楊嘉勤，許光群，管宇，季國梁

（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）

某型雙座飛機4號油箱位于機身尾部的中間艙，4號油箱結構形式為：縱向承力構件主要由油箱上、下壁板、油箱側壁板以及長桁組成；橫向承力構件主要為隔框，其中第38框、42框、45b框較強，具有加強隔板結構，其余隔框為弱框。第40框、41框、43框和44框結構形式基本相同，為“拱”型結構，受力形式相似。第42框上半框段為弧形緣條，下半框段為加筋隔板。近期，一架飛機在外場飛行訓練時，機務檢查發(fā)現(xiàn)4號油箱第38框、45框處出現(xiàn)滲漏油故障，故障發(fā)生時該機累計飛行了1470小時。經(jīng)深入檢查發(fā)現(xiàn)，4號油箱第 40—44框左右兩側分別發(fā)生不同情況的斷裂，與之相連接的上下壁板也發(fā)生了不同程度的局部撕裂，如圖1所示。

圖1 4號油箱結構損傷位置

1 損傷情況

為摸清結構損傷情況，分解 4號油箱第 38—45框間油箱口蓋、中間艙第38—39框部附件、左發(fā)動機艙第38—42框油箱側壁板擋板、油箱后部圓形口蓋等零件，取出4號油箱內全部聚氨酯泡沫，對油箱內進行了深入全面的檢查。為了掌握全機技術狀態(tài)，不但對飛機機身進行了水平測量，還對垂尾開展了經(jīng)緯測量。經(jīng)檢查，發(fā)現(xiàn)4號油箱第40、44框左右兩側斷裂，第41、42、43框左側斷裂，且第41、42框左側腹板和緣條存在明顯的失穩(wěn)變形，左側上壁板在42框前沿橫向撕裂等損傷。

1.1 壁板損傷

1）左側上壁板與第 42框連接處航向筋條斷裂，裂紋在上壁板上沿橫向延伸80 mm，如圖2a所示。

2）左側上壁板第42—43框處航向筋條變形，如圖2b所示。

3）左側上壁板與第44框的連接耳片撕裂，如圖2c所示。

4）右側上壁板與第42框連接處滲油。

5）左側下壁板在與第 43框連接的橫向筋條裂紋，如圖2d所示。

圖2 4號油箱壁板損傷形式

1.2 框緣損傷

1）第 40框：左側弧形緣條與下壁板連接處斷裂如圖3a所示，在上壁板向上150 mm處變形；右側弧形緣條在上壁板向下 50 mm處斷裂，如圖 3b所示。

2）第41框左側弧形緣條在下壁板連接處斷裂，在上壁板向上150 mm處存在變形，如圖3c所示。

3）第42框左側與上壁板連接處上部框緣斷裂，如圖3d所示。

4）第 43框左側下半框與下壁板連接處存在裂紋，左側下壁板縱向長桁在第43框下半框連接處斷裂，如圖3e所示。

5）第44框左側弧形緣條在距上壁板50 mm處斷裂，右側弧形緣條在距上壁板50 mm處斷裂，如圖3f所示。

6）第 45框上部與弧形蒙皮連接的型材存在裂紋，如圖3g所示。

圖3 4號油箱框緣損傷形式

2 損傷分析

2.1 損傷過程

通過對裂紋斷口進行目視觀察和分析，第 40、41、44框斷口存在較長的疲勞裂紋痕跡，初步判斷其主要是由于疲勞而引起的斷裂；第 42、43框以及上下壁板的斷口未見明顯的疲勞裂紋痕跡，應為靜力拉斷。經(jīng)過初步分析認為破壞過程是：首先第 40、41、44框因疲勞產(chǎn)生裂紋失去了大部分承載能力，在大載荷情況下，發(fā)生二次靜力破壞，導致第43框、

第42上半框受載超過設計載荷而發(fā)生靜力拉斷（右側的斷裂情況也能在一定程度上說明是第 40、44框先發(fā)生斷裂的）。隨后，對于左側上壁板來說，在失去了第40、41、43、44框的支持后，形成了以第38、42、45框下半框（以全腹板框形式連接上下壁，較強；第39框以拉桿形式連接上下壁板，較弱）為支點的三支點梁，由于兩支點間的跨度很大，在油箱壓力、氣動載荷、全機總體載荷共同作用下，支點處產(chǎn)生很大的支反力，尤其是42框處的上壁板縱向筋條承受很大的彎矩，導致壁板撕裂、筋條失穩(wěn)，同時也是上壁板在第38框、45框處漏油的重要原因之一。

2.2 損傷原因

2.2.1 載荷因素

某型飛機單雙座機的 4號油箱主結構未見明顯差異，單座機4號油箱的載荷主要為氣動載荷、油箱增壓以及燃油平動慣性載荷的組合情況。根據(jù)單座機的耗油順序，在飛機作大過載機動時，4號油箱已經(jīng)沒有余油，單座飛機4號油箱至今未發(fā)生此類故障。雙座機與單座機相比，前機身增重，其耗油順序發(fā)生了改變，在飛機作大過載機動時，4號油箱可能處于滿油或有大量余油的狀態(tài)，并且因4號油箱距飛機重心較遠，飛機機動時燃油的轉動慣性載荷較大，影響結構壽命。

