關于某型飛機門框壁板故障的分析研究

鄒林飛，丁先良，付慧橋，于德俊

（1.江西洪都商用飛機股份有限公司，江西 南昌，330024；2.航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

某型飛機是我國首款按照最新國際適航標準研制的大型客機，其中前機身和中后機身在航空工業(yè)某主機廠裝配。本文分析了某型飛機后登機門門框壁板故障產(chǎn)生的原因并提出了解決方案。

1 故障發(fā)生和檢查情況

在某型飛機某架后登機門門框壁板下架轉站位過程中，發(fā)生前邊框與起吊接頭連接處撕裂破損，進而引起門框壁板墜落，造成后登機門門框壁板前、后邊框和部分零件受到不同程度的損傷。

故障發(fā)生后，對后登機門門框壁板進行了全面檢查，產(chǎn)品損傷情況如下：

1）STGR9_LH～STGR10LH 長桁之間、齒形板某處，前邊框某腹板上有2 處破損（見圖1），其中損傷處1大小為50mm×20mm，損傷處2 大小為50mm×50mm；

2）長桁STGR9_LH～STGR10LH 之間、齒形板某處，后邊框某腹板面在緊固件孔處出現(xiàn)局部鼓包（鼓包向航向方向凸起、凸起量約1.5mm），詳見圖2；某后邊框損傷后，該緊固件實測孔徑φ6.35mm（理論孔徑φ6.35mm）；

圖2 后邊框受損情況

3）某副檻梁緣條在FR68 框前270mm 處有一長16mm 的裂紋，詳見圖3；

圖3 某副檻梁緣條受損情況

4）其他受損零件：某隔板在FR68 框前320mm處有一50mm×20mm×5mm 的變形，隔板5364C27005G71在FR68 框前340mm 處有一10mm×5mm×1mm 的變形，某隔板在FR68 框前370mm 處有一20mm×10mm×3mm 的變形，詳見圖4。

圖4 其他零件受損情況（典型）

除以上零件受損，未發(fā)現(xiàn)門框壁板其他零件有塑性變形、裂紋及其他損傷。為進一步確認產(chǎn)品損傷狀況，在門框壁板的后續(xù)排故過程中，也安排了相應的檢查，檢查部位與結果如下：

1）拆除受損的前邊框后，對前邊框與蒙皮在STGR9_LH～STGR12_LH 長桁之間貼合區(qū)域向外擴展50mm 范圍內(nèi)及前邊框與蒙皮貼合區(qū)域的蒙皮和加強墊板進行了探傷檢查。檢查未發(fā)現(xiàn)裂紋。

2）對后邊框故障處按裝配規(guī)范核實孔徑并進行探傷。檢查結果：孔徑合格，產(chǎn)品無裂紋。

2 故障問題核查

為查清故障產(chǎn)生原因，從產(chǎn)品吊裝方式、生產(chǎn)過程等方面進行了全面核查。

2.1 吊裝方式核查

M 架后登機門門框下架借用產(chǎn)品前、后邊框上的齒形板安裝孔，分別與起吊接頭螺栓連接，采取吊具鋼索斜拉起吊接頭吊環(huán)的方式，見圖5。

圖5 M 架后登機門門框吊裝方式示意圖

2.2 生產(chǎn)過程核查

故障發(fā)生當日，裝配班組按裝配工藝指令的工序“將壁板組件起吊下架，放置在后登機門門框壁板架外補鉚架上”要求，對M 架后登機門門框壁板執(zhí)行下架轉站位操作。

具體過程如下：

1）將吊具的兩個起吊接頭分別安裝在后登機門門框壁板前、后邊框齒形板的孔位上，并用螺栓固定；

2）將吊具鋼索掛鉤掛在起吊接頭吊環(huán)上，啟動行車預拉緊吊具鋼索并目測至拉直狀態(tài)；

3）松開門框壁板上各類約束，將產(chǎn)品由型架橫向推出，使產(chǎn)品與工裝脫離；

4）啟動行車進行產(chǎn)品起吊下架。

3 產(chǎn)品起吊點分析

3.1 起吊點位置合理性分析

起吊點的選擇是產(chǎn)品起吊整體技術方案的一部分，是結合產(chǎn)品起吊整體技術方案的技術可行性、實施安全性及操作便捷性進行綜合評估后確定的。門框壁板齒形板位于產(chǎn)品重心垂直面上，選擇其作為門框壁板起吊點可保證起吊時不因翻轉而導致產(chǎn)品與工裝相磕碰。

