振动环境下飞机连接部位结构故障诊断与分析

2014-10-22段婷婷刘江华杨立文李永明

失效分析与预防 2014年1期

段婷婷，刘江华，杨立文，李永明

(中航工业第一飞机设计研究院，西安 710089）

0 引言

随着使用周期的增长，飞机在经受各项飞行任务的考验下，不可避免地暴露出各种结构故障。服役飞机发生故障存在检测空间受限、维修时间紧张、故障再现困难、维修方法需简单易行等特点。在保证飞行安全和任务的前提下，如何高质高效地排除故障成为非常紧迫的事情。目前，对于航空装备故障诊断，基于故障树分析、贝叶斯网络、模糊理论、粗糙集理论等都是典型的理论方法［1］;对于可在试验室再现模拟的故障，通过试验观测、分析是更为可行的工程方法;对于无法复现故障，根据故障排查检测结果，通过有限元工具进行分析模拟亦是工程设计人员常用且有效的方法之一［2］。本研究对飞机垂尾与机身对接处多次产生裂纹和紧固件松动故障问题展开讨论。

1 故障描述

用户反馈在进行飞机检修普查时发现10余架飞机在垂尾与机身连接零件出现裂纹，典型裂纹如图1所示。裂纹位置处于垂尾下部整流罩蒙皮与机身蒙皮连接角材上，该角材长度为91 mm，裂纹长度分布在5～25 mm之间，最严重情况裂纹破坏已达到零件有效长度约27%;裂纹方向沿航向由后向前扩展，对于服役飞机发生裂纹故障，经鉴定不影响飞机飞行安全的情况下，最多见的处理办法是先打止裂孔处理，观察裂纹是否扩展。该连接部位发生裂纹后经打止裂孔裂纹仍在继续扩展，且在后续飞行中有1架飞机在该连接部位发现紧固件松动［3］。发生故障结构处在发动机及后体振动较复杂环境下，裂纹和紧固件松动程度不断发展，最终将导致此处连接失效。裂纹角材起着发动机舱密封的作用，若失效存在气流蹿入和雨水进入发动机舱的可能性，以上2点都会演变成影响飞机安全的重大故障。

图1 垂尾与机身连接件典型裂纹形式Fig.1 Typical crack of structure joining the vertical empennage and fuselage

2 故障诊断与原因分析

发生故障连接结构位于垂尾后部整流罩下方、机身后段，角材用于连接垂尾后部整流罩蒙皮与机身蒙皮，机身蒙皮附近设计有通风口(图2)。

2.1 故障树分析

垂尾与机身连接角材裂纹和紧固件松动均是在飞机飞行状态下发生，应是多因素造成，若在试验室进行故障复现既要模拟飞行的载荷工况，又需模拟发动机工作的振动、噪声激励，试验的难度、代价都非常大，选择理论分析和有限元工具进行模拟不失为一个好的策略。

故障树理论分析中［4］，将系统不希望发生的失效状态即垂尾与机身连接失效作为顶事件，接着找出导致顶事件发生的所有直接原因，即中间事件。引发连接失效的直接事件为角材裂纹最终断裂或角材与周围结构的连接失效(紧固件断裂或脱落)。接着以角材裂纹和紧固件失效2个原因事件为次顶事件，追根求源，找到故障发生的基本事件为止。垂尾与机身连接处发生故障从静强度理论分析，连接角材不参与总体载荷分配;因此，需从动强度及其他方面对造成裂纹即顶事件的原因进行分析。由图2可看到，飞机机身蒙皮上有通风口，从动强度角度分析［5］，通风口突起部分会破坏机身蒙皮的光滑流场，站位在通风口后面的流场较为紊乱，紊流具有宽频特性，其频带范围会包含通风口后面蒙皮局部固有频率，该处蒙皮在飞机的飞行过程中始终处于振动状态，蒙皮的振动导致连接处角材产生动态应力，最终导致角材产生振动疲劳破坏;发动机的噪声激励和发动机振动也是角材裂纹产生的因素之一。

图2 垂尾与机身连接结构简图Fig.2 Sketch map of joining structure

其次，从设计和制造角度查找原因。裂纹角材为1.5 mm厚LY12铝合金钣金零件，与之相连的机身蒙皮支撑角材是厚度为2.0 mm的钛合金件，机身角材与垂尾角材两者刚度差异较大，刚度大者在同样的振动或应力环境下，变形量则较小。垂尾角材一侧翻边与机身相连，另一侧与垂尾整流罩口盖相连。因与机身相连一侧在同样的环境下变形量小，与垂尾口盖相连一侧刚度小，变形量大，这样势必造成零件折边处变形量不协调;在工厂垂尾与机身装配时，工人可能对垂尾角材钣金零件的夹角现场校形以保证安装，这样必然造成裂纹角材圆角区在初始状态即存在塑性应变，也可能促使角材裂纹发生。紧固件的松动甚至脱落应从紧固件选用以及紧固件安装两方面着手。通过上述分析得到垂尾与机身连接失效的故障树［6-7］，如图 3 所示。

