阻尼材料在結(jié)構(gòu)裂紋修理和預防上的應用

何允祥

（國營蕪湖機械廠，安徽蕪湖 241007）

阻尼材料在結(jié)構(gòu)裂紋修理和預防上的應用

何允祥

（國營蕪湖機械廠，安徽蕪湖 241007）

以某型飛機在使用過程中頻繁出現(xiàn)進氣道鉚釘松動、蒙皮裂紋、鉚釘裂紋等故障為研究對象，運用飛機氣動彈性力學理論進行了分析研究，找出故障發(fā)生的原因，提出在進氣道蒙皮上加裝阻尼層的新方法。驗證表明，該方法能有效地彌補設(shè)計缺陷、延遲金屬材料老化及預防性修理機體結(jié)構(gòu)裂紋。

進氣道;蒙皮;裂紋;阻尼層

我國飛機結(jié)構(gòu)修理開展了四十多年走到今天，飛機修理了成百上千架，在科學技術(shù)高速發(fā)展的今天，審視傳統(tǒng)沿襲下來的修理方法實有許多需要改進的地方。以前的結(jié)構(gòu)修理，多數(shù)考慮的是靜強度的增加和恢復，而對飛機使用中的動強度考慮甚少，修理的效果也不佳。文章以某型飛機在使用過程中頻繁出現(xiàn)進氣道鉚釘松動、蒙皮裂紋、鉚釘裂紋等故障的修理為例，運用飛機氣動彈性力學理論進行分析研究，找出故障發(fā)生的原因，提出在進氣道蒙皮上加裝阻尼層的新方法，并進行驗證。

1 故障原因分析

某型飛機進氣道鉚釘松動、蒙皮裂紋、鉚釘裂紋故障是飛機結(jié)構(gòu)的多發(fā)故障，傳統(tǒng)的修理方法是在故障多發(fā)部位進行預加強，但飛機經(jīng)過一段時間的飛行使用后，發(fā)現(xiàn)在加強板的周圍又相繼發(fā)生蒙皮、鉚釘裂紋故障，這一現(xiàn)象說明固定預加強修理措施并沒有解決本質(zhì)問題。運用飛機氣動彈性力學理論進行分析研究，發(fā)現(xiàn)導致進氣道蒙皮、鉚釘裂紋的真正原因是飛機蒙皮設(shè)計偏薄，進氣道蒙皮設(shè)計為LY12δ1．0mm，鉚釘為GB954Ф3．5mm埋頭鉚釘，而標準鉚釘孔劃窩深度為1．1mm，說明飛機制造時蒙皮經(jīng)劃窩在窩底已形成銳邊，而飛機使用中蒙皮受交變載荷作用和溫度變化影響，使制造劃窩過程中存留的制造缺陷，受力變形誘發(fā)形成裂紋源。鉚釘在連接狀態(tài)下，受進氣道氣動力作用，產(chǎn)生變形，使鉚釘頭先產(chǎn)生翹邊，受交變載荷作用后，鉚釘與蒙皮產(chǎn)生位移，形成鉚釘松動，隨著使用時間的延長，鉚釘材料產(chǎn)生疲勞形成裂紋源。

另一方面飛機鋁合金結(jié)構(gòu)在130dB以上噪聲激勵下，即會產(chǎn)生疲勞破壞，激勵的聲壓級越高，破壞得越快。進氣道內(nèi)壁蒙皮由于裝配時鉚釘頭劃窩深度超過蒙皮厚度，劃窩孔周邊出現(xiàn)尖角，引起應力集中。根據(jù)測量數(shù)據(jù)某型飛機進氣道內(nèi)聲壓級高達140dB以上，在高聲強寬帶隨機噪聲激勵下，內(nèi)壁蒙皮產(chǎn)生聲振。［1］蒙皮與鉚釘之間會產(chǎn)生相對運動的力，經(jīng)長時間激勵，使蒙皮、鉚釘產(chǎn)生疲勞老化，因此出現(xiàn)鉚釘松動、內(nèi)蒙皮疲勞裂紋故障。

