某型飛機(jī)后機(jī)身邊條結(jié)構(gòu)故障分析

李善勛，朱成香，馬常亮，李 瓊，劉 偉

（中航工業(yè)洪都，江西 南昌330024）

0 引 言

某型國產(chǎn)飛機(jī)后邊條維形段結(jié)構(gòu)存在著蒙皮偏薄、剛度較弱等設(shè)計(jì)缺陷，在鑒定試飛過程中陸續(xù)出現(xiàn)蒙皮裂紋、型材斷裂、鉚釘松動(dòng)及掉鉚釘頭等故障，嚴(yán)重影響了該機(jī)型的鑒定試飛計(jì)劃。

經(jīng)對后邊條維形段結(jié)構(gòu)系統(tǒng)、全面、深入地進(jìn)行振動(dòng)、疲勞分析，得出了維形段表面受到不規(guī)則擾流激勵(lì)時(shí)（由于結(jié)構(gòu)外形引起的擾流），在維形段內(nèi)表面引起較大動(dòng)應(yīng)力，此動(dòng)應(yīng)力與循環(huán)應(yīng)力疊加，使得總應(yīng)力較高，導(dǎo)致維形段在較高應(yīng)力水平下出現(xiàn)疲勞破壞現(xiàn)象的結(jié)論。

通過建立有限元細(xì)節(jié)模型，對維形段結(jié)構(gòu)進(jìn)行了頻率特性分析和靜力分析，提出了以“增鉚加強(qiáng)型材”為代表的能夠增加結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度的改裝方案，并對飛機(jī)進(jìn)行改裝試飛驗(yàn)證。經(jīng)5年多的試飛使用，共飛行290小時(shí)，400個(gè)起落，未發(fā)生故障，取得了顯著效果。維形段結(jié)構(gòu)及其在飛機(jī)上的安裝位置見圖1所示。

圖1 維形段結(jié)構(gòu)及安裝位置示意圖

1 對維形段破壞機(jī)理的分析

在外場試飛中，維形段出現(xiàn)故障的部位見圖2所示。故障部位主要集中于上、下蒙皮與焊接盒段連接處、內(nèi)蒙皮、下蒙皮及連接內(nèi)蒙皮和下蒙皮的縱向型材，故障模式主要有：鉚釘松動(dòng)、掉鉚釘、蒙皮裂紋和型材斷裂，且一般都出現(xiàn)在飛機(jī)完成大速度飛行科目后。通過對連接內(nèi)蒙皮及下蒙皮的縱向斷裂型材做理化測試分析，認(rèn)為其斷裂是由典型的疲勞損傷引起的，其顯著特點(diǎn)是低循環(huán)、高應(yīng)力。考慮型材倒圓角處的應(yīng)力集中因素，如此高的應(yīng)力水平絕非單純氣動(dòng)載荷所引起，一定還有其他尚未考慮的附加載荷客觀存在。

依據(jù)分析，在飛機(jī)機(jī)尾罩與后邊條維形段之間存在著由于結(jié)構(gòu)外形引起的不穩(wěn)定的擾流，由此會對維形段產(chǎn)生激振，且振動(dòng)量級會隨著飛機(jī)飛行速度的增加而逐漸增大。通過在機(jī)尾罩貼振動(dòng)傳感器，在飛行過程中對機(jī)尾罩的振動(dòng)加速度和振幅進(jìn)行實(shí)測，測試結(jié)果表明，機(jī)尾罩處的振動(dòng)加速度和振幅遠(yuǎn)大于機(jī)身其他部位，擾流激振現(xiàn)象確實(shí)存在。

就維形段本身結(jié)構(gòu)而言，上、下、內(nèi)、外四塊蒙皮均是材料為LY12厚度為1.0mm的薄蒙皮，連接四塊蒙皮的型材材料為LY12-M-δ1.2，其結(jié)構(gòu)在氣動(dòng)載荷作用下的靜強(qiáng)度滿足要求。動(dòng)強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度理論分析、試飛測試證實(shí)，維形段故障主要原因是尾部不穩(wěn)定擾流引起了振動(dòng)，導(dǎo)致維形段在振動(dòng)和循環(huán)載荷的耦合環(huán)境下過早發(fā)生疲勞破壞。為此，通過提高結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度，降低動(dòng)/疲耦合應(yīng)力水平，從而使維形段的使用壽命顯著提高。

2 結(jié)構(gòu)改裝方案確定

2.1 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)原則

某型飛機(jī)已經(jīng)小批量生產(chǎn)，且有部分飛機(jī)在外場試飛鑒定，因此，維形段結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改裝方案必須滿足在外場實(shí)施方便、周期短、工作量小的要求。基于以上原因，在確定維形段結(jié)構(gòu)改裝方案時(shí)制定了以下原則：

