对机身22隔框接头上叉耳裂纹的焊接技术

1、摘要： 本文针对歼七飞机机身22框接头根部上叉耳裂纹故障进行了深入的分析研究。以故障诊断为手段，结合其结构连接特点以及对接头根部上叉耳做了受力分析和承载，从理性分析的高度给出了科学合理的维修方案，为了保证维修方案的可靠性，又进一步对其结构连接进行了强度校核，给出了维修方案的安全系数，通过对维修方案可行性和可靠性进行评估，从而证实了该维修技术的科学实用、简单易操的特点。可推广应用于歼强飞机机身22框接头根部上叉耳裂纹故障的检修。 关键字：叉耳 受力分析 承载 强度校核 22隔框 故障检修 Keyword：Fork ears Stress analysis bearing Strength che

2、ck 22 every box Breakdown maintenanceAbstract: This paper annihilates seven aircraft fuselages 22 box on the ear root fork fittings crack fault of the in-depth analysis research. In fault diagnosis as the means, combined with its structure characteristics and the root of joint connected on the stres

3、s analysis fork ears do from the rational analysis and bearing, given the height of scientific and reasonable maintenance plan, in order to guarantee the reliability of the maintenance plan for its structure, and further the strength check connection, and gives the safety factor of maintenance plan

4、for maintenance plan, through the feasibility and reliability evaluation, confirming the maintenance technology of scientific, practical, simple, easy to operation characteristic. Can be popularized to annihilates strong aircraft fuselages and frame joint root crack fault on the overhaul fork ears.引

5、言： 歼七飞机机翼与机身的可靠连接是保证飞机安全飞行的重要条件，机翼主梁的接耳与机身22框上的接耳连接是机翼与机身连接的主要固定接头，飞机飞行过程中，机翼产生升力，一旦机翼与机身固定接头发生裂纹故障，那么后果将不堪设想，因此，日常维护过程中我们应该经常对其根部进行检测，以防重大故障发生。本文共分六个部分： 首先，在故障诊断方面，从现场实测和无损探伤入手对接头根部上叉耳是否出现故障进行检查；其次，通过对接头连接进行受力分析，诊断出接头根部上叉耳出现裂纹的原因；再次，通过详细分析与研究，提出运用焊接技术解决裂纹故障的维修方案；再次，针对维修方案进行了强度校核，证实了此维修方案的合理准确；最后，对此

6、维修方案进行评估，验证了此方案的可靠性与可行性，证实了该维修技术的科学合理、简单易操，具有推广使用的价值。1故障诊断在检修现场发现，机身22框接头上叉耳根部出现裂纹。利用放大镜、直尺、量角器等测量工具，得出该裂纹相对于接耳上平面呈垂直裂纹长L=4.2mm，宽B=1.2mm，深H=3mm；并测出该裂纹与22框接头切线夹角为28度；继而又在类似于沙砾的晶状裂纹扩展区域发现该裂纹呈波纹式向外扩展。初步估计该部件具有疲劳特征，为进一步证实该裂纹的属性，采用了无损探伤技术。无损探伤具有不损伤材料和零部件使用性能且不改变其外形和状态。在外场多使用在线超声波探伤，超声波探伤是利用超声波在物质中的传播、反射和

7、衰减来发现缺陷的一种探伤方法，超声波探伤具有灵敏度高、操纵方便、成本低、对人体和环境无害等优点。经在线超声波检测，在裂纹内部从上向下3mm处有微小气泡，实测长L=4.21mm，宽B=1.23mm，深H=3.02mm，并在气泡周围有爆炸形裂纹应力集中源，以及扩大的光滑区和粗糙断裂区。其结果与现场实测基本吻合，具有明显的疲劳破坏三大特征。疲劳破坏是一个累积损伤的过程，有内外因之分。内因是零部件在铸造过程中，由于冷却不当内部含有直径为0.8mm的微小气泡。在飞行过程中，该部件受交变应力的作用，其气泡周围出现爆炸性应力集中裂纹源，随飞行时间的增长，该裂纹源迅速向外扩展。再者，该接头在应力、弯矩、剪力的

