A320機翼結構部段的超手冊損傷與修理評估

戴蔚杰,陸曉華,左洪福

(南京航空航天大學 民航學院，南京 211106)

1 引言

空客A320是民航機中比較成熟的一款飛機，其機翼部段的修理分析也是學術界較為關注的領域。對于常見的穿孔、裂紋等類型的損傷如果沒有超出可修理標準，則航司一般按照修理手冊內工藝程序進行修理即可；如果結構損傷超出手冊內規定的可修理標準，則需向制造商報告，并請其制定相應的修理方案供航司或第三方修理單位實施修理[1]。在此過程中，等待返回修理方案的周期一般較長或者支付的技術支持費用可能較高，且無法從機理上掌握結構修理恢復程度；如遇航材調度困難，則更需重新制定修理方案，造成更長的修理周期和更多的支出成本。因此，具備一定規模和修理能力的航司都會根據航材儲備和運力需求，提出基于經驗的超手冊修理預方案，供制造商評估并快速響應回復。但修理經驗有時較為粗獷，且不同的工程師對經驗的判斷也不盡相同，因此擬從結構損傷修理仿真角度對修理參數進行效能分析，為航司提出的修理預方案提供更加準確的技術參考。以A320機翼結構典型部段為研究對象進行有限元建模分析。由于飛機在進近著陸階段縫翼處于放下狀態，露出的機翼固定前緣結構遭遇鳥撞或者外物撞擊損傷的機率將大大增加，因此選取A320機翼在縫翼放下狀態下機翼固定前緣結構部段進行仿真建模，分析損傷結構的剩余承載力，并評估其修理效能。

目前，許多學者已經對機翼部段結構件的損傷與修理展開了研究。趙璽[2]采用PATRAN軟件建立機翼壁板裂紋試驗件有限元模型，進行單位載荷下各零件的應力分析并判斷零件危險點位置，進行損傷有限分析。時長長[3]針對A320機翼主承力結構蒙皮腐蝕問題，研發了修理工具并制定了油箱封膠方案，成功完成了A320系列飛機機翼主承力結構蒙皮修理工作。王博等[4]采用托底平補法對蒙皮破孔進行修理，設計了修理方案并通過計算校核和有限元分析，驗證了維修方案的可行性。梁赟[5]建立了蒙皮上裂紋和止裂孔的有限元分析模型，發現，隨著止裂孔相對直徑的增加，止裂孔對蒙皮應力集中的改善效果有所提升。孔婷婷等[6]使用改進的裂紋閉合積分方法(MCCI)對典型機翼整體機加壁板的裂紋擴展及剩余強度試驗進行了分析預測與試驗。表明預測的裂紋擴展壽命及剩余強度載荷與實際試驗結果的偏差在可接受的范圍內。Waleed Bin Yousuf等[7]采用粒子濾波器的統計框架預測民航機結構件中的裂紋擴展，并在一在役客機機翼結構的埋頭鉚釘孔周圍裂紋擴展的案例研究中驗證了該方法的準確性。J.Wang等[8]將粘合補片與其他增強受損結構剩余強度的方法相結合，對受損機翼結構展開修理，證明這一混合修復方法實現了顯著的剩余強度增加，并可以延長結構的疲勞壽命。N.Matthews等[9]針對機翼表面蒙皮腐蝕問題，嘗試使用一種增材制造技術——超音速粒子沉積(SPD)對腐蝕蒙皮進行修理。結果表明，該技術可恢復蒙皮受載情況下的應力場，并保證修理結構的承載能力滿足要求。Petr Augustin[10]使用三維斷裂力學軟件FRANC3D建立了一通勤飛機翼梁底部翼緣的計算模型，使用NASGRO方程和Wheeler延遲模型在AFGROW代碼中計算變幅載荷下的裂紋擴展，并進行了試驗驗證。Byeong-Su Kwak等[11]研究了在彎曲載荷作用下的分層失效的復合材料層合板的2種修理方式——微型螺栓與樹脂注射。該研究證實，在彎曲載荷占主導地位的情況下，將樹脂注入分層以粘合整個分離表面區域的樹脂注入修復比使用微型螺栓更有效。Vladimir Nizev等[12]研究了機翼面板上補片在不同類型的緊固件配合工況下的疲勞裕度，確定緊固件配合的優選類型。Sang-Seon Park等[13]研究了使用微型螺栓修復分層復合材料層合板的方法，發現在總孔面積時，具有多個小孔的層壓板比僅具有單個大孔的層壓板具有更高的抗拉強度。Panagiotis J.Charitidis等[14]用ComsolMultiphysics對機翼面板補片對裂紋擴展的阻滯作用進行了仿真研究，并在試驗中加以驗證。

