陳里根，許 磊，段凌澤，黃曉霞

（1.航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024；2.空裝駐南昌地區(qū)軍事代表室，江西 南昌，330095）

0 引言

進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)是飛機(jī)的一個(gè)重要部件，主要承受氣動(dòng)載荷。進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)通常比較復(fù)雜，為減小進(jìn)氣道阻力值，裝配質(zhì)量要求較高。進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)故障如進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)裂紋［1］、進(jìn)氣道蒙皮裂紋［2］、進(jìn)氣道鉚釘脫落［3］等會(huì)直接影響飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作，進(jìn)而影響飛行安全。

某型飛機(jī)在使用過程中，發(fā)現(xiàn)左側(cè)進(jìn)氣道23 框前一處加強(qiáng)箍存在裂紋，如圖1 和圖2 所示。

圖1 進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)

圖2 進(jìn)氣道加強(qiáng)箍

1 裂紋故障原因分析

1.1 力學(xué)分析

進(jìn)氣道內(nèi)壁主要承受氣動(dòng)載荷，加強(qiáng)箍主要起維持進(jìn)氣道外形作用。發(fā)生裂紋故障的加強(qiáng)箍采用材料為LY12、厚度為1.2mm 的鈑彎型材，加強(qiáng)箍典型截面見圖3。

圖3 加強(qiáng)箍典型截面

該加強(qiáng)箍與另一根加強(qiáng)箍為搭接關(guān)系，見圖2。加強(qiáng)箍立邊通過鉚釘HB6298－3.5×L 進(jìn)行連接，底邊通過鉚釘HB8066－4×L 與進(jìn)氣道內(nèi)蒙皮連接。通過有限元分析，其靜強(qiáng)度分析結(jié)果如圖4、圖5 所示，進(jìn)氣道22－23 框段最大應(yīng)力225MPa，位于靠近飛機(jī)對(duì)稱面一側(cè)的加強(qiáng)箍上。加強(qiáng)箍在對(duì)接處（產(chǎn)生裂紋處）應(yīng)力207MPa，小于材料破壞應(yīng)力390MPa。 穩(wěn)定性計(jì)算結(jié)果如圖6 所示，屈曲因子1.004，大于1，結(jié)構(gòu)滿足設(shè)計(jì)要求，且已通過靜力試驗(yàn)考核。該處應(yīng)力水平較低，不會(huì)發(fā)生靜力破壞。

圖4 左側(cè)進(jìn)氣道22－23 框段應(yīng)力云圖

圖5 加強(qiáng)箍應(yīng)力云圖

圖6 穩(wěn)定性屈曲因子計(jì)算結(jié)果

1.2 外場飛機(jī)檢查情況

針對(duì)進(jìn)氣道加強(qiáng)箍裂紋故障，對(duì)外場9 架飛機(jī)的加強(qiáng)箍進(jìn)行了目視檢查，檢查結(jié)果見表1。

表1 飛行情況及加強(qiáng)箍檢查結(jié)果

通過檢查結(jié)果發(fā)現(xiàn)，有6 架飛機(jī)的進(jìn)氣道加強(qiáng)箍出現(xiàn)了裂紋故障，另外3 架飛機(jī)未發(fā)現(xiàn)裂紋。6 架出現(xiàn)裂紋故障的飛機(jī)飛行小時(shí)數(shù)均超過或接近300 小時(shí)，飛行架次均在300 以上，飛行小時(shí)數(shù)和飛行架次較少的飛機(jī)均未出現(xiàn)裂紋故障。通過分析計(jì)算得知加強(qiáng)箍滿足靜強(qiáng)度要求，可以判斷產(chǎn)生裂紋的原因是加強(qiáng)箍在進(jìn)氣道氣流振動(dòng)載荷的作用下，使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了裂紋。

1.3 零件設(shè)計(jì)與制造

加強(qiáng)箍采用LY12 材料制成，零件厚度1.2mm，零件截面為Z 形，采用常規(guī)的鈑彎成形工藝制成。此次加強(qiáng)箍故障出現(xiàn)在零件下陷處，故對(duì)加強(qiáng)箍的下陷設(shè)計(jì)進(jìn)行標(biāo)準(zhǔn)符合性檢查。

根據(jù)HB0-22-2008《擠壓型材下陷》，連續(xù)壓制下陷時(shí)，兩下陷最小區(qū)間距離C，當(dāng)δ＜4mm 時(shí)，Cmin＝50mm；當(dāng)δ≥4mm 時(shí)，Cmin＝60mm，如圖7 所示。板彎型材下陷目前尚無標(biāo)準(zhǔn)，可以參照HB0-22-2008執(zhí)行。

