飞机座舱盖有机玻璃的修理

1、分析飞机座舱盖有机玻璃的修理 摘要：飞机座舱盖玻璃包括座舱活动盖玻璃和风挡玻璃，按材质可以分为单层有机玻璃和复合玻璃两类。座舱盖玻璃是飞行员借以观察外界的透明件，又是飞机机体的结构件，其结构的完整性与飞行员的生存环境密切相关，直接影响到飞行安全和训练任务的完成。关键字：飞机座舱盖、有机玻璃、结构和修理前言：首先我们先对座舱盖进行简要阐述，飞机座舱盖特别是先进战斗机的座舱盖，属关键部件，它集多种功能于一身，既要求结构强度高、重量轻、耐冲击而且又要光学性能好，视野广，同时还要有优异的雷达隐身及视觉性能。成本要低也是不可缺少的前提条件。为了满足这些要求，座舱盖的成形工艺是基础性的因素。目前在战斗机座

2、舱成形方面主要采用层合玻璃的模压成形工艺，工艺复杂要求高、废品率高、成本高。早在20世纪90年代初，国外就在研究用注射成形法来代替模压成形，经过10年的探索，解决了一些难题。如今已基本上取得成功，即将在一些军机上试飞。正文：座舱盖成型的基本方法：1、体积注射成形的发展经过及现状所谓体积注射成形是指大块座舱玻璃的成形，是相对层合的板材玻璃成形而言的。据最新报道，体积注射成形（以下简称注射成形）的座舱盖于2003年底将在T38教练机上试飞，F/A-22的座舱盖也将在2004年试飞。材料为聚碳酸酯。传统的抛光、层合及压力成形法的制造工时需6个星期，而用注射成形法只需1个小时。T-38的座舱盖大约重2

3、023kg，F/A-22的重90kg,尺寸2794mm×1270mm×812mm。现有注射成形机可注射重205kg的工件。传统成形法的手工很昂贵，废品率有的高达2030%。早在1993年就曾经对F-16战斗机注射成形第一个原型座舱盖，虽然能透明，但是畸变不能满足美空军的光学标准。但现在由于有了能制造实际上无缺陷的表面的工装以及体积注射成形技术，首个可飞行的注射成形座舱盖在2003年12月装载在T-38上飞行。本来要用注塑成形制造座舱盖是不可能的。一方面是由于它的物理尺寸，但是由于开发了光学上正确的模具以及具有专利权的体积注射成形工艺来制造厚壁件才取得成功。目前EnviroT

4、ech、波音及美空军已成功制成层厚达66mm的飞机透明材料，具有所需的结构性能及光学透晰度。座舱盖的制造目前用的是Envirotech公司1963年开发的体积注射成形技术，所不同的是所用的树脂，由丙烯酸酯改为聚碳酸酯，另外还用了一些专利性的技术。所用的树脂是具有UV稳定剂的Dow plastics300树脂，注射工艺是：将树脂在挤压机中加热到熔化阶段。然后将树脂聚集在一个由EnviroTech公司设计的专用设备内，注射入模内直到完全固结为止。然后打开模具，用剥离机构将座舱盖件从芯子上取下，并在取下系统上冷却几分钟。2、座舱盖注射成形的挑战及效益美国EnviroTech公司市场及技术经理介绍座舱

5、盖注射成形的两大难点之一是无框架座舱盖的成形，因为要在透明材料中模塑大的固定用嵌入件，即铝、钛或复合材料件，这些零件与机身相连接。这是减少飞机机身装配的一个重要因素。由于采用注射成形技术可以生产变厚度的并模塑入起连接作用嵌入件的座舱盖，而用层合工艺时，整个座舱盖的厚度只限于均一厚度。无框架舱盖在1993年F-16的原型件时就采用了，估计将来F/A-22座舱盖仍将模塑入固定用的嵌入件。因这种方法有利于飞机隐身并且短时间内更换受损伤的舱盖而无需像传统方法那样靠螺接来紧固。另一个挑战是注射成形机周围的干净环境问题，即要求有净室的环境。 根据来自美国空军的反馈，注射成形法的优点是生产率高、成本低，模塑

