某型飛機(jī)疲勞試驗(yàn)中的損傷特點(diǎn)分析

(中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所, 西安 710065)

飛機(jī)進(jìn)行疲勞試驗(yàn)的目的是通過(guò)疲勞試驗(yàn)暴露飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞薄弱部位,同時(shí)獲取飛機(jī)的裂紋形成壽命、裂紋擴(kuò)展壽命等數(shù)據(jù)。而對(duì)疲勞試驗(yàn)中通過(guò)無(wú)損檢測(cè)發(fā)現(xiàn)的損傷進(jìn)行分析，對(duì)外場(chǎng)飛機(jī)檢測(cè)維修手冊(cè)的制定具有重要的參考意義。

1 檢測(cè)部位及檢測(cè)方法

用于疲勞試驗(yàn)的飛機(jī)是沒(méi)有機(jī)載設(shè)備、發(fā)動(dòng)機(jī)、機(jī)輪及地板的飛機(jī)外殼體結(jié)構(gòu)。雖為殼體結(jié)構(gòu)，但其亦是一個(gè)由多種單一零部件產(chǎn)品組裝成的龐大結(jié)構(gòu)系統(tǒng)。因此，在無(wú)損檢測(cè)過(guò)程中，檢測(cè)對(duì)象結(jié)構(gòu)復(fù)雜，大多數(shù)情況下不能采用自動(dòng)化設(shè)備進(jìn)行檢測(cè)。同時(shí)檢測(cè)環(huán)境復(fù)雜，機(jī)身外部特別是機(jī)翼覆蓋有大量加載點(diǎn)，其拉升作動(dòng)筒或鋼絲繩會(huì)限制檢測(cè)人員的活動(dòng)范圍，所以在飛機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)過(guò)程中除設(shè)置了周期檢測(cè)、壽命檢測(cè)外，檢測(cè)任務(wù)最重的是每個(gè)試驗(yàn)日的日常檢測(cè)，這也使得目視檢測(cè)成為全機(jī)疲勞試驗(yàn)中最為常見(jiàn)的檢測(cè)方法，其工作量占整個(gè)檢測(cè)量的80%以上，與外場(chǎng)民航目視檢測(cè)任務(wù)量一致[1]；其次是渦流檢測(cè)，其主要用于特定部位的周期檢測(cè)、以及目視檢測(cè)懷疑部位的確認(rèn)檢測(cè)；其后是用于損傷形貌顯示的著色滲透檢測(cè)。

2 檢測(cè)結(jié)果

某型機(jī)采用傳統(tǒng)的鋁合金做為主體材料，外加高強(qiáng)度鋼結(jié)構(gòu)的起落架。目前試驗(yàn)已完成整個(gè)試驗(yàn)預(yù)定壽命的75%，共發(fā)現(xiàn)234個(gè)損傷。筆者將從損傷類(lèi)型、損傷出現(xiàn)部位、部分裂紋損傷的擴(kuò)展等3個(gè)方面對(duì)無(wú)損檢測(cè)發(fā)現(xiàn)的損傷特點(diǎn)進(jìn)行分析。

2.1 損傷類(lèi)型

在已發(fā)現(xiàn)的234個(gè)損傷中，裂紋有202條，螺栓或鉚釘緊固件斷裂了27顆，變形等其他損傷有5處，統(tǒng)計(jì)結(jié)果如圖1所示。

圖1 某型機(jī)損傷類(lèi)型統(tǒng)計(jì)

從損傷類(lèi)型統(tǒng)計(jì)中可見(jiàn)，裂紋類(lèi)損傷是該型機(jī)出現(xiàn)的最多損傷。

2.2 損傷出現(xiàn)部位及其原因分析

對(duì)發(fā)現(xiàn)損傷的部位在機(jī)體上的分布情況進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn)，這些損傷主要集中出現(xiàn)在飛機(jī)的5個(gè)部位，詳見(jiàn)圖2。

