某型飛機疲勞試驗中的損傷特點分析

(中國飛機強度研究所, 西安 710065)

飛機進行疲勞試驗的目的是通過疲勞試驗暴露飛機結構的疲勞薄弱部位,同時獲取飛機的裂紋形成壽命、裂紋擴展壽命等數據。而對疲勞試驗中通過無損檢測發現的損傷進行分析，對外場飛機檢測維修手冊的制定具有重要的參考意義。

1 檢測部位及檢測方法

用于疲勞試驗的飛機是沒有機載設備、發動機、機輪及地板的飛機外殼體結構。雖為殼體結構，但其亦是一個由多種單一零部件產品組裝成的龐大結構系統。因此，在無損檢測過程中，檢測對象結構復雜，大多數情況下不能采用自動化設備進行檢測。同時檢測環境復雜，機身外部特別是機翼覆蓋有大量加載點，其拉升作動筒或鋼絲繩會限制檢測人員的活動范圍，所以在飛機全機疲勞試驗過程中除設置了周期檢測、壽命檢測外，檢測任務最重的是每個試驗日的日常檢測，這也使得目視檢測成為全機疲勞試驗中最為常見的檢測方法，其工作量占整個檢測量的80%以上，與外場民航目視檢測任務量一致[1]；其次是渦流檢測，其主要用于特定部位的周期檢測、以及目視檢測懷疑部位的確認檢測；其后是用于損傷形貌顯示的著色滲透檢測。

2 檢測結果

某型機采用傳統的鋁合金做為主體材料，外加高強度鋼結構的起落架。目前試驗已完成整個試驗預定壽命的75%，共發現234個損傷。筆者將從損傷類型、損傷出現部位、部分裂紋損傷的擴展等3個方面對無損檢測發現的損傷特點進行分析。

2.1 損傷類型

在已發現的234個損傷中，裂紋有202條，螺栓或鉚釘緊固件斷裂了27顆，變形等其他損傷有5處，統計結果如圖1所示。

圖1 某型機損傷類型統計

從損傷類型統計中可見，裂紋類損傷是該型機出現的最多損傷。

2.2 損傷出現部位及其原因分析

對發現損傷的部位在機體上的分布情況進行分析發現，這些損傷主要集中出現在飛機的5個部位，詳見圖2。

圖2 損傷部位分布圖

從圖2可以看出，損傷主要出現在機身12長桁～13長桁之間的蒙皮鉚接孔邊部位，該區域發現裂紋總量為102條，占整個損傷比為43.6%。對該機機身部件疲勞試驗件的裂紋數據進行分析發現，在該區域發現的裂紋所占比也較高。該機型機身采用的是桁條式結構，這種結構的特點是易于保持機身外形，改善機身的空氣動力性能，但機身所受的剪切力全部由蒙皮承受[2]。圖3所示為機身圓截面受力示意，12長桁與13長桁分別位于上半機身蒙皮與下半機身蒙皮對接區的兩側。飛機的疲勞試驗模擬的是飛機的飛行過程，在飛行過程中機身受地-空-地循環載荷作用,即機身艙受到增壓與減壓作用，在這種多次交變載荷的作用下，對縫兩側鉚釘與鉚釘孔邊易出現微動磨損，從而使得疲勞裂紋萌生、長大。

圖3 機身圓截面受力示意

同一區域范圍內出現大量的裂紋，說明該區域為該型飛機的一處薄弱部位。在后續的飛機疲勞試驗或與該型機有同類結構的飛機無損檢測過程中，應加強對該類區域的檢測。

2.3 部分裂紋損傷的擴展

全機疲勞試驗和損傷容限試驗的目的之一，是確定裂紋擴展壽命，驗證裂紋擴展分析方法的正確性[3]。在疲勞試驗過程中,對70條裂紋進行了損傷長度擴展監測。這70條裂紋分別位于受載較大的中央翼，中央翼與機翼、機身連接區及裂紋出現較多的12～13長桁之間的蒙皮上。這些裂紋都有不同程度的擴展，筆者就其中有代表性的裂紋進行了損傷擴展分析。