2 解決方案的提出

整體更換蒙皮和全部更換鉚釘，對于一個正在服役的裝備來說，方案不可行。固定預加強方法，經(jīng)過實踐證明也不能從根本上解決問題。針對發(fā)動機噪聲對進氣道蒙皮、鉚釘?shù)挠绊?，為了抑制噪聲，改善進氣道蒙皮、鉚釘?shù)墓ぷ鳝h(huán)境，對改變振動的方法和途徑進行了多方調(diào)研，發(fā)現(xiàn)利用阻尼材料可以減振，而采用阻尼材料附加處理會將危險點的振動應力降低。經(jīng)過對振動的深入了解與分析，結(jié)構(gòu)振動裂紋產(chǎn)生的時間與所經(jīng)受振動量值（加速度或譜密度）一般呈指數(shù)形式的反比關(guān)系。如果將產(chǎn)生裂紋的隨機振動應力譜密度降低50%，則開裂時間近似延遲10倍，降低75%可近似延遲100倍。［2］一般來說，對一個現(xiàn)正在服役使用的結(jié)構(gòu)，不易重新制造或改裝，也難以采用附加剛度的方法使其動應力降低很多。經(jīng)過綜合考慮，確定利用加裝阻尼層方法來推遲進氣道蒙皮上產(chǎn)生疲勞的時間來尋求突破，以解決頻發(fā)的進氣道蒙皮、鉚釘裂紋問題。

3 阻尼減振解決結(jié)構(gòu)振動裂紋原理

結(jié)構(gòu)振動裂紋產(chǎn)生的時間與所經(jīng)受振動量值（加速度或譜密度）的關(guān)系，一般呈指數(shù)形式的反比關(guān)系：

式（1）中，A1、T1為原來的振動值和開裂時間，A2、T2為阻尼減振處理后的振動量值和開裂時間。

要想解決結(jié)構(gòu)振動裂紋問題，就要求在時間T2內(nèi)結(jié)構(gòu)不出現(xiàn)振動裂紋，這里T2可以是結(jié)構(gòu)使用壽命或檢修周期。式（1）中參數(shù)K可從元件振動疲勞S－N曲線中得出，也可通過大量破壞數(shù)據(jù)統(tǒng)計得到。［3］

運用附加阻尼減振技術(shù)，在需減振的結(jié)構(gòu)表面附加上一層粘彈性阻尼材料，利用粘彈性特點，將振動機械能轉(zhuǎn)變成熱能來達到減振的目的。目前應用較廣的是粘彈性高分子阻尼材料，這種材料在受外力作用時，一方面分子鏈可產(chǎn)生可恢復的彈性拉伸，另一方面分子鏈段間不能恢復的相對位移產(chǎn)生永久變形，這種變形能通過分子間的磨擦變?yōu)闊崮芟ⅰ?/p>

阻尼技術(shù)應用的方式有兩種，一種是自由阻尼層，另一種是約束阻尼層。

自由阻尼層是將硬的粘彈性材料直接粘貼或噴涂在需要減振的結(jié)構(gòu)上，當結(jié)構(gòu)發(fā)生彎曲振動時，阻尼層受到拉壓變形，因阻尼材料有較大的應力應變滯遲回線，從而消耗振動能量，降低振動幅度，起到減振作用。

約束阻尼層是在需減振的結(jié)構(gòu)上粘貼一層軟的粘彈性材料（阻尼層），然后在阻尼層外面再覆蓋一層薄金屬片（約束層）。當結(jié)構(gòu)振動時，阻尼層一側(cè)受到約束層約束，另一側(cè)隨著結(jié)構(gòu)振動，使阻尼層發(fā)生較大的剪切變形，由于粘彈性材料的滯遲回線面積大，每振動一周就可消耗一定的能量，從而起到減振作用。

4 方案論證與實施

利用增加阻尼材料來減振從而解決結(jié)構(gòu)振動裂紋問題是一種經(jīng)過實驗驗證的成熟技術(shù)，［5］目前國內(nèi)已應用于多架新舟60飛機解決發(fā)動機短艙振動產(chǎn)生的蒙皮疲勞裂紋問題，但用于高速、大過載多機動飛行飛機上還無先例。由于其飛行包線與普通機有很大程度的差異，沒有經(jīng)驗數(shù)據(jù)積累，實施后效果還有待實際驗證。

