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孙安全，郭初阳，刘立彬 (驻西飞公司军事代表室，陕西 西安 710089) 摘 要：我国自主研发的某型飞机自交付用户以来，先后有50余架飞机出现过襟翼舱隔板不同程度的裂纹问题，该问题不仅严重影响了飞机完好率，还给飞行安全埋下了隐患。为彻底解决襟翼舱裂纹问题，从襟翼舱故障现象入手，采用故障裂纹外观分析、静动强度分析和材料疲劳损伤理论计算等方法，并通过有限元模型进行模拟仿真，不断优化设计，改进安装形式，最终提出了解决措施。经过充分的试飞验证，某型飞机襟翼舱裂纹问题得到了有效解决，飞机的可靠性和安全性得到了整体提高，同时，也为其他飞机类似部位疲劳损伤问题的解决提供了借鉴参考。 关键词：飞机；襟翼舱；结构损伤；研究 某型飞机自交付用户以来，先后有50余架飞机出现过襟翼舱隔板不同程度的裂纹问题，极大制约了飞机的正常飞行。相关人员从故障现象入手，采取了故障裂纹外观分析、静动强度分析和材料疲劳损伤理论计算等方法，通过优化设计并改进安装形式，经过充分的试飞验证，从根本上解决了该型飞机襟翼舱结构裂纹和断裂问题，提高了飞机的可靠性和安全性，也为其他飞机类似部位疲劳损伤问题的解决提供了有效方法和借鉴经验。 1 襟翼舱结构简介某型飞机的襟翼舱位于中外翼后部，主要功能是修整中外翼到襟翼过渡部位的外形，使飞机机翼外形呈流线形。襟翼舱共包括4段：Ⅰ号襟翼舱、Ⅱ号襟翼舱、Ⅲ号襟翼舱和Ⅳ号襟翼舱，位置如图1所示。机翼后梁通过3个悬挂支臂与襟翼相连接。为填补后缘襟翼与襟翼舱上、下表面形成的凹陷，以减少高速飞行时的阻力，在襟翼上、下面分别设计了整 形板和折流板(见图2)，当襟翼收上时，整形板、折流板自动伸开，与上、下翼面光顺过渡。折流板安装在襟翼舱位置，折流板收至襟翼舱时示意图如图3所示。  图1 部分中外翼结构  图2 某型飞机襟翼结构  图3 折流板收至襟翼舱时的示意图 襟翼舱外部结构如图4所示。襟翼舱去掉蒙皮后其内部具体部件如图5所示，部件名称①～⑩分别为：隔板(下述称为3b隔板)、角材、角材、腹板(下述称为3#隔板)、角材、角材、角材、角材、角材和角材，其他部位与本次研究关联不大，在此不做阐述。其中，3b隔板原设计为钣金件，3#隔板为组合件。3b隔板和3#隔板连接在纵墙和桁条上，蒙皮通过筋条和纵墙连接。3b隔板和3#隔板为关键受力件，其结构示意图如图6所示。  图4 襟翼舱外部结构图  图5 襟翼舱内部部件图  图6 3b隔板、3#隔板结构示意图 2 襟翼舱结构裂纹故障描述襟翼舱疲劳裂纹主要出现在3b隔板与②角材之间的襟翼舱蒙皮下部(见图7中的A区)、②角材(见图7中的C区)以及3#隔板下部(见图7中的B区)。  图7 襟翼舱裂纹位置示意图 3 襟翼舱结构裂纹故障原因分析3.1 裂纹外观分析 3.1.1 襟翼舱蒙皮疲劳裂纹分析 从故障件(见图7中A区)可以看到，襟翼舱蒙皮的破坏主要集中在3b隔板与②角材之间的折流板遮挡部位，而且蒙皮下面的②角材(见图7中C区)也出现明显破坏。由裂纹处铆钉对蒙皮的压痕(见图8)可以看出，襟翼舱蒙皮疲劳破坏属于弯曲疲劳破坏。  图8 铆钉对蒙皮的压痕 从故障部位A区位置来看，裂纹扩展路径上没有塑性变形的存在，与蒙皮有相似静力环境、结构特点和承力方式的其他部位也未发生类似的破坏。若3#隔板与②角材发生疲劳破坏，则作用于蒙皮上的气动载荷将由3b隔板、⑥～⑩角材承担，发生疲劳破坏的部位将是3b隔板或⑥～⑩角材；因此，可以排除结构静动强度不足导致蒙皮裂纹发生的可能。 