飞机机翼主梁缘条裂纹的问题3

歼七飞机机翼主梁缘条裂纹的问题JianQiaircraftwingmainbeamflangecrackproblem【摘要】针对歼七飞机机翼主梁及主梁缘条上可能存在的问题，以歼七飞机机翼主梁缘条为研究对象，通过对飞机主梁结构，各相关部件间连接、受力及力的传递进行探讨，从而对裂纹产生进行诊断。进而就主梁缘条的故障提出维修方案，对连接件的强度进行了校核。最后，对维修方案的可行性和可靠性进行了评估，得出解决方案的有效性、实用性。AbstractJianQiaircraftwingmainbeamandmainbeamflangeonthepotentialproblemstoJianqiaircraftwingmainbeamflangetostudytheobject,themainbeamoftheaircraft structure,therelevantconnections between components,theforceandexplorethepowertransfer tothediagnosisofcracks.Thenthefailureofthemaingirderflangemaintenanceprogramproposed,thestrengthoftheconnectionswerechecked.Finally,thefeasibilityandreliabilityofthemaintenanceprogramwasevaluated,obtainedsolutioniseffective,practical.关键词：主梁缘条裂纹维修Keywords: mainbeamflangecrackrepair【引言】随着航空领域的技术水平的不断提高，飞机的出勤率增多，故障也日益增多，维修工作愈显重要。在飞行过程中机翼主梁是主要的承力构件，它承受着机翼大部分的剪力和弯矩，这就对其结构强度有着更高的要求。本文共分为六部分进行分析，通过对主梁故障检测、连接、受力及力的传递进行分析，在估算和校核的基础上订出了合理有效的维修设计方案，并对可行性可靠性进行说明，力求做到科学实用。1故障诊断1・1现场故障检测飞机结构损伤的检测是为制定修理方案和实施修理提供依据。因此检测方法是否可靠关系到维修方案和实施维修的成败与否。对飞机翼梁故障检测通常采用以下两种方法。（1）目测法目测法是指直接用肉眼或使用放大镜进行检查。其优点在于简单方便、随时随地都可以检查，而不受被检材料性质的限制；使用放大镜观察主梁上下缘条，发现在左机翼主梁下缘条上1.15m处有一处裂纹：走向为垂直于轴向长度约为2mm，宽度在（0.5〜2）mm，深度大约为2mm；观察裂纹断面发现其断面比较粗糙，在裂纹区域中有许多显微裂纹向外延伸。按照裂纹的特征看初步判定为直线状疲劳裂纹。（2）无损探伤一超声波检测为了进一步确定裂纹破坏的性质并对构件内部进行检查。找出外表面不易发现的内部缺陷，进而采用无损探伤的超声波检测。超声波检测是指利用电压传输元件将超声波脉冲传入构件中，遇到损伤或缺陷产生界面反射或引起声速和能量的变化来实现检测。优点在于它穿透能力强、灵敏度咼、并对人无害。经超声波无损探伤仪对主梁缘条进行检测表明：裂纹长度为2.63mm，宽度为1.2mm，深度2.15mm，并且在其末端处发现一个近似于圆形的小砂眼，该砂眼半径在（0.43〜0.65）mm，且小砂眼周围存在一些微小的裂纹。经上述两种方法检测得知：在左机翼主梁下缘条上1.15m处有一条垂直于轴向，长度为2.63mm，宽度为1.2mm，深度2.15mm的直线状裂纹。并且在裂纹末端处发现一个近似于圆形的半径在（0.43〜0.65）mm的小砂眼，且周围存在一些微小的裂纹。由此可判定该裂纹属于疲劳裂纹。1.2故障分析由上述故障检测发现机翼主梁缘条由于疲劳破坏产生裂纹，下面对裂纹产生进行分析。疲劳破坏的内因：由故障检测表明飞机机翼主梁缘条存在一个半径在(0.43〜0.65)mm的小砂眼，在外部交变载荷作用下，该小砂眼处极易形成应力集中点，进而可能产生疲劳破坏。疲劳破坏的外因：主梁缘条在长期交变载荷的影响下在，在半径为(0.43〜0.65)mm的小砂眼处出现应力集中，逐步形成了疲劳源；随交变载荷循环次数的增加，裂纹的扩展速度就会发生变化。此时，裂纹突然加快或减慢就会在断口上留下前缘线。同时，裂纹尖端砂眼处的材料处于三向受拉状态，不易出现塑性变形，极易出现脆性断裂，裂纹两侧材料时而分开时而压紧，不断反复而形成光滑区。裂纹进一步扩大，在一次偶然的载荷冲击下，突然发生断裂。缘条承受交变载荷的影响，在其薄弱环节即半径为(0.43〜0.65)mm砂眼处形成应力集中点，产生疲劳源(如图1-1)。随着交变载荷循环次数的增加，疲劳源进一步扩展形成前缘线。同时，砂眼处的材料处于三向受拉状态不易发生塑性变形，裂纹两侧材料时而分开时而压紧，则此截面处就不断被削弱。当循环次数达到107左右时，在一个偶然的载荷冲击下，就会从削弱了的截面处发生脆性断裂。进而产生了长为2.63mm宽1.2mm

