專利名稱：延長飛行器結構的服役時間的方法與設備的制作方法
技術領域：
0001本公開的實施例一般涉及飛行器結構部件復雜動力學變化 (advanced dynamic change),且更為具體地，涉及用于延長諸如機翼 的飛行器結構部件的服役時間(the length of service)的方法與設備。
背景技術：
0002在一些飛行器中，結構部件可比預期更早地經歷復雜動力學 變化。復雜動力學變化可導致操作限制和/或飛行器停飛。在不同的飛 行器中，基于飛行器的構造，承受復雜動力學變化的機翼部件可以是 不同的。例如，在C-130飛行器中，中央翼盒(the center wing box)
(CWB)比預期更早地經歷普遍的復雜動力學變化，從而導致操作限 制與停飛。當機翼被移除并修整或移除并替換時，由于復雜動力學變 化所致的飛行器停飛或退役可被克服。
0003當前，存在四種方法專門解決在中央翼盒處的復雜動力學變 化的上述問題。第一種方法是修理CWB。然而，該方法可能是短期的 修理，且包括針對飛行器的剩余壽命的相關較高的維修和檢驗費用。 第二種方法是修整/翻新(refbrbish) CWB。該方法可能需要移除CWB 并更換下側機翼蒙皮與翼梁。該方法不能提供對服役時間的完全延長 并需要對CWB上側部分的持續(xù)檢驗。盡管該方法比修理方法更為昂 貴，但是它可以延長CWB的服役期限。
0004解決中央翼盒處的復雜動力學變化的第三種方法是更換中央 翼盒。正如可以容易理解的，由于該方法需要移除CWB以及安裝新的 CWB,因此更換CWB是極為昂貴且耗時的。解決中央翼盒處的復雜 動力學變化的第四種方法是使該飛行器退役并用新的飛行器替代，而 這一方法是最為昂貴的解決方案。
0005需要的是第五種方法，該方法是在花費更換該CWB所用費用的一小部分的情況下，顯著減少非服役時間的，同時顯著延長CWB的

發(fā)明內容
0006
一方面，提供了用于再加工被連接于飛行器機身的機翼的方 法。該再加工減少了復雜動力學變化的傾向，并且該方法包括驗證機 翼的部件處于可接受再加工的狀態(tài)、從機翼移除至少一個存在的緊固 件、利用冷加工工藝再加工至少一個緊固件孔以及將過大的緊固件安 裝到至少一個再加工的緊固件孔內。
0007在另一方面，提供了加工飛行器結構的方法，該方法包括從 該結構移除至少一個現存的緊固件、利用冷加工工藝在對應于被移除 的緊固件的至少一個緊固件孔周圍誘發(fā)壓力場以及將緊固件安裝到每 一個冷加工過的緊固件孔中。
0008在又一方面，提供一種用于再加工C-130飛行器機翼以便延 緩復雜動力學變化的發(fā)生的方法，其中該C-130飛行器機翼被連接到 飛行器機身。該方法包括驗證C-130飛行器機翼的部件處于可接受再 加工的狀態(tài)、從C-130飛行器機翼移除至少一個現存的緊固件、利用 冷加工工藝再加工至少一個緊固件孔以及將過大的緊固件安裝到至少 一個再加工的緊固件孔內。


0009圖1是示出延長機翼服役時間的過程的流程圖。
0010圖2是在飛行器結構部件中可能有的復雜動力學變化的視圖。
0011圖3是緊固件孔的冷加工工藝處理的視圖。
具體實施例方式
0012在此描述一種用于延長飛行器結構部件的服役時間且并不將 其從飛行器移除的方法，其中所述飛行器結構部件例如但不限于翼盒、 尾翼或機身段。本方法可延長飛行器翼盒結構的服役時間而無須將機 翼從飛行器機身移除，該方法為解決上述復雜動力學變化提供了替換的解決方案。與上述的修理、修整以及更換方法相比，本方法還減少 了多于兩個月的飛行器停工時間。此外，與修整或更換相比，所述方
法還減少了一大半用于延長CWB服役時間的費用。以新的CWB費用 的約百分之二十即可實施所述修整方法。
0013對于飛行器，本方法也可運用到飛行器的其他結構領域，從 而延長飛行器的服役時間。通過延長結構的服役時間，其他改進可變 得更有經濟效率，并且可被引入到C-130，其中所述其他改進包括但不 限于航空電子工學以及性能的升級。
