1、飞机外部蒙皮的修理与维护1.1 关于蒙皮的概述目录工作条件及性能要求 材料 工艺流程 热处理工艺 飞 机 蒙 皮 是 维 持 飞 机 外 形 ， 使 之 具 有 很 好 的 空 气 动 力 特 性 的 一 层 铝 合 金 。工 作 条 件 及 性 能 要 求飞 机 蒙 皮 的 作 用 是 维 持 飞 机 外 形 ， 使 之 具 有 很 好 的 空 气 动 力 特 性 。 蒙 皮承 受 空 气 动 力 作 用 后 将 作 用 力 传 递 到 相 连 的 机 身 机 翼 骨 架 上 ， 受 力 复 杂 ， 加之 蒙 皮 直 接 与 外 界 接 触 ， 所 以 不 仅 要 求 蒙 皮 材 料 强 度
2、 高 、 塑 性 好 ， 还 要 求 表面 光 滑 ， 有 较 高 的 抗 蚀 能 力 。 材 料一 般 选 择 LY12 技 术 要 求 ： b =390410MPa， 0.2 =255265MPa， 5 15 。 工 艺 流 程轧 板 退 火 清 理 固 溶 处 理 拉 伸 成 型 时 效 机 械 加 工 表 面 处理 。 热 处 理 工 艺495503 ， 0.4h 水 冷 ， 室 温 96h 以 上 。民用飞机蒙皮腐蚀研究 王在俊 （中国民航飞行学院民航飞行技术与飞行安全科研基地四川广汉） 摘 要：统计民用飞机蒙皮油漆涂层和基体材料腐蚀的种类，分析其腐蚀机理。提出 飞机蒙皮腐蚀过程为：
3、表面油漆涂层的老化破坏，环境中的腐蚀介质渗透铝合金表面的氧化膜 层到达基体材料，然后基体材料出现点腐蚀坑，再进一步发展为其它腐坑.概述 飞机蒙皮受到面漆底漆阳极氧化层的保 护具有良好的保护效果，不易产生腐蚀。但随着 服役时间的增加，飞机蒙皮上发现不同程度的腐 蚀。本文对民用飞机蒙皮腐蚀形式进行统计并分 析其产生机理。 油漆层 失效形式 蒙皮表面的油漆层受到光照、温度、湿度、活 性阴离子等多因素影响，造成了蒙皮表面有机涂层 的老化、龟裂、局部脱落等现象，图所示。 （）涂层表面鼓泡 呻国民航飞行学院科研基金资助项目（，） （）涂层表面残留盐粒 （）部分脱落的涂层表面 飞机蒙皮修理补片对气动特性的影
4、响分析众所周知,在现代战争中,飞机战伤抢修,是弥补航空兵部队战争损耗、补充战斗实力和保持持续作战能力最直接、最有效、最经济的途径1,是战斗力“倍增器”,因而也是现代高技术条件下局部战争中的一个重要研究课题。飞机战伤抢修涉及到许多方面,以飞机蒙皮的抢修为例,在战伤抢修中,具有一定厚度、面积及几何形状的修理补片,势必改变飞机局部外形,从而对飞机气动特性产生影响,因此必须对其影响程度,事先进行理论的量化分析计算 ,以便给战伤抢修规范的制定、战时修补工艺及飞机战伤抢修后的实际飞行,提供直接而科学的参考依据 ,提高维修保障性、安全可靠性、快速机动性和战斗效能,取得事半功倍的效果。正是基于这些考虑,本文以
5、某型战斗机为例,计算分析了飞机机翼蒙皮战伤修理后,修理补片对飞机气动特性和气动载荷的影响问题。飞机蒙皮表面处理新技术 海军航空工程学院青岛分院 徐 丽 陈跃良 郁大照 摘要 介绍了飞机蒙皮常用的表面处理方法，概述了铝合金微弧氧化技术生成的陶瓷层的耐磨、耐蚀、强度、疲劳性能等，微弧氧化处理的陶瓷层具有优良特性，为微弧氧化技术推广到飞机蒙皮的表面处理上奠定了基础。 关键词 表面处理新技术 微弧氧化 静载特性 疲劳特性 飞机蒙皮 1 引言 铝在自然界中分布极广，几乎占地壳中全部金属含量的三分之一1。它具有比重轻、易加工、导电导热性好、抗腐蚀能力强等特点，因此，铝及其合金在现代工业和航空工业中得到了广
