殲七機翼主梁緣條缺口的檢修技術(shù)

殲七機翼主梁緣條缺口的檢修技術(shù)本文針對殲七機翼主梁緣條作了分析，從缺口故障診斷入手，結(jié)合其結(jié)構(gòu)、連接、承載、以及傳力受力的分析，在對其進行實測理論分析的基礎上，提出了合理的維修方案，并對其結(jié)構(gòu)強度進行了校核，經(jīng)可靠性，可行性評論，證實該維修方案可靠性強，簡單適用，具有一定學術(shù)價值，即可提供借鑒、使用、參考，也可推廣應用于殲強類飛機的維護。Aimingatthegirderflangesannihilatessevenwingsareanalyzed,startingfromgapfaultdiagnosis,combiningwithitsstructure,connect,bearing,andpowertransmissionstressanalysisonitswasmeasured,onthebasisoftheoreticalanalysis,andputforwardthereasonablemaintenanceschemeandchecksitsstructuralstrength,thereliability,feasibilityreviews,confirmedthatthemaintenanceplanforreliability,simple,withacertainacademicvalue,canprovidereference,use,reference,canalsobeappliedtosuchaircraftmaintenancestrongfighters.引言：機翼是飛機產(chǎn)生升力的部件，殲七機翼住糧食機翼根部的主要受力構(gòu)件之一，其緣條的好壞直接影響飛機的安全可靠性。本文共分六個部分，其中在見其記憶主梁緣條一條缺口故障診斷中通過現(xiàn)場實測初步確定了缺口尺寸大小，并經(jīng)無損探傷精確地測得了缺口的尺寸。而且還就這一故障進行了破壞原因分析。在強度校核上，先對其作出一系列假設和已知條件的查閱，計算出其剪應力和安全系數(shù)大小，并對其受擠壓力分析等圍繞故障進行了理性分析和方案設計，還就可靠性、可行性進行了評估，證實了評估，證實了該維修技術(shù)科學、合理、實用，可提供借鑒、參考。一、殲七機翼主梁緣條缺口故障診斷主梁是主要承力構(gòu)件，其緣條一旦發(fā)生損壞，直接危及飛行安全。通常對該缺口故障用現(xiàn)場實測和無損探傷技術(shù)確定。1.1現(xiàn)場實測在現(xiàn)場發(fā)生機翼主梁緣條出現(xiàn)缺口，其走向與主梁腹板中心線垂直。建筑與千分尺、直尺、量角器、塞尺、放大鏡，經(jīng)反復測量得知該缺口L=5.7mm，B=1.3mm，h=1.3mm,從其外可看到在缺口處呈現(xiàn)類似貝殼狀的裂紋擴展光滑區(qū)和粗糙區(qū)，有疲勞破壞的顯明特點，為了更精確的給出實測的結(jié)論，采用無損探傷進行了復查。1.2無損探傷隨著科學技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)今的測量手段門類齊全，外場習慣于用超聲波無損探傷進行測量，超聲波對構(gòu)件內(nèi)部穿透力強，無損傷。