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[摘 要]20世纪70年代中期，我国对于飞机设计规范进行了相关飞机设计和评定方法的研究行业分析，将损伤容限设计技术作为一种较为新型的确定方式，如今飞机向着多层结构发展，因此如果一旦出现裂纹问题将会导致发生严重的问题。本文章将会针对此种问题进行相应分析，希望能够对有关工作有所借鉴作用。
[关键词]飞机结构；裂纹；检测
中图分类号：V21 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2017）41-0106-01
1 飞机结构中出现的裂纹情况
1.1 机身壁板裂纹
损伤容限试验分裂纹扩展试验和剩余强度试验阶段进行。根据飞机1h典型飞行任务剖面，机身壁板为前机身等直段上壁板，全机有限元分析结果，最大值获取裂纹扩展试验轴向拉伸载荷为227.1kN，应力比R=0.1，采用等幅谱施加载荷。剩余强度试验载荷是裂纹扩展试验载荷的1.5倍，即340.7kN。
左右两侧裂纹扩展，左侧裂纹扩展速率略低于右侧裂纹，总体扩展趋势一致对称性较好；在此过程中裂纹扩展缓慢，裂纹从半长12.5mm扩展到70mm，载荷循环了22318次；裂纹扩展到从70mm扩展到180mm，呈快速扩展趋势，裂纹扩展速率明显加快载荷循环了3195次；在接近两跨长桁时裂纹扩展速率有所减慢，表明长桁对裂纹有止裂作用；当两侧半裂纹长度为192mm时，停止裂纹扩展试验，此时裂纹扩展寿命为26040次。
试验件沿环向裂纹方向完全断裂破坏。经检查，机身壁板试验件7根长桁全部斷裂破坏，同时部分铆钉断裂。
1.2 翼梁结构疲劳裂纹
在翼梁结构疲劳损伤容限试验过程中，腹板上裂纹扩展到A点，C-C截面处蒙皮孔边出现了疑似可检裂纹，如图2所示。
针对结构提前出现裂纹，在裂纹修理方面国内外提出了在裂纹尖端打止裂孔，延缓裂纹的扩展采用焊接加强筋条阻止或胶结、铆接、在机翼整体壁板修理胶补波纹板补强法，结合试验具体情况，裂纹修理的经济性和工艺性考虑，为了延缓裂纹在蒙皮上的扩展，蒙皮仍能正常传递载荷，使得腹板上裂纹扩展到B点之前，将C-C截面预制裂纹处的铆钉及两侧各1排共3排铆钉提出了拆除的方法，延缓裂纹的扩展等修理措施直到试验结束，当腹板上裂纹扩展到预期的B点位置附近时，蒙皮仍能有效传递载荷。
1.3 飞机液压导管裂纹
对故障导管断口进行理化分析，导管断裂性质为疲劳断裂，裂纹起源于导管表面与平管嘴接触部位；导管发生严重振动，造成表面与平管嘴端面之间发生微动磨损，损伤导管表面。飞机进厂大修时，按工艺要求对故障导管进行外观检查，在检查过程中发现平管嘴根部管体有深度约0.2mm磨痕，不符合工艺规定的导管表面损伤深度不超过0.1mm要求。失效分析结论为导管异常振动导致裂纹故障发生。为验证导管是否存在异常振动现象，重新加工新制导管，参照某国产飞机导管应力测试标准，对该架飞机故障导管进行动态应力测试，测试结果最大应力达到72MPa，已严重超出标准规定的不大于40MPa的要求。
2 检测与识别
2.1 裂纹扩展试验
（1）环向裂纹裂纹扩展试验中基本沿直线扩展，左右两侧裂纹具备较好的扩展对称性，扩展趋势总体一致，呈缓慢裂纹扩展特性半裂纹长度小于70mm时；环向裂纹扩展到两跨长桁时，可达设计剩余强度载荷的153%。（2）得到的裂纹扩展寿命利用Paris公式計算与试验结果的a-N曲线趋势一致性较好，计算结果偏安全，满足工程要求，相对误差为6.3%。（3）对于含环向裂纹的机身壁板，建议由于两跨裂纹尺寸相对较短，采用线弹性断裂力学加塑性修正准则估算结构的剩余强度。含环向裂纹机身壁板的剩余强度该方法估算得到的与试验结果的误差仅为2.6%，且偏安全。
2.2 蒙皮孔边疲劳分析