6、嵌入件及制造无边框舱盖的效益重大。另一优点是质量稳定，目前飞机舱盖的头盔显示要逐个进行校准，采用注射成形座舱盖时，由于每一舱盖均一样无需对每一头盔进行重新校准。但并不是每种飞机舱盖都值得用昂贵的注射成形模，EnviroTech公司正在研究注射成形板料的可能性，注射成形可以生产高质量的板料从而可以取消昂贵的模压所需的抛光工序。1993年美国空军/洛克希德的开发计划是确定注射成形舱盖用于F-16的可能性，在生产线上生产了160个舱盖。空军取样并进行了冲击、光传输以及光学透明度的试验以考察注射成形的聚碳酸酯是否可用作飞机透明件。结果令人满意，指定责成EnviroTech公司制造全尺寸的座舱盖。目前正

7、在进行下一代透明件（NGT）的开发计划，T38及F/A-22的注射成形是计划的一部分。根据2003年1月麦道/波音的合同，制成了首个光学正确的元件，这一成果的取得是由于开发了新的模具抛光法。本文从分析座舱盖玻璃的材质和受力入手，研究座舱盖玻璃爆破的原因及预防措施，以及介绍一些座舱盖有机玻璃的损伤检查和维修。一、座舱盖玻璃的材质和受力1、座舱盖玻璃的材质飞机座舱盖玻璃包括座舱活动盖玻璃和风挡玻璃，按材质可以分为单层有机玻璃和复合玻璃两类。单层有机玻璃用于座舱活动盖玻璃和侧风挡玻璃，多层复合玻璃一般是由多层无机玻璃，或无机玻璃与有机玻璃用透明胶片层合而成，用于前风挡，具有防鸟撞的功能。航空有机玻璃

8、的主要成分是聚甲基丙稀酸甲酯，另含有增塑剂。聚甲基丙稀酸甲酯是无色透明的高分子化合物，常用的增塑剂是邻苯二甲酸二丁酯。航空有机玻璃的优点是具有很好的透光性，能透过90以上的阳光，在常温下具有较大的强度；与普通玻璃相比脆性较小，受振动时不易碎裂；耐腐蚀性和绝缘性良好；容易成形。航空有机玻璃的缺点是硬度小，容易划伤；导热性差，热膨胀系数大；受到温度、日光和溶剂等的作用时，性质会变化。2、座舱盖玻璃的受力飞行中，座舱盖玻璃除受本身的重力及机动飞行时的惯性离心力外，其受力主要取决于座舱内外压力差，座舱外的大气压力随飞行高度增高而减小，座舱内压力从满足飞行人员生理需要来看，始终保持一个大气压力（760毫

9、米水银柱）最好。如果座舱内压力始终保持一个大气压力，当飞行高度升高时，座舱内外要产生相当大的压力差。这样，一方面座舱结构必须做得很结实，使飞机结构的重量大大增加；另一方面座舱一旦损坏时，座舱压力会急剧下降（叫做“爆炸减压”），这对飞行员的生理上有很大危害。为了保证满足飞行员对体外绝对压力要求，飞机上设置了气密座舱，并通过座舱供气装置把从发动机压气机引来的增压空气经温度自动调节装置调节后，将温度适宜的新鲜空气源源不断地输入气密座舱，再由压力调节装置通过控制座舱的放气量，使座舱压力随高度的增高按照一定的规律减小，以满足飞行员对体外绝对压力266毫米水银柱的最低要求。因此，飞行高度越高、座舱内外压力