2.3.1 單條擴展裂紋

某隔板位于該型飛機中央翼翼盒短框處，試驗進行到5219次起落時，發現隔板左側R區出現裂紋，對右側進行滲透檢測，未見裂紋顯示。試驗進行到6 953次起落時，右側R區出現裂紋。隔板裂紋的擴展信息，如表1所示。圖4為該裂紋初始發現時的外觀，圖5為修理前裂紋的擴展圖。

表1 隔板左右裂紋的擴展信息

2.3.2 合并擴展裂紋

鉚接被廣泛應用于飛機結構的裝配連接中，應力集中會使連接部位成為疲勞薄弱部位[4]，因此鉚接區極易出現疲勞裂紋，甚至多條裂紋，而這些裂紋大多在擴展過程中出現了合并擴展。表2，3為某隔板緣條裂紋擴展信息(表中長度包含鉚釘直徑)，其裂紋擴展圖如圖6，7所示；表4為12與13長桁之間蒙皮裂紋擴展信息(表中長度包含鉚釘直徑)，其裂紋擴展圖如圖8，9所示。

2.3.3 裂紋擴展分析

將隔板緣條及12與13長桁之間蒙皮這兩處的合并裂紋長度(同一起落數時出現的裂紋長度相加)，進行歸一化處理得到表5,6所示的整合裂紋擴展信息(整合裂紋長度以裂紋1#、裂紋2#、裂紋3#長度之和計)，其擴展速率如圖10，11所示，圖12為中央翼隔板單條裂紋的擴展速率曲線。從裂紋擴展速率曲線可以看出，中央翼隔板單條裂紋的擴展較為單一化，且呈現前期快后期緩慢的趨勢，這是由于隨著裂紋的延長，其尖端的應力得到部分釋放，裂紋的擴展就變得緩慢下來；而合并裂紋呈現較快的擴展趨勢，同時出現了一些波折點，這些波折點為裂紋長度的突變點，這是因為在孔邊多裂紋結構中，各條裂紋之間的相互影響會使各裂紋的擴展速率比只有一條裂紋時的擴展速率更快，當兩條相互靠近的裂紋連接在一起且形成一條連續裂紋時，會使得孔邊多裂紋結構的載荷承受能力急劇下降，從而加劇裂紋的擴展[5]。因此，多裂紋的合并擴展對飛機結構具有極大的危險性，應盡早修理。

圖4 初始發現的隔板裂紋外觀

圖5 修理前隔板裂紋外觀

表2 隔板緣條1#,2#裂紋的擴展信息

表3 隔板緣條1#,2#合并裂紋及3#裂紋的擴展信息

圖6 隔板緣條的首次檢出裂紋外觀

裂紋參數起落數/次25 00026 60127 76328 86130 00032 28034 07736 94140 0001172024302長度/mm-71082971081151203-101441

圖7 隔板緣條的合并裂紋外觀

圖8 12與13長桁之間蒙皮上的首次檢出裂紋外觀

圖9 修理前12與13長桁之間蒙皮上的裂紋外觀

圖10 隔板緣條整合裂紋的擴展速率曲線

圖11 12與13長桁之間蒙皮整合裂紋的擴展速率曲線

圖12 中央翼隔板單條裂紋的擴展速率曲線

3 結論

通過對飛機疲勞試驗中損傷數據的匯總分析，可以看出多裂紋的合并性擴展具有突變性，對飛機結構具有極大的危險性，因此一旦發現某一區域有多裂紋且不停擴展時就應進行修理；相對多裂紋的擴展來說，單裂紋的擴展較為單一，但也不應任由其自由擴展，單裂紋在擴展前期可用打止裂孔的方式來釋放一定的應力，以減緩或阻止其擴展。對其無損數據的匯總分析，可以為此飛機后續的試驗及外場飛機的類比性無損檢測提供一定的參考。

表5 隔板緣條裂紋整合擴展信息

表6 12與13長桁之間蒙皮裂紋整合擴展信息