某型事故飛機機翼損傷修理研究

彭宏偉 胡聰 楊盼/航空工業長沙五七一二飛機工業有限責任公司

1 事件描述

一架飛機在起飛過程中右機輪爆胎，緊急減速后飛機仍沖出跑道，飛機右機翼、右輪轂及副油箱受損，事故未造成人員傷亡。飛機起飛時掛裝副油箱，起飛重量接近12t。

2 飛機損傷情況

損傷集中在右機翼下翼面，有兩個較大損傷區域：右機翼下翼面第1 肋中段損傷，肋邊向內撕裂，損傷面積約為5cm×23cm；前下壁板肋邊向內撕裂，損傷面積約為5cm×23cm（見圖1）。

右機翼下翼面油箱艙后下壁板有一處面積約為16cm×13.4cm 的損傷，損傷處距離第1 肋14cm，距離主梁46cm，距離后梁47cm。拆開機翼上翼面油箱口蓋，發現中隔板與后下壁板在損傷處存在裂紋，裂紋止于螺栓孔，長度約為70mm（見圖2）。

圖1 機翼第1肋中段損傷圖

圖2 下翼面油箱艙后下壁板損傷圖

3 修理原則的制定

3.1 修理原則

1）結構補強按等強度原則。結構修復要保證強度、剛度、疲勞要求；可拆卸的損傷零件應更換為滿足該架飛機技術狀態的新零件；飛機原位修復和局部補強，修復后的結構及連接強度不低于原結構。

2）修理后滿足相關技術條件關于對縫間隙、階差的要求；修理不影響飛機氣動外形。

3）結構修理中對蒙皮對縫階差、間隙、對接、搭接處進行防腐蝕處理，鉚接完成后對各艙涂底漆，機加件、鈑金件的制造需符合技術條件要求。

4）與修理工作相關的結構零部件、相關系統管路、線纜或設備在分解后開始進行結構修理，所有分解的零件和非標緊固件應懸掛標識、分類存放，經檢修合格后應原位安裝，避免串用，不得隨意丟棄。

5）機翼安裝后需結合進行全機水平測量以驗證機翼外形。

3.2 修理要求

1）修理采用等強度原則，使修好的部位保持原來的強度和剛度以及氣動外形，并盡可能控制飛機重量的增加。

2）所有鋁零件均應進行陽極化處理，陽極化處理后涂鋅黃底漆。

3）緊固件的直徑、邊距、排距、鉚距和墩頭尺寸等均應符合強度標準及工藝要求。

4）修理完成后需要進行氣密、油密試驗以及結構強度試驗。

3.3 強度計算

3.3.1 右機翼下翼面第1 肋中段修理處強度計算

如圖3 所示，根據損傷大小和結構情況，切除機翼下翼面約190mm×85mm 的受損區域。對蒙皮修理部位進行等強度計算，基本數據包括：σb為修理部位材料的抗拉強度，483MPa；B1為修理部位損傷挖去的寬度，85mm；B2為修理部位損傷挖去的長度，190mm；T為修理部位厚度，2.5mm；Q為30CrMnSiA 材料M5 螺栓破壞剪力，13400N；對縫接合埋頭螺釘單邊個數n=BTσb/Q，代入上述數值寬n1≈7；長n2≈18。

根據切割區域大小，通過強度計算公式n=BTσb/Q得出選用30CrMnSiA 材料M5 螺栓能滿足靜強度要求，按緊固件排列公式對螺釘進行排布，確定修復方案。確定方案后，對該區域修復后機翼損傷部位結構的變形、應力、釘載情況進行數值模擬（見圖4）。

據美方官方統計，2017年中國對美國出口金額為5056億美元，而美國對中國的逆差金額為3752億美元，導致許多持零和博弈觀點的美國政界人士強烈不滿，近年來從倡導“自由貿易”調整為僅維護本國利益的“貿易保護主義”，這對中國經濟社會發展產生諸多不利影響。

