阻尼材料在结构裂纹修理和预防上的应用

何允祥

（国营芜湖机械厂，安徽芜湖 241007）

阻尼材料在结构裂纹修理和预防上的应用

何允祥

（国营芜湖机械厂，安徽芜湖 241007）

以某型飞机在使用过程中频繁出现进气道铆钉松动、蒙皮裂纹、铆钉裂纹等故障为研究对象，运用飞机气动弹性力学理论进行了分析研究，找出故障发生的原因，提出在进气道蒙皮上加装阻尼层的新方法。验证表明，该方法能有效地弥补设计缺陷、延迟金属材料老化及预防性修理机体结构裂纹。

进气道;蒙皮;裂纹;阻尼层

我国飞机结构修理开展了四十多年走到今天，飞机修理了成百上千架，在科学技术高速发展的今天，审视传统沿袭下来的修理方法实有许多需要改进的地方。以前的结构修理，多数考虑的是静强度的增加和恢复，而对飞机使用中的动强度考虑甚少，修理的效果也不佳。文章以某型飞机在使用过程中频繁出现进气道铆钉松动、蒙皮裂纹、铆钉裂纹等故障的修理为例，运用飞机气动弹性力学理论进行分析研究，找出故障发生的原因，提出在进气道蒙皮上加装阻尼层的新方法，并进行验证。

1 故障原因分析

某型飞机进气道铆钉松动、蒙皮裂纹、铆钉裂纹故障是飞机结构的多发故障，传统的修理方法是在故障多发部位进行预加强，但飞机经过一段时间的飞行使用后，发现在加强板的周围又相继发生蒙皮、铆钉裂纹故障，这一现象说明固定预加强修理措施并没有解决本质问题。运用飞机气动弹性力学理论进行分析研究，发现导致进气道蒙皮、铆钉裂纹的真正原因是飞机蒙皮设计偏薄，进气道蒙皮设计为LY12δ1．0mm，铆钉为GB954Ф3．5mm埋头铆钉，而标准铆钉孔划窝深度为1．1mm，说明飞机制造时蒙皮经划窝在窝底已形成锐边，而飞机使用中蒙皮受交变载荷作用和温度变化影响，使制造划窝过程中存留的制造缺陷，受力变形诱发形成裂纹源。铆钉在连接状态下，受进气道气动力作用，产生变形，使铆钉头先产生翘边，受交变载荷作用后，铆钉与蒙皮产生位移，形成铆钉松动，随着使用时间的延长，铆钉材料产生疲劳形成裂纹源。

另一方面飞机铝合金结构在130dB以上噪声激励下，即会产生疲劳破坏，激励的声压级越高，破坏得越快。进气道内壁蒙皮由于装配时铆钉头划窝深度超过蒙皮厚度，划窝孔周边出现尖角，引起应力集中。根据测量数据某型飞机进气道内声压级高达140dB以上，在高声强宽带随机噪声激励下，内壁蒙皮产生声振。［1］蒙皮与铆钉之间会产生相对运动的力，经长时间激励，使蒙皮、铆钉产生疲劳老化，因此出现铆钉松动、内蒙皮疲劳裂纹故障。

2 解决方案的提出

整体更换蒙皮和全部更换铆钉，对于一个正在服役的装备来说，方案不可行。固定预加强方法，经过实践证明也不能从根本上解决问题。针对发动机噪声对进气道蒙皮、铆钉的影响，为了抑制噪声，改善进气道蒙皮、铆钉的工作环境，对改变振动的方法和途径进行了多方调研，发现利用阻尼材料可以减振，而采用阻尼材料附加处理会将危险点的振动应力降低。经过对振动的深入了解与分析，结构振动裂纹产生的时间与所经受振动量值（加速度或谱密度）一般呈指数形式的反比关系。如果将产生裂纹的随机振动应力谱密度降低50%，则开裂时间近似延迟10倍，降低75%可近似延迟100倍。［2］一般来说，对一个现正在服役使用的结构，不易重新制造或改装，也难以采用附加刚度的方法使其动应力降低很多。经过综合考虑，确定利用加装阻尼层方法来推迟进气道蒙皮上产生疲劳的时间来寻求突破，以解决频发的进气道蒙皮、铆钉裂纹问题。

