某型飛機(jī)零號(hào)框損傷修復(fù)技術(shù)研究

中航工業(yè)沈陽(yáng)飛機(jī)工業(yè) (集團(tuán) )有限公司 謝大葉中國(guó)人民解放軍駐沈陽(yáng)飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限公司軍事代表室 鄒仕軍中 國(guó) 人 民 解 放 軍 九 三 七 零 五 七 部 隊(duì) 王 石

隨著數(shù)字化技術(shù)、自動(dòng)測(cè)試技術(shù)及其他相關(guān)技術(shù)的發(fā)展與應(yīng)用，航空裝備制造的技術(shù)水平不斷提高，航空產(chǎn)品的維修也在向技術(shù)密集型的高技術(shù)科學(xué)維修轉(zhuǎn)化，智能化、自主式維修將成為航空制造及維修的新趨勢(shì)。某型飛機(jī)中機(jī)身為機(jī)體結(jié)構(gòu)的核心部分，是連接前機(jī)身、后機(jī)身、進(jìn)氣道、外翼的關(guān)鍵部件，其中零號(hào)框位于中機(jī)身最前部，它不僅影響中機(jī)身的密封性，而且參與飛機(jī)結(jié)構(gòu)整體受力，對(duì)機(jī)體傳力規(guī)律有重要影響，零號(hào)框結(jié)構(gòu)一旦損傷將導(dǎo)致結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的顯著下降。

1 中機(jī)身零號(hào)框結(jié)構(gòu)特點(diǎn)及損傷描述

1.1 中機(jī)身零號(hào)框結(jié)構(gòu)特點(diǎn)

某型飛機(jī)零號(hào)框位于機(jī)身的中間部位，由于該部位承擔(dān)機(jī)身對(duì)接，故零號(hào)框腹板為較大尺寸的整體機(jī)加框板（2360mm×1117mm×65mm）結(jié)構(gòu)，它是在厚板毛坯基礎(chǔ)上，采用數(shù)控銑切、打磨等工藝方法加工而成，腹板上均布橫、縱交錯(cuò)的筋條，筋條最高處達(dá)45mm；零號(hào)框腹板不僅與中機(jī)身的9塊大尺寸的上、下壁板連接，而且也是中機(jī)身的主要承力框和整機(jī)的設(shè)計(jì)分離面。

圖1 零號(hào)框穿透性損傷程度及位置（共5處）Fig.1 Penetrability damage degree and location of No. 0 frame(a total of 5 p laces)

1.2 中機(jī)身零號(hào)框損傷描述

某型飛機(jī)中機(jī)身在完成部件裝配工序，準(zhǔn)備收起工裝上的翻轉(zhuǎn)液壓裝置吊出飛機(jī)時(shí)，由于操作失誤，導(dǎo)致翻轉(zhuǎn)系統(tǒng)定位器墜落砸在中機(jī)身零號(hào)框腹板上，造成零號(hào)框腹板有5處較大的穿透性損傷，且部分筋條已變形、穿透（見(jiàn)圖1），損傷面積分別為109mm×100mm、187mm×112mm、204mm×115mm、274mm×221mm、47mm×31mm，詳見(jiàn)表1。此時(shí)，飛機(jī)已為部件交付狀態(tài)，給問(wèn)題的處理帶來(lái)了很大難度。

表1 零號(hào)框損傷情況統(tǒng)計(jì)表

2 零號(hào)框修復(fù)可行性分析

零號(hào)框損傷后，根據(jù)其結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，采用有限元方法，對(duì)其進(jìn)行補(bǔ)強(qiáng)修復(fù)后應(yīng)力分析，確定能否滿足該型飛機(jī)原強(qiáng)度要求，且損傷處的位移是否保持在較小范圍。

2.1 零號(hào)框載荷受力分析

該型飛機(jī)零號(hào)框材料為7B04 T6 ,它不僅為機(jī)體的重要受力構(gòu)件，而且在飛行時(shí)既要承擔(dān)中機(jī)身上壁板、主起落架斜支撐桿和減速板的反作用力，還要承受來(lái)自中機(jī)身內(nèi)部燃油壓力的載荷，需要對(duì)零號(hào)框筋條及腹板（格子）分別計(jì)算。零號(hào)框板在載荷作用下的強(qiáng)度計(jì)算包括筋條的計(jì)算和腹板在剪切與壁板側(cè)壓載荷作用下的計(jì)算。

