A320機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的超手冊損傷與修理評估

戴蔚杰,陸曉華,左洪福

(南京航空航天大學(xué) 民航學(xué)院，南京 211106)

1 引言

空客A320是民航機(jī)中比較成熟的一款飛機(jī)，其機(jī)翼部段的修理分析也是學(xué)術(shù)界較為關(guān)注的領(lǐng)域。對于常見的穿孔、裂紋等類型的損傷如果沒有超出可修理標(biāo)準(zhǔn)，則航司一般按照修理手冊內(nèi)工藝程序進(jìn)行修理即可；如果結(jié)構(gòu)損傷超出手冊內(nèi)規(guī)定的可修理標(biāo)準(zhǔn)，則需向制造商報告，并請其制定相應(yīng)的修理方案供航司或第三方修理單位實施修理[1]。在此過程中，等待返回修理方案的周期一般較長或者支付的技術(shù)支持費用可能較高，且無法從機(jī)理上掌握結(jié)構(gòu)修理恢復(fù)程度；如遇航材調(diào)度困難，則更需重新制定修理方案，造成更長的修理周期和更多的支出成本。因此，具備一定規(guī)模和修理能力的航司都會根據(jù)航材儲備和運力需求，提出基于經(jīng)驗的超手冊修理預(yù)方案，供制造商評估并快速響應(yīng)回復(fù)。但修理經(jīng)驗有時較為粗獷，且不同的工程師對經(jīng)驗的判斷也不盡相同，因此擬從結(jié)構(gòu)損傷修理仿真角度對修理參數(shù)進(jìn)行效能分析，為航司提出的修理預(yù)方案提供更加準(zhǔn)確的技術(shù)參考。以A320機(jī)翼結(jié)構(gòu)典型部段為研究對象進(jìn)行有限元建模分析。由于飛機(jī)在進(jìn)近著陸階段縫翼處于放下狀態(tài)，露出的機(jī)翼固定前緣結(jié)構(gòu)遭遇鳥撞或者外物撞擊損傷的機(jī)率將大大增加，因此選取A320機(jī)翼在縫翼放下狀態(tài)下機(jī)翼固定前緣結(jié)構(gòu)部段進(jìn)行仿真建模，分析損傷結(jié)構(gòu)的剩余承載力，并評估其修理效能。

