A320机翼结构部段的超手册损伤与修理评估

戴蔚杰,陆晓华,左洪福

(南京航空航天大学 民航学院，南京 211106)

空客A320是民航机中比较成熟的一款飞机，其机翼部段的修理分析也是学术界较为关注的领域。对于常见的穿孔、裂纹等类型的损伤如果没有超出可修理标准，则航司一般按照修理手册内工艺程序进行修理即可；
如果结构损伤超出手册内规定的可修理标准，则需向制造商报告，并请其制定相应的修理方案供航司或第三方修理单位实施修理[1]。在此过程中，等待返回修理方案的周期一般较长或者支付的技术支持费用可能较高，且无法从机理上掌握结构修理恢复程度；
如遇航材调度困难，则更需重新制定修理方案，造成更长的修理周期和更多的支出成本。因此，具备一定规模和修理能力的航司都会根据航材储备和运力需求，提出基于经验的超手册修理预方案，供制造商评估并快速响应回复。但修理经验有时较为粗犷，且不同的工程师对经验的判断也不尽相同，因此拟从结构损伤修理仿真角度对修理参数进行效能分析，为航司提出的修理预方案提供更加准确的技术参考。以A320机翼结构典型部段为研究对象进行有限元建模分析。由于飞机在进近着陆阶段缝翼处于放下状态，露出的机翼固定前缘结构遭遇鸟撞或者外物撞击损伤的机率将大大增加，因此选取A320机翼在缝翼放下状态下机翼固定前缘结构部段进行仿真建模，分析损伤结构的剩余承载力，并评估其修理效能。

目前，许多学者已经对机翼部段结构件的损伤与修理展开了研究。赵玺[2]采用PATRAN软件建立机翼壁板裂纹试验件有限元模型，进行单位载荷下各零件的应力分析并判断零件危险点位置，进行损伤有限分析。时长长[3]针对A320机翼主承力结构蒙皮腐蚀问题，研发了修理工具并制定了油箱封胶方案，成功完成了A320系列飞机机翼主承力结构蒙皮修理工作。王博等[4]采用托底平补法对蒙皮破孔进行修理，设计了修理方案并通过计算校核和有限元分析，验证了维修方案的可行性。梁赟[5]建立了蒙皮上裂纹和止裂孔的有限元分析模型，发现，随着止裂孔相对直径的增加，止裂孔对蒙皮应力集中的改善效果有所提升。孔婷婷等[6]使用改进的裂纹闭合积分方法(MCCI)对典型机翼整体机加壁板的裂纹扩展及剩余强度试验进行了分析预测与试验。表明预测的裂纹扩展寿命及剩余强度载荷与实际试验结果的偏差在可接受的范围内。Waleed Bin Yousuf等[7]采用粒子滤波器的统计框架预测民航机结构件中的裂纹扩展，并在一在役客机机翼结构的埋头铆钉孔周围裂纹扩展的案例研究中验证了该方法的准确性。J.Wang等[8]将粘合补片与其他增强受损结构剩余强度的方法相结合，对受损机翼结构展开修理，证明这一混合修复方法实现了显著的剩余强度增加，并可以延长结构的疲劳寿命。N.Matthews等[9]针对机翼表面蒙皮腐蚀问题，尝试使用一种增材制造技术——超音速粒子沉积(SPD)对腐蚀蒙皮进行修理。结果表明，该技术可恢复蒙皮受载情况下的应力场，并保证修理结构的承载能力满足要求。Petr Augustin[10]使用三维断裂力学软件FRANC3D建立了一通勤飞机翼梁底部翼缘的计算模型，使用NASGRO方程和Wheeler延迟模型在AFGROW代码中计算变幅载荷下的裂纹扩展，并进行了试验验证。Byeong-Su Kwak等[11]研究了在弯曲载荷作用下的分层失效的复合材料层合板的2种修理方式——微型螺栓与树脂注射。该研究证实，在弯曲载荷占主导地位的情况下，将树脂注入分层以粘合整个分离表面区域的树脂注入修复比使用微型螺栓更有效。Vladimir Nizev等[12]研究了机翼面板上补片在不同类型的紧固件配合工况下的疲劳裕度，确定紧固件配合的优选类型。Sang-Seon Park等[13]研究了使用微型螺栓修复分层复合材料层合板的方法，发现在总孔面积时，具有多个小孔的层压板比仅具有单个大孔的层压板具有更高的抗拉强度。Panagiotis J.Charitidis等[14]用ComsolMultiphysics对机翼面板补片对裂纹扩展的阻滞作用进行了仿真研究，并在试验中加以验证。