图3 垂尾与机身连接故障树Fig.3 Fault tree of joining structure

结合故障树中分析各基本因素，对设计图纸和制造过程进行复查，紧固件直径、边距选用符合设计规范要求，安装也符合工艺规范要求;裂纹角材存在设计缺陷:零件刚度匹配性差，钣金类零件与机加零件相比圆角区疲劳性差。并且，零件在装配过程中偶尔存在强迫装配，这些都会成为故障的溯源。但是，故障的频发以及发生故障飞机飞行时间差距较大，初步分析认为机身后部的振动环境应是造成故障的主要成因，下面将通过有限元进行计算验证。

2.2 固有频率分析

建立垂尾连接角材及周边机身蒙皮、连接结构有限元模型，有限元模型中，各结构均采用四边形和三角形混合壳单元，机身蒙皮与周围结构的连接采用 MSC.Nastran单元库中的刚性单元RBE2模拟，蒙皮四周角材及垂尾与机身连接角材的边界条件采用简支边界条件。有限元模型如图4所示，对有限元模型计算结构各阶固有频率如表1所示，各阶模态如图5所示，其中各阶模态图主要体现各阶振动频率下结构单元的振动位移量。

结构模态云图为结构在固有频率下各单元的变形情况，图5中红色单元为变形量最大区域。对图5中各阶模态云图进行对比分析，其中在第5阶、7阶、9阶模态下通风口后部蒙皮均发生较大变形，此类分析结果与图1、图2中发生故障部位最为吻合，也符合2.1节中通风口引起其后部紊流气动环境的理论分析。可以推断，实际飞行中连接部位发生局部振动应与这3种情况接近，通风口后部蒙皮振动进而引起垂尾与机身连接件在折边处发生较大变形，最终发生裂纹和紧固件松动。对第5阶、7阶、9阶进一步分析，可看出第7阶最严重单元在通风口蒙皮处(图5中红色单元)而非通风口后部蒙皮，5阶和9阶结果最为相似，只是9阶相对于5阶变形量较小。最终推论，发生故障情况振动频率应与第5阶最相近。

图4 局部有限元模型Fig.4 Analysis model

表1 机身蒙皮与垂尾连接结构固有频率Table 1 Inherent frequency of joining structure

图5 结构有限元各阶模态云图Fig.5 The result of analysis mode

2.3 频响分析

为进一步验证固有频率分析的可靠性，对垂尾与机身连接及通风口附近蒙皮进行频响函数计算，考虑到通风口后面机身蒙皮局部流场为紊流环境，仅在通风口后面局部蒙皮施加如图6所示单位幅值动态载荷，其频率范围在5～1 000 Hz，结构阻尼取0.02。在连接角材易发生裂纹处取一单元a，根据频响分析结果给出a单元的Von Mises应力频响函数(图7)。由图7可知，a单元在412.82 Hz处Von Mises应力响应最大，此值对应有限元分析中第5阶模态，上节有限元模型分析在第5阶模态(412.82 Hz)机身局部蒙皮振动最容易被激起。由此可以推论，机身蒙皮局部振动是以412.82 Hz为中心频率的窄带随机振动，导致连接角材裂纹和紧固件松动。

图6 局部蒙皮的单位幅值动态载荷示意图Fig.6 Analysis model in per vsibration load

图7 a单元Von Mises应力频响函数Fig.7 Von Mises stress-frequency of unit a

2.4 故障原因

通过上述分析，可以推论，角材裂纹和紧固件松动主要原因为机身后段通风口引起紊流，导致机身蒙皮振动，以致角材中产生动态应力，最终角材发生振动疲劳破坏。

3 改进措施及建议

结合前面章节分析，从2方面对此处结构进行改进完善:将连接角材由钣金零件更改为机加零件，并在零件裂纹始发位置增加筋条，以提高零件的强度和疲劳寿命［8］;在后机身通风口后部增加加强板［9］，以减小后机身结构振动。改进方案按照2.2节、2.3节的方法进行分析计算，与原结构进行对比，改进方案对垂尾与机身连接处角材结构在振动环境下受载有很大改善。通过对服役飞机进行贯彻更改，经过飞行验证，未发生裂纹和紧固件松动问题。

在分析解决垂尾与机身连接处结构故障问题的过程中，笔者深刻地认识到飞机结构设计应特别注意以下几点:

1)在飞机设计之初不仅要从静强度方面考虑，也要综合考虑振动和疲劳因素。

2)尽量避免在飞机外形或流场复杂区域设计局部突起结构，保证各部件间的平滑过渡。

3)各连接零部件间一定要进行刚度匹配分析与设计，消除局部薄弱。

4)各分部件之间，特别是多部件安装协调区域，在设计之初应该对多部件安装间隙提出准确要求，并使用工具进行仿真模拟，避免施工中的强迫安装。