某型教練機口蓋裂紋分析與研究

左曉娟，吳根林，張 偉，李燦山

（航空工業洪都，江西 南昌，330024）

0 引 言

現代飛機對功能的要求越來越高，所安裝的各類設備及其天線等附件也更加復雜和精密，對空間和位置也提出了更多的要求，隨著安裝設備數量的增加，對飛機維護性要求也越來越高。現代飛機表面布置了大量的維護口蓋，這就導致種類繁多的天線需要安裝在口蓋上，這些天線作為機身表面的凸出部分，在影響飛機氣動性能的同時，所承受的氣動載荷也復雜多變，當載荷傳遞至口蓋時， 對口蓋也產生了更多的影響，對于這些影響，需提高重視，防范可能出現的危害。

某型教練機在機腹處的口蓋上安裝有通信天線，飛行后檢查發現口蓋在天線的安裝部位有裂紋存在，為避免此類問題重復出現，保證飛機的使用安全，按照設計、制造、使用全生命周期過程中可能導致故障產生的原因進行逐一排查分析，得出最終結論，并針對裂紋產生機理提出改進措施。

1 故障情況說明

1.1 故障口蓋介紹

故障口蓋位于飛機中后段腹部左側位置，由化銑蒙皮與6 根加強型材組合鉚接而成。 口蓋大小約為720mm×400mm，其橫向分別通過13 只M5 的螺栓及托板螺母與前后兩個加強框的下框緣連接；縱向分別通過7 只M6 的螺栓及托板螺母與口框連接。 通信天線通過6 只M5 的托板螺母及螺釘安裝與上述口蓋連接，如圖1 所示，口蓋在天線安裝位置兩側布置了兩只型材進行了加強。

1.2 口蓋裂紋情況介紹

該口蓋裂紋故障，主要是口蓋蒙皮出現裂紋，裂紋位置集中在天線安裝部位兩側的化銑邊緣，如圖2所示，長度可達230mm。

圖1 口蓋安裝情況說明

圖2 口蓋裂紋位置示意圖

2 口蓋裂紋產生原因分析

2.1 裂紋產生機理分析

為確定故障產生的根本原因，現以口蓋裂紋為頂事件進行故障樹分析，對口蓋的設計、制造、使用等全生命周期中可能導致故障產生的因素進行逐一排查，具體見圖3。

圖3 故障樹分析圖

通過上述故障樹分析，引起該口蓋裂紋的可能原因有5 大方面的因素，對這些因素逐一進行分析。

2.1.1 材料因素

發生裂紋的口蓋蒙皮所用材料為LY12-M，是鋁-銅-鎂系可熱處理強化合金，具有較高的強度和塑性，良好的工藝性，以及較好的疲勞性能，裂紋擴展速率低，廣泛用于飛機的主要受力構件，對于此處口蓋蒙皮同樣適用。

檢查故障口蓋的材料入廠文件，該批次材料爐批號及合格證齊備。

將故障口蓋送至理化實驗室，化驗故障口蓋的材料化學成份，分析結果顯示零件的化學成分符合GB/T3190-2008 技術要求。

故可以排除材料存在缺陷的因素導致口蓋產生裂紋的可能。

2.1.2 加工因素

檢查加工工藝文件及零件加工過程， 檢查結果如下：

零件加工采用的工藝方法及工藝流程為：下料→去毛刺→材料鑒別→成形→淬火→校形→電導率檢查→化銑→校形→沖孔→表面處理→標印→成檢，符合產品圖樣及工藝規范要求，能保證產品滿足相關質量技術要求。

零件制造過程均按照工藝指令執行，且各個制造環節都有檢驗驗收合格文件。

對零件淬火→校形加工環節的時間控制進行查驗， 施工記錄上的時間顯示校形工作均是在零件W狀態下完成的（淬火后90 分鐘內）。

對故障零件進行電導率檢查， 測得值在32.18-33.59 之間， 符合 LY12-M-δ3.0 材料電導率值在30.2-35.2 之間的要求。

對故障零件的厚度進行測量，采取多點取樣檢查的方式，所測得的厚度值均在化銑零件壁厚公差范圍內，符合設計要求。對兩件故障件進行了硬度檢測：零件的平均硬度值分別為74.1HRB、74.2HRB， 換算成強度值約為553MPa，滿足強度值要求σ≥390MPa。

故可以排除因制造原因導致裂紋產生的可能。

2.1.3 靜強度因素

1） 通信天線載荷計算

安裝在口蓋上的通信天線，為順流向安裝，主要承受側向載荷，并受飛行的高度、速度、側滑角、側向過載等因素影響。以氣動專業采集的實際飛行數據為基礎，計算得到飛行中各工況下通信天線載荷結果，未超出通信天線設計使用氣動載荷（限制載荷）。因此按照設計使用氣動載荷中最嚴重工況（KY03）加載在通信天線形心，計算此時口蓋應力分布情況。