8、作用下，忽而打开，忽而撞击闭合，致使裂纹呈波纹式向外扩展光滑区。当飞机在做高难度，高速度等一系列非常规动作时，由于高应力水平的高循环次数，一次偶然的撞击力使其出现脆性断裂，呈出现不规则形的沙砾的粗糙区。该裂纹具有鲜明疲劳破坏特征，经查阅得知该部件服役时长5005h超过规定寿命5000h。 经以上现场实测，无损探伤和使用时长证实：机身22框接头上叉耳根部裂纹属重度疲劳破坏。2.1连接：22隔框处于机身前段，上部安装了发动机固定梁，下部安装操纵插臂支座，中部两端的固定接耳与机翼主梁连接。固定接耳由4个叉耳组成，中间两叉耳由刚体连接和支撑。主梁上有两个耳片，其耳片厚度与所对应机身接头上的两叉耳间距基

9、本相等。叉耳与耳片的连接螺栓是直径为30毫米的长螺栓，其结构为中间细两头粗。将机翼的耳片与机身的叉耳对齐插入，用螺栓连接，拿力矩扳手将螺母紧固，这样就使机身与机翼连接成功。机翼与机身连接部分构件的设计和连接的方式，使连接部分成为一个刚体，结构紧密，无缝隙，不易松动，得到了良好的连接性。 图2-12.2承载：剪力由主梁、隔板梁和后墙腹板承受，其中主梁的刚度最大，承担的剪力最大。主梁和隔板梁在其固定端直接将剪力传给机身，后墙则将其承担的剪力传给第一翼肋后段，再传给机身。弯矩由主梁、隔板梁和后墙的缘条以及上下整体壁板承受。但在机翼与机身对接部位，只有主梁与隔板梁的接头能够传递弯矩。因此，主梁与隔板梁

10、之间的上下壁板，大约从第2后肋起逐渐不参与受力；隔板梁与后墙之间壁板则从第4后肋起，逐渐不参与受力，而将其承受的轴向力逐步集中到主梁和隔板梁的缘条上，然后以集中力的形式传给机身第22和25隔框，与另一边机翼传来的相应的弯矩平衡。扭矩M扭后由后盒段的两个合围框承受（图2-2），最后以剪流的形式传给第1翼肋后段。而第1翼肋后段可以看作是一个支持在22、25、28隔框上的三支点梁，剪流q后是其外载荷，由三个支反力R22、R25、R28来平衡（图2-2）。这样，第1翼肋后段就将传来的扭矩转化成三个集中力，传给22、25、28、隔框。 图2-23.对机身22框接头上叉耳结构进行受力分析本段重点讨论机身2

11、2框接头上叉耳根部的受力特点，歼七飞机在22框接头上叉耳既受到加强隔框传来的力的作用，又受到机翼根部传来的力的作用。因此，要讨论接头上叉耳处的受力特点，就必须先搞清楚加强隔框和机翼根部的受力特点。 3.1 对加强隔框进行受力分析 3.1.1对加强隔框受到的集中力的分析 加强隔框一般是由内外凸缘、复板和支柱组成，它既受到剪力作用也受到弯矩作用，因此我们要对其进行一一说明。 当加强隔框受到作用于隔框平面内的垂直载荷P时，隔框会发生变形并且产生弯矩，剪力和轴力，如图3-1（a）所示。由于此时的剪力和轴向力对隔框的受力特性影响不是很大，所以在这里我们只分析弯矩在隔框上的变化情况。为了便于理解隔框的受力

12、情况，我们假设蒙皮的支反力不是分布的剪流而是作用在隔框两侧的集中力R，并且我们假想将隔框的下部切开。这样就可以明确的说明隔框在载荷P及支反力R作用下相当于一根中间受载的双支点曲梁，且曲梁的弯矩在集中力作用点附近最大，其弯矩图如图3-2所示。当隔框受到弯矩作用时，内外凸缘、腹板和支柱起着不同的作用。内外凸缘承受着由弯矩M引起的轴向力N=M/h，如图3-3所示；腹板受到剪力作用，同时轴向力N还会产生沿半径方向大小相等，方向相反的压力S，使腹板受到压力S的作用。 图3-1（a） 图3-1（b）由图3-1（b）可以看出，如果载荷大小不变，隔框的直径增大，则由于两侧支点反力与集中载荷P之间的距离L曾大，