6、泛的应用。飞机、导弹、宇宙火箭及人造卫星均使用大量的铝及其合金，导弹的用铝量达到其全部重量的 10%15% 。 铝在空气中会迅速跟氧结合，生成一层氧化铝薄膜，可以防止里面的铝继续与氧结合，能起到保护作用。但由于这层氧化膜为非晶态，结构疏松、薄而多孔、硬度低、耐磨性差、机械强度低、耐蚀性差，因此还不能满足生产生活中对铝表面性能的要求。在不同的应用领域，对铝合金性能要求不同，因此要对铝合金进行不同的表面处理，以达到各种用途。 随着近年来飞机结构日历寿命问题的日益突出，铝合金的腐蚀、腐蚀疲劳等问题也逐渐成为人们关注的焦点。为了提高铝合金的耐蚀性，对铝合金材料表面处理的要求越来越高。利用微弧氧化技术生
7、成的陶瓷层与基体金属结合牢固，厚度最高可达 300 m，绝缘电阻大于 100 M，硬度甚至可达到3000 HV，从而大大改善了 AL、Mg 等有色金属的耐磨性、耐腐蚀和耐热冲击性，在航天航空、机械、电子和装饰等工业领域有着广泛的应用前景2。 随着微弧氧化技术的成熟，人们对微弧氧化膜层性能的研究也越来越多，主要体现在陶瓷层的耐磨、抗腐蚀、绝缘性、热稳定性、强度、疲劳性能等特性，本文归纳了多年来众多单位的研究成果，对陶瓷层的性能进行了概括，为微弧氧化技术推广到飞机蒙皮的表面预处理上奠定了基础。 2 飞机蒙皮表面处理方法 对飞机蒙皮涂层系统来说，涂漆的表面绝大部分是铝蒙皮，金属表面预处理主要是指铝板
8、的预处理。铝板表面预处理的目的，是得到具有一定抗腐蚀性能的氧化层，并与底漆层具有良好的结合力。在飞机工业上常用的飞机蒙皮铝板的表面处理方法有阳极化法、化学氧化法和磷化底漆三种3。 2.1 阳极氧化法 工件置于电解质溶液中为阳极，在外电流作用下，在其表面生成氧化膜。铝的阳极氧化膜的形成机理，是在电解池中铝作为阳极失去电子，与氧离子相结合而生成了氧化膜。可用简单的化学方程式表示：2AL +3OAL2O3+能量。但是，实际上其反应机理非常复杂。许多学者对膜的形成机理进行了大量的研究，提出了各自的解释，但是没有得到完全一致的看法，其中电场、溶解速度、离子的迁移速度等在膜的形成过程中起到了主导作用，并且
9、比较一致的看法是膜生长的同时伴有膜的溶解，生成了相当多的气孔4。虽然阳极氧化生成的膜层较厚，但前处理和后处理要求严格，处理工序复杂且陶瓷层致密性差。 2.2 化学氧化法 通过化学反应在表面生成一层薄的氧化膜学氧化法，由于不需通电流，工艺上比阳极化法要简单，成本低。但此法生成的氧化膜很薄，一般膜层厚度约在 0.54m，膜层质软，耐磨性很低，经受中等触碰时膜层有适度的牢固性，受到严重的触碰和腐蚀时，膜层会迅速被破坏。故不宜单独使用。膜层具有较好的物理吸附能力，是涂漆的良好底层，经化学氧化后再涂漆所得的防护层，可大大提高铝零件的防护能力。 2.3 磷化底漆 在铝合金表面涂磷化底漆是在铝磷化的同时形成
10、漆膜，磷化底漆本身不能单独起到底漆的作用，是一种表面预处理方法，主要用在不能进行阳极化或化学氧化的部件，如飞机表面涂层的返修重涂涂料时采用磷化底漆。磷化底漆使用简便，有优良的附着力，成膜性好、干燥快、脱漆性好，但对施工条件要求高。 3 微弧氧化技术及陶瓷层性能 在阳极氧化基础上发展起来的微弧氧化技术，又称微等离子体氧化或阳极火花沉积，是将 AL、Mg 、Ti 等有色金属或其合金置于电解质水溶液中，利用电化学方法在金属表面产生火花放电斑点，在热化学、等离子体化学和电化学的共同作用下，生成陶瓷膜层的方法5。它是一种直接在有色金属表面原位生长陶瓷层的新技术，其主要方式是通过在工件上施加电压，突破传统