圖2 損傷部位分布圖

從圖2可以看出，損傷主要出現(xiàn)在機(jī)身12長(zhǎng)桁～13長(zhǎng)桁之間的蒙皮鉚接孔邊部位，該區(qū)域發(fā)現(xiàn)裂紋總量為102條，占整個(gè)損傷比為43.6%。對(duì)該機(jī)機(jī)身部件疲勞試驗(yàn)件的裂紋數(shù)據(jù)進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn)，在該區(qū)域發(fā)現(xiàn)的裂紋所占比也較高。該機(jī)型機(jī)身采用的是桁條式結(jié)構(gòu)，這種結(jié)構(gòu)的特點(diǎn)是易于保持機(jī)身外形，改善機(jī)身的空氣動(dòng)力性能，但機(jī)身所受的剪切力全部由蒙皮承受[2]。圖3所示為機(jī)身圓截面受力示意，12長(zhǎng)桁與13長(zhǎng)桁分別位于上半機(jī)身蒙皮與下半機(jī)身蒙皮對(duì)接區(qū)的兩側(cè)。飛機(jī)的疲勞試驗(yàn)?zāi)M的是飛機(jī)的飛行過(guò)程，在飛行過(guò)程中機(jī)身受地-空-地循環(huán)載荷作用,即機(jī)身艙受到增壓與減壓作用，在這種多次交變載荷的作用下，對(duì)縫兩側(cè)鉚釘與鉚釘孔邊易出現(xiàn)微動(dòng)磨損，從而使得疲勞裂紋萌生、長(zhǎng)大。

圖3 機(jī)身圓截面受力示意

同一區(qū)域范圍內(nèi)出現(xiàn)大量的裂紋，說(shuō)明該區(qū)域?yàn)樵撔惋w機(jī)的一處薄弱部位。在后續(xù)的飛機(jī)疲勞試驗(yàn)或與該型機(jī)有同類(lèi)結(jié)構(gòu)的飛機(jī)無(wú)損檢測(cè)過(guò)程中，應(yīng)加強(qiáng)對(duì)該類(lèi)區(qū)域的檢測(cè)。

2.3 部分裂紋損傷的擴(kuò)展

全機(jī)疲勞試驗(yàn)和損傷容限試驗(yàn)的目的之一，是確定裂紋擴(kuò)展壽命，驗(yàn)證裂紋擴(kuò)展分析方法的正確性[3]。在疲勞試驗(yàn)過(guò)程中,對(duì)70條裂紋進(jìn)行了損傷長(zhǎng)度擴(kuò)展監(jiān)測(cè)。這70條裂紋分別位于受載較大的中央翼，中央翼與機(jī)翼、機(jī)身連接區(qū)及裂紋出現(xiàn)較多的12～13長(zhǎng)桁之間的蒙皮上。這些裂紋都有不同程度的擴(kuò)展，筆者就其中有代表性的裂紋進(jìn)行了損傷擴(kuò)展分析。

2.3.1 單條擴(kuò)展裂紋

某隔板位于該型飛機(jī)中央翼翼盒短框處，試驗(yàn)進(jìn)行到5219次起落時(shí)，發(fā)現(xiàn)隔板左側(cè)R區(qū)出現(xiàn)裂紋，對(duì)右側(cè)進(jìn)行滲透檢測(cè)，未見(jiàn)裂紋顯示。試驗(yàn)進(jìn)行到6 953次起落時(shí)，右側(cè)R區(qū)出現(xiàn)裂紋。隔板裂紋的擴(kuò)展信息，如表1所示。圖4為該裂紋初始發(fā)現(xiàn)時(shí)的外觀，圖5為修理前裂紋的擴(kuò)展圖。

表1 隔板左右裂紋的擴(kuò)展信息

2.3.2 合并擴(kuò)展裂紋

鉚接被廣泛應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的裝配連接中，應(yīng)力集中會(huì)使連接部位成為疲勞薄弱部位[4]，因此鉚接區(qū)極易出現(xiàn)疲勞裂紋，甚至多條裂紋，而這些裂紋大多在擴(kuò)展過(guò)程中出現(xiàn)了合并擴(kuò)展。表2，3為某隔板緣條裂紋擴(kuò)展信息(表中長(zhǎng)度包含鉚釘直徑)，其裂紋擴(kuò)展圖如圖6，7所示；表4為12與13長(zhǎng)桁之間蒙皮裂紋擴(kuò)展信息(表中長(zhǎng)度包含鉚釘直徑)，其裂紋擴(kuò)展圖如圖8，9所示。