3.2 起吊位置有限元仿真

通過有限元仿真在前邊框起吊接頭處施加一定載荷，框腹板面的應力與應變最大位置均位于起吊接頭下部螺栓安裝孔處（詳見圖6、圖7），即前邊框起吊接頭孔1 位置（詳見圖8）。最大主應力為152.49MPa，最大變形0.1997mm。門框材料為7050，σb=510MPa,約為最大主應力的3.44 倍[1-3]。

圖6 后登機門門框腹板最大主應力云圖（單位：MPa）

圖7 后登機門門框腹板位移云圖（單位：mm）

圖8 后登機門前邊框起吊孔位

3.3 起吊位置受力計算

吊環(huán)接頭受力分析如圖9 所示，鋼索載荷為F，鋼索與鉛垂面夾角為θ，則：

圖9 吊環(huán)受力分析

Fx 由四個螺栓受拉傳遞，F(xiàn)y 由四個螺栓受剪傳遞，F(xiàn)x、Fy 產(chǎn)生的偏心力矩由螺栓拉壓傳遞。

Fy產(chǎn)生的偏心力矩按圖10 坐標系分解，則：

Fx產(chǎn)生的偏心力矩按圖10 坐標系分解，則：

圖10 接頭螺栓示意圖

總的力矩為：

針對孔1 位置單獨受力進行計算：

x 方向載荷：

y 方向載荷：

參考 《實用飛機結構應力分析及尺寸設計》306頁9.9.2 式可知,螺栓孔處剪應力應滿足：τ≤τb。

其中

上式中：

τb—材料許用極限剪應力；

λ—接頭系數(shù)；

K—假設有效系數(shù)；

D—螺栓頭直徑；

P—螺栓拉伸載荷；

δ—連接板厚度。

由各螺栓受載分析可知,1 號螺栓x 方向受載最為嚴重，取該處進行分析：

將f1x代入,可得鋼索極限載荷：

實際起吊鋼索與鉛垂面夾角θ=7.35°，登機門起吊接頭h=61.8mm；β=38.215°；a=110.8mm；b=27mm；門框材料為7050，τb=294MPa；λ 取1.15；考慮螺栓頭有旋轉，K 取0.5；D 為9.1mm；δ 為2.0mm。

則鋼索極限載荷為：

根據(jù)實際起吊方式，計算得出產(chǎn)品起吊鋼索載荷F 承載極限為6398N，約為產(chǎn)品自重（150kg）的4.2倍。由受力計算公式可知，加大D 值（即螺栓頭與腹板接觸面積）、減小起吊接頭吊環(huán)懸出量可提高起吊極限載荷。

4 故障原因分析

通過對產(chǎn)品故障問題的核查及起吊點位置受力的分析，可基本還原故障的產(chǎn)生過程：

M 架后登機門門框壁板下架時，由于起吊行車難以保證處于兩吊環(huán)掛點的中心位置，而鋼索的結構形式無法調(diào)節(jié)對中，連接前邊框上起吊接頭吊環(huán)的鋼索長度比連接后邊框的鋼索長度短；在啟動行車預拉緊鋼索的過程中，當連接后邊框的鋼索處于拉直狀態(tài)時，前邊框吊環(huán)位置處連接鋼索的斜向上的預緊力F已足夠大（見圖11），并可能已引起吊環(huán)在圖11①處產(chǎn)生斜向上的位移，通過螺栓的拉力導致該處腹板撕裂（見圖1 中“損傷處2”）；繼而引起位置②處吊環(huán)向前邊框腹板擠壓產(chǎn)生剪切力，該處腹板受到剪切力后形成一個切口（見圖1 中“損傷處1”）；前邊框腹板在②處受擠壓的同時，通過螺栓傳遞的拉力，在位置③處受到斜向上的拉力，最終導致該處腹板撕裂缺損（見圖1 中“損傷處1”）；當前邊框受斜向上的預緊力F 足夠大時，通過產(chǎn)品結構的傳遞，后邊框在起吊接頭螺栓連接處亦受力過大而引起局部變形（見圖2 中“損傷處3”）。