0014在一個實施例中，與所述方法相關的設備包括中央翼盒(CWB) 的結構性增強，該結構性增強在普遍的復雜動力學變化開始之前被實 現。對于CWB，結構性增強無須移除CWB。在CWB的實施例中，實 現結構性增強的方法包括檢驗CWB以確定腐蝕或復雜動力學變化的 程度。如果檢驗的結果顯示CWB的增強是可行的，則外翼盒與發(fā)動機 被移除且CWB的上側與下側部分上的緊固件孔均被再加工。為增加服 役時間可進行局部再加工，并且選擇性地CWB的虹與角的配件
(rainbow and comer fitting)可以被更換。
0015"動力學變化"，正如該術語在本公開適當內容中被使用的， 是指在檢驗時(并且受重復暴露到各因素下的潛在影響，所述因素包 括但不限于熱負載、結構負載、氧化、閃電或電氣拉弧)，結構的一個 或更多個被測特征與沒有受重復暴露到這些因素下影響的類似結構的 相同特征期望值之間的差異。復雜動力學變化是動力學變化的高度發(fā) 展的狀態(tài)。
0016冷加工與局部再加工的步驟可被運用到被修整的或新的機翼，
且由于它是預先實現的(即在復雜動力學變化開始之前被實現)，因此 這樣的方法不同于其他增加服役時間的方法，它無須移除CWB，并強 化了機翼的上側與下側。
0017圖1是示出用于再加工飛行器機翼的方法的流程圖10，該飛 行器機翼被連接到飛行器機身。用這樣的方法再加工機翼減少了復雜 動力學變化的傾向。 一個或多個檢驗過程被用于驗證12飛行器機翼的 部件處于可接受再加工的狀態(tài)。如果機翼處于可接受再加工的狀態(tài)，則一個或多個現存的緊固件可從機翼移除14。在多個實施例中， 一次
只能移除一小組(subset)緊固件，因而經由緊固件保持在一起的部件
不會相對彼此移動。
0018
一旦一個或更多個緊固件被移除，則緊固件孔被檢驗且然后 利用冷加工工藝而被再加工16，并且新的緊固件被安裝18到再加工的 孔內。這樣的緊固件取決于冷加工工藝之后孔的尺寸而具有與原先的 緊固件相比不同的尺寸。這樣的緊固件的一個示例是過盈配合緊固件。 冷加工之后，孔可以被擴展以便容納過盈配合的銷緊固件，該銷緊固 件典型地但并不限于銷。如果需要，則也可以在銷安裝之前再加工錐 口孑L (countersink)。
0019上述的檢驗工藝包括一個或多個非破壞性檢驗技術(NDI)以 及對于例如整個中央翼盒的在開始任何再加工之前驗證CWB是處于 可接受再加工的狀態(tài)的一般視覺檢驗。非破壞性檢驗技術包括，例如， 對緊固件孔與其周圍區(qū)域的渦流檢驗、對孔與周圍區(qū)域的x-射線以及 利用可移動自動掃描儀的超聲檢驗等。
0020對于可移動自動掃描儀，利用由可移動自動掃描儀所提供的
陣列檢驗技術(array inspection technique)來抽檢飛行器的結構部件以
便鑒別例如正在考慮需要修理的結構部件的不一致性與復雜動力學變
化。例如，對C-130中心翼盒的檢驗包括用可移動自動掃描儀進行長
桁搭接處(stringer interface)的飛行器蒙皮以及翼梁帽搭接處的飛行器
蒙皮的檢驗?？梢苿幼詣訏呙鑳x被構造成用于航空專門應用以便在結
構部件的較大區(qū)域內檢驗復雜動力學變化。用可移動自動掃描儀的檢 驗可與對中央翼盒的近距離視覺檢驗結合以便確定中央翼盒的大體狀況。
0021"不一致性"，正如該術語在本公開的適當內容中所用的，是 指在檢驗時(并且受重復暴露到各因素下的潛在影響時，所述因素包 括但不限于熱負載、結構負載、氧化、閃電或電氣拉弧)，結構的一個 或更多個被測特征與沒有受重復暴露到這些因素下影響的類似結構的 相同特征期望值之間的差異。
0022修整飛行器結構部件的方法包括移除現存緊固件的至少一部
9分、檢驗緊固件孔、冷加工緊固件孔、擴孔以及安裝過大的過盈配合 銷。
0023更為具體地，緊固件可以按階段被移除，從而飛行器結構部 件不會相對于彼此移動而導致孔不對齊。在原先的緊固件移除之后對 于緊固件孔進行冷加工，每一個單個的孔可被清潔和/或被擴展以便檢 驗，并且然后實施緊固件孔渦流檢驗。在檢驗之后，緊固件孔可被擴 展成冷加工前直徑。之后，緊固件孔被冷加工(所述冷加工是冷膨脹 過程)，并且過大的過盈配合銷被安裝。
