楊嘉勤，許光群，姜野，符彬

（1.國營蕪湖機械廠，安徽 蕪湖 241000；2.沈陽飛機設計研究所，沈陽 110000）

某型飛機外翼采用梁式盒段結構，翼盒區(qū)的主承力構件包括上、下壁板，第1、2、3縱墻，第1—20肋。上、下壁板主要承受外翼總體彎矩產生的展向面內拉壓載荷和總體扭矩產生的弦向面內剪切載荷，同時還要承受氣動載荷和局部油壓（機翼油箱區(qū)）引起的面外載荷。第1、2、3縱墻主要用于傳遞氣動載荷產生的剪力，并協同壁板傳遞部分總體彎矩。翼肋主要起弦向維型以及傳遞扭矩的作用，并傳遞局部氣動力、調和墻剪力及壁板剪流，主要內力類型為剪力和彎矩。維護過程中打開右外翼油箱口蓋取出泡沫后，發(fā)現一架飛機外翼第1—2縱墻間第5—8肋下緣條區(qū)域存在不同程度損傷。

1 損傷情況

第1—2縱墻間6、7、8肋與壁板連接的下半肋局部損壞，直角角材、與下壁板長桁連接角材損壞。下壁板第5—8肋間的第3—6長桁立邊、臥邊均有不同程度的分層。第6—8肋間第1縱墻與下壁板連接填角處密封劑有裂口。第5肋上第2—8長桁間填角處密封劑和第4肋上第4—5長桁間填角處密封劑有裂紋。第2—3縱墻間第8肋第12—13長桁處填角處密封劑有裂紋。第7肋上第9—13長桁密封劑填角有長約2 mm，寬約0.1 mm的裂紋。損傷部位結構簡圖及典型損傷如圖1所示。

2 強度計算分析

2.1 理論分析

某型飛機外翼油箱氣密性檢查規(guī)定充壓值為0.04 MPa，在燃油箱靜力試驗情況中極限充壓值為0.135 MPa，試驗時飛機狀態(tài)與氣密性檢查狀態(tài)基本一致。經對損傷飛機破壞形式進行詳細理論分析，結合對外翼油箱區(qū)上、下壁板與第1—9肋連接結構形式對比，認為破壞原因是由于充壓過大，導致上下壁板對肋腹板產生較大 y向拉力。對于上壁板結構，y向拉力通過筋條與腹板連接螺栓直接傳遞，而下壁板結構通過L型材與肋腹板連接，y向拉力在L型材倒角根部產生附加彎矩，從而導致了6、7、8肋處下緣條連接型材破壞，如圖2所示。

2.2 有限元仿真計算

在有限元仿真計算時，在油箱區(qū)施加0.8 MPa（暫定壓力值）均布壓力，進行計算分析，油箱區(qū)有限元模型如圖3所示。

考慮有限元仿真計算模型為板、桿單元，無法真實模擬外翼鈑金肋結構，尤其是下半肋斷裂位置關鍵細節(jié)結構。因此，在施加油箱壓力進行仿真計算分析后，提取了有限元計算結果中肋腹板節(jié)點載荷，并依據真實結構尺寸對各肋下緣條最危險截面進行細節(jié)理論計算。有限元仿真計算各肋載荷見表1。

各肋危險切面處應力為：

式中：K為塑性修正系數。油箱區(qū)各肋下半肋根部危險截面應力計算結果見表2。

經上述計算分析，外翼油箱區(qū)第 4肋、第 6—8肋下半肋危險截面應力水平基本相當，第5肋應力水平相對較小，其他肋應力較低。在0.8 MPa油箱壓力下，仿真分析計算損傷部位與實際結構損傷部位對比如圖4所示。

經分析外翼油箱仿真計算各肋下半肋危險截面應力水平，并將仿真計算損傷部位與實際損傷部位進行對比，可得出以下結論：

1）仿真計算結果與飛機實際損傷情況及損傷位置均一致，因此仿真計算損傷部位結論可作為飛機進一步檢查及維修的依據。

2）結合飛機實際損傷情況，通過將仿真數據最危險下半肋應力反推，判斷實際操作中外翼油箱充壓應在0.5 MPa左右。

表1 有限元仿真計算各肋載荷

表2 郵箱區(qū)各肋危險截面應力計算結果

2.3 靜力試驗數據分析

外翼燃油箱靜力試驗加載至0.135 MPa，通過對靜力試驗數據進行線性反推，給出1了包括外翼第1縱墻、3縱墻、9肋腹板在0.8 MPa壓力下的應變數據，并與有限元腹板計算同部位進行了對比。

對于油箱內其他肋腹板部位，靜力試驗未進行應變測量。主要由于內部肋腹板雙側受壓，腹板主要承受拉應力，經有限元分析，拉應力均在200 MPa以下。對于第1縱墻、3縱墻、1肋、9肋腹板為內側腹板受壓，將產生側向變形，因此腹板應力較高。