3 阻尼减振解决结构振动裂纹原理

结构振动裂纹产生的时间与所经受振动量值（加速度或谱密度）的关系，一般呈指数形式的反比关系：

式（1）中，A1、T1为原来的振动值和开裂时间，A2、T2为阻尼减振处理后的振动量值和开裂时间。

要想解决结构振动裂纹问题，就要求在时间T2内结构不出现振动裂纹，这里T2可以是结构使用寿命或检修周期。式（1）中参数K可从元件振动疲劳S－N曲线中得出，也可通过大量破坏数据统计得到。［3］

运用附加阻尼减振技术，在需减振的结构表面附加上一层粘弹性阻尼材料，利用粘弹性特点，将振动机械能转变成热能来达到减振的目的。目前应用较广的是粘弹性高分子阻尼材料，这种材料在受外力作用时，一方面分子链可产生可恢复的弹性拉伸，另一方面分子链段间不能恢复的相对位移产生永久变形，这种变形能通过分子间的磨擦变为热能消散。

阻尼技术应用的方式有两种，一种是自由阻尼层，另一种是约束阻尼层。

自由阻尼层是将硬的粘弹性材料直接粘贴或喷涂在需要减振的结构上，当结构发生弯曲振动时，阻尼层受到拉压变形，因阻尼材料有较大的应力应变滞迟回线，从而消耗振动能量，降低振动幅度，起到减振作用。

约束阻尼层是在需减振的结构上粘贴一层软的粘弹性材料（阻尼层），然后在阻尼层外面再覆盖一层薄金属片（约束层）。当结构振动时，阻尼层一侧受到约束层约束，另一侧随着结构振动，使阻尼层发生较大的剪切变形，由于粘弹性材料的滞迟回线面积大，每振动一周就可消耗一定的能量，从而起到减振作用。

4 方案论证与实施

利用增加阻尼材料来减振从而解决结构振动裂纹问题是一种经过实验验证的成熟技术，［5］目前国内已应用于多架新舟60飞机解决发动机短舱振动产生的蒙皮疲劳裂纹问题，但用于高速、大过载多机动飞行飞机上还无先例。由于其飞行包线与普通机有很大程度的差异，没有经验数据积累，实施后效果还有待实际验证。

将阻尼层铺贴于飞机进气道蒙皮夹层中，对飞机气动力和结构均无影响，但对铺贴面不够清洁的部位有翘起脱落的可能性，阻尼层在封闭的夹层中脱落会影响减振效果。可以采取用锡箔胶带对加装的阻尼层周边进行封边处理以减少翘起脱落的可能性。

选材试验时，发现有的阻尼材料在常温时减振效果很好，但在高低温时，减振效果不明显，受温度影响很大。而另一类阻尼材料在高低温时减振效果较好，常温时减振效果又不如前一种好，因此采取两种阻尼材料的复合形式，称之为FZ型，取得了理想的减振效果和温度补偿作用。FZ－3是6层约束复合阻尼带，此种材料使用温度为－40℃～100℃，频率响应范围宽为为500Hz～2000Hz，适合南北方自然环境下正常飞行训练温度要求，因此选用FZ－3型阻尼板。

实施方法：在机身外部开挖施工口（见图1），挖口面积一般在220mm×130mm以下，且在外蒙皮框与长桁结构之内，不影响结构承载和力的传递，便于施工操作，解决了施工通路问题。施工后对施工口采取制作外部口盖用螺钉进行固定连接，便于后期对施工情况进行检查和维护。

施工所用的口盖和增加的型材材料均为LY12硬铝合金，状态选择M退火软状态，便于钣金制作成型加工，加工后进行淬火热处理使σb≥390MPa，表面处理为阳极化后涂TB06－9锌黄底漆，保证了飞机口盖及口框具有良好的抗腐蚀性能，符合航空修理规范和某型飞机修理技术条件要求。

通过粘贴阻尼层和对施工口铆接加补型材、配制口盖，对现场出现的口盖螺钉边距与方案不符的问题按照实际情况及时进行修改，阻尼层周边锡箔胶带的封粘状态良好，解决了阻尼层翘起的问题。