11、的阳极氧化电流、电压法拉第区域的限制，阳极电位由几十伏提高到几百伏，氧化电流由小电流发展到大电流，由直流发展到交流，致使在工件表面出现电晕、辉光、微弧放电，甚至火花斑等现象，使工件表面的金属在微等离子体的高温高压下与电解质溶液相互作用，在金属表面形成 A1203 陶瓷膜，达到工件表面强化的目的。 铝合金材料的微弧氧化过程的突出特点是：(1) 与许多表面强化工艺相比，微弧氧化工艺设备简单，反应在常温下进行。在加工的过程中，不产生有害气体，残液排放符合环保要求。除了处理铝及铝合金材料之外，还可处理钛、镁、铌等金属，对黑色金属的强化处理也有很大进展；（2）大幅度提高了铝合金材料的表面硬度。具有良好的
12、耐磨、耐热、绝缘、抗腐蚀性能。这从根本上克服了铝合金材料在应用中的缺点，因此该技术有广阔的应用前景6。3.1 耐蚀性 文献 7 参照硫酸、铬酸阳极氧化膜评定标准，对未经处理的和经微弧氧化处理的试样进行点滴腐蚀实验。点滴实验所用的溶液成分为：盐酸(1.19g/cm3)25mL、重铬酸钾 3g、蒸馏水 75mL、溶液 pH 值为 12 。评定标准为表面液滴开始变绿所需的时间，实验结果如表 1。 表 1 点滴腐蚀实验结果 试样 膜厚/m 表面液滴开始变绿时间/min LY12 铝合金圆片 未经微弧氧化处理 30s LY12 铝合金圆片 4.5 10 LY12 铝合金圆片 15 20 LY12 铝合金
13、圆片 25 35 而氧化时间为 40min 的普通工业级阳极氧化膜,在点滴腐蚀实验6min 后表面开始变绿。可知微弧氧化处理后，试样的耐腐蚀性得到了较大的提高，且随着膜厚的增加，膜层中致密层的厚度也不断变大，耐腐蚀性会得到进一步提高。也有文献将制得的氧化膜经过 3000h 中性盐雾试验后，氧化膜表面未发现腐蚀坑，也未见任何腐蚀痕迹。 3.2 耐磨性 资料表明8 ，铝合金材料经过微弧氧化表面改性处理后，涂层的表面磨损外观比较均匀，并且磨损痕迹也比较轻微，而未经过微弧氧化处理的基材样品，其磨损状况就出现了“犁沟”现象。图 1 和图 2 为 LY12 铝合金表面微弧氧化膜与 45Cr 钢球对磨时轮廓
14、形貌和摩擦系数随实验时间的变化。由于两种材料弹性变形和塑性变形的高温稳定性，二者进行的是磨料磨损，初始摩擦因数比较高，达到 0.7 左右，随后稳步下降，逐渐达到平稳状态，此时摩擦因数在 0.48 左右，体积磨损率约为8.110 -8mm3/Nm，耐磨性能极. 为优异。国外对微弧氧化膜的研究表明，微弧氧化膜具有优良的摩擦磨损特性，其耐磨性可与硬质合金相媲美。 图 1 陶瓷球对磨时的轮廓形貌 图 2 陶瓷球对磨时的摩擦系数 3.3 绝缘性 绝缘性能提高的根本原因是陶瓷层厚度和致密性的增加。通过实验，在适当工艺参数控制下，微弧氧化陶瓷层的击穿电压可达 1200V，且随膜层增厚和致密性提高而增大。 3
15、.4 热分析 实验表明，300m 厚的耐热层在一个大气压下可承受 3000的高温，在 100 大气压下的气体介质中，承受 6000的高温达 2s，微弧氧化得到的陶瓷层与基体结合牢固，不会因急冷急热在基体与覆层之间产生裂纹6。 3.5 硬度与结合力 铝合金微弧氧化膜硬度很大，远高于阳极氧化铝层，其致密层显微硬度可达 8001700 HV，具有很强的负载支持能力。从氧化膜的表层到基体，其断面显微硬度值先增大后减小9，硬度的数值在膜/基体界面处逐渐过渡，具有缓冲作用，使软基体与硬质膜具有很强的结合力。 3.6 强度及疲劳性能 3.6.1 抗拉强度 以 LY12-CZ 铝合金为实验材料，对陶瓷层的强度