2.2.2 設計缺陷

從某型飛機單雙座機4號油箱的結構對比分析，雙座機至少存在兩處明顯的設計缺陷：一是框腹板與上壁板耳片連接處，該部位的框腹板毛截面寬為40 mm，去除2個直徑為6 mm的螺栓孔后，凈截面寬僅有28 mm，截面損失達30%，此處應力水平明顯增加，為疲勞關鍵部位；二是框與下壁板連接處的止裂孔，由于止裂孔的存在產(chǎn)生嚴重的應力集中，使其成為疲勞關鍵部位，但此處在設計時已經(jīng)有所加強。

2.2.3 其他

同類型雙座機與該故障型飛機耗油順序一致，曾經(jīng)發(fā)現(xiàn)多架飛機4號油箱普通框出現(xiàn)類似故障，但均發(fā)生在2000飛行小時以后。斷裂部位均在與上壁板連接螺栓孔或附近工藝孔處，未發(fā)現(xiàn)從下部止裂孔處斷裂的現(xiàn)象。

2.3 分析結論

從裂紋處結構載荷情況、設計制造和使用方面綜合分析，認為產(chǎn)生裂紋的原因主要是4號油箱局部存在設計制造缺陷，且飛機在作大過載飛行時，4號油箱可能處于滿油或大量余油的狀態(tài)下導致。

3 修復評估

3.1 修復方案

3.1.1 第40框處損傷修理

1）分解下壁板與弧形緣條連接的角材，切割去除斷裂的第40框左下側弧形緣條，校正左上側弧形緣條處的變形，切割去除第40框右下側斷裂的弧形緣條。

2）用7B04-T6-δ1.5鋁合金板材制作補強板替代原連接角材。

3）用7B04-O-δ1.5板材制作第40框補強件，更換并補強切割去除的弧形緣條。

4）第 40框左側上部框緣變形區(qū)，用 7B04-O-δ1.5制作第40框左側上補強件進行補強。

3.1.2 第41框處損傷修理

1）分解下壁板與弧形緣條連接的角材，切割去除斷裂的第41框左下側弧形緣條，校正左上側弧形緣條處的變形，

2）用7B04-T6-δ1.5板材制作補強板替代原連接角材，

3）用7B04-O-δ1.5板材制作第41框補強件（左側）更換切割下的弧形緣條，用第41框補強件（右側）加強右弧形緣條。

4）第 41框左側上部框緣變形區(qū)，用 7B04-O-δ1.5板材制作第41框左側上補強件補強。

3.1.3 第42框處損傷修理

1）第42框處上壁板修理：在裂紋處制φ3 mm的止裂孔，銼修上壁板，在外側用 1Cr18Ni9Ti-δ2.5不銹鋼板材制作第42框處左側上壁板補強件進行補強；內側用7B04-T7451-δ30分別制作第42框左側框前和框后的補強角盒進行補強，如圖4所示。

2）左側第42框的修理：切割去除左側第42框上部斷裂的框緣，用7B04-O-δ1.5板材制作補強件補強左上側弧形緣條。

3.1.4 第43框處損傷修理

1）分解下壁板與弧形緣條連接的角材，切割去除斷裂的第43框左下側弧形緣條。

2）用7B04-T6-δ1.5板材制作補強板替代原連接角材，用 7B04-O-δ1.5板材制作第 43框處的補強件補強下側弧形緣條。

3）切割去除下壁板第42—43框間變形損傷的筋條，分別用 7B04-T6 XL113-57制作特制型材和7B04-T7451-δ30制作第43框左側下壁板的補強角盒進行補強修理，如圖5所示。

3.1.5 第44框處損傷修理

1）分解下壁板與弧形緣條連接的角材，切割去除斷裂的第44框左、右下側弧形緣條。

圖4 第42框處上壁板補強修理

圖5 第43框處下壁板補強修理

2）用7B04-T6-δ1.5板材制作補強板替代原連接角材，用 7B04-O-δ1.5板材制作第 44框補強件補強下側弧形緣條。

3）修整去除上壁板在第 44框處斷裂的連接耳片，外側用7B04-O-δ2.0制作補強件進行補強修理，內側用 7B04-T7451-δ60制作補強角片。同時在左側上壁板的第44框框前和框后分別制作補強角盒進行補強修理，如圖6所示。

3.1.6 第45框處損傷修理

在裂紋末端鉆φ3 mm的止裂孔，外側用7B04-δ2.0板材貼補加強。

3.2 修復評估

圖6 第44框補強

4號油箱載荷分為兩部分，一部分是參與氣動和慣性力傳遞的全機載荷，另一部分是油箱壓力和局部氣動吸力，即局部載荷。嚴重載荷情況為油箱增壓、氣動吸力、滿油狀態(tài)下燃油慣性載荷（包括平動和轉動）的組合。

