某型飞机进气道加强箍裂纹故障分析与改进措施

陈里根，许 磊，段凌泽，黄晓霞

（1.航空工业洪都，江西 南昌，330024；2.空装驻南昌地区军事代表室，江西 南昌，330095）

0 引言

进气道结构是飞机的一个重要部件，主要承受气动载荷。进气道结构通常比较复杂，为减小进气道阻力值，装配质量要求较高。进气道结构故障如进气道结构裂纹［1］、进气道蒙皮裂纹［2］、进气道铆钉脱落［3］等会直接影响飞机发动机的正常工作，进而影响飞行安全。

某型飞机在使用过程中，发现左侧进气道23 框前一处加强箍存在裂纹，如图1 和图2 所示。

图1 进气道结构

图2 进气道加强箍

1 裂纹故障原因分析

1.1 力学分析

进气道内壁主要承受气动载荷，加强箍主要起维持进气道外形作用。发生裂纹故障的加强箍采用材料为LY12、厚度为1.2mm 的钣弯型材，加强箍典型截面见图3。

图3 加强箍典型截面

该加强箍与另一根加强箍为搭接关系，见图2。加强箍立边通过铆钉HB6298－3.5×L 进行连接，底边通过铆钉HB8066－4×L 与进气道内蒙皮连接。通过有限元分析，其静强度分析结果如图4、图5 所示，进气道22－23 框段最大应力225MPa，位于靠近飞机对称面一侧的加强箍上。加强箍在对接处（产生裂纹处）应力207MPa，小于材料破坏应力390MPa。 稳定性计算结果如图6 所示，屈曲因子1.004，大于1，结构满足设计要求，且已通过静力试验考核。该处应力水平较低，不会发生静力破坏。

图4 左侧进气道22－23 框段应力云图

图5 加强箍应力云图

图6 稳定性屈曲因子计算结果

1.2 外场飞机检查情况

针对进气道加强箍裂纹故障，对外场9 架飞机的加强箍进行了目视检查，检查结果见表1。

表1 飞行情况及加强箍检查结果

通过检查结果发现，有6 架飞机的进气道加强箍出现了裂纹故障，另外3 架飞机未发现裂纹。6 架出现裂纹故障的飞机飞行小时数均超过或接近300 小时，飞行架次均在300 以上，飞行小时数和飞行架次较少的飞机均未出现裂纹故障。通过分析计算得知加强箍满足静强度要求，可以判断产生裂纹的原因是加强箍在进气道气流振动载荷的作用下，使结构产生了裂纹。

1.3 零件设计与制造

加强箍采用LY12 材料制成，零件厚度1.2mm，零件截面为Z 形，采用常规的钣弯成形工艺制成。此次加强箍故障出现在零件下陷处，故对加强箍的下陷设计进行标准符合性检查。

根据HB0-22-2008《挤压型材下陷》，连续压制下陷时，两下陷最小区间距离C，当δ＜4mm 时，Cmin＝50mm；当δ≥4mm 时，Cmin＝60mm，如图7 所示。板弯型材下陷目前尚无标准，可以参照HB0-22-2008执行。

图7 连续下陷

因结构限制，在该加强箍的端头设计了连续下陷，如图8 所示，两个下陷之间的距离为40，不符合标准HB0-22-2008。另外按《飞机设计手册》中要求，双面下陷最好两下陷错开一段距离，以便进行压制。在加强箍的裂纹位置处设计了双面下陷，两个下陷没有错开一段距离，不符合设计要求。

图8 加强箍下陷

根据分析，加强箍在设计时没有完全贯彻相关标准和设计要求，同时未要求对该零件不符合标准处进行相关检测，确保零件性能满足要求。加强箍在压制下陷时，下陷重叠区零件厚度势必变薄，容易出现结构初始损伤，该下陷处会成为零件的疲劳薄弱部位。

2 改进措施

2.1 外场飞机及在制品改进措施

针对外场飞机及在制品，因加强箍处的通路不佳和改装难度较大等原因，采取新增加强件的方式对加强箍进行加强，具体方案为：

1） 针对存在裂纹的加强箍，将加强箍裂纹处打磨光滑，并在裂纹底部开圆角止裂，防止裂纹继续扩展；

2） 新增加强板和垫片对加强箍进行补强，加强板与故障加强箍、加强箍（参考）采用HB6298－3.5 铆钉进行连接，通过此方式降低加强箍薄弱处的应力水平，提高疲劳性能，具体如图9 所示。

图9 外场修理方案

对加强方案进行有限元分析计算，应力云图如图10 所示，新增加强板最大应力为87MPa，低于原加强箍在对接处（产生裂纹处）应力207MPa，且小于材料破坏应力390MPa。通过分析计算，加强板最大连接载荷668N，HB6298－3.5 铆钉剪切破坏载荷为2355N，连接载荷小，满足强度要求，如图11 所示。

图10 新增加强板应力云图

图11 新增加强板连接载荷

2.2 后续改进措施

后续改进方案如图12 所示，为消除两个加强箍在搭接处的连续下陷和双面下陷，采用机加件连接两个加强箍，代替两个加强箍搭接的结构形式。机加件材料为7050—T7451，典型厚度1.5mm。新增机加件与两个加强箍立边分别通过3 只HB6298—3.5 铆钉进行连接，机加件在进气道内蒙皮一侧与两个加强箍分别通过一只5mm 螺钉和2 只HB8066－4 铆钉进行连接。

图12 改进方案示意图

对结构改进方案进行有限元分析计算，应力云图如图13 所示，机加件最大应力为123MPa，低于原加强箍在对接处（产生裂纹处）应力207MPa，且小于材料破坏应力510MPa。同时通过分析计算，机加件连接载荷如图14 所示，最大载荷1130N，HB6298－3.5 铆钉剪切破坏载荷为2355N，连接载荷小，满足强度要求。

图13 机加件应力云图

图14 机加件连接载荷

3 结语

某型飞机进气道加强箍裂纹改进方案已在多个批架次飞机上执行，改进后的部分飞机已进行约300飞行小时的飞行验证，未出现加强箍裂纹现象。 实践表明，进气道加强箍改进方案有效可行。