本文中的机翼结构部段属于机翼的固定前缘部分，位于第二段缝翼对应位置，其在机翼上的具体位置如图1所示。该机翼结构部段主要由蒙皮、翼肋、长桁等部件构成。对该几何模型划分网格，设置全局网格布种尺寸为6 mm，共得到100 759个节点，划分网格49 389个，其中C3D8R六面体网格14 975个，C3D10四面体网格34 414个，其几何模型与网格划分如图2所示。

图1 机翼固定前缘结构部段位置示意图Fig.1 Location of the wing structure section on the fixed leading edge

图2 机翼结构部段细节模型与网格模型Fig.2 Detailed model and mesh model of a wing structure section

材料受载时，可以将材料受载阶段分为弹性阶段、屈服阶段、强化阶段和破坏阶段。在弹性阶段，应力与应变成正比，材料受载之后产生弹性应变，卸载之后弹性应变可以完全消失。材料进入屈服阶段时，应力基本保持不变、应变显著增加，产生不可恢复的塑性应变[15]。

本文中有限元分析蒙皮所选用材料和紧固件所选用材料的失效准则为最大应力准则。若存在网格单元所受应力超过屈服强度，进入塑性状态，产生塑性应变，则判定为结构失效。

本文中有限元模型涉及的机翼结构零件选用金属材料7050-T7651铝合金，紧固件选择2024-T4铝合金，其相关材料参数分别如表1和表2所示。

表1 7050-T7651铝合金的材料参数Table 1.Material parameters of aluminum alloy 7050-T7651

表2 2024-T4铝合金的材料参数Table 2 Material parameters of aluminum alloy 2024-T4

凹坑损伤是机翼结构的常见损伤形式，该部段受冲击后的原始凹坑损伤如图3所示。长直径25.2 mm，短直径21.4 mm，深度为5.2 mm，径深比为4.85。手册允许制造商自行修理的凹坑损伤深度最大为5 mm，径深比最小为20，该损伤的深度和径深比均超过了手册允许的极限值，故该损伤属于超手册损伤。根据一般修理准则对损伤进行切割，损伤经切割和规则整形后的位置和尺寸如图4所示，即损伤长度为105 mm，宽度为25 mm，深度为1.6 mm，无裂纹等其他损伤、附近铆钉没有丢失。切口中心线到最近一排铆钉中心线的距离为40 mm，满足SRM手册要求的大于15 mm的规定。

图3 原始凹坑损伤的尺寸Fig.3 Geometric dimension of the original dent

图4 穿孔损伤机翼结构部段的损伤形式和几何位置Fig.4 Perforation damage and its location on the wing structure section

对穿孔损伤机翼结构部段进行网格划分，蒙皮的网格尺寸为3 mm，在方形穿孔损伤周围将网格尺寸细化至2.5 mm，全结构共得到190 933个节点。划分网格112 947个，其中C3D8R六面体网格82 659个，C3D10四面体网格30 288个。蒙皮网格划分如图5所示。

图5 穿孔损伤机翼结构部段蒙皮的网格划分Fig.5 Mesh on the skin of the perforation damage wing structure section

针对机翼结构部段的超手册损伤，按照一般修理准则，即：应向穿孔内添加填片，并在填片上再添加一层补片。紧固件与补片边缘之间的边距应大于等于9 mm，小于铆钉间距的一半；
补片上每一排铆钉之间间距应相等；
填片与补片的厚度应与蒙皮厚度相等，材料相同。针对紧固件，一般修理准则规定，在原有紧固件松动或者需要二次使用原紧固件孔的情况下，需要增加一级或两级孔径，修理区域紧固件尺寸以4 mm为宜。根据上述准则，设计了超手册修理一般参数。即：补片长180 mm，宽120 mm，边距尺寸为9 mm，补片铆钉中每排铆钉的间距为25 mm。填片中铆钉之间的间距为20 mm，与前、后长桁之间的间距分别为35.6 mm和24.8 mm。填片长105 mm，宽25 mm。超手册修理一般参数中，填片、补片的厚度设计为1.6 mm，与蒙皮厚度相同，紧固件直径为4 mm。超手册修理一般参数机翼结构部段如图6所示。蒙皮和补片的几何尺寸与位置如图7所示。

图6 修理机翼结构部段的正面视图Fig.6 Frontal view of the repaired wing structure section

图7 补片的几何尺寸与位置Fig.7 Geometric dimensions and location of the patch

对超手册修理一般参数下机翼结构部段进行网格划分，蒙皮结构上网格尺寸设置为4 mm，孔周围细化为3 mm。蒙皮网格划分如图8所示。

图8 超手册修理一般方案机翼结构部段蒙皮网格划分Fig.8 Mesh on the skin of the wing structure under an ultra-manual repair general plan