16、性能进行了初步探讨，试件尺寸为 200mm30mm 2mm，陶瓷层的厚度分别为 0m（表面阳极化）、15m、20m、25m。对于微弧氧化处理试样和未处理试样，强度性能和延伸率相当一致。这表明：在膜层较薄时，试样表面微弧氧化处理对铝合金材料的拉伸性能没有明显影响，不随膜厚的变化而改变。其静载数据如表 2。这一结果可以解释如下：材料的拉伸强度反映的是整体试样的宏观力学行为，取决于试样的整体组织结构，而在本试验条件下，微弧氧化处理只改变了试样表层几个微米深度的组织结构，其所产生的影响不会超出试验数据的波动范围(约为 3%5%)。此外，这一结果同时说明，由微弧氧化处理使材料表层快速加热和冷却，而导致试
17、样表层产生的残余应力，其应力水平明显低于材料的弹性极限，并未破坏整体材料的应力平衡，不会对材料的宏观强度性能产生不良影响。 表 2 试样静拉伸数据 膜层厚度/m 最大载荷/N 抗拉强度 b /MPa 延伸率/% 0 12210 407 23.0 15 12340 411.33 23.6 20 12256 408.53 22.6 25 12221 407.37 24.0 3.6.2 疲劳性能 文献10对微弧氧化处理试件的疲劳特性进行了研究，结果表明：膜厚为15m、20m 的试件的平均循环次数分别提高 19.8%、24.4% （与阳极化比较），膜厚为 25m 的试件的平均循环次数降低 14.6%。
18、可知，随着膜层厚度的增加，疲劳特性先提高后降低，膜厚有一极限值，大于极限值疲劳特性降低。从断口图片观察，膜层为 15m、20m 的试件疲劳断裂后断口膜层与基体结合紧密，膜厚为 25m 的试件疲劳断裂后断口膜层部分脱落，说明膜层厚度有一极限值，大于极限值，试件疲劳后膜层与基体结合不紧密，容易脱落。 4 结论 飞机防护涂层对抵抗环境对结构的腐蚀非常重要。涂层的防腐效果取决于本身的抗老化性能、力学性能及涂层与金属基体的附着力。一般涂层难以全部满足这 3 种性能要求。现役飞机所采用的涂层体系防腐效果比较差，这是飞机结构产生严重腐蚀的根本原因之一。目前我国沿海和内陆湿热地区服役的主要机种都存在不同程度的
19、涂层老化失效，及由此引起的基体结构腐蚀问题严重地影响着飞机的安全飞行、经济维修和使用寿命。因此研发抗环境老化品质优良、耐腐蚀的防护涂层，并将推广应用于飞机结构中，是当前军用飞机抗腐蚀研究和延长日历寿命亟待解决的关键技术。 飞机防护涂层体系由表面预处理、底漆、面漆组成。一直以来，人们致力于防腐涂料的研发，如研发了纳米复合涂料。微弧氧化技术是一项新型的铝合金表面改性技术，它把氧化铝的陶瓷性能与铝合金的金属性能结合起来，使材料具有更加优良的物理化学性能，为把此技术应用于军用飞机结构件的表面预处理上的可能性奠定了基础。此技术的成功应用也将是飞机防护涂层体系的革新。 参考文献 1 徐大雄，虞文胜 . 航
20、空材料M. 海潮出版社， 2004（3）：6984 2 薛文斌，邓志威，等. LY12 铝合金微弧氧化的尺寸变化规律J. 中国有色金属学报，1997， 7（3）：140143 3 何鼐,雷骏志, 华信浩. 航空涂料与涂装技术M. 化学工业出版社，2000（1 ）：176221 4 赵鹏辉，左禹. 铝阳极氧化膜腐蚀行为的研究D. 北京化工大学硕士学位论文，2001（5 ）：14 5 T.B. Van, S.D. Brown and G. P. Wirtz. Mechanism of Anodic Spark DepositionJ. J.Am. Ceram. Soc,1977，56（6）： 56
