螺旋桨飞机襟翼振动疲劳裂纹解决措施的研究

摘 要 本文通过对襟翼蒙皮进行振动模态分析、对螺旋桨滑流进行频率分析，确定了襟翼蒙皮出现裂纹的原因，并采用抗疲劳设计，提出了襟翼结构改进方案，有效地提高了蒙皮在振动环境下的寿命要求。

关键词 螺旋桨飞机；襟翼；振动；频率

中图分类号V22 文献标识码A 文章编号 1674-6708（2014）118-0091-02

1 概述

某型改进飞机相对于原平台飞机换发后，功率增加20%，桨盘面积缩小21%，滑流区域内速压增大43%～52%，导致襟翼后缘动态载荷较大，多架飞机在襟翼右侧下翼面8～9肋间沿后缘边条附近蒙皮多次出现裂纹。

为避免后续批产飞机襟翼蒙皮再次出现裂纹，本文对裂纹的形成原因进行了分析，并提出了改进措施，提高了蒙皮在振动环境下的寿命。

2 襟翼蒙皮出现裂纹的原因分析

2.1 裂纹现象

某型系列飞机在外场使用时，多个架次飞机在襟翼右侧下翼面8～9肋间沿后缘边条附近蒙皮多次出现裂纹，出现裂纹时累计时间在216小时～1200小时之间不等，出现裂纹时累计起落次数为313～1100起落之间不等。

2.2 原因分析

多架次飞机在相同区域发生裂纹，具有共性，说明不是生产过程中的质量问题。

根据飞行反映的情况裂纹出现的区域很小，结合典型的增升系统的二元压力分布图（见图1）可见，在襟翼下翼面后缘的气动特性有以下特点：

图 1 典型增升系统的二元压力分布

1）静态压力为不大的正值，静载荷较小；

2）飞机机翼失速从翼根向翼尖发展，在飞机大迎角或襟翼放下时在后缘易出现局部气流“分离-脱体-附着-分离”的周期变化，受到一定的动载荷；

3）某型改进飞机相对于原平台飞机换装发动机后，发动机功率增加，桨盘面积减小，滑流区内的受载加大。

由于改进型飞机相对原平台飞机机翼外形一致，对裂纹区域有影响的主要是动力系统的差异，通过对比发现：某型改进飞机相对于原平台飞机换发后，功率增加20%，桨盘面积缩小21%，滑流区域内速压增大43%～52%，导致襟翼后缘动态载荷较大。

基于上述分析，左侧襟翼相应部位也存在动态载荷较大的问题，由于螺旋桨左旋，使滑流的不对称，使得右侧的受载情况略大于左侧，因此右侧襟翼受损的概率较大。

通过强度分析计算，襟翼8～9肋间下翼面蒙皮应力水平很低，且飞机飞行时间较短，起落数较少，该处裂纹不是由静强度破坏所引起的。

由于该部分襟翼处于发动机滑流区，如果在发动机滑流激励下，蒙皮发生共振，则可能产生振动疲劳破坏，为此，对襟翼5～13肋采用有限元方法对襟翼下翼面蒙皮进行振动模态分析，分析结果：仅襟翼下翼面8～9肋间蒙皮振动模态结构固有频率接近发动机螺旋桨滑流通过频率。

现仅建立襟翼结构8～9肋间蒙皮模态分析有限元模型并对其进行振动模态分析，得出其第一阶固有频率为62.6Hz，第二阶固有频率为107.6 Hz。由于第二阶频率与发动机桨叶通过频率（107.1Hz）非常接近，襟翼下翼面8～9肋间蒙皮在发动机滑流的激励下，极易产生共振，造成蒙皮鼓动，蒙皮在鼓动引起的交变应力作用下，产生振动疲劳裂纹。因此，可以判定该裂纹为襟翼蒙皮在发动机滑流的激励下共振造成的。

3 解决措施

改变襟翼结构固有频率避开发动机桨叶通过频率，就可有效地防止蒙皮振动裂纹的出现。

4 解决方案

结构固有频率f=，k为结构刚度，m为结构质量。改变结构固有频率的途径可以是通过增加结构的刚度或是增加结构重量来实现；或者是吸振，减少振动幅值防止蒙皮振动裂纹的出现（贴阻尼材料吸收了部分振动能量，同时增加了结构重量降低了结构固有频率）。

针对上述分析，提出如下改进方案来使结构固有频率避开发动机桨叶通过频率，并对各种方案进行振动模态分析。

4.1 方案一

4.5 方案对比确定

从四种结构加强改进方案的振动模态分析结果可以看出，四种方案结构固有频率均有效地避开了发动机桨叶通过频率，将可避免襟翼下翼面8～9肋间蒙皮在发动机滑流作用下产生共振现象，从而有效地提高蒙皮在振动环境下的寿命。

考虑到襟翼周围的结构形式，同时兼顾研制周期、研制成本和外场施工可行性等因素，决定采用方案3对襟翼结构进行加强，避开发动机桨叶通过频率，提高其寿命，防止裂纹的产生。加强后的结构一阶共振相应频率f=85.03Hz， 二阶共振相应频率f=139.98Hz，使结构固频率有效地避开了发动机桨叶通过频率；避免襟翼下翼面8～9肋间蒙皮在发动机桨叶滑流作用下产生共振现象，从而能有效地提高蒙皮在振动环境下的寿命。且改进措施增加的重量少，单侧重量增加约0.55kg。

5 结论

通过对外场多架飞机采取增加襟翼蒙皮厚度并增加长桁的结构加强措施，经长期的飞行验证：解决了襟翼蒙皮多次出现裂纹的问题，襟翼振动疲劳裂纹解决措施是可靠有效的。