CN111992977A - 一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法 - Google Patents

一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法，包括以下步骤：对工件的端面进行观测确定裂纹位置，对工件的材料、使用环境及装配中的应力进行分析确定对工件腐蚀的影响因素；选定旋片喷丸工艺对工件进行修复，确定两组旋片喷丸工艺参数；将旋片喷丸机的旋转枪头与机械臂相连，并调整机械臂的角度与离工件的距离；开启旋转枪头进行修复，观察修复区是否有明显损伤；选取试样件，进行多组旋片喷丸修复形成对照实验从而验证修复效果以确定最终的修复工艺参数。本发明利用旋片喷丸和机械臂结合对工件进行修复，解决了普通喷丸修复因场地和工件所受的限制，有效的遏制了飞机主承力结构转角处应力腐蚀裂纹扩展，延长飞机在飞时间。

Description

一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法
技术领域
本发明涉及航空装备机体结构修理技术领域，具体的说是一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法。
背景技术
在飞机的维修过程中发现7B04-T6铝合金主承力结构在多个部位的筋条转角处出现平行于结构主受力方向的应力腐蚀开裂裂纹，具有很高的危险性，会导致无先兆的灾难性事故，但受场地及工件大小限制，一般的喷丸强化修理方式很难开展；由于飞机的运行环境复杂对机身的承载要求高，导致飞机用铝合金厚度大于普通铝合金厚度，因此现有的修复标准不再适用于飞机用铝合金修复，因此设计了一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法解决飞机用铝合金的修复问题。
发明内容
现为了解决上述技术问题，本发明提出了一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法。本发明所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法，包括以下步骤：
第一步：利用仪器对工件的端面进行观测确定裂纹位置，对工件的材料、使用环境及装配中的应力进行分析，同时结合有限元分析确定对工件腐蚀的影响因素；
第二步：选定旋片喷丸工艺对工件进行修复，同时通过第一步的所得信息确定两组旋片喷丸工艺参数；
第三步：将旋片喷丸机的旋转枪头与机械臂相连，并调整机械臂的角度与离工件的距离以增大喷丸的覆盖面积；
第四步：确定旋转枪头的转速和喷丸强度，并开启旋转枪头进行修复，修复完成后，观察修复区是否有明显损伤；
第五步：选取试样件，利用第二步中的两组旋片喷丸工艺参数，进行多组旋片喷丸修复形成对照实验从而验证修复效果以确定最终的修复工艺参数。
对照实验包括旋片喷丸修复对照实验和修复后的疲劳强度对照实验。
第二步中两组工艺参数为：
工艺一：喷丸强度0.1至0.2A，覆盖率大于100％，旋片转速2000转每分钟；
工艺二：喷丸强度0.2至0.3A，覆盖率大于100％，旋片转速2000转每分钟。
旋片喷丸修复对照实验的试样件分为三组，其中：第一组为未进行修复的工件，第二组利用旋转枪头对工件进行双面喷丸处理，侧面不做处理，第三组为更改旋转枪头的转速和喷丸强度后对工件进行双面喷丸处理，侧面不做处理。
疲劳强度对照实验为静强度疲劳实验以确定旋片喷丸修复对工件的力学影响。
旋片喷丸修复对照实验包括对修复后的工件进行残余应力检测、表层粗糙度检测和应力腐蚀检测以确定两组工艺参数的可靠性。
第三步中通过机械臂将旋片调整至与工件垂直，同时将旋转枪头调整至距工件二分之一至三分之一旋片长度。
本发明的有益效果是：本发明利用旋片喷丸和机械臂结合对工件进行修复，解决了普通喷丸修复因场地和工件所受的限制，有效的遏制了飞机主承力结构转角处应力腐蚀裂纹扩展，延长飞机在飞时间，具有较好的经济效益和可操作性，同时通过旋片喷丸修复对照实验和修复后的疲劳强度对照实验，确定工艺参数及旋片喷丸修复工艺稳定性。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1为本发明的静强度疲劳实验数据表格；
图2为本发明的旋片喷丸修复对照实验试样件加工状态表格；
图3为本发明的第一阶段应力腐蚀实验数据表格；
图4为本发明的第二阶段应力腐蚀实验数据表格；
图5为本发明的残余应力实验数据表格；
图6为本发明表面粗糙度测定数据表格；
图7为本发明第三阶段应力腐蚀实验数据表格。
具体实施方式