10、差越大，座舱盖玻璃的受力也越大。二、座舱盖玻璃爆破的原因当座舱盖玻璃出现裂纹、划伤和脱胶等故障时，其强度要降低；严重时，在座舱内外压力差的作用下，就会产生座舱盖玻璃爆破的事故。有机玻璃故障主要有银纹、裂纹、划伤以及由此引起的玻璃爆破。飞鸟撞击后的情况1、座舱盖有机玻璃故障（1）座舱盖有机玻璃银纹。有机玻璃导热性差，热膨胀系数大，当温度急剧变化时，在它的表面与内层之间热应力，使有机玻璃表面出现细微的裂纹，这些细微的裂纹呈现出银色光泽，所以通常称为银纹。有机玻璃产生银纹后，透光性会降低，强度和塑性下降。银纹长度分散性很大，初始发生不足毫米，发展后，从几个毫米至几个厘米，甚至几十个厘米。较重的银纹还

11、有一个特征是方向无序、相互交叉。银纹的上述特征与金属构件的裂纹不同，是高分子聚合物特殊的微观结构形成的。银纹的产生与玻璃材质有关，使用YB2航空有机玻璃，其抗裂纹性能较差，容易产生银纹；使用的YB-3或DYB-3航空有机玻璃，抗裂纹性能较好，裂纹故障就较少、较轻。舱盖玻璃银纹故障比较普遍。检查1000架飞机，有银纹的130架，占13%。按照银纹容限的规定，银纹故障舱盖中有85架超过规定。故障率8.5%。银纹的产生也与气候条件有关。南方气候湿热，明显比北方故障率高。由银纹扩展成的裂纹和槽、孔裂纹，如果不能及时发现，在飞行中快速扩展，都会导致舱盖玻璃空中爆破。报废飞机座舱盖残骸（2）座舱盖有机玻璃

12、槽、孔裂纹。玻璃上的孔和花槽在结构上是应力集中因素，强度上是薄弱环节。该部位若有加工缺陷和装配应力就很容易产生裂纹。舱盖玻璃后弧花槽裂纹多数出现在舱盖中心线及两侧的几个花槽上。首先在花槽底部与玻璃内表面的交界处产生，呈现角裂纹形式。裂纹在玻璃内表面沿航向,向前扩展，同时沿玻璃厚度扩展。一个花槽可能同时出现多个裂纹。槽、孔裂纹初始深度1毫米左右，在疲劳载荷作用下不断扩展到几个毫米或更长。如果不能及时发现，在飞行中快速扩展，都会导致舱盖玻璃空中爆破。花槽裂纹故障的产生原因，可以区分为两个类型，它们导致的裂纹故障密度变化规律不同。第一，疲劳载荷和玻璃材质老化。随着飞行小时和日历时间的延长，故障密度是

13、单调递增的。而实际故障密度变化，在寿命期内后期都有明显的回落。说明这一类因素不是花槽裂纹故障产生的主导原因。第二，材质或加工缺陷，加工或装配应力。这些因素导致的裂纹故障密度变化，初始应该是递增的；而后期，由于缺陷的暴露和应力的释放，故障密度又必然会下降。实际故障密度的变化与这一规律是一致的。因而，舱盖玻璃后弧花槽裂纹故障的产生，主要是由于玻璃材质和加工、装配工艺因素造成的。前风挡复合玻璃的炸裂2、前风挡复合玻璃的炸裂和脱胶前风挡复合玻璃炸裂主要发生在表层玻璃或中间层的承力玻璃。裂纹呈网状，使得飞行员前方视场被破坏。前风挡玻璃曾发生几起炸裂故障，内层无机钢化玻璃碎裂成颗粒状。虽然保持了座舱气密，