0024圖2是飛行器結構部件50的一部分的視圖，該部分包括插入 對應緊固件孔54內的多個緊固件52。具體地，并作為例如超聲掃描的 結果，注意到緊固件孔58具有從其延伸的一個或多個復雜動力學變化 60。對緊固件孔62的掃描還可以指示出例如不一致性。
0025
一旦這些緊固件孔，例如緊固件孔58與62，已經準備好被冷 加工，則緊固件孔的冷加工膨脹過程如圖3所示被實現。對緊固件孔 的冷加工，有時被稱作冷膨脹，導致了在緊固件孔周圍具有有利的殘 余壓應力，該有利的殘余壓應力延長了服役時間。具體參考圖3，剖分 式襯套100配合到工具102上，該工具102包括心軸104、軸106以及 頭罩(nosecap) 108。心軸104與軸106的一部分被插入并穿過正在被 冷加工的孔110。當軸106被插入時，剖分式襯套100與頭罩108接合， 從而迫使剖分式襯套100進入孔100。當心軸104從孔110縮回時，頭 罩108仍然與剖分式襯套100接合。心軸104導致剖分式襯套100膨 脹，且然后該膨脹被施加到圍繞孔110的飛行器結構112與114內。 經由套筒100移除緊密配合的心軸104的結果導致緊固件110周圍具 有如上所述的有利的殘余壓應力，該有利的殘余壓應力增加了結構的 服役時間。
0026更一般地，圖3示出的工藝包括加工飛行器結構的方法。該 方法包括將現存的緊固件從結構移除、利用冷加工工藝增加緊固件孔 周圍結構的疲勞強度以及將緊固件安裝到每一個再加工的緊固件孔 內。
0027這些方法解決了普遍的復雜動力學變化問題，并在一個示例
10中，可運用到由7075-T73鋁材料制成的C-130中央翼盒以及在嚙合表面處沒有腐蝕狀況的中央翼盒。
0028在C-130中央翼盒的情況下，已經確定了上述方法的實施可增加25000等效基線小時Equivalent baseline hour) (EBH)(來自服役檢驗發(fā)現的免受復雜動力學變化的服役壽命)。當飛行器經受操作限制時，實施上面的方法可高達約38000EBH。遠離緊固件孔的其他復雜動力學變化區(qū)域的其他選擇性局部再加工也可被執(zhí)行。
0029上述方法的結果包括連接到飛行器機身的至少一個飛行器機翼，其中所述飛行器機翼包括利用冷加工工藝再加工的至少一個緊固件孔，該緊固件孔安裝有過大的緊固件。
0030盡管本公開的實施例根據多個具體實施例已被描述，但是本領域的技術人員將認識到本公開的實施例可以被實踐成在本權利要求的精神與范圍內的改型。
權利要求
1.用于再加工被連接到飛行器機身的飛行器機翼以減少復雜動力學變化的傾向的一種方法，所述方法包括驗證所述飛行器機翼的部件處于可接受再加工的狀態(tài)；將至少一個現存緊固件從所述機翼移除；利用冷加工工藝再加工所述至少一個緊固件孔；以及將過大的緊固件安裝到再加工的至少一個緊固件孔中。
2. 根據權利要求1所述的方法，其中驗證所述飛行器機翼的部件處 于可接受再加工的狀態(tài)包括對所述機翼的一般視覺檢驗與對所述機翼 的部分的非破壞性檢驗中的至少一項。
3. 根據權利要求2所述的方法，其包括渦流檢驗、x-射線檢驗以 及超聲掃描中的至少一項。
4. 根據權利要求2所述的方法，其包括對于所述機翼的復雜動力 學變化與區(qū)域上的界面的不一致性的檢驗。
5. 根據權利要求1所述的方法，其中將至少一個現存緊固件從所 述機翼移除包括以分階段的方式移除緊固件從而所述機翼的部件不會 相對彼此而移動。
6. 根據權利要求1所述的方法，其中利用冷加工工藝再加工所述 緊固件孔包括清潔所述緊固件孔； 進行對所述緊固件孔的檢驗；以及 將所述緊固件孔擴展到冷加工前直徑。
7. 根據權利要求6所述的方法，其中進行對所述緊固件孔的檢驗 包括對所述緊固件孔以及在所述緊固件孔周圍的區(qū)域的渦流檢驗、x-射線檢驗以及超聲掃描中的至少一項。
8. 根據權利要求1所述的方法，其中安裝過大的緊固件包括安裝 過大的過盈配合的銷。
9. 根據權利要求1所述的方法，其中利用冷加工工藝冷加工所述緊固件孔包括在所述緊固件孔周圍引入殘余壓應力。