作用于蒙皮上扰流的气压脉动可使蒙皮发生横向振动，如果蒙皮的某阶横向振动固有频率落在扰流或气压脉动的频率带宽范围内，则蒙皮会发生横向过度振动，而且这种振动会持续存在，从而使襟翼舱蒙皮发生弯曲疲劳破坏。蒙皮出现裂纹以后，如果横向振动固有频率仍在扰流的气压脉动的频率带宽范围内，蒙皮将会出现快速疲劳裂纹扩展现象。 3.1.2 3#隔板疲劳裂纹特点分析 3#隔板的疲劳裂纹如图9所示，其局部裂纹如图10所示。  图9 3#隔板疲劳裂纹图  图10 3#隔板局部疲劳裂纹 从故障部位来看，A区裂纹萌生处疲劳断口存在光滑区(见图10a)，可以推断A区疲劳裂纹为高周疲劳破坏，属于应力疲劳破坏范畴。 按照力学规律可以推断出，B区疲劳裂纹先于C区疲劳裂纹出现，具体可从静态低周疲劳和振动疲劳等裂纹产生的原理进行分析印证。 1)静态低周疲劳分析。由于B区裂纹将铆钉处贯穿，裂纹区铆钉处的承力性能大大降低，若是受静态低周疲劳破坏，则C区不会再出现裂纹。 2)振动疲劳分析。在B区出现疲劳裂纹以后，3#隔板的边界条件发生变化，其动态特性也发生改变，引起其振型发生改变。在某阶振型下，C区应力 最大，将会引起C区产生疲劳裂纹，如果3#隔板的某阶固有频率始终落在激励载荷带宽内，3#隔板就会一直处于共振或类共振状态，该裂纹会快速扩展。 另外，B区铆钉孔处疲劳裂纹与实验室试验得到的飞机连接件振动疲劳裂纹(见图11)相似。推断3#隔板的B区和C区疲劳裂纹属于振动疲劳裂纹。  图11 实验室试验得到的飞机连接件振动疲劳裂纹图 3.2 襟翼舱故障部位力学和疲劳寿命分析 3.2.1 故障部位静力学分析 为了全面真实考核局部裂纹结构的静强度，对放下状态的襟翼舱局部结构建立了局部襟翼舱有限元网格图(见图12和图13)。简化模型如下：3b隔板和3#隔板的上段、下段、后段缘条以及下蒙皮筋条、型材简化为空间梁元(CBAR)；3b隔板和隔板腹板、上下蒙皮以及纵墙腹板简化为板元(CQUARD4、CTRIA3)；桁条以及纵墙上下缘条、支柱简化为杆元(CROD)。 图12 3#隔板缘条、筋条、型材、桁条以及 图13 襟翼舱有限元网格图 借用原型机设计载荷数据，在机翼上下蒙皮施加0.02 MPa吸力(结构受力偏危险)。3b隔板、3#隔板下段缘条、筋条和腹板以及下蒙皮为关键考核区，其应力云图如图14～图16所示。 图14 3b隔板和3#隔板下段缘条、筋条应力云图 图15 3b隔板和3#隔板腹板应力云图 图16 襟翼舱结构下蒙皮应力云图 从图14～图16可以看出，3#隔板和3b隔板的缘条应力较大，为高应力区(最大位置为3#隔板，达到234 MPa)；3#隔板和3b隔板腹板(最大位置为3#隔板腹板，达到60.4 MPa)为危险区；襟翼舱结构下蒙皮应力高值区域出现在与纵墙连接区(最大达到79.1 MPa)，是危险区。高应力区都与实际裂纹区吻合，对照LY12的强度极限参数，原设计静强度满足设计要求。 为进一步模拟3#隔板缘条断裂后应力的大小及重新分布的情况，将3#隔板与纵墙连接的缘条打断，取消此处的连接。3#隔板缘条断裂后，应力的大小及重新分布的情况如图17～图19所示。计算结果显示，3#隔板缘条断裂后，应力主要集中在3b隔板的缘条(最大达到181 MPa)和3b隔板的腹板(最大达到106 MPa)，蒙皮应力集中在靠近3b隔板的缘条位置(最大达到147 MPa)，高应力区存在于3b隔板与蒙皮连接区域。此外，3b隔板的缘条应力也增加，成为高应力区，这也与蒙皮裂纹外观分析相一致。 