理后的蒙皮有限元受力驗證

對按照上述方法得到的修補后的蒙皮受力情況進行驗證，以確定方案是否可行。

2.1 待驗證的修理后的蒙皮

通過有限元建模來分析平臺所得到的補片參數數據是否符合力學要求。若裂紋長度16 mm，裂紋寬度6 mm，鉆孔直徑3 mm，則由上述平臺可得：鉚距12 mm，長邊上5顆鉚釘，寬邊上4顆鉚釘，采用的鉚釘型號為MS20426AD4-7，補片長度為60 mm，補片寬度為48 mm。

2.2 有限元建模的條件

由于飛機機身結構復雜，受力情況動態變化，為使有限元建模的受力分析更加準確，對有限元建模作出以下假設[4-6]：

（1）假設裂紋出現在飛機的非增壓區域，可以通過鉆止裂孔和加補片進行修復；

（2）由于飛機為薄壁加筋結構，假設裂紋出現在長桁之間，如圖3所示。且裂紋的走向與長桁平行（此時裂紋在縱向截面內只受剪應力）；

圖3 飛機蒙皮裂紋的位置

（3）假設裂紋出現的區域很平整，就可以用平面代替；

（4）在受力情況方面，由于使裂紋擴展的力主要是在沿裂紋邊緣的垂直方向，因此假設此裂紋受到一個垂直于裂紋方向的拉伸載荷= 80 MPa；

（5）由于止裂孔為圓形，因此可采用圓弧來代替止裂孔。

2.3 有限元受力分析

在CATIA V5環境下創建修理后蒙皮的3D模型。該模型由16個單元體組成，分別是：2 mm厚的鋁合金2024的飛機蒙皮；2 mm厚的60×48的鋁合金2024補片；14顆AN470AD3-5鉚釘。如圖4所示。材料類型選為鋁合金，鋁合金板的彈性模量為71.02 GPa，泊松比為0.33。對蒙皮的模進行網格劃分，并設置應力方向的分量為80 MPa，如圖5所示。

圖4 修理后蒙皮的3D模型

圖5 對模型施加力載荷

2.4 應力分布情況

對修理后的蒙皮逐漸施加載荷，其應力分布情況會發生相應的變化，在止裂孔附近應力增加最明顯，其余部分應力分布較為平均。

隨著應力增大，補片區域裂紋的垂直方向受到的應力很小，在圖上這部分依然保持深藍色，鉚釘的顏色也是深藍色。而在止裂孔邊緣附近會出現較大的應力集中，這部分區域變成了綠色。當應力達到80 MPa時，應力分布圖如圖6所示。

圖6 施加最大預設載荷時的蒙皮應力分布情況

此時，蒙皮所受的應力已經達到預設的最大值，在止裂孔邊緣出現了較大的應力集中，在沿裂紋方向的止裂孔邊緣區域已經變為紅色，而在裂紋的垂直方向上，依然保持藍色，說明這部分受力較小，鉚釘也依然是藍色，說明其墩頭受力不大[7-9]。

2.5 受力分析結論

用CATIA V5進行有限元分析得出應力分布如圖7所示，最大的應力出現在裂紋止裂孔沿裂紋擴展方向的邊緣。由于拉力垂直于裂紋的擴展方向，在界面急劇變化處即止裂孔的兩個端點處會形成應力集中，這與實際情況是一致的。應力集中區域的最大應力為252 MPa。根據第一強度理論，引起材料斷裂的主要因素是最大拉應力。由于航空鋁合金的拉申極限為412 MPa，因此蒙皮能夠承受此拉應力[10-12]。

圖7 蒙皮的有限元分析最大應力分布圖

綜上所述，在給定裂紋長度和特點的前提條件下，通過上述平臺可以得到飛機蒙皮裂紋補片的幾何尺寸和鉚釘的安裝位置。接下來即可使用專門的加工工具來制作飛機蒙皮裂紋補片。

3 結語

為改進飛機結構修理技能實訓的教學條件，開發了此套飛機蒙皮裂紋補片修理實驗平臺，提高了學生的實訓效率，完善了實訓教學環節。該平臺可以自動生成裂紋修理補片的幾何尺寸和鉚釘孔位置，蒙皮完成裂紋補片修理后，通過CATIA V5有限元建模受力分析及驗證，可知修理后的蒙皮滿足強度要求，因此該實驗平臺的設計開發方案可行。由于補片制作基本原理相同，針對不同形狀的裂紋計算得到的補片尺寸不需要每次都進行應力驗證，故蒙皮受力驗證功能未內嵌到補片生成平臺之中，但平臺得到的補片數據依然可用。

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Development of experimental platform for repairing skin crack patch in aircraft under the teaching environment of skill training

YAN Feng, FU Weigang, ZENG Botao

(Aviation Engineering College, Civil Aviation Flight University of China, Guanghan 618307, China)

In order to improve the training facilities for aircraft structure repair skills, a platform was developed for the production of aircraft skin crack repair patches based on the C++ language, and the size of the patches, the number of rivets, and the location of riveted holes were automatically calculated and positioned. The finite element modeling force of the repaired skin is analyzed and verified in CATIA V5 environment. The results show that the repaired skin strength meets the requirements. The experimental platform design scheme is feasible.

skill practical teaching; aircraft skin crack; patches; experimental platform; finite element force analysis

V215；G642.44

A

1002-4956(2019)09-0198-05

2019-03-23

中央高校教育教學改革專項資金項目（E20170502）；中國民用航空飛行學院科研基金面上項目（J2014-31，J2018-57）；中國民用航空飛行學院科研研究中心經費項目（JG2019-02）

閆鋒（1981—），男，山東魚臺，碩士，副教授，研究方向為民用航空器維修理論與技術。

E-mail: yfcafuc@163.com

10.16791/j.cnki.sjg.2019.09.051