目前，許多學(xué)者已經(jīng)對機(jī)翼部段結(jié)構(gòu)件的損傷與修理展開了研究。趙璽[2]采用PATRAN軟件建立機(jī)翼壁板裂紋試驗件有限元模型，進(jìn)行單位載荷下各零件的應(yīng)力分析并判斷零件危險點位置，進(jìn)行損傷有限分析。時長長[3]針對A320機(jī)翼主承力結(jié)構(gòu)蒙皮腐蝕問題，研發(fā)了修理工具并制定了油箱封膠方案，成功完成了A320系列飛機(jī)機(jī)翼主承力結(jié)構(gòu)蒙皮修理工作。王博等[4]采用托底平補法對蒙皮破孔進(jìn)行修理，設(shè)計了修理方案并通過計算校核和有限元分析，驗證了維修方案的可行性。梁赟[5]建立了蒙皮上裂紋和止裂孔的有限元分析模型，發(fā)現(xiàn)，隨著止裂孔相對直徑的增加，止裂孔對蒙皮應(yīng)力集中的改善效果有所提升?？祖面玫萚6]使用改進(jìn)的裂紋閉合積分方法(MCCI)對典型機(jī)翼整體機(jī)加壁板的裂紋擴(kuò)展及剩余強度試驗進(jìn)行了分析預(yù)測與試驗。表明預(yù)測的裂紋擴(kuò)展壽命及剩余強度載荷與實際試驗結(jié)果的偏差在可接受的范圍內(nèi)。Waleed Bin Yousuf等[7]采用粒子濾波器的統(tǒng)計框架預(yù)測民航機(jī)結(jié)構(gòu)件中的裂紋擴(kuò)展，并在一在役客機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的埋頭鉚釘孔周圍裂紋擴(kuò)展的案例研究中驗證了該方法的準(zhǔn)確性。J.Wang等[8]將粘合補片與其他增強受損結(jié)構(gòu)剩余強度的方法相結(jié)合，對受損機(jī)翼結(jié)構(gòu)展開修理，證明這一混合修復(fù)方法實現(xiàn)了顯著的剩余強度增加，并可以延長結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。N.Matthews等[9]針對機(jī)翼表面蒙皮腐蝕問題，嘗試使用一種增材制造技術(shù)——超音速粒子沉積(SPD)對腐蝕蒙皮進(jìn)行修理。結(jié)果表明，該技術(shù)可恢復(fù)蒙皮受載情況下的應(yīng)力場，并保證修理結(jié)構(gòu)的承載能力滿足要求。Petr Augustin[10]使用三維斷裂力學(xué)軟件FRANC3D建立了一通勤飛機(jī)翼梁底部翼緣的計算模型，使用NASGRO方程和Wheeler延遲模型在AFGROW代碼中計算變幅載荷下的裂紋擴(kuò)展，并進(jìn)行了試驗驗證。Byeong-Su Kwak等[11]研究了在彎曲載荷作用下的分層失效的復(fù)合材料層合板的2種修理方式——微型螺栓與樹脂注射。該研究證實，在彎曲載荷占主導(dǎo)地位的情況下，將樹脂注入分層以粘合整個分離表面區(qū)域的樹脂注入修復(fù)比使用微型螺栓更有效。Vladimir Nizev等[12]研究了機(jī)翼面板上補片在不同類型的緊固件配合工況下的疲勞裕度，確定緊固件配合的優(yōu)選類型。Sang-Seon Park等[13]研究了使用微型螺栓修復(fù)分層復(fù)合材料層合板的方法，發(fā)現(xiàn)在總孔面積時，具有多個小孔的層壓板比僅具有單個大孔的層壓板具有更高的抗拉強度。Panagiotis J.Charitidis等[14]用ComsolMultiphysics對機(jī)翼面板補片對裂紋擴(kuò)展的阻滯作用進(jìn)行了仿真研究，并在試驗中加以驗證。

2 有限元模型的建立

本文中的機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段屬于機(jī)翼的固定前緣部分，位于第二段縫翼對應(yīng)位置，其在機(jī)翼上的具體位置如圖1所示。該機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段主要由蒙皮、翼肋、長桁等部件構(gòu)成。對該幾何模型劃分網(wǎng)格，設(shè)置全局網(wǎng)格布種尺寸為6 mm，共得到100 759個節(jié)點，劃分網(wǎng)格49 389個，其中C3D8R六面體網(wǎng)格14 975個，C3D10四面體網(wǎng)格34 414個，其幾何模型與網(wǎng)格劃分如圖2所示。

圖1 機(jī)翼固定前緣結(jié)構(gòu)部段位置示意圖Fig.1 Location of the wing structure section on the fixed leading edge

圖2 機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段細(xì)節(jié)模型與網(wǎng)格模型Fig.2 Detailed model and mesh model of a wing structure section

3 材料屬性與失效準(zhǔn)則

材料受載時，可以將材料受載階段分為彈性階段、屈服階段、強化階段和破壞階段。在彈性階段，應(yīng)力與應(yīng)變成正比，材料受載之后產(chǎn)生彈性應(yīng)變，卸載之后彈性應(yīng)變可以完全消失。材料進(jìn)入屈服階段時，應(yīng)力基本保持不變、應(yīng)變顯著增加，產(chǎn)生不可恢復(fù)的塑性應(yīng)變[15]。

本文中有限元分析蒙皮所選用材料和緊固件所選用材料的失效準(zhǔn)則為最大應(yīng)力準(zhǔn)則。若存在網(wǎng)格單元所受應(yīng)力超過屈服強度，進(jìn)入塑性狀態(tài)，產(chǎn)生塑性應(yīng)變，則判定為結(jié)構(gòu)失效。

本文中有限元模型涉及的機(jī)翼結(jié)構(gòu)零件選用金屬材料7050-T7651鋁合金，緊固件選擇2024-T4鋁合金，其相關(guān)材料參數(shù)分別如表1和表2所示。