图17 3b隔板下段缘条、筋条应力云图 图18 3b隔板腹板应力云图 图19 襟翼舱结构下蒙皮应力云图 3.2.2 故障部位动力学分析 3.2.2.1 故障襟翼舱动力学分析 为确定襟翼舱破坏部位是否属于振动疲劳破坏，需要对襟翼舱开展动力学分析，以考察该部位的动力破坏特性。 将襟翼舱3b隔板和3#隔板之间的结构和蒙皮的一部分提取出来建立有限元模型(见图20)。在A、B、C区域以及3b隔板腹板与纵墙上缘条接触部分施加固支边界条件，近似计算该局部结构的动态特性，考察各部件的主要振型。襟翼舱蒙皮的主要振型如图20所示，在该振型下，襟翼舱蒙皮主要表现为蒙皮局部横向振动，且蒙皮周边以及3b隔板、②角材与纵墙下缘条连接处产生较大弯曲应变。 图20 襟翼舱蒙皮的主要振型 固有频率为598.23和1 246.7 Hz的3b隔板、3#隔板的主要振型分别如图21和图22所示。在该振型下，3b隔板、3#隔板的主要振型使得在与纵墙下缘条连接处均产生较大的扭转应变，并且它们与蒙皮的连接处也会出现较大弯曲应变。如此高的振动频率产生的振动疲劳现象并不多见，结合襟翼舱故障部位分析和静力学分析，可以认为襟翼舱疲劳裂纹的出现是由一定幅值的静态应力叠加高频振动应力而导致的振动疲劳破坏。为进一步分析故障部件的动强度特性，找出动强度薄弱环节，需进行故障部件的动力学分析。 图21 3b隔板一阶振型 图22 3#隔板一阶振型 3.2.2.2 蒙皮动力学分析 将蒙皮破坏部位和周围结构由襟翼舱结构中提取出来，并且对蒙皮和3b隔板、3#隔板的腹板赋予简支边界条件，蒙皮与隔板之间的铆接采用MSC.Nastran单元库中的RBE2刚性元模拟，薄壁结构采用四边形和三角形混合单元，其有限元模型及其边界条件如图23所示，固有频率为598.23 Hz的蒙皮破坏部位的局部模态如图24所示。 图23 蒙皮破坏部位及其周围结构有限元 图24 蒙皮破坏部位的局部模态 对蒙皮施加均布单位幅值脉动载荷(见图25)，对蒙皮进行应力频响函数计算，其最大Von Mises应力响应对应的节点编号为158416。该节点以局部模态固有频率为中心频率的频响函数如图26所示。 图25 蒙皮破坏部位单位幅值脉动载荷 图26 158416#节点的频响函数 薄壁结构振动疲劳破坏多数是由于其局部单一模态的窄带随机振动引起的，因此，对蒙皮破坏部位施加窄带白噪声随机振动载荷(见图27)，使蒙皮发生振动疲劳破坏。利用MSC.Fatigue分析软件对蒙皮振动疲劳寿命进行估算，选用窄带分析方法，选择应力比R=1的疲劳S -N曲线进行寿命估算，其振动疲劳危险点示意图如图28所示，图中A点是振动疲劳寿命最小点。 图27 白噪声载荷功率谱密度 图28 蒙皮振动疲劳危险点示意图 3.2.2.3 3#隔板动力学分析 为了更准确地模拟腹板的边界条件，也便于计算其局部固有频率和频响函数，将3#隔板周围结构提取出来，并且对周围结构施加简支边界条件，其有限元模型及其边界条件如图29所示。将3#隔板单独提取出来，固有频率为1 246.7 Hz时振动模态如图30所示。 图29 3#隔板及其周围结构 图30 3#隔板局部模态 在3#隔板上施加单位幅值脉动载荷(见图31)，计算频响函数(见图32)，3#隔板上的39622#节点Von Mises应力响应最大。由于3#隔板内有静态应力的存在，沿3#隔板法向施加窄带随机振动载荷(见图33)，计算发现由于应力集中的存在，图34中B点的振动疲劳寿命也较短。 图31 3#隔板上的均布脉动压力 图32 39622#节点Von Mises应力频响函数 图33 白噪声载荷功率谱密度 图34 3#隔板振动疲劳示意图 3.2.3 疲劳寿命分析 3.2.3.1 3#隔板疲劳寿命分析 对于图10b振动疲劳破坏故障，属于飞机薄壁结构铆接件的破坏，可使用薄壁结构LY12铝合金铆接件振动疲劳S -N曲线(见图35)进行振动疲劳寿命评估。 