14、而前方视场完全破坏。玻璃炸裂有的发生在飞行中。有的发生在地面停放状态。以上几起前风挡玻璃炸裂，都是玻璃内在质量问题引起的。玻璃材质不均匀，内部存在微小的结石点。在飞行载荷或温差应力作用下，结石处应力集中，致使玻璃炸裂。人工修理前风挡复合玻璃脱胶是两层玻璃之间的透明胶合层与玻璃脱开，脱胶严重时会影响飞行员的观察。脱胶多数从周边开始，逐步向内扩展；也有从中间部位形成的，形似气泡。无机玻璃之间的聚乙烯醇缩丁醛胶片与玻璃脱开，故障率较高。无机玻璃与有机玻璃之间的粘合有的用硅凝胶。硅凝胶的拉伸强度很低，使用中热胀冷缩就可能断裂，外观特征与玻璃裂纹相似。有机玻璃银纹三、座舱盖玻璃爆破的预防与事故分析1、座

15、舱盖玻璃爆破的预防维护工作，最重要的是及时发现座舱盖玻璃故障，确保飞行安全。具体工作主要有两项：一是及时掌握银纹的深度参数，不要超过容限规定；二是及时发现槽孔或其他部位裂纹。银纹深度测量，使用YL型舱盖玻璃银纹深度测定仪。前后弧槽孔裂纹检查，使用ZGBJ型舱盖玻璃裂纹检查仪。2、座舱盖玻璃爆破的事故分析（1）事故原因分析。舱盖破璃空中爆破有时可能导致飞机的一、二等事故，在这种情况下，应该注意飞机残骸的一个特征。玻璃先爆破，玻璃残片在航线上的位置，应该在飞机机体触地点的后方一定的距离上。（2）查找裂纹源。舱盖残留的框架多数都能保留玻璃残片，由玻璃残片断口可以分析裂纹走向。玻璃爆破裂纹扩展过程，也

16、是应力波扩展过程。应力波扩展在玻璃断口上留下的花纹，类似于波浪在海滩留下的波纹，弧形总是朝向裂纹扩展方向的。如果有足够的玻璃残片，就可从裂纹走向找到玻璃爆破的裂纹源。（3）分析裂纹源性质。裂纹源有疲劳裂纹或高应力的瞬间断裂纹；载荷应力作用裂纹或应力、腐蚀裂纹等类型。裂纹源的裂纹通常有一个很光滑的镜面区。使用几十倍的光学显微镜，有时还需要更高倍数的电子显微镜，从镜面区观察就可以确定裂纹性质。高架修理某型飞机座舱盖玻璃后弧花槽改装后，某修理厂通过近两年时间的追踪调查发现没有舱盖玻璃后弧裂纹的报告和修理后返厂的情况，此改装方法节约修理工时，降低了修理费用，缩短了修理周期。由于座舱盖有机玻璃是飞机的重

17、要部件之一，影响其加工使用性能有很多因素，发现玻璃裂纹后的修理是事后工作，并不能保证飞机在空中飞行使用的安全。因此要做好前期预防工作，保证修理产品的质量可靠，避免飞行等级事故的发生，在工厂修理加工和部队使用过程中应注意以下几点：1、由于有机玻璃的导热性差，加工时被加工表面和工具间的磨擦以及切屑的变形会使加工区域内产生很多的热量，可能使材料过热而熔化，容易造成废品，而且切削热与切削力也会导致材料中内应力增加，使有机玻璃件的安全性和使用寿命降低。因此，加工方法、施工工艺及加工设备、刀具和夹具等必须适应有机玻璃的加工特性；2、要求加工刀具刀刃锋利、夹持牢固、操作平稳，充分冷却，保证切削温度低，工件残

18、余应力小。钻孔是有机玻璃机械加工最敏感的一道工序，孔壁极易出现热积瘤，造成”过烧”、龟裂、发雾、分层和崩边等现象，是影响有机谚璃寿命的关键工艺之一，钻头刃磨时的顶角一般在60。140。之间，选择原则是当切削刃还未完全进入板料时，钻头的切削横刃不应穿出板料；3、加工时要对玻璃表面进行保护，避免划伤、碰伤，加工端面应进行打磨抛光，保证其具有较低的表面粗糙度。当玻璃表面有损伤时，应根据损伤形式采用不同的打磨方法，打磨时的压力不能过大，打磨范围应适当地大于损伤范围；4、有机玻璃的裂纹有时与装配应力和残余应力有关。如果玻璃与骨架贴合不好造成间隙超过规定值，应重新对玻璃进行模压处理，或者当螺栓孔不正时切忌

