毕业论文-歼八飞机减速板故障处理

1、歼8飞机后减速板断裂故障治理1.1引 论21.1.1减速板的功能21.1.2歼8飞机后减速板结构形式21.1.3载荷、环境分析31.1.4成分分析31.2减速板的常见故障及分析41.2.1减速板结构失效情况41.2.2后减速板的载荷61.2.3后减速板强度计算61.2.4断口宏观形貌71.2.5断口微观形貌81.2.6分析断裂原因91.3后减速板的结构设计改进91.3.1后减速板设计增进目的91.3.2后减速板增进依据101.3.3改进后实施效果101.3.3.1后减速板结构设计101.3.3.2改进方案的试飞测试与试验结果111.4经验教训16歼8飞机后减速板断裂故障治理1.1 引 论1.1

2、.1 减速板的功能减速板（又称阻力板）是飞机上用于增加气动力以减低飞行速度的可操纵面，不用时收入机身内，在闭合位置上紧贴飞机机体，其外表面是飞机流线型的一部分。对称的布置在内侧襟翼前面，在减速板不对称偏转时可以减少力矩Mx的力臂。当需要增加阻力时，由冷气或液压作动筒使减速板开启一定的角度，通过增加飞机的迎风面积并破坏飞机气动外形，因而大大增加飞行阻力，使飞机骤然减速。着陆时使用减速板可使飞机进场更准确，并增大下滑斜率，因为它们使机翼的升力减小，阻力增大（升阻比降低），在着陆滑跑时使用减速板，可缩短滑跑距离，因为它们不仅增大阻力，还降低了机翼的升力，时飞机下沉加大机轮与跑道表面的结合力，从而提高

3、刹车率，当主起落架缓冲器开始压缩时，减速板锁定。1.1.2 歼8飞机后减速板结构形式 歼8飞机共有4块减速板，其中前减速板和后减速板各2块。减速板在机身结构的位置风图3-1.前减速板位于机身第2025框间的侧下部，左右各1块，其结构由内外蒙皮、隔板、梁、作动筒固定接头等组成。后减速板位于机身第3842框段下部，左右各1块，后减速板主体呈长方形，面积规格约为600mm×700mm，主要由内蒙皮、外蒙皮和两根减速板梁以及连接作动筒的固定接头组成。后减速板的内蒙皮同LY12.2mm铝合金板材制成，外蒙皮由LY124.5mm铝合金板材经化铣气制成，连接作动筒的固定接头和梁是用TC4钛合金模锻

4、件经机械加工头与梁的连接螺栓采用1Cr17Ni2螺栓。铁合金零件与铝合金零件的接触处垫一层6617防接触腐蚀胶布，并采用不锈钢铆钉铆接，见图3-2. 1.1.3 载荷、环境分析前减速板位下后减速板的正前方，当前，后减速板同时打开时，前减速板因气流分离产生强烈不稳定气流，这些不稳定气流直接冲击正后方处于打开位置的后减速板，不仅对后减速板形成弯、剪、扭作用，而且还有强烈的激振作用。后减速板可视为盒形结构但中部因内蒙皮开口成为开削面结构而到根部变为两根粱与机身相连，因此仅靠梁的参差弯曲传递扭矩，而蒙皮随之协调变形必然承受法向剪切。实际上，蒙皮只能承受面内剪切。由前减速板作用给后减速板的作用是循环性的

5、，只要减速板打，这种载荷就必然存在。因此，后减速板处于弯、剪（包括法向剪切）、扭、振动的循环载荷作用环境中。 从表3 -l中可以看出，减速板大梁断裂的故障占了很大的比重（26.3%，其中在沿海地区服役的飞机出现减速板梁断裂的时间明显早于在其他地区服役的飞机。另外，通过对后减速板分解发现，其内部有潮湿的腐蚀介质滞留。后减速扳由内、外蒙皮和钛合金梁组成，局部为封闭结构，钛合金梁的一部分就封闭在其中。雨水、潮湿空气或凝露等腐蚀介质渗人后难以排出，使钛合金粱部分结构长期处于更为恶劣的腐蚀环境之中。在常规环境下TC4钛合金具有自钝化特性，会在表面生成致密的氯化膜，能够有效防止腐蚀介质对金属基体的腐蚀，因

