飞机蒙皮修理

1、飞机外部蒙皮的修理与维护1.1关丁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 b =390410MPa , b 0.2 =255265MPa , a 5 > 15%。工艺流程轧板T退火T活理T固溶处理T拉伸成型T时效T机械加工T表面处 理

2、。热处理工艺495503C, 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6 1 8 3 0 7 ） 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：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.1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。2油漆层2 .

3、 1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1所示。 (a)涂层表面鼓泡 呻国民航飞行学院科研基金资助项目(J 2 0 0 8 46, J200944)(b)涂层表面残留盐粒(c )部分脱落的涂层表面飞机蒙皮修理补片对气动特性的影响分析众所周知，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

4、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。正是基丁这 些考虑，本文以某型战斗机为例，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宵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

5、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届含量的三分 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。但由丁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

6、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 生成的陶瓷层与基体金届结合牢固，厚度最高可达 300叩，绝缘电阻大丁 100 M?,硬度甚至可达到3000 HV ,从而大大改善了 AL、Mg等有色金届的耐磨性、 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

7、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，金届表面 预处理主要是指铝板的预处理。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 法工件置丁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

8、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 +3O tAL2O3+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，由丁不需通电流，工艺上比阳极化法要

9、简单，成本低。但此法生成的氧化膜很薄，一般膜层厚度约在0.54叩，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

10、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，乂称微等离子体氧化或阳极火花沉积，是将AL、Mg、Ti等有色金届或其合金置丁电解质水溶液中，利用电化学方法在金届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届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白伏，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 表面的金届在微等离子体的高温高压下与电解质溶液相互作用，在金届表面形

11、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、犯等金届，对黑色金届的强化处理也有很 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、铭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（1.1

12、9g/cm3）25mL、重铭酸钾3g、蒸僻水75mL、溶液pH值为1 2。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 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

13、，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钢球对磨时轮廓形貌和摩擦 系数随实验时间的变化。由丁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8.1 X 10 -8mm3/Nm , 耐磨性能极.为优异。国外对微弧氧化膜的研究表明，

14、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。3.4 热分析实验表明， 300叩 厚的耐热层在一个大气压下可承受 3000 C的高温，在100大气压下的气 体介质中，承受6000 C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，远高丁阳极氧化铝层，其致密层显微硬

15、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，对陶瓷层的强度性能进行了初步探讨，试件尺寸为200mmx 30mm x 2mm ,陶瓷层的厚度分另U为 0叩（表面阳极化）、15 m、20叩、 25 pm。对丁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

16、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，取决丁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，而导致试样表层产生的 残余应力，其应力水平明显低丁材料的弹性极限，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 b /MPa 延伸率/% 0 12210 407 23.0 15 12340 411.33 23.6

17、 20 12256 408.53 22.6 25 12221 407.37 24.03.6.2 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 15卜m、20 m 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25卜m 的试件的平均循环次数降低14.6%。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，大丁极限值疲劳特性降低。从断口图片观察，膜层 为15叩、20叩 的试件疲劳断裂后断口膜层与基体结合紧密，膜厚为 25叩 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，大丁极限值，试件疲劳后膜层与基体结合不紧密

18、，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丁本身的抗老化性能、力学性能及涂层与金届基体的附着力。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，并将推广应用丁飞机 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

19、丁防腐涂料 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届性能结合起来，使材料具有更加优良的物理化学性能，为把此技术应用丁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 有色金届学报，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，

20、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 SparkDepositionJ. J.Am. Ceram. Soc,1977 , 56 (6) : 563 566 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) : 14 8 李金富，方克明，熊仁章，等.铝合金微

21、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，乂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

22、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1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Pat ran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荷，乂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。2 理论依据为了解决这类问题，我们需要使用Pat ran中的MP C单元：RBE2和RBE3 ,下面先叙述这两种MP C单元的工作原理。2. 1RBE2RBE2单元是一

23、种刚性单元，它由一个主节点(independent node)和若干 个从节点(dependent node)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RB E 2内所有的节点在被约束的自由度上是刚性的。 所以R B E 2的从节点适用 丁连接在一个较为刚性的子结构上。2. 2RBE3RBE3单元是一种柔性连 接单元，由若干个主节点(independent node)和一个从节点 (dependent node)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R B E

