某型飞机第2墙缘条裂纹分析及排除

范超 李会波

摘要：某型飞机中央翼第2墙下缘条在第8肋轴线处多发裂纹，存在严重的安全隐患。本文对该处裂纹产生的原因进行分析，制定修理措施，并对该型机主承力构件后续修理及维护提出建议。

关键词：下缘条；应力腐蚀开裂；角盒；密封

Keywords：lower flange；stress corrosion cracking；angle support；seal

0 引言

中央翼第2墙位于中央翼2号油箱中部，是机械加工制成的整体件，由腹板、筋条及缘条组成（见图1）。为通过燃油和液压系统管路，墙面腹板上开有孔。在第2墙下部固定着安装发动机进气道的4个接头和安装主起落架撑杆的接头，承受外翼、进气道及主起落架传来的载荷，这是中央翼最重要的承力构件之一。

1 故障现象

某型机大修过程中，无损检测发现中央翼第2墙下缘条部位多发裂纹。对同型号的几架飞机故障情况进行统计，发现裂纹主要集中在6～8肋竖直筋条周边下缘条区域。下缘条裂纹一般都发生在紧固件孔之间或孔边缘，也有少量的裂纹出现在缘条根部圆角处。紧固件孔之间的裂纹情况如图2所示，筋条及缘条根部圆角处的裂纹情况如图3所示。本文主要介绍8肋轴线处下缘条裂纹的修理。

2 原因分析

机体产生裂纹的常见原因主要有以下几种，针对这几种原因逐一进行分析。

2.1 飞行时间接近全寿命周期，正常使用产生

目前飞机处于一次大修时机，飞行时间距全寿命周期还有较大差距，正常受载情况下，一次大修飞机不应出现大范围、多频次的结构损伤。结合工厂该型飞机故障情况和空军修理经验，该型飞机一次大修时中央翼第2墙已出现大范围、多频次的损伤，而大部分进厂一次大修的飞机并没有超范围使用的记录。所以，这些裂纹不应该是由飞机正常使用所致。

2.2 金属疲劳裂纹

结合中央翼第2墙下缘条受力情况及从目前工厂检查出的裂纹来看，裂纹与主应力方向平行，即使孔边裂纹也顺应力方向，与疲劳试验发现的裂纹方向不同，所以，这些裂纹也不属于应力产生的金属疲劳裂纹。

2.3 非正常外力作用下产生裂纹（磕碰、磨损等导致）

非正常外力作用下产生裂纹（磕碰、磨损等导致）一般都有表面的损伤，而无损检测发现中央翼第2墙下缘条有裂纹的部位都在油箱内部，故检过程中未见构件表面有损伤，且与周围系统及构件都按工艺要求留有间隙。所以，这些裂纹也不应是由非正常外力作用所致。

2.4 应力腐蚀裂纹

在修理时发现，原机裂纹区域紧固件拆除后，损伤结构与相邻结构间或多或少都存在安装间隙。经分析，如果下缘条和下壁板间存在结构间隙，装配时用螺栓将二者连接到一起时的夹紧力将下缘条向下拉时，会对缘条根部形成弯矩作用，弯矩对下缘条根部上表面产生了较大的拉应力，同时接头会产生向下的拉力作用于下缘条（见图4），二者联合作用，当拉应力超过一定限度后会出现应力腐蚀现象。

同时，中央翼第2墙材料是7B04变形铝合金T6状态，7B04材料有T6、T74和T73等三种热处理状态，不同热处理状态下的性能各不相同。T6状态与T74、T731状态相比强度高，断裂韧性和抗应力腐蚀能力较差；T73状态强度低，但断裂韧性和耐应力腐蚀能力较好；T74状态强度、断裂韧性和耐应力腐蚀能力均介于T6状态和T73状态之间。

所以，中央翼第2墙下缘条裂纹产生的主要原因为材料热处理不当及因装配应力产生了应力腐蚀裂纹。

3 故障修理

3.1 方案制定

飞机结构损伤修理时，要求在确保修理后的强度、刚度和空气动力性能的基础上，尽可能控制飞机结构重量的增加。一般修理方式是換新或者加强修理。对于中央翼第2墙这种体型较大、无法进行更换的承力构件，都选择安装加强件修理。

3.2 加强件制备

中央翼第2墙材料为7B04 T6，σb≥530MPa，下缘条厚度普遍在6～11mm之间，腹板厚度约3mm左右，考虑等强度修理原则，同时为避免因为腹板厚度的增加造成缘条螺栓孔边距不够、螺栓长度过长影响受力等问题，选用强度较高的30CrMnSiA自由锻件制作加强角盒，热处理σb=1080～1275MPa，表面镀锌9～15μm，磷酸盐氧化/涂两层H06-076底漆，热干燥，如图5所示。

3.3 修理施工

1）预装

机上初步验证紧固件边距、位置等是否合适。为避免应力装配，贴合面间隙不大于0.2mm时，用J-190聚合物补偿填充料消除间隙；贴合面间隙大于0.2mm时，用2B06 T4垫片加填充料进行补偿装配，垫片允许打磨以确保贴合。经过此步骤，所有角盒安装时均能做到无应力装配（见图6）。

2）制孔

机上配打孔时，对于新增孔，确定好位置后，用直径小于标准孔0.2mm的钻头直接配打，最后用H9精度铰刀按0.05mm逐级铰制；借用原孔的，在原孔内插入用T10A制造的导向衬套，在加强件上钻直径小于原孔1mm的新孔，然后用H9精度铰刀按0.1mm逐级铰制；若原孔孔径不满足图纸要求，则将该孔扩铰增大0.2mm，个别螺栓孔允许直径增大0.2mm，保证H9精度，安装特制螺栓。所有孔径用标准塞规进行检测，精度均满足要求。

3）安装

与下缘条连接的油箱穿壁紧固件涂HM109密封剂湿装配，同时在油箱内侧安装密封垫圈30B.0200.0040.000；与腹板连接的紧固件无密封要求，涂S06-0215底漆湿装配（见图7）。紧固件安装后，在油箱内部按要求涂密封胶（见图8）。

3.4 密封性检查

修理完成后，按要求对结构油箱进行密封性试验，确保角盒加强处无渗漏油现象。

4 维修建议

1）将无应力装配放在首位，严格控制装配工艺，以防止由于安装角盒产生的装配应力导致新的裂纹产生。经过分析可以梳理出机上其他易产生装配应力的结构，针对这些结构采取分解后的间隙检查，并通过上述方法消除间隙，以提高修理质量。

2）大修厂应对每架飞机该类裂纹故障进行统计，建立故障库，有针对性地制定修理方案，同时也可以反馈给设计所，作为改进设计的输入。