將阻尼層鋪貼于飛機進氣道蒙皮夾層中，對飛機氣動力和結(jié)構(gòu)均無影響，但對鋪貼面不夠清潔的部位有翹起脫落的可能性，阻尼層在封閉的夾層中脫落會影響減振效果。可以采取用錫箔膠帶對加裝的阻尼層周邊進行封邊處理以減少翹起脫落的可能性。

選材試驗時，發(fā)現(xiàn)有的阻尼材料在常溫時減振效果很好，但在高低溫時，減振效果不明顯，受溫度影響很大。而另一類阻尼材料在高低溫時減振效果較好，常溫時減振效果又不如前一種好，因此采取兩種阻尼材料的復合形式，稱之為FZ型，取得了理想的減振效果和溫度補償作用。FZ－3是6層約束復合阻尼帶，此種材料使用溫度為－40℃～100℃，頻率響應范圍寬為為500Hz～2000Hz，適合南北方自然環(huán)境下正常飛行訓練溫度要求，因此選用FZ－3型阻尼板。

實施方法：在機身外部開挖施工口（見圖1），挖口面積一般在220mm×130mm以下，且在外蒙皮框與長桁結(jié)構(gòu)之內(nèi)，不影響結(jié)構(gòu)承載和力的傳遞，便于施工操作，解決了施工通路問題。施工后對施工口采取制作外部口蓋用螺釘進行固定連接，便于后期對施工情況進行檢查和維護。

施工所用的口蓋和增加的型材材料均為LY12硬鋁合金，狀態(tài)選擇M退火軟狀態(tài)，便于鈑金制作成型加工，加工后進行淬火熱處理使σb≥390MPa，表面處理為陽極化后涂TB06－9鋅黃底漆，保證了飛機口蓋及口框具有良好的抗腐蝕性能，符合航空修理規(guī)范和某型飛機修理技術(shù)條件要求。

通過粘貼阻尼層和對施工口鉚接加補型材、配制口蓋，對現(xiàn)場出現(xiàn)的口蓋螺釘邊距與方案不符的問題按照實際情況及時進行修改，阻尼層周邊錫箔膠帶的封粘狀態(tài)良好，解決了阻尼層翹起的問題。

圖1 加裝阻尼情況

5 驗證

為充分了解阻尼層對降低噪聲振動的作用，首先對預加裝阻尼層飛機進行了加裝前、后蒙皮受發(fā)動機噪聲影響的振動測試。對試驗飛機選擇了8個測試點，并對發(fā)動機的10個工作狀態(tài)進行了振動數(shù)據(jù)采集，而后在飛機進氣道8個測試部位加裝了復合阻尼層，加裝后又對8個測試點的發(fā)動機同樣的10個工作狀態(tài)進行了振動數(shù)據(jù)采集。測試數(shù)據(jù)表明，在未經(jīng)阻尼處理時，開車過程中進氣道蒙皮測點處振動過載很大（見圖2已削峰）。通過對采集的數(shù)據(jù)進行分析，發(fā)現(xiàn)進氣道蒙皮結(jié)構(gòu)在10Hz～2000Hz的頻帶范圍內(nèi)，測點均方根加速度值普遍較大，其原因是在各個開車狀態(tài)下均發(fā)現(xiàn)有蒙皮結(jié)構(gòu)的多階共振現(xiàn)象。由于原來阻尼很小而量值很大，如4#測點蒙皮結(jié)構(gòu)在右發(fā)最大、右發(fā)加力及雙發(fā)冷機狀態(tài)下都存在很強烈的共振。［4］

通過采集到的數(shù)據(jù)和圖象對比，以右發(fā)最大狀態(tài)為例，4#測點在阻尼處理前、后右發(fā)最大狀態(tài)下的時域加速度響應曲線對比見圖2、圖3，量值已顯著降低;4#測點在阻尼處理前、后在右發(fā)最大狀態(tài)下的頻域曲線數(shù)據(jù)對比見圖4、圖5所示，其總均方根值由197．6g降為23．6g。由此可知，加裝后的進氣道蒙皮振動峰值明顯減低，說明噪聲激勵在阻尼層的作用下振動量得到了衰減，通過均方值計算得出加裝阻尼層厚蒙皮振動能量平均衰減60%，峰值降低45%，取得了實際效果。