13、从而将使集中力作用处的隔框截面上的弯矩增大。因此为了减小隔框上的弯矩，在可能的情况下往往将载荷的作用点安置在隔框的两侧，使L尽量减小。 图3-2 图3-3 3.1.2 对加强隔框承受的集中弯矩图3-3（a）所示的是机身上固定机翼接头的一种整体环形加强隔框，机翼主接头传来的对称弯矩M机翼和对称剪力P机翼完全由框缘承受，从而引起框缘受弯。为了更明确的说明其受力情况，我们将沿对称面取隔框的一半来研究，如图3-3（b）所示。 图3-3（a） 图3-3（b） 由于这种隔框受对称载荷的作用，故对称面上受到的弯矩很小。因此在受力分析过程中可以近似地认为框是由两半组成的，这两个半框的A-A和A1-A1截面是铰

14、链在一起的，并且在这里忽略掉机身蒙皮的剪流作用。所以，隔框的A-A和A1-A1截面上只受到水平的轴向力NA，其值为：NA=TH/2r，由NA可得隔框的任意一剖面的弯矩。其大小为轴向力NA乘以它与该面重心之间的距离L，即M= NAL。所以截面B-B1和C-C1分别受到的弯矩为：Mb= NALb，Mc=NA Lc。由以上等式关系明显可以看出，最大弯矩产生于机翼连接接头附近，若在机翼之间则有：Mmax=NA (r-h/2)=TH/2r(r-H/2)，因为，rH/2，故r-H/2r,于是 Mmax=TH/2。 所以隔框的剪力值应该在机翼翼梁的接头附近，即所述的接头上的上下耳片之间的叉耳上。以上就是对接

15、头上叉耳根部的受力分析。3.2 对机翼根部传来的力进行综合分析机翼根部的主要承力部件是主梁，前梁，后梁和加强翼肋，其受力示意图如图3-4所示。 图3-43.2.1 对机翼根部结构中里的传递的讨论为了便于分析问题，我们可以忽略机翼根部的局部空气动力，并做出假设想机翼根部开有大仓口，故该处蒙皮不能传递扭矩作用。 如图3-5所示，剪力Q通过前梁腹板传到3点后，再由由该点传给主梁，经过主梁直接传给机身；由外翼传来的弯矩作用在缘条上，如图3-6所示，它有使机翼根部前梁转动的趋势，这时前梁的两个支点2、3对它产生反作用的力偶矩RwanL2-3来阻止其转动，并与Mwan平衡。因此在支点3处前梁传给主梁一个向

16、上的的作用力Rwan；由于加强翼肋内侧机翼传来的扭矩经过蒙皮传到加强翼肋处时，因为加强翼肋内侧机翼的下表面前梁和主梁之间的三角区域蒙皮开有大仓口而不能传递也不能承受扭矩，所以力就直接传给了加强翼肋，加强翼肋再通过3点前梁处一个向下的力的作用Rniu传给主梁。 综上所述，主梁承受外翼传来的剪力Q，前梁传来向上的扭矩R和加强翼肋承受的扭矩M传来的向下的扭矩，阐述清楚了机翼根部结构中的力的传递情况。 图3-5 图3-63.2.2 对机翼根部结构中各部件受力情况的讨论如图3-6是主梁受到的弯矩图，由于各个截面的的剪力为Q+Rwan-Rniu,机翼根部各截面的剪力为Q+Rwan。因此，固定端截面承受的弯

17、矩为（Q+Rwan-Rniu）L1-3+RniuL1-1。经材料力学计算分析可以得出主梁承受的弯矩很大，并且在机翼根部处主梁承受的弯矩最大，所以该部位是日常维护工作中的重点检查部位。 为了便于我们的理解，这里把主梁上受到的力的合力产生的弯矩分解为容易理解的两个分弯矩M1和 M2,其中M1=Mcos ,它作用于隔框平面内与另一边机翼传来的相应的分弯矩在隔框平面内平衡；另一分弯矩M2=Msin,与隔框平面垂直，由机身侧边承受。综合以上各点的分析与讨论，即对机身22框接耳处叉耳根部的受力分析，可以得出结论：飞机在22框接头叉耳处既受到加强隔框传来的力的作用，又受到机翼根部传来的力的作用。所以我们在日

