摘 要:某型通用飞机在飞行时其左侧襟翼导轨支架发生开裂。采用宏观观察、化学成分分析、 扫描电镜分析、硬度测试及有限元分析等方法研究了该支架开裂的原因。结果表明:裂纹起源于襟 翼导轨支架下部拐点的尖角处,断口呈疲劳条带特征,说明该支架发生了疲劳开裂;襟翼收放产生 的交变应力和高循环次数是造成支架疲劳开裂的主要原因。采用安装加强补片的方法可以提高支 架应力集中区域的强度。 

关键词:襟翼导轨支架;2A12铝合金;疲劳开裂;应力集中;有限元分析 

中图分类号:TB31;TG115.2                     文献标志码:B                                        文章编号:1001-4012(2023)07-0043-04

襟翼系统是飞机的二级飞行控制系统,在飞机 的起飞和降落阶段发挥着重要作用。某型通用飞机 采用内侧后缘襟翼系统,其电机带动钢索牵引,以控 制襟翼的收放角度。改变机翼在起飞和降落阶段的 几何特征可以降低飞机起飞和降落的速率。该型飞 机每一侧的襟翼主要靠两个导轨组件保持固定,每 一个导轨由两个铝合金支架铆接固定在机翼后缘的 翼梁上,导轨磨损或偏移会影响襟翼的收放功能。 该型支架由2A12铝合金制成,2A12铝合金具有高 强度和可热处理强化等特点[1],广泛使用在飞机翼 梁、翼肋和机翼骨架等结构中。经现场检查发现,襟 翼导轨支架下部开裂,左侧襟翼发生卡阻。笔者采 用宏观观察、化学成分分析、扫描电镜分析、硬度测 试和有限元分析等方法确定了襟翼导轨支架开裂的 原因[2],并针对该处支架的检查和修理措施提出建 议,为襟翼导轨支架的设计制造提供理论参考。

1 理化检验 

1.1 宏观观察 

开裂襟翼导轨支架的宏观形貌如图1所示。由 图1可知:该支架表面除部分脏污外,未见明显腐蚀 缺陷,支架整体未见明显变形,铆接点位较为平整;

支架下部拐点靠近外部的裂纹张口最大,初步判断 裂纹应是从支架下部拐点由外向内扩展,直至距离 较近的铆钉孔处发生开裂;从铆钉孔向内可见一条 微裂纹,且该裂纹有继续向内扩展的趋势,整个构件 未完全断裂,但裂纹的扩展深度较大。实际安装情 况为靠近支架下部拐点的开裂导致了铆钉松脱,支 架出现间隙并且松动,襟翼滑动发生卡阻。

沿下部拐点裂纹打开支架,断口的宏观形貌如 图2所示。由图2可知:整个断口呈银白色金属光 泽,未见明显的腐蚀缺陷,靠近拐点尖角处的断口无 宏观塑性变形且较为平坦;靠近铆钉孔处的断口有 明显的凹凸,初步判断为瞬时断裂区[3]。

1.2 化学成分分析

对开裂支架和全新支架进行化学成分分析,结 果如表1所示。由表1可知:除 O 元素外,开裂支 架与全新支架的化学成分基本一致。考虑到裂纹 出现的时间较长,可能存在轻微的表面腐蚀,开裂支 架 O元素含量较高的原因是出现开裂后,断口表面 局部发生轻微腐蚀。 

1.3 扫描电镜(SEM)分析

支架表面有油污,用丙酮对支架断口进行超声 清洗,然后委托中国民航科学技术研究院进行SEM 分析,结果如图3所示。由图3可知:裂纹从尖角处 向内扩展,裂纹扩展的方向如图3a)中虚线所指,尖 角附近呈平整的扇形放射形貌,呈疲劳裂纹起源区 域特征[4],故该处为裂纹源区;裂纹扩展区呈疲劳条 带形貌,大部分区域的疲劳条带垂直于裂纹扩展方 向,且较规则连续;接近铆钉孔处的断口呈韧窝特征,为裂纹的瞬断区。说明该支架的裂纹应是从下 端拐点尖角处起源,向内部疲劳扩展,最终在铆钉孔 附近发生瞬时断裂,呈疲劳断裂特征。 

1.4 硬度测试 

对全新支架和开裂支架的表面进行显微硬度测 试,结果如表2所示,可见全新支架和开裂支架表面 的硬度与标准值(126HV)偏差较小,说明该型支架 硬度符合标准要求。

2 有限元分析 

根据中国航空材料手册,2A12铝合金的弹性模 量为7.5×105 MPa,泊松比为0.33,屈服强度为 325MPa,抗 拉 强 度 为 470 MPa,断 后 伸 长 率 为 14.3%。利用有限元仿真软件对襟翼导轨支架的受 力变形情况进行分析[5-6],该仿真模型对支架与导轨 铆接的三角区域,以及三角区域的上部、左侧和下部 边缘施加约束,模拟导轨在实际中的固定情况,结果 如图4所示。由图4可知:在支架下部拐点尖角处 施加沿弧面切线方向的应力,形变位移和应力会传 递给附近的3个铆钉孔。 

