摘 要:某型通用飛機(jī)在飛行時(shí)其左側(cè)襟翼導(dǎo)軌支架發(fā)生開裂。采用宏觀觀察、化學(xué)成分分析、 掃描電鏡分析、硬度測(cè)試及有限元分析等方法研究了該支架開裂的原因。結(jié)果表明:裂紋起源于襟 翼導(dǎo)軌支架下部拐點(diǎn)的尖角處,斷口呈疲勞條帶特征,說(shuō)明該支架發(fā)生了疲勞開裂;襟翼收放產(chǎn)生 的交變應(yīng)力和高循環(huán)次數(shù)是造成支架疲勞開裂的主要原因。采用安裝加強(qiáng)補(bǔ)片的方法可以提高支 架應(yīng)力集中區(qū)域的強(qiáng)度。 

關(guān)鍵詞:襟翼導(dǎo)軌支架;2A12鋁合金;疲勞開裂;應(yīng)力集中;有限元分析 

中圖分類號(hào):TB31;TG115.2                     文獻(xiàn)標(biāo)志碼:B                                        文章編號(hào):1001-4012(2023)07-0043-04

襟翼系統(tǒng)是飛機(jī)的二級(jí)飛行控制系統(tǒng),在飛機(jī) 的起飛和降落階段發(fā)揮著重要作用。某型通用飛機(jī) 采用內(nèi)側(cè)后緣襟翼系統(tǒng),其電機(jī)帶動(dòng)鋼索牽引,以控 制襟翼的收放角度。改變機(jī)翼在起飛和降落階段的 幾何特征可以降低飛機(jī)起飛和降落的速率。該型飛 機(jī)每一側(cè)的襟翼主要靠?jī)蓚€(gè)導(dǎo)軌組件保持固定,每 一個(gè)導(dǎo)軌由兩個(gè)鋁合金支架鉚接固定在機(jī)翼后緣的 翼梁上,導(dǎo)軌磨損或偏移會(huì)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(qiáng)度和可熱處理強(qiáng)化等特點(diǎn)[1],廣泛使用在飛機(jī)翼 梁、翼肋和機(jī)翼骨架等結(jié)構(gòu)中。經(jīng)現(xiàn)場(chǎng)檢查發(fā)現(xiàn),襟 翼導(dǎo)軌支架下部開裂,左側(cè)襟翼發(fā)生卡阻。筆者采 用宏觀觀察、化學(xué)成分分析、掃描電鏡分析、硬度測(cè) 試和有限元分析等方法確定了襟翼導(dǎo)軌支架開裂的 原因[2],并針對(duì)該處支架的檢查和修理措施提出建 議,為襟翼導(dǎo)軌支架的設(shè)計(jì)制造提供理論參考。

1 理化檢驗(yàn) 

1.1 宏觀觀察 

開裂襟翼導(dǎo)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(jiàn)明顯腐蝕 缺陷,支架整體未見(jiàn)明顯變形,鉚接點(diǎn)位較為平整;

支架下部拐點(diǎn)靠近外部的裂紋張口最大,初步判斷 裂紋應(yīng)是從支架下部拐點(diǎn)由外向內(nèi)擴(kuò)展,直至距離 較近的鉚釘孔處發(fā)生開裂;從鉚釘孔向內(nèi)可見(jiàn)一條 微裂紋,且該裂紋有繼續(xù)向內(nèi)擴(kuò)展的趨勢(shì),整個(gè)構(gòu)件 未完全斷裂,但裂紋的擴(kuò)展深度較大。實(shí)際安裝情 況為靠近支架下部拐點(diǎn)的開裂導(dǎo)致了鉚釘松脫,支 架出現(xiàn)間隙并且松動(dòng),襟翼滑動(dòng)發(fā)生卡阻。

沿下部拐點(diǎn)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(gè)斷口呈銀白色金屬光 澤,未見(jiàn)明顯的腐蝕缺陷,靠近拐點(diǎn)尖角處的斷口無(wú) 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(shí)斷裂區(qū)[3]。

1.2 化學(xué)成分分析

對(duì)開裂支架和全新支架進(jìn)行化學(xué)成分分析,結(jié) 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(xué)成分基本一致。考慮到裂紋 出現(xiàn)的時(shí)間較長(zhǎng),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(xiàn)開裂后,斷口表面 局部發(fā)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(duì)支架斷口進(jìn)行超聲 清洗,然后委托中國(guó)民航科學(xué)技術(shù)研究院進(jìn)行SEM 分析,結(jié)果如圖3所示。由圖3可知:裂紋從尖角處 向內(nèi)擴(kuò)展,裂紋擴(kuò)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(qū) 域特征[4],故該處為裂紋源區(qū);裂紋擴(kuò)展區(qū)呈疲勞條 帶形貌,大部分區(qū)域的疲勞條帶垂直于裂紋擴(kuò)展方 向,且較規(guī)則連續(xù);接近鉚釘孔處的斷口呈韌窩特征,為裂紋的瞬斷區(qū)。說(shuō)明該支架的裂紋應(yīng)是從下 端拐點(diǎn)尖角處起源,向內(nèi)部疲勞擴(kuò)展,最終在鉚釘孔 附近發(fā)生瞬時(shí)斷裂,呈疲勞斷裂特征。 

1.4 硬度測(cè)試 

對(duì)全新支架和開裂支架的表面進(jìn)行顯微硬度測(cè) 試,結(jié)果如表2所示,可見(jiàn)全新支架和開裂支架表面 的硬度與標(biāo)準(zhǔn)值(126HV)偏差較小,說(shuō)明該型支架 硬度符合標(biāo)準(zhǔn)要求。