2 有限元模型的建立

本文中的機翼結構部段屬于機翼的固定前緣部分，位于第二段縫翼對應位置，其在機翼上的具體位置如圖1所示。該機翼結構部段主要由蒙皮、翼肋、長桁等部件構成。對該幾何模型劃分網格，設置全局網格布種尺寸為6 mm，共得到100 759個節點，劃分網格49 389個，其中C3D8R六面體網格14 975個，C3D10四面體網格34 414個，其幾何模型與網格劃分如圖2所示。

圖1 機翼固定前緣結構部段位置示意圖Fig.1 Location of the wing structure section on the fixed leading edge

圖2 機翼結構部段細節模型與網格模型Fig.2 Detailed model and mesh model of a wing structure section

3 材料屬性與失效準則

材料受載時，可以將材料受載階段分為彈性階段、屈服階段、強化階段和破壞階段。在彈性階段，應力與應變成正比，材料受載之后產生彈性應變，卸載之后彈性應變可以完全消失。材料進入屈服階段時，應力基本保持不變、應變顯著增加，產生不可恢復的塑性應變[15]。

本文中有限元分析蒙皮所選用材料和緊固件所選用材料的失效準則為最大應力準則。若存在網格單元所受應力超過屈服強度，進入塑性狀態，產生塑性應變，則判定為結構失效。

本文中有限元模型涉及的機翼結構零件選用金屬材料7050-T7651鋁合金，緊固件選擇2024-T4鋁合金，其相關材料參數分別如表1和表2所示。

表1 7050-T7651鋁合金的材料參數Table 1.Material parameters of aluminum alloy 7050-T7651

表2 2024-T4鋁合金的材料參數Table 2 Material parameters of aluminum alloy 2024-T4

4 機翼結構部段損傷形式及修理設計

凹坑損傷是機翼結構的常見損傷形式，該部段受沖擊后的原始凹坑損傷如圖3所示。長直徑25.2 mm，短直徑21.4 mm，深度為5.2 mm，徑深比為4.85。手冊允許制造商自行修理的凹坑損傷深度最大為5 mm，徑深比最小為20，該損傷的深度和徑深比均超過了手冊允許的極限值，故該損傷屬于超手冊損傷。根據一般修理準則對損傷進行切割，損傷經切割和規則整形后的位置和尺寸如圖4所示，即損傷長度為105 mm，寬度為25 mm，深度為1.6 mm，無裂紋等其他損傷、附近鉚釘沒有丟失。切口中心線到最近一排鉚釘中心線的距離為40 mm，滿足SRM手冊要求的大于15 mm的規定。

圖3 原始凹坑損傷的尺寸Fig.3 Geometric dimension of the original dent

圖4 穿孔損傷機翼結構部段的損傷形式和幾何位置Fig.4 Perforation damage and its location on the wing structure section

對穿孔損傷機翼結構部段進行網格劃分，蒙皮的網格尺寸為3 mm，在方形穿孔損傷周圍將網格尺寸細化至2.5 mm，全結構共得到190 933個節點。劃分網格112 947個，其中C3D8R六面體網格82 659個，C3D10四面體網格30 288個。蒙皮網格劃分如圖5所示。

