機(jī)翼后梁接頭裂紋故障分析

石飛,彭志軍,葉彬

(中航工業(yè)洪都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所,南昌330024)

機(jī)翼后梁接頭裂紋故障分析

石飛,彭志軍,葉彬

(中航工業(yè)洪都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所,南昌330024)

摘.要.目的分析某型飛機(jī)機(jī)翼后梁接頭裂紋形成的原因,避免類似問題的重復(fù)發(fā)生。方法通過對(duì)機(jī)翼后梁接頭進(jìn)行受力分析,在對(duì)機(jī)翼后梁接頭結(jié)構(gòu)裝配關(guān)系進(jìn)行分析的基礎(chǔ)上,采用有限元方法對(duì)接頭進(jìn)行應(yīng)力計(jì)算,并對(duì)裂紋斷口進(jìn)行宏觀和微觀分析,確定產(chǎn)生裂紋的原因。結(jié)果機(jī)翼后梁接頭裂紋為應(yīng)力腐蝕裂紋。結(jié)論機(jī)翼后梁接頭材料為L(zhǎng)D5,對(duì)應(yīng)力腐蝕敏感,接頭在裝配過程中存在較大的裝配拉應(yīng)力,而接頭表面的腐蝕防護(hù)又存在缺陷,在較嚴(yán)酷的服役環(huán)境作用下發(fā)生了應(yīng)力腐蝕開裂。

后梁接頭;裝配應(yīng)力;應(yīng)力腐蝕;裂紋

飛機(jī)在外場(chǎng)使用過程中,設(shè)計(jì)、制造、使用維護(hù)等引發(fā)的外場(chǎng)故障時(shí)有發(fā)生,如何根據(jù)故障現(xiàn)象,通過細(xì)致分析找出引發(fā)故障的根本原因[1—4],對(duì)于解決故障問題、提高設(shè)計(jì)、制造和使用維護(hù)水平具有重要的意義。文中針對(duì)某型飛機(jī)機(jī)翼后梁接頭裂紋故障,在受力分析、應(yīng)力分析和斷口分析的基礎(chǔ)上,確定了產(chǎn)生裂紋的原因,并給出了處理措施。

1 故障簡(jiǎn)介

2012年7月,對(duì)已經(jīng)使用8年的某飛機(jī)進(jìn)行延壽分解檢查,發(fā)現(xiàn)左機(jī)翼后梁接頭上凸緣與腹板交接處附近有一條裂紋從上頂部平面一直延伸至下部斜面,部分裂紋被蒙皮覆蓋,裂紋可見長(zhǎng)度約35 mm,如圖1所示。鑒于此情況,對(duì)120架該飛機(jī)機(jī)翼后梁接頭進(jìn)行了全面普查,發(fā)現(xiàn)18架飛機(jī)機(jī)翼后梁接頭出現(xiàn)了裂紋,其中4架左右翼都有裂紋、5架只有左翼有裂紋、9架只有右翼有裂紋,裂紋起始于上頂部平面,有的裂紋則已擴(kuò)展到斜面上。統(tǒng)計(jì)發(fā)現(xiàn),出現(xiàn)裂紋的飛機(jī)有的只在外場(chǎng)使用了3年,飛行小時(shí)數(shù)很少。

圖1 機(jī)翼后梁接頭上的裂紋Fig.1 Crack on the wing rear spar fitting

2 飛機(jī)服役環(huán)境及機(jī)翼后梁接頭表面防腐狀態(tài)

2.1 飛機(jī)服役環(huán)境

該飛機(jī)服役地區(qū)的環(huán)境具有如下特點(diǎn):

1)大氣、土壤、露水、地下水中含鹽量高,且主要成分是氯化物和硫酸鹽,相當(dāng)于含鹽(以質(zhì)量分?jǐn)?shù)計(jì))0.3% ～0.4%,屬中度鹽堿地區(qū)。由于氯化物是金屬腐蝕的最主要因素,因此可以推斷,該地區(qū)環(huán)境腐蝕危害嚴(yán)重,易使金屬發(fā)生銹蝕或點(diǎn)蝕危害。