19、强行装配，座舱盖在装配时，必须正确安装，各个螺栓拧紧的程度要一致，装配后应进行回火处理以消除残余应力；5、部队在使用维护过程中应禁止用有机溶剂擦(如油漆、酒精、丙酮等)拭玻璃表面，用抛光膏打磨有机玻璃后必须清洗干净，工作时应防止工作灯、电烙铁等接近玻璃表面，以避免局部过热而产生内应力。6、座舱盖有机玻璃一般不允许存在有裂纹。当发现玻璃上有轻微裂纹时，使用部队要根据使用条件、玻璃牌号以及机型，认真分析，判断也裂纹产生的原因，限定使用条件，并观察裂纹的发展状况，确定处理意见。当裂纹较大时，要停飞进行分析鉴定，危及飞行安全时，要及时更换玻璃。人工检修具体事例分析某飞机修理厂近几年来已经连续发现几起某

20、型飞机座舱盖有玻璃后弧花槽裂纹的问题, 使用部队也时常报告由于座舱盖后弧花槽裂纹而引起飞机停飞待修的事故.如不引起重视,很容易导致座舱盖玻璃发生空中爆破的事故( 1992年6月19日某部, 36号飞机空中爆盖), 为了彻底解决这一难题, 现以该厂某飞机座舱盖为例, 对后弧花槽裂纹作出一些客观分析, 并提出解决方法。座舱盖玻璃示意图1、螺栓孔 2、涤纶增强塑料 3、有机玻璃 4、跳花涤纶带 5、花槽裂纹尺寸表通过上表可以看出此座舱盖有机玻璃裂纹数量之多, 尺寸之长都是比较少见的, 裂纹的程度已经 很严重, 并且这些裂纹具有以下的特点:( 1) 一般起源于花槽上表面倒角处, 并向前、向下表面不断发

21、展, 但也有极少数裂纹是起源于下表面( 21#, 23#花槽) ;( 2)花槽上生成裂纹后, 在同一花槽上可以同时出现多条裂纹;( 3)处于座舱盖玻璃对称轴线附近花槽( 22# )产生的裂纹数量多( 9条) , 长度大( 27mm );( 4)当对称轴线( 22# )上生成裂纹后, 与其相邻近的花槽( 19#, 20#, 21#, 23#,24# )上也往往可以发现裂纹。一、裂纹产生的原因及其影响座舱盖有机玻璃在使用过程中产生裂纹的原因主要由于玻璃表面有应力集中导致疲劳裂纹, 而其应力产生主要有以下几个原因:1、座舱内外静压差和局部空气动力压差所引起的应力因飞机在高空飞行中需在座舱内增压, 在

22、内外压力作用下, 整个座舱盖都参加受力, 其中玻璃直接承受大部分的载荷。在内外压力差作用时, 玻璃表面产生横向弯曲, 其中半径方向有均匀增大的趋势, 但其两侧下缘是通过粘接的涤纶带与金属骨架相连, 由于金属骨架刚度较大, 限制了玻璃半径的增大。由于玻璃后弧上开有花槽使其强度减小, 且整个座舱盖在使用过程中经常需要反复增压与卸压, 所以在沿后弧花槽内、外表面很容易产生纵向的疲劳裂纹。座舱盖的横向弯曲2、空中温差引起的应力由于有机玻璃的导热性较差, 它的导热率只有0. 14 0. 17cal/m. h, 比铝合金的导热率小600700倍; 热膨胀性大, 它在- 40 + 80 时膨胀系数为6 !

