水陸兩棲飛機(jī)結(jié)構(gòu)密封性驗證方案

侯兆珂 劉宣辰 馬強(qiáng) 溥光星 王立松

摘要：針對大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機(jī)AG600飛機(jī)研制過程中結(jié)構(gòu)密封性驗證需求，結(jié)合型號研制實際情況，從驗證方案、工藝策劃和工程實施三個方面進(jìn)行系統(tǒng)分析。通過指出氣密性驗證試驗和水密性驗證試驗存在的主要問題，提出型號結(jié)構(gòu)密封性驗證優(yōu)化思路，并給出優(yōu)化后的驗證流程，為船身式水陸兩棲飛機(jī)結(jié)構(gòu)密封性試驗驗證提供參考。

關(guān)鍵詞：密封鉚接;機(jī)身船體;密封性;淋雨試驗;靜態(tài)浸水試驗

中圖分類號：V262.4+4 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

近十幾年來，國內(nèi)外各種新機(jī)型層出不窮，但在大型船身式水陸兩棲飛機(jī)研制方面沒有取得新的進(jìn)展。目前世界在役大型水陸兩棲飛機(jī)僅有日本的US-2和俄羅斯的別一200。國外在大型水陸兩棲飛機(jī)新型號研制方面的停滯，相應(yīng)在結(jié)構(gòu)密封性驗證技術(shù)研究方面無新的理論見諸報端。國內(nèi)隨著水轟5飛機(jī)的退役，使得我國在大型水陸兩棲飛機(jī)方面處于短暫的真空期，目前在研的AG600飛機(jī)在結(jié)構(gòu)密封性驗證方面可參考的資料少之又少。如何破解大型船身式水陸兩棲飛機(jī)結(jié)構(gòu)密封性驗證難題，建立完整的驗證技術(shù)體系，為型號研制提供理論支撐及試驗依據(jù)，成為國內(nèi)航空制造業(yè)一項亟待解決的課題。

1 AG600飛機(jī)結(jié)構(gòu)密封性設(shè)計技術(shù)要求

AG600飛機(jī)滅火汲水及水上救援的型號定位，必須滿足水上停留、起降等作業(yè)環(huán)境，對機(jī)身結(jié)構(gòu)防水性、防腐蝕性要求較高。如何驗證機(jī)身結(jié)構(gòu)的密封性，成為型號研制需要解決的首要問題。

綜合現(xiàn)有對型號結(jié)構(gòu)密封性技術(shù)要求，可以把全機(jī)結(jié)構(gòu)密封性要求分為兩個等級：船體和浮筒部分（按照型號定義，地板以下機(jī)身結(jié)構(gòu)統(tǒng)稱為船底，船底水密艙典型結(jié)構(gòu)如圖1所示，船底以及海損線加半個波高以下的機(jī)身結(jié)構(gòu)統(tǒng)稱為機(jī)身船體），需滿足連續(xù)3h靜水壓20kPa環(huán)境下無漏水現(xiàn)象（當(dāng)水進(jìn)入水密艙或防水部位時，若進(jìn)水部位出現(xiàn)連續(xù)水流即為漏水）;機(jī)身地板以上及機(jī)翼部分，需滿足連續(xù)10min模擬降雨強(qiáng)度為127～288mm/h時，無遮擋噴淋無滲漏。

2 工藝驗證方案策劃

按照設(shè)計技術(shù)要求規(guī)劃的檢查部位，AG600飛機(jī)全機(jī)結(jié)構(gòu)密封性驗證檢查主要涉及的部位有機(jī)身、機(jī)翼和浮筒。根據(jù)密封性等級要求的不同，結(jié)合各區(qū)域的結(jié)構(gòu)特點和供應(yīng)商交付狀態(tài)要求，全機(jī)結(jié)構(gòu)密封性驗證檢查分為部件狀態(tài)和總裝狀態(tài)兩個階段實施。其中，浮筒及機(jī)身各段密封艙在部件狀態(tài)由供應(yīng)商完成結(jié)構(gòu)鉚接后，借助專用設(shè)備直接通過抽真空形式對部件密封性作初步檢查，該部分內(nèi)容本文不詳細(xì)論述，重點研究總裝階段結(jié)構(gòu)密封性技術(shù)驗證內(nèi)容。主承制商在飛機(jī)總裝過程中實施機(jī)身船底抽真空、全機(jī)淋雨試驗和靜態(tài)浸水試驗。在完成上述一系列驗證試驗后，飛機(jī)在水上調(diào)整試飛前，結(jié)合首次下水滑行，動態(tài)驗證結(jié)構(gòu)密封性。AG600飛機(jī)全機(jī)結(jié)構(gòu)密封性驗證內(nèi)容及流程如圖2所示[1]。