根据SRM手册中规定，补片材料厚度可以增加一级，即在超手册修理一般参数的基础上，将原本1.6 mm厚的补片加厚0.2 mm达到1.8 mm。对补片加厚参数下机翼结构部段进行网格划分，蒙皮结构上网格尺寸设置为4 mm，孔周围细化为3 mm。

根据SRM手册中规定，在原有紧固件松动或者需要二次使用原紧固件孔的情况下，需要增加一级或两级孔径。在超手册修理一般参数的基础上，将原本直径4 mm的紧固件扩大一级孔径至4.4 mm。对紧固件扩孔参数下机翼结构部段进行网格划分，蒙皮结构上网格尺寸设置为4 mm，孔周围细化为3 mm。3组修理参数下机翼结构部段划分的节点与网格数目如表3所示。

表3 3组修理参数下结构部段划分的网格数目Table 3 Numbers of mesh elements of structure section under three groups of repair parameters

5.1 初始条件设置

将机翼结构部段的几何模型导入Abaqus有限元分析软件中，分别赋予机翼结构部段零件和紧固件材料属性，并设置静力通用分析步。机翼部段各零件之间的连接以及紧固件与孔之间均采用tie连接。对蒙皮的一边以及肋的后表面施加固定约束。

设置加载方式为垂直于蒙皮外表面向下加载，如图9所示，载荷准静态加载。由于穿孔类损伤改变了蒙皮表面的承载面积，本文中以临界承载力作为机翼结构部段的临界载荷。若加载结束时结构中出现单元屈服，则判定结构失效。

图9 边界条件与加载方式Fig.9 Boundary conditions and loading

5.2 损伤前后承载力比较

对原始机翼结构部段施加载荷，使结构在加载末端失效，结构中出现屈服单元。该状态下对应的承载力即为临界承载力。当原始机翼结构部段的承载力达到30 330 N时，出现屈服单元，原始机翼结构部段失效，此时原始机翼结构部段的应力分布云图如图10(a)所示。

图10 机翼结构部段临界载荷下的应力分布云图Fig.10 Stress distribution under the critical load of the wing structure section

对穿孔损伤机翼结构部段施加载荷，使结构在加载末端失效，结构中出现屈服单元。该状态下对应的承载力即为临界承载力。当穿孔损伤机翼结构部段承载力为27 492 N时，出现屈服单元，损伤机翼结构部段失效，相较于原始机翼结构部段的临界承载力下降了9.36%，由此可见蒙皮结构的穿孔损伤将导致机翼结构部段的承载力出现一定程度的下降。载荷达到临界承载力时，穿孔损伤机翼结构部段的应力分布云图如图10(b)所示。

由临界载荷下的应力云图可知，原始机翼结构部段蒙皮上应力分布较为均匀，而蒙皮穿孔损伤周围出现了一定程度的应力集中，应力因为穿孔损伤而出现了重新分布，在临界载荷作用下，方孔损伤周围的应力达到约160 MPa，明显高于离损伤较远区域的应力水平。损伤后蒙皮上的应力集中导致了该机翼结构部段临界承载力下降。无论是在损伤前还是损伤后，长桁的应力水平都高于其他零件。

5.3 超手册损伤修理效果评估

根据梁艳勤[16]的相关研究，实际修理中，遵循修理结构需满足原结构临界承载力的80%的原则，故以此为判据，对相关修理效果进行评估。修理参数汇总表如表4所示。

表4 3组修理参数设计汇总Table 4 Three groups of repair parameters

5.3.1一般修理参数

对超手册修理一般参数下的机翼结构部段施加载荷，结构在加载末端失效，结构中出现屈服单元，该状态下对应的承载力即为临界承载力。当机翼结构部段的承载力达到 28 072 N时，出现屈服单元，机翼结构部段失效。与穿孔损伤件相比，修理后机翼结构部段的临界承载力有了一定程度的提升，恢复到了原始机翼结构部段的92.56%，损伤结构上安装了填片和补片，提高了结构的刚度和强度，对于机翼结构部段的临界承载力恢复起到了一定作用。超手册修理一般参数下机翼结构部段在临界承载力下的应力分布云图和补片的应力分布云图如图11(a)、(b)所示。

图11 超手册修理一般参数下机翼结构部段临界载荷下应力分布云图Fig.11 Stress distribution under the critical load of the wing structure section under ultra-manual repair general parameters

由云图可知，在临界承载力下部分孔边区域出现了应力集中，在临界载荷作用下，孔边区域所受应力达到105 MPa左右，高于蒙皮其余区域45 MPa左右的应力水平。长桁所受应力水平高于其他零件。