6、而表现出良好的抗腐蚀性能。但CI(见表3 -3)对钛合金表面氯化膜具有较强的破坏作用，特别是在应力集中或表面存在缺陷的部位CI -对表面氯化膜的破坏作用更明显。因此，在含CI'的潮湿环境与循环载荷的共同作用下，后减速板梁销钉孔周围基体会有开裂失效。1.1.4 成分分析采用扫描电镜能谱对未腐蚀部位金属基体材料的成分进行半定量分析，其成分与TC4或Ti6Al4V基本相当，如表3-2.表3-2 后减速板梁材料成分分析 % 元素A1TiV质量分数5.3390.354.32原子分数9.1186.983.91 表3-3为裂纹源区腐蚀产物成分能谱分析结果，从中可以看出，断口腐蚀产物中含有较多的Na+

7、和Cl-.清洗前断口裂纹源区形貌和腐蚀产物成分能谱图见图3-6.表3-3 清洗前断口裂纹源区形貌和腐蚀产物成分扫描电镜能谱结果 %元素ONaMgAlSiSClCaTiVFe清洗前质量分数30.84.51.96.34.01.23.04.840.31.61.7原子分数51.85.32.16.33.91.02.33.222.60.80.8清洗后质量分数35.51.61.24.36.00.01.01.745.70.52.6原子分数58.61.81.24.25.60.00.81.125.20.31.21.2 减速板的常见故障及分析1.2.1 减速板结构失效情况 歼8飞机后减速板在使用中，多次出现蒙皮裂纹

8、、铁合金断裂等故障，风图3-3、图3-4.依据1998年统计结果，内蒙皮裂纹一般发生在飞机服役212看之间，个别飞机甚至仅飞行 39h就发现内蒙皮裂纹，先后共发现13架次。后减速板铁合金大梁接头断裂一般发生在飞机服役36年之间，平均时间为253h3min,最少累计飞行时间仅为165飞行小时，先后共发现5架次。后减速板作筒连接耳片断裂仅发生在1架次上，该架飞机累计飞行282h，见3-1发生故障服役时间/年故障次数/架数故障最短飞行时间大梁接头断裂3-65165内蒙皮裂纹2-121338作动筒连接耳片断裂61282表3-1 后减速板结构故障统计结果（截至1998年）1.2.2 后减速板的载荷 后减

9、速板为独立的可操纵部件，所以不参加机身总体传力，仅传递局部气动载荷，只是减速板打开时的气动载荷远大于关闭状态的载荷。气动载荷首先作用在减速板的外蒙皮上，然后通过两根钛合金大梁和作动筒分别传递给机身结构。所以作用在后减速板上的载荷 只有局部气动载荷，其各种状态的分布情况见图3-5，图中cp代表压心。1.2.3 后减速板强度计算 根据后减速板的结构与支持特点，可将其视为根部简支、中间作动筒简支的静定矩形准盒形梁。气动载荷使盒形梁受弯、受剪，然后分别通过大梁接头和作动筒耳片传给机身支持结构。由减速板气动载荷与作动筒平衡载荷所形成的对减速板的扭矩，在减速板的根部由两根梁的参差弯曲来平衡。因此，在减速板

10、个别截面处梁还要承受由参差弯曲而产生的切面剪力放弯矩。按照图3-5所示的气动载荷分布，以减速板打开状态作为受力最严重情况（=50°），对后减速板外蒙皮，大梁危险截面进行强度计算。计算结果表明，外蒙皮的剩余强度足够，而大梁危险截面的剩余强度也在1.122.36之间，满足设计要求。尽管如此，后减速板在外场飞行使用中却多次出现蒙皮裂纹和大梁断裂故障，说明在载荷处理方面或破坏原因方面存在着更不复杂的因素，绝非是由静强度范畴能够妥善解决的问题。1.2.4 断口宏观形貌从图3-4所示左右减速板梁断裂的宏观形貌可以看出，断裂发生在3个销钉孔所 平面处，断口表面有腐蚀产物。断裂源于销钉孔点蚀坑，呈多