2.3.3 裂紋擴(kuò)展分析

將隔板緣條及12與13長(zhǎng)桁之間蒙皮這兩處的合并裂紋長(zhǎng)度(同一起落數(shù)時(shí)出現(xiàn)的裂紋長(zhǎng)度相加)，進(jìn)行歸一化處理得到表5,6所示的整合裂紋擴(kuò)展信息(整合裂紋長(zhǎng)度以裂紋1#、裂紋2#、裂紋3#長(zhǎng)度之和計(jì))，其擴(kuò)展速率如圖10，11所示，圖12為中央翼隔板單條裂紋的擴(kuò)展速率曲線。從裂紋擴(kuò)展速率曲線可以看出，中央翼隔板單條裂紋的擴(kuò)展較為單一化，且呈現(xiàn)前期快后期緩慢的趨勢(shì)，這是由于隨著裂紋的延長(zhǎng)，其尖端的應(yīng)力得到部分釋放，裂紋的擴(kuò)展就變得緩慢下來(lái)；而合并裂紋呈現(xiàn)較快的擴(kuò)展趨勢(shì)，同時(shí)出現(xiàn)了一些波折點(diǎn)，這些波折點(diǎn)為裂紋長(zhǎng)度的突變點(diǎn)，這是因?yàn)樵诳走叾嗔鸭y結(jié)構(gòu)中，各條裂紋之間的相互影響會(huì)使各裂紋的擴(kuò)展速率比只有一條裂紋時(shí)的擴(kuò)展速率更快，當(dāng)兩條相互靠近的裂紋連接在一起且形成一條連續(xù)裂紋時(shí)，會(huì)使得孔邊多裂紋結(jié)構(gòu)的載荷承受能力急劇下降，從而加劇裂紋的擴(kuò)展[5]。因此，多裂紋的合并擴(kuò)展對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)具有極大的危險(xiǎn)性，應(yīng)盡早修理。

圖4 初始發(fā)現(xiàn)的隔板裂紋外觀

圖5 修理前隔板裂紋外觀

表2 隔板緣條1#,2#裂紋的擴(kuò)展信息

表3 隔板緣條1#,2#合并裂紋及3#裂紋的擴(kuò)展信息

圖6 隔板緣條的首次檢出裂紋外觀

裂紋參數(shù)起落數(shù)/次25 00026 60127 76328 86130 00032 28034 07736 94140 0001172024302長(zhǎng)度/mm-71082971081151203-101441

圖7 隔板緣條的合并裂紋外觀

圖8 12與13長(zhǎng)桁之間蒙皮上的首次檢出裂紋外觀

圖9 修理前12與13長(zhǎng)桁之間蒙皮上的裂紋外觀

圖10 隔板緣條整合裂紋的擴(kuò)展速率曲線

圖11 12與13長(zhǎng)桁之間蒙皮整合裂紋的擴(kuò)展速率曲線

圖12 中央翼隔板單條裂紋的擴(kuò)展速率曲線

3 結(jié)論

通過(guò)對(duì)飛機(jī)疲勞試驗(yàn)中損傷數(shù)據(jù)的匯總分析，可以看出多裂紋的合并性擴(kuò)展具有突變性，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)具有極大的危險(xiǎn)性，因此一旦發(fā)現(xiàn)某一區(qū)域有多裂紋且不停擴(kuò)展時(shí)就應(yīng)進(jìn)行修理；相對(duì)多裂紋的擴(kuò)展來(lái)說(shuō)，單裂紋的擴(kuò)展較為單一，但也不應(yīng)任由其自由擴(kuò)展，單裂紋在擴(kuò)展前期可用打止裂孔的方式來(lái)釋放一定的應(yīng)力，以減緩或阻止其擴(kuò)展。對(duì)其無(wú)損數(shù)據(jù)的匯總分析，可以為此飛機(jī)后續(xù)的試驗(yàn)及外場(chǎng)飛機(jī)的類(lèi)比性無(wú)損檢測(cè)提供一定的參考。

表5 隔板緣條裂紋整合擴(kuò)展信息

表6 12與13長(zhǎng)桁之間蒙皮裂紋整合擴(kuò)展信息