24、 3单元的作用下，通过相应的权值，被从节点分配到一系列主节点上。 3 建立模型由丁民机的旅客观察窗、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 R B E 2的从节点；将该非受力结构连接的口框上的节点定义为R B E 3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R B E 2的主节点也是R BE 3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

25、荷通过R B E 2的从节点传递给R B E 3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受到非受力结构的影响；而且， 由丁与口框连接的R B E 3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1是一4 0 0X4 0 0mm2的加筋板示意图，其中中问部位为一 1 90X1 90mm2的非受力口盖。 加筋板的加强筋为I型，高度为2 5mm,宽1 0mm,厚2mm;加筋板厚3 mm; 口盖厚2 mm。口盖和

26、加筋 板的材料均为Lyl2。载荷和约束：在加筋板上部加筋处施加两个集中力 （各 为5 0 0 0 N）,两侧简支约束，另在加筋板及口盖上均匀施加0 . 1 MP a 的压力。建立加筋板和口盖的有限元模型， 如图2所示，将口盖周围的节点设为 R B E 2从节点（dependent node）,将加筋板口框上的节点设 为R B E 3的主节点 （independentnode） ,RBE2的主节点 和R B E 3的从节点共用口盖中间的一个节点1110 1。口盖上的气动载荷通过RB E 2从节点，经过RB E 2主节点1110 1 （也即RB E 3的从节点）， 然后被R B E 3的从节点分配

27、到口框的一系歹0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。4 结果分析4. 1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 （0 . 1M P a）的情况；工况二为加筋板单独承受集中载荷的情况（ 5 0 0 0 X 2 ）。 两个工况约束相同。提交计算，得：（1）工况一：口盖的MPC （RBE2、 R B E 3 ）总载荷为3 6 1 0 N。口盖的面积为1 9 0 X 1 90mm2,承受 0. IMP a的压力，口盖实际承受的气动载荷为：图3 非受力口盖与结构连 续F=0. 1X19O2=N,与有限元计算结果相同，即口盖承受的载荷全

28、部 由MPC传给加筋板。 （2）工况二：口盖的MPC （RBE2、RBE3）总 载荷为零。按设计要求，口盖是非承力结构，即不参与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MP C载荷为零,这与有限元计算结果 相同。4 . 2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。（1 ）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 （3 6 1 0N），依然会影响局部的载荷分布，导致设计精度下降。（2）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

29、。为了说明问题，将上述模型的MPC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Y向分流了 2 6 4 1.7 9N的载荷（下图3右），而该截面（A A截面）传递的总载荷为65 2 6. 5 7 N （下图3左）。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。5 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

30、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。7 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。因为螺 旋或快或慢会造成布料器停顿，此时混合料不处丁推动状态，斜面上的大颗粒骨 料会自然下滑，造成混合料的离析。8 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丁适宜状态， 殊不知摊铺机的拢料往往会使粗骨

31、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，由丁斜面的作用，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1 0 2 0m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宵路面被拉毛， 而导致路面在一个

32、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SMA,还有注意施工的细节要点，均 能很好地解决沥宵混凝土的离析问题。参考文献1 JTG F80/1-2 004.公路工程质量检验评定.2 JTG F40 2 0 0 4 .公路沥宵路面施工技术规范.3 J T J 0 52 2 0 0 0 .公路工程沥宵及沥宵混合料试验规程.4 宜兴市干线办沥宵路面施工指导意见基丁波音紧急服务通告的飞机机身蒙皮搭接处裂纹检查基丁波音紧急服务通告 SB737-53A1319的737-300/400/500飞机机身蒙皮搭接处下蒙

33、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 SB737-53A131卜 “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”，随后4月8日FAA发布适航指令AD 2011-08-51 (SB 737-53A1319RD。紧急服务通告针对生产线号为 2553-3132的737-300/400/500型

34、飞机。 紧急服务通告和AD指令的发布，是源 丁近期一架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，蒙皮破损开裂是位丁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 BS664-727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

35、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

36、查流程图见图2。图1位于搭接处典型契纹位置3、外部涡流检查一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

37、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。由丁低频涡流灵敏度低，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。3 2垄三杖直尺咤王下蒙成迓缥我)图3外部涡流险查蔚首次扫查；b)第2次扫苗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