11、源疲劳断裂特征。采用扫描电镜能谱对未腐蚀部位金属基体材料的成分进行半定量分析，其成分与TC4或Ti6Al4V基本相当，如表3-2.表3-2 后减速板梁材料成分分析 %元素A1TiV质量分数5.3390.354.32原子分数9.1186.983.91 表3-3为裂纹源区腐蚀产物成分能谱分析结果，从中可以看出，断口腐蚀产物中含有较多的Na+和Cl-.清洗前断口裂纹源区形貌和腐蚀产物成分能谱图见图3-6.表3-3 清洗前断口裂纹源区形貌和腐蚀产物成分扫描电镜能谱结果 %元素ONaMgAlSiSClCaTiVFe清洗前质量分数30.84.51.96.34.01.23.04.840.31.61.7原子分

12、数51.85.32.16.33.91.02.33.222.60.80.8清洗后质量分数35.51.61.24.36.00.01.01.745.70.52.6原子分数58.61.81.24.25.60.00.81.125.20.31.21.2.5 断口微观形貌 用XL30场发射坏境扫描电镜对清廷后的断口进行观察，发现在销钉孔周围的断口呈明显的贝壳形貌，为典型的疲劳断裂，主要劳源起始于销钉孔处。如图3-7图3-12所示。 1.2.6 分析断裂原因 (1)在振动载荷、疲劳载荷、腐蚀环境的共同作用下，后减速板钛合金梁在销钉孔周围的应力集中处首先开裂，进而扩展断裂失效；在面内剪切、法向剪切和面内正应力的

13、共同作用下，后减速板铝合金蒙皮在铆钉孔或附近的应力集中处发生疲劳开裂。其中振动载荷是载荷环境中的主要影响因素。 (2) TC4钛合金具有很好的抗腐蚀性能，但在CI-的作用下，其抗腐蚀能力下降，形成点蚀坑，并形成应力集中，与销钉孔几何应力集中相耦合，加快裂纹萌生。 (3) TC4钛合金的疲劳裂纹在较高应力水平下具有快速扩展特性，在短时同内达到临界裂纹尺寸，导致最终断裂，断裂过程无明显征兆，具有突发性。 (4)后减速板梁结构设计符合静强度设计要求，选材符合技术要求。但对疲劳载荷、振动载荷、腐蚀环境、蒙皮法向剪切等作用未做充分考虑。(5)不良飞行习惯可能加剧后减速板故障发生，例如习惯打开减速板加速耗

14、油。1.3 后减速板的结构设计改进1.3.1 后减速板设计增进目的 (1)设计更改后减速板总体功效不应有较大变化，不影响飞机的机动性和敏捷性。 (2)放减速板后，不使飞机产生强烈振动。 (3)结构的强度和刚度满足设计使用要求。 (4)后减速板改装不允许涉及周边支持结构，改装力求简便、方便施工，保证改装工艺质量。 (5)后减速板抗疲劳，抗振，抗腐蚀能力增强故障得到明显改善。1.3.2 后减速板增进依据 按照上述设计改进原则在制定解决措施时，应综合考虑后减速板自身结构设计改进和改善载荷环境。减速板开度、开孔面积，开孔形状，开孔位置，增加翼刀等因素及其体措施可能对后减速板故障的解决有所帮助，这些改进

15、对飞机的影响需要分析与试验验证，其结果是后减速板设计改进的主要技术依据。 在歼8飞机研制阶段，曾对减速板26种开孔方案、2种翼刀方案、1种修锐边缘方案与3种减速板不开孔方案，在45、50、55这3种开度状态下进行性能测试研究。 研究结果表明，在减速板上适当开孔对减速振动是有效的因为开孔后通过减速板的压气流削弱了激波强度尤其是在超声速时减速效果更为明显。在超声速对，开孔面积减速板的的阻力影响较大，其阻力的减小与开孔面积增加成正比；但亚声速时，开孔面积对减速的阻力髟响较小，因为孔的附两胫较厚，压蔓阻力茂小授度较少。 研究发现，在减速板上开长方孔或椭圆孔美减速效果明显，特别是减速板开度大时更为有效，