3)風(fēng)沙或沙塵暴多,機(jī)體表面及接縫處長(zhǎng)時(shí)間沉積有沙塵。

4)日照時(shí)間長(zhǎng),總輻射量大,紫外光累積輻射量較大。

由此可見,該型飛機(jī)的服役環(huán)境十分惡劣,若其自身的防護(hù)體系較為薄弱,則在服役環(huán)境的作用下,機(jī)體結(jié)構(gòu)很容易發(fā)生腐蝕。

2.2 機(jī)翼后梁接頭表面防腐狀態(tài)

機(jī)翼后梁接頭材料為L(zhǎng)D5(Dm)鍛鋁合金,零件加工完畢后,在外表面進(jìn)行硫酸陽(yáng)極化處理,然后使用重鉻酸鹽封閉,裝機(jī)時(shí)零件外表面不再涂覆底漆和面漆。機(jī)翼后梁接頭上、下凸緣靠近機(jī)尾一側(cè)內(nèi)收、靠近機(jī)頭一側(cè)張開;內(nèi)收一側(cè)與襟翼滑軌相連,連接區(qū)機(jī)翼后梁接頭上凸緣為2～3.5 mm的變厚度截面,下凸緣為2～4 mm的變厚度截面,襟翼滑軌為4 mm等厚度截面;張開一側(cè)與機(jī)翼端肋相連,連接區(qū)機(jī)翼后梁接頭上、下凸緣均為3 mm等厚度截面,機(jī)翼端肋為4 mm等厚度截面,如圖2所示。

圖2 機(jī)翼后梁接頭連接示意Fig.2 Assembly diagram of the wing rear spar fitting

3 結(jié)構(gòu)受力狀態(tài)及應(yīng)力分析

機(jī)翼后梁接頭僅傳遞機(jī)翼豎直方向的剪力,如圖3所示。裂紋位于后梁接頭上凸緣與腹板交界處,且平行于梁軸線沿展向擴(kuò)展,因此認(rèn)為后梁接頭出現(xiàn)的裂紋不是在正常飛行載荷作用下產(chǎn)生的。由此可初步判斷機(jī)翼后梁接頭上承受的豎直方向載荷不是引發(fā)裂紋的主要原因。

由于可以排除裂紋是由機(jī)翼豎直方向的載荷所引起的,所以對(duì)機(jī)翼后梁接頭的裝配關(guān)系進(jìn)行了詳細(xì)的分析。

圖3 機(jī)翼后梁接頭承載方向與裂紋走向Fig.3 Direction of rear spar fitting loading and crack propagation

機(jī)翼后梁接頭與機(jī)翼端肋、襟翼滑軌和后梁緣條裝配時(shí),在工藝上難以保證各零件貼合緊密,需使用墊片來調(diào)整裝配間隙,而且與機(jī)翼后梁接頭連接的機(jī)翼端肋和襟翼滑軌在連接區(qū)的厚度均比后梁接頭厚。機(jī)翼端肋材料為L(zhǎng)D5(Dm),強(qiáng)度極限值為365 MPa,襟翼滑軌材料為L(zhǎng)C9-CGS3(Dm)。因此,在裝配過程中很可能迫使機(jī)翼后梁接頭上、下凸緣產(chǎn)生壓縮位移,且內(nèi)收一側(cè)的壓縮位移更大[5—6]。

繼文秋芳之后,有學(xué)者提出“以輸出驅(qū)動(dòng)輸入”建設(shè)英語(yǔ)專業(yè)課程群的構(gòu)想,幫助學(xué)生認(rèn)識(shí)到輸出的強(qiáng)大驅(qū)動(dòng)力并提高口語(yǔ)輸出的準(zhǔn)確性[14]。張文娟嘗試將POA應(yīng)用于大學(xué)英語(yǔ)課堂,利用產(chǎn)出任務(wù)驅(qū)動(dòng)學(xué)習(xí)、利用輸入性學(xué)習(xí)促成產(chǎn)出[15]。孫曙光把TSCA(師生合作評(píng)價(jià))拓展到實(shí)踐教學(xué)中去,指出評(píng)價(jià)焦點(diǎn)不宜過多,選擇焦點(diǎn)遵循典型性、可教性和漸進(jìn)性原則(17)。