測量儀器小，方便攜帶并且對人體無害，超聲波得機理為：通過電子元件將聲波導入結(jié)構(gòu)內(nèi)部，遇到缺陷界面的反射，以光波衰減的方式測得缺陷尺寸的大小及其走向，經(jīng)超聲波的檢測發(fā)現(xiàn)，在裂紋正下方呈現(xiàn)出典型的①4.5mm氣泡，且存在有類似爆炸狀應力集中裂紋源，還有擴展的光滑區(qū)和粗糙區(qū)，與現(xiàn)場測量結(jié)果相當吻合，證實了結(jié)構(gòu)見確定是疲勞破壞，有鮮明的三大疲勞特征。1.3破壞原因分析主梁緣條結(jié)構(gòu)缺口的形成是一個累積損傷的過程，是有其內(nèi)因和外因的，從診斷給出的結(jié)果，無損傷表明有①4.5mm氣泡存在，且在其周圍已形成高應力集中裂紋源頭，在飛行中，主要在三向拉壓的受力狀態(tài)下，特別是機動飛行、交變內(nèi)應力的反復作用下，搞循環(huán)次數(shù)，高應力水平作用下，裂紋源迅速向外擴展，時而打開裂紋，十時而撞擊閉合。在研磨的進行中，不僅削弱了結(jié)構(gòu)，而且使擴展區(qū)形成類似貝殼狀的光滑區(qū)遺存，繼而在多循環(huán)，多應力級、高循環(huán)次數(shù)（Nl=107）的反復交變作用下，當接近其壽命時，在偶然的搞循環(huán)應力作用下產(chǎn)生脆性斷裂，呈現(xiàn)在帽口狀粗糙沙礫狀的脆性斷裂區(qū)，在查閱殲七維修使用手冊及履歷本記錄表明，該主梁已使用5769小時，接近其使用壽命5800小時，根據(jù)診斷結(jié)論和使用證明，確定是疲勞破壞，確屬重度損傷。二殲七機翼主梁連接與承載殲七機翼主梁強度最大，與機身隔框在同一平面內(nèi)，其根部接耳用兩根直30mm的長螺栓機身22隔框上的接耳連接，這個接頭是機翼傳遞剪力和彎矩的主要接頭。外端通過腹板與前梁腹板連接，該接點是主梁對前梁的較支點，這樣，主梁可認為是固支在機身隔框上的懸臂梁。為了解決在后掠翼上既要有足夠大的起落架艙，又要使主梁受力較大的根部仍在機翼厚度較大的部位這一矛盾。在、就把主梁后掠。在這種狀態(tài)下，主梁與機身隔框存在有一夾角a,同時，在離主梁固定端很近的地方，通過其腹板與后梁腹板連接。殲七機翼尖部段為單塊式結(jié)構(gòu)，是由前墻、前梁和后墻組成的雙閉曲室翼段1,它通過加強翼肋與前盒段、后盒段相接、又通過主梁腹板與前梁腹板的較支點與主梁相接，同樣前盒段所受力也會通過前梁主梁腹板和前梁腹板的較支點與主梁相連。這樣尖部段前盒段梁間構(gòu)成了一個受力整體，其所受的力必然會通過其各處連接部位傳遞到主梁上，而對后盒段來說，主梁本身就是其組成的一部分，其所受的必然會傳遞到主梁上。這就決定了我們在接下來研究主梁受力分析時，必然要從機翼尖部段受力分析入手，結(jié)合前盒段，后盒段對主梁進行全方位綜合性受力分析。三殲七機翼主梁結(jié)構(gòu)受力分析殲七機翼尖部段是以單塊式整體結(jié)構(gòu)，剪力Q由前梁和前后墻腹板來承受，前梁梁的剛度比前后墻的剛度大，所以前梁腹板承受的剪力也比較大，彎矩M彎引起的軸向力由緣條|長桁條和蒙皮共同承受的剪力也比較大,M扭則由前梁和后墻腹板及蒙皮所組成的官固框來承受，當剪力、彎矩和扭矩傳到剪不斷與前后盒段交界部位時，將按前后盒段得剛度小小分成兩部分：一部分Q前、M彎前、M扭前、由前盒段承受，另一部分Q前、M彎前、M扭前由后盒段承受。前盒段相當于一個后掠翼，剪力Q前按剛度分配原則，主要有前梁腹板承受，前墻腹板只受一小部分剪力，前梁和前墻分別通過其與機身隔框連接的接點，剪力傳給機身，彎矩M彎前由前梁上下緣條傳給機身隔框，扭矩M扭前則由合圍框結(jié)構(gòu)以剪流的形式傳給加強前肋。