CESSNA 172R飞机典型结构故障与分析

陈爽 张庆峰 龙小辉 周懋瑞

中国民航飞行学院飞机修理厂,四川 广汉 618307

赛斯纳172“天鹰”系列是美国赛斯纳飞机公司研制生产的4座单发活塞发动机轻型螺旋桨飞机，占据世界私人飞机和初级训练飞机市场的主导地位。172飞机以其飞行性能优越、配置好，操作方便、安全性高、维护简便、培训成本低等一系列优点，成为世界多数航空培训单位初教机的首选机型。CESSNA 172R飞机是国内培训民航飞行员的主打初教机型，中国民航飞行学院共有102架172R飞机。其以骄人身姿飞翔在民航的广阔天空，并随着民航业的繁荣，以高出勤率保障着民航飞行训练任务。

然而，任何机型都有其薄弱部位，初教机性质、轻型飞机和高使用频率增加了机型的结构风险，从一定程度上提高了事故概率，该型单发活塞轻型飞机日渐暴露其软肋。对该机型进行结构故障统计和分析，能为执机单位快速进行损伤研判，制定维修方案提供重要的数据基础和现实意义，对控制结构修理周期、保障有效维修、飞行安全至关重要。

本文针对近年来国内发生的CESSNA 172R飞机结构损伤，进行了典型故障总结，原因、受力分析和结构修理方案介绍。

1 机身前部0号框（防火墙）及内部结构件损伤及变形、螺旋桨打地

我们通过对国内通航172飞机故障情况的了解、统计，发现该类型故障的五年发生率已经占据了整个172R飞机机群的10%。

图1 机身前部结构件示意图

1.1 故障类型：轻微损伤形式为防火墙下部组件变形起皱。常见伴随的损伤表现为螺旋桨打地导致螺旋桨报废、发动机检修和防火墙前起落架安装处内侧角铝变形。更为严重的损伤体现为防火墙上部组件、机身下部蒙皮，及机身前部前起落架安装框架组件、座舱前部地板、中央控制台壁板、角铝发生不同程度的损伤变形。

1.2 故障原因：着陆速度过大、着陆姿态不佳、跳跃着陆、重着陆等。

1.3 受力分析：飞机在着陆的过程中，由于下沉速度的存在使得飞机在着陆时起落架与地面间会产生相当大的冲击载荷。在这个冲击载荷的作用下，飞机起落架支柱被压缩从而吸收消耗飞机的动能。但不同飞机着陆状态下地面对飞机的冲击载荷也随之改变。着陆速度过大、着陆姿态不佳、跳跃着陆、重着陆等着陆方式均会造成机身前部结构件过载。地面载荷通过起落架传递给机身，作为前轮载荷和主轮载荷作用于机身隔框。172R飞机的前起落架上、下安装座直接将力传递给防火墙下部组件及内部的前起落架安装框架，其中传递给机身的垂直载荷比航向载荷高一个数量级。因172R飞机的上、下安装座主要以铆接方式连接到防火墙，防火墙后侧铆接有两条铝制加强条，防火墙下部有一梯形加强框，故加强框上部的两排加强条处为常见的皱褶区域，如下图所示。

图2 172R飞机防火墙下部组件变形图

1.4 修理方案：更换或修理变形的故障结构件，对重要受力件进行无损探伤。

2 前起落架安装框架腹板裂纹

通过对国内通航172飞机故障情况的了解、统计发现，该类型故障的五年发生率已经占据了整个172R飞机机群的30%。

2.1 故障类型：前起落架安装框架腹板裂纹（右脚蹬刹车作动筒支架连接处）。

2.2.故障原因：学员使用过大脚力踩刹车或驾驶员长期重复性的踩刹车，导致腹板过载、疲劳。

2.3 受力分析：踩踏飞机刹车作动筒的载荷作用在作动筒安装支架接耳上，该载荷通过安装支架与腹板的联接铆钉传递到腹板的铆钉孔及相应端面上，其为脉动循环载荷。当该循环载荷大于腹板材料的许用极限疲劳应力时，随着刹车次数的增多，将会在腹板相应的铆钉孔处产生疲劳裂纹。