表1 7050-T7651鋁合金的材料參數(shù)Table 1.Material parameters of aluminum alloy 7050-T7651

表2 2024-T4鋁合金的材料參數(shù)Table 2 Material parameters of aluminum alloy 2024-T4

4 機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段損傷形式及修理設(shè)計

凹坑損傷是機(jī)翼結(jié)構(gòu)的常見損傷形式，該部段受沖擊后的原始凹坑損傷如圖3所示。長直徑25.2 mm，短直徑21.4 mm，深度為5.2 mm，徑深比為4.85。手冊允許制造商自行修理的凹坑損傷深度最大為5 mm，徑深比最小為20，該損傷的深度和徑深比均超過了手冊允許的極限值，故該損傷屬于超手冊損傷。根據(jù)一般修理準(zhǔn)則對損傷進(jìn)行切割，損傷經(jīng)切割和規(guī)則整形后的位置和尺寸如圖4所示，即損傷長度為105 mm，寬度為25 mm，深度為1.6 mm，無裂紋等其他損傷、附近鉚釘沒有丟失。切口中心線到最近一排鉚釘中心線的距離為40 mm，滿足SRM手冊要求的大于15 mm的規(guī)定。

圖3 原始凹坑損傷的尺寸Fig.3 Geometric dimension of the original dent

圖4 穿孔損傷機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的損傷形式和幾何位置Fig.4 Perforation damage and its location on the wing structure section

對穿孔損傷機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段進(jìn)行網(wǎng)格劃分，蒙皮的網(wǎng)格尺寸為3 mm，在方形穿孔損傷周圍將網(wǎng)格尺寸細(xì)化至2.5 mm，全結(jié)構(gòu)共得到190 933個節(jié)點。劃分網(wǎng)格112 947個，其中C3D8R六面體網(wǎng)格82 659個，C3D10四面體網(wǎng)格30 288個。蒙皮網(wǎng)格劃分如圖5所示。

圖5 穿孔損傷機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段蒙皮的網(wǎng)格劃分Fig.5 Mesh on the skin of the perforation damage wing structure section

針對機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的超手冊損傷，按照一般修理準(zhǔn)則，即：應(yīng)向穿孔內(nèi)添加填片，并在填片上再添加一層補片。緊固件與補片邊緣之間的邊距應(yīng)大于等于9 mm，小于鉚釘間距的一半；補片上每一排鉚釘之間間距應(yīng)相等；填片與補片的厚度應(yīng)與蒙皮厚度相等，材料相同。針對緊固件，一般修理準(zhǔn)則規(guī)定，在原有緊固件松動或者需要二次使用原緊固件孔的情況下，需要增加一級或兩級孔徑，修理區(qū)域緊固件尺寸以4 mm為宜。根據(jù)上述準(zhǔn)則，設(shè)計了超手冊修理一般參數(shù)。即：補片長180 mm，寬120 mm，邊距尺寸為9 mm，補片鉚釘中每排鉚釘?shù)拈g距為25 mm。填片中鉚釘之間的間距為20 mm，與前、后長桁之間的間距分別為35.6 mm和24.8 mm。填片長105 mm，寬25 mm。超手冊修理一般參數(shù)中，填片、補片的厚度設(shè)計為1.6 mm，與蒙皮厚度相同，緊固件直徑為4 mm。超手冊修理一般參數(shù)機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段如圖6所示。蒙皮和補片的幾何尺寸與位置如圖7所示。

圖6 修理機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的正面視圖Fig.6 Frontal view of the repaired wing structure section

圖7 補片的幾何尺寸與位置Fig.7 Geometric dimensions and location of the patch

對超手冊修理一般參數(shù)下機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段進(jìn)行網(wǎng)格劃分，蒙皮結(jié)構(gòu)上網(wǎng)格尺寸設(shè)置為4 mm，孔周圍細(xì)化為3 mm。蒙皮網(wǎng)格劃分如圖8所示。

圖8 超手冊修理一般方案機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段蒙皮網(wǎng)格劃分Fig.8 Mesh on the skin of the wing structure under an ultra-manual repair general plan

