摘 要:某型通用飛機在飛行時其左側襟翼導軌支架發生開裂。采用宏觀觀察、化學成分分析、 掃描電鏡分析、硬度測試及有限元分析等方法研究了該支架開裂的原因。結果表明:裂紋起源于襟 翼導軌支架下部拐點的尖角處,斷口呈疲勞條帶特征,說明該支架發生了疲勞開裂;襟翼收放產生 的交變應力和高循環次數是造成支架疲勞開裂的主要原因。采用安裝加強補片的方法可以提高支 架應力集中區域的強度。
關鍵詞:襟翼導軌支架;2A12鋁合金;疲勞開裂;應力集中;有限元分析
中圖分類號:TB31;TG115.2 文獻標志碼:B 文章編號:1001-4012(2023)07-0043-04
襟翼系統是飛機的二級飛行控制系統,在飛機 的起飛和降落階段發揮著重要作用。某型通用飛機 采用內側后緣襟翼系統,其電機帶動鋼索牽引,以控 制襟翼的收放角度。改變機翼在起飛和降落階段的 幾何特征可以降低飛機起飛和降落的速率。該型飛 機每一側的襟翼主要靠兩個導軌組件保持固定,每 一個導軌由兩個鋁合金支架鉚接固定在機翼后緣的 翼梁上,導軌磨損或偏移會影響襟翼的收放功能。 該型支架由2A12鋁合金制成,2A12鋁合金具有高 強度和可熱處理強化等特點[1],廣泛使用在飛機翼 梁、翼肋和機翼骨架等結構中。經現場檢查發現,襟 翼導軌支架下部開裂,左側襟翼發生卡阻。筆者采 用宏觀觀察、化學成分分析、掃描電鏡分析、硬度測 試和有限元分析等方法確定了襟翼導軌支架開裂的 原因[2],并針對該處支架的檢查和修理措施提出建 議,為襟翼導軌支架的設計制造提供理論參考。
1 理化檢驗
1.1 宏觀觀察
開裂襟翼導軌支架的宏觀形貌如圖1所示。由 圖1可知:該支架表面除部分臟污外,未見明顯腐蝕 缺陷,支架整體未見明顯變形,鉚接點位較為平整;
支架下部拐點靠近外部的裂紋張口最大,初步判斷 裂紋應是從支架下部拐點由外向內擴展,直至距離 較近的鉚釘孔處發生開裂;從鉚釘孔向內可見一條 微裂紋,且該裂紋有繼續向內擴展的趨勢,整個構件 未完全斷裂,但裂紋的擴展深度較大。實際安裝情 況為靠近支架下部拐點的開裂導致了鉚釘松脫,支 架出現間隙并且松動,襟翼滑動發生卡阻。
沿下部拐點裂紋打開支架,斷口的宏觀形貌如 圖2所示。由圖2可知:整個斷口呈銀白色金屬光 澤,未見明顯的腐蝕缺陷,靠近拐點尖角處的斷口無 宏觀塑性變形且較為平坦;靠近鉚釘孔處的斷口有 明顯的凹凸,初步判斷為瞬時斷裂區[3]。
1.2 化學成分分析
對開裂支架和全新支架進行化學成分分析,結 果如表1所示。由表1可知:除 O 元素外,開裂支 架與全新支架的化學成分基本一致。考慮到裂紋 出現的時間較長,可能存在輕微的表面腐蝕,開裂支架 O元素含量較高的原因是出現開裂后,斷口表面 局部發生輕微腐蝕。
1.3 掃描電鏡(SEM)分析
支架表面有油污,用丙酮對支架斷口進行超聲 清洗,然后委托中國民航科學技術研究院進行SEM 分析,結果如圖3所示。由圖3可知:裂紋從尖角處 向內擴展,裂紋擴展的方向如圖3a)中虛線所指,尖 角附近呈平整的扇形放射形貌,呈疲勞裂紋起源區 域特征[4],故該處為裂紋源區;裂紋擴展區呈疲勞條 帶形貌,大部分區域的疲勞條帶垂直于裂紋擴展方 向,且較規則連續;接近鉚釘孔處的斷口呈韌窩特征,為裂紋的瞬斷區。說明該支架的裂紋應是從下 端拐點尖角處起源,向內部疲勞擴展,最終在鉚釘孔 附近發生瞬時斷裂,呈疲勞斷裂特征。
1.4 硬度測試