2.4 修理方案：对裂纹进行整平，在裂纹两端打30号（0.128inch）止裂孔。用0.063inch（1.6mm）厚的2024-T0clad的铝合金板制作补片。在刹车油缸支架固定腹板的裂纹处内衬补片进行加强修理。

3 方向舵蒙皮褶皱，该故障常发生在进行特技飞行的172R飞机

图3 172R飞机方向舵蒙皮皱褶图片

3.1 故障类型：方向舵下部接耳处左/右侧蒙皮褶皱损伤，通常褶皱蒙皮下部结构件无损伤。

3.2 故障原因：特技飞行引起方向舵局部受力过大。

3.3 受力分析：在做急盘旋下降解除时，大速度使用满舵或在满舵时飞行速度超过82海里/小时，造成方向舵局部过载，导致舵面蒙皮失稳。

3.4 修理方案:对皱褶的蒙皮区域进行整形,制作0.020inch厚的2024或LY12CZ（T3或T4）蒙皮加强片，衬入皱褶蒙皮内侧。完成方向舵修理后按照机型结构修理手册相关程序进行方向舵静平衡，以防止方向舵在正常操作状态下颤振。

图4 方向舵加强片示意图

图5 方向舵静平衡示意图

4 机翼尖部的蒙皮、结构件损伤变形

图6 172R飞机翼尖结构损伤图

4.1 故障类型：机翼尖部蒙皮、翼梁、翼肋、桁条等结构件不同程度损伤变形，复合材料翼尖受损。

4.2 故障原因：着陆滑行时偏离跑道致使翼尖触地。

4.3 受力分析：翼尖直接触地，导致机翼结构非正常受力，超过结构承载能力，造成翼梁、翼肋、桁条等结构件损伤、变形失稳。

4.4 修理方案：更换翼尖等故障件，更换或修理蒙皮和翼肋、桁条等结构件。对不易整体更换的变形大梁、蒙皮、绗条进行切割、拼接修理。修复后，对机翼进行扭曲度测量，以确保机翼满足外形和空气动力学要求。

5 尾椎隔框、蒙皮、方向舵下部整流罩受损变形

5.1 故障类型：尾椎隔框裂纹，尾椎下部蒙皮破损、贯穿性裂纹，尾椎系留环折断，方向舵下部整流罩凹坑。

5.2 故障原因：飞机着陆操作不当导致机身尾部触地。

5.3 受力分析：机身尾部直接触地而导致机身尾部结构非正常受力，超过结构承载能力，造成隔框、蒙皮、舵面整流罩损伤、裂纹。

5.4 修理方案：更换尾椎后部隔框，用2024-T3的铝合金制作补片对受损蒙皮进行补强修理，更换尾椎系留环及其连接件，更换方向舵下部整流罩，并对修复好的方向舵进行静平衡测量，确保满足静平衡条件，以防止方向舵在正常操作状态下颤振（图7）。

上述事件发生，当即造成飞机停场，严重影响各通航单位的初教机飞行训练任务。结构损伤严重飞机的停场时间可达一年之久。结构评判的难度、耗时和修复周朝长是影响飞行任务的最重要原因。

上述进行的典型结构故障总结，故障原因和受力分析，及结构修理方案介绍，有助于维修单位科学、快速的制定结构损伤评判方案和修复方案。本文的工作已间接形成了172R机型结构故障的模块化处理，不同损伤诱因造成的结构故障形式已昭然可见。发生结构损伤后，对损伤部位相关结构件的目视检查、无损探伤是建立故障飞机检查方案的基础，适度扩展检查面有助于避免隐藏损伤的漏检。结构修理方案的制订需参照厂家的维护手册、结构修理手册根据实际损伤情况制定，并获得适航部门的审批，实际结构修理中严格按照批复的方案执行，并采取边修理变深入细致检查的方式，保证结构检查、修复到位。实际修理中需谨慎操作，确保不改变结构件的铆接安装位置。另外，做好保护工作以避免不当操作对飞机结构造成二次损伤。

图7 172R飞机尾椎损伤修理示意图