歼七机翼主梁缘条缺口的检修技术

歼七机翼主梁缘条缺口的检修技术本文针对歼七机翼主梁缘条作了分析，从缺口故障诊断入手，结合其结构、连接、承载、以及传力受力的分析，在对其进行实测理论分析的基础上，提出了合理的维修方案，并对其结构强度进行了校核，经可靠性，可行性评论，证实该维修方案可靠性强，简单适用，具有一定学术价值，即可提供借鉴、使用、参考，也可推广应用于歼强类飞机的维护。Aimingatthegirderflangesannihilatessevenwingsareanalyzed,startingfromgapfaultdiagnosis,combiningwithitsstructure,connect,bearing,andpowertransmissionstressanalysisonitswasmeasured,onthebasisoftheoreticalanalysis,andputforwardthereasonablemaintenanceschemeandchecksitsstructuralstrength,thereliability,feasibilityreviews,confirmedthatthemaintenanceplanforreliability,simple,withacertainacademicvalue,canprovidereference,use,reference,canalsobeappliedtosuchaircraftmaintenancestrongfighters.引言：机翼是飞机产生升力的部件，歼七机翼住粮食机翼根部的主要受力构件之一，其缘条的好坏直接影响飞机的安全可靠性。本文共分六个部分，其中在见其记忆主梁缘条一条缺口故障诊断中通过现场实测初步确定了缺口尺寸大小，并经无损探伤精确地测得了缺口的尺寸。而且还就这一故障进行了破坏原因分析。在强度校核上，先对其作出一系列假设和已知条件的查阅，计算出其剪应力和安全系数大小，并对其受挤压力分析等围绕故障进行了理性分析和方案设计，还就可靠性、可行性进行了评估，证实了评估，证实了该维修技术科学、合理、实用，可提供借鉴、参考。一、歼七机翼主梁缘条缺口故障诊断主梁是主要承力构件，其缘条一旦发生损坏，直接危及飞行安全。通常对该缺口故障用现场实测和无损探伤技术确定。1.1现场实测在现场发生机翼主梁缘条出现缺口，其走向与主梁腹板中心线垂直。建筑与千分尺、直尺、量角器、塞尺、放大镜，经反复测量得知该缺口L=5.7mm，B=1.3mm，h=1.3mm,从其外可看到在缺口处呈现类似贝壳状的裂纹扩展光滑区和粗糙区，有疲劳破坏的显明特点，为了更精确的给出实测的结论，采用无损探伤进行了复查。1.2无损探伤随着科学技术的发展，现今的测量手段门类齐全，外场习惯于用超声波无损探伤进行测量，超声波对构件内部穿透力强，无损伤。测量仪器小，方便携带并且对人体无害，超声波得机理为：通过电子元件将声波导入结构内部，遇到缺陷界面的反射，以光波衰减的方式测得缺陷尺寸的大小及其走向，经超声波的检测发现，在裂纹正下方呈现出典型的①4.5mm气泡，且存在有类似爆炸状应力集中裂纹源，还有扩展的光滑区和粗糙区，与现场测量结果相当吻合，证实了结构见确定是疲劳破坏，有鲜明的三大疲劳特征。1.3破坏原因分析主梁缘条结构缺口的形成是一个累积损伤的过程，是有其内因和外因的，从诊断给出的结果，无损伤表明有①4.5mm气泡存在，且在其周围已形成高应力集中裂纹源头，在飞行中，主要在三向拉压的受力状态下，特别是机动飞行、交变内应力的反复作用下，搞循环次数，高应力水平作用下，裂纹源迅速向外扩展，时而打开裂纹，十时而撞击闭合。在研磨的进行中，不仅削弱了结构，而且使扩展区形成类似贝壳状的光滑区遗存，继而在多循环，多应力级、高循环次数（Nl=107）的反复交变作用下，当接近其寿命时，在偶然的搞循环应力作用下产生脆性断裂，呈现在帽口状粗糙沙砾状的脆性断裂区，在查阅歼七维修使用手册及履历本记录表明，该主梁已使用5769小时，接近其使用寿命5800小时，根据诊断结论和使用证明，确定是疲劳破坏，确属重度损伤。二歼七机翼主梁连接与承载歼七机翼主梁强度最大，与机身隔框在同一平面内，其根部接耳用两根直30mm的长螺栓机身22隔框上的接耳连接，这个接头是机翼传递剪力和弯矩的主要接头。