某型飛機進氣道加強箍裂紋故障分析與改進措施

陳里根，許 磊，段凌澤，黃曉霞

（1.航空工業洪都，江西 南昌，330024；2.空裝駐南昌地區軍事代表室，江西 南昌，330095）

0 引言

進氣道結構是飛機的一個重要部件，主要承受氣動載荷。進氣道結構通常比較復雜，為減小進氣道阻力值，裝配質量要求較高。進氣道結構故障如進氣道結構裂紋［1］、進氣道蒙皮裂紋［2］、進氣道鉚釘脫落［3］等會直接影響飛機發動機的正常工作，進而影響飛行安全。

某型飛機在使用過程中，發現左側進氣道23 框前一處加強箍存在裂紋，如圖1 和圖2 所示。

圖1 進氣道結構

圖2 進氣道加強箍

1 裂紋故障原因分析

1.1 力學分析

進氣道內壁主要承受氣動載荷，加強箍主要起維持進氣道外形作用。發生裂紋故障的加強箍采用材料為LY12、厚度為1.2mm 的鈑彎型材，加強箍典型截面見圖3。

圖3 加強箍典型截面

該加強箍與另一根加強箍為搭接關系，見圖2。加強箍立邊通過鉚釘HB6298－3.5×L 進行連接，底邊通過鉚釘HB8066－4×L 與進氣道內蒙皮連接。通過有限元分析，其靜強度分析結果如圖4、圖5 所示，進氣道22－23 框段最大應力225MPa，位于靠近飛機對稱面一側的加強箍上。加強箍在對接處（產生裂紋處）應力207MPa，小于材料破壞應力390MPa。 穩定性計算結果如圖6 所示，屈曲因子1.004，大于1，結構滿足設計要求，且已通過靜力試驗考核。該處應力水平較低，不會發生靜力破壞。

圖4 左側進氣道22－23 框段應力云圖

圖5 加強箍應力云圖

圖6 穩定性屈曲因子計算結果

1.2 外場飛機檢查情況

針對進氣道加強箍裂紋故障，對外場9 架飛機的加強箍進行了目視檢查，檢查結果見表1。

表1 飛行情況及加強箍檢查結果

通過檢查結果發現，有6 架飛機的進氣道加強箍出現了裂紋故障，另外3 架飛機未發現裂紋。6 架出現裂紋故障的飛機飛行小時數均超過或接近300 小時，飛行架次均在300 以上，飛行小時數和飛行架次較少的飛機均未出現裂紋故障。通過分析計算得知加強箍滿足靜強度要求，可以判斷產生裂紋的原因是加強箍在進氣道氣流振動載荷的作用下，使結構產生了裂紋。

1.3 零件設計與制造

加強箍采用LY12 材料制成，零件厚度1.2mm，零件截面為Z 形，采用常規的鈑彎成形工藝制成。此次加強箍故障出現在零件下陷處，故對加強箍的下陷設計進行標準符合性檢查。

根據HB0-22-2008《擠壓型材下陷》，連續壓制下陷時，兩下陷最小區間距離C，當δ＜4mm 時，Cmin＝50mm；當δ≥4mm 時，Cmin＝60mm，如圖7 所示。板彎型材下陷目前尚無標準，可以參照HB0-22-2008執行。

圖7 連續下陷

因結構限制，在該加強箍的端頭設計了連續下陷，如圖8 所示，兩個下陷之間的距離為40，不符合標準HB0-22-2008。另外按《飛機設計手冊》中要求，雙面下陷最好兩下陷錯開一段距離，以便進行壓制。在加強箍的裂紋位置處設計了雙面下陷，兩個下陷沒有錯開一段距離，不符合設計要求。

圖8 加強箍下陷

根據分析，加強箍在設計時沒有完全貫徹相關標準和設計要求，同時未要求對該零件不符合標準處進行相關檢測，確保零件性能滿足要求。加強箍在壓制下陷時，下陷重疊區零件厚度勢必變薄，容易出現結構初始損傷，該下陷處會成為零件的疲勞薄弱部位。

2 改進措施

2.1 外場飛機及在制品改進措施

針對外場飛機及在制品，因加強箍處的通路不佳和改裝難度較大等原因，采取新增加強件的方式對加強箍進行加強，具體方案為：

1） 針對存在裂紋的加強箍，將加強箍裂紋處打磨光滑，并在裂紋底部開圓角止裂，防止裂紋繼續擴展；

2） 新增加強板和墊片對加強箍進行補強，加強板與故障加強箍、加強箍（參考）采用HB6298－3.5 鉚釘進行連接，通過此方式降低加強箍薄弱處的應力水平，提高疲勞性能，具體如圖9 所示。

圖9 外場修理方案

對加強方案進行有限元分析計算，應力云圖如圖10 所示，新增加強板最大應力為87MPa，低于原加強箍在對接處（產生裂紋處）應力207MPa，且小于材料破壞應力390MPa。通過分析計算，加強板最大連接載荷668N，HB6298－3.5 鉚釘剪切破壞載荷為2355N，連接載荷小，滿足強度要求，如圖11 所示。

圖10 新增加強板應力云圖

圖11 新增加強板連接載荷

2.2 后續改進措施

后續改進方案如圖12 所示，為消除兩個加強箍在搭接處的連續下陷和雙面下陷，采用機加件連接兩個加強箍，代替兩個加強箍搭接的結構形式。機加件材料為7050—T7451，典型厚度1.5mm。新增機加件與兩個加強箍立邊分別通過3 只HB6298—3.5 鉚釘進行連接，機加件在進氣道內蒙皮一側與兩個加強箍分別通過一只5mm 螺釘和2 只HB8066－4 鉚釘進行連接。

圖12 改進方案示意圖

對結構改進方案進行有限元分析計算，應力云圖如圖13 所示，機加件最大應力為123MPa，低于原加強箍在對接處（產生裂紋處）應力207MPa，且小于材料破壞應力510MPa。同時通過分析計算，機加件連接載荷如圖14 所示，最大載荷1130N，HB6298－3.5 鉚釘剪切破壞載荷為2355N，連接載荷小，滿足強度要求。

圖13 機加件應力云圖

圖14 機加件連接載荷

3 結語

某型飛機進氣道加強箍裂紋改進方案已在多個批架次飛機上執行，改進后的部分飛機已進行約300飛行小時的飛行驗證，未出現加強箍裂紋現象。 實踐表明，進氣道加強箍改進方案有效可行。