5.3.2补片加厚修理参数

对补片加厚修理参数下机翼结构部段施加载荷，评估修理效果。当机翼结构部段的承载力达到30 263 N时，出现屈服单元，机翼结构部段失效。经过改进的修理参数进一步提升了机翼结构部段的临界承载力，使其恢复到原始机翼结构部段的99.78%，相较超手册修理一般参数，将补片厚度加厚至1.8 mm将会提升结构的临界承载力。加厚补片进一步增加了结构的整体刚度、强度，提高了结构抵御外力作用的能力，因而提高了结构的临界承载力。载荷达到临界承载力时，补片加厚方案机翼结构部段对应的应力分布云图和补片应力分布云图如图12(a)、(b)所示。

图12 补片加厚参数下机翼结构部段临界载荷下应力分布云图Fig.12 Stress distribution under the critical load of the wing structure section under patch thickening parameters

由云图可知，临界承载力下部分孔边区域出现了应力集中，其所受应力达到105MPa左右，高于蒙皮其余区域50MPa左右的应力水平，此时长桁所受应力水平高于其他零件。

5.3.3紧固件扩孔修理参数

对紧固件扩孔修理参数下的机翼结构部段施加载荷，评估修理效果。当机翼结构部段的临界承载力达到30 229 N时，出现屈服单元，机翼结构部段失效。紧固件扩一级孔至孔径达到4.4 mm将会提升机翼结构部段的临界承载力，使其恢复到原始机翼结构部段的99.67%。紧固件扩孔的修理参数，进一步改善了补片、填片与机翼结构部段的连接效果，增强了结构抗外力破坏的能力，提升了结构的临界承载力。在临界载荷作用下，紧固件扩孔修理参数下机翼结构部段对应的应力分布云图和补片应力分布云图如图13(a)、(b)所示。

图13 紧固件扩孔修理参数下机翼结构部段临界载荷下应力分布云图Fig.13 Stress distribution under the critical load of the wing structure section under fastener reaming

由云图可知在临界载荷作用下部分孔边出现了应力集中，其所受应力达到105 MPa左右，高于蒙皮其余区域 45 MPa左右的应力水平，此时长桁所受应力水平高于其他零件。

5.3.4不同修理参数的效果评估

设计的3组超手册修理参数都在一定程度上提高了损伤机翼结构部段的临界承载力。其中，超手册修理一般参数下，损伤机翼结构部段安装了填片和补片后，强度、刚度较修理前得到了一定提升，应力集中程度有所缓解，其临界承载力恢复到了原始结构的92.56%。补片加厚参数下，机翼结构部段的强度、刚度得到进一步提升，临界承载力恢复到了原始结构的99.78%。紧固件扩孔修理参数增强了填片、补片与蒙皮之间的连接作用，从而在一般参数的基础上将结构的临界承载力提升到原始结构的99.67%。不同修理参数下机翼结构部段的临界承载力分析结果如表5所示。

表5 各修理参数下机翼结构部段临界承载力分析结果Table 5 Comparison of critical bearing capacities of wing structure sections under different repair parameters

设计的3组修理参数均将结构的临界承载力恢复到了原结构的80%以上，因此3组参数均满足修理原则要求，可以为机翼结构的超手册修理提供技术支持。

通过对3组超手册损伤修理参数的设计和效果分析，可以得出如下结论：

1) 超手册修理一般参数的临界承载力稍小，但修理周期较短，成本较低，适用于对修理效果要求不是特别高而需要控制成本的修理场景。

2) 补片加厚参数和紧固件扩孔参数的临界承载力与原始机翼结构部段基本相同，但修理周期更长且成本更高，适用于对修理要求较高的修理场景。

3) 原始机翼结构部段的临界承载力为30 330 N,穿孔损伤使机翼结构部段的临界承载力下降了9.36%，超手册修理一般参数可以将临界承载力恢复到原始机翼结构部段的92.56%。而在超手册修理一般参数基础上设计的补片加厚参数和紧固件扩孔参数则可以进一步将结构的临界承载力恢复到原始部段的99.78%和99.67%。

本文中评估了机翼结构部段超手册损伤状态下的剩余承载力，同时建立了部件损伤尺寸与剩余承载力之间的关联。本文中提出的3组超手册修理参数均满足一般修理原则要求，从损伤机理和结构特征出发，为运营商提供了技术方案的理论支持，也为超手册维修方案奠定了技术基础，可供运营商在实际工程中制定修理方案过程时，权衡各种因素进行技术方案决策时参考，同时也为国产民机的设计改进和维修决策提供了分析方法。

关于超手册损伤以及修理，后续还可以对修理前后机翼结构部段开展模态分析和屈曲分析，从振动、固有频率的角度探讨修理方案的实际修理效果，该类分析也是未来研究的方向之一。

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