外端通过腹板与前梁腹板连接，该接点是主梁对前梁的较支点，这样，主梁可认为是固支在机身隔框上的悬臂梁。为了解决在后掠翼上既要有足够大的起落架舱，又要使主梁受力较大的根部仍在机翼厚度较大的部位这一矛盾。在、就把主梁后掠。在这种状态下，主梁与机身隔框存在有一夹角a,同时，在离主梁固定端很近的地方，通过其腹板与后梁腹板连接。歼七机翼尖部段为单块式结构，是由前墙、前梁和后墙组成的双闭曲室翼段1,它通过加强翼肋与前盒段、后盒段相接、又通过主梁腹板与前梁腹板的较支点与主梁相接，同样前盒段所受力也会通过前梁主梁腹板和前梁腹板的较支点与主梁相连。这样尖部段前盒段梁间构成了一个受力整体，其所受的力必然会通过其各处连接部位传递到主梁上，而对后盒段来说，主梁本身就是其组成的一部分，其所受的必然会传递到主梁上。这就决定了我们在接下来研究主梁受力分析时，必然要从机翼尖部段受力分析入手，结合前盒段，后盒段对主梁进行全方位综合性受力分析。三歼七机翼主梁结构受力分析歼七机翼尖部段是以单块式整体结构，剪力Q由前梁和前后墙腹板来承受，前梁梁的刚度比前后墙的刚度大，所以前梁腹板承受的剪力也比较大，弯矩M弯引起的轴向力由缘条|长桁条和蒙皮共同承受的剪力也比较大,M扭则由前梁和后墙腹板及蒙皮所组成的官固框来承受，当剪力、弯矩和扭矩传到剪不断与前后盒段交界部位时，将按前后盒段得刚度小小分成两部分：一部分Q前、M弯前、M扭前、由前盒段承受，另一部分Q前、M弯前、M扭前由后盒段承受。前盒段相当于一个后掠翼，剪力Q前按刚度分配原则，主要有前梁腹板承受，前墙腹板只受一小部分剪力，前梁和前墙分别通过其与机身隔框连接的接点，剪力传给机身，弯矩M弯前由前梁上下缘条传给机身隔框，扭矩M扭前则由合围框结构以剪流的形式传给加强前肋。后盒段相当于一个平直翼，剪力由主梁、后油箱隔板和后墙三者的腹板承受并传给机身，其中主梁刚度最大，承受的剪力最大，弯矩由主梁、后油箱隔板和后墙的缘条以及下下整体壁板承受，它们承受的轴向力最终由主梁和后油箱隔板以集中力的形式传给对应的机身隔框，与另一边机翼传来的相应弯矩相平衡，扭矩由后盒段两合围框承受，最后以剪流形式传给第一翼肋后段。由此可见，作用在主梁上弦处得力为:外翼传来的Q；由于前梁承受小部分弯矩而传来的力R弯；由于加强翼肋承受扭矩而传来的向下的力R扭。在离固定端很近的1’，腹板上还作用者后梁传来的向上的里R扭在上过载的作用下：主梁各载面的剪力为Q+R弯-R扭，根部截面的剪力为Q+R弯。从1’所在截面起，由于向上的力R扭的影响，弯矩增长较快。固定端截面承受的弯矩为（Q+R弯-R扭）L1_S+R扭L1-1‘。由于主梁承受的弯矩很大，构造上选用了特种合金材料，缘条腹板制成一个整体，并守用了“工”字行截面。此外，根据弯矩的分布特点，主梁沿其全长是变厚度的，则接近于强度梁。综上所述，当外翼传来的升力Y向上时，在机翼根部，通过主梁根部传给机身隔框的是一个向上的作用力rl。如果外力传来的升力方向向下，则R1,,R2和M弯的方向也随之改变。我们知道平直方向方向安放的主梁，其上的弯矩是通过接点1传至机身隔框，与另一边机翼主梁传来的弯矩在歌狂平面内平衡，主梁后掠后，其上的弯矩M弯就不能全部传给机身隔框，因为M弯传到主梁根部时，主梁与隔框有一夹角a,M弯要分成分弯矩M1和M2。，其中M1=M弯cosa，它作用在隔框平面，与另一边机翼传来的相应的分弯矩在隔框平面内相平衡，分弯矩M2=M弯sina,则与隔框平面内垂直，向隔框是一平面薄壁构件，不能承受这个分弯矩，因此，M2只好传给机身侧边承受。为了便于布置构件，这种机翼连接点后部，将机身侧边某些构件加强，来承受这个分弯矩。四强度校核对主梁缘条缺口故障处理的方法为内侧接补法。假定所有补接件、铆钉受力均等。所以只校核一个铆钉的剪应力、挤压应力即可。