单兴业 赵文武 于淼 朱萌 毕道明/ 沈阳飞机设计研究所 国营芜湖机械厂
飞机在长期使用过程中，随着飞行时间和日历寿命的增加，可能因疲劳载荷、应力腐蚀或使用不当等产生机体结构裂纹。为了提升飞机的耐久性，保证服役期内的飞行安全，维修厂结合飞机大修周期对主传力构件进行无损检测，并对裂纹部位进行补强修理。根据现有二次大修飞机的检测结果，一次大修已出裂现纹并经过补强修理的部位，有一定的几率出现裂纹扩展或在补强角盒边缘产生新裂纹。本文针对此问题分析裂纹扩展或产生新裂纹的原因，并通过计算分析给出解决方案。
结构修理通常按照等强度、等刚度原则采用金属制补强角盒对原结构进行补强。根据现有的二次大修飞机检测结果，一次大修已出现裂纹并经过补强修理的部位有一定几率出现裂纹扩展或在补强角盒边缘产生新裂纹，样例如图1所示。
图1 二次大修发现的裂纹扩展
由于一次大修时的修理方案均按等强度、等刚度原则制定，再考虑到原机结构的剩余承载能力，修理部位的应力水平应不高于修理前，在钻制止裂孔的情况下，裂纹不应出现扩展。
因结构的自身承载能力未下降，分析认为该部位产生裂纹扩展的原因是补强修理带来的刚度变化导致局部载荷增加。
补强角盒提升了修理部位的刚度，却将其他传力路径上的载荷引入修理部位，以图2 的多构件结构为例，假设图2 中B 板与D 板有相同的变形量，根据轴向载荷与变形量的关系，可推导出载荷传递的分配与刚度成正比，见公式（1）[1]。
式（1）中，E为材料的弹性模量，A为截面积。
图2 多构件结构示例
按式（1）的分析结果，要减少修理部位过多的载荷传递，需要在保证修理强度的前提下适当控制局部刚度。为了达到这一目的，补强修理方案可由图3 的等厚度形式更改为图4 的变厚度形式。
图3 补强角盒的形式
图4 计算模型
图5 板厚度与过渡区拉应力的关系
图1 的样例中，在载荷传递路径上只有单排紧固件，该构件与盒段结构中的其他构件进行载荷分配，盒段为复杂多传力路径的静不定结构。为了更直观地说明刚度突变带来的载荷传递变化，验证图4 的变厚度补强方案是否具有优势，建立如图4 所示的计算模型。
图4 中下层平板材料为铝合金7B04，厚度6mm；
上层白色+浅蓝色平板材料为结构钢30CrMnSiA，浅蓝色部分厚度3mm，通过计算分析，白色部分厚度与连接区边缘A 点拉应力的关系见图5。在厚度由3.0mm 减为1.5mm 后，A 点拉应力降低6.5%。由此可见，通过减小补强板在边缘部位两排紧固件范围内的刚度，可以减少该区域由于刚度突变带来的载荷过度引入，从而有效降低补强板边缘部位机体结构的应力水平。
通过以上计算分析，得出以下结论：
1）对多传力路径结构的补强修理会带来结构局部刚度的变化，从而改变多个传力路径间的载荷分配；
2）在补强角盒边缘设置变厚度区，可以有效减小因刚度突变带来的机体结构附加应力；
3）在结构补强修理中还应控制补强件的刚度，在满足强度要求的前提下，尽量做到小型化、轻量化，避免补强件刚度过大造成原结构损伤。
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