18、常的机务维护工作中应该经常以这种力学原理对叉耳根部进行检查，以免不安全的飞行事故发生。4维修方案 由于歼七飞机接头根部上叉耳所在位置受力较严重，即 Qs=T-NA=y/T(y-2/H)，其中NA为水平轴向力。经超声波无损探伤检测，从而确定22框根部上叉耳的裂纹属于严重的损伤，慎重的反复思考下，决定采用电弧焊的维修方案。手工电弧焊，因其操作方便，设备简单易用，故而在野外或外场作业上得到广泛应用，在航空维修作业上，是一种非常普遍的焊接方法。主要可用于低合金轻质钢制的各种受力部件，例如起落架，作动筒，22框根部上叉耳的裂纹等，都可用这种焊接方法。 做好焊接的准备工作，可一为我们保证此次焊接的质量和安

19、全，有效地防止和减少飞机事故率，增加飞机的出勤率。找到焊接部位后，对其进行重点清洗，并用锉刀或砂纸打磨平滑整洁，以此来防范外来物质对焊接可能造成的影响，最后将焊件固定。电焊机、焊条、电源、榔头、毛刷（确定电源连接到位，并检查电焊启动是否良好） 焊接件的厚度，接头的形式，焊接的位置和层次等是选择条的主要依据，多层焊接的底层焊缝的焊条直径一般不超过4 mm，以免溶池过大，液态金属下淌。由现场进行实测的无损探伤的数据可知，机身22框接头的焊接可选用4mm直径的焊条进行焊接维修。 主要超过焊接条直径，焊件厚度，接头形式，焊接位置和环境温度等来选用电流大小，在焊件厚度和环境低的情况下，可选用电流上限。当

20、在非平焊位置的焊接及使用碱性焊条时，焊接电流应当减小，当焊接接头质量和焊缝形成良好得到保证时，这时可尽量选用较大电流，并配合较大焊接速度，提高生产效率。经过分析和测量得知，22框根部上叉根裂纹应选用90130A焊接电流。在有厚件开坡口的情况下，应采用多层焊析焊接方法，并且每层焊接厚度最好不超过31.2倍时，生产效率较高，而22框接头的焊接，由于无开坡口，所以选取单层焊接就可以了。 当焊接完毕后，对焊接部件们进行表面处理是必须的,对焊接部位的锉修，焊接部位的打磨，焊接部位的热处理等工作。 确定焊接部位的表面处理完结后，对焊接部位进行校正检验，焊接部位平行度良好，各部件对正以后，其符合飞机的使用要

21、求，说明技术过关，达到维修标准。假设歼七飞机机身22框接头上叉耳根部耳片裂纹故障焊接的质量完全符合要求，技术达标。假设歼七飞机机身22框接头上叉耳根部耳片受力完全平衡纵向断面受到挤压力P的作用105N 横向断面受到剪切力Q的作用105N耳片的材料为 30GrMnSi 通过查资料可知 ：b=1080MPa b=864MPa 耳片的外直径 D=70mm 耳片的内直径 d=30mm 耳片的厚度 L=20mm在上述假设的情况下进行强度校核耳片受剪切力的强度校核：Qmax=Q/A=Q/(D-d)/22=675N/mm2=675MPa Q=b/Qmax由计算可知，耳片的剪切系数1，符合强度要求。耳片受挤压力的强度校核： Pmax=P/A=P/L（D-d）=850 N/mm2=850MPa =b/ Pmax=1080MPa/850MPa由计算可知，耳片的挤压系数1，符合强度要求。6.可靠性与可行性评估可靠性是飞机无故障完成任务的一种能力，也是在生产和维护过程中必须考虑的重要因素之一，所以保证飞机良好的可靠性是飞机无故障完成任务的必要因素。经过现场实测借助于放大镜、直尺、量角器等测量工具发现该歼七飞机22框接头叉耳处根部有小范围的粗糙区，且经过超声