圖5 穿孔損傷機翼結構部段蒙皮的網格劃分Fig.5 Mesh on the skin of the perforation damage wing structure section

針對機翼結構部段的超手冊損傷，按照一般修理準則，即：應向穿孔內添加填片，并在填片上再添加一層補片。緊固件與補片邊緣之間的邊距應大于等于9 mm，小于鉚釘間距的一半；補片上每一排鉚釘之間間距應相等；填片與補片的厚度應與蒙皮厚度相等，材料相同。針對緊固件，一般修理準則規定，在原有緊固件松動或者需要二次使用原緊固件孔的情況下，需要增加一級或兩級孔徑，修理區域緊固件尺寸以4 mm為宜。根據上述準則，設計了超手冊修理一般參數。即：補片長180 mm，寬120 mm，邊距尺寸為9 mm，補片鉚釘中每排鉚釘的間距為25 mm。填片中鉚釘之間的間距為20 mm，與前、后長桁之間的間距分別為35.6 mm和24.8 mm。填片長105 mm，寬25 mm。超手冊修理一般參數中，填片、補片的厚度設計為1.6 mm，與蒙皮厚度相同，緊固件直徑為4 mm。超手冊修理一般參數機翼結構部段如圖6所示。蒙皮和補片的幾何尺寸與位置如圖7所示。

圖6 修理機翼結構部段的正面視圖Fig.6 Frontal view of the repaired wing structure section

圖7 補片的幾何尺寸與位置Fig.7 Geometric dimensions and location of the patch

對超手冊修理一般參數下機翼結構部段進行網格劃分，蒙皮結構上網格尺寸設置為4 mm，孔周圍細化為3 mm。蒙皮網格劃分如圖8所示。

圖8 超手冊修理一般方案機翼結構部段蒙皮網格劃分Fig.8 Mesh on the skin of the wing structure under an ultra-manual repair general plan

根據SRM手冊中規定，補片材料厚度可以增加一級，即在超手冊修理一般參數的基礎上，將原本1.6 mm厚的補片加厚0.2 mm達到1.8 mm。對補片加厚參數下機翼結構部段進行網格劃分，蒙皮結構上網格尺寸設置為4 mm，孔周圍細化為3 mm。

根據SRM手冊中規定，在原有緊固件松動或者需要二次使用原緊固件孔的情況下，需要增加一級或兩級孔徑。在超手冊修理一般參數的基礎上，將原本直徑4 mm的緊固件擴大一級孔徑至4.4 mm。對緊固件擴孔參數下機翼結構部段進行網格劃分，蒙皮結構上網格尺寸設置為4 mm，孔周圍細化為3 mm。3組修理參數下機翼結構部段劃分的節點與網格數目如表3所示。

表3 3組修理參數下結構部段劃分的網格數目Table 3 Numbers of mesh elements of structure section under three groups of repair parameters

5 超手冊損傷的損傷與修理評估

5.1 初始條件設置

將機翼結構部段的幾何模型導入Abaqus有限元分析軟件中，分別賦予機翼結構部段零件和緊固件材料屬性，并設置靜力通用分析步。機翼部段各零件之間的連接以及緊固件與孔之間均采用tie連接。對蒙皮的一邊以及肋的后表面施加固定約束。

設置加載方式為垂直于蒙皮外表面向下加載，如圖9所示，載荷準靜態加載。由于穿孔類損傷改變了蒙皮表面的承載面積，本文中以臨界承載力作為機翼結構部段的臨界載荷。若加載結束時結構中出現單元屈服，則判定結構失效。

圖9 邊界條件與加載方式Fig.9 Boundary conditions and loading

5.2 損傷前后承載力比較

對原始機翼結構部段施加載荷，使結構在加載末端失效，結構中出現屈服單元。該狀態下對應的承載力即為臨界承載力。當原始機翼結構部段的承載力達到30 330 N時，出現屈服單元，原始機翼結構部段失效，此時原始機翼結構部段的應力分布云圖如圖10(a)所示。