深2.15mm的直线状于疲劳裂纹。检查履历本，表明该主梁已接近使用寿命。由此，可得出该裂纹为中度裂纹的疲劳破坏。图1-1疲劳断裂口的照片2主梁结构件的传力分析主梁由腹板、缘条、支柱组成，其使用鉻锰镍特种合金锻造而成的整体“工”字型剖面梁（如图2-1），它的缘条在根部厚且宽，在梢部薄且窄。(a) (b)翼梁1—上缘条；2—腹板；3—下缘条；4—支柱图2-1翼梁组成2.1主梁在翼根部的连接情况翼根部主要构件有主梁、前梁、后梁和加强翼肋（如图2-2）。r侧边殖肋餌梁加r侧边殖肋餌梁加05弭胁图2-2有斜撑梁的后掠翼的根部连接情况主梁可认为是固定在机身隔框上的悬臂梁，是机翼结构中主要的承力件，强度很大。垂直于机身侧边，与机身隔框在同一平面内其根端（1点处）通过接头与机身各隔框固接。外端（3点处）主要通过腹板连接，即节点3是主梁对前梁的铰支点。2・2力的传递情况1）剪力的传递剪力Q通过前梁腹板传到接点3后，不能由前梁2-3段传递，因为前梁在这个力作用下，有绕其铰接点2转动的趋势，而主梁在3点处牢固地支持着前梁，于是剪力就通过该支点3传给主梁，并经主梁腹板传给机身（如图2-3）。图2-3剪力弯矩的传递2）弯矩的传递外侧机翼传来的弯矩，作用在前梁缘条上（如图2-3），有使根部前梁转动的趋势。这时，前梁的两个支点（2和3）对它产生反作用力矩RL来阻止它转动，弯2-3并与M平衡。在支点2处，前梁传给机身一个向下的作弯用力R，并使机身隔框上2点处的连接螺栓受到剪切作弯用；在支点3处，前梁传给主梁一个向上的作用力R，弯使主梁受附加的集中力，再由主梁传到机身隔框上。3）扭矩的传递加强翼肋外侧机翼传来的扭矩，经过蒙皮与加强翼肋连接的铆钉，以剪流形式传给加强翼肋后，是由3点和4点处产生的反作用力偶矩R L34来平衡的（如图2-扭3-44）。在使机翼前缘向下转动的扭矩作用下，加强翼肋在前支点3处，要传给前梁一个向下的作用力R，再由前扭梁传给主梁根部在支点4处，将向上的作用力R传给后扭梁o图2-4机翼内段结构承受扭矩的情况3主梁及缘条的受力分析歼七飞机根部往往采用多梁式结构，其主梁的接耳通过三根垂直螺栓与机身第24框上的接耳连接，这个接头是机翼传剪力和弯矩的主要接头。由此可见，主梁主要承受机翼的全部或大部分剪力和弯矩。主梁相当于一悬臂梁，受各翼肋传来的剪力△Q作用，并由翼梁腹板承受。剪力由外向主梁根部每经一翼肋，便增加△Q,而且越到根部该增量也越大，形成逐步积累，在主梁根部达到最大值。△Q会引起弯矩，这个弯矩由主梁上下缘条承受。一般上缘条受压，下缘条受拉，轴向拉压力越到根部越大，其值为心 •，缘条的轴向力是一条折缘条线，每经过一翼肋便发生一次折变。但外翼传的剪力Q，

肋承受扭矩而传来的向下的由于前梁承受一小部分弯矩而传来的R，由于加强翼弯肋承受扭矩而传来的向下的R，得主梁各截面的剪力扭和弯矩（如3-1）。3-1主梁的受力图3-2机翼传给机身的载荷3-1主梁的受力图3-2机翼传给机身的载荷2）主梁传给机身隔框的是一个向上的作用力（如图3-2）R1（R1=Q+R）和弯矩M,通过前梁根部TOC\o"1-5"\h\z11 弯 弯传给机身隔框的是一个向下的作用力R2（R2=R）。如2 2 弯果外梁传来的升力向下，则R1、只2和M的方向随之改1 2 弯变。但同时为了解决在机翼上要有足够大的起落架舱，又要使主梁受力较大的根部仍处在机翼厚度较大的部位这一矛盾，就把主梁安装具有一定的后掠角M。主梁后掠后，其上弯矩M要分解成两个弯矩，即M1和M2TOC\o"1-5"\h\z弯 1 2（如图3-3）。其中M1=Mcosa，它作用在隔框平面内，1 弯与另一边机翼传来的相应弯矩相平衡，分弯矩M2二M2 弯sina，,则与隔框平面垂直，因隔框不能承受弯矩，故这一分弯矩m2由侧加强构件承受。

图3-3图3-3主梁后掠的分弯矩及侧加强构件综上述分析可见：主梁是机翼的主要承力构件，其主要功用是承受各部件传递的剪力和弯矩；主梁上下缘条则承受由弯矩和剪力引起的轴向拉压力（如图3-4）。图3-4翼梁的受力图解4维修方案主梁缘条裂纹故障维修方案的确定与裂纹的类型