图35 LY12铝合金铆接件振动疲劳S -N曲线 该曲线可以分为2段，以106次应力循环为分界点。通过对图35中数据计算可以获得，当疲劳寿命N>106次应力循环时，其材料参数m1=12.269 9，C1=6.155 8×1029；当疲劳寿命N<>6次应力循环时，其材料参数m2=1.722 4，C2=2.366 0×109。对于振动疲劳而言，多数情况下，其应力幅值较小，属于高周疲劳范畴[1]，而对于LY12铝合金 而言，有时其振动疲劳寿命可达到108次应力循环。 对于振动疲劳，通常情况下是在共振区内发生的过度振动，在共振带宽内，结构内各点应力幅值服从下式瑞利(Rayleigh)分布： (1) 式中，Pp(S)是应力幅值服从的概率密度函数；S是循环应力幅值；m0是由应力功率谱密度得到的0阶矩。 根据米纳(Miner)线性损伤累积理论的积分形式： (2) 对于图35所示的S -N曲线形式，可以得到结构的振动疲劳寿命为： T= (3) 式中，vp是单位时间内应力幅值数目的期望值；m1、C1、m2、C2是材料参数；S1、S2是应力积分限。 在3#隔板上施加图31所示的单位幅值脉动载荷，计算频响函数，发现腹板上的39622#节点(图20中A点)Von Mises应力响应最大。由于腹板内有静态应力的存在，沿3#隔板法向施加图33所示的窄带随机振动载荷，通过上述公式可计算得到其振动疲劳寿命为31 110 s，大约259个飞行起落。 3.2.3.2 故障部位蒙皮的疲劳寿命分析 薄壁结构振动疲劳破坏多数是由于其局部单一模态的窄带随机振动引起的，因此，在动力学分析的基础上，对蒙皮破坏部位施加图27所示的窄带白噪声随机振动载荷，使蒙皮发生振动疲劳破坏。利用MSC.Fatigue分析软件对蒙皮振动疲劳寿命进行估算，选用窄带分析方法，选择应力比R=1的疲劳S -N曲线进行寿命估算，其振动疲劳危险点A点是振动疲劳寿命最小点，振动疲劳寿命为32 000 s，大约267个飞行起落。 另外，本研究还对图27所示的载荷下②角材的疲劳寿命进行了计算，即图7中的C区域的疲劳寿命，其振动疲劳危险点示意图如图36所示，图中A点位置是寿命最小点。 图36 ②角材疲劳危险点示意图 3.2.4 故障发生机理分析 通过故障裂纹外观分析，以及对故障部位动静强度分析和疲劳寿命估算认为，当飞机起飞或着陆时，襟翼放下，折流板、襟翼舱和襟翼前缘形成一狭长缝道，由于气流在襟翼下方受到阻挡，部分高速气流会通过该缝道进入襟翼舱，进入襟翼舱的高速气流又会通过襟翼舱蒙皮上的拨叉口进入襟翼舱内部(见图37)，形成强烈的扰流；强烈扰流又会作用于3b隔板、3#隔板、襟翼舱蒙皮以及折流板；折流板又在进入缝道的强烈气流、由拨叉口进入的扰流以及弹簧的回复力的作用下(见图38)绕合页做往复运动，这种往复运动将加剧由拨叉口进入襟翼舱扰流的不稳定性，并且在折流板与襟翼舱蒙皮分离瞬间，由于外界高速气流在折流板下方又会形成局部负压环境，局部负压又会产生压力脉动，直接作用于折流板下方的襟翼舱蒙皮，这样，3b隔板、3#隔板、襟翼舱蒙皮的某阶主要振型就会落在高速扰流和气压脉动的频带范围内，在其双重持续激励下产生持续过度振动，再叠加上作用于蒙皮的准静态气动力导致的应力(见图39)，最终造成高周疲劳破坏。 