通過對試驗數據反推及與有限元結果對比，可得出以下結論：

1）在油箱壓力均為0.8 MPa下，對于同部位腹板應力水平，有限元仿真計算數據與靜力試驗反推結果接近。

2）通過對靜力試驗機外翼燃油箱靜力試驗數據反推，如油箱壓力在0.8 MPa下，外翼第1縱墻（第4—5肋間及第8—9肋間）腹板、第9肋局部腹板應變數據超出材料屈服極限。如油箱壓力在 0.45 MPa下，外翼第 1縱墻、3縱墻、1肋、9肋腹板應力水平均低于材料極限，不會產生變形及損傷。

3）通過有限元仿真分析初步確定油箱充壓壓力在0.5 MPa左右。

2.4 計算結論

通過對外翼油箱充壓破壞理論分析、有限元仿真計算、靜力數據反推并結合飛機檢查結果，得出如下結論：

1）油箱破壞理論分析危險薄弱部位與真實破壞情況一致，破壞原因分析準確。

2）有限元仿真計算最危險結構部位與實際結構首先發(fā)生破壞部位吻合，計算方法正確，可作為深入檢查、修理及推測實際加載壓力的依據。

3）通過靜力試驗數據反推并結合檢查結果、有限元仿真計算，可推斷飛機施加油箱壓力值在 0.5 MPa左右。建議同類型飛機的維修人員關注油箱壓力超壓問題，采取有效措施防止超壓問題再次發(fā)生。

4）基于以上分析結論，可對外翼油箱內部第5—8肋進行更換，對已出現損傷長桁進行加強修理。

3 失效分析

為深入分析外翼 5—8肋區(qū)下緣條區(qū)域損傷斷裂性質和斷裂原因，分別對緣條（5A90-T3S）、角材（5A90-T35）、角片（2B06-O）和鉚釘（HB6298）進行外觀檢查、斷口宏微觀觀察及金屬組織分析。

3.1 宏觀觀察

兩件角材均發(fā)生明顯變形，兩端均存在斷裂現象，其中直角一端存在一處鉚釘孔，將其標記為 A端，另一端記為B端。角片和緣條也均存在變形，外觀形貌如圖5所示。

角片斷口宏觀形貌如圖 6a所示，斷面較粗糙，可見縱向條紋特征。鉚釘斷口如圖6b所示，斷面平直，局部可見摩擦特征。緣條存在相互垂直的兩處斷口，記為1#斷面和2#斷面，兩斷面均基本呈45°斜面，斷面存在明顯磨損特征，如圖6c所示。

角材右側端斷口存在3個斷面，分別記為1#—3#斷面，如圖6d所示。其中1#斷面可見明顯的擴展棱線特征，擴展棱線收斂區(qū)位于角材的轉角附近，并可見弧線特征；2#斷面可見明顯的擴展棱線特征，擴展棱線收斂方向位于鉚釘孔邊緣，源區(qū)已被損傷；3#斷面呈明顯的擠壓變形特征。經對比可知，1#斷面和2#斷面的擴展方向一致，分析認為，角材右側端斷口由鉚釘孔處起裂并擴展。角材左側端斷口存在2個斷面，分別記為4#和5#斷面，4#斷面可見弧線特征，位于角材轉角附近。根據弧線方向可知，4#斷面由 5#斷面擴展形成。5#斷面高差較大，且存在嚴重磨損，斷面及附近結構變形嚴重，斷面?zhèn)让嫫釋哟嬖趪乐刈冃魏烷_裂現象。

3.2 微觀觀察

將零件斷口超聲清洗后置于掃描電鏡下觀察。角片斷口微觀形貌如圖 7所示，斷口各處形貌均一致，均為等軸韌窩形貌。緣條兩個斷口均為剪切韌窩形貌，鉚釘斷口整體平直，斷面微觀均為剪切韌窩。角材右側端斷口1#、2#斷面和角材左側端斷口 4#和 5#斷面源區(qū)及弧線區(qū)微觀均為韌窩，3#斷面磨損嚴重。

3.3 金相組織

在角片上平行斷口截取金相試樣，可見晶粒明顯拉長，第二相分布相對較分散，無明顯異常。在緣條上平行1#斷面截取金相試樣，在基體上彌散分布著大量的第二相，未見明顯異常。在鉚釘上平行斷口截取金相試樣，邊緣晶粒內部存在輕微變形特征，心部呈等軸狀，無明顯變形特征。在角材斷面垂直源區(qū)截取金相試樣，心部經歷較細小，邊緣約50～100 μm的區(qū)域晶粒較粗大，無其他明顯異常。