16、同时阻力系数减小的不多；开大圆孔的减速板阻力效率及减振效果较开长方孔稍差。但优于开小圆孔方案；在减速板根部切去2块部分结构，其减速效果没有在根部开孔的综台效果好。 为寻找在减速板上开孔的有效位置，在上述3种开度情况下，采取堵孔排除法进行对比筛选。研究发现，开度为45°时，在减速板中上部开孔对增阻减振最为有效；开度大于 50°时，在减速板中下部开孔较好。 研究中发现增加减速板的开度，对提高阻力效率有明显作用但振动强度也随之加大但开孔面积增大时，振动强度增强的趋势变小。开歼度为45的减速板，开孔面积在1O%左右较好；对开度为50-以上的减速板，开孔面积为20%左右合适。 另外，

17、在减速板两端迎风面顺气流方向增加翼刀，对提高阻力也是有效的。经过高速风洞试验和试飞验证，开度为45°开孔的方度减速板的振动改善效果最明显经评估，开度为45时后减速板阻力减小约7%对飞机总阻力减小约2.5%；而开度由45°降到30°时，减速板阻力减小约20%,对飞机总阻力减小约1O%。可见，当开度为45°时，在减速板开孔对飞机的减速性能影响较小。1.3.3 改进后实施效果1.3.3.1 后减速板结构设计 (1)在后减速板左右两侧各开一个50mm的圆孔和4个60mmx 50mm的方孔，在两根粱中间开一个50mm的圆孔，目的是当气流通过这些孔后，吹散减速板后面

18、的旋涡，减小结构振动激励。 (2)在后减速板沿上，下粱方向的两个侧边处，各增加一根T形型材，目的是使气流在T形型材范围内沿表面向后流动，减小气流分离。 (3)将内蒙皮材料由铝合金改为不锈钢材料，提高其抗疲劳开裂能力和抗腐蚀能力。 (4)对后减速板梁和作动筒耳片和内蒙皮等部位采取抗疲劳细节设计措施，控制应力集中。 后减速板开孔、增加型材的结构方案如图3 -13所示。 1.3.3.2 改进方案的试飞测试与试验结果 为综合验证后减速板结构改进方案，进行了装机试飞验证。旨在降低最大振动幅值50%左右，使后减速板故障周期与飞机首翻期相匹配。 试飞测试 针对后减速板原结构和改进方案分别进行了9个有效起落的

19、飞行对比测试。共布置了3个加速度测量点和4个应变测量点，如图3-14所示，测试结果见表3-4.表3-4 后减速板试飞测试结果测试项目原状态仅开孔开孔加型材瞬间加速度g252190120均方根值g104.557.115.51°测量点动应变g20451900907 从表3 -4中的测试结果可以看出，仅开孔方案和开孔加型材方案均有明显改善效果，其瞬间加速度分明降低了25%和52%均方根值分别降低了45%和85%，1测量动应变分别降低了7%和56%，后者改善效果更加显著。 (2)后减速板原状态结构地面振动试验 首先，对后减速板原结构采用自由悬挂加静载尖部激励力式进行振动试验，试验进行到11

20、min18s停机检查，发现靠近自由端左、右大梁前端的内蒙皮出理裂纹，如图3-15所示：其中左裂纹长约142mm，右裂纹长约135mm；试验再进行135min18s时，右裂纹的左端向左侧延长了40mm右端沿轴向向大梁根部方向扩展了70mm；试验再继续进行1h再次检查发现右裂纹已经扩展到与从减速板根部一端开始出现的裂纹（内蒙皮上）贯通，在裂纹沿轴向扩展了120mm，左侧内蒙皮从大梁根部一侧产生一条长约50mm的裂纹，向减速板端部扩展；试验继续进行，至总时间2h8min25s时，左侧裂纹前后贯通；又进行25min停机检查发现右侧1、4、5肋已断裂。至此，试验总计时间为2 h33min25s.原减速结