圖7 連續(xù)下陷

因結(jié)構(gòu)限制，在該加強(qiáng)箍的端頭設(shè)計(jì)了連續(xù)下陷，如圖8 所示，兩個(gè)下陷之間的距離為40，不符合標(biāo)準(zhǔn)HB0-22-2008。另外按《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》中要求，雙面下陷最好兩下陷錯(cuò)開一段距離，以便進(jìn)行壓制。在加強(qiáng)箍的裂紋位置處設(shè)計(jì)了雙面下陷，兩個(gè)下陷沒有錯(cuò)開一段距離，不符合設(shè)計(jì)要求。

圖8 加強(qiáng)箍下陷

根據(jù)分析，加強(qiáng)箍在設(shè)計(jì)時(shí)沒有完全貫徹相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)和設(shè)計(jì)要求，同時(shí)未要求對(duì)該零件不符合標(biāo)準(zhǔn)處進(jìn)行相關(guān)檢測，確保零件性能滿足要求。加強(qiáng)箍在壓制下陷時(shí)，下陷重疊區(qū)零件厚度勢必變薄，容易出現(xiàn)結(jié)構(gòu)初始損傷，該下陷處會(huì)成為零件的疲勞薄弱部位。

2 改進(jìn)措施

2.1 外場飛機(jī)及在制品改進(jìn)措施

針對(duì)外場飛機(jī)及在制品，因加強(qiáng)箍處的通路不佳和改裝難度較大等原因，采取新增加強(qiáng)件的方式對(duì)加強(qiáng)箍進(jìn)行加強(qiáng)，具體方案為：

1） 針對(duì)存在裂紋的加強(qiáng)箍，將加強(qiáng)箍裂紋處打磨光滑，并在裂紋底部開圓角止裂，防止裂紋繼續(xù)擴(kuò)展；

2） 新增加強(qiáng)板和墊片對(duì)加強(qiáng)箍進(jìn)行補(bǔ)強(qiáng)，加強(qiáng)板與故障加強(qiáng)箍、加強(qiáng)箍（參考）采用HB6298－3.5 鉚釘進(jìn)行連接，通過此方式降低加強(qiáng)箍薄弱處的應(yīng)力水平，提高疲勞性能，具體如圖9 所示。

圖9 外場修理方案

對(duì)加強(qiáng)方案進(jìn)行有限元分析計(jì)算，應(yīng)力云圖如圖10 所示，新增加強(qiáng)板最大應(yīng)力為87MPa，低于原加強(qiáng)箍在對(duì)接處（產(chǎn)生裂紋處）應(yīng)力207MPa，且小于材料破壞應(yīng)力390MPa。通過分析計(jì)算，加強(qiáng)板最大連接載荷668N，HB6298－3.5 鉚釘剪切破壞載荷為2355N，連接載荷小，滿足強(qiáng)度要求，如圖11 所示。

圖10 新增加強(qiáng)板應(yīng)力云圖

圖11 新增加強(qiáng)板連接載荷

2.2 后續(xù)改進(jìn)措施

后續(xù)改進(jìn)方案如圖12 所示，為消除兩個(gè)加強(qiáng)箍在搭接處的連續(xù)下陷和雙面下陷，采用機(jī)加件連接兩個(gè)加強(qiáng)箍，代替兩個(gè)加強(qiáng)箍搭接的結(jié)構(gòu)形式。機(jī)加件材料為7050—T7451，典型厚度1.5mm。新增機(jī)加件與兩個(gè)加強(qiáng)箍立邊分別通過3 只HB6298—3.5 鉚釘進(jìn)行連接，機(jī)加件在進(jìn)氣道內(nèi)蒙皮一側(cè)與兩個(gè)加強(qiáng)箍分別通過一只5mm 螺釘和2 只HB8066－4 鉚釘進(jìn)行連接。

圖12 改進(jìn)方案示意圖

對(duì)結(jié)構(gòu)改進(jìn)方案進(jìn)行有限元分析計(jì)算，應(yīng)力云圖如圖13 所示，機(jī)加件最大應(yīng)力為123MPa，低于原加強(qiáng)箍在對(duì)接處（產(chǎn)生裂紋處）應(yīng)力207MPa，且小于材料破壞應(yīng)力510MPa。同時(shí)通過分析計(jì)算，機(jī)加件連接載荷如圖14 所示，最大載荷1130N，HB6298－3.5 鉚釘剪切破壞載荷為2355N，連接載荷小，滿足強(qiáng)度要求。

圖13 機(jī)加件應(yīng)力云圖

圖14 機(jī)加件連接載荷

3 結(jié)語

某型飛機(jī)進(jìn)氣道加強(qiáng)箍裂紋改進(jìn)方案已在多個(gè)批架次飛機(jī)上執(zhí)行，改進(jìn)后的部分飛機(jī)已進(jìn)行約300飛行小時(shí)的飛行驗(yàn)證，未出現(xiàn)加強(qiáng)箍裂紋現(xiàn)象。 實(shí)踐表明，進(jìn)氣道加強(qiáng)箍改進(jìn)方案有效可行。