殲七飛機(jī)機(jī)翼主梁緣條裂紋的問(wèn)題JianQiaircraftwingmainbeamflangecrackproblem【摘要】針對(duì)殲七飛機(jī)機(jī)翼主梁及主梁緣條上可能存在的問(wèn)題，以殲七飛機(jī)機(jī)翼主梁緣條為研究對(duì)象，通過(guò)對(duì)飛機(jī)主梁結(jié)構(gòu)，各相關(guān)部件間連接、受力及力的傳遞進(jìn)行探討，從而對(duì)裂紋產(chǎn)生進(jìn)行診斷。進(jìn)而就主梁緣條的故障提出維修方案，對(duì)連接件的強(qiáng)度進(jìn)行了校核。最后，對(duì)維修方案的可行性和可靠性進(jìn)行了評(píng)估，得出解決方案的有效性、實(shí)用性。AbstractJianQiaircraftwingmainbeamandmainbeamflangeonthepotentialproblemstoJianqiaircraftwingmainbeamflangetostudytheobject,themainbeamoftheaircraft structure,therelevantconnections between components,theforceandexplorethepowertransfer tothediagnosisofcracks.Thenthefailureofthemaingirderflangemaintenanceprogramproposed,thestrengthoftheconnectionswerechecked.Finally,thefeasibilityandreliabilityofthemaintenanceprogramwasevaluated,obtainedsolutioniseffective,practical.關(guān)鍵詞：主梁緣條裂紋維修Keywords: mainbeamflangecrackrepair【引言】隨著航空領(lǐng)域的技術(shù)水平的不斷提高，飛機(jī)的出勤率增多，故障也日益增多，維修工作愈顯重要。在飛行過(guò)程中機(jī)翼主梁是主要的承力構(gòu)件，它承受著機(jī)翼大部分的剪力和彎矩，這就對(duì)其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度有著更高的要求。本文共分為六部分進(jìn)行分析，通過(guò)對(duì)主梁故障檢測(cè)、連接、受力及力的傳遞進(jìn)行分析，在估算和校核的基礎(chǔ)上訂出了合理有效的維修設(shè)計(jì)方案，并對(duì)可行性可靠性進(jìn)行說(shuō)明，力求做到科學(xué)實(shí)用。1故障診斷1?1現(xiàn)場(chǎng)故障檢測(cè)飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷的檢測(cè)是為制定修理方案和實(shí)施修理提供依據(jù)。因此檢測(cè)方法是否可靠關(guān)系到維修方案和實(shí)施維修的成敗與否。對(duì)飛機(jī)翼梁故障檢測(cè)通常采用以下兩種方法。（1）目測(cè)法目測(cè)法是指直接用肉眼或使用放大鏡進(jìn)行檢查。其優(yōu)點(diǎn)在于簡(jiǎn)單方便、隨時(shí)隨地都可以檢查，而不受被檢材料性質(zhì)的限制；使用放大鏡觀察主梁上下緣條，發(fā)現(xiàn)在左機(jī)翼主梁下緣條上1.15m處有一處裂紋：走向?yàn)榇怪庇谳S向長(zhǎng)度約為2mm，寬度在（0.5?2）mm，深度大約為2mm；觀察裂紋斷面發(fā)現(xiàn)其斷面比較粗糙，在裂紋區(qū)域中有許多顯微裂紋向外延伸。