为了使本领域的技术人员更好的理解本发明的技术方案，下面将结合实施例中的附图，对本发明进行更清楚、更完整的阐述，当然所描述的实施例只是本发明的一部分而非全部，基于本实施例，本领域技术人员在不付出创造性劳动性的前提下所获得的其他的实施例，均在本发明的保护范围内。
一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法，包括以下步骤：
利用仪器对工件的端面进行观测确定裂纹位置，对工件的材料、使用环境及装配中的应力进行分析，同时结合有限元分析确定对工件腐蚀的影响因素；
通过透射电子显微镜技术、背散射电子衍射技术观察工件端面确定裂纹点，使用双悬臂应力腐蚀实验验证工件应力腐蚀开裂的门槛力，同时分析工件的成分找出影响裂纹产生的元素，采集各地大气污染数据同时结合对之前工件材料元素的分析和装配中的应力分析，可以得出工件自身元素的影响和运行环境，导致工件本身易产生腐蚀裂纹，为了保证飞机的完全性需要做必要的修复；
利用有限元分析模拟工件装配时的应力分布状态，同时利用有限元建立实验维修结构模型，模拟装备间隙情况下的结构的应力分布；
第二步：选定旋片喷丸工艺对工件进行修复，同时通过第一步的所得信息确定两组旋片喷丸工艺参数；通过有限元分析得出的应力分布确定两组可以抵消工件表明应力损伤的工艺参数，由于工件厚度超出目前的行业标准，需要设置多组实验验证修复后的工件性能以确定最优的工艺参数；
第三步：将旋片喷丸机的旋转枪头与机械臂相连，并调整机械臂的角度与离工件的距离以增大喷丸的覆盖面积；机械臂以一毫米每分钟平行移动以使旋转枪头覆盖整个工件；
第四步：确定旋转枪头的转速和喷丸强度，并开启旋转枪头进行修复，修复完成后，观察修复区是否有明显损伤；
第五步：选取试样件，利用第二步中的两组旋片喷丸工艺参数，进行多组旋片喷丸修复形成对照实验从而验证修复效果以确定最终的修复工艺参数。
对照实验包括旋片喷丸修复对照实验和修复后的疲劳强度对照实验。
第二步中两组工艺参数为：
工艺一：喷丸强度0.1至0.2A，覆盖率大于100％，旋片转速2000转每分钟；
工艺二：喷丸强度0.2至0.3A，覆盖率大于100％，旋片转速2000转每分钟。
旋片喷丸修复对照实验分为三组，其中：第一组为未进行修复的工件，第二组利用旋转枪头对工件进行双面喷丸处理，侧面不做处理，第三组为更改旋转枪头的转速和喷丸强度后对工件进行双面喷丸处理，侧面不做处理；通过上述三组实验，可以对比未修复的工件和修复后工件的性能，同时可以对比两组工艺对修复后性能的影响；对照实验选取在供货态轧制板材制成实验件，其中将供货态轧制板材定义分别为三个方向纵向，横向和高向，分别对应为L方向， T方向和S方向。
疲劳强度对照实验为静强度疲劳实验以确定旋片喷丸修复对工件的力学影响；
静强度疲劳实验是依据HB5287-1996，设计喷丸强化静强度测试试样。在供货态轧制板材T-L面内沿T方向取样9件，标记为JZ01至JZ09，其中JZ01至JZ03 为原始状态，JZ04至JZ06采用工艺一加工，JZ07至JZ09为工艺加工，如图1 所示按照GB/T 228.1-2010开展，JZ01至JZ09的静强度拉伸结果；
由图1中数据可以得出旋片喷丸处理对材料的强度极限和断面收缩率没有明显影响，喷丸工艺一和工艺二处理后试样的强度极限均为586.6MPa，较处理前589.5MPa降低了2.9MPa，可以认为没有影响，断面收缩率同理；旋片喷丸处理对材料的屈服强度有轻微影响，两种喷丸工艺处理后，屈服强度均降低了约15MPa，故两种喷丸工艺的对工件修复后的静强度影响一致。
旋片喷丸修复对照实验包括对修复后的工件进行残余应力检测、表层粗糙度检测和应力腐蚀检测以确定两组工艺参数的可靠性；应力腐蚀测试分为三个阶段。
依据GB-T15970.1-1995、QJ20410-2016、HB 5254-1983，设计喷丸强化应力腐蚀试样进行恒载荷应力腐蚀试验；在供货状态轧制板材T-L面内沿T向取样12件标记为T01至T12，沿L向去样6件标记为L01至L06，上述试样件采用的加工工艺如图2所示；
首先对上述试样件艰辛影视腐蚀实验确定应力腐蚀的持续时间，如图3和图4所示为两个阶段的应力腐蚀持续时间，通过图3和图4中的实验数据得出供货态轧制7B04-T651铝合金板材表现出明显的各向异性应力腐蚀倾向，T向较 L向的抗应力腐蚀性能显著下降，另外结果还表明，T向和L向的抗应力腐蚀性能具有很好的稳定性，其断裂时间基本相同；