如圖5 所示，該區域最大釘載6078N，最小厚度2.5mm，孔擠壓系數1.4，最 小 凈 邊 距11mm，σb為 下壁板所用2124-T851 鋁合金極限強度440MPa，計算得到孔擠壓安全裕度為0.27，孔剪切安全裕度為1.39。損傷部位結構的應力與釘載均低于設計許用值，釘孔擠壓與剪切裕度均大于0，滿足靜強度設計要求。

圖3 第1肋中段前下壁板損傷切割圖

圖4 第1肋中段前下壁板損傷區域數值模擬圖

圖5 第1肋中段前下壁板損傷區域數值模擬

3.3.2 右機翼下翼面油箱艙后下壁板修理處強度計算

根據損傷大小和結構情況，切割右機翼下翼面油箱艙后下壁板與中隔板，如圖6 所示，確定后下壁板損傷區域，按標記切割損傷區域，面積約為200mm×340mm。

對蒙皮修理部位進行等強度計算，基本數據包括：σb為修理部位材料的抗拉強度，483MPa；B為修理部位損傷挖去的寬度，240mm；T為修理部位厚度，2.5mm；Q為30CrMnSiA 材料M5 螺栓破壞剪力，13400N；對縫接合埋頭螺釘單邊個數n=BTσb/Q，代入上述數值n≈22。

根據切割區域大小，通過計算得出選用30CrMnSiA 材料M5 螺栓能滿足靜強度要求，按緊固件排列公式對螺釘進行排布。確定排布后，對該區域修復后機翼損傷部位結構的變形、應力、釘載情況進行數值模擬（見圖7）。

圖6 右機翼后下壁板損傷切割圖

如圖8 所示，最大釘載9058.3N，最小厚度2.5mm，孔擠壓系數1.8，最小凈邊距11mm，σb為蒙皮所用2124-T851 鋁合金極限強度440MPa，計算得到孔擠壓安全裕度為0.1，孔剪切安全裕度為0.6。損傷部位結構的應力與釘載均低于設計許用值，釘孔擠壓與剪切裕度均大于0，滿足靜強度設計要求。

4 修理實施

4.1 結構修復

1）根據損傷大小和結構情況，切割已損傷的蒙皮，以便進一步檢查損傷情況。

圖7 后下壁板損傷區域數值模擬圖

圖8 后下壁板損傷區域模擬結果圖

圖9 右機翼下翼面第1肋中段損傷修復完成圖

3）根據損傷蒙皮形狀和大小，采用原機蒙皮材料2124-T851 新制補板，采用30CrMnSiA-δ1.5 制作加強件，機上配裝加強件和補板。

4）配裝完成后，對30CrMnSiA加 強 件 進 行 熱 處 理 至σb=（1176±100）MPa，表面處理鍍鋅。

5）安裝螺栓HB1-130-5×L 連接墊板與加強板、加強板與前下壁板。該區域屬于油箱區域，需要進行密封處理，螺栓緊固時需采用濕裝配。在機翼修理過程中，油箱區修理所有緊固件必須濕裝配，油箱密封應先涂增粘底涂NJD-1，對修理區域采用XM-22B 膠進行密封處理，右機翼下翼面第1 肋中段損傷修復見圖9，右機翼后下壁板修復見圖10。

圖10 右機翼后下壁板修復完成圖

4.2 油箱試驗

1）常溫氣密檢查：常溫下通壓力，保持20min，壓力不下降，試驗合格。

2）無壓充油停放試驗：將油箱置于停機狀態，充油80%停放24h，不滲漏，試驗合格。

3）有壓充油停放試驗：將油箱置于停機狀態，充油80%，充壓停放2h，不滲漏、壓力不下降，試驗合格。

4）強度試驗：油箱在常溫下，充油80%，充壓，保持5min，不滲漏、壓力不下降，試驗合格。

5 結論

該事故飛機機翼損傷嚴重，涉及整體油箱等關鍵部位，修復風險和修復難度大。經過對事故飛機機翼的損傷分析、評估，開展強度計算，實施對應的修理措施，實現了機翼整體修復的目標，保證了飛行安全。該機修復后，經機翼氣密、油密試驗以及結構強度試驗，整機裝機后進行水平測量，各項指標均滿足技術要求，投入使用后工作正常。本次事故機機翼修復可為同類損傷的修理提供參考。