根據(jù)SRM手冊中規(guī)定，補片材料厚度可以增加一級，即在超手冊修理一般參數(shù)的基礎(chǔ)上，將原本1.6 mm厚的補片加厚0.2 mm達(dá)到1.8 mm。對補片加厚參數(shù)下機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段進(jìn)行網(wǎng)格劃分，蒙皮結(jié)構(gòu)上網(wǎng)格尺寸設(shè)置為4 mm，孔周圍細(xì)化為3 mm。

根據(jù)SRM手冊中規(guī)定，在原有緊固件松動或者需要二次使用原緊固件孔的情況下，需要增加一級或兩級孔徑。在超手冊修理一般參數(shù)的基礎(chǔ)上，將原本直徑4 mm的緊固件擴(kuò)大一級孔徑至4.4 mm。對緊固件擴(kuò)孔參數(shù)下機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段進(jìn)行網(wǎng)格劃分，蒙皮結(jié)構(gòu)上網(wǎng)格尺寸設(shè)置為4 mm，孔周圍細(xì)化為3 mm。3組修理參數(shù)下機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段劃分的節(jié)點與網(wǎng)格數(shù)目如表3所示。

表3 3組修理參數(shù)下結(jié)構(gòu)部段劃分的網(wǎng)格數(shù)目Table 3 Numbers of mesh elements of structure section under three groups of repair parameters

5 超手冊損傷的損傷與修理評估

5.1 初始條件設(shè)置

將機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的幾何模型導(dǎo)入Abaqus有限元分析軟件中，分別賦予機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段零件和緊固件材料屬性，并設(shè)置靜力通用分析步。機(jī)翼部段各零件之間的連接以及緊固件與孔之間均采用tie連接。對蒙皮的一邊以及肋的后表面施加固定約束。

設(shè)置加載方式為垂直于蒙皮外表面向下加載，如圖9所示，載荷準(zhǔn)靜態(tài)加載。由于穿孔類損傷改變了蒙皮表面的承載面積，本文中以臨界承載力作為機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的臨界載荷。若加載結(jié)束時結(jié)構(gòu)中出現(xiàn)單元屈服，則判定結(jié)構(gòu)失效。

圖9 邊界條件與加載方式Fig.9 Boundary conditions and loading

5.2 損傷前后承載力比較

對原始機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段施加載荷，使結(jié)構(gòu)在加載末端失效，結(jié)構(gòu)中出現(xiàn)屈服單元。該狀態(tài)下對應(yīng)的承載力即為臨界承載力。當(dāng)原始機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的承載力達(dá)到30 330 N時，出現(xiàn)屈服單元，原始機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段失效，此時原始機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的應(yīng)力分布云圖如圖10(a)所示。

圖10 機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段臨界載荷下的應(yīng)力分布云圖Fig.10 Stress distribution under the critical load of the wing structure section

對穿孔損傷機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段施加載荷，使結(jié)構(gòu)在加載末端失效，結(jié)構(gòu)中出現(xiàn)屈服單元。該狀態(tài)下對應(yīng)的承載力即為臨界承載力。當(dāng)穿孔損傷機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段承載力為27 492 N時，出現(xiàn)屈服單元，損傷機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段失效，相較于原始機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的臨界承載力下降了9.36%，由此可見蒙皮結(jié)構(gòu)的穿孔損傷將導(dǎo)致機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的承載力出現(xiàn)一定程度的下降。載荷達(dá)到臨界承載力時，穿孔損傷機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的應(yīng)力分布云圖如圖10(b)所示。

由臨界載荷下的應(yīng)力云圖可知，原始機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段蒙皮上應(yīng)力分布較為均勻，而蒙皮穿孔損傷周圍出現(xiàn)了一定程度的應(yīng)力集中，應(yīng)力因為穿孔損傷而出現(xiàn)了重新分布，在臨界載荷作用下，方孔損傷周圍的應(yīng)力達(dá)到約160 MPa，明顯高于離損傷較遠(yuǎn)區(qū)域的應(yīng)力水平。損傷后蒙皮上的應(yīng)力集中導(dǎo)致了該機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段臨界承載力下降。無論是在損傷前還是損傷后，長桁的應(yīng)力水平都高于其他零件。

