1.故障情况

转接段及拉杆安装位置及形式如下图1所示，过渡转接段安装在发动机进气转接短管和进气道安装边之间；顶端的拉杆将转接段通过支座与进气道安装边上的支座相连接，起到固定锁的作用。

图1 转接段及拉杆安装示意图

通过实物检查，转接段故障形貌如下：3个T型支座固定铆钉由转接段蒙皮内侧向外侧凹陷，位置详见下图标红处（注：铆钉在蒙皮一侧埋头），凹陷深度约1mm；T型支座立边向航向右端偏斜，顶端偏移约4mm；支座前端蒙皮局部向下凹陷，凹陷深度约1mm。

图2 故障位置示意图

图3 实物故障状态示意图

2.故障分析

通过对故障部位、故障形貌的检查，结合转接段拆装工艺流程及使用环境分析，转接段支座固定铆钉脱铆问题的影响因素主要有：制造控制不当、安装操作不当、拆卸操作不当、使用工况受力、运输异常磕碰、异常外力几方面，针对以上影响因素，建立故障树如下图。

图4 故障树

根据故障树，从制造控制不当、安装操作不当、拆卸操作不当、运输异常磕碰、使用工况受力、异常外力六方面逐项开展相关排查工作。

2.1制造控制分析

目视检查铆钉头、墩头不允许有切痕、下陷、裂纹等机械损伤；墩头不允许呈喇叭形或马蹄形；铆接后的沉头铆钉，用厚为0.05mm塞尺插入钉头和窝间，在周边的40%内不能插入，可插入部分塞尺不能碰到钉杆；用墩头样板检查铆钉墩头高度和直径。

铆接施工通用规范按下图示意状态执行施工，铆枪与顶把配合不当存在铆接质量不合格、损伤铆钉或损伤结构夹层的可能性，但支座6个固定铆钉的铆接为分别进行加工，且铆接过程不会对T型支座的立边造成损伤，该因素所导致的损伤状态与故障形貌不一致。

综合上述分析，排除该因素。

图5 铆接形式示意图

2.2安装操作分析

如在安装过程中发动机未与转接段对正致使发生异常撞击，则因支座一端止动而转接段蒙皮存在向前运动，致使支座后端与蒙皮之间发生凹陷，而前端铆钉在蒙皮一侧发生凹陷，该现象与实物故障现象正好相反。

综合上述分析，排除该因素。

2.3拆卸操作分析

拆卸过程受力与安装过程正好相反，如在拆卸过程中发动机与架车之间状态未调整好，则会在推力销拔出瞬间发动机与转接段之间发生较大幅度的瞬时偏移，同样因支座一端止动而转接段蒙皮存在向后运动，致使支座前端与蒙皮之间发生凹陷，而后端铆钉在蒙皮一侧发生凹陷，该现象与实物故障现象一致。

综合上述分析，该因素无法排除。

2.4运输过程分析

转接段在装载、运输、拆卸过程中如发生坠落、撞击等使支座顶端受力，可能会造成支座与蒙皮之间损伤。虽无法完全排除运输过程影响，但可确认的是仍存在运输过程之外的影响因素。

综合上述分析，排除该因素。

2.5使用工况分析

由于航母着舰区长度的限制和飞机着舰下滑过程中对下滑跟踪角和下滑航迹的严格控制，飞机进近时采用的是定常下滑道/定常迎角（AOA）驾驶技术。这种着舰方式下飞机着舰的下沉速度要比陆基飞机大得多，易引发撞击式着舰（也称硬着舰）。为了强制飞机在50~100米距离内迅速减速制动，需要通过安装在机体尾部下方经过特殊设计的拦阻挂钩，拉住横置于航母跑道甲板上的拦阻索，利用拦阻力来强行制动。着舰瞬间的撞击载荷、拦阻强制制动载荷的特点与陆基飞机着舰受载荷差异较大使得飞机的起落架以及机体结构，特别是与起落架密切相关的结构都需要根据这些客观条件进行重新设计。通过以上介绍不难看出飞机下滑着陆和舰上制动与陆基飞机平滑下漂着舰和舰上制动与陆基飞机平滑下滑着陆以及靠阻力伞和刹车制动有很大区别。(引自今日头条《图片详解有关航母飞机着舰的方式方法》)而舰载飞机为满足飞机着舰能力需求，在正常训练使用过程中需要大量进行飞机陆基着陆训练FCLP(field carrier landing practice)。

飞机以比陆上大2.5～3倍的下沉率无平飘着舰时，将通过起落架承受比陆上大6倍或更大的竖向载荷；拦阻钩与拦阻装置啮合时，飞机又将通过拦阻钩承受很大的轴向拦阻过载。轴向载荷都是反向的，而且施于结构的不同点；而竖向载荷则不同于轴向载荷，需有单独的结构去承受。这些冲击载荷，以及飞机接地时机体中的反向惯性载荷与作战飞机飞行时的机动过载是不同的。

按设计文献描述，“在发动机压气机的前安装边上用螺栓固定进气转接短管。在发动机进气转接短管和进气道安装边之间安装了球形铰接的过渡转接段，用以补偿由于发动机和飞机允许的尺寸公差产生的线性位移和角度偏移，以及飞机在飞行中变形而引起的线性位移和角度偏移。在进气道的安装边和过渡转接机匣之间，有从上到下沿垂直面的上部配置的过渡转接机匣行程挂钩-限制器。”

转接段与发动机及进气道端的安装属柔性连接，按设计文献描述内容分析，转接段本身作为进气道与发动机之间的过渡件，用以补偿由于发动机和飞机允许的尺寸公差产生的线性位移和角度偏移，以及飞机在飞行中变形而引起的线性位移和角度偏移，而固定支座连接的拉杆作为转接段安装的唯一刚性固定件，主要起到限制转接段在使用过程中偏转的作用。

综合上述分析，某型飞机着舰过程中承受的载荷远大于陆基飞机，在使用工况下发动机和飞机尺寸公差产生的线性位移和角度偏移可能会更大，转接段拉杆支座在使用工况下受力情况更为复杂，该因素无法排除。

2.6异常外力分析

转接段故障区域在飞机正常使用工况下无运动部件，飞机实物安装状态下无干涉或间隙不足的问题。同时因结构布局限制，上方坠物无法直接撞击到该固定支座或拉杆。

据使用用户反馈飞行后发现过转接段存在不同程度偏转的现象。转接段偏转后需将其调整回正确位置，如通过敲击T型支座调整转接段角度，很可能会造成支座与蒙皮之间在力的作用下发生该问题。

综合上述分析，该因素无法排除。

3.原因定位

综合以上分析，飞机发动机转接段支座固定铆钉脱铆问题的原因为：拆卸过程中发动机与架车之间状态调整的异常、飞机使用中存在的线性位移和角度偏移、通过敲击T型支座调整转接段角度等均会使转接段承受较大外力作用，该外力直接作用到支座与蒙皮上，使蒙皮在与支座边缘受力向下方向发生凹陷，而铆钉在蒙皮另一侧发生凹陷。

4.改进建议

4.1建议设计部门基于某型飞机训练科目的差异分析飞机发动机转接段使用工况差异及固定支座受力情况差异；

4.2发动机拆卸过程中应注意架车调整状态；

4.3与用户沟通在使用维护过程中转接段角度调整的方法，是否存在通过敲击T型支座调整的现象。