后盒段相當于一個平直翼，剪力由主梁、后油箱隔板和后墻三者的腹板承受并傳給機身，其中主梁剛度最大，承受的剪力最大，彎矩由主梁、后油箱隔板和后墻的緣條以及下下整體壁板承受，它們承受的軸向力最終由主梁和后油箱隔板以集中力的形式傳給對應的機身隔框，與另一邊機翼傳來的相應彎矩相平衡，扭矩由后盒段兩合圍框承受，最后以剪流形式傳給第一翼肋后段。由此可見，作用在主梁上弦處得力為:外翼傳來的Q；由于前梁承受小部分彎矩而傳來的力R彎；由于加強翼肋承受扭矩而傳來的向下的力R扭。在離固定端很近的1’，腹板上還作用者后梁傳來的向上的里R扭在上過載的作用下：主梁各載面的剪力為Q+R彎-R扭，根部截面的剪力為Q+R彎。從1’所在截面起，由于向上的力R扭的影響，彎矩增長較快。固定端截面承受的彎矩為（Q+R彎-R扭）L1_S+R扭L1-1‘。由于主梁承受的彎矩很大，構(gòu)造上選用了特種合金材料，緣條腹板制成一個整體，并守用了“工”字行截面。此外，根據(jù)彎矩的分布特點，主梁沿其全長是變厚度的，則接近于強度梁。綜上所述，當外翼傳來的升力Y向上時，在機翼根部，通過主梁根部傳給機身隔框的是一個向上的作用力rl。如果外力傳來的升力方向向下，則R1,,R2和M彎的方向也隨之改變。我們知道平直方向方向安放的主梁，其上的彎矩是通過接點1傳至機身隔框，與另一邊機翼主梁傳來的彎矩在歌狂平面內(nèi)平衡，主梁后掠后，其上的彎矩M彎就不能全部傳給機身隔框，因為M彎傳到主梁根部時，主梁與隔框有一夾角a,M彎要分成分彎矩M1和M2。，其中M1=M彎cosa，它作用在隔框平面，與另一邊機翼傳來的相應的分彎矩在隔框平面內(nèi)相平衡，分彎矩M2=M彎sina,則與隔框平面內(nèi)垂直，向隔框是一平面薄壁構(gòu)件，不能承受這個分彎矩，因此，M2只好傳給機身側(cè)邊承受。為了便于布置構(gòu)件，這種機翼連接點后部，將機身側(cè)邊某些構(gòu)件加強，來承受這個分彎矩。四強度校核對主梁緣條缺口故障處理的方法為內(nèi)側(cè)接補法。假定所有補接件、鉚釘受力均等。所以只校核一個鉚釘?shù)募魬ΑD壓應力即可。4.1查材料手冊可知：主梁緣條材料型號：30CrMnS-A,6b=864kgZcm2鉚釘：L=12mm,d=5mm,61=3mm,62=2.6mm如下圖所示：4.2從相關(guān)資料和計算報告查知：Q=130.5kg,P=232.6kg4.3進行nT的校核：引用公式：宜\/危 nKbZ°maxA1=nd2/4=3.14*0.25Z4=0.19625cm2Tmax=QZA1=130.5kgZ0.19625cm2=66.5kgZcm2nT=Tb/Tmax=864Z66.5=1.3進行qG的校核：A2=d(Q1+Q2)=0.5*(0.3+0.26)=0.286max=PZA2=232.6Z0.28=830.7kgZcm2qG=6bZ6max=864Z830.7=1.3五維修方案主梁通過對其緣條缺口故障診斷和理性分析，確定為重度疲勞損傷，為排除此故，采用接補法，其工藝流程如下：5.1清理主梁緣條缺口故障表面由已上檢測可知，主梁緣條缺口長度超過其寬度的2/3，故須在裂口末端鉆止裂孔后，用與構(gòu)件相同的型材進行加強。5.2接補件及鉚釘?shù)倪x材和強度設計在飛機結(jié)構(gòu)件修理中，接補型材通常選擇與構(gòu)件材料相同，截面積相等的型材，確保維修后的強度，剛度符合要求，盡可能使用原材料，若無則選相近的材料使用，且接補件大于缺口，于構(gòu)件材料的強度，依據(jù)接補件及鉚釘進行一下強度設計：由相關(guān)材料可知：61=3mm62=2.6mm.?.d=2JWo=2J(Q1+Q2)=4.67mm=5mm由查表可知:L=￡o+1.2d=11.6mm鉚距：t=d(1+1.8m)=23mm邊距：c=2d=10mm排距：a=c+d/2=12.5mm接補件：由以上可知：m=2 k=1 P設=65000kg P破壞=12500kgN=P順/P破壞=5.2"L=2[2c+(n/m-1+k)*t]=178mm厚度。