飞机水平尾翼壁板破片打击损伤评估与修理

于克杰，曾庆韬，姚甲辰

(1.空军第一航空学院，河南 信阳 464000； 2. 94234部队，山东 潍坊 261003)

【装备理论与装备技术】

飞机水平尾翼壁板破片打击损伤评估与修理

于克杰1，曾庆韬2，姚甲辰2

(1.空军第一航空学院，河南 信阳 464000； 2. 94234部队，山东 潍坊 261003)

在分析了平尾结构特点和受载情况的基础上，建立了平尾壁板高应力部位的有限元模型，通过计算得到了5种损伤尺寸对应的应力水平以及相对应的平尾限制偏角，采用工程计算法设计和校核修理方案，对损伤飞机的限制飞行和损伤修理方案的确定具有参考意义。

飞机；破片打击；评估；修理

飞机水平尾翼(以后简称平尾)是飞机的基本部件，主要功能是保持飞机的稳定性，实现飞机的纵向力矩平衡，它的品质好坏关系到飞机的安全性。在战时，飞机平尾是极易受各种武器打击的主要部件之一，而平尾壁板面积较大，又是平尾的主要受力构件，受伤的概率较大。对飞机平尾壁板打击损伤的研究文献较少，文献[1]对飞机壁板遭受打击进行了仿真研究，认为壁板的破坏面积与破片打击角度和速度有关；文献[2]分析了结构应力对飞机壁板的冲击损伤影响，认为结构应力的存在造成损伤更大，降低结构承载能力；文献[3]探讨了对壁板裂纹损伤部位采用钛合金板补强的方法，认为钛合金板补强厚壁板蒙皮是可行的。本文对飞机平尾壁板遭受破片打击造成的损伤进行了强度评估分析，通过工程计算法设计和校核了修理方案，以期对飞机带伤限制飞行和修理提供参考。

1 平尾结构及受载情况

飞机采用全动式平尾[4]，见图1所示。平尾由前缘、中部、后部、根部和翼尖组成。平尾结构的主要受力构件纵向有前墙、大梁、后墙、平尾壁板、平尾大轴；横向有第2支架、边肋、12根肋。在飞行中，平尾主要承受弯矩、剪力和扭矩的作用。平尾的弯矩和剪力通过平尾大轴传给机身，扭矩通过与传动接头相连的作动筒和平尾大轴传给机身。

平尾的上、下壁板位于前后墙之间，沿展向从边肋至翼尖处第12肋。壁板由板材化铣制造，沿展向变厚度。上下平尾壁板与梁、后墙组成受力盒段承受由外载荷引起的弯矩、扭矩、剪力，是平尾翼盒的主要承力构件[5]。

图1 平尾

在飞行中，平尾有多种受载情况，其中在平尾A＇1.14(M为1.14时从垂直俯冲过渡到平飞的改出过程中的受载情况) 和D＇1.14(M为1.14时从垂直俯冲过渡到倒飞的改出过程中的受载情况)两种情况为平尾严重受载情况，由于两种情况受力大小相同，方向相反，故后面的计算以平尾A＇1.14载荷情况进行计算分析。平尾的载荷主要与平尾的偏转角度有关，A＇1.14载荷情况对于平尾偏角一般在-3.5°～3.5°之间，可通过采用限制平尾偏转角度的方法限制载荷。

平尾壁板的材料为为高强铝合金7B04[6]，基本性能参数如下：

表1 材料性能

2 平尾壁板破片打击强度评估

2.1 建立有限元模型

采用已建立的平尾总体有限元模型施加A′1.14载荷情况进行应力分析。通过对总体有限元模型分析部位的网格细化建立起带有损伤和修理结构的细节有限元模型，细化后局部模型的网格节点通过MPC单元Explicit与原总体模型节点共点关联，仍在平尾有限元模型下实施分析计算。

2.1.1 细节计算部位的选取

计算部位选取：平尾壁板的面积较大，为保证计算适用于平尾壁板各区域，选取壁板设计情况下受载最大处作为计算部位。当计算结果运用于整个壁板的其他部位时，结果会偏于更加安全[7]。

2.1.2 细节有限元模型的建立

有限元模型采用线弹性计算分析，以无损伤有限元模型计算的结构应力水平( A＇1.14载荷情况 )为基准，将带有损伤有限元模型计算的结构应力水平与基准进行比较，按照线性关系折算出带有损伤结构的限制使用载荷。