2.1.1 零號(hào)框筋條的計(jì)算

根據(jù)該型飛機(jī)零號(hào)框受力情況，并按圖2輸入相關(guān)理論值后，計(jì)算零號(hào)框在載荷作用下筋條立邊的壓縮強(qiáng)度[1]。

圖2 零號(hào)框筋條典型尺寸（單位：mm）Fig.2 Typica l size of strips of No. 0 frame

F=24×3+27×4=180mm2，

確定幾條的臨界應(yīng)力σlin

當(dāng) ξ＞1時(shí)，σlin=353MPa。

2.1.2 零號(hào)框腹板在剪切和壁板側(cè)壓載荷作用下的計(jì)算

校核零號(hào)框腹板在減速板載荷、大梁載荷和壁板側(cè)壓作用下的剪切強(qiáng)度計(jì)算[2]，零號(hào)框腹板（格子）典型尺寸見(jiàn)圖3。

圖3 零號(hào)框腹板（格子）典型尺寸（單位：mm）Fig.3 Typica l dim ensions of web (lattice) of No. 0 frame

因腹板（格子）受壓力P=0.186MPa，確定腹板（格子）中心處的正應(yīng)力之和：

為了從正方形轉(zhuǎn)化到長(zhǎng)方形，引入了總正應(yīng)力放大系數(shù)

根據(jù)強(qiáng)度計(jì)算方法，由，查得κ=1.1，σ=118×1.1=130MPa。

當(dāng)量應(yīng)力為：

2.2 零號(hào)框修復(fù)有限元仿真分析

為了進(jìn)一步研究修復(fù)后零號(hào)框的強(qiáng)度恢復(fù)情況，明確零號(hào)框修復(fù)的可行性，采用有限元方法對(duì)修復(fù)后結(jié)構(gòu)進(jìn)行了計(jì)算。結(jié)果表明，油壓載荷、結(jié)構(gòu)材料和約束條件等均與原始結(jié)構(gòu)相同。

2.2.1 在數(shù)字化條件下，對(duì)零號(hào)框損傷處進(jìn)行修合、加固

該飛機(jī)最大起飛重量較大，當(dāng)中機(jī)身中的油箱加滿油時(shí)，無(wú)論是起飛還是停放，零號(hào)框都是受力最大的部件之一，因此在有限元計(jì)算時(shí)，重點(diǎn)考慮零號(hào)框在修復(fù)后承受的油壓應(yīng)力與位移情況。

在CATIA軟件中對(duì)零號(hào)框損傷情況建模時(shí)，嚴(yán)格按損傷面積對(duì)零號(hào)框進(jìn)行修合、加固。加固補(bǔ)丁的選用與零號(hào)框材料牌號(hào)相同，修補(bǔ)補(bǔ)丁厚度為2.5mm，并進(jìn)行加固處理，同時(shí)考慮在補(bǔ)丁上連接標(biāo)準(zhǔn)件的邊距，見(jiàn)圖4。

圖4 修合、加固后的零號(hào)框模型Fig.4 Repair and reinforcem ent of No .0 fram e under m odel conditions

2.2.2 利用有限元方法，對(duì)加固后零號(hào)框進(jìn)行受力分析

（1）零號(hào)框及加固部位的建模。

為了在現(xiàn)有條件下，使仿真結(jié)構(gòu)與實(shí)際位移情況趨于一致，利用CATIA V5R18軟件中“Analysis Simulation”模塊下的“Analysis Manager”進(jìn)行具體操作，并采用自下而上的建模方法[3-4]，簡(jiǎn)化為零號(hào)框與補(bǔ)丁連接兩部分組成，材料均與飛機(jī)實(shí)際材料相同，其彈性模量為706GPa，泊松比為0.33。模型采用Solid mesh 10note TE10單元，共計(jì)27169節(jié)點(diǎn)，13676個(gè)單元，采用Parabolic劃分網(wǎng)格。

圖5 修復(fù)后的零號(hào)框在油壓加載時(shí)MISES應(yīng)力云圖及位移云圖Fig.5 Von MISES stress and disp lacement magnitude of No. 0 frame a fter repair

（2）零號(hào)框及加固部位的有限元計(jì)算。

對(duì)零號(hào)框模型加載時(shí)，重點(diǎn)考慮中機(jī)身滿油起飛和滿油停放時(shí)零號(hào)框腹板（格子）和筋條的位移和受力情況，加載部位為損傷加固后的零號(hào)框腹板，施加與中機(jī)身油壓相同的壓力載荷0.04MPa。經(jīng)過(guò)加載分析計(jì)算，油壓加載后，零號(hào)框應(yīng)力最大值為 381MPa，見(jiàn)圖5。