圖10 機翼結構部段臨界載荷下的應力分布云圖Fig.10 Stress distribution under the critical load of the wing structure section

對穿孔損傷機翼結構部段施加載荷，使結構在加載末端失效，結構中出現屈服單元。該狀態下對應的承載力即為臨界承載力。當穿孔損傷機翼結構部段承載力為27 492 N時，出現屈服單元，損傷機翼結構部段失效，相較于原始機翼結構部段的臨界承載力下降了9.36%，由此可見蒙皮結構的穿孔損傷將導致機翼結構部段的承載力出現一定程度的下降。載荷達到臨界承載力時，穿孔損傷機翼結構部段的應力分布云圖如圖10(b)所示。

由臨界載荷下的應力云圖可知，原始機翼結構部段蒙皮上應力分布較為均勻，而蒙皮穿孔損傷周圍出現了一定程度的應力集中，應力因為穿孔損傷而出現了重新分布，在臨界載荷作用下，方孔損傷周圍的應力達到約160 MPa，明顯高于離損傷較遠區域的應力水平。損傷后蒙皮上的應力集中導致了該機翼結構部段臨界承載力下降。無論是在損傷前還是損傷后，長桁的應力水平都高于其他零件。

5.3 超手冊損傷修理效果評估

根據梁艷勤[16]的相關研究，實際修理中，遵循修理結構需滿足原結構臨界承載力的80%的原則，故以此為判據，對相關修理效果進行評估。修理參數匯總表如表4所示。

表4 3組修理參數設計匯總Table 4 Three groups of repair parameters

5.3.1一般修理參數

對超手冊修理一般參數下的機翼結構部段施加載荷，結構在加載末端失效，結構中出現屈服單元，該狀態下對應的承載力即為臨界承載力。當機翼結構部段的承載力達到 28 072 N時，出現屈服單元，機翼結構部段失效。與穿孔損傷件相比，修理后機翼結構部段的臨界承載力有了一定程度的提升，恢復到了原始機翼結構部段的92.56%，損傷結構上安裝了填片和補片，提高了結構的剛度和強度，對于機翼結構部段的臨界承載力恢復起到了一定作用。超手冊修理一般參數下機翼結構部段在臨界承載力下的應力分布云圖和補片的應力分布云圖如圖11(a)、(b)所示。

圖11 超手冊修理一般參數下機翼結構部段臨界載荷下應力分布云圖Fig.11 Stress distribution under the critical load of the wing structure section under ultra-manual repair general parameters

由云圖可知，在臨界承載力下部分孔邊區域出現了應力集中，在臨界載荷作用下，孔邊區域所受應力達到105 MPa左右，高于蒙皮其余區域45 MPa左右的應力水平。長桁所受應力水平高于其他零件。

5.3.2補片加厚修理參數

對補片加厚修理參數下機翼結構部段施加載荷，評估修理效果。當機翼結構部段的承載力達到30 263 N時，出現屈服單元，機翼結構部段失效。經過改進的修理參數進一步提升了機翼結構部段的臨界承載力，使其恢復到原始機翼結構部段的99.78%，相較超手冊修理一般參數，將補片厚度加厚至1.8 mm將會提升結構的臨界承載力。加厚補片進一步增加了結構的整體剛度、強度，提高了結構抵御外力作用的能力，因而提高了結構的臨界承載力。載荷達到臨界承載力時，補片加厚方案機翼結構部段對應的應力分布云圖和補片應力分布云圖如圖12(a)、(b)所示。

圖12 補片加厚參數下機翼結構部段臨界載荷下應力分布云圖Fig.12 Stress distribution under the critical load of the wing structure section under patch thickening parameters