及损伤程度有关，下面依据第一部分故障检测得到数据来制定维修方案。4・1确定维修方案依据第一部分故障检测发现主梁缘条边缘出现长度为2.63mm的裂纹，该长度已超过缘条边缘一边长度的三分二，且经诊断该裂纹为中度的疲劳裂纹。因此，在裂纹末端钻止裂孔，并用与缘条材料相同的型材加强（如图5-1），即采用补接件修理法。图5-14.2计算补接件所需铆钉数及补接件的长度1）从相关资料中查得该损伤截面的设计载荷P为:P=29300N设2）由于缘条的材料为30GrMnSiA，故选用LY10的钏钉，缘条单边厚度为2mm故钏钉直径d为：d=2 5 =2<4 =4（mm）3）根据钏钉的材料和直径，在相关资料中查得钏钉的破坏剪力q为：破q=3140N破）铆钉钉数n计算得：n=P/q=10 （个）设 破）计算加强版长度L（依据现场情况，现以铆距t二12mm，边距c=10mm，铆钉交错排列k=0.5进行计算）：L=2[2C+（n/m-1+k）t]=2[2X10+（10宁2-1+0.5）X12]=148mm所以：用10个直径为4mm的LY10铆钉进行铆接，加强板长度为148mm。4.3准备工具：电钻补接块固定件榔头锉刀垫块等4.4选材、计算：选取一块和裂纹部件质地一样的补接块（材料为30GrMnSiA）,其表面要平整、光滑、无裂纹、褶皱等（选材厚度为2mm）。选取10个材料为LY10直径为4mm的铆钉；以铆距t二12mm,边距c=10mm,排距a=10mm对故障部位进行标记。4.5工艺）取上述所选材料将其长度制作为长148mm，宽26mm，厚度为2mm的补接片。用锉刀把其四周及其拐角部位锉光锉平。）用划线针确定铆钉的间距、排距、边距，标出铆孔的具体位置。3） 钻孔，用直径为4mm的钻头在标出的位置进行钻孔（注意对称性和保证垂直度）。4） 划窝，并对铆孔进行处理，使其光滑平整。5） 铆接，将铆钉放入铆孔内，用铆枪进行铆接。4.6质检经仔细检查发现：铆钉铆接良好、平整光滑、间距及行距符合要求。因此，维修技术达标。5强度校核为了保证飞机具有良好的性能并在使用中足够安全，在对飞机的维护和修理中就必须使得各部件处于良好的工作状态，这就要求我们在对附件维修后进行强度校核。下面进行强度校核：5・1整理相关资料1） 相关材料主梁缘条材料：30GrMnSiA；修补材料：30GrMnSiA；铆钉材料：LY10。2） 相关数据查相关资料得知：加强片的拉伸许用应力a=335tMPa，挤压许用应力a=885MPa；铆钉的许用切应力bs

T=3140MPa,挤压许用应力b' =1300MPa,加强片铆接件承受的载荷F=43800N。bs n已知：加强片厚度6=20mm,宽度b=16mm,铆钉直径d=4mm（如图6-1）。5.2校核步逐如下：1）加强片拉伸强度校核（加强片的最大拉应力发生在中间的片圆孔处1-1和1-2的横截面上）:FFttmaxA (b—d)s=43800N/ (12X20X10讪2)~183MPab3351.8>1t=1.8>1厂=183tmax故加强片的拉伸强度是安全的（耳是剩安全系数）。2）加强片的挤压强度校核，加强片的最大挤压强

度发生在中间片圆孔和铆钉铆接处，所受的挤压力F=bsF,实际挤压面的直径为d,长为半个圆柱面。计算挤n压面积A=d§，贝I」：bsbsmaxAbsFbsmaxAbs= nd5=43800N/ (4X20m2)X106比548MPaO1.6>1=bs=885〜1.6>1O 548〜bsmax所以加强片的挤压强度是安全的（n是安全系数）。）铆钉的剪切强度校核，铆钉有两个剪切面，每F个剪切面上的剪力F个剪切面上的剪力Fs=寸每个剪切面积等于铆钉的横T _T _max:=(2)/(“d2/4)=21900N/ (3.14X4X10-6m2)〜1744MPaTmax3140Tmax31401744〜1.8>1故铆钉的剪切强度是安全的（n是安全系数）。）由上述计算可知，加强片和铆钉的强度都符合要求。6.可行性、可靠性的评估

飞机做机动飞行或在飞行中遇到突风时，作用在飞机上的载荷往往很大，并且经常变化。这就决定了飞机在飞行中构件应具有一定的安全可靠性。通过对歼七飞机机翼主梁缘条结构连接和受力分析得知，缘条是机翼主梁的重要组成，并主要轴向拉压力。长期反复多次作用，使缘条产生裂纹。经过故障诊断，得出裂纹程度为中度。根据裂纹程度，制定了一套详细、具体的维修方案。方案实施方法：打止裂孔并铆接与缘条材