范超 李會波

摘要：某型飛機中央翼第2墻下緣條在第8肋軸線處多發(fā)裂紋，存在嚴重的安全隱患。本文對該處裂紋產(chǎn)生的原因進行分析，制定修理措施，并對該型機主承力構件后續(xù)修理及維護提出建議。

關鍵詞：下緣條；應力腐蝕開裂；角盒；密封

Keywords：lower flange；stress corrosion cracking；angle support；seal

0 引言

中央翼第2墻位于中央翼2號油箱中部，是機械加工制成的整體件，由腹板、筋條及緣條組成（見圖1）。為通過燃油和液壓系統(tǒng)管路，墻面腹板上開有孔。在第2墻下部固定著安裝發(fā)動機進氣道的4個接頭和安裝主起落架撐桿的接頭，承受外翼、進氣道及主起落架傳來的載荷，這是中央翼最重要的承力構件之一。

1 故障現(xiàn)象

某型機大修過程中，無損檢測發(fā)現(xiàn)中央翼第2墻下緣條部位多發(fā)裂紋。對同型號的幾架飛機故障情況進行統(tǒng)計，發(fā)現(xiàn)裂紋主要集中在6～8肋豎直筋條周邊下緣條區(qū)域。下緣條裂紋一般都發(fā)生在緊固件孔之間或孔邊緣，也有少量的裂紋出現(xiàn)在緣條根部圓角處。緊固件孔之間的裂紋情況如圖2所示，筋條及緣條根部圓角處的裂紋情況如圖3所示。本文主要介紹8肋軸線處下緣條裂紋的修理。

2 原因分析

機體產(chǎn)生裂紋的常見原因主要有以下幾種，針對這幾種原因逐一進行分析。

2.1 飛行時間接近全壽命周期，正常使用產(chǎn)生

目前飛機處于一次大修時機，飛行時間距全壽命周期還有較大差距，正常受載情況下，一次大修飛機不應出現(xiàn)大范圍、多頻次的結構損傷。結合工廠該型飛機故障情況和空軍修理經(jīng)驗，該型飛機一次大修時中央翼第2墻已出現(xiàn)大范圍、多頻次的損傷，而大部分進廠一次大修的飛機并沒有超范圍使用的記錄。所以，這些裂紋不應該是由飛機正常使用所致。

2.2 金屬疲勞裂紋

結合中央翼第2墻下緣條受力情況及從目前工廠檢查出的裂紋來看，裂紋與主應力方向平行，即使孔邊裂紋也順應力方向，與疲勞試驗發(fā)現(xiàn)的裂紋方向不同，所以，這些裂紋也不屬于應力產(chǎn)生的金屬疲勞裂紋。

2.3 非正常外力作用下產(chǎn)生裂紋（磕碰、磨損等導致）

非正常外力作用下產(chǎn)生裂紋（磕碰、磨損等導致）一般都有表面的損傷，而無損檢測發(fā)現(xiàn)中央翼第2墻下緣條有裂紋的部位都在油箱內部，故檢過程中未見構件表面有損傷，且與周圍系統(tǒng)及構件都按工藝要求留有間隙。所以，這些裂紋也不應是由非正常外力作用所致。

2.4 應力腐蝕裂紋

在修理時發(fā)現(xiàn)，原機裂紋區(qū)域緊固件拆除后，損傷結構與相鄰結構間或多或少都存在安裝間隙。經(jīng)分析，如果下緣條和下壁板間存在結構間隙，裝配時用螺栓將二者連接到一起時的夾緊力將下緣條向下拉時，會對緣條根部形成彎矩作用，彎矩對下緣條根部上表面產(chǎn)生了較大的拉應力，同時接頭會產(chǎn)生向下的拉力作用于下緣條（見圖4），二者聯(lián)合作用，當拉應力超過一定限度后會出現(xiàn)應力腐蝕現(xiàn)象。

同時，中央翼第2墻材料是7B04變形鋁合金T6狀態(tài)，7B04材料有T6、T74和T73等三種熱處理狀態(tài)，不同熱處理狀態(tài)下的性能各不相同。T6狀態(tài)與T74、T731狀態(tài)相比強度高，斷裂韌性和抗應力腐蝕能力較差；T73狀態(tài)強度低，但斷裂韌性和耐應力腐蝕能力較好；T74狀態(tài)強度、斷裂韌性和耐應力腐蝕能力均介于T6狀態(tài)和T73狀態(tài)之間。

所以，中央翼第2墻下緣條裂紋產(chǎn)生的主要原因為材料熱處理不當及因裝配應力產(chǎn)生了應力腐蝕裂紋。

3 故障修理

3.1 方案制定

飛機結構損傷修理時，要求在確保修理后的強度、剛度和空氣動力性能的基礎上，盡可能控制飛機結構重量的增加。一般修理方式是換新或者加強修理。對于中央翼第2墻這種體型較大、無法進行更換的承力構件，都選擇安裝加強件修理。

3.2 加強件制備

中央翼第2墻材料為7B04 T6，σb≥530MPa，下緣條厚度普遍在6～11mm之間，腹板厚度約3mm左右，考慮等強度修理原則，同時為避免因為腹板厚度的增加造成緣條螺栓孔邊距不夠、螺栓長度過長影響受力等問題，選用強度較高的30CrMnSiA自由鍛件制作加強角盒，熱處理σb=1080～1275MPa，表面鍍鋅9～15μm，磷酸鹽氧化/涂兩層H06-076底漆，熱干燥，如圖5所示。

3.3 修理施工

1）預裝

機上初步驗證緊固件邊距、位置等是否合適。為避免應力裝配，貼合面間隙不大于0.2mm時，用J-190聚合物補償填充料消除間隙；貼合面間隙大于0.2mm時，用2B06 T4墊片加填充料進行補償裝配，墊片允許打磨以確保貼合。經(jīng)過此步驟，所有角盒安裝時均能做到無應力裝配（見圖6）。

2）制孔

機上配打孔時，對于新增孔，確定好位置后，用直徑小于標準孔0.2mm的鉆頭直接配打，最后用H9精度鉸刀按0.05mm逐級鉸制；借用原孔的，在原孔內插入用T10A制造的導向襯套，在加強件上鉆直徑小于原孔1mm的新孔，然后用H9精度鉸刀按0.1mm逐級鉸制；若原孔孔徑不滿足圖紙要求，則將該孔擴鉸增大0.2mm，個別螺栓孔允許直徑增大0.2mm，保證H9精度，安裝特制螺栓。所有孔徑用標準塞規(guī)進行檢測，精度均滿足要求。

3）安裝

與下緣條連接的油箱穿壁緊固件涂HM109密封劑濕裝配，同時在油箱內側安裝密封墊圈30B.0200.0040.000；與腹板連接的緊固件無密封要求，涂S06-0215底漆濕裝配（見圖7）。緊固件安裝后，在油箱內部按要求涂密封膠（見圖8）。

3.4 密封性檢查

修理完成后，按要求對結構油箱進行密封性試驗，確保角盒加強處無滲漏油現(xiàn)象。

4 維修建議

1）將無應力裝配放在首位，嚴格控制裝配工藝，以防止由于安裝角盒產(chǎn)生的裝配應力導致新的裂紋產(chǎn)生。經(jīng)過分析可以梳理出機上其他易產(chǎn)生裝配應力的結構，針對這些結構采取分解后的間隙檢查，并通過上述方法消除間隙，以提高修理質量。

2）大修廠應對每架飛機該類裂紋故障進行統(tǒng)計，建立故障庫，有針對性地制定修理方案，同時也可以反饋給設計所，作為改進設計的輸入。