按照裂紋的特征看初步判定為直線狀疲勞裂紋。（2）無(wú)損探傷一超聲波檢測(cè)為了進(jìn)一步確定裂紋破壞的性質(zhì)并對(duì)構(gòu)件內(nèi)部進(jìn)行檢查。找出外表面不易發(fā)現(xiàn)的內(nèi)部缺陷，進(jìn)而采用無(wú)損探傷的超聲波檢測(cè)。超聲波檢測(cè)是指利用電壓傳輸元件將超聲波脈沖傳入構(gòu)件中，遇到損傷或缺陷產(chǎn)生界面反射或引起聲速和能量的變化來(lái)實(shí)現(xiàn)檢測(cè)。優(yōu)點(diǎn)在于它穿透能力強(qiáng)、靈敏度咼、并對(duì)人無(wú)害。經(jīng)超聲波無(wú)損探傷儀對(duì)主梁緣條進(jìn)行檢測(cè)表明：裂紋長(zhǎng)度為2.63mm，寬度為1.2mm，深度2.15mm，并且在其末端處發(fā)現(xiàn)一個(gè)近似于圓形的小砂眼，該砂眼半徑在（0.43?0.65）mm，且小砂眼周圍存在一些微小的裂紋。經(jīng)上述兩種方法檢測(cè)得知：在左機(jī)翼主梁下緣條上1.15m處有一條垂直于軸向，長(zhǎng)度為2.63mm，寬度為1.2mm，深度2.15mm的直線狀裂紋。并且在裂紋末端處發(fā)現(xiàn)一個(gè)近似于圓形的半徑在（0.43?0.65）mm的小砂眼，且周圍存在一些微小的裂紋。由此可判定該裂紋屬于疲勞裂紋。1.2故障分析由上述故障檢測(cè)發(fā)現(xiàn)機(jī)翼主梁緣條由于疲勞破壞產(chǎn)生裂紋，下面對(duì)裂紋產(chǎn)生進(jìn)行分析。疲勞破壞的內(nèi)因：由故障檢測(cè)表明飛機(jī)機(jī)翼主梁緣條存在一個(gè)半徑在(0.43?0.65)mm的小砂眼，在外部交變載荷作用下，該小砂眼處極易形成應(yīng)力集中點(diǎn)，進(jìn)而可能產(chǎn)生疲勞破壞。疲勞破壞的外因：主梁緣條在長(zhǎng)期交變載荷的影響下在，在半徑為(0.43?0.65)mm的小砂眼處出現(xiàn)應(yīng)力集中，逐步形成了疲勞源；隨交變載荷循環(huán)次數(shù)的增加，裂紋的擴(kuò)展速度就會(huì)發(fā)生變化。此時(shí)，裂紋突然加快或減慢就會(huì)在斷口上留下前緣線。同時(shí)，裂紋尖端砂眼處的材料處于三向受拉狀態(tài)，不易出現(xiàn)塑性變形，極易出現(xiàn)脆性斷裂，裂紋兩側(cè)材料時(shí)而分開時(shí)而壓緊，不斷反復(fù)而形成光滑區(qū)。裂紋進(jìn)一步擴(kuò)大，在一次偶然的載荷沖擊下，突然發(fā)生斷裂。緣條承受交變載荷的影響，在其薄弱環(huán)節(jié)即半徑為(0.43?0.65)mm砂眼處形成應(yīng)力集中點(diǎn)，產(chǎn)生疲勞源(如圖1-1)。隨著交變載荷循環(huán)次數(shù)的增加，疲勞源進(jìn)一步擴(kuò)展形成前緣線。同時(shí)，砂眼處的材料處于三向受拉狀態(tài)不易發(fā)生塑性變形，裂紋兩側(cè)材料時(shí)而分開時(shí)而壓緊，則此截面處就不斷被削弱。當(dāng)循環(huán)次數(shù)達(dá)到107左右時(shí)，在一個(gè)偶然的載荷沖擊下，就會(huì)從削弱了的截面處發(fā)生脆性斷裂。進(jìn)而產(chǎn)生了長(zhǎng)為2.63mm寬1.2mm