2.1 結(jié)構(gòu)密封鉚接

機(jī)身結(jié)構(gòu)密封性的根本保障是結(jié)構(gòu)密封鉚接，在部件鉚接裝配的過程中做好密封鉚接是全機(jī)防水的基礎(chǔ)[2]。AG600飛機(jī)海上使用的環(huán)境要求其必須具有較強(qiáng)的防水、防腐蝕性能，按照設(shè)計技術(shù)要求全機(jī)采用濕裝配密封鉚接[3]。

2.2 部件狀態(tài)密封性驗證檢查

2.2.1 水密艙結(jié)構(gòu)密封性檢查

AG600飛機(jī)船底結(jié)構(gòu)3～70框之間由8個水密艙組成，按照型號整體工藝方案策劃，機(jī)身三段供應(yīng)商在結(jié)構(gòu)裝配完成后應(yīng)按照設(shè)計技術(shù)要求各自進(jìn)行抽真空氣密試驗，在試驗驗證合格后交付通飛公司進(jìn)行機(jī)身大部件對接。

2.2.2 浮筒密封性檢查

AG600飛機(jī)左右機(jī)翼下方各裝有一個浮筒，用于保持飛機(jī)水上姿態(tài)平衡防止左右傾斜，并提供浮力，其密封性要求亦相對較高。結(jié)合浮筒結(jié)構(gòu)形式，對其密封性檢查采用氣密性檢查和噴淋試驗檢查相結(jié)合的方式。供應(yīng)商在完成浮筒裝配后，首先采用外部抽真空保壓檢查的方式進(jìn)行氣密性檢查;然后按照噴淋的方式進(jìn)行噴水式檢查，具體試驗安排由供應(yīng)商根據(jù)交付進(jìn)度自行安排，在滿足試驗要求后交付通飛公司進(jìn)行機(jī)上安裝工作。

2.3 總裝階段全機(jī)密封性驗證檢查

2.3.1 機(jī)身船體外部抽真空

（1）試驗?zāi)康?/p>

通過抽真空保壓的形式對機(jī)身船體外部區(qū)域進(jìn)行密封性檢查，驗證結(jié)構(gòu)密封鉚接質(zhì)量，重點檢查船底蒙皮以及海損線加半個波高以下的機(jī)身蒙皮對接處、機(jī)身三段對接處區(qū)域[4]。

（2）試驗實施階段

飛機(jī)總裝下架后，全機(jī)淋雨試驗前實施試驗。

（3）試驗設(shè)備

試驗設(shè)備及材料：氣密試驗臺、真空表（指示精度0.1kPa）、透氣氈、真空薄膜和膩子條等。

（4）試驗判據(jù)

試驗保壓5min，前后壓差變化不大于5kPa為合格，大于5kPa為不合格。

2.3.2 全機(jī)淋雨試驗

（1）試驗?zāi)康?/p>

通過淋雨試驗全面檢查飛機(jī)機(jī)身、機(jī)翼外部裸露區(qū)域模擬20kPa靜水壓下的防水性。

（2）試驗實施階段

在完成機(jī)身船體外部抽真空檢查后，交付試飛前實施試驗。

（3）試驗設(shè)備

AG600型號全機(jī)淋雨試驗使用專用淋雨試驗平臺模擬靜水壓，試驗平臺設(shè)計持續(xù)噴水能力超過10min，由兩側(cè)噴淋架（含噴頭）、氣動元件、兩臺水泵、蓄水池等組成。蓄水池為水密試驗提供水源;水泵為管路供水加壓;噴淋架為設(shè)備主體結(jié)構(gòu)，由上、中、下三段構(gòu)成，上、下兩段使用氣動元件控制開合角度，用于調(diào)整與飛機(jī)外表面的相對距離，噴淋架在地面上通過滑軌進(jìn)行左右移動，如圖3所示。兩側(cè)噴淋架上噴頭數(shù)量設(shè)置保證每平方米不少于12個，且能覆蓋整個機(jī)身外表面;噴頭噴水方向與試驗段機(jī)體外表面近似垂直;噴出水柱接觸機(jī)體外表面的水壓約等于飛機(jī)實際浸入水中的真實水壓20kPa。

