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Cessna172 飞机10000 小时结构大修典型故障分析

2020-05-19蒋杨

科学技术创新 2020年11期
关键词:襟翼铆钉蒙皮

蒋杨

(中国民航飞行学院飞机修理厂,四川 广汉618307)

1 概述

自2013 年开始到目前,某飞行学院飞机修理厂已完成90余架Cessna172 型飞机10000 小时结构大修。本文根据Cessna172 飞机进厂大修出现的损伤情况,总结出典型故障,将原因分析和修理方案介绍如下。

2 常见典型结构故障

2.1 防火墙类故障

图1 防火墙蒙皮严重变形

2.1.1 故障类型:防火墙裂纹、防火墙与前起落架减震支柱连接处蒙皮变形、以及前起落架安装框架组件、座舱前部地析损伤变形。

2.1.2 故障原因:着陆速度过大、跳跃着陆、重着陆等。

2.1.3 受力分析:Cessna172 型飞机防火墙承受发动机安装力、起落架冲击力、发动机振动冲击,防火墙蒙皮较薄(厚0.016inch)在我院对飞机高利用率的情况下,出现裂纹不可避免。

飞机在着陆的过程中,前起落架与地面间会产生相当大的冲击载荷。正常情况下飞机前起落架支柱被压缩从而吸收消耗飞机的动能。但着陆速度过大、跳跃着陆、重着陆等着陆方式均会造成机身前部结构件过载。传递给机身的垂直载荷远高于航向载荷。故机身前部前起落架安装框架组件周围蒙皮为常见的皱褶变形区域。

2.1.4 修理方案:防火墙蒙皮裂纹采取等强度修理的方法,若出现严重变形则更换变形的结构件,并对重要受力件进行无损探伤。

2.2 机翼前缘遭鸟击

图2 切割、更换机翼前缘蒙皮

2.2.1 故障类型:左机翼前缘处有一长约3.5 英寸、宽约3 英寸、深约0.12 英寸的凹坑。机翼站位WS85.575 处翼肋弯曲变形。

2.2.2 故障原因:由于空中飞行速度大、冲击载荷大,遭鸟击后机翼蒙皮褶皱形成不可逆凹坑、翼肋弯曲变形不能通过表面整形来恢复,故更换前缘蒙皮。

2.2.3 修理方案:将左机翼受损区域前缘蒙皮切割,拆除受损

的翼肋。从新的前缘蒙皮上,按照受损区域切割一段新蒙皮,蒙皮打磨收边。新翼肋和蒙皮跟据引导孔定位,将内侧蒙皮搭接在外侧蒙皮上,按单发飞机结构修理手册进行反腐处理,完成铆接工作。

目前Cessna172 机队中登记标志以数字“9”开头的飞机,其机翼表面都有若干检查孔,可通过这些检查孔对机翼前缘损伤蒙皮部分或整体的更换,亦可更换弯曲变形的翼肋。

2.3 襟翼导轨磨损及导轨支架裂纹(图3)

2.3.1 故障类型:飞机襟翼导轨磨损严重呈台阶状,导轨支架(2425001-3/-4)裂纹。

2.3.2 受力分析:飞机在起降过程中,襟翼放出,提供附加升力,此时襟翼受力较大并且产生一定程度的振动,在振动过程中,襟翼支架滚轮与滑轨之间会有展向的相对位移,从而造成滑轨磨损。此外,过多的润滑油脂可能吸附灰尘、沙粒等杂物,也会加重磨损程度。

2.3.3 修理方案:钻掉机翼后缘蒙皮上的铆钉,视情剪开襟翼导轨位置下侧蒙皮,方便掀开蒙皮,取出损坏的组件。如果是导轨支架裂纹,则需要拆开对应油箱检查口盖,以便于铆接新的导轨支架。在恢复机翼襟翼导轨位置蒙皮时,需制作一块70*30mm 的搭接片,与原机翼蒙皮相铆接。

图3 导轨支架裂纹

注意:油箱位置的铆钉在铆接时需进行湿铆,油箱盖析上也应用密封胶进行密封。

2.4 机翼后缘蒙皮裂纹

2.4.1 故障类型:机翼后缘蒙皮铆钉周围出现裂纹,裂纹长度一般在3-6mm。

2.4.2 故障原因:襟翼收放机构磨损,间隙调整不当。

2.4.3 受力分析:飞机襟翼是通过螺杆悬挂在导轨上,随着训练量的加大,收放襟翼的次数逐渐增加,襟翼收起时与机翼蒙皮之间没有间隙,反复顶机翼蒙皮,蒙皮所承受的载荷逐渐增大,当载荷大于蒙皮所承受的极限应力时,铆钉周围就产生了撕裂状的疲劳裂纹。

2.4.4 修复方案:钻掉有裂纹部分的蒙皮铆钉,将有裂纹部分蒙皮切除。按照等强度修理原则,剪取一块与切除部分相同的2024-T3 铝合金析材做补片。再剪取一块宽度30mm,长度相同的铝析做搭接片。将补片,搭接片和机翼蒙皮铆接,铆钉长度根据实际情况决定[2]。

2.5 机身FS108 隔框裂纹

图4 FS108 隔框裂纹修复

2.5.1 故障类型:飞机机身隔框FS108.00 右下部出现裂纹,裂纹长度为4mm-6mm。

2.5.2 故障原因:起降着陆过程交变载荷产生,机身处是交变载荷集中的地方,导致行李舱FS108 隔框处易产生疲劳裂纹。

2.5.3 受力分析:该型飞机是作为初级教练机使用,频繁的起降训练会使飞机结构受到较大的应力作用,裂纹出现在机身FS108 隔框向机尾延伸处,属于高应力区域。起飞、降落训练过程是对飞机结构施加循环应力的过程。在交变应力作用下,经过一定应力循环次数后,最初的微小裂纹会逐渐扩展。因此,修理时需要恢复并提高此处结构的抗疲劳强度。

2.5.4 修理方案:选用0.032inch 的2024-T3 铝析制作补片,将补片翻边、热处理、整形,进行表面阳极化处理。在裂纹尾端钻30 号(直径0.128 英寸)止裂孔;去除FS108 号隔框下部的几颗铆钉,将补片从机身右侧的地析和隔框的缝隙中放入。使用MS20470AD4 铆钉对补片和隔框铆接。在铆接前,补片和腹析贴合面之间需涂胶,类似HySolEA9309。

3 结论

根据我厂对Cessna172 飞机10000 小时大修的排故经验,本文将典型结构故障梳理介绍,为执机单位快速进行损伤判定,制定维修方案提供了数据基础,对控制结构修理周期、提高飞机利用率、保障飞行安全至关重要。

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