由云圖可知，臨界承載力下部分孔邊區域出現了應力集中，其所受應力達到105MPa左右，高于蒙皮其余區域50MPa左右的應力水平，此時長桁所受應力水平高于其他零件。

5.3.3緊固件擴孔修理參數

對緊固件擴孔修理參數下的機翼結構部段施加載荷，評估修理效果。當機翼結構部段的臨界承載力達到30 229 N時，出現屈服單元，機翼結構部段失效。緊固件擴一級孔至孔徑達到4.4 mm將會提升機翼結構部段的臨界承載力，使其恢復到原始機翼結構部段的99.67%。緊固件擴孔的修理參數，進一步改善了補片、填片與機翼結構部段的連接效果，增強了結構抗外力破壞的能力，提升了結構的臨界承載力。在臨界載荷作用下，緊固件擴孔修理參數下機翼結構部段對應的應力分布云圖和補片應力分布云圖如圖13(a)、(b)所示。

圖13 緊固件擴孔修理參數下機翼結構部段臨界載荷下應力分布云圖Fig.13 Stress distribution under the critical load of the wing structure section under fastener reaming

由云圖可知在臨界載荷作用下部分孔邊出現了應力集中，其所受應力達到105 MPa左右，高于蒙皮其余區域 45 MPa左右的應力水平，此時長桁所受應力水平高于其他零件。

5.3.4不同修理參數的效果評估

設計的3組超手冊修理參數都在一定程度上提高了損傷機翼結構部段的臨界承載力。其中，超手冊修理一般參數下，損傷機翼結構部段安裝了填片和補片后，強度、剛度較修理前得到了一定提升，應力集中程度有所緩解，其臨界承載力恢復到了原始結構的92.56%。補片加厚參數下，機翼結構部段的強度、剛度得到進一步提升，臨界承載力恢復到了原始結構的99.78%。緊固件擴孔修理參數增強了填片、補片與蒙皮之間的連接作用，從而在一般參數的基礎上將結構的臨界承載力提升到原始結構的99.67%。不同修理參數下機翼結構部段的臨界承載力分析結果如表5所示。

表5 各修理參數下機翼結構部段臨界承載力分析結果Table 5 Comparison of critical bearing capacities of wing structure sections under different repair parameters

設計的3組修理參數均將結構的臨界承載力恢復到了原結構的80%以上，因此3組參數均滿足修理原則要求，可以為機翼結構的超手冊修理提供技術支持。

6 結論

通過對3組超手冊損傷修理參數的設計和效果分析，可以得出如下結論：

1) 超手冊修理一般參數的臨界承載力稍小，但修理周期較短，成本較低，適用于對修理效果要求不是特別高而需要控制成本的修理場景。

2) 補片加厚參數和緊固件擴孔參數的臨界承載力與原始機翼結構部段基本相同，但修理周期更長且成本更高，適用于對修理要求較高的修理場景。

3) 原始機翼結構部段的臨界承載力為30 330 N,穿孔損傷使機翼結構部段的臨界承載力下降了9.36%，超手冊修理一般參數可以將臨界承載力恢復到原始機翼結構部段的92.56%。而在超手冊修理一般參數基礎上設計的補片加厚參數和緊固件擴孔參數則可以進一步將結構的臨界承載力恢復到原始部段的99.78%和99.67%。

本文中評估了機翼結構部段超手冊損傷狀態下的剩余承載力，同時建立了部件損傷尺寸與剩余承載力之間的關聯。本文中提出的3組超手冊修理參數均滿足一般修理原則要求，從損傷機理和結構特征出發，為運營商提供了技術方案的理論支持，也為超手冊維修方案奠定了技術基礎，可供運營商在實際工程中制定修理方案過程時，權衡各種因素進行技術方案決策時參考，同時也為國產民機的設計改進和維修決策提供了分析方法。

關于超手冊損傷以及修理，后續還可以對修理前后機翼結構部段開展模態分析和屈曲分析，從振動、固有頻率的角度探討修理方案的實際修理效果，該類分析也是未來研究的方向之一。