21、3566 6 袭建军，辛铁柱，罗晶，等. 铝及铝合金微弧氧化技术的特点及应用 J. 航天制造技术，2002，8（4）：4447 7 张欣宇，石玉龙，方明 . 微弧氧化陶瓷膜的性能研究J. 电镀与涂饰，2002 ，21 （6）：1 4 8 李金富，方克明，熊仁章，等. 铝合金微弧氧化陶瓷层的耐磨性J. 北京科技大学学报，2003 ，25 （6 ）：542544 9 魏同波，田军，阎逢元. LY12 铝合金微弧氧化陶瓷层的结构和性能J. 材料研究学报，2004 ，18 （2） 10 徐丽，陈跃良，郁大照，等 . LY12铝合金微弧氧化的疲劳特性研究J. 新技术新工艺，2006 ，11 作者简介 徐
22、丽（1980-）女，山东人，硕士研究生；研究方向：舰载机工程。飞机外蒙皮上非受力结构有限元模型设计浅析摘 要：飞机外蒙皮上的非受力结构具有这样的特性，既要向飞机传递本身的气动载荷，又不参与飞机整体受力。所以为该类结构建立有限元模型时，要综合考虑上述两个因素，以免出现有限元局部模型失真的情况。本文根据实际工作中所碰到的一些特殊问题，总结出该类结构的有限元模拟方法 引言为了保证更好的设计精度和安全性，现代飞机设计对细节的要求越来越高。我们在中建立飞机有限元模型时，经常会碰到一些用普通单元无法解决的问题，比如，民机的旅客观察窗、外蒙皮的非受力口盖等。这些结构具有这样的特性，既要向飞机传递本身的气动载
23、荷，又不参与飞机整体受力，即该结构需要设计为只向外传递气动载荷而不传递机身载荷。 理论依据为了解决这类问题，我们需要使用中的单元：和，下面先叙述这两种单元的工作原理。单元是一种刚性单元，它由一个主节点（ ）和若干个从节点（ ）构成。主节点和从节点之间被约束的自由度不能有相对位移，从节点之间被约束的自由度也不能有相对位移，即内所有的节点在被约束的自由度上是刚性的。所以的从节点适用于连接在一个较为刚性的子结构上。单元是一种柔性连接单元，由若干个主节点（ ）和一个从节点（ ）构成。它建立了不同节点的力与力矩的分配关系，也称之为插值单元。其局部刚度为零，不会对系统刚度产生影响。力和力矩在单元的作用下，
24、通过相应的权值，被从节点分配到一系列主节点上。 建立模型由于民机的旅客观察窗、外蒙皮的非受力口盖等非承力结构仅仅承受气动载荷，其在总体有限元模型中所起的作用也仅仅是在不影响飞机总体传力的前提下，使飞机承受的气动载荷完整而精确。所以这些非受力结构本身在总体有限元模型中的计算结果并不重要。我们可以将飞非受力结构的边界节点定义为的从节点；将该非受力结构连接的口框上的节点定义为主节点，并在非受力结构的中间定义一个节点，使得该节点既是的主节点也是的从节点。这样，就建立起一个单向的载荷传递模型。非受力结构承受的气动载荷通过的从节点传递给的主节点，进而传递给加筋板的口框。反过来，飞机通过口框分流的载荷却不会
25、受到非受力结构的影响；而且，由于与口框连接的的局部刚度为零，所以也不会影响口框的局部刚度。（注意：在有限元模型中，非受力结构与口框各自的节点坐标虽然相同，但并不共节点，即为两个孤立的结构）下面将建立一个简单的非受力结构模型，验证该方法的合理性。下图是一的加筋板示意图，其中中间部位为一的非受力口盖。加筋板的加强筋为型，高度为，宽，厚；加筋板厚；口盖厚。口盖和加筋板的材料均为。载荷和约束：在加筋板上部加筋处施加两个集中力（各为），两侧简支约束，另在加筋板及口盖上均匀施加的压力。建立加筋板和口盖的有限元模型，如图所示，将口盖周围的节点设为从节点（ ），将加筋板口框上的节点设为的主节点（），的主节点和