從圖5可以看出，X、Y、Z3個(gè)方向的應(yīng)力分布中，X方向（航向方向）應(yīng)力較大，在修補(bǔ)部位附近產(chǎn)生了較大壓應(yīng)力，并且此處的MISES總應(yīng)力也很大；修補(bǔ)后零號(hào)框最大位移處為6.74mm，易產(chǎn)生屈曲并失穩(wěn)。

通過(guò)上述有限元加載計(jì)算，修補(bǔ)后零號(hào)框腹板應(yīng)力最大值為381MPa，與2.2.1節(jié)中零號(hào)框筋條臨界應(yīng)力σlin353MPa 和2.2.2章中零號(hào)框腹板的應(yīng)力σhe184MPa相比較后，可以得出如下結(jié)論：零號(hào)框腹板在修補(bǔ)處（5處）為高應(yīng)力交變區(qū)，且在修補(bǔ)處附近產(chǎn)生了較大的位移；飛機(jī)每次起飛加油時(shí)，對(duì)零號(hào)框進(jìn)行加壓試驗(yàn)后，采用局部補(bǔ)強(qiáng)修復(fù)方案難以滿足零號(hào)框強(qiáng)度要求，且位移較大，不具備修復(fù)的可行性，需對(duì)損傷后零號(hào)框進(jìn)行下一步修復(fù)工作。

3 零號(hào)框的更換

通過(guò)對(duì)局部補(bǔ)強(qiáng)的零號(hào)框腹板進(jìn)行有限元計(jì)算，得出補(bǔ)強(qiáng)修復(fù)方案無(wú)法滿足載荷要求，需要對(duì)損傷的零號(hào)框進(jìn)行更換處理。同時(shí)，在更換前，應(yīng)考慮如下重點(diǎn)工作，以免造成更換后的二次超差。

3.1 零號(hào)框更換難點(diǎn)

零號(hào)框損傷時(shí)，中機(jī)身已為部件交付狀態(tài)，其零、組、部件均已按設(shè)計(jì)要求裝配組合完成，若對(duì)零號(hào)框進(jìn)行更換，則需考慮如下難點(diǎn)：

（1）零號(hào)框與中機(jī)身上、下壁板及零號(hào)框斜支撐桿連接處標(biāo)準(zhǔn)件的分解。

由于中機(jī)身上、下壁板為該型飛機(jī)氣動(dòng)外表面，為保證飛機(jī)部件外形準(zhǔn)確度[5]，零號(hào)框與上、下壁板連接的標(biāo)準(zhǔn)件均采用的是沉頭螺栓及鉚釘連接，在分解這些標(biāo)準(zhǔn)件時(shí)，應(yīng)保證中機(jī)身上、下壁板和斜支撐桿及側(cè)板上連接的螺栓孔、鉚釘孔分解后孔的直徑及孔的超差數(shù)量在限定范圍內(nèi)。

（2）新制零號(hào)框安裝到型架后，上、下壁板和零號(hào)框斜支撐桿支座及接頭向零號(hào)框上的孔引。

中機(jī)身外形是由多塊大尺寸的壁板構(gòu)成，且均與零號(hào)框連接。更換零號(hào)框時(shí)，與零號(hào)框連接的上、下壁板和零號(hào)框斜支撐桿支座及接頭上的連接孔均為最終尺寸，新制零號(hào)框按裝配工裝安裝后，需將上述組件上的連接孔引到新零號(hào)框的緣條上，若進(jìn)行二次引孔、擴(kuò)鉸后，極易造成連接孔的大面積超差，將給飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及密封性帶來(lái)較大隱患。

3.2 零號(hào)框的更換

3.2.1 零號(hào)框的分解

將零號(hào)框從中機(jī)身分解，首先分解零號(hào)框緣條與中機(jī)身連接的上、下壁板、斜支撐桿支座及接頭的標(biāo)準(zhǔn)件。由于該連接部位均為沉頭螺栓及鉚釘，故在分解鉚釘時(shí)，應(yīng)在每個(gè)鉚釘頭上鉆一個(gè)沖點(diǎn)，之后再進(jìn)行分解工作?？紤]到密封膠的粘合作用，在分解時(shí)，應(yīng)用弓形夾子壓緊零號(hào)框和中機(jī)身上、下壁板，防止分解后上、下壁板發(fā)生變形。分解完畢后，將損傷的零號(hào)框腹板取出，此時(shí)務(wù)必將裝配工裝上的外形定位器置于工作位置，否則會(huì)造成二次超差，影響裝配準(zhǔn)確度。最后，將上、下壁板和零號(hào)框斜支撐桿支座及接頭上的多余密封膠清理干凈。