為節(jié)省設(shè)備成本，降低設(shè)備復(fù)雜程度，試驗平臺采用兩側(cè)噴淋架對稱布置，飛機(jī)居中可前后移動的方式。淋雨試驗采取飛機(jī)移動、設(shè)備固定的方式進(jìn)行，即分段實施噴淋、分區(qū)域測試的方式。每完成一段，飛機(jī)前進(jìn)一次。試驗設(shè)定每次完成機(jī)體2m長度區(qū)域的噴淋試驗。每次試驗結(jié)束后飛機(jī)向前移動2m。依此類推，從機(jī)頭開始水密試驗，逐段噴淋至完成全機(jī)淋雨試驗檢查。

（4）試驗判據(jù)

全機(jī)連續(xù)10min無遮擋噴淋（模擬降雨強(qiáng)度為127～288mm/h），無滲漏為合格。

2.3.3 機(jī)身船體靜態(tài)浸水試驗

（1）試驗?zāi)康?/p>

按照型號研制規(guī)劃，AG600飛機(jī)001架機(jī)水上首飛在湖北省荊門市漳河水上機(jī)場進(jìn)行。為最大限度降低飛機(jī)水上調(diào)整試飛風(fēng)險，為異地試飛保障減少壓力，規(guī)劃飛機(jī)轉(zhuǎn)場荊門前在珠?；貙嵤╈o態(tài)浸水試驗，用于驗證機(jī)身船體的密封性。

（2）試驗實施階段

陸上調(diào)整試飛完成后，轉(zhuǎn)場前。

（3）試驗設(shè)備

靜態(tài)浸水試驗建設(shè)專用浸水池，包括一個機(jī)身浸水水池和兩個兩側(cè)浮筒浸水水池，以保證飛機(jī)按照設(shè)計技術(shù)要求給定的重量進(jìn)行配重后浸水，船體底部所受壓力為20kPa。機(jī)身浸水池采用三面固定的水泥墻面和一面可開合的門結(jié)構(gòu)，池內(nèi)凈尺寸為45m×9m×2.8m;浮筒浸水池采用簡易整體水池，尺寸為1.6m×5m×3.5m。飛機(jī)試驗狀態(tài)為：飛機(jī)全狀態(tài)、不加油;飛機(jī)左右機(jī)翼、尾部、機(jī)頭4處系留，保證水位高度2.5m時主起落架自由伸長不受力。

（4）試驗判據(jù)

飛機(jī)在2.5m水位靜態(tài)浸泡3h，艙內(nèi)不漏水為合格。

2.4 水上動態(tài)滑行驗證

在水上調(diào)整試飛前以飛行任務(wù)單的形式增加預(yù)滑行環(huán)節(jié)，用于飛行員熟悉水域和動態(tài)驗證飛機(jī)結(jié)構(gòu)密封性。

3 工藝驗證方案實施

3.1 機(jī)身船體外部抽真空

試驗開始前把機(jī)身船體蒙皮擦拭干凈，把真空薄膜剪裁為若干500mm×400mm、300mm×200mm規(guī)格的塊;用膩子條把剪裁好的真空薄膜粘貼到機(jī)身預(yù)檢查區(qū)域，并預(yù)置透氣氈，防止空氣無法完全抽出;啟動氣密試驗臺抽掉密封區(qū)域空氣（壓差約為80kPa），并保壓5min;判斷前后壓差變化是否大于5kPa，不大于5kPa為合格;超過5kPa的需進(jìn)一步查找泄漏點并排除。

漏點查找可在試驗區(qū)域的背面，采用中性帶顏色液體介質(zhì)噴涂，利用液體介質(zhì)在壓差的作用下通過漏點進(jìn)入試驗區(qū)域的原理查找漏點。全機(jī)試驗共發(fā)現(xiàn)漏點三處，均在結(jié)構(gòu)對合處，經(jīng)重新涂膠故障均已排除，結(jié)果顯示飛機(jī)結(jié)構(gòu)密封性較好。