26、的从节点共用口盖中间的一个节点。口盖上的气动载荷通过从节点，经过主节点（也即的从节点），然后被的从节点分配到口框的一系列主节点上。给模型赋上材料，施加载荷和约束，就可以对其进行计算。 结果分析计算结果分析见上述模型所施加的载荷分成两个工况，工况一为加筋板和口盖承受气动压力（）的情况；工况二为加筋板单独承受集中载荷的情况（）。两个工况约束相同。提交计算，得：（）工况一：口盖的（、）总载荷为。口盖的面积为，承受的压力，口盖实际承受的气动载荷为：图 非受力口盖与结构连续，与有限元计算结果相同，即口盖承受的载荷全部由传给加筋板。（）工况二：口盖的（、）总载荷为零。按设计要求，口盖是非承力结构，即不参与
27、口盖以外载荷的传递，所以加筋板单独加载的时候，与口盖连接的载荷为零，这与有限元计算结果相同。对比分析根据上面的计算结果，我们来对比以前对外蒙皮上的非受力结构常用的处理方法，其一是完全开口，其二是模拟成连续单元。（）完全开口虽然保证了飞机传力的准确性，但因其开口导致局部气动载荷的缺失（），依然会影响局部的载荷分布，导致设计精度下降。（）将口盖与加筋板模拟成连续单元虽然能够保证气动载荷正确施加，但同时也会影响局部结构传力。为了说明问题，将上述模型的删除，并将口盖和加筋板模拟成连续单元，在加筋板单独加载（上述工况二）的情况下，口盖上缘在向分流了的载荷（下图右），而该截面（截面）传递的总载荷为（下图左
28、）。也就是说，将非受力结构模拟成连续的模型，可能会导致较大的局部误差。 结语由上可知，为了保证更好的设计精度和安全性，我们在建立有限元模型时，应充分考虑非受力结构的影响。尤其是民机领域，更高的设计精度意味着更低的设计重量（即更高的经济性）和更高的安全性。上就可以直接得出。同时应注意，新的螺旋布料器铺筑的路面可能要粗糙些，其原因是分明的棱角没有被磨平。两台摊铺机梯形铺筑时最好用使用时间差不多的摊铺机，铺筑整体效果要好些。 螺旋布料器转动的停顿也会造成混合料局部离析在摊铺过程中，除保持摊铺机连续、匀速摊铺外，尚应注意摊铺机螺旋布料器均匀连续转动，可通过调节红外线传感器保证螺旋的匀速、不停顿转动。因
29、为螺旋或快或慢会造成布料器停顿，此时混合料不处于推动状态，斜面上的大颗粒骨料会自然下滑，造成混合料的离析。 摊铺机接料斗拢料会造成部分粗骨料相对集中而导致混合料离析为防止摊铺机接料斗中的混合料丧失温度而影响摊铺效果，摊铺机操作手一般都会经常拢料，使料斗中的混合料温度处于适宜状态，殊不知摊铺机的拢料往往会使粗骨料相对集中而导致混合料的离析。这是因为汽车在往摊铺机接料斗中卸料时，由于斜面的作用，一些较粗的颗粒将会滚落到料堆的底部，这正处在接料斗两侧，除非拢料，这些粗骨料较多的混合料是不可能被摊铺的。从路面外观上看一块表面较粗的现象，很有规律，就是摊铺机拢料造成的。因此，施工时应减少拢料次数，并且在
30、拢料时应注意接料斗较满时拢料，以避免粗骨料的过多集中。造成混合料离析的原因不仅仅就此八条，像运输车辆的衔接不当，使接料斗中的混合料偏少，卸料时较多粗料会被先期摊铺，同时各环节的温度离析也要严格控制。熨平板的预热温度不足，熨平板底部不光滑等均会导致沥青路面被拉毛，而导致路面在一个断面内整体效果不佳。这种现象仅仅是外观不一致，不是真正的离析，但也应注意避免。就离析而言，我认为选择一个好的级配是关键所在，比如，还有注意施工的细节要点，均能很好地解决沥青混凝土的离析问题。参考文献 公路工程质量检验评定 公路沥青路面施工技术规范公路工程沥青及沥青混合料试验规程宜兴市干线办沥青路面施工指导意见基于波音紧急