深2.15mm的直線狀于疲勞裂紋。檢查履歷本，表明該主梁已接近使用壽命。由此，可得出該裂紋為中度裂紋的疲勞破壞。圖1-1疲勞斷裂口的照片2主梁結(jié)構(gòu)件的傳力分析主梁由腹板、緣條、支柱組成，其使用鉻錳鎳特種合金鍛造而成的整體“工”字型剖面梁（如圖2-1），它的緣條在根部厚且寬，在梢部薄且窄。(a) (b)翼梁1—上緣條；2—腹板；3—下緣條；4—支柱圖2-1翼梁組成2.1主梁在翼根部的連接情況翼根部主要構(gòu)件有主梁、前梁、后梁和加強(qiáng)翼肋（如圖2-2）。r側(cè)邊殖肋餌梁加r側(cè)邊殖肋餌梁加05弭脅圖2-2有斜撐梁的后掠翼的根部連接情況主梁可認(rèn)為是固定在機(jī)身隔框上的懸臂梁，是機(jī)翼結(jié)構(gòu)中主要的承力件，強(qiáng)度很大。垂直于機(jī)身側(cè)邊，與機(jī)身隔框在同一平面內(nèi)其根端（1點(diǎn)處）通過(guò)接頭與機(jī)身各隔框固接。外端（3點(diǎn)處）主要通過(guò)腹板連接，即節(jié)點(diǎn)3是主梁對(duì)前梁的鉸支點(diǎn)。2?2力的傳遞情況1）剪力的傳遞剪力Q通過(guò)前梁腹板傳到接點(diǎn)3后，不能由前梁2-3段傳遞，因?yàn)榍傲涸谶@個(gè)力作用下，有繞其鉸接點(diǎn)2轉(zhuǎn)動(dòng)的趨勢(shì)，而主梁在3點(diǎn)處牢固地支持著前梁，于是剪力就通過(guò)該支點(diǎn)3傳給主梁，并經(jīng)主梁腹板傳給機(jī)身（如圖2-3）。圖2-3剪力彎矩的傳遞2）彎矩的傳遞外側(cè)機(jī)翼傳來(lái)的彎矩，作用在前梁緣條上（如圖2-3），有使根部前梁轉(zhuǎn)動(dòng)的趨勢(shì)。這時(shí)，前梁的兩個(gè)支點(diǎn)（2和3）對(duì)它產(chǎn)生反作用力矩RL來(lái)阻止它轉(zhuǎn)動(dòng)，彎2-3并與M平衡。在支點(diǎn)2處，前梁傳給機(jī)身一個(gè)向下的作彎用力R，并使機(jī)身隔框上2點(diǎn)處的連接螺栓受到剪切作彎用；在支點(diǎn)3處，前梁傳給主梁一個(gè)向上的作用力R，彎使主梁受附加的集中力，再由主梁傳到機(jī)身隔框上。3）扭矩的傳遞加強(qiáng)翼肋外側(cè)機(jī)翼傳來(lái)的扭矩，經(jīng)過(guò)蒙皮與加強(qiáng)翼肋連接的鉚釘，以剪流形式傳給加強(qiáng)翼肋后，是由3點(diǎn)和4點(diǎn)處產(chǎn)生的反作用力偶矩R L34來(lái)平衡的（如圖2-扭3-44）。在使機(jī)翼前緣向下轉(zhuǎn)動(dòng)的扭矩作用下，加強(qiáng)翼肋在前支點(diǎn)3處，要傳給前梁一個(gè)向下的作用力R，再由前扭梁傳給主梁根部在支點(diǎn)4處，將向上的作用力R傳給后扭梁o圖2-4機(jī)翼內(nèi)段結(jié)構(gòu)承受扭矩的情況3主梁及緣條的受力分析殲七飛機(jī)根部往往采用多梁式結(jié)構(gòu)，其主梁的接耳通過(guò)三根垂直螺栓與機(jī)身第24框上的接耳連接，這個(gè)接頭是機(jī)翼傳剪力和彎矩的主要接頭。由此可見，主梁主要承受機(jī)翼的全部或大部分剪力和彎矩。主梁相當(dāng)于一懸臂梁，受各翼肋傳來(lái)的剪力△Q作用，并由翼梁腹板承受。剪力由外向主梁根部每經(jīng)一翼肋，便增加△Q,而且越到根部該增量也越大，形成逐步積累，在主梁根部達(dá)到最大值?！鱍會(huì)引起彎矩，這個(gè)彎矩由主梁上下緣條承受。一般上緣條受壓，下緣條受拉，軸向拉壓力越到根部越大，其值為心 ?，緣條的軸向力是一條折緣條線，每經(jīng)過(guò)一翼肋便發(fā)生一次折變。但外翼傳的剪力Q，