3.2 全機(jī)淋雨試驗

（1）試驗前準(zhǔn)備

將淋雨試驗臺兩側(cè)噴淋架（如圖3所示）推至滑軌遠(yuǎn)端;將飛機(jī)推人預(yù)定畫線位置并順航向調(diào)整好姿態(tài);將兩側(cè)噴淋架沿滑軌推至工作位置，通過氣動元件調(diào)整噴淋架上各段距飛機(jī)表面的距離（約700mm），并通過手輪調(diào)整噴頭方向，保證噴水方向與試驗段機(jī)體外表面近似垂直。

（2）開始試驗

打開試驗平臺開關(guān)，水泵開始供水加壓，兩側(cè)噴淋架上噴頭開始噴水并持續(xù)10min，同時艙內(nèi)設(shè)置觀察人員同步檢查試驗段機(jī)體的滲漏情況，并做好漏點記錄。

（3）試驗結(jié)果分析

試驗過程中隨機(jī)采集了水柱沖擊機(jī)身外表面的壓力，機(jī)身被試表面的水壓在試驗過程中動態(tài)變化，如圖4所示。數(shù)據(jù)證明試驗用噴水壓力滿足設(shè)計技術(shù)要求，模擬靜水壓真實可靠。通過整機(jī)淋雨試驗驗證，發(fā)現(xiàn)機(jī)頭觀察窗區(qū)域出現(xiàn)多處滲漏，后續(xù)應(yīng)重點關(guān)注。

存在的問題：分段噴淋每次調(diào)整飛機(jī)相對較麻煩，理論一次噴淋2m長度無法完全實現(xiàn)，整個試驗周期過長，001架機(jī)淋雨試驗總周期約12h。后續(xù)應(yīng)增加每次噴淋的范圍，減少飛機(jī)移動次數(shù)。3.3機(jī)身船體靜態(tài)浸水試驗

按照試驗實施方案做好試驗前準(zhǔn)備工作，之后把飛機(jī)推人試驗場區(qū)并系留，如圖5所示，關(guān)閉水池大門開始往機(jī)身水池和兩個浮筒水池注水。機(jī)身水池注水至2.5m深度后，停止注水，飛機(jī)靜態(tài)浸泡3h，艙內(nèi)觀察人員做好滲漏點標(biāo)記、記錄工作。3h后水池排水，排水完畢打開水池大門，拆除浮筒水池，飛機(jī)系留解除并回廠房進(jìn)行漏點排除工作。

靜態(tài)浸水試驗未發(fā)現(xiàn)漏水點，僅發(fā)現(xiàn)兩處輕微滲水點，通過補(bǔ)膠均已排除，進(jìn)一步證明機(jī)身船體結(jié)構(gòu)密封性較好。

3.4 水上動態(tài)滑行驗證

飛機(jī)發(fā)動機(jī)開車，沿下滑道正向低速滑行人水，直線駛?cè)斯ぷ魉?在工作水域以“∞”字形滑行一圈，使左右兩側(cè)浮筒均著水;正向?qū)?zhǔn)下滑道，沿下滑道低速滑行上岸，水上滑行狀態(tài)如圖6所示。飛機(jī)在水上滑行期間，水密艙內(nèi)設(shè)置觀察員，觀察員應(yīng)仔細(xì)觀察各艙內(nèi)滲漏水情況，對于漏水部位在漏水位置用水性筆作標(biāo)記。

經(jīng)動態(tài)滑行驗證，001架機(jī)浮筒和機(jī)身結(jié)構(gòu)密封性良好，機(jī)身船體水線下未出現(xiàn)進(jìn)水、漏水情況，防水指標(biāo)優(yōu)于設(shè)計技術(shù)要求，可以進(jìn)行水上調(diào)整試飛工作。同時，也印證了前期所作全機(jī)淋雨試驗、機(jī)身船體全機(jī)靜態(tài)浸水試驗的有效性。

4 驗證方案分析及優(yōu)化

4.1 方案存在的問題

受國內(nèi)水陸兩棲飛機(jī)研制經(jīng)驗缺失等因素影響，AG600飛機(jī)結(jié)構(gòu)密封性驗證試驗順序安排不盡合理。如機(jī)身船體靜態(tài)浸水試驗應(yīng)安排在機(jī)身三段對接后進(jìn)行，該階段有利于漏點觀察和故障排除，而總裝完成后再進(jìn)行試驗不利于試驗實施和排故[5]。