為驗(yàn)證使機(jī)翼后梁接頭開裂的應(yīng)力來源于強(qiáng)迫裝配,依據(jù)機(jī)翼后梁接頭三維數(shù)模,采用MSC.PATRAN軟件建立了上凸緣的有限元模型,對(duì)后梁接頭進(jìn)行了有限元應(yīng)力分析。模型采用十節(jié)點(diǎn)四面體單元Tet10對(duì)機(jī)翼后梁接頭上凸緣進(jìn)行有限元網(wǎng)格自由劃分。螺栓孔處采用RBE3類型的MPC單元連接孔邊與孔中心點(diǎn),然后分別在4個(gè)孔中心點(diǎn)上沿孔方向建立長(zhǎng)度為2.5 mm的Rod單元,并在Rod單元下端節(jié)點(diǎn)施加上凸緣壓縮方向的強(qiáng)迫位移,用于模擬后梁接頭凸緣因強(qiáng)迫裝配導(dǎo)致的變形。上凸緣有限元模型如圖4所示,有限元模型屬性見表1。有限元模型有Tet10單元233 304個(gè),MPC單元4個(gè),Rod單元4個(gè)。

圖4 后梁接頭上凸緣有限元模型Fig.4 The FEM model of rear spar fitting up-flange

表1 后梁接頭上凸緣有限元模型參數(shù)Table 1 The FEM model parameters of rear spar fitting up-flange

由于不知道具體的強(qiáng)迫位移數(shù)值,所以分5個(gè)工況在4個(gè)螺栓孔中的Rod單元下端節(jié)點(diǎn)上施加0.05,0.10,0.15,0.20,0.25 mm壓縮方向的強(qiáng)迫位移。經(jīng)有限元分析軟件MSC.NASTRAN進(jìn)行應(yīng)力分析后得到的應(yīng)力結(jié)果如圖5所示。可以看出,上凸緣與腹板交接中面兩側(cè)的拉應(yīng)力都很大,這和外場(chǎng)普查發(fā)現(xiàn)的裂紋萌生處特別接近,而且與裂紋在上凸緣與腹板交接中面兩側(cè)都有出現(xiàn)的現(xiàn)象十分吻合。

圖5 后梁接頭上凸緣應(yīng)力(工況5)Fig.5 Stress nephogram of rear spar fitting up-flange(Case 5)

不同強(qiáng)迫位移下裂紋附近對(duì)應(yīng)的最大拉應(yīng)力見表2,可以看出強(qiáng)迫位移的大小對(duì)裂紋附近的應(yīng)力有著顯著的影響,0.05 mm的強(qiáng)迫位移就可以產(chǎn)生約35 MPa的拉應(yīng)力。

表2 后梁上凸緣有限元應(yīng)力分析結(jié)果Table 2 Results of FEM stress analysis of rear spar fitting up-flange

4 斷口分析

將斷口超聲清洗后放入掃描電子顯微鏡下觀察,發(fā)現(xiàn)斷口表面均被腐蝕產(chǎn)物所覆蓋,高倍下可見腐蝕產(chǎn)物呈泥紋花樣堆積在斷口表面[1,7—8],如圖6所示。裂紋斷口能譜分析也表明斷口表面氧化程度較高,且可檢測(cè)到腐蝕元素Cl和S。

圖6 斷口微觀形貌Fig.6 The fracture microstructure

使用磷酸-鉻酸溶液將斷口表面的腐蝕產(chǎn)物清洗干凈后,重新觀察斷口微觀特征,發(fā)現(xiàn)斷口均為沿晶斷裂[8],如圖7所示。

圖7 斷口去除腐蝕產(chǎn)物后的微觀形貌Fig.7 The fracture microstructure after clearance of the corrosion product

通過裂紋截面金相可觀察到明顯的晶粒變形流線,晶粒變形應(yīng)為鍛造所致,晶粒拉長(zhǎng)方向?yàn)榱鸭y擴(kuò)展方向,如圖8所示。

裂紋斷口的觀察結(jié)果表明,斷口微觀可見明顯的腐蝕產(chǎn)物,能譜分析結(jié)果表明,腐蝕產(chǎn)物中O元素以及Cl,S等元素的含量高。清除腐蝕產(chǎn)物后,斷口呈現(xiàn)典型的沿晶斷裂特征,而且從裂紋截面的金相同樣可觀察到沿變形晶粒的晶界開裂現(xiàn)象。從有限元應(yīng)力分析可知,強(qiáng)迫裝配會(huì)導(dǎo)致裂紋處存在著較大的拉應(yīng)力。綜合上述兩個(gè)因素,可以判斷機(jī)翼后梁接頭裂紋為應(yīng)力腐蝕裂紋[9—15]。