当裂纹扩展到B点时，以上分析可以看出，蒙皮孔边临界可能裂纹较短提前发生断裂。如果试验前进行试验，不拆除铆钉C-C截面蒙皮结构前、后1排铆钉孔的疲劳寿命为38479次循环。表面上看，拆除铆钉后其孔边疲劳寿命得到了延长，如这3排铆钉试验前拆除，60816次循环则为该3排铆钉孔的疲劳寿命，实质上拆除铆钉后，危险部位发生了转移，铆钉孔其临近的将成为危险孔，原来危险孔疲劳寿命此时与新的危险孔疲劳寿命一样，也是38479次循环，3排铆钉如果试验前就拆除，显然毫无意义，C-C截面蒙皮结构前、后1排铆钉孔疲劳寿命如果当试验进行到38479次循环的一半时，再拆除这附近3排铆钉，由于这3排铆钉孔成为空孔，同时临近的2排孔也才刚刚成为新的危险孔，疲劳寿命将得到较大的改善。这样，通过逐渐转移疲劳危险部位可以使试验件疲劳寿命得到较大提高。
2.3 预防导管裂纹的措施
针对故障原因，工厂制定了改进措施，从导管加工、装配、动态应力测试等方面进行预防。1将923导管的长度控制在200士lmm，减小其在共振激励时平管嘴根部管体所受到的应力。2明确浮动卡箍安装位置。导管安装时，将浮动卡箍固定在距38框80一100mm位置，预防共振现象的发生。3开展动态应力测试。导管安装完成后，参照某型机技术标准进行动态应力测试，应力不大于40Mpa。通过分析过程看出，923导管发生磨损导致裂纹的原因为异常振动引起动态应力超标。排除动态应力超标故障可以通过调整浮动卡箍固定位置，使管系固有频率偏离发动机工作频率，减小共振现象的发生；在导管长度满足连接的情况下，减小923导管自身长度，在振动环境下可以有效地降低923导管根部的应力，预防导管裂纹故障的发生。
2.4 腹鳍型材裂纹的预防
应注意在机场维修时恶劣天气和周围环境的腐蚀影响，避免粗暴维修和用尖锐工具划伤，同时腹鳍要注意盖好蒙布。为防止腹鳍擦伤疲劳，在重复载荷作用下，减少接触表面发生相对运动，可以对相互接触的部件加固，出现擦伤或磨损；另外使用干涉配合的衬套在耳孔内等可使邻接的零件分离，如在连接件贴合面间加以垫片。建议依据飞机维修规程，制定出对腹鳍型材安全检查周期的合理时限，将该故障隐患做到及时消灭在萌芽状态，确保飞机飞行安全。
综上所述，结构细节部位传力发生变化，疲劳危险孔发生转移，孔壁出现较大损伤时，应更换零部件，确保结构寿命安全。文章对结构发生裂缝的问题，以及其振动是否为导致型材经常出现裂纹故障的直接原因，尚有待进一步研究。
参考文献
[1] 谭晓明，陈跃良，段成美.飞机结构搭接件腐蚀三维裂纹扩展特性分析[J].航空学报，2005，01：66-69.
[关键词]飞机结构；裂纹；检测
中图分类号：V21 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2017）41-0106-01
1 飞机结构中出现的裂纹情况
1.1 机身壁板裂纹
损伤容限试验分裂纹扩展试验和剩余强度试验阶段进行。根据飞机1h典型飞行任务剖面，机身壁板为前机身等直段上壁板，全机有限元分析结果，最大值获取裂纹扩展试验轴向拉伸载荷为227.1kN，应力比R=0.1，采用等幅谱施加载荷。剩余强度试验载荷是裂纹扩展试验载荷的1.5倍，即340.7kN。
左右两侧裂纹扩展，左侧裂纹扩展速率略低于右侧裂纹，总体扩展趋势一致对称性较好；在此过程中裂纹扩展缓慢，裂纹从半长12.5mm扩展到70mm，载荷循环了22318次；裂纹扩展到从70mm扩展到180mm，呈快速扩展趋势，裂纹扩展速率明显加快载荷循环了3195次；在接近两跨长桁时裂纹扩展速率有所减慢，表明长桁对裂纹有止裂作用；当两侧半裂纹长度为192mm时，停止裂纹扩展试验，此时裂纹扩展寿命为26040次。
试验件沿环向裂纹方向完全断裂破坏。经检查，机身壁板试验件7根长桁全部斷裂破坏，同时部分铆钉断裂。
1.2 翼梁结构疲劳裂纹
在翼梁结构疲劳损伤容限试验过程中，腹板上裂纹扩展到A点，C-C截面处蒙皮孔边出现了疑似可检裂纹，如图2所示。
针对结构提前出现裂纹，在裂纹修理方面国内外提出了在裂纹尖端打止裂孔，延缓裂纹的扩展采用焊接加强筋条阻止或胶结、铆接、在机翼整体壁板修理胶补波纹板补强法，结合试验具体情况，裂纹修理的经济性和工艺性考虑，为了延缓裂纹在蒙皮上的扩展，蒙皮仍能正常传递载荷，使得腹板上裂纹扩展到B点之前，将C-C截面预制裂纹处的铆钉及两侧各1排共3排铆钉提出了拆除的方法，延缓裂纹的扩展等修理措施直到试验结束，当腹板上裂纹扩展到预期的B点位置附近时，蒙皮仍能有效传递载荷。