1）便于外場實(shí)施，以最小的更改達(dá)到有效的排故目的；

2）提高維形段的強(qiáng)度、剛度和承載能力，降低總體應(yīng)力水平；

3）通過合理布置型材，降低、抑制振動(dòng)響應(yīng)，提高振動(dòng)疲勞壽命；

4）保證不將損傷轉(zhuǎn)嫁到周邊其他結(jié)構(gòu)上；

5）盡可能降低改裝成本和裝配難度，嚴(yán)格控制改裝引起的重量增加。

圖2 維形段結(jié)構(gòu)故障部位示意圖

經(jīng)過認(rèn)真分析研究，最終確定了通過采用在壁板上合理布置加強(qiáng)型材，提高壁板的強(qiáng)度與剛度，降低局部應(yīng)力水平的改裝方案。

2.2 壁板加強(qiáng)設(shè)計(jì)方案

根據(jù)以上設(shè)計(jì)原則，壁板加強(qiáng)方案對維形段結(jié)構(gòu)做的主要更改如下（見圖3所示）。

圖3 壁板加強(qiáng)方案結(jié)構(gòu)示意圖

1）在上、下蒙皮上各鉚接3根加強(qiáng)型材，在內(nèi)、外蒙皮上各鉚接2根加強(qiáng)型材，加強(qiáng)型材材料為LY12-M-δ1.2，型材布置位置根據(jù)強(qiáng)度分析和頻率分析不斷迭代優(yōu)化確定；

2）加強(qiáng)型材與上、下、外側(cè)蒙皮用Q/5A1261-3×L單面埋頭鉚釘連接，內(nèi)蒙皮與加強(qiáng)型材用CR3214-4-2抽釘連接。

3 頻率儲備及靜力分析

3.1 頻率儲備分析

經(jīng)討論，故障處可能存在頻率為100Hz左右的氣流擾動(dòng)力，根據(jù)振動(dòng)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，需保證結(jié)構(gòu)固有頻率避開上述擾動(dòng)氣流頻率，并保留足夠的頻率儲備裕度，故對改進(jìn)前、后的維形段結(jié)構(gòu)進(jìn)行了模態(tài)分析，改進(jìn)前、后維形段結(jié)構(gòu)固有頻率見表1所示，改進(jìn)前、后維形段結(jié)構(gòu)振型見圖4、圖5所示。

表1 維形段模態(tài)分析

考慮頻率儲備系數(shù)1.414，從表1可以看出，改進(jìn)前結(jié)構(gòu)頻率與氣動(dòng)擾動(dòng)頻率比較靠近，改進(jìn)后結(jié)構(gòu)頻率滿足要求。

圖4 改進(jìn)前維形段結(jié)構(gòu)振型圖

圖5 改進(jìn)后維形段結(jié)構(gòu)振型圖

3.2 靜力分析

由于無法獲得準(zhǔn)確的氣動(dòng)載荷，故對改進(jìn)前后維形段結(jié)構(gòu)施加相同的氣動(dòng)載荷（0.02MPa），通過有限元計(jì)算獲取改進(jìn)前、后結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布及應(yīng)力大小變化情況，計(jì)算結(jié)果見圖6～圖8。

圖6 改進(jìn)前結(jié)構(gòu)蒙皮應(yīng)力分布情況

從圖6～圖8可知，改進(jìn)后蒙皮的應(yīng)力水平明顯降低，最大應(yīng)力僅為改進(jìn)前的一半左右，縱向型材的最大應(yīng)力為135MPa，滿足靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

圖7 改進(jìn)后結(jié)構(gòu)蒙皮應(yīng)力分布情況

圖8 改進(jìn)后型材應(yīng)力云圖

4 結(jié) 語

后邊條維形段結(jié)構(gòu)改進(jìn)方案使壁板結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度顯著增加，結(jié)構(gòu)的固有頻率明顯提高，其振動(dòng)疲勞特性也有了明顯的改善；同時(shí)，改進(jìn)方案充分考慮了生產(chǎn)成本和裝配難度，可滿足飛機(jī)改裝的各項(xiàng)要求。

[1]飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊10，北京：航空工業(yè)出版社，1996.

[2]張阿舟，諸德超，姚起杭，等.實(shí)用振動(dòng)工程[M].第二卷.北京：航空工業(yè)出版社，1997.

[3]張阿舟，姚起杭.振動(dòng)制造工程[M].北京：航空工業(yè)出版社，1989.