23、10- 5 13 ! 10- 5 / , 比铝合金高2 4倍, 当温度变化时, 玻璃容易产生较大的温差应力。在飞行过程中, 玻璃外表温度接近于大气温度, 这个温度随飞行高度的增加而降低, 玻璃内表面由于座舱加温而温度较高, 从而形成玻璃内外表面温度差。温度高的内表面产生较大的膨胀, 温度低的外表面产生较小的膨胀, 于是形成一个要膨胀, 一个则限制其膨胀的情况, 结果使外表面承受拉伸应力。内表面温度通常设定为15 , 外表面温度与飞行高度、速度及导热率有关, 现设定为- 20，在正常的飞行条件下玻璃外表面所受伸应力较大, 而玻璃后弧开有花槽使强度减弱, 因而容易在强度较薄弱的地方产生裂纹。3、装

24、配应力与残余应力有机玻璃在加工后弧花槽过程中由于刀具或加工方法等条件的限制, 加工区表面容易产生过热而形成热影响区, 在其后工序中如没有切除就会造成残余应力, 或由于玻璃与骨架贴合不好。螺检孔不正, 强行装配等原因造成装配应力, 通过装配后的回火处理而未能将这些应力消除时, 都可能使花槽产生裂纹。通过以上分析可以看出, 座舱盖玻璃在使用过程中可能承受上述几种应力, 前两种应力是舱盖玻璃在使用时产生的, 但后一种应力又往往是造成玻璃裂纹的直接原因。一旦玻璃表面产生裂纹后, 其抗拉强度与冲击韧性会明显下降, 并且裂纹的深度 35􀅿沙航空职业技术学院学报第5卷􀏀和

25、 长度会在使用过程中不断发展, 如未能及时发现, 当裂纹发展到一定的程度时, 舱盖玻璃有内外压差及空气动力的作用下, 极有可能发生座舱盖空中爆破的飞行事故。因此, 舱盖玻璃后弧花槽裂纹的现象不容忽视, 必须制定修理方法加以彻底解决。二、后弧花槽裂纹解决方法某型飞机座舱盖玻璃后弧花槽表面产生裂纹与如图3所示结构有很大的关系, 容易在R15mm图3 某型舱盖玻璃后弧花槽示意图圆弧底部处产生应力集中。由于有机玻璃的导热性较差, 在加工过程中很难控制后弧花槽热影响区的产生,为了能够彻底的解决这一问题, 最根本的方法是取消后弧花槽, 采用平直端面,并将原有1.5*45的倒角改为R2. 0mm 的圆弧从而

26、解决裂纹产生的根源。后弧平直端面示意图三、改装后的主要技术参数与装配方法某型飞机座舱盖玻璃后弧在改装前的结构及主要技术参数如图5所示。从图中分析可以看出,只要舱盖玻璃后端面与骨架有一定的搭接量及热间隙, 就可保证装配后座舱盖的密封性和强度要求。某型座舱盖玻璃后弧花槽改装前装配示意图改装后主要技术参数及装配方法如图6所示,其中最重要的热间隙数据的确定是保证改装后舱盖玻璃使用安全的关键部位。因此, 为了保证玻璃端面与骨架的搭接量, 可取消橡胶衬套, 其作用可以由填充XM - 48腻子来代替, 但是必须保留起支撑蒙皮作用的间隔衬套, 通过计算分析后定出热间隙为6+ 2- 0. 5。在玻璃下料和装配过程中应重点控制玻璃后弧与螺栓间隔衬套的热间隙, 其他零件的装配及其检验方法仍按原有工艺规程的要求执行。某型座舱盖玻璃后弧花槽改装后装配示意图三、结论及建议某型飞机座舱盖玻璃后弧花槽改装后, 某修理厂通过近两年时间的追踪调查发现没有舱盖玻璃后弧裂纹的报告和修理后返厂的情况, 此改装方法节约修理工时, 降低了修理费用, 缩短了修理周期。由于座舱盖有机玻璃是飞机的重要部件之一, 影响其加工使用性能有很多因素, 发现玻璃