选取平尾上壁板第2支架与后墙、3肋与4肋之间进行计算，计算部位见图2所示。第2支架与后墙之间平均距离为620 mm，参考了最大可容许损伤尺寸范围为D/W=0～0.4 (W为构件宽度，D为损伤在构件宽度方向的尺寸)，对第4长桁与后墙、3肋与4肋之间的高应力区进行局部细化(细化区域平均宽度为420 mm)，细化后的壳单元网格尺寸为3.0 mm×3.0 mm。计算部位细化后的有限元网格见图2。

图2 计算部位局部细化图

在细节有限元模型中计算损伤形式：圆形弹孔型损伤。

2.2 无损伤的壁板结构应力水平

无损伤结构细化后的计算部位位移云图见图3，应力云图见图4。

从云图中可以看出局部细化部位在边界处的位移和应力与总体模型相协调，说明细节模型中细节单元与总体单元的边界关联是正确的。

对计算部位选取最大主应力242 MPa(平尾的剩余强度为η=1.0)，因此，应力的基准值为：σ基准=242×1.0=242 MPa。作为该处的基准值，对应该应力水平下平尾偏角为3.5°，平尾壁板损伤后，由于承载能力下降，平尾偏角须相应减小，在飞机飞行中加以限制，才能保证飞行安全。损伤以后的限制平尾偏转角度均相对基准值进行折算。计算公式如下：

(1)

(2)

其中：δ损伤为损伤后的限制平尾偏角。

图3 无损伤细化后结构位移云图

图4 无损伤细化后结构应力云图

2.3 平尾壁板破片打击损伤的计算

根据实际破片打击损伤的情况，可以把损伤简化为圆形孔洞进行计算。考虑计算部位的实际结构情况，计算了Φ30、Φ60、Φ100、Φ150、Φ200五种圆形孔洞型损伤。

圆形孔洞型损伤建立在4、5长桁之间，两个长桁之间的距离约为125 mm，因此小于该距离的损伤不跨长桁，大于该距离的损伤跨两根长桁。

损伤尺寸150 mm圆形孔洞网格划分示意图见图5，其余尺寸损伤的网格划分与图5类似。圆形孔洞型150 mm损伤应力计算云图见图6。

图5 圆形孔洞型损伤示意图

由图6可见，孔边应力存在应力集中，适当考虑应力集中影响并结合平尾结构和受力特点，选取距离孔边25～30 mm 处的最大主应力作为损伤后的应力。

与基准值对比后得到不同损伤尺寸的限制平尾偏角见表2，损伤尺寸与平尾偏角曲线见图7。

图6 损伤后计算应力云图

损伤尺寸/mm损伤后应力/MPa与基准值对比损伤后限制偏角δ损伤02421.003.50302670.913.17602920.832.901003360.722.521505500.441.542005760.421.47

图7 圆形孔洞型损伤限制平尾偏角曲线

从表2和图7中可以看出，随着损伤尺寸的增加，在作机动动作时，结构承载将不断增加，在损伤尺寸在30 mm、60 mm、100 mm时，可以通过减小平尾偏转角，降低结构承载，保证飞行安全。但当损伤尺寸为150 mm、200 mm时，承载大于材料的强度极限，即使飞机限制平尾偏角飞行，飞机结构也将发生破坏。在此情况下，为保证飞行安全，就必须对结构进行局部加强修理[8]。

3 平尾壁板损伤修理方案

对于损伤部位的修复通常采用等强度铆接加强修理方案⑺，本文使用工程计算方法设计和校核修补方案。修理方案如图8所示。

图8 损伤后抽钉修理方案示意图

修补板材料及厚度与损伤区蒙皮相同；铆钉采用Φ5mm LY10铝合金铆钉，许用剪力4 805 N。

修理方案中各参数规定如下：钉距取5d，排距取4d，边距取2.5d。假设壁板损伤后，载荷全部由铆钉传递给修补板，由于修补板材料及厚度与损伤区蒙皮相同，且孔间距和孔边距也都相同，所以主要进行铆钉的传载能力和铆钉孔的挤压与拉脱计算。

铆钉排数由工程算法确定，假设损伤后载荷全部由铆钉传递给修补板，由铆钉承受的载荷为：

P=σ×δ×L

(3)