圖6 兩種組合式引孔鉆模結(jié)構(gòu)形式（單位：mm）Fig.6 2 kinds of combining form of guide flush bolt and rivet drill hole bushing

3.2.2 零號(hào)框的引孔

將新更換的零號(hào)框安裝到中機(jī)身，按基準(zhǔn)面定位后，需將中機(jī)身上、下壁板及斜支撐桿支座及接頭上的連接孔，引到新安裝的零號(hào)框腹板上并實(shí)現(xiàn)連接。但在以往的修復(fù)中，對(duì)于沉頭螺栓及鉚釘沒(méi)有專用的引孔設(shè)備；零號(hào)框與上、下壁板連接的沉頭標(biāo)準(zhǔn)件數(shù)量達(dá)584個(gè)（螺栓HB8016、鉚釘HB6306），且壁板為雙曲面結(jié)構(gòu)，若按原普通鉆模引孔，會(huì)導(dǎo)致連接孔的大面積超差。對(duì)此，根據(jù)連接部位結(jié)構(gòu)特點(diǎn)及標(biāo)準(zhǔn)件尺寸，設(shè)計(jì)了專用于沉頭螺栓、鉚釘引孔用的鉆模，見(jiàn)圖6。

該引孔鉆模材料為30CrMnSiA，采用機(jī)加方法而成，并按直徑從小至大的引孔順序，分別將鉆?？字睆郊庸こ搔?.7mm、φ3.1 mm、φ4.1 mm、φ5.1 mm、φ5.7 mm。同時(shí)，為了保證沉頭螺栓二次引孔時(shí)孔的同軸度，采取了組合式的引孔方法（見(jiàn)圖6） 。

采用該引孔方式的主要優(yōu)點(diǎn)：不僅保證了二次引孔時(shí)零號(hào)框緣條上的待引孔與原孔的同軸度，而且通過(guò)更換與母板配合的引孔鉆模，就可以將孔由直徑從小到大擴(kuò)至最終尺寸。同時(shí)，該引孔鉆模母板與引孔鉆模采用半干涉配合，以防止鉆模在母板中打滑，且拆裝簡(jiǎn)單、方便，節(jié)省了二次引孔時(shí)間，保證了引孔及零號(hào)框修復(fù)后的安裝質(zhì)量。

4 結(jié)語(yǔ)

本文以CATIA V8為平臺(tái)，利用其有限元分析模塊，對(duì)某型飛機(jī)零號(hào)框及損傷修復(fù)后狀態(tài)進(jìn)行了三維有限元模型建立和應(yīng)力分析，得出了零號(hào)框修復(fù)后加載應(yīng)力云圖，同時(shí)對(duì)零號(hào)框腹板（格子）和筋條強(qiáng)度分別進(jìn)行了計(jì)算，通過(guò)對(duì)比加載后數(shù)據(jù)，得出零號(hào)框無(wú)修復(fù)可行性的結(jié)論；在更換零號(hào)框時(shí)，為保證二次引孔質(zhì)量，設(shè)計(jì)并制作了組合式引孔襯套，通過(guò)引孔后實(shí)測(cè)，二次引孔后孔合格率達(dá)到95%，保證了裝配質(zhì)量，說(shuō)明該方法高效可行，對(duì)進(jìn)一步提高飛機(jī)數(shù)字化維修的可靠性和使用壽命，具有較高的參考價(jià)值。

[1] 劉鴻文.材料力學(xué). 北京:高等教育出版社, 1982:304-321.

[2] A.Л.吉梅利法爾勃.飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)基礎(chǔ).沈陽(yáng):沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所,2002:106-113.

[3] 王定標(biāo),向颯,魏新利,等.基于CATIA的零部件應(yīng)力分析研究.煤礦機(jī)械,2006,27(7):65-66.

[4] 肖慶東.飛機(jī)數(shù)字化裝配定位技術(shù)研究[D] .西安:西北工業(yè)大學(xué),2007:329-330.

[5] 范玉清. 現(xiàn)代飛機(jī)制造技術(shù). 北京: 北京航空航天大學(xué)出版社,2001:42-56.