图37 由拨叉口进入襟翼舱内的气流 图38 外部气流、内部扰流和弹簧回复力作用于 图39 一个飞行起落应力循环示意图 故障原因归纳起来主要有2点：1)下翼面蒙皮开口区域较大，造成3#隔板载荷较大，在周期载荷作用下容易产生疲劳裂纹，导致断裂，其后蒙皮逐步产生裂纹并扩大导致结构失效；2)襟翼舱的高速气流通过襟翼舱蒙皮上的拨叉口进入襟翼舱内部形成强烈扰流，而内部结构由于隔板未开孔造成气流聚集鼓动，导致结构振动产生裂纹破坏。 4 改进措施及验证评估4.1 改进措施 1)针对下翼面蒙皮开口区域较大，造成3#隔板载荷较大，3#隔板断裂导致3b隔板载荷加大，并在振动作用下断裂，采取如下措施：将3#隔板、3b隔板改为机加隔板，厚度为2 mm，提高零件承受弯矩能力和抗疲劳性能；襟翼舱下蒙皮厚度增至1.2 mm，提高刚度特性；减小襟翼舱下蒙皮开口，开口由⑥角材至②角材之间改为襟翼舱3#隔板至⑥角材之间，以降低3#隔板载荷。 2)针对强烈扰流进入襟翼舱内部，但无横向展流扩展，形成一定脉动压力，压力频率与故障部位某阶主要振型频率相近，在其双重持续激励下产生持续过度振动，加之静力作用下断裂，采取如下措施：将3#隔板、3b隔板改为机加隔板，改变结构的主要振型；另外，在3#隔板、3b隔板增加减轻孔，横向疏导强烈扰流，减小鼓动压力。 改进位置如图40所示。 图40 结构方案改进位置示意图 4.2 改进有效性评估 4.2.1 改进后静力学分析 为验证襟翼舱结构改进后静力强度是否优于原结构，需要开展结构改进后的静力强度分析。静力强度分析所需要施加的力仍为0.02 MPa。假设条件与故障部位分析条件一致时建立的有限元模型，3b隔板和3#隔板的下段缘条、筋条和腹板，以及下蒙皮为关键考核区，其应力云图如图41～图43所示。 图41 隔板下段缘条、筋条应力云图(改进结构) 图42 3b隔板和3#隔板腹板应力云图(改进结构) 图43 襟翼舱结构下蒙皮应力云图(改进结构) 从图41～图43可以看出，3#隔板、3b隔板的缘条应力较大位置与改进前结构一致，但应力值明显降低，最高只有40.2 MPa；3#隔板、3b隔板的腹板应力也有明显下降，最大值只有25.0 MPa；襟翼舱结构下蒙皮应力值相对于原结构位置明显降低，改进后最大应力值只有26.5 MPa。改进前、后的静力强度最大值对比表见表1。 表1 襟翼舱结构改进前、后应力值对比表 名称隔板应力/MPa原方案改进方案蒙皮应力/MPa原方案改进方案3#隔板缘条234.140.2——3b隔板缘条113.332.8——3#隔板腹板60.421.8——3b隔板腹板48.925.0——下蒙皮——79.126.5 4.2.2 改进后动力学分析 4.2.2.1 改进后3#隔板动力学分析 3#隔板由钣金件改为机加件，厚度增加为2 mm。结构改进后，若将腹板周围结构也提取出来作为隔板的边界条件，将对隔板模态计算带来不利影响。因为隔板刚度增加，其一阶模态的固有频率变化较大，当计算腹板的一阶模态时，隔板周围结构会出现太多的局部模态，从而使得计算得到的模态不符合实际的振动模态；因此，仅仅将改进后的结构作为分析对象，对其施加简支边界条件。其有限元模型及其边界条件如图44所示。固有频率为3 162.8 Hz。3#隔板的一阶模态如图45所示。根据工程计算经验，这样边界条件的计算结果要大于结构的实际固有频率，但不影响动强度的评估。 图44 改进后3#隔板有限元模型及其边界条件 图45 改进后3#隔板一阶振动模态 在3#隔板法向方向施加单位幅值均布脉动压力载荷，其边界条件如图44所示，进行频响函数计算，编号为666的节点Von Mises应力响应最大，其Von Mises应力频响函数如图46所示。