肋承受扭矩而傳來(lái)的向下的由于前梁承受一小部分彎矩而傳來(lái)的R，由于加強(qiáng)翼彎肋承受扭矩而傳來(lái)的向下的R，得主梁各截面的剪力扭和彎矩（如3-1）。3-1主梁的受力圖3-2機(jī)翼傳給機(jī)身的載荷3-1主梁的受力圖3-2機(jī)翼傳給機(jī)身的載荷2）主梁傳給機(jī)身隔框的是一個(gè)向上的作用力（如圖3-2）R1（R1=Q+R）和彎矩M,通過(guò)前梁根部TOC\o"1-5"\h\z11 彎 彎傳給機(jī)身隔框的是一個(gè)向下的作用力R2（R2=R）。如2 2 彎果外梁傳來(lái)的升力向下，則R1、只2和M的方向隨之改1 2 彎變。但同時(shí)為了解決在機(jī)翼上要有足夠大的起落架艙，又要使主梁受力較大的根部仍處在機(jī)翼厚度較大的部位這一矛盾，就把主梁安裝具有一定的后掠角M。主梁后掠后，其上彎矩M要分解成兩個(gè)彎矩，即M1和M2TOC\o"1-5"\h\z彎 1 2（如圖3-3）。其中M1=Mcosa，它作用在隔框平面內(nèi)，1 彎與另一邊機(jī)翼傳來(lái)的相應(yīng)彎矩相平衡，分彎矩M2二M2 彎sina，,則與隔框平面垂直，因隔框不能承受彎矩，故這一分彎矩m2由側(cè)加強(qiáng)構(gòu)件承受。

圖3-3圖3-3主梁后掠的分彎矩及側(cè)加強(qiáng)構(gòu)件綜上述分析可見：主梁是機(jī)翼的主要承力構(gòu)件，其主要功用是承受各部件傳遞的剪力和彎矩；主梁上下緣條則承受由彎矩和剪力引起的軸向拉壓力（如圖3-4）。圖3-4翼梁的受力圖解4維修方案主梁緣條裂紋故障維修方案的確定與裂紋的類型

及損傷程度有關(guān)，下面依據(jù)第一部分故障檢測(cè)得到數(shù)據(jù)來(lái)制定維修方案。4?1確定維修方案依據(jù)第一部分故障檢測(cè)發(fā)現(xiàn)主梁緣條邊緣出現(xiàn)長(zhǎng)度為2.63mm的裂紋，該長(zhǎng)度已超過(guò)緣條邊緣一邊長(zhǎng)度的三分二，且經(jīng)診斷該裂紋為中度的疲勞裂紋。因此，在裂紋末端鉆止裂孔，并用與緣條材料相同的型材加強(qiáng)（如圖5-1），即采用補(bǔ)接件修理法。圖5-14.2計(jì)算補(bǔ)接件所需鉚釘數(shù)及補(bǔ)接件的長(zhǎng)度1）從相關(guān)資料中查得該損傷截面的設(shè)計(jì)載荷P為:P=29300N設(shè)2）由于緣條的材料為30GrMnSiA，故選用LY10的釧釘，緣條單邊厚度為2mm故釧釘直徑d為：d=2 5 =2<4 =4（mm）3）根據(jù)釧釘?shù)牟牧虾椭睆剑谙嚓P(guān)資料中查得釧釘?shù)钠茐募袅為：破q=3140N破）鉚釘釘數(shù)n計(jì)算得：n=P/q=10 （個(gè)）設(shè) 破）計(jì)算加強(qiáng)版長(zhǎng)度L（依據(jù)現(xiàn)場(chǎng)情況，現(xiàn)以鉚距t二12mm，邊距c=10mm，鉚釘交錯(cuò)排列k=0.5進(jìn)行計(jì)算）：L=2[2C+（n/m-1+k）t]=2[2X10+（10寧2-1+0.5）X12]=148mm所以：用10個(gè)直徑為4mm的LY10鉚釘進(jìn)行鉚接，加強(qiáng)板長(zhǎng)度為148mm。4.3準(zhǔn)備工具：電鉆補(bǔ)接塊固定件榔頭銼刀墊塊等4.4選材、計(jì)算：選取一塊和裂紋部件質(zhì)地一樣的補(bǔ)接塊（材料為30GrMnSiA）,其表面要平整、光滑、無(wú)裂紋、褶皺等（選材厚度為2mm）。選取10個(gè)材料為L(zhǎng)Y10直徑為4mm的鉚釘；以鉚距t二12mm,邊距c=10mm,排距a=10mm對(duì)故障部位進(jìn)行標(biāo)記。4.5工藝）取上述所選材料將其長(zhǎng)度制作為長(zhǎng)148mm，寬26mm，厚度為2mm的補(bǔ)接片。用銼刀把其四周及其拐角部位銼光銼平。）用劃線針確定鉚釘?shù)拈g距、排距、邊距，標(biāo)出鉚孔的具體位置。3） 鉆孔，用直徑為4mm的鉆頭在標(biāo)出的位置進(jìn)行鉆孔（注意對(duì)稱性和保證垂直度）。