=2.6mm寬度B取原結(jié)構(gòu)件寬度的4/55.3鉚接工藝流程（1）鉚接鉆孔為了保證梁緣條和長桁修理具有應有的強度，一般規(guī)定，由于鉆孔是構(gòu)件強度削弱的程度，削弱的程度，不得超過，不得超過原來強度的8%~10%，修理時應盡量利用構(gòu)件原來的鉚孔布不鉆孔或少鉆新孔，如需鉆新孔新孔位置，必須與原孔錯開，不要在構(gòu)件的同一截面上孔鉆好后，將填補型材安裝在損傷部位，先把接補型材鉚接在構(gòu)件上，再將填補型鉚在接補型材上。（2） 鉆孔劃窩鉆孔劃窩是在構(gòu)架鉆好鉚孔后，用劃窩鉆頭上劃窩時，要求劃窩鉆的角度和鉚釘頭的角度相同，劃窩鉆導銷的直徑等于鉚釘直徑，劃窩鉆的直徑略大于鉚釘頭的直徑，劃窩時，要求劃窩鉆的軸線與構(gòu)件表面垂直，楔形鉚接件的劃窩應采用帶球形短導銷的劃窩鉆。劃窩的深度等于或稍小于鉚接頭的高端（3） 鉚接劃窩完成后，放入鉚釘，然后進行鉚接，鉚接前進行鉚釘接件的位置布置根據(jù)長寬布置通常有縱向?qū)?、搭接、對接。針對此處故障我們采用的是搭接并列式布置方式。普通鉚接方法有手鉚法、錘鉚法和壓鉚法，我們選擇的是手鉚法，手鉚法師用頂鐵頂住鉚頭，沖頭頂住鉚釘桿圓頭部借助于手錘的敲錘擊力而形成墩頭。鉚接時，手鉚沖頭應沿鉚釘軸線方向敲擊。在此處我們應當注意的是：鉚釘孔圓頭部應控制在鉚釘偏差內(nèi)；嚴格控制鉚釘無毛刺、棱角、裂紋，允許孔邊形成0.2mm的倒角；鉚釘應垂直于鉚接結(jié)構(gòu)件的表面；帶有斜面的零件，當a>10°時，鉚孔端面要挫平。鉚接后進行質(zhì)量檢查鉚接前檢查：檢查鉚釘規(guī)格是否符合規(guī)定，通過目視檢查鉚孔有無棱角，毛刺埋頭有無偏斜、棱角、毛刺等，鉚接后的檢查：目視檢查構(gòu)件有無變形、劃傷，墩頭有無裂紋、卷邊、偏斜。用墩頭極限樣板檢查鉚釘墩頭的直徑和高度埋頭鉚釘?shù)耐怀隽恳话阌们Х殖弑仍?，憑手指感覺檢查經(jīng)檢查后沒有發(fā)現(xiàn)不合要求的鉚釘，認為加強翼肋腹板裂紋修理符合相應規(guī)范要求，維護質(zhì)量良好。六可靠性可行性的評估6.1可靠性評估：維修后的板接件或焊接件的剛度和強度恢復其原始狀態(tài)。對經(jīng)過鉚接后的板接件進行查看其鉚釘鉚接情況，經(jīng)過檢查之后，未發(fā)現(xiàn)有鉚釘有向上，向下，向削的鉚釘頭均來有上凸和下陷，都與飛機蒙皮保持平整。經(jīng)過對鉚釘鉚接的強度進行校核，％=1.3 nT=i.3所以鉚釘鉚接的強度均符合安全系數(shù)要求。檢查，鉚接件的鉚釘排列與間距和排列住位置后鉚釘排列間距均h=3mm，且排列。鉚釘?shù)你T接情況符合要求，且鉚接強強符合安全，鉚釘間距排列合理，綜上所述結(jié)果課判斷維修間符合可靠性。6.2可行性評估：可行性是建立在可靠性基礎上，從工程角度，描述維修方案的科學，合理性的一種評語。該方案在發(fā)現(xiàn)故障時，先對其進行初步確認，又經(jīng)科學精密的測量手段，并對其維修方案的具體實施步驟進行科學合理的設計，整個流程嚴，順暢，又經(jīng)質(zhì)檢報告表明維修后的結(jié)構(gòu)件可靠性良好,故可認為整體方案可行性良好，也可推廣應用于