结构改进后，使得图45中A区域节点的应力响应很小，振动疲劳寿命最短位置发生改变，所以振动疲劳分析时不再考虑结构中平均应力的影响，选择应力比R=-1时的材料S -N曲线。振动疲劳分析时施加窄带随机振动载荷如图47所示。分析结果表明，改进后隔板振动疲劳寿命最短处在减轻孔边位置(见图48中A点位置)。另外，与原结构最大动强度进行比较，最大动应力降低70%，有效改善了襟翼隔板的动强度疲劳特性。 图46 666#节点的Von Mises应力频响函数 图47 白噪声载荷功率谱密度 图48 改进后3#隔板疲劳寿命示意图 4.2.2.2 蒙皮动力学分析 将改进后的蒙皮局部和相应的周围结构提取出来，并且对蒙皮赋予简支边界条件，同样，蒙皮与隔板之间的铆接采用MSC.Nastran单元库中的RBE2刚性元模拟，薄壁结构采用四边形和三角形混合单元，其有限元模型及其边界条件如图49所示，固有频率为816.78和943.8 Hz的局部振动模态分别如图50和图51所示。 图49 襟翼舱内部结构更改局部有限元模型及其边界条件 图50 改进后蒙皮的局部模态(一) 图51 改进后蒙皮的局部模态(二) 在图50所示的蒙皮局部模态处施加均布单位脉动载荷，其最大Von Mises应力响应对应的节点编号为309456，该节点频响函数如图52所示。对该模态下的振动疲劳寿命估算时，施加窄带随机振动载荷(见图53)，计算得到该处蒙皮的振动疲劳寿命，如图54所示A点处寿命最短。 图52 309456#节点Von Mises频响函数 图53 白噪声载荷功率谱密度 图54 改进后蒙皮振动疲劳危险点示意图(一) 同样，在图51所示的蒙皮局部模态处施加均布单位脉动载荷，其最大Von Mises应力响应对应的节点编号为315033，该节点频响函数如图55所示。对该模态下的振动疲劳寿命估算时，施加窄带随机振动载荷(见图56)，计算得到该处蒙皮的振动疲劳寿命，如图57所示A点处寿命最短。对比图52、图55和图26的应力频响函数最大值，发现改进结构的最大动应力最小下降64.2%。 图55 315033#节点Von Mises应力频响函数 图56 白噪声载荷功率谱密度 图57 改进后蒙皮振动疲劳危险点示意图(二) 4.2.3 改进后疲劳寿命分析 4.2.3.1 3#隔板疲劳寿命估算 在动力学分析中结论表明，结构改进后使得图45中A区域节点的应力响应很小，振动疲劳寿命最短位置发生改变，所以振动疲劳分析时不再考虑结构中平均应力的影响，选择应力比R=-1时的材料S -N曲线。振动疲劳分析时，施加窄带随机振动载荷(见图46)，分析结果表明，改进后3#隔板振动疲劳寿命最短处在减重孔边沿位置，其振动疲劳超过10万次飞行起落。 4.2.3.2 蒙皮疲劳寿命估算 动力学分析结果表明， 在图49和图50所示的结构上施加的窄带随机振动载荷(如图52和图55)，动强度明显降低，对该模态下的振动疲劳寿命估算时，图54和图57的最短寿命的A点，都超过原结构的200倍，超过5万次飞行起落。 4.3 改进后有效性评估结论 采用改进方案后,襟翼舱裂纹区强度均满足静强度要求，静强度应力水平相对于原结构显著降低，结构受力得到改善，最大动应力也明显降低，振动疲劳寿命得到显著提高。通过部队使用验证，该改进方案是有效的和合理的，能有效避免襟翼舱结构裂纹发生，消除某型飞机的安全隐患。 5 结语本研究针对襟翼舱结构裂纹问题，从故障现象入手，采取了故障裂纹分析、静动强度分析和材料疲劳损伤理论计算等方法，开展了歼某型飞机襟翼舱结构疲劳损伤研究，经过充分的试飞使用验证，有力证明了制定的改进设计方案的有效性。