4） 劃窩，并對(duì)鉚孔進(jìn)行處理，使其光滑平整。5） 鉚接，將鉚釘放入鉚孔內(nèi)，用鉚槍進(jìn)行鉚接。4.6質(zhì)檢經(jīng)仔細(xì)檢查發(fā)現(xiàn)：鉚釘鉚接良好、平整光滑、間距及行距符合要求。因此，維修技術(shù)達(dá)標(biāo)。5強(qiáng)度校核為了保證飛機(jī)具有良好的性能并在使用中足夠安全，在對(duì)飛機(jī)的維護(hù)和修理中就必須使得各部件處于良好的工作狀態(tài)，這就要求我們?cè)趯?duì)附件維修后進(jìn)行強(qiáng)度校核。下面進(jìn)行強(qiáng)度校核：5?1整理相關(guān)資料1） 相關(guān)材料主梁緣條材料：30GrMnSiA；修補(bǔ)材料：30GrMnSiA；鉚釘材料：LY10。2） 相關(guān)數(shù)據(jù)查相關(guān)資料得知：加強(qiáng)片的拉伸許用應(yīng)力a=335tMPa，擠壓許用應(yīng)力a=885MPa；鉚釘?shù)脑S用切應(yīng)力bs

T=3140MPa,擠壓許用應(yīng)力b' =1300MPa,加強(qiáng)片鉚接件承受的載荷F=43800N。bs n已知：加強(qiáng)片厚度6=20mm,寬度b=16mm,鉚釘直徑d=4mm（如圖6-1）。5.2校核步逐如下：1）加強(qiáng)片拉伸強(qiáng)度校核（加強(qiáng)片的最大拉應(yīng)力發(fā)生在中間的片圓孔處1-1和1-2的橫截面上）:FFttmaxA (b—d)s=43800N/ (12X20X10訕2)~183MPab3351.8>1t=1.8>1廠=183tmax故加強(qiáng)片的拉伸強(qiáng)度是安全的（耳是剩安全系數(shù)）。2）加強(qiáng)片的擠壓強(qiáng)度校核，加強(qiáng)片的最大擠壓強(qiáng)

度發(fā)生在中間片圓孔和鉚釘鉚接處，所受的擠壓力F=bsF,實(shí)際擠壓面的直徑為d,長(zhǎng)為半個(gè)圓柱面。計(jì)算擠n壓面積A=d§，貝I」：bsbsmaxAbsFbsmaxAbs= nd5=43800N/ (4X20m2)X106比548MPaO1.6>1=bs=885?1.6>1O 548?bsmax所以加強(qiáng)片的擠壓強(qiáng)度是安全的（n是安全系數(shù)）。）鉚釘?shù)募羟袕?qiáng)度校核，鉚釘有兩個(gè)剪切面，每F個(gè)剪切面上的剪力F個(gè)剪切面上的剪力Fs=寸每個(gè)剪切面積等于鉚釘?shù)臋MT _T _max:=(2)/(“d2/4)=21900N/ (3.14X4X10-6m2)?1744MPaTmax3140Tmax31401744?1.8>1故鉚釘?shù)募羟袕?qiáng)度是安全的（n是安全系數(shù)）。）由上述計(jì)算可知，加強(qiáng)片和鉚釘?shù)膹?qiáng)度都符合要求。6.可行性、可靠性的評(píng)估

飛機(jī)做機(jī)動(dòng)飛行或在飛行中遇到突風(fēng)時(shí)，作用在飛機(jī)上的載荷往往很大，并且經(jīng)常變化。這就決定了飛機(jī)在飛行中構(gòu)件應(yīng)具有一定的安全可靠性。通過(guò)對(duì)殲七飛機(jī)機(jī)翼主梁緣條結(jié)構(gòu)連接和受力分析得知，緣條是機(jī)翼主梁的重要組成，并主要軸向拉壓力。長(zhǎng)期反復(fù)多次作用，使緣條產(chǎn)生裂紋。經(jīng)過(guò)故障診斷，得出裂紋程度為中度。根據(jù)裂紋程度，制定了一套詳細(xì)、具體的維修方案。方案實(shí)施方法：打止裂孔并鉚接與緣條材