全機載荷情況對 4號油箱薄弱部位載荷的貢獻很小，或者是有益的（負載荷）。因此，出于保守考慮，在靜強度分析和疲勞強度分析中將不計這些載荷的影響。

采用有限元法計算內力，在全機有限元模型上，將總體載荷、氣動載荷、由于平動和轉動產(chǎn)生的油壓載荷分別加在結構上進行計算。從有限元模型中提取了3個框上的內力，由于計算結果中鈑彎型材的彎矩很小，對應力水平的貢獻可以忽略，4號油箱第 40框、41框和44框的靜力薄弱部位如圖7所示。

圖7 4號油箱第40框、41框和44框的靜力薄弱部位

從計算結果分析，第44框靜力薄弱部位是疲勞最危險部位，應該最先被破壞，但從該機的損傷情況看，第44框半圓弧末端鈑彎型材先發(fā)生疲勞損傷，這是由于損傷處型材外側與外邊條連接的裝配應力造成的。由于第44框半圓弧末端鈑彎型材先損傷，對第44框的靜力薄弱部位進行了卸載，所以靜力薄弱部位反而沒有破壞。

典型的44框油箱壓力計算如圖8所示，限制載荷下的油壓計算公式如下，對于典型的 4號油箱第44框下壁板M點在限制載荷下的壓力為：

考慮安全系數(shù)1.5，則M點在極限載荷下的壓力為 0.198 MPa：

對于4號油箱第38框至第45b框之間的艙段，第44框下壁板M點是該艙段的嚴重受力點之一。文中以該點的壓力值作為設計載荷對 4號油箱第 40—44框、第42框處上壁板和第43框處下壁板的修理方案進行靜強度校核評估，如圖8所示。

圖8 油箱壓力計算

3.2.1 第40、41、43、44框弧形段強度評估

4號油箱第 40、41、43、44框的弧形段結構形式相似，取第44框進行強度校核和評估，有限元模型如圖9所示。

圖9 第44框弧形段有限元簡化模型

第44框處的框距為340 mm，在均勻壓力q=67.32 N/mm的作用下，有限元計算得到固支點的內力為：M=44 080 N·mm，N=21 138 N，Q=202 N。

第44框的修理方案如圖10所示，加強件的剖面計算見表1。

第44框加強件通過12個HB 6298-4×L鉚釘與原結構的弧形段連接。假設彎矩由腹板內側的4個鉚釘和緣條上的4個鉚釘承受，這兩排鉚釘?shù)呐啪酁?9.3 mm，則作用在每個鉚釘上的載荷為：P=376 N。

軸力由12個鉚釘共同承受，則作用在每個鉚釘上的載荷為：P=1762 N。

作用在單個鉚釘上的最大載荷為：P=2102 N。

原第44框腹板厚度為1.2 mm，材料為B95，σb=510 MPa。對于直徑為4 mm的鉚釘，其擠壓許用載荷為3182 N。HB 6298-4×L鉚釘?shù)膯渭粼S用載荷為3100 N，則鉚釘連接的剩余強度為1.47，滿足強度要求。

圖10 第44框弧形段的修理方案

表1 第44框加強件剖面計算

3.3 修復評估結論

某型雙座機 4號油箱修理后能夠滿足靜強度要求，修理時已對機體結構進行了補強（原機框腹板厚度為1.2 mm，加強件腹板厚度為1.5 mm），主要修理部件的靜強度不低于原結構。

4 改進建議

某型飛機雙座機與單座機相比，由于耗油順序發(fā)生改變，對于同樣結構的4號油箱會產(chǎn)生疲勞問題，建議對某型雙座機4號油箱局部結構進行改進，方案如下：

1）改進中部艙第44框鈑彎型材半圓弧末端鉚釘?shù)倪B接工藝，避免裝配應力和制造缺陷的發(fā)生。

2）將鈑彎型材的厚度由1.2變?yōu)?.5，降低應力水平。

3）取消鈑彎型材上不必要的開孔，螺栓孔應按盡可能小地削弱剖面的原則進行排列。

4）改進鈑彎型材與4號油箱下壁板的連接形式，從而改善止裂孔邊的疲勞品質。

5 結論

1）4號油箱損傷故障檢查全面，使得該機所有結構損傷均得到了充分的暴露。

2）從飛機損傷結構進行受載、單雙座機型耗油工作原理及設計制造情況進行分析，結合現(xiàn)役同類型飛機的故障情況，認為裂紋原因是4號油箱局部設計不合理，且飛機在作大過載飛行時，4號油箱可能處于滿油或大量余油狀態(tài)下導致的。

3）4號油箱修理方案經(jīng)強度校核后能夠滿足靜強度要求，針對結構損傷制定的修理方案可操作性強，修理后主要修理部件的靜強度不低于原結構。

4）針對某型雙座機4號油箱疲勞問題提出的建議能夠改善4號油箱的疲勞品質，提高其疲勞壽命。