某型事故飞机机翼损伤修理研究

彭宏伟 胡聪 杨盼/航空工业长沙五七一二飞机工业有限责任公司

1 事件描述

一架飞机在起飞过程中右机轮爆胎，紧急减速后飞机仍冲出跑道，飞机右机翼、右轮毂及副油箱受损，事故未造成人员伤亡。飞机起飞时挂装副油箱，起飞重量接近12t。

2 飞机损伤情况

损伤集中在右机翼下翼面，有两个较大损伤区域：右机翼下翼面第1 肋中段损伤，肋边向内撕裂，损伤面积约为5cm×23cm；前下壁板肋边向内撕裂，损伤面积约为5cm×23cm（见图1）。

右机翼下翼面油箱舱后下壁板有一处面积约为16cm×13.4cm 的损伤，损伤处距离第1 肋14cm，距离主梁46cm，距离后梁47cm。拆开机翼上翼面油箱口盖，发现中隔板与后下壁板在损伤处存在裂纹，裂纹止于螺栓孔，长度约为70mm（见图2）。

图1 机翼第1肋中段损伤图

图2 下翼面油箱舱后下壁板损伤图

3 修理原则的制定

3.1 修理原则

1）结构补强按等强度原则。结构修复要保证强度、刚度、疲劳要求；可拆卸的损伤零件应更换为满足该架飞机技术状态的新零件；飞机原位修复和局部补强，修复后的结构及连接强度不低于原结构。

2）修理后满足相关技术条件关于对缝间隙、阶差的要求；修理不影响飞机气动外形。

3）结构修理中对蒙皮对缝阶差、间隙、对接、搭接处进行防腐蚀处理，铆接完成后对各舱涂底漆，机加件、钣金件的制造需符合技术条件要求。

4）与修理工作相关的结构零部件、相关系统管路、线缆或设备在分解后开始进行结构修理，所有分解的零件和非标紧固件应悬挂标识、分类存放，经检修合格后应原位安装，避免串用，不得随意丢弃。

5）机翼安装后需结合进行全机水平测量以验证机翼外形。

3.2 修理要求

1）修理采用等强度原则，使修好的部位保持原来的强度和刚度以及气动外形，并尽可能控制飞机重量的增加。

2）所有铝零件均应进行阳极化处理，阳极化处理后涂锌黄底漆。

3）紧固件的直径、边距、排距、铆距和墩头尺寸等均应符合强度标准及工艺要求。

4）修理完成后需要进行气密、油密试验以及结构强度试验。

3.3 强度计算

3.3.1 右机翼下翼面第1 肋中段修理处强度计算

如图3 所示，根据损伤大小和结构情况，切除机翼下翼面约190mm×85mm 的受损区域。对蒙皮修理部位进行等强度计算，基本数据包括：σb为修理部位材料的抗拉强度，483MPa；B1为修理部位损伤挖去的宽度，85mm；B2为修理部位损伤挖去的长度，190mm；T为修理部位厚度，2.5mm；Q为30CrMnSiA 材料M5 螺栓破坏剪力，13400N；对缝接合埋头螺钉单边个数n=BTσb/Q，代入上述数值宽n1≈7；长n2≈18。

根据切割区域大小，通过强度计算公式n=BTσb/Q得出选用30CrMnSiA 材料M5 螺栓能满足静强度要求，按紧固件排列公式对螺钉进行排布，确定修复方案。确定方案后，对该区域修复后机翼损伤部位结构的变形、应力、钉载情况进行数值模拟（见图4）。

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如图5 所示，该区域最大钉载6078N，最小厚度2.5mm，孔挤压系数1.4，最 小 净 边 距11mm，σb为 下壁板所用2124-T851 铝合金极限强度440MPa，计算得到孔挤压安全裕度为0.27，孔剪切安全裕度为1.39。损伤部位结构的应力与钉载均低于设计许用值，钉孔挤压与剪切裕度均大于0，满足静强度设计要求。

图3 第1肋中段前下壁板损伤切割图

图4 第1肋中段前下壁板损伤区域数值模拟图

图5 第1肋中段前下壁板损伤区域数值模拟

3.3.2 右机翼下翼面油箱舱后下壁板修理处强度计算

根据损伤大小和结构情况，切割右机翼下翼面油箱舱后下壁板与中隔板，如图6 所示，确定后下壁板损伤区域，按标记切割损伤区域，面积约为200mm×340mm。

对蒙皮修理部位进行等强度计算，基本数据包括：σb为修理部位材料的抗拉强度，483MPa；B为修理部位损伤挖去的宽度，240mm；T为修理部位厚度，2.5mm；Q为30CrMnSiA 材料M5 螺栓破坏剪力，13400N；对缝接合埋头螺钉单边个数n=BTσb/Q，代入上述数值n≈22。

根据切割区域大小，通过计算得出选用30CrMnSiA 材料M5 螺栓能满足静强度要求，按紧固件排列公式对螺钉进行排布。确定排布后，对该区域修复后机翼损伤部位结构的变形、应力、钉载情况进行数值模拟（见图7）。

图6 右机翼后下壁板损伤切割图

如图8 所示，最大钉载9058.3N，最小厚度2.5mm，孔挤压系数1.8，最小净边距11mm，σb为蒙皮所用2124-T851 铝合金极限强度440MPa，计算得到孔挤压安全裕度为0.1，孔剪切安全裕度为0.6。损伤部位结构的应力与钉载均低于设计许用值，钉孔挤压与剪切裕度均大于0，满足静强度设计要求。

4 修理实施

4.1 结构修复

1）根据损伤大小和结构情况，切割已损伤的蒙皮，以便进一步检查损伤情况。

图7 后下壁板损伤区域数值模拟图

图8 后下壁板损伤区域模拟结果图

图9 右机翼下翼面第1肋中段损伤修复完成图

3）根据损伤蒙皮形状和大小，采用原机蒙皮材料2124-T851 新制补板，采用30CrMnSiA-δ1.5 制作加强件，机上配装加强件和补板。

4）配装完成后，对30CrMnSiA加 强 件 进 行 热 处 理 至σb=（1176±100）MPa，表面处理镀锌。

5）安装螺栓HB1-130-5×L 连接垫板与加强板、加强板与前下壁板。该区域属于油箱区域，需要进行密封处理，螺栓紧固时需采用湿装配。在机翼修理过程中，油箱区修理所有紧固件必须湿装配，油箱密封应先涂增粘底涂NJD-1，对修理区域采用XM-22B 胶进行密封处理，右机翼下翼面第1 肋中段损伤修复见图9，右机翼后下壁板修复见图10。

图10 右机翼后下壁板修复完成图

4.2 油箱试验

1）常温气密检查：常温下通压力，保持20min，压力不下降，试验合格。

2）无压充油停放试验：将油箱置于停机状态，充油80%停放24h，不渗漏，试验合格。

3）有压充油停放试验：将油箱置于停机状态，充油80%，充压停放2h，不渗漏、压力不下降，试验合格。

4）强度试验：油箱在常温下，充油80%，充压，保持5min，不渗漏、压力不下降，试验合格。

5 结论

该事故飞机机翼损伤严重，涉及整体油箱等关键部位，修复风险和修复难度大。经过对事故飞机机翼的损伤分析、评估，开展强度计算，实施对应的修理措施，实现了机翼整体修复的目标，保证了飞行安全。该机修复后，经机翼气密、油密试验以及结构强度试验，整机装机后进行水平测量，各项指标均满足技术要求，投入使用后工作正常。本次事故机机翼修复可为同类损伤的修理提供参考。