飛機整體壁板增設(shè)放油口修理方法研究

孔德良

（陜西飛機工業(yè)有限責(zé)任公司，陜西漢中 723000）

0.概述

隨著航空制造業(yè)不斷發(fā)展，鋁合金材料具有良好的延展性和重量輕，易于切削等優(yōu)點，在飛機設(shè)計和制造領(lǐng)域扮演者不可缺少的角色。目前現(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計通常采取體壁板設(shè)計形式。整體壁板將蒙皮、長桁、對接接頭及各種口框結(jié)構(gòu)等結(jié)構(gòu)集合在一起整體壁板不僅構(gòu)成飛機氣動外形的重要組成部分，同時也是機身、機翼等主要的成立構(gòu)件。因此，先進飛機的整體壁板不僅具有復(fù)雜的雙曲率外形，還具有復(fù)雜的內(nèi)部結(jié)構(gòu)，如整體加強凸臺、口框、肋、筋條等。這樣的結(jié)構(gòu)不僅減少了結(jié)構(gòu)零件數(shù)量，生產(chǎn)安裝時協(xié)調(diào)環(huán)節(jié)少，裝配簡單等優(yōu)點，還減輕了重量，具有更好的強度和剛度，良好的經(jīng)濟型、耐久性等飛機品質(zhì)。但是在后期的維修方面比鉚接、螺接而成的機翼結(jié)構(gòu)相比較，其維護難度很大。因此，整體壁板的維修方法需要去研究和關(guān)注。

本文件研究整體壁板的維修方法，以某飛機整體壁板為例。該飛機在外場維護時發(fā)現(xiàn)，機翼油箱死油較多，沉淀放不出，不便于維護，建議在增加1個放油口。該飛機在需要增開放油口的區(qū)域僅有蒙皮，無加強凸臺。

1.整體壁板增開放油口維修方法

在機翼壁板上增開放油口后，需要對放油口區(qū)域進行補強，以保證機翼氣動外形不變化，飛機性能不降低，機翼結(jié)構(gòu)疲勞壽命不下降，切滿足油箱放余油的維護需求。結(jié)構(gòu)補強方式需要從壁板結(jié)構(gòu)形式、裝配工藝流程及方法等方面進行分析，制定具體的解決措施。通過綜合考慮，制定了3種維修方案[1-2]。一是換裝帶有凸臺的壁板；二是內(nèi)部加強方案；三是外部加強方案。換裝帶有凸臺的壁板存在中外翼翼盒外形無法保證及全機水平測量有超差風(fēng)險，換裝后可能存在對接端面壁厚精加工變薄、連接孔孔徑變大、翼盒變形等新的超差風(fēng)險，壁板換裝周期等不利因素。內(nèi)部加強方式受內(nèi)部空間影響較大。某型機該壁板存在結(jié)構(gòu)空間較小，開孔區(qū)比較大，且開孔區(qū)附近有長桁，開孔后距離長桁僅剩余12.75mm。增開放油口后靠近長桁區(qū)域為高應(yīng)力區(qū)，該高應(yīng)力區(qū)主要為增開放油孔引起。壁板內(nèi)部補強方式，不能有效的降低距離開孔對壁板帶來的應(yīng)力集中影響，無法滿足強度要求。外部加強方案不受結(jié)構(gòu)空間限制，可在壁板內(nèi)外表面增加局部加強零件，且僅拆除局部壁板搭接連接件，從工藝、結(jié)構(gòu)方面是可行的，但是外部補強影響氣動及結(jié)構(gòu)強度，需要對機翼氣動性能、結(jié)構(gòu)強度進行分析。某型機在壁板增設(shè)放油口后就采用內(nèi)外部補強方案。

某型機補強措施如：（1）機翼壁板肋間開口，開口區(qū)外側(cè)布置加強板，加強板材料與下翼面材料相同，且加強板厚度沿翼展方向兩端薄中間厚。某型機兩端最薄處3.5mm，中間最厚處7mm；（2）機翼壁板內(nèi)側(cè)相應(yīng)增加分塊式加強板。某型機加強板厚度為4mm，加強板材料為1161T；（3）內(nèi)外加強板與4號壁板通過鉚釘連接（兩塊壁板搭縫處連接除外）。若加強板延伸至兩塊壁板搭接處，則搭接處連接件需要特制或加大一號。某型機翼展方向端頭兩排鉚釘直徑為6mm，其余為鉚釘直徑為5mm；兩塊壁板搭接處采用特制螺栓（直徑加大0.5mm）。