31、服务通告的飞机机身蒙皮搭接处裂纹检查基于波音紧急服务通告 SB737-53A1319 的 737-300/400/500 飞机机身蒙皮搭接处下蒙皮裂纹检查 北京飞机维修工程有限公司 潘建华 摘 要：疲劳裂纹使飞机机身搭接处蒙皮破损开裂，导致飞机快速释压故障。本文介绍了近期波音发布相关紧急服务通告 SB737-53A1319，以及采取的检查措施双频、中频和低频涡流检查方法。 关键词：NDT；双频、低频涡流检查；机身搭接蒙皮裂纹 1、背景 2011 年 4 月 4 日波音发布紧急服务通告 SB 737-53A1319 “机身站位 BS360-908 站位、 S-4 长桁蒙皮搭接处的下蒙皮裂纹检查”
32、 ，随后 4 月 8 日 FAA 发布适航指令 AD 2011-08-51（SB 737-53A1319R1）。紧急服务通告针对生产线号为 2553-3132 的 737-300/400/500 型飞机。 紧急服务通告和 AD 指令的发布，是源于近期一架 737-300 飞机机身 BS664-727 站位 S-4L 长桁蒙皮搭接处出现破损开裂，导致快速释压故障。调查表明，蒙皮破损开裂是位于蒙皮搭接处的下蒙皮出现疲劳裂纹所引起的。该飞机总飞行循环 39，781，总飞行小时48，740。服务通告规定了生产线号为 2553-3132 的 737-300/400/500 型飞机机身站位 BS664-7
33、27 站位 S-4 长桁蒙皮搭接处的下蒙皮裂纹检查期限和检查方法。如果该区域裂纹没有被检查出，则裂纹可能扩展，导致不可控的释压故障。典型的裂纹如图 1 所示。 国内受此影响的 737 飞机超过 20 架。2、检查措施 2.1 检查期限 该服务通告规定；所有受影响的飞机，在 30，000 飞行循环之前或在通告 SB 初始发布的 20 天内、总飞行循环在 30,000- 34,999 之间时在通告初始发布的 20天内、总飞行循环在 35,000 以上时在通告初始发布的 5 天内，完成 NDT 检查。重复检查间隔不超过 500 飞行循环。 2.2 检查方案 通告提供了从外部接近或从内部接近，两种检查
34、方法。外部接近检查采用两次双频涡流检查方法。检查需要 2 人操作，6 小时/人。内部接近检查采用详细目视+中、低频涡流检查方法。检查需要 2 人操作，2.5 小时/人。如果发现裂纹显示，需要从内部接近检查或开孔高频涡流检查。确认裂纹后，联系波音以提供修理方案。检查流程图见图。 3、外部涡流检查 双频涡流检查 紧急服务通告首先推荐的是从机身外部接近检查（53-30-00 图 9）。外部接近是采用反射式滑动探头双频涡流检查方法。通告要求实施两次检查。首先，探头中心对准下排紧固件孔中心进行扫查（按 53-30-00 图 9 相应步骤）如图 3a所示。然后，将探头中心线沿埋头紧固件下边缘，进行第 2
35、次扫查，如图 3b 所示。第 2 次检查的目地是防止漏掉下方向的裂纹。如果外层蒙皮经过加强修理，则不要求检查。 双频涡流是一种多频信号处理技术，它同时以两个频率信号激励探头。根据第一层蒙皮（上蒙皮）厚度确定第一个激励频率，再根据两层蒙皮（上、下蒙皮）总厚度确定第二个激励频率，然后分别在单频模式下调整两个频率的各自参数，最后是用双频（混频）模式调整灵敏度和检测。目的是消除第一层结构的干扰，以得到准确的裂纹显示。 双频涡流参考试块的模拟裂纹长度范围 0.18in（4.57mm）-0.25in(6.35mm)，具体裂纹长度根据上、下蒙皮的厚度确定。操作频率范围 1kHz-20kHz，根据蒙皮厚度设定