本研究用较少的资金投入，从根本上解决了歼某型飞机襟翼舱结构裂纹和断裂问题，排除了安全隐患，整体提高了飞机的可靠性和安全性，使装备保持了较高的出勤率。同时也为其他飞机类似部位疲劳损伤问题的解决提供了有效方法和借鉴经验。 参考文献： [1] 何兴银，高长顺，任瑞. 航空工程手册[M].北京：航空工业出版社，1994. 责任编辑 郑练 Research and Improvement of Structural Damage of a Certain Aircraft Flap Cabin SUN Anquan, GUO Chuyang, LIU Libin (The Military Representative Office of Xi’an Aircraft Industry Company Ltd., Xi’an 710089, China) Abstract：Since delivery to the user, there are more than 50 planes’ flap cabin clapboards with different degree cracks for a certain type of aircraft developed by our country. This problem not only influences the readiness of these planes seriously, but also hides the security concern for flying. To solve the problem of flap cabin clapboard crack thoroughly, this research starts with the fault phenomena. By crack appearance analysis, static strength and dynamic strength analysis, materials fatigue theory computing and other methods, based on finite element models simulating, optimizing the design constantly and improving the installation, the measure is proposed. By flying test and verifying adequately, the crack on a certain type of aircraft flap cabin clapboard has been solved availably. The reliability and safety of plane has been improved. What’s more, this also provides a reference and method for solving other plane’s similar part fatigue problem. Key words：plane, flap cabin, structural damage, research 中图分类号：V 224+.3 文献标志码：A 作者简介：孙安全(1979-)，男，工程师，主要从事飞机研制生产的质量监督和检验验收等方面的研究。 收稿日期：2016-12-12 |
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