3.4 化學成分分析

采用能譜分析，技術要求參考GB/T 3190—2008，測試結果見表 3—6，緣條、角材、角片和鉚釘的主要合金元素均基本滿足標準要求。

表3 角片能譜分析%

表4 緣條能譜分析%

表5 鉚釘能譜分析%

表6 角材能譜分析 %

3.5 分析與討論

通過斷口宏微觀分析，可得出以下結論。

1）角片斷口微觀形貌均為等軸韌窩形貌，說明角片斷裂性質為過載斷裂。

2）緣條兩個斷口均為剪切韌窩形貌，說明緣條斷裂性質為剪切斷裂。

3）鉚釘斷口整體平直，斷面微觀均為剪切韌窩，說明鉚釘斷裂性質為剪切斷裂。

4）角材右側端斷口均由鉚釘孔處起裂擴展，在轉角結構處存在宏觀可見的弧線，斷口源區(qū)、擴展區(qū)以及弧線區(qū)微觀形貌均為韌窩形貌，結合斷口變形均較嚴重，說明角材右側端斷口斷裂性質為過載斷裂。

5）角材左端斷口宏觀存在明顯變形，包括宏觀可見弧線區(qū)在內的斷面微觀形貌均為韌窩形貌，說明角材左端斷口斷裂性質也為過載斷裂；角材可見明顯起裂源區(qū)，源區(qū)無明顯斷裂特征，結合能譜分析結果，分析認為源區(qū)可能為氧化物夾雜或折疊缺陷。

6）角材斷口均存在弧線，說明角材斷裂不是一次完成，是由多次階段過載造成。

7）經材質檢查可知，角片、緣條、鉚釘和角材組織均無明顯異常，材料化學成分無明顯異常。

綜上所述，角片斷裂性質為過載斷裂；緣條斷裂性質為剪切過載斷裂；鉚釘斷裂性質為剪切過載斷裂；角材斷裂性質為多階段過載斷裂；角片、緣條、鉚釘和角材的材質無明顯異常。

4 修復探討

4.1 修復方案

根據外翼實際狀態(tài)，拆除并更換第5—8肋緣條、型材、角材、角撐及第5肋第5長桁的支柱，對油箱內部已出現損傷長桁進行了加強修理，加強修理長桁包括下壁板第5肋處的3—6長桁、第6肋處的第5長桁、第7肋處的第5長桁及第8肋處的第6長桁。長桁修補方案為：在長桁立邊兩側分別放置一個“L”型加強件和一個墊片，通過一排φ5 mm的螺栓使二者與長桁立邊相連，并通過一排φ4 mm的螺栓將“L”型加強件與長桁臥邊相連，如圖9所示。

4.2 修復方案強度計算

為確認修補方案的合理性及安全性，對損傷長桁的修復方案進行了強度校核。由于各部位損傷長桁加強修理方案基本一致，且各長桁的拉向承載能力接近，因此僅選取第5肋第3—6長桁處的修復方案進行了強度校核。

“L”型加強件尺寸如圖10a所示，材料為TA15 M，σb=（1030±100） MPa。墊片尺寸為 216 mm×29 mm×0.8 mm，材料為 δ0.8 TA15 M，σb=（1030±100） MPa。長桁的尺寸如圖10b所示，其截面積為169.1 mm2。

1）長桁的拉伸載荷。長桁的鋪層及鋪層角度如圖11所示，由此可得長桁立邊的拉伸彈性模量為73 294.4 MPa，長桁臥邊的拉伸彈性模量為63 400 MPa，長桁立邊拉伸應力σ1=384.8 MPa，長桁臥邊拉伸應力σ2=332.85 MPa，長桁拉伸承載能力P=62 856.59 N。

2）螺栓剪切。長桁加強件共由 3個φ5 mm（HB8015）和4個φ4 mm（HB6565）的鈦合金螺栓共同傳載。螺栓剪切許用載荷為63 700 N，螺栓剪切剩余強度η=1.01。

3）加強件擠壓，按加強件連接螺栓截面積進行載荷分配。加強件承受載荷P1=51 428.12 N，加強件由3個φ5 mm和4個φ4 mm的鈦合金螺栓固定，擠壓許用載荷Pji=74 958N，擠壓剩余系數η=1.46。

4.3 加強后強度計算結論

因對外翼油箱區(qū)第 5—8肋鈑金肋下半肋及連接型材進行了更換，并對已損傷長桁進行了加強修理，補強長桁部位結構強度滿足靜強度要求。結果表明，修復方案合理能夠強度設計要求。

5 結論

1）通過對外翼油箱損傷形式的分析對比，以及對設計、試驗、使用、制造情況復查，認為外翼第 5—8肋結構區(qū)域損傷是由油箱壓力超過設計值導致。

2）通過對斷裂損傷的角片、緣條、角材和鉚釘的外觀檢查、斷口宏微觀觀察及金屬組織分析，認為裂紋斷裂性質為過載斷裂。

3）針對損傷長桁的修復方案，經強度校核，符合要求。因各部位損傷長桁加強修理方案基本一致，且各長桁的拉向承載能力接近，選取第 5肋第 3—6長桁處的修復方案通過了強度校核。

4）通過對損傷區(qū)部分零件進行改進和加強修理，實踐表明，修理方案合理，加強修復后經使用驗證長桁滿足強度設計要求。

5）文中開展的結構損傷原因分析及修復措施，可指導同類飛機類似結構損傷故障的原因分析和修理，提醒同類飛機維修人員在飛機維護時應關注外翼油箱壓力超壓問題。