刁春濤 黃志榮

摘 ? 要：民機(jī)活動面裝配連接常采用多個鋁合金接頭，采用叉耳式連接結(jié)構(gòu)形式。鋁合金接頭表面損傷是民機(jī)制造過程中常見的一種裝配偏離。本文以某型民機(jī)鋁合金接頭表面損傷為例，介紹結(jié)構(gòu)形式，提出處置思路，給出了強(qiáng)度評估方法，根據(jù)強(qiáng)度分析結(jié)果確認(rèn)處置方案滿足民用飛機(jī)的安全性和適航性要求。本文系統(tǒng)性的總結(jié)了民機(jī)鋁合金接頭損傷的處置思路及評估方法。

關(guān)鍵詞：民機(jī) ?鋁合金接頭 ?表面損傷

中圖分類號：V262.4 ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1674-098X（2019）02（b）-0106-02

民機(jī)活動面裝配連接常采用多個鋁合金接頭，采用叉耳式連接結(jié)構(gòu)形式。由于叉耳間隙較小，拆裝活動面過程容易出現(xiàn)由于多個接頭空間位移不同步而導(dǎo)致叉耳接頭碰撞，導(dǎo)致接頭表面出現(xiàn)劃傷、磨損、刻痕等損傷。該類損傷主要引起局部應(yīng)力提高，降低零件強(qiáng)度，降低連接強(qiáng)度[1]。鋁合金接頭主要功能是將活動面的氣動載荷傳遞至飛機(jī)機(jī)身，從而調(diào)整和控制飛機(jī)飛行姿態(tài)，若所有連接接頭出現(xiàn)較大故障，將導(dǎo)致活動面無法控制飛機(jī)姿態(tài)，對飛行安全存在一定隱患。因此，非常有必要對民機(jī)鋁合金接頭表面損傷的評估方法進(jìn)行研究。

本文主要介紹了鋁合金接頭的連接形式，以某型民機(jī)鋁合金接頭表面損傷為例，提出處置思路，給出了強(qiáng)度評估方法，根據(jù)強(qiáng)度分析結(jié)果確認(rèn)處置方法滿足民用飛機(jī)的安全性和適航性要求。為民機(jī)鋁合金接頭表面損傷的超差處置及評估提供參考。

1 ?結(jié)構(gòu)簡介

鋁合金接頭為承受和傳遞懸掛活動面的力而設(shè)計，以某型飛機(jī)方向舵連接接頭為例，典型結(jié)構(gòu)形式如圖1所示。

垂直安定面接頭座固接于垂直安定面，將方向舵載荷傳遞至垂直安定面。連接接頭孔內(nèi)安裝有軸承，保證方向舵可偏轉(zhuǎn)。方向舵與垂直安定面通過6處鋁合金接頭連接，連接接頭與方向舵接頭間隙為4mm。

2 ?超差情況及處置思路

在拆裝過程，若6處方向舵接頭位移不一致，極易產(chǎn)生方向舵接頭或連接接頭表面損傷。某型飛機(jī)1處方向舵接頭表面損傷，長4mm，寬1.6mm，深0.65mm。如圖2所示。

處置思路：首先建議通過無損檢測方法判斷是否存在裂紋，若有裂紋，需將裂紋處打磨去除后進(jìn)行剩余強(qiáng)度評估;若無裂紋，為降低損傷位置表面應(yīng)力集中系數(shù)，可按工藝規(guī)范對損傷區(qū)域進(jìn)行打磨，打磨深度不超過原有損傷深度，表面粗糙度Ra3.2，打磨具體尺寸要求按圖3所示（1表示最小半徑25.4mm去除損傷;2表示最小20X，即去除深度的20倍;X為損傷深度;T為零件厚度）。打磨表面按標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范進(jìn)行氧化膜層處理并按圖紙要求恢復(fù)漆層，然后評估接頭剩余強(qiáng)度是否滿足安全性和適航性要求。若不滿足，需更換接頭零件。

3 ?強(qiáng)度評估

鋁合金接頭受載嚴(yán)重部位是連接耳片處，因此一般是評估耳片處強(qiáng)度特性。

3.1 靜強(qiáng)度

耳片承受的載荷可以分解為軸向、橫向分量，Pa為軸向載荷分量，Ptr為橫向載荷分量。

根據(jù)參考文獻(xiàn)[2]編制疲勞檢查表，將接頭耳片的DFR值、地空地應(yīng)力循環(huán)、動態(tài)放大因子（DMF）、主循環(huán)工作應(yīng)力貼到疲勞檢查表即可得到耳片的疲勞裕度。

耳片表面損傷處置后，耳片厚度減小，以耳片最薄處厚度作為耳片厚度，根據(jù)重新確定的耳片厚度系數(shù)Lt重新計算DFR值，根據(jù)耳片最薄處厚度重新計算，裕度大于零則認(rèn)為結(jié)構(gòu)滿足疲勞強(qiáng)度要求。

3.3 損傷容限

裂紋擴(kuò)展分析、剩余強(qiáng)度分析以及結(jié)構(gòu)檢查大綱是損傷容限評定的三要素[3]。

裂紋擴(kuò)展分析使用的載荷譜為飛-續(xù)-飛疲勞載荷譜，剩余強(qiáng)度分析是確定帶裂紋結(jié)構(gòu)實際允許的承載能力。根據(jù)結(jié)構(gòu)形式選擇計算模型，結(jié)合材料性能數(shù)據(jù)、飛-續(xù)-飛應(yīng)力譜、剩余強(qiáng)度應(yīng)力即可計算得到結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展壽命。

由裂紋擴(kuò)展壽命可以確定裂紋檢查門檻值、檢查方法及檢查間隔，形成相應(yīng)結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的檢查大綱。

耳片表面損傷處置后，耳片厚度減小，以耳片最薄處厚度作為耳片厚度，重新計算裂紋擴(kuò)展壽命，進(jìn)而確定超差處置后結(jié)構(gòu)的檢查要求。

4 ?結(jié)語

鋁合金接頭表面損傷是民機(jī)制造過程中常見的一種裝配偏離。本文以某型民機(jī)鋁合金接頭表面損傷為例，介紹結(jié)構(gòu)形式以及超差情況，提出處置思路，從靜強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度和損傷容限3個方面詳細(xì)給出了強(qiáng)度評估方法，需根據(jù)強(qiáng)度分析結(jié)果確認(rèn)處置方案滿足民用飛機(jī)的安全性和適航性要求。本文系統(tǒng)性的總結(jié)了民機(jī)鋁合金接頭損傷的處置思路及評估方法，為民機(jī)鋁合金接頭零件的超差處置提供參考和支持。

參考文獻(xiàn)

[1] 費(fèi)衡甫.麥道飛機(jī)聯(lián)絡(luò)工程手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，1997.

[2] 《民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計手冊》編委會. 民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計手冊（上冊）[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，2003.

[3] 《民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計手冊》編委會. 民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計手冊（下冊）[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，2003.