圖8 裂紋截面金相Fig.8 Cross section metallographic image of the crack

5 裂紋故障處理措施

在確定了機(jī)翼后梁接頭裂紋原因的基礎(chǔ)上,研究制定了如下處理措施。

1)對(duì)出現(xiàn)裂紋的機(jī)翼后梁接頭進(jìn)行更換,更換接頭時(shí)注意不能損傷連接孔。

2)如果新接頭與蒙皮、襟翼滑軌及機(jī)翼端肋后段等結(jié)構(gòu)之間有間隙,應(yīng)視情加墊LY12-CZ材料的墊片,不能強(qiáng)迫裝配。

3)在更換接頭過程中,對(duì)結(jié)構(gòu)件的打磨、碰傷處都應(yīng)在光滑過渡并清潔其表面后,涂阿洛丁1200S進(jìn)行處理,再噴涂H06-2鋅黃底漆。

采取上述措施對(duì)機(jī)翼后梁接頭進(jìn)行處理后,在外場(chǎng)使用維護(hù)及大修中沒有再發(fā)現(xiàn)裂紋故障。

6 結(jié)論

針對(duì)某型飛機(jī)機(jī)翼后梁接頭裂紋故障,從飛機(jī)服役環(huán)境、結(jié)構(gòu)材料與防腐狀態(tài)、結(jié)構(gòu)受力狀態(tài)與應(yīng)力分布、斷口形貌和腐蝕產(chǎn)物等方面進(jìn)行了較全面分析,產(chǎn)生裂紋的主要原因概括如下。

1)機(jī)翼后梁接頭為L(zhǎng)D5(Dm)鋁合金,屬于應(yīng)力腐蝕敏感材料,應(yīng)力腐蝕門檻值較低。

2)在裝配后梁接頭的過程中,存在強(qiáng)迫裝配,導(dǎo)致在后梁接頭凸緣與腹板的交界處產(chǎn)生了較大的裝配拉應(yīng)力。

3)該飛機(jī)的使用環(huán)境為中度鹽堿地區(qū),且土壤、地下水中含有濃度較高的Cl,S等元素,易對(duì)鋁合金造成腐蝕。

4)機(jī)翼后梁接頭僅進(jìn)行了表面陽(yáng)極化處理,沒有底漆和面漆的保護(hù),不僅防護(hù)能力較差,而且陽(yáng)極化層易遭到破壞,使其喪失對(duì)后梁接頭金屬基體的防護(hù)能力。

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Crack Failure Analysis of Wing Rear Spar Fitting

SHI Fei,PENG Zhi-jun,YE Bin
(Aircraft Design and Research Institute,AVIC Hongdu,Nanchang 330024,China)

Objective In order to avoid the repeated occurrence of similar failures,the causes for the crack on the wing rear spar fitting of a certain type aircraft were analyzed.Methods Force analysis was conducted for the wing rear spar fitting,and based on the analysis of the structural assembly relationships of the wing rear spar fitting.FEM was used to calculate the stress on the fitting.Besides,macroscopic and microscopic analyses were performed for the crack fracture to determine the cause for the crack.Results The crack of aircraft wing rear spar fitting was caused by stress corrosion.Conclusion The material of the rear spar fitting LD5 was sensitive to stress corrosion.The fitting was subjected to relatively large assembly tension stress in the assembly process,and the corrosion preventive measure for the surface of the rear spar fitting was defective,therefore stress corrosion cracking occurred in the harsh servicing environment.

rear spar fitting;assembly stress;stress corrosion;crack

10.7643/issn.1672-9242.2014.06.022

TG174

:A

1672-9242(2014)06-0130-05

2014-07-18;

2014-09-14

Received:2014-07-18;Revised:2014-09-14

石飛(1987—),男,毛南族,貴州人,工程師,主要研究方向?yàn)轱w機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)。

Biography:SHI Fei(1987—),Male,Maonan nationality,from Guizhou,Engineer,Research focus:aircraft structure strength design.