张中波

(中国民用航空飞行学院 航空工程学院，四川 广汉 618307)

机体蒙皮划痕是指蒙皮表面上的细长、深度较浅的可见线性损伤(最大深度被定义为0.006英寸(0.15 mm))[1]。调查发现机体划痕是由于在除去机体蒙皮边缘的密封胶或是在清除机体外表面的黏贴标牌的过程中，由于使用了金属刀具或者不合适的硬质工具而造成的。因此，机体划痕常发生在有密封胶密封的机身蒙皮搭接或对接处、修理件边缘以及黏贴标牌处，图1所示的是搭接区域下部的划痕。

图1 搭接区域下部的划痕

统计波音飞机公司从2003年至2007年的报告，在波音飞机上发现了87条划痕裂纹，其中，在一架B737蒙皮飞机搭接部位发现的两条划痕裂纹长度分别达到5英寸(127 mm)和8英寸(203 mm)，在一架B747飞机发现一条长达30英寸(762 mm)的划痕裂纹[2]。

由于蒙皮铝合金基体外的包铝层厚度一般很薄(是蒙皮厚度的5 %左右)，划痕造成的裂纹很容易穿透包铝层，进一步损伤其下面的铝合金基体，最终可能形成疲劳裂纹，图2所示为划痕剖面及其产生的裂纹。蒙皮上的疲劳裂纹可能最终会造成飞机空中释压，导致灾难性的后果。

图2 划痕剖面及其产生的裂纹

国内关于民机机体划痕的研究相对较少。殷允信[1]结合波音公司发布的维护/维修方案和服务通告，对飞机维修中划痕损伤的处理进行了总结。文献[2-4]计算了划痕缺口的最大应力，得出了循环载荷下构件的疲劳寿命，分析了不同划痕深度对机身增压蒙皮结构应力集中和疲劳寿命的影响。庄葆华等人[5]介绍了飞机表面划痕非接触测量的激光三角扫描法，给出了激光三角测头正确放置方式，提出改善测量精度的测头姿态调整法和表面喷涂法。张文军等人[6]设计了一种基于数字图像处理技术的表面划痕测量系统。本文根据常出现机体划痕的部位结构特点，建立其应力分析模型，通过变化外载荷、划痕缺口宽度、深度等参数，采用有限元分析方法，研究应力集中系数与载荷、划痕宽度、划痕深度等之间的变化关系，得出了民机机体蒙皮划痕处理的三种方案。

1 分析模型

1.1 模型的几何尺寸及结构

因飞机蒙皮表面的划痕通常发生在上下蒙皮搭接部位附近，位于下蒙皮上。为了模拟不同深度、不同宽度的表面划痕对蒙皮受力的影响，采用试件结构及尺寸如图3所示[4]。试件结构为两块相同的铝合金板，通过四排三列铆钉铆接组成试件。铝合金板的长度为140 mm，宽度为45.5 mm，厚度为2.5 mm，搭接后整体长度为245 mm。划痕设计位于搭接处上蒙皮的边缘，底部的形状为半圆形或半椭圆形。

图3 试件结构及尺寸

1.2 确定试件物理属性

根据波音公司的SRM手册[7]，选取Ly12-cz铝合金材料。Ly12-cz铝合金机械性能和疲劳特性参数如表1所示。进行应力分析前，在分析软件ABAQUS的属性功能模块中根据表1的参数对模型进行材料定义。

表1 Ly12-cz铝合金机械性能与疲劳特性参数

1.3 边界条件与载荷设置

民机在飞行过程中，机身增压载荷使得机身蒙皮承受环向拉应力。因此，对上述试件模型，将下蒙皮最左端面上的所有节点自由度全部进行约束，形成固定端。对上蒙皮最右端面上所有节点只在水平方向上施加单位作用载荷，边界条件与载荷如图4所示。

图4 边界条件与载荷

2 结构应力分析

考虑铆钉的应力情况不是研究的重点，且加入铆钉后的建模、装配、设置、分析等工作量巨大，故通过多点约束(Multi-Point Constraint，MPC)的方法，将上、下蒙皮的铆钉孔内表面连接起来，使上下铆钉孔的六个自由度均被绑定在一起，以模拟真实的铆接情况。

2.1 网格划分

在结构应力分析过程中，网格划分是一个十分重要的环节，网格质量的好坏不仅直接关系到分析是否能够顺利、快速地完成，而且也关系到是否能够得到高精度的分析结果。在本文中，上蒙皮受力情况不是分析的重点，为减少工作量和节省分析时间，对上蒙皮采取较简单的扫略网格划分技术，上蒙皮网格如图5所示。

图5 上蒙皮网格

下蒙皮先被分割为两个部分，即含有铆钉孔与划痕的区域和其他的平板区域。为了使网格划分更加精细、分析结果更加精确，对含有铆钉孔和划痕的区域进行二次区域划分及网格划分，下蒙皮网格如图6所示。