另外，從加裝阻尼層前、后的振動數(shù)據(jù)對比可以看出，加裝前的突起尖峰加裝后已趨于平緩，破壞力強的振動環(huán)境得到了良好的改善。在實際驗證過程中，使用內(nèi)窺鏡對阻尼層粘貼情況進行檢查，未發(fā)現(xiàn)異樣及脫落現(xiàn)象，同時查看粘貼阻尼層區(qū)域可見部分結(jié)構(gòu)框板及型材未發(fā)現(xiàn)裂紋。使用5倍放大鏡及燈光照射檢查進氣道未發(fā)現(xiàn)蒙皮裂紋現(xiàn)象，用結(jié)構(gòu)裂紋檢查儀檢查加裝阻尼層區(qū)域蒙皮、鉚釘未發(fā)現(xiàn)裂紋，也未發(fā)現(xiàn)其它異?，F(xiàn)象，粘貼區(qū)域蒙皮、隔板結(jié)構(gòu)穩(wěn)定，狀態(tài)良好，阻尼減振效果良好。

圖2 4#測點在右發(fā)最大狀態(tài)下的時域加速度響應曲線（阻尼處理前）

圖3 4#測點在右發(fā)最大狀態(tài)下的時域加速度響應曲線（阻尼處理后）

圖4 4#測點在右發(fā)最大狀態(tài)下的頻域曲線（阻尼處理前）

圖5 4#測點在右發(fā)最大狀態(tài)下的頻域曲線（阻尼處理后）

6 結(jié)束語

飛機在使用中常常會出現(xiàn)各種類型的聲疲勞破壞現(xiàn)象，各種翼面蒙皮及機身側(cè)壁蒙皮裂紋、掉鉚釘，甚至發(fā)展到相應的翼肋和機身環(huán)框裂紋，進氣道內(nèi)蒙皮裂紋、掉鉚釘和相應結(jié)構(gòu)損壞，機尾結(jié)構(gòu)在噴流熱噪聲聯(lián)合作用下也會產(chǎn)生各種破壞現(xiàn)象。從分析驗證可以看出，運用阻尼材料可以改變振動頻率，降低振動幅度，延遲金屬材料的疲勞老化速度，對預防進氣道蒙皮裂紋、鉚釘老化掉塊故障是可行有效的，是修理和預防結(jié)構(gòu)裂紋的一種新方法。

［1］姚起杭．飛機結(jié)構(gòu)聲疲勞設(shè)計手冊［M］．北京：航空工業(yè)出版社，1998．

［2］姚起杭．飛機結(jié)構(gòu)聲疲勞文集［M］．北京：航空工業(yè)出版社，1991．

［3］姚起杭．簡易振動計算手冊［M］．北京：航空工業(yè)出版社，1992．

［4］顧松年，張力均．基礎(chǔ)激勵下結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)識別［J］．機械強度，1999，（4）．

［5］姚起杭，黃文超，馬小?。\12飛機客艙降噪技術(shù)研究［J］．航空學報，1992，（9）．

［編校：鄧桂萍］

Dam ping Materials＇Application in Structure Crack Repair and Prevention

HE Yunxiang
（State－owned Wuhu Machinery Factory，Wuhu Anhui 241007）

With the frequent failures such as the loose inlet rivets，cracks in the skin and the rivets in the flight of a certain type of aircraft for the study object，and by using the plane pneumatic elastic mechanics theory，an analysis and a study are done．And the reasons for the failures are identified，and the corresponding countermeasures are established in installing a damping layer in the inlet skin tomake up for a design flaw and delay metal materials＇aging．It is a new preventive method for repairing the crack in the aircraft structure．

inlet;skin;crack;damping layer

V267+．43

A

1671－9654（2011）04－039－04

2011－11－27

何允祥（1962－），男，山東濟南人，工程師，研究方向為飛機結(jié)構(gòu)與強度。