圖11 起吊接頭示意圖

當連接前、后邊框的鋼索均處于拉直狀態(tài)后，操作人員將產(chǎn)品從裝配工裝推出，產(chǎn)品完全脫離工裝的舉托限制時，已受損破裂的前邊框徹底撕開；門框壁板因前邊框一側完全脫開而失穩(wěn)，并從前邊框一側墜落與裝配工裝相碰，造成4 個零件受到不同程度的損傷。

綜上所述，M 架后登機門門框壁板故障產(chǎn)生應在啟動行車預拉緊吊具鋼索并目測至拉直狀態(tài)的階段。故障產(chǎn)生的直接原因是行車預拉緊吊具鋼索過程中，兩側鋼索長度不一致，導致單邊鋼索受力過大而產(chǎn)生。故障產(chǎn)生的根本原因是吊具設計的起吊技術方案不合理，主要表現(xiàn)在：

1）起吊過程中，操作人員啟動行車預拉緊吊具鋼索并目測至拉直狀態(tài)，僅憑目測鋼索拉直程度，無法判斷預緊力大??；

2）起吊接頭與產(chǎn)品之間通過螺栓連接，螺栓頭與產(chǎn)品接觸面積有限，容易產(chǎn)生應力集中；

3）連接前、后邊框上起吊接頭吊環(huán)鋼索的結構形式無法調(diào)節(jié)對中，容易造成單邊受力。

5 已交付產(chǎn)品復查

N 架后登機門門框為首次起吊，采用“包帶整體捆扎+人工”方式起吊，未使用專用吊具。K 架和P 架采用“專用起吊接頭+包帶”方式起吊，未使用鋼索。由于包帶非專用吊具，故采用包帶起吊是在專用吊具交付使用前的應急方案，在使用包帶起吊時，因包帶較鋼索達到繃直狀態(tài)所需的力要小，故K 架和P 架采用“專用起吊接頭+包帶”的起吊方式未導致產(chǎn)品損傷的問題發(fā)生。

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產(chǎn)品起吊下架為產(chǎn)品制造的中間環(huán)節(jié)，產(chǎn)品下架后還需對產(chǎn)品進行補鉚，且拆除起吊接頭，在起吊接頭安裝處安裝齒形板前后還需對該部位進行檢查，已交付的前三架份齒形板均安裝正常，故已交付的產(chǎn)品不存在問題隱患。

6 產(chǎn)品故障排除

針對M 架后登機門門框壁板損傷情況，工藝人員編制了《M 架后登機門門框壁板組件排故工藝技術方案》并通過相關專業(yè)人員評審，評審認為：“該方案對問題產(chǎn)品排故前指定的檢查部位充分，針對故障零件報廢、返工的處理原則合理，制定的報廢零件更換工藝步驟可行，返工零件處理符合程序要求，產(chǎn)品排故后檢查要求明確，該方案可指導問題產(chǎn)品的排故實施”。

在排故方案評審通過之后，編發(fā)了《后登機門門框前邊框等零件拆除》補充指令及《后登機門門框前邊框等零件故障處理》補充指令對后登機門門框前邊框故障進行了處理；針對后登機門門框后邊框故障，提交工程處理，工程處理意見為：新增兩個特制件進行結構補強。

7 起吊技術方案改進

7.1 起吊點的選擇

后登機門門框壁板起吊時仍選取前、后邊框STGR9-STGR10 長桁之間齒形板位置為起吊點，因為該位置處于產(chǎn)品重心的垂直平面內(nèi)，起吊時產(chǎn)品不會因重心與起吊點不在同一平面內(nèi)而發(fā)生偏擺。

7.2 吊具的改進

后登機門門框壁板的起吊吊具用吊帶垂直起吊式替換了鋼索斜拉式，且在行車與吊具間增加測力器。如圖12 所示。

圖12 改進后起吊方式示意圖

1）改進后吊具的起吊點與產(chǎn)品的重心位置保持在同一平面內(nèi)，將斜拉起吊改為垂直起吊，既便于起吊過程中產(chǎn)品保持平穩(wěn)，也便于起吊時兩側受力保持一致；

2）將原有的鋼索結構改為吊帶形式，在起吊預緊時既便于達到繃直狀態(tài)，也便于判斷；

3）在螺栓與產(chǎn)品間增加鋼質(zhì)墊板（墊板與產(chǎn)品面加粘橡皮），增大了螺栓與產(chǎn)品的接觸面積，緩解了在起吊接頭螺栓連接處的應力集中；