36、频率 F1 和 F2 （程序提供了不同蒙皮厚度的设定频率）。两频率相差 1/4 倍。例如，蒙皮厚度在 0.063（1.6mm）-0.070in（1.78mm）时，设定 F1 频率为 12 kHz，则 F2 应设定为 3kHz。调整灵敏度和检查时，设定为混频模式。由于低频涡流灵敏度低，如果发现裂纹显示，还需从内部接近检查或开孔涡流检查确认。 4、内部涡流检查 根据 SB 737-53A1319 的检查措施，内部涡流检查是可选择的外部涡流检查的替代方法。另外，当外部检查发现裂纹显示时，还需要内部接近检查确定裂纹。内部接近检查，需要拆除内饰、隔音棉等附件。根据不同的机身结构和区域，有两种内部检查方法
37、；不在抗剪带区域，采用中频涡流检查。在抗剪带区域，采用低频涡流检查。 4.1 中频涡流检查 中频涡流是检查不在抗剪带区域的下蒙皮下排紧固件孔周围（53-30-16）。操作频率范围 25kHz- 30kHz。参考试块的模拟裂纹以 18角从孔边缘向外延伸，裂纹长 0.135in（3.4mm）-0.15in(3.8mm)。检查时，使用直角探头沿紧固件周围扫查，如图 4所示。发现裂纹显示，确定裂纹长度。必要时，拆除紧固件作开孔高频涡流检查。 4.2 低频涡流检查 低频涡流是检查抗剪带区域的下蒙皮下排紧固件孔周围（53-30-12），如图 5所示。操作频率范围 8kHz- 10kHz。参考试块的模拟裂纹
38、长 0.2in（5.0mm）。检查时，使用直角探头沿紧固件周围扫查。扫查时应注意，抗剪带边缘可能产生干扰信号。发现裂纹显示，拆除紧固件作开孔高频涡流检查确认。 无论从外部或内部接近实施的低频涡流检查，由于其灵敏度低于中频和高频涡流。因此，低频检查发现裂纹尤其是小裂纹显示时，通常需要拆除紧固件作开孔高频涡流检查确认。 5、综述 本次波音发布的紧急服务通告是针对生产线号为 2553-3132 的 737-300/400/500 型飞机。实际上，之前生产的 737 飞机在相同区域的机身蒙皮搭接处的下蒙皮也出现过裂纹。波音在 1994 年 11 月 8 日和 2002 年 10 月 17 日先后发布了
39、服务通告 SB737-53A1177 、SB 737-53A1255。采取的检查措施也基本相同。但是，之前的两次通告要求首次检查的飞行循环数在 45，000 以上，远超过 30，000 循环。检查间隔 1，200 循环，也大于本次通告要求。在 SB737-53A1177 通告发布以来，已报告有 32 架飞机共发现 3， 028 条裂纹（飞行循环在 44,000 - 82,000 之间）。裂纹初始位置在抗剪带区域的下蒙皮下排紧固件周围，次生裂纹在抗剪带之间的下蒙皮下排紧固件周围。裂纹最长 0.52in。 波音分析和测试表明，此类裂纹使用孔边缘 0.030inX0.030in 模拟裂纹的试块调整灵敏度，可以有效检查出来。在抗剪带区域的紧固件孔裂纹使用0.030inX0.030in 人工切槽的试块调整灵敏度不能有效检查出来。由于该区域下蒙皮在中层，起始裂纹在多个位置。如果不能被开孔涡流检查发现，相邻裂纹可能会相连成大裂纹。如果孔周围的裂纹不能完全被去除，被保留的裂纹会继续扩展。由于被扩孔修理，裂纹达到临界长度时将导致剩余强度降低。因此，必须实施预防性修理和改装。目前，至少有数百架飞机已经实施了修理或改装。本次通告提醒我们；对于老龄飞机或 30，000 以上飞行循环的飞机，在阶段性维护或维修检查时应注意机身蒙皮搭接处的检查（包括详细目视）。