4.1查材料手册可知：主梁缘条材料型号：30CrMnS-A,6b=864kgZcm2铆钉：L=12mm,d=5mm,61=3mm,62=2.6mm如下图所示：4.2从相关资料和计算报告查知：Q=130.5kg,P=232.6kg4.3进行nT的校核：引用公式：宜\/危 nKbZ°maxA1=nd2/4=3.14*0.25Z4=0.19625cm2Tmax=QZA1=130.5kgZ0.19625cm2=66.5kgZcm2nT=Tb/Tmax=864Z66.5=1.3进行qG的校核：A2=d(Q1+Q2)=0.5*(0.3+0.26)=0.286max=PZA2=232.6Z0.28=830.7kgZcm2qG=6bZ6max=864Z830.7=1.3五维修方案主梁通过对其缘条缺口故障诊断和理性分析，确定为重度疲劳损伤，为排除此故，采用接补法，其工艺流程如下：5.1清理主梁缘条缺口故障表面由已上检测可知，主梁缘条缺口长度超过其宽度的2/3，故须在裂口末端钻止裂孔后，用与构件相同的型材进行加强。5.2接补件及铆钉的选材和强度设计在飞机结构件修理中，接补型材通常选择与构件材料相同，截面积相等的型材，确保维修后的强度，刚度符合要求，尽可能使用原材料，若无则选相近的材料使用，且接补件大于缺口，于构件材料的强度，依据接补件及铆钉进行一下强度设计：由相关材料可知：61=3mm62=2.6mm.•.d=2JWo=2J(Q1+Q2)=4.67mm=5mm由查表可知:L=£o+1.2d=11.6mm铆距：t=d(1+1.8m)=23mm边距：c=2d=10mm排距：a=c+d/2=12.5mm接补件：由以上可知：m=2 k=1 P设=65000kg P破坏=12500kgN=P顺/P破坏=5.2"L=2[2c+(n/m-1+k)*t]=178mm厚度。=2.6mm宽度B取原结构件宽度的4/55.3铆接工艺流程（1）铆接钻孔为了保证梁缘条和长桁修理具有应有的强度，一般规定，由于钻孔是构件强度削弱的程度，削弱的程度，不得超过，不得超过原来强度的8%~10%，修理时应尽量利用构件原来的铆孔布不钻孔或少钻新孔，如需钻新孔新孔位置，必须与原孔错开，不要在构件的同一截面上孔钻好后，将填补型材安装在损伤部位，先把接补型材铆接在构件上，再将填补型铆在接补型材上。（2） 钻孔划窝钻孔划窝是在构架钻好铆孔后，用划窝钻头上划窝时，要求划窝钻的角度和铆钉头的角度相同，划窝钻导销的直径等于铆钉直径，划窝钻的直径略大于铆钉头的直径，划窝时，要求划窝钻的轴线与构件表面垂直，楔形铆接件的划窝应采用带球形短导销的划窝钻。划窝的深度等于或稍小于铆接头的高端（3） 铆接划窝完成后，放入铆钉，然后进行铆接，铆接前进行铆钉接件的位置布置根据长宽布置通常有纵向对接、搭接、对接。针对此处故障我们采用的是搭接并列式布置方式。普通铆接方法有手铆法、锤铆法和压铆法，我们选择的是手铆法，手铆法师用顶铁顶住铆头，冲头顶住铆钉杆圆头部借助于手锤的敲锤击力而形成墩头。铆接时，手铆冲头应沿铆钉轴线方向敲击。在此处我们应当注意的是：铆钉孔圆头部应控制在铆钉偏差内；严格控制铆钉无毛刺、棱角、裂纹，允许孔边形成0.2mm的倒角；铆钉应垂直于铆接结构件的表面；带有斜面的零件，当a>10°时，铆孔端面要挫平。铆接后进行质量检查铆接前检查：检查铆钉规格是否符合规定，通过目视检查铆孔有无棱角，毛刺埋头有无偏斜、棱角、毛刺等，铆接后的检查：目视检查构件有无变形、划伤，墩头有无裂纹、卷边、偏斜。用墩头极限样板检查铆钉墩头的直径和高度埋头铆钉的突出量一般用千分尺比试，凭手指感觉检查经检查后没有发现不合要求的铆钉，认为加强翼肋腹板裂纹修理符合相应规范要求，维护质量良好。六可靠性可行性的评估6.1可靠性评估：维修后的板接件或焊接件的刚度和强度恢复其原始状态。对经过铆接后的板接件进行查看其铆钉铆接情况，经过检查之后，未发现有铆钉有向上，向下，向削的铆钉头均来有上凸和下陷，都与飞机蒙皮保持平整。经过对铆钉铆接的强度进行校核，％=1.3 nT=i.3所以铆钉铆接的强度均符合安全系数要求。检查，铆接件的铆钉排列与间距和排列住位置后铆钉排列间距均h=3mm，且排列。铆钉的铆接情况符合要求，且铆接强强符合安全，铆钉间距排列合理，综上所述结果课判断维修间符合可靠性。6.2可行性评估：可行性是建立在可靠性基础上，从工程角度，描述维修方案的科学，合理性的一种评语。该方案在发现故障时，先对其进行初步确认，又经科学精密的测量手段，并对其维修方案的具体实施步骤进行科学合理的设计，整个流程严，顺畅，又经质检报告表明维修后的结构件可靠性良好,故可认为整体方案可行性良好，也可推广应用于