图1 加装阻尼情况

5 验证

为充分了解阻尼层对降低噪声振动的作用，首先对预加装阻尼层飞机进行了加装前、后蒙皮受发动机噪声影响的振动测试。对试验飞机选择了8个测试点，并对发动机的10个工作状态进行了振动数据采集，而后在飞机进气道8个测试部位加装了复合阻尼层，加装后又对8个测试点的发动机同样的10个工作状态进行了振动数据采集。测试数据表明，在未经阻尼处理时，开车过程中进气道蒙皮测点处振动过载很大（见图2已削峰）。通过对采集的数据进行分析，发现进气道蒙皮结构在10Hz～2000Hz的频带范围内，测点均方根加速度值普遍较大，其原因是在各个开车状态下均发现有蒙皮结构的多阶共振现象。由于原来阻尼很小而量值很大，如4#测点蒙皮结构在右发最大、右发加力及双发冷机状态下都存在很强烈的共振。［4］

通过采集到的数据和图象对比，以右发最大状态为例，4#测点在阻尼处理前、后右发最大状态下的时域加速度响应曲线对比见图2、图3，量值已显著降低;4#测点在阻尼处理前、后在右发最大状态下的频域曲线数据对比见图4、图5所示，其总均方根值由197．6g降为23．6g。由此可知，加装后的进气道蒙皮振动峰值明显减低，说明噪声激励在阻尼层的作用下振动量得到了衰减，通过均方值计算得出加装阻尼层厚蒙皮振动能量平均衰减60%，峰值降低45%，取得了实际效果。

另外，从加装阻尼层前、后的振动数据对比可以看出，加装前的突起尖峰加装后已趋于平缓，破坏力强的振动环境得到了良好的改善。在实际验证过程中，使用内窥镜对阻尼层粘贴情况进行检查，未发现异样及脱落现象，同时查看粘贴阻尼层区域可见部分结构框板及型材未发现裂纹。使用5倍放大镜及灯光照射检查进气道未发现蒙皮裂纹现象，用结构裂纹检查仪检查加装阻尼层区域蒙皮、铆钉未发现裂纹，也未发现其它异常现象，粘贴区域蒙皮、隔板结构稳定，状态良好，阻尼减振效果良好。

图2 4#测点在右发最大状态下的时域加速度响应曲线（阻尼处理前）

图3 4#测点在右发最大状态下的时域加速度响应曲线（阻尼处理后）

图4 4#测点在右发最大状态下的频域曲线（阻尼处理前）

图5 4#测点在右发最大状态下的频域曲线（阻尼处理后）

6 结束语

飞机在使用中常常会出现各种类型的声疲劳破坏现象，各种翼面蒙皮及机身侧壁蒙皮裂纹、掉铆钉，甚至发展到相应的翼肋和机身环框裂纹，进气道内蒙皮裂纹、掉铆钉和相应结构损坏，机尾结构在喷流热噪声联合作用下也会产生各种破坏现象。从分析验证可以看出，运用阻尼材料可以改变振动频率，降低振动幅度，延迟金属材料的疲劳老化速度，对预防进气道蒙皮裂纹、铆钉老化掉块故障是可行有效的，是修理和预防结构裂纹的一种新方法。

［1］姚起杭．飞机结构声疲劳设计手册［M］．北京：航空工业出版社，1998．

［2］姚起杭．飞机结构声疲劳文集［M］．北京：航空工业出版社，1991．

［3］姚起杭．简易振动计算手册［M］．北京：航空工业出版社，1992．

［4］顾松年，张力均．基础激励下结构模态参数识别［J］．机械强度，1999，（4）．

［5］姚起杭，黄文超，马小俊．运12飞机客舱降噪技术研究［J］．航空学报，1992，（9）．

［编校：邓桂萍］

Dam ping Materials＇Application in Structure Crack Repair and Prevention

HE Yunxiang
（State－owned Wuhu Machinery Factory，Wuhu Anhui 241007）

With the frequent failures such as the loose inlet rivets，cracks in the skin and the rivets in the flight of a certain type of aircraft for the study object，and by using the plane pneumatic elastic mechanics theory，an analysis and a study are done．And the reasons for the failures are identified，and the corresponding countermeasures are established in installing a damping layer in the inlet skin tomake up for a design flaw and delay metal materials＇aging．It is a new preventive method for repairing the crack in the aircraft structure．

inlet;skin;crack;damping layer

V267+．43

A

1671－9654（2011）04－039－04

2011－11－27

何允祥（1962－），男，山东济南人，工程师，研究方向为飞机结构与强度。