5.3 超手冊損傷修理效果評估

根據(jù)梁艷勤[16]的相關(guān)研究，實際修理中，遵循修理結(jié)構(gòu)需滿足原結(jié)構(gòu)臨界承載力的80%的原則，故以此為判據(jù)，對相關(guān)修理效果進(jìn)行評估。修理參數(shù)匯總表如表4所示。

表4 3組修理參數(shù)設(shè)計匯總Table 4 Three groups of repair parameters

5.3.1一般修理參數(shù)

對超手冊修理一般參數(shù)下的機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段施加載荷，結(jié)構(gòu)在加載末端失效，結(jié)構(gòu)中出現(xiàn)屈服單元，該狀態(tài)下對應(yīng)的承載力即為臨界承載力。當(dāng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的承載力達(dá)到 28 072 N時，出現(xiàn)屈服單元，機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段失效。與穿孔損傷件相比，修理后機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的臨界承載力有了一定程度的提升，恢復(fù)到了原始機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的92.56%，損傷結(jié)構(gòu)上安裝了填片和補片，提高了結(jié)構(gòu)的剛度和強度，對于機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的臨界承載力恢復(fù)起到了一定作用。超手冊修理一般參數(shù)下機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段在臨界承載力下的應(yīng)力分布云圖和補片的應(yīng)力分布云圖如圖11(a)、(b)所示。

圖11 超手冊修理一般參數(shù)下機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段臨界載荷下應(yīng)力分布云圖Fig.11 Stress distribution under the critical load of the wing structure section under ultra-manual repair general parameters

由云圖可知，在臨界承載力下部分孔邊區(qū)域出現(xiàn)了應(yīng)力集中，在臨界載荷作用下，孔邊區(qū)域所受應(yīng)力達(dá)到105 MPa左右，高于蒙皮其余區(qū)域45 MPa左右的應(yīng)力水平。長桁所受應(yīng)力水平高于其他零件。

5.3.2補片加厚修理參數(shù)

對補片加厚修理參數(shù)下機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段施加載荷，評估修理效果。當(dāng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的承載力達(dá)到30 263 N時，出現(xiàn)屈服單元，機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段失效。經(jīng)過改進(jìn)的修理參數(shù)進(jìn)一步提升了機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的臨界承載力，使其恢復(fù)到原始機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的99.78%，相較超手冊修理一般參數(shù)，將補片厚度加厚至1.8 mm將會提升結(jié)構(gòu)的臨界承載力。加厚補片進(jìn)一步增加了結(jié)構(gòu)的整體剛度、強度，提高了結(jié)構(gòu)抵御外力作用的能力，因而提高了結(jié)構(gòu)的臨界承載力。載荷達(dá)到臨界承載力時，補片加厚方案機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段對應(yīng)的應(yīng)力分布云圖和補片應(yīng)力分布云圖如圖12(a)、(b)所示。

圖12 補片加厚參數(shù)下機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段臨界載荷下應(yīng)力分布云圖Fig.12 Stress distribution under the critical load of the wing structure section under patch thickening parameters

由云圖可知，臨界承載力下部分孔邊區(qū)域出現(xiàn)了應(yīng)力集中，其所受應(yīng)力達(dá)到105MPa左右，高于蒙皮其余區(qū)域50MPa左右的應(yīng)力水平，此時長桁所受應(yīng)力水平高于其他零件。

5.3.3緊固件擴(kuò)孔修理參數(shù)

對緊固件擴(kuò)孔修理參數(shù)下的機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段施加載荷，評估修理效果。當(dāng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的臨界承載力達(dá)到30 229 N時，出現(xiàn)屈服單元，機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段失效。緊固件擴(kuò)一級孔至孔徑達(dá)到4.4 mm將會提升機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的臨界承載力，使其恢復(fù)到原始機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的99.67%。緊固件擴(kuò)孔的修理參數(shù)，進(jìn)一步改善了補片、填片與機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的連接效果，增強了結(jié)構(gòu)抗外力破壞的能力，提升了結(jié)構(gòu)的臨界承載力。在臨界載荷作用下，緊固件擴(kuò)孔修理參數(shù)下機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段對應(yīng)的應(yīng)力分布云圖和補片應(yīng)力分布云圖如圖13(a)、(b)所示。