2.結(jié)構(gòu)氣動特性影響分析

在外部增加加強板后，可能對機翼氣動特性有影響，需要進行進一步的分析。某型機采用ANSYS ICEM軟件生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，針對外部增加加強板的方案，對機翼加裝加強板構(gòu)型、機翼原始構(gòu)型進行二維剖面CFD數(shù)值模擬仿真，對比分析加強板引起的氣動特性影響量。流場求解采用ANSYS FLUENT軟件進行數(shù)值求解。其中，湍流模型為SST（Shear Stress Transport）k-ω兩方程模型，解法為壓力與速度耦合（couple）法。

CFD數(shù)值模擬結(jié)果表明，加強板剖面使機翼典型飛行迎角下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)變化小，折算至全機可知左右機翼加裝加強板引起的升、阻系數(shù)變化約為全機的0.02%、0.01%。壓力云圖、流線表明，加強板僅使局部附近區(qū)域壓力分布、流線略有變化，不影響翼面整體的壓力分布和流線。

從空氣動力理論上分析，飛機的氣動力與氣動力系數(shù)、機翼面積直接相關(guān)。加強板凸出外形，按平板附面層理論，加強板處于氣流附面層內(nèi)，因此加強板附近的氣流速度較低，產(chǎn)生的附加氣動力較??；另外加強板的面積占機翼面積的很小，對整個全機的氣動特性影響極小?？芍?，某型機修理方案對全機氣動特性影響極小，不影響飛機的正常使用。

3.補強后結(jié)構(gòu)強度分析

3.1 概述

整體壁板增設(shè)放油口后對結(jié)構(gòu)進行補強，需要分析補強后結(jié)構(gòu)的應(yīng)力。通常計算結(jié)構(gòu)應(yīng)力采用有限元仿真軟件，建立有限元模型，利用有限元結(jié)果分析結(jié)構(gòu)的強度。某型機建立補強后結(jié)構(gòu)的局部有限元模型，利用有限元結(jié)果分析了補強后結(jié)構(gòu)的靜強度和疲勞特性。

3.2 有限元模型簡化原則

某型機采用ABAQUS建立放油口補強后結(jié)構(gòu)有限元模型計算放油口加強方案細節(jié)應(yīng)力，模型范圍取壁板兩肋間結(jié)構(gòu)。模型中墊板與壁板均簡化為殼元（shell），墊板與壁板連接簡化為釘元（fastener），模型單元尺寸取2mm。釘元剪切剛度計算公式如下。

式中：G—螺栓、鉚釘剪切模量；E—螺栓、鉚釘彈性模量；Ejy—螺栓、鉚釘擠壓模量；Ecjy—上板擠壓模量；Ezhjy—下板擠壓模量；tsh—上板厚度；txi—下板厚度；D—緊固件直徑。

模型中各規(guī)格連接件根據(jù)其連接的板元厚度計算出剪切剛度。模型沿展向一端約束其展向位移，另一端加載。因機翼下壁板展向應(yīng)力遠大于弦向應(yīng)力及剪應(yīng)力，模型僅沿機翼展向加載100MPa的單位載荷。

3.3 加強后結(jié)構(gòu)靜強度分析

壁板在放油孔邊平均應(yīng)力為106MPa,遠離孔邊平均應(yīng)力為65.9MPa；內(nèi)部加強板在放油孔周邊平均應(yīng)力為110MPa，遠離孔邊平均應(yīng)力為65MPa；外部加強板在放油孔開孔周邊平均應(yīng)力為60MPa，遠離孔邊平均應(yīng)力為45MPa；φ6鉚釘最大釘載為2273N?？芍?，放油孔邊應(yīng)力較高，僅分析孔邊強度。

壁板材料為1161T，其極限強度為431MPa。根據(jù)整體有限元分析結(jié)構(gòu)，該部位設(shè)計載荷下應(yīng)力為342.4MPa。根據(jù)細節(jié)有限元模型應(yīng)力結(jié)果折算出壁板放油口區(qū)域的應(yīng)力。

壁板放油口局部應(yīng)力：

σ1=342.4×106/100=362.94MPa。

η=431/362.94=1.19

內(nèi)部加強板在放油口局部應(yīng)力：

σ3=342.4×110/100=376.64MPa。

η=431/376.64=1.14

外部加強板在放油口局部應(yīng)力：

σ2=342.4×60/100=205.44MPa。

η=431/205.44=2.10

鉚釘釘載P：

P=342.4×2273/100=7782.75N

φ6鉚釘破壞剪力為6965.1N

η=6965.1/（7782.75/2）=1.79

壁板釘孔許用擠壓強度Pjy2：

Pjy2=431×5.2×6.0=13447.2N

η=13447.2/7782.75=1.73

內(nèi)部加強板釘孔許用擠壓強度Pjy1：

Pjy1=431×4.0×6.0=10344N

η=10344/（7782.75/2）=2.66

內(nèi)部加強板結(jié)構(gòu)能滿足靜強度設(shè)計要求

外部加強板釘孔許用擠壓強度Pjy1：

Pjy1=431×3.5×6.0=9051N

η=9051/（7782.75/2）=2.32

加強后結(jié)構(gòu)能夠滿足靜強度設(shè)計要求。

3.4 加強后結(jié)構(gòu)疲勞分析

3.4.1 細節(jié)選取

由細節(jié)應(yīng)力分析可知，壁板上放油口處存在應(yīng)力集中，最大應(yīng)力為147.8MPa,取其為分析細節(jié)1；機翼壁板與加強板連接的兩端（展向）釘孔釘載及旁載均較大，其中9長桁前的端頭釘孔釘載及旁載最大，取其為分析細節(jié)2。