在应力腐蚀实验完成后选取试样件进行残余应力测试，利用X-350A型X射线应力测定仪进行测定，在试样件上选择三个测试点进行测试，测定结果如图4所示；从图5表中可以得出，原始加工试样表面存在约50MPa的残余拉应力；经过喷丸工艺一处理后，试样表面引入了约350MPa的残余拉应力；经过喷丸工艺二处理后，试样表面引入了约275MPa的残余拉应力。研究表明，零件表面残余应力对应力腐蚀过程有较大影响，当试样表面存在残余压应力时，其寿命明显高于表面存在残余拉应力的试样。因此，仅从表面残余应力角度来讲，我们判断，应该是喷丸工艺一处理试样抗应力腐蚀性能最佳，喷丸工艺二处理试样次之，原始加工试样第三；
残余应力测试完成后选取试样件进行表面粗糙度测定，表面粗糙度测定选取试样件上的三个位置进行测定，测定结果如图6所示，原始加工试样表面粗糙度约为Ra 0.9；经过喷丸工艺一处理后，试样表面粗糙度约为Ra 1.6；经过喷丸工艺二处理后，试样表面粗糙度约为Ra1.8，喷丸工艺二处理试样表面粗糙度约为Ra 1.8，较喷丸工艺一处理试样表面粗糙度约为Ra 1.6要略高；Ra为三个位置的表面粗糙度平均值；
残余应力测试完成后对试样件进行表面形貌分析，对采用旋片喷丸工艺处理的试样件进行第三阶段的应力腐蚀对比实验，实验结果如图7所示，其中工艺一处理试样较工艺二处理试样的应力腐蚀倾向性要小；综合上述实验结果可以得出：(1)喷丸工艺一处理后，试样表面残余压应力更大；(2)喷丸工艺一处理后，试样表面粗糙度相对较小，(3)对于改善材料的抗应力腐蚀性能，喷丸工艺一优于喷丸工艺二，故优选工艺一对工件进行修复。
第三步中通过机械臂将旋片调整至与工件垂直，同时将旋转枪头调整至距工件二分之一至三分之一旋片长度；由于现行标准对本工件不适用，通过上述调整提高修复时的覆盖率,使机械臂带动旋转枪头进行一次修复即可完成工艺参数要求中的覆盖率，减少旋转枪头的运动次数，提高修复效率。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (7)

1.一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法，其特征在于：包括以下步骤：
第一步：利用仪器对工件的端面进行观测确定裂纹位置，对工件的材料、使用环境及装配中的应力进行分析，同时结合有限元分析确定对工件腐蚀的影响因素；
第二步：选定旋片喷丸工艺对工件进行修复，同时通过第一步的所得信息确定两组旋片喷丸工艺参数；
第三步：将旋片喷丸机的旋转枪头与机械臂相连，并调整机械臂的角度与离工件的距离以增大喷丸的覆盖面积；
第四步：确定旋转枪头的转速和喷丸强度，并开启旋转枪头进行修复，修复完成后，观察修复区是否有明显损伤；
第五步：选取试样件，利用第二步中的两组旋片喷丸工艺参数，进行多组旋片喷丸修复形成对照实验从而验证修复效果以确定最终的修复工艺参数。
2.根据权利要求1所述的一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法，其特征在于：对照实验包括旋片喷丸修复对照实验和修复后的疲劳强度对照实验。
3.根据权利要求1所述的一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法，其特征在于：第二步中两组工艺参数为：
工艺一：喷丸强度0.1至0.2A，覆盖率大于100％，旋片转速2000转每分钟；
工艺二：喷丸强度0.2至0.3A，覆盖率大于100％，旋片转速2000转每分钟。
4.根据权利要求2所述的一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法，其特征在于：旋片喷丸修复对照实验的试样件分为三组，其中：第一组为未进行修复的工件，第二组利用旋转枪头对工件进行双面喷丸处理，侧面不做处理，第三组为更改旋转枪头的转速和喷丸强度后对工件进行双面喷丸处理，侧面不做处理。
5.根据权利要求2所述的一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法，其特征在于：疲劳强度对照实验为静强度疲劳实验以确定旋片喷丸修复对工件的力学影响。
6.根据权利要求2所述的一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法，其特征在于：旋片喷丸修复对照实验包括对修复后的工件进行残余应力检测、表层粗糙度检测和应力腐蚀检测以确定两组工艺参数的可靠性。
7.根据权利要求1所述的一种飞机主承力结构应力腐蚀损伤预防性修理研究方法，其特征在于：第三步中通过机械臂将旋片调整至与工件垂直，同时将旋转枪头调整至距工件二分之一至三分之一旋片长度。
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