2 有限元分析 

根據(jù)中國(guó)航空材料手冊(cè),2A12鋁合金的彈性模 量為7.5×105 MPa,泊松比為0.33,屈服強(qiáng)度為 325MPa,抗 拉 強(qiáng) 度 為 470 MPa,斷 后 伸 長(zhǎng) 率 為 14.3%。利用有限元仿真軟件對(duì)襟翼導(dǎo)軌支架的受 力變形情況進(jìn)行分析[5-6],該仿真模型對(duì)支架與導(dǎo)軌 鉚接的三角區(qū)域,以及三角區(qū)域的上部、左側(cè)和下部 邊緣施加約束,模擬導(dǎo)軌在實(shí)際中的固定情況,結(jié)果 如圖4所示。由圖4可知:在支架下部拐點(diǎn)尖角處 施加沿弧面切線方向的應(yīng)力,形變位移和應(yīng)力會(huì)傳 遞給附近的3個(gè)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(cè)和下部翻折面與機(jī)翼的翼梁相互鉚接, 中間三角區(qū)域與導(dǎo)軌互相鉚接,三角區(qū)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(shuō)明支架所受應(yīng)力垂直 于該裂紋的擴(kuò)展方向。

襟翼導(dǎo)軌與支架安裝后的結(jié)構(gòu)如圖5所示,可 見(jiàn)導(dǎo)軌被兩個(gè)支架固定在其中,支架三角區(qū)域下部 的弧形邊緣與主導(dǎo)軌的邊緣完全重合,襟翼滑動(dòng)銷 在主導(dǎo)軌槽內(nèi)做往復(fù)運(yùn)動(dòng);當(dāng)操縱襟翼達(dá)到上止點(diǎn) 或下止點(diǎn)位置時(shí),滑動(dòng)銷與主導(dǎo)軌的上端或下端接 觸并停止,從而對(duì)導(dǎo)軌產(chǎn)生了交變應(yīng)力。導(dǎo)軌與支 架的三角區(qū)域相互鉚接,交變應(yīng)力首先傳遞到支架 的三角區(qū)域,并在支架下部拐點(diǎn)處產(chǎn)生應(yīng)力集中,該 應(yīng)力與支架的裂紋擴(kuò)展方向基本垂直。

從設(shè)計(jì)的角度來(lái)看,該構(gòu)件鉚接點(diǎn)位較多且固 定可靠,受力過(guò)程中支架整體的變形很小,且滑動(dòng)銷 傳遞給支架的應(yīng)力遠(yuǎn)低于材料的屈服極限。根據(jù)運(yùn) 行機(jī)隊(duì)的歷年數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì),該型飛機(jī)的年平均飛行時(shí) 長(zhǎng)約為1000h,起落次數(shù)約為200次,平均機(jī)齡超 過(guò)17a,并且該型支架在開裂前未列入檢查和按時(shí)限換件項(xiàng)目,其支架的受力循環(huán)次數(shù)約為104 次,結(jié) 合理化檢驗(yàn)結(jié)果和飛機(jī)運(yùn)行情況,判斷該疲勞開裂 符合高周疲勞特征[7],襟翼收放對(duì)支架產(chǎn)生的交變 應(yīng)力和高循環(huán)次數(shù)是造成支架發(fā)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(fā)現(xiàn)該疲勞裂紋 會(huì)向附近的鉚釘孔位發(fā)生擴(kuò)展,其中擴(kuò)展至支架下 部中間鉚釘孔位的可能性較大。在對(duì)后續(xù)飛機(jī)的普 查數(shù)據(jù)分析中發(fā)現(xiàn),所有裂紋均是由支架下部拐點(diǎn) 處起源,并擴(kuò)展至附近的3個(gè)鉚釘孔位。 

根據(jù)有限元分析結(jié)果可知,制作加強(qiáng)補(bǔ)片可以 提高襟翼支架的強(qiáng)度[8]。安裝加強(qiáng)補(bǔ)片后導(dǎo)軌支架 的宏觀形貌如圖6所示。該補(bǔ)片采用2A12鋁合金板材制作,與原支架材料一致,并通過(guò)原來(lái)的鉚釘孔 位與原支架進(jìn)行鉚接。在該區(qū)域增加結(jié)構(gòu)補(bǔ)片或用 結(jié)構(gòu)補(bǔ)片修理后,襟翼導(dǎo)軌支架的使用狀態(tài)良好。 為防止支架開裂,擬將該部位列入飛機(jī)50h在位必 檢項(xiàng)目,在飛機(jī)每運(yùn)行2000h后,應(yīng)對(duì)其支架進(jìn)行 拆卸,并進(jìn)行無(wú)損檢測(cè)。 

4 結(jié)論與建議

該襟翼導(dǎo)軌支架發(fā)生了疲勞開裂,裂紋起源于 支架下部拐點(diǎn)尖角處。襟翼收放產(chǎn)生的交變應(yīng)力和 高循環(huán)次數(shù)是造成支架疲勞開裂的主要原因。 

建議在飛機(jī)上安裝加強(qiáng)補(bǔ)片,并定期對(duì)其進(jìn)行無(wú)損檢測(cè),避免支架發(fā)生開裂;對(duì)于新設(shè)計(jì)的航空 器,應(yīng)選用強(qiáng)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(chǎn)生應(yīng)力集中。

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<文章來(lái)源 > 材料與測(cè)試網(wǎng) > 期刊論文 > 理化檢驗(yàn)－物理分冊(cè) > 59卷 > 7期 (pp:43-46)>