對全新支架和開裂支架的表面進行顯微硬度測 試,結果如表2所示,可見全新支架和開裂支架表面 的硬度與標準值(126HV)偏差較小,說明該型支架 硬度符合標準要求。
2 有限元分析
根據中國航空材料手冊,2A12鋁合金的彈性模 量為7.5×105 MPa,泊松比為0.33,屈服強度為 325MPa,抗 拉 強 度 為 470 MPa,斷 后 伸 長 率 為 14.3%。利用有限元仿真軟件對襟翼導軌支架的受 力變形情況進行分析[5-6],該仿真模型對支架與導軌 鉚接的三角區域,以及三角區域的上部、左側和下部 邊緣施加約束,模擬導軌在實際中的固定情況,結果 如圖4所示。由圖4可知:在支架下部拐點尖角處 施加沿弧面切線方向的應力,形變位移和應力會傳 遞給附近的3個鉚釘孔。
3 綜合分析
該型支架由2A12鋁合金板件沖壓一體成型, 其上部、左側和下部翻折面與機翼的翼梁相互鉚接, 中間三角區域與導軌互相鉚接,三角區域的中上部 開有較大的圓孔,以便襟翼鋼索橫穿。裂紋的宏觀 形貌顯示其為張開型裂紋,說明支架所受應力垂直 于該裂紋的擴展方向。
襟翼導軌與支架安裝后的結構如圖5所示,可 見導軌被兩個支架固定在其中,支架三角區域下部 的弧形邊緣與主導軌的邊緣完全重合,襟翼滑動銷 在主導軌槽內做往復運動;當操縱襟翼達到上止點 或下止點位置時,滑動銷與主導軌的上端或下端接 觸并停止,從而對導軌產生了交變應力。導軌與支 架的三角區域相互鉚接,交變應力首先傳遞到支架 的三角區域,并在支架下部拐點處產生應力集中,該 應力與支架的裂紋擴展方向基本垂直。
從設計的角度來看,該構件鉚接點位較多且固 定可靠,受力過程中支架整體的變形很小,且滑動銷 傳遞給支架的應力遠低于材料的屈服極限。根據運 行機隊的歷年數據統計,該型飛機的年平均飛行時 長約為1000h,起落次數約為200次,平均機齡超 過17a,并且該型支架在開裂前未列入檢查和按時限換件項目,其支架的受力循環次數約為104 次,結 合理化檢驗結果和飛機運行情況,判斷該疲勞開裂 符合高周疲勞特征[7],襟翼收放對支架產生的交變 應力和高循環次數是造成支架發生早期疲勞開裂的 主要原因。
在多起裂紋支架的普查中,均發現該疲勞裂紋 會向附近的鉚釘孔位發生擴展,其中擴展至支架下 部中間鉚釘孔位的可能性較大。在對后續飛機的普 查數據分析中發現,所有裂紋均是由支架下部拐點 處起源,并擴展至附近的3個鉚釘孔位。
根據有限元分析結果可知,制作加強補片可以 提高襟翼支架的強度[8]。安裝加強補片后導軌支架 的宏觀形貌如圖6所示。該補片采用2A12鋁合金板材制作,與原支架材料一致,并通過原來的鉚釘孔 位與原支架進行鉚接。在該區域增加結構補片或用 結構補片修理后,襟翼導軌支架的使用狀態良好。 為防止支架開裂,擬將該部位列入飛機50h在位必 檢項目,在飛機每運行2000h后,應對其支架進行 拆卸,并進行無損檢測。
4 結論與建議
該襟翼導軌支架發生了疲勞開裂,裂紋起源于 支架下部拐點尖角處。襟翼收放產生的交變應力和 高循環次數是造成支架疲勞開裂的主要原因。
建議在飛機上安裝加強補片,并定期對其進行無損檢測,避免支架發生開裂;對于新設計的航空 器,應選用強度更高的材料制作支架,增大支架的厚 度,改變其倒角位置,以避免產生應力集中。
參考文獻:
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