其中：σ为未损伤蒙皮应力；δ为蒙皮厚度；L为钉距。

计算得到：P=242×1.9×25=11 495 N

铆钉排数为：

(4)

实际操作中，可采用3排Φ5mm LY10铆钉进行修理。

铆钉孔的挤压强度校核：

[Pjy]=1.3×σb×d×δ×n

(5)

其中：σb为强度极限；d为铆钉直径；δ为蒙皮厚度；n为铆钉排数。

Pjy=1.3×460×5×1.9×3=17 043 N

(6)

可见，剪切破坏在先，挤压强度足够，采用3排Φ5mm LY10铆钉是可行的。

对于破孔在150 mm、200 mm时，长桁必定产生破坏，但由于计算部位长桁高度较小，无法使用加强修理，在长桁破坏后可采用在壁板上增加铆钉的方法修理。

但4、5长桁损伤时，受力情况如下：

第4长桁：σ4=174 MPa,长桁面积A4=104.87 mm2

第5长桁：σ5=215 MPa,长桁面积A5=104.41 mm2

所需铆钉数：

(7)

增加9个铆钉即可满足长桁传力要求。但当损伤部位受压时，这样方法修理长桁会提供给蒙皮的支持力减小，造成蒙皮的稳定性降低，不能完全达到修理以前的状态。

4 结论

在空战条件下，平尾壁板易受破片打击。损伤尺寸在30 mm、60 mm、100 mm时，可以通过减小平尾偏转角，降低结构承载，保证飞行安全。但当损伤尺寸为150 mm、200 mm时，承载大于材料的强度极限，即使飞机限制平尾偏角飞行，飞机结构也将发生破坏。在此情况下，为保证飞行安全，就必须对结构采用等强度铆接加强修理。

在对损伤壁板进行修理时，可采取3排Φ5mm LY10铆钉，当损伤跨过长桁时需增加铆钉个数。

本文在计算分析时，仅考虑结构在线弹性范围内的静强度，未进行壁板结构的稳定性分析，同时也没有考虑结构的疲劳强度、环境影响等因素，结果具有一定局限性。

[1] 陈国乐，李海兵等.破片对飞机壁板冲击损伤仿真研究[J].计算机与数字工程，2011,39(8)：4-7.

[2] 侯满义，范惠林.结构应力对飞机壁板冲击损伤影响的仿真分析[J].弹箭与制导学报，2010,30(5)：224-226.

[3] 代永朝，王东峰.飞机整体壁板裂纹修补工艺研究[J].新工艺新技术，2012,21(11)：54-56.

[4] 代用朝，飞机结构修理技术[M].北京：航空工业出版社，2006:73-75.

[5] 张建华，飞机战伤抢修工程学[M].北京：航空工业出版社，2001:20-42.

[5] 于克杰，李艳.军用飞机整体壁板裂纹损伤强度评估研究[J].装备环境工程，2007，4(8):30-32.

[7] 姚武文，飞机战伤模式与机理[M].北京：航空工业出版社，2006:3-7.

[8] E.茹柯夫斯基.航空技术装备外场修理[M].北京：国防工业出版社，2002,50-76.

(责任编辑 周江川)

Assessment and Repair of Fragment-Shot Damage on the Panel of Horizontal Tail

YU Ke-jie1, ZENG Qing-tao2, YAO Jia-chen2

(1.PLA Air Force No.1 Aviation University, Xinyang 464000, China; 2.The No. 94243rdTroop of PLA，Weifang 261003, China)

Based on the analysis of structure characteristics and loading conditions of the horizontal tail, we established the finite element model of the high stress area of the horizontal tail panel. After calculation, we got the stress levels and the declination of horizontal tail and corresponding to the five damage sizes. In addition, we obtained the respective repairing method by engineering calculation. The finding can be used as references for flight limitation and repairing method of damaged aircraft during wartime.

aircraft；fragment shot；assessment；repair

2016-09-19；

2016-10-15

于克杰(1964—)，男，教授，主要从事飞机结构修理研究。

10.11809/scbgxb2017.02.002

于克杰，曾庆韬，姚甲辰.飞机水平尾翼壁板破片打击损伤评估与修理[J].兵器装备工程学报，2017(2):5-8.

format:YU Ke-jie, ZENG Qing-tao, YAO Jia-chen.Assessment and Repair of Fragment-Shot Damage on the Panel of Horizontal Tail[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(2):5-8.

TJ8

A

2096-2304(2017)02-0005-04