7.3 吊具改進后起吊點受力分析

采用新的起吊方案后，后登機門門框壁板被垂直起吊，此時θ=0°，螺栓與門框壁板連接處增加一塊厚度5mm，倒角R=5mm 的墊塊，K 取0.5，D 取30mm，δ為2.0mm。由后登機門起吊接頭可知，h=61.8mm、β=38.215°、a=110.8mm、b=27mm；門框材料為7050，τb=294MPa、λ 取1.15。

則產(chǎn)品單邊極限載荷：

起吊方式改進后的極限載荷為21646N，約為產(chǎn)品自重（150KG）的14.5 倍，且改進的起吊方式避免了單邊受力，起吊時安全系數(shù)更大。

7.4 吊具改進后的有限元仿真

依據(jù)修改后吊具的受力情況，導入改進后的吊具數(shù)模，在前邊框起吊接頭處施加一定載荷，框腹板面的應力與應變最大位置仍然位于起吊接頭下部螺栓安裝孔處（詳見圖13、圖14），即前邊框起吊接頭孔1位置（詳見圖8）。最大主應力為47.56MPa，最大變形0.038mm。門框材料為7050，τb=510MPa,約為最大主應力的10.72 倍。依據(jù)改進后后登機門門框腹板的有限元仿真分析結果，改進后吊具的安全性有了較大的提升。

圖13 吊具改進后后登機門門框腹板最大主應力云圖

圖14 吊具改進后后登機門門框腹板最大位移云圖

8 驗證試驗

8.1 改進后起吊驗證

現(xiàn)場采用改進后的起吊方案在M 架后服務門門框下架進行了驗證，起吊過程較原起吊方式在產(chǎn)品平穩(wěn)度、操作便捷性和安全性等方面均有較大提升，滿足門框壁板起吊需求。產(chǎn)品下架后，立即對產(chǎn)品起吊接頭處的孔徑尺寸和腹板面平整度進行了檢查，滿足要求。

8.2 開展起吊預緊許用力試驗

針對改進后的起吊驗證中吊帶繃緊無量化數(shù)值的問題，在后登機門門框壁板裝配工裝上，選取前、后邊框零件模擬實際情況進行定位裝夾，并在邊框上安裝起吊接頭，通過改進后的起吊吊具及拉力測力器垂直拉升起吊接頭，實測吊帶至繃緊狀態(tài)時測力器數(shù)值為700N，遠小于產(chǎn)品單邊極限載荷。后續(xù)架次將在指令中明確門框壁板起吊預緊許用力控制在700～800N范圍內(nèi)，保證起吊安全。

8.3 開展起吊預緊許用力試驗

為驗證受力分析極限載荷所使用的計算公式準確性，通過模擬原起吊工況條件，開展某型飛機后登機門門框壁板邊框起吊點許用力及破壞力試驗，試驗安裝簡圖如圖15 所示。

圖15 試驗安裝簡圖

按試驗技術方案，在加力絲桿加載至N1（3000N）時，目測檢查試驗件表面未產(chǎn)生塑性變形；繼續(xù)加載至N2（6400N）時，目測檢查試驗件表面未產(chǎn)生塑性變形；在加載至10000N 過程中，自加載至8000N 始，試驗件有響聲，加載至10000N 時，響聲劇烈，并立即停止加載，卸載后目測檢查試驗件表面未產(chǎn)生塑性變形和裂紋，滲透探傷也未發(fā)現(xiàn)裂紋。

通過破壞力試驗，驗證了受力分析極限載荷所使用的計算公式偏保守，原起吊方式理論鋼索極限載荷為6398N，實際加載至10000N 時，試驗件仍未產(chǎn)生塑性變形和裂紋。由此可推，起吊方式改進后采用相同計算公式所得理論極限載荷21646N 同樣為保守計算值，在規(guī)定起吊預緊許用力值條件下，起吊時安全系數(shù)將更大。

9 結語

本文對某型飛機M 架后登機門門框壁板起吊下架前邊框撕裂故障進行了詳細分析，論證了起吊點的選擇并對起吊點進行了極限載荷受力分析，通過極限載荷計算公式對起吊方案進行了改進，并對改進后的起吊方案在M 架后服務門門框壁板進行了起吊下架驗證。驗證分析表明，改進后的起吊方案能夠滿足門框壁板起吊要求，能夠保證產(chǎn)品質(zhì)量。