图6 下蒙皮网格

2.2 当划痕尺寸相同，应力集中系数与载荷之间的关系

本文将应力集中系数K定义为：

式中，σmax表示划痕缺口处的最大应力，σn表示无划痕时的应力。应力集中系数表征了蒙皮产生划痕后，划痕处的局部应力增高程度。图7为划痕线区域的受载应力云图。

图7 划痕线区域的受载应力云图

当划痕顶端半圆形的曲率半径R为0.1 mm，深度H为0.2 mm时，外载荷与应力集中系数的变化关系如图8所示。

图8 划痕外载荷与应力集中系数关系图

由图8可以看出，当外载荷为10 MPa和200 MPa时，应力集中系数最大，为16.8。当载荷为500 MPa时，应力集中系数最小，为16.5，但是两者相差仅为1.8 %。故可得出结论：如果划痕尺寸不变，即使构件的外载荷逐渐增加，应力集中系数基本保持不变，即划痕处的局部应力增高程度基本相同。

2.3 应力集中系数随划痕尺寸的变化关系

保持外载荷不变，逐渐改变划痕的宽度和深度等缺口尺寸，得到应力集中系数与划痕深度、宽度的变化关系。

图9所示的是应力集中系数与划痕宽度的变化关系。当划痕深度一定时，应力集中系数随着缺口曲率半径(即划痕宽度)的增大而减小，蒙皮疲劳寿命会随之增大。另外，当划痕深度较小时，应力集中系数随宽度增加而减小的程度不明显；而当深度较大时，应力集中系数随宽度增加而快速下降。

图9 应力集中系数与划痕宽度的变化关系

图10所示的是应力集中系数与划痕深度的变化关系。当蒙皮划伤宽度不变时，随着划伤深度的增加，应力集中系数逐渐增大，蒙皮疲劳寿命会随之减小。另外，当划痕宽度较大时，应力集中系数随深度增加而增加的程度不明显；而当宽度较小时，应力集中系数随深度增加而快速增加。

图10 应力集中系数与划痕深度的变化关系

根据上述分析可知，在实际航线维护检查中，应该重点“关注”划痕的深度，着重检查深度值较大的划痕，而宽度值较大的划痕对蒙皮疲劳寿命的影响相对较小。

3 划痕航线处理

根据划痕所在区域、损伤程度和损伤范围，参考相应飞机制造商的服务通告[8-10]，采用不同的划痕处理方案。主要有下面三种：

3.1 接受划痕损伤

从上面应力分析可知，当划痕深度较小时，应力集中系数较小，对蒙皮的疲劳寿命影响较小。因此在波音飞机绝大部分要求检查的区域内，接受深度小于0.001英寸(0.025 mm)的划痕，并且不要求后续的检查和监控。

3.2 持续性检查/监控

对于深度在0.001～0.006英寸(0.025～0.15 mm)之间的划痕，一般采取保持损伤现状并执行持续性检查/监控是否有裂纹的方案。由图9可知，当划痕深度相同时，如增大划痕的宽度，可以降低划痕部位的应力集中系数。因此，如图11划痕线打磨所示，也可对划伤部位进行打磨，拓宽划痕的宽度。

图11 划痕线打磨

3.3 进行修理

从图10可知，当划痕深度超过0.15 mm后，应力集中系数会快速增加，蒙皮疲劳寿命会随之快速下降。飞机运营一段时间后，划痕部分将产生裂纹，威胁飞机的飞行安全。因此在实际航线维护中，对较深的划痕应进行修理，通常采取挖补修理的方法。挖补修理的原理是将出现划痕、强度减弱的飞机蒙皮去除掉，防止因划痕产生的裂纹沿整个机身蒙皮扩展，而加以补片和加强片从而恢复飞机蒙皮的气动外形和强度。图12所示是针对机身桁条间蒙皮出现缺陷采取的蒙皮挖补修理。

图12 蒙皮挖补修理

4 结语

机体划痕是民用运输机蒙皮表面上最常见的损伤之一，常发生在有密封胶密封的机身蒙皮搭接或对接、修理件边缘等位置。本文根据其发生部位的结构特点，建立机体划痕应力分析模型，通过变化外载荷、划痕缺口宽度、划痕缺口深度参数，采用有限元分析方法，研究了应力集中系数与载荷、划痕宽度、划痕深度等之间的变化关系。根据结果得出，在实际航线维护检查中，应该重点“关注”划痕的深度，着重检查深度值较大的划痕，而宽度值较大的划痕对蒙皮疲劳寿命的影响相对较小。最后结合数据分析讨论了划痕处理的三种方案，为航线维护中划痕处理提供理论支持。