細節(jié)1采用名義應(yīng)力法進行壽命評估。選取放油孔邊應(yīng)力云圖上面積較大且應(yīng)力變化較平坦區(qū)域應(yīng)力為參考應(yīng)力（約75MPa），則應(yīng)力集中系數(shù)Kt=147.8/75=1.97；細節(jié)2為釘孔細節(jié)，采用應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法（SSF）對其進行壽命評估。

在單軸疲勞載荷作用下，結(jié)構(gòu)連接件的載荷P，一部分由緊固件傳走，稱作釘傳載荷R；另一部分由基板承受，稱作旁路載荷Pp（Pp=P-R）。兩部分載荷引起的最大應(yīng)力為：

式中：R—釘傳載荷；Pp—旁路載荷；D—緊固件直徑；t—板厚；W—板寬；θ—擠壓分布系數(shù)，考慮擠壓應(yīng)力沿板厚的變化；Kjy—擠壓應(yīng)力集中系數(shù)，見《疲勞分析手冊》；Ktg—凈面積應(yīng)力集中系數(shù)，見《疲勞分析手冊》。

應(yīng)力集中系數(shù)：

式中：σck—凈面積參考應(yīng)力。

考慮到孔表面狀態(tài)和緊固件充填的影響，對綜合應(yīng)力集中系數(shù)進行修正，引入了α、β兩個系數(shù)，α為孔表面狀態(tài)系數(shù)，鉸孔取值為1.0，鉆孔取值為1.1，冷作孔取值0.8～0.9；β為孔充填系數(shù)，鉚釘取值為1.0，螺栓見取值為0.75～0.9。因此，修正后的綜合應(yīng)力集中系數(shù)既反映了孔表面狀態(tài)的影響，又反映了孔充填因素的影響。將修正后的綜合應(yīng)力集中系數(shù)稱為應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)表示為SSF=αβK。

根據(jù)細節(jié)應(yīng)力分析結(jié)果，在100MPa單位應(yīng)力下，釘載為Pd=4423N,板寬根據(jù)釘間距取30mm，則旁載為Pp=σWt-Pd=11177N。

根據(jù)釘載、旁載、釘孔結(jié)構(gòu)參數(shù)計算釘孔的名義應(yīng)力及應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)SSF，應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)計算結(jié)果為2.0。

3.4.2 疲勞壽命估算

根據(jù)全機有限元模型，挑選出對應(yīng)部位壁板間板單元的展向基本工況應(yīng)力轉(zhuǎn)換為各細節(jié)的基本工況名義應(yīng)力。根據(jù)飛機任務(wù)剖面及各典型剖面的任務(wù)段峰谷值規(guī)則，編制細節(jié)1、細節(jié)2的應(yīng)力譜，考慮地空地載荷。

利用等壽命曲線插值得出對應(yīng)于Kt的等壽命曲線，然后經(jīng)上述曲線插值得出不同平均應(yīng)力下的Smax-N曲線，利用分析細節(jié)的循環(huán)應(yīng)力Smax和平均應(yīng)力Sm在Smax-N曲線簇中求出N。

按線性累積損傷理論計算破壞時的飛行起落數(shù)：

式中：TP—到破壞時的飛行起落數(shù)；To—每個循環(huán)塊代表的飛行起落數(shù)；ni—每個循環(huán)塊中第i級應(yīng)力水平作用的循環(huán)次數(shù)；Ni—每級應(yīng)力水平對應(yīng)壽命；m—每個循環(huán)塊中應(yīng)力水平級數(shù)。

疲勞分散系數(shù)取4，各細節(jié)的疲勞壽命，能夠滿足飛機疲勞要求。

4.結(jié)論

整體壁板在增設(shè)放油口，可根據(jù)內(nèi)部空間大小、拆除壁板工藝可行性、補強后結(jié)構(gòu)的強度等方面制定修理措施。某型機采用外部修理方式，從氣動特性、結(jié)構(gòu)強度、工藝性等方面進行了分析。分析結(jié)果表明，外部修理方式能夠滿足飛機設(shè)計要求，該修理方案可行。