1.3 飞机液压导管裂纹
对故障导管断口进行理化分析，导管断裂性质为疲劳断裂，裂纹起源于导管表面与平管嘴接触部位；导管发生严重振动，造成表面与平管嘴端面之间发生微动磨损，损伤导管表面。飞机进厂大修时，按工艺要求对故障导管进行外观检查，在检查过程中发现平管嘴根部管体有深度约0.2mm磨痕，不符合工艺规定的导管表面损伤深度不超过0.1mm要求。失效分析结论为导管异常振动导致裂纹故障发生。为验证导管是否存在异常振动现象，重新加工新制导管，参照某国产飞机导管应力测试标准，对该架飞机故障导管进行动态应力测试，测试结果最大应力达到72MPa，已严重超出标准规定的不大于40MPa的要求。
2 检测与识别
2.1 裂纹扩展试验
（1）环向裂纹裂纹扩展试验中基本沿直线扩展，左右两侧裂纹具备较好的扩展对称性，扩展趋势总体一致，呈缓慢裂纹扩展特性半裂纹长度小于70mm时；环向裂纹扩展到两跨长桁时，可达设计剩余强度载荷的153%。（2）得到的裂纹扩展寿命利用Paris公式計算与试验结果的a-N曲线趋势一致性较好，计算结果偏安全，满足工程要求，相对误差为6.3%。（3）对于含环向裂纹的机身壁板，建议由于两跨裂纹尺寸相对较短，采用线弹性断裂力学加塑性修正准则估算结构的剩余强度。含环向裂纹机身壁板的剩余强度该方法估算得到的与试验结果的误差仅为2.6%，且偏安全。
2.2 蒙皮孔边疲劳分析
当裂纹扩展到B点时，以上分析可以看出，蒙皮孔边临界可能裂纹较短提前发生断裂。如果试验前进行试验，不拆除铆钉C-C截面蒙皮结构前、后1排铆钉孔的疲劳寿命为38479次循环。表面上看，拆除铆钉后其孔边疲劳寿命得到了延长，如这3排铆钉试验前拆除，60816次循环则为该3排铆钉孔的疲劳寿命，实质上拆除铆钉后，危险部位发生了转移，铆钉孔其临近的将成为危险孔，原来危险孔疲劳寿命此时与新的危险孔疲劳寿命一样，也是38479次循环，3排铆钉如果试验前就拆除，显然毫无意义，C-C截面蒙皮结构前、后1排铆钉孔疲劳寿命如果当试验进行到38479次循环的一半时，再拆除这附近3排铆钉，由于这3排铆钉孔成为空孔，同时临近的2排孔也才刚刚成为新的危险孔，疲劳寿命将得到较大的改善。这样，通过逐渐转移疲劳危险部位可以使试验件疲劳寿命得到较大提高。
2.3 预防导管裂纹的措施
针对故障原因，工厂制定了改进措施，从导管加工、装配、动态应力测试等方面进行预防。1将923导管的长度控制在200士lmm，减小其在共振激励时平管嘴根部管体所受到的应力。2明确浮动卡箍安装位置。导管安装时，将浮动卡箍固定在距38框80一100mm位置，预防共振现象的发生。3开展动态应力测试。导管安装完成后，参照某型机技术标准进行动态应力测试，应力不大于40Mpa。通过分析过程看出，923导管发生磨损导致裂纹的原因为异常振动引起动态应力超标。排除动态应力超标故障可以通过调整浮动卡箍固定位置，使管系固有频率偏离发动机工作频率，减小共振现象的发生；在导管长度满足连接的情况下，减小923导管自身长度，在振动环境下可以有效地降低923导管根部的应力，预防导管裂纹故障的发生。
2.4 腹鳍型材裂纹的预防
应注意在机场维修时恶劣天气和周围环境的腐蚀影响，避免粗暴维修和用尖锐工具划伤，同时腹鳍要注意盖好蒙布。为防止腹鳍擦伤疲劳，在重复载荷作用下，减少接触表面发生相对运动，可以对相互接触的部件加固，出现擦伤或磨损；另外使用干涉配合的衬套在耳孔内等可使邻接的零件分离，如在连接件贴合面间加以垫片。建议依据飞机维修规程，制定出对腹鳍型材安全检查周期的合理时限，将该故障隐患做到及时消灭在萌芽状态，确保飞机飞行安全。
综上所述，结构细节部位传力发生变化，疲劳危险孔发生转移，孔壁出现较大损伤时，应更换零部件，确保结构寿命安全。文章对结构发生裂缝的问题，以及其振动是否为导致型材经常出现裂纹故障的直接原因，尚有待进一步研究。
参考文献
[1] 谭晓明，陈跃良，段成美.飞机结构搭接件腐蚀三维裂纹扩展特性分析[J].航空学报，2005，01：66-69.