2） 有限元模型建立及計算結果

依據口蓋數模，采用殼單元（Shell）建立口蓋有限元模型， 通信天線與口蓋之間的托板螺母采用MPC單元模擬， 在口蓋四周托板螺母連接處施加X、Y、Z三個方向平動位移約束，在通信天線形心處施加通信天線氣動載荷（并考慮載荷不確定系數1.5），進行有限元應力分析。口蓋及通信天線有限元模型如圖4 所示；口蓋最大變形為2.51mm（載荷情況：KY03），如圖5 所示；口蓋最大Von-Mises 應力為193MPa（載荷情況：KY03），如圖6 所示；口蓋最大主應力為121MPa（載荷情況：KY03）， 如圖 7 所示。 口蓋安全余量為1.02，在設計載荷情況下口蓋滿足強度設計要求。

故可排除口蓋由于載荷超過設計值產生靜強度破壞情況。

圖4 通信天線及口蓋有限元模型

圖5 口蓋最大變形（載荷情況：KY03） 單位：mm

2.1.4 常規疲勞強度因素

在KY03 設計載荷情況下，口蓋最大主應力為121MPa，則飛行時口蓋最大主應力為19 MPa，遠小于LY12 材料的疲勞極限。

故可排除口蓋由于設計時應力水平控制過高產生常規疲勞破壞情況。

圖6 口蓋最大Von-Mises 應力云圖（載荷情況：KY03）單位：MPa

圖7 口蓋最大主應力云圖（載荷情況：KY03）單位：MPa

2.1.5 振動疲勞強度因素

由于通信天線凸出飛機下表面，切割氣流時會拖出周期性的脫體渦，在天線上面形成脈動壓力，引起天線振動，并經由連接的6 只螺釘傳遞至口蓋上，若天線振動頻率與口蓋固有頻率接近，使口蓋處于臨界狀態時，便會導致口蓋產生裂紋。

由于這種氣流脈動帶來的氣動力變化以目前理論分析很難確定，故無法排除振動疲勞強度不足導致故障的可能。

2.2 口蓋裂紋產生機理結論

將產生裂紋的口蓋送至理化實驗室，對故障件裂紋部位進行宏觀觀察、掃描電鏡觀察，分析結果為：故障零件的裂紋均為疲勞裂紋，且為多源疲勞，疲勞源位于銑切凹痕邊界，該處材料截面的變化形成應力集中。

綜上所述，導致口蓋裂紋故障的直接原因是位于化銑凹槽根部處的多源性疲勞，在通信天線表面形成的脈動壓力所引起的振動是疲勞產生的主要能量來源，當其振動傳播至口蓋時，在通信天線安裝部位形成交變載荷，并在口蓋的化銑凹槽邊界橫截面積突變處形成應力集中，此處為力的作用點，兩者接合導致疲勞裂紋的產生。

3 改進措施

口蓋改進主要考慮以下兩個方向：

1） 加強口蓋的剛度、更改口蓋的固有頻率以避開振動的頻率；

2） 更改口蓋的橫截面積突變位置，防止通信天線傳遞的載荷在界面突變位置形成應力集中，產生疲勞。

基于上述考慮， 將原鈑鉚口蓋改為整體機加口蓋，用整體機加筋條代替原鉚接型材，將天線安裝區域附近原1.5mm 蒙皮加厚至3mm， 并在縱向筋條前后兩端增加5mm 的橫向筋條，提高口蓋局部剛度；取消了天線安裝部位兩側的下陷，避免了在天線安裝點的集中載荷附近存在應力集中的情況，具體見圖8。

對機加口蓋進行強度分析，機加口蓋的口蓋最大Von-Mises 應力為202MPa，發生在筋條上，如圖9 所示。 口蓋安全余量為0.93，故口蓋強度足夠。

對機加口蓋進行模態分析，口蓋一階模態頻率為254.92Hz，如圖10 所示。 較原鈑鉚結構加大，更易避開通信天線的振動頻率。

該口蓋在飛機上實施后，經過多個架次多個科目的飛行驗證，未有裂紋產生，故此方案能有效解決口蓋裂紋問題。

圖8 口蓋整體機加改進方案

圖9 機加口蓋Von-Mises 應力云圖

圖10 整體機加改進方案口蓋一階模態

4 結 論

綜上所述，導致某型教練機口蓋裂紋產生的主要原因是天線外形切割氣流拖出周期性的脫體渦，在天線上面形成脈動壓力，引起通信天線發生振動，并與口蓋結構固有頻率接近，導致口蓋蒙皮在橫截面積突變部位產生裂紋。為此，更改口蓋結構形式，提高口蓋固有頻率，使其與通信天線振動頻率錯開，同時更改口蓋橫截面積突變位置， 增大與天線安裝螺釘的距離，避免產生應力集中，該改進方案經多個架次的飛行驗證，口蓋未再產生裂紋，表明口蓋加強方案是有效的。