個別試驗項功能有重疊，對于總裝階段進(jìn)行的船體外部真空檢查和全機(jī)淋雨試驗策劃的模擬靜水壓檢查，兩者作用有所重疊，應(yīng)簡化試驗項目。

4.2 方案優(yōu)化

由AG600飛機(jī)001架機(jī)全機(jī)密封性試驗驗證過程可以看出，在全機(jī)結(jié)構(gòu)密封鉚接的基礎(chǔ)上，機(jī)身結(jié)構(gòu)滿足設(shè)計要求的密封性指標(biāo)。為縮短型號研制周期、降低試驗成本，可調(diào)整、簡化試驗驗證程序，具體調(diào)整內(nèi)容如下。

4.2.1 取消機(jī)身外部抽真空檢查項

機(jī)身外部抽真空實施過程較繁瑣，周期較長，保壓過程中泄壓通常由真空薄膜與機(jī)身蒙皮黏結(jié)不嚴(yán)導(dǎo)致，局部區(qū)域無法實施，如主起連接部位，只能通過浸水試驗驗證。且抽真空時蒙皮受垂直結(jié)構(gòu)向外的拉力，而飛機(jī)在水中實際浸水時蒙皮受垂直結(jié)構(gòu)向內(nèi)的壓力，受力方向的不一致導(dǎo)致抽真空驗證效果沒有理論數(shù)據(jù)驗證，效果不理想。但抽真空可以作為靜態(tài)浸水試驗和淋雨試驗漏點排除過程中的輔助驗證手段[6]。

4.2.2 調(diào)整機(jī)身船體靜態(tài)浸水試驗節(jié)點，前置到機(jī)身三段對接后實施

浮筒交付前在供應(yīng)商處做了相應(yīng)的密封性試驗驗證，可不再作靜態(tài)浸水驗證[7]。全機(jī)狀態(tài)作船體靜態(tài)浸水試驗需要模擬飛機(jī)在水中停留時的實際姿態(tài)，具體實施較困難，并且試驗周期較長（從飛機(jī)進(jìn)入試驗場地固定、注水、靜態(tài)浸泡、放水、飛機(jī)離開整個過程需要約8h），珠海天氣存在季節(jié)性瞬間陣風(fēng)等不確定因素，全機(jī)狀態(tài)進(jìn)行靜態(tài)浸水試驗存在較大困難和一定的風(fēng)險性。調(diào)整靜態(tài)浸水試驗節(jié)點，把靜態(tài)浸水試驗前置到機(jī)身三段對接后實施，可簡化試驗實施過程，降低風(fēng)險，且結(jié)構(gòu)狀態(tài)利于漏點排故[8]。

4.2.3 簡化全機(jī)淋雨試驗

在機(jī)身船體完成靜態(tài)浸水試驗后，淋雨試驗的重點應(yīng)轉(zhuǎn)移到機(jī)身地板以上區(qū)域，該區(qū)域所要求的試驗指標(biāo)有所降低，無須再模擬20kPa試驗壓力，可通過降低試驗水壓的方式增加淋雨試驗平臺單次噴淋的面積，提高試驗效率[9]。

因此，AG600型號后續(xù)密封性驗證試驗在結(jié)構(gòu)密封鉚接的基礎(chǔ)上可優(yōu)化調(diào)整為：機(jī)身三段對接后實施機(jī)身船體靜態(tài)浸水試驗，總裝完成后實施全機(jī)淋雨試驗，在轉(zhuǎn)場荊門水上機(jī)場后實施動態(tài)滑行驗證，優(yōu)化后全機(jī)密封性檢查試驗流程，如圖7所示。

5 結(jié)束訟

大型船身式水陸兩棲飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)密封性是保證其水上使用的基本要求，在機(jī)身結(jié)構(gòu)密封鉚接的基礎(chǔ)上，如何快速、高效驗證其密封性能是一項需要不斷探索的新課題。本文通過總結(jié)AG600飛機(jī)機(jī)身密封性驗證試驗實施過程，從工藝方案策劃、工程實踐、工藝方案優(yōu)化全流程進(jìn)行剖析，初步提出一套完整、可行的大型船身式水陸兩棲飛機(jī)的密封性驗證方案，希望對行業(yè)內(nèi)工程技術(shù)人員有一定的借鑒與啟發(fā)[10]。

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