10. 根據權利要求9所述的方法，其中在所述緊固件孔周圍引入殘余壓應力包括將剖分式襯套安裝在心軸之上并安裝在具有頭帽的軸上； 將所述心軸與軸插入穿過緊固件孔直到所述頭帽導致所述襯套與所述緊固件孔接合；以及移除所述軸與心軸，在所述襯套與所述心軸之間的接合導致在所述緊固件孔周圍的所述飛行器機翼材料膨脹。
11. 用于加工飛行器結構的方法，所述方法包括 從所述結構移除至少一個現存的緊固件；利用冷加工工藝在對應于被移除緊固件的至少一個緊固件孔周闈 引發(fā)壓力場；以及將緊固件安裝到每一個冷加工過的緊固件孔中。
12. 根據權利要求11所述的方法，其中所述結構是連接到飛行器 機身的飛行器機翼。
13. 根據權利要求11所述的方法，進一步包括檢驗所述飛行器結 構以便確定所述冷加工工藝的適用性。
14. 根據權利要求11所述的方法，其中在所述緊固件孔周圍引發(fā) 壓力場包括將剖分式襯套安裝在心軸之上并安裝到具有頭帽的軸上； 將所述心軸與軸插入穿過緊固件孔直到所述頭帽導致所述襯套與所述緊固件孔接合；以及移除所述軸與心軸，在所述襯套與所述心軸之間的接合導致所述 緊固件孔的區(qū)域中的所述結構的冷膨脹。
15. 根據權利要求11所述的方法，其進一步包括 進行對所述緊固件孔的渦流檢驗；以及 將所述緊固件孔擴展到冷加工前直徑。
16. 根據權利要求11所述的方法，其中將緊固件安裝到每-個冷加工過的緊固件孔包括安裝過大的過盈配合的銷。
17. 用于再加工被連接到飛行器機身的C-130飛行器機翼以延緩復雜動力學變化發(fā)生的方法，所述方法包括驗證所述C-130飛行器機翼的部件處在可接受再加工狀態(tài)； 從所述C-130飛行器機翼移除至少一個現存的緊固件； 利用冷加工工藝再加工所述至少一個緊固件孔；以及將過大的緊固件安裝到至少一個再加工的緊固件孔內。
18. 根據權利要求17所述的方法，其中驗證所述C-130飛行器機 翼的部件處在可接受再加工狀態(tài)包括對所述機翼的一般視覺檢驗與對 所述機翼的部分的非破壞性檢驗中的至少一項。
19. 根據權利要求19所述的方法，其中從所述C-130飛行器機翼 移除至少一個現存的緊固件包括以分階段的方式移除緊固件從而所述 機翼的部件不會相對彼此而移動。
20. 根據權利要求17所述的方法，其中利用冷加工工藝再加工所 述至少一個緊固件孔包括清潔所述緊固件孔； 進行對所述緊固件孔的檢驗；以及 將所述緊固件孔擴展到冷加工前直徑。
21.根據權利要求20所述的方法，其中進行對所述緊固件孔的檢 驗包括對所述緊固件孔與在所述緊固件孔周圍的區(qū)域的渦流檢驗、x-射線檢驗以及超聲掃描中的至少一項。
22，根據權利要求17所述的方法，其中利用冷加工工藝冷加工所述緊固件孔包括在所述緊固件孔周圍弓I入殘余壓應力。
23. 根據權利要求22所述的方法，其中在所述緊固件孔周圍引入殘余壓應力包括將剖分式襯套安裝在心軸之上并安裝到具有頭帽的軸上； 將所述心軸與軸插入穿過緊固件孔直到所述頭帽導致所述襯套與所述緊固件孔接合；以及移除所述軸與心軸，在所述襯套與所述心軸之間的接合導致在所述緊固件孔周圍的所述飛行器機翼材料的膨脹。
24. —種C-130飛行器機翼，其被再加工以在至少一個緊固件孔 周圍引發(fā)壓力場，其包括多個緊固件孔，所述多個緊固件孔利用剖分式襯套冷加工工藝而 被分階段地再加工且無須移除機翼結構；每一個所述緊固件孔被擴展到冷加工后的直徑； 新的錐口孔尺寸被運用到每一個所述緊固件孔；以及 被安裝在每一個再加工的所述緊固件孔中的過大的緊固件。
全文摘要
描述了一種用于再加工飛行器機翼以便減少復雜動力學變化的傾向的方法，其中所述飛行器機翼連接到飛行器機身。該再加工的方法包括驗證飛行器機翼的部件(50)處于可接受再加工的狀態(tài)下、從所述機翼移除至少一個現存的緊固件(52)、利用冷加工工藝再加工所述至少一個緊固件孔(58、62)以及將過大的緊固件安裝到至少一個再加工的緊固件孔中。
文檔編號B23P9/02GK101636242SQ200780048744
公開日2010年1月27日 申請日期2007年10月12日 優(yōu)先權日2006年12月29日
發(fā)明者H·I·拉姆拉維, H·古茲曼, K-W·劉 申請人:波音公司