21、构的加速度响应和应变结果见表3-5。表3-5 原结构减速板加速度响应和应变值加载方式8点加速度静载g最大值总载g最大值g右侧梁左侧梁右侧梁左侧梁自由悬挂加静载尖部激励33.1638145423702083固支加静载尖部激励31.9738358912871472固支加静载尖部偏心激励31.1931443010681024固支加静载尖部根部激励31.7520043621481590自由悬挂尖部加静载、固支尖部加静载是5点加速度，5点和8点位置见图3-15. 第二种试验方法是改用地机固支加静载尖部激励，先进行37 min在第5肋的第4个铆钉孔（从外侧向里数）的外蒙皮出现裂纹，对大染进行无损检测，发现

22、在左梁靠近端部的一个椭圆开孔的孔边有一微小裂纹（但全部试验结束后该裂纹未扩展）；在后续试验中，左、右边外蒙皮端部的转角部分先后被振掉(见图3 - 16)。地面固支加静载共进行了1 h49minl0S. 第三种试验方法是改用地面固支加静载尖偏心激励。振动10min时，发现右侧外蒙皮的裂纹前后贯穿；继续振动1h33min左侧外蒙皮的裂纹前后贯穿，继续进行试验。试验总计进行了2h4min30S。 第四种试验方法是地面固支加静载根部偏心激励，振动8min时，右侧外蒙皮被振掉；振动至28min49s时，减速板左侧大梁在离根部大约lOmm处出现断裂如图3-17所示。 减速板原结构的振动试验时问总计为6h5

23、5min54s。 (3)后减速板开孔加型材结构地面振动试验 为便于对比、减小试验偏差，试验应依照如下原则： 试验过程同原减还板结构试验，进行4.8个循环周期（对应首翻期）每个循环周期为6h55min54s. 保证减速板梁上的应变基本相同，总应变比例与给定应变值的比例基本一致； 保证自由悬挂状态的加速度均方根值与规定的加速度均方根值相当； 如果减速板未发生破坏，加大刭控制最大值进行试验； 每种试验方式、加载位置与原减速板结构的同种试验方式保持一致。 开孔加型材减速板按照原结构减速板的试验过程进行了4.8倍同样的振动，经检查发现，仅有两个检查口盖的螺钉有松动，如图3-18所示，试验响应量值见表3-

24、6表3-6 开孔加型材结构减速板加速度响应和应变值加载方式8点加速度静载g最大值总载g最大值g右侧梁左侧梁右侧梁左侧梁自由悬挂加静载尖部激励25.143673771174967固支加静载尖部激励16.12350365922825固支加静载尖部偏心激励5.14359385898609固支加静载尖部根部激励6.26399393821625 为了进一步考核减速板改进后的耐振强度，在完成了规定的试验时间（48倍的6h55min54s）后，提高试验量值到控制谱最大值只采用固支加静载根部偏心激励的试验方式：试验中左、右大梁应变分别达到1635和2744加速度达到29g和30g，进行到35minI41时右侧

25、内擘皮发瑷爱蚊；试囊进行到41 min时右舅外簟皮出甓一条llOmm爱蚊，位于内蒙皮的边界，该处的外蒙皮厚度变薄，如图3 -19所示：试验进行到47 minS6s时，裂纹扩展到455mm；试验进行到1h58 min时，右侧外蒙皮的裂纹前后贯穿，右侧边断掉；在试验过程中，内蒙皮还有多处钉孔边裂纹；试验继续进行1h4min55，裂纹未继续扩展或发现新的裂纹加重量值试验进行到3h2min55s时结束。 图3 -19 减速板改进后外蒙皮裂纹产生位置示意图(4) 试验结论 在原减速板结构进行振动试验过程中大梁的根部裂纹故障得以再现；在同样试验条件下开孔加型材减速板在预定的试验周期内未发生破坏，其耐振寿命为原减速板的48倍以上，能够达到与首翻期相协调的使用要求。 通过改进后减速板自身结构设计和改善载荷环境，经开孔加型材改进的后减速板有效地缓解了气动激振力，大幅度地延长了后减速板的使用寿命而且减速板产生的阻力降低幅度很小。在改进后的3年多时间内，歼8飞机后减速板再出现内蒙皮裂纹、梁断裂、机身小口盖舌片断裂及机身副油箱定裂纹现象