3 综合分析 

该型支架由2A12铝合金板件冲压一体成型, 其上部、左侧和下部翻折面与机翼的翼梁相互铆接, 中间三角区域与导轨互相铆接,三角区域的中上部 开有较大的圆孔,以便襟翼钢索横穿。裂纹的宏观 形貌显示其为张开型裂纹,说明支架所受应力垂直 于该裂纹的扩展方向。

襟翼导轨与支架安装后的结构如图5所示,可 见导轨被两个支架固定在其中,支架三角区域下部 的弧形边缘与主导轨的边缘完全重合,襟翼滑动销 在主导轨槽内做往复运动;当操纵襟翼达到上止点 或下止点位置时,滑动销与主导轨的上端或下端接 触并停止,从而对导轨产生了交变应力。导轨与支 架的三角区域相互铆接,交变应力首先传递到支架 的三角区域,并在支架下部拐点处产生应力集中,该 应力与支架的裂纹扩展方向基本垂直。

从设计的角度来看,该构件铆接点位较多且固 定可靠,受力过程中支架整体的变形很小,且滑动销 传递给支架的应力远低于材料的屈服极限。根据运 行机队的历年数据统计,该型飞机的年平均飞行时 长约为1000h,起落次数约为200次,平均机龄超 过17a,并且该型支架在开裂前未列入检查和按时限换件项目,其支架的受力循环次数约为104 次,结 合理化检验结果和飞机运行情况,判断该疲劳开裂 符合高周疲劳特征[7],襟翼收放对支架产生的交变 应力和高循环次数是造成支架发生早期疲劳开裂的 主要原因。

在多起裂纹支架的普查中,均发现该疲劳裂纹 会向附近的铆钉孔位发生扩展,其中扩展至支架下 部中间铆钉孔位的可能性较大。在对后续飞机的普 查数据分析中发现,所有裂纹均是由支架下部拐点 处起源,并扩展至附近的3个铆钉孔位。 

根据有限元分析结果可知,制作加强补片可以 提高襟翼支架的强度[8]。安装加强补片后导轨支架 的宏观形貌如图6所示。该补片采用2A12铝合金板材制作,与原支架材料一致,并通过原来的铆钉孔 位与原支架进行铆接。在该区域增加结构补片或用 结构补片修理后,襟翼导轨支架的使用状态良好。 为防止支架开裂,拟将该部位列入飞机50h在位必 检项目,在飞机每运行2000h后,应对其支架进行 拆卸,并进行无损检测。 

4 结论与建议

该襟翼导轨支架发生了疲劳开裂,裂纹起源于 支架下部拐点尖角处。襟翼收放产生的交变应力和 高循环次数是造成支架疲劳开裂的主要原因。 

建议在飞机上安装加强补片,并定期对其进行无损检测,避免支架发生开裂;对于新设计的航空 器,应选用强度更高的材料制作支架,增大支架的厚 度,改变其倒角位置,以避免产生应力集中。

参考文献: 

[1] 曹波,朱凯,何勇,等.航空用2A12铝合金型材表面 缺陷形成原因及其改善措施[J].轻合金加工技术, 2022,50(8):48-53. 

[2] 杨兵.飞机舵机壳体裂纹产生原因[J].理化检验(物 理分册),2023,59(2):71-74. 

[3] 丁惠麟,金荣芳.金属构件缺陷、失效分析与实例 [M].北京:化学工业出版社,2020. 

[4] 王付胜,孔繁淇,王文平,等.航空铝合金原位腐蚀疲 劳性能及断裂机理[J].材料工程,2022,50(6):149- 156. 

[5] 江丙云,孔祥宏,罗元元.Abaqus工程实例详解[M]. 北京:人民邮电出版社,2014. 

[6] 殷志华,谭瑶,杜娟,等.HB4-49收紧螺母开裂原因 [J].理化检验(物理分册),2022,58(4):64-67. 

[7] 张骁勇,王荣.材料的断裂与控制[M].西安:西北工 业大学出版社,2012. 

[8] 袁坚锋,董萌,陈炎.破损安全设计在民用飞机襟翼运 动机构中的应用[J].民用飞机设计与研究,2021(4): 53-59. 

<文章来源 > 材料与测试网 > 期刊论文 > 理化检验－物理分册 > 59卷 > 7期 (pp:43-46)>