圖13 緊固件擴(kuò)孔修理參數(shù)下機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段臨界載荷下應(yīng)力分布云圖Fig.13 Stress distribution under the critical load of the wing structure section under fastener reaming

由云圖可知在臨界載荷作用下部分孔邊出現(xiàn)了應(yīng)力集中，其所受應(yīng)力達(dá)到105 MPa左右，高于蒙皮其余區(qū)域 45 MPa左右的應(yīng)力水平，此時長桁所受應(yīng)力水平高于其他零件。

5.3.4不同修理參數(shù)的效果評估

設(shè)計的3組超手冊修理參數(shù)都在一定程度上提高了損傷機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的臨界承載力。其中，超手冊修理一般參數(shù)下，損傷機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段安裝了填片和補片后，強度、剛度較修理前得到了一定提升，應(yīng)力集中程度有所緩解，其臨界承載力恢復(fù)到了原始結(jié)構(gòu)的92.56%。補片加厚參數(shù)下，機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的強度、剛度得到進(jìn)一步提升，臨界承載力恢復(fù)到了原始結(jié)構(gòu)的99.78%。緊固件擴(kuò)孔修理參數(shù)增強了填片、補片與蒙皮之間的連接作用，從而在一般參數(shù)的基礎(chǔ)上將結(jié)構(gòu)的臨界承載力提升到原始結(jié)構(gòu)的99.67%。不同修理參數(shù)下機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的臨界承載力分析結(jié)果如表5所示。

表5 各修理參數(shù)下機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段臨界承載力分析結(jié)果Table 5 Comparison of critical bearing capacities of wing structure sections under different repair parameters

設(shè)計的3組修理參數(shù)均將結(jié)構(gòu)的臨界承載力恢復(fù)到了原結(jié)構(gòu)的80%以上，因此3組參數(shù)均滿足修理原則要求，可以為機(jī)翼結(jié)構(gòu)的超手冊修理提供技術(shù)支持。

6 結(jié)論

通過對3組超手冊損傷修理參數(shù)的設(shè)計和效果分析，可以得出如下結(jié)論：

1) 超手冊修理一般參數(shù)的臨界承載力稍小，但修理周期較短，成本較低，適用于對修理效果要求不是特別高而需要控制成本的修理場景。

2) 補片加厚參數(shù)和緊固件擴(kuò)孔參數(shù)的臨界承載力與原始機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段基本相同，但修理周期更長且成本更高，適用于對修理要求較高的修理場景。

3) 原始機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的臨界承載力為30 330 N,穿孔損傷使機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的臨界承載力下降了9.36%，超手冊修理一般參數(shù)可以將臨界承載力恢復(fù)到原始機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段的92.56%。而在超手冊修理一般參數(shù)基礎(chǔ)上設(shè)計的補片加厚參數(shù)和緊固件擴(kuò)孔參數(shù)則可以進(jìn)一步將結(jié)構(gòu)的臨界承載力恢復(fù)到原始部段的99.78%和99.67%。

本文中評估了機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段超手冊損傷狀態(tài)下的剩余承載力，同時建立了部件損傷尺寸與剩余承載力之間的關(guān)聯(lián)。本文中提出的3組超手冊修理參數(shù)均滿足一般修理原則要求，從損傷機(jī)理和結(jié)構(gòu)特征出發(fā)，為運營商提供了技術(shù)方案的理論支持，也為超手冊維修方案奠定了技術(shù)基礎(chǔ)，可供運營商在實際工程中制定修理方案過程時，權(quán)衡各種因素進(jìn)行技術(shù)方案決策時參考，同時也為國產(chǎn)民機(jī)的設(shè)計改進(jìn)和維修決策提供了分析方法。

關(guān)于超手冊損傷以及修理，后續(xù)還可以對修理前后機(jī)翼結(jié)構(gòu)部段開展模態(tài)分析和屈曲分析，從振動、固有頻率的角度探討修理方案的實際修理效果，該類分析也是未來研究的方向之一。