某型飛機拉桿變形原因分析與改進

羅金亮

（洪都航空工業(yè)集團，江西 南昌 330024）

0 引言

某型飛機襟翼操縱系統(tǒng)需進行襟翼0°偏角和襟翼20°偏角兩種工況靜力試驗，在進行完襟翼0°偏角工況100%極限載荷靜力試驗后，目視檢查發(fā)現(xiàn)拉桿N-50-300和拉桿N-50-400靠機身外側(cè)的耳環(huán)螺栓螺紋處發(fā)生10°左右的彎曲變形，彎曲變形發(fā)生在軸承徑向平面內(nèi)(見圖1和圖2)。

圖1 拉桿N-50-300耳環(huán)螺栓變形

圖2 拉桿N-50-400耳環(huán)螺栓變形

1 試驗載荷及試驗時拉桿載荷

試驗載荷是根據(jù)操縱系統(tǒng)載荷計算得到的舵面鉸鏈力矩，即試驗時在襟翼轉(zhuǎn)軸上加M=-440 N·m的扭矩，通過在襟翼轉(zhuǎn)軸上加扭矩，考核拉桿N-50-300和拉桿N-50-400等操縱系統(tǒng)各零部件強度是否滿足要求。拉桿N-50-300和拉桿N-50-400分別見圖3和圖4，均為受壓狀態(tài)。

圖3 拉桿N-50-300

圖4 拉桿N-50-400

1.1 按操縱力傳力方法計算拉桿載荷

襟翼操縱系統(tǒng)運動狀態(tài)圖見圖5，操縱力為電機發(fā)出力P。傳力方法為電機發(fā)出力P通過丁字搖臂偏轉(zhuǎn)將載荷傳至拉桿N-50-300和拉桿N-50-400，由拉桿N-50-300和拉桿N-50-400帶動L形搖臂偏轉(zhuǎn)，通過L形搖臂偏轉(zhuǎn)，帶動襟翼拉桿運動，然后帶動襟翼搖臂偏轉(zhuǎn)，在襟翼搖臂轉(zhuǎn)軸處產(chǎn)生鉸鏈力矩，從而達到操縱襟翼偏轉(zhuǎn)的目的。

圖5 襟翼操縱運動圖

根據(jù)飛機襟翼操縱系統(tǒng)載荷計算報告，在襟翼0°偏角時，拉桿N-50-300和拉桿N-50-400載荷分別為-3921.1N和-3989.2N，是按照操縱力傳力方法，假定電機發(fā)出力平均分配到左右襟翼操縱系統(tǒng)中，再利用操縱系統(tǒng)載荷平衡的計算方法得到。

按試驗任務(wù)書要求，襟翼0°偏角情況，加在襟翼轉(zhuǎn)軸上的扭矩為M=-440 N·m，為確定試驗時拉桿N-50-300和拉桿N-50-400載荷是否超載，須進行逆向計算，即將試驗載荷M=-440 N·m轉(zhuǎn)化為作用在圖5中襟翼搖臂頂點7和11的搖臂載荷，搖臂載荷P7=P11=-400×1 000/364.14=-1 208.3 N，作用方向為在XY平面內(nèi)與圖5中O4和點7，O6和點11的連線垂直。經(jīng)過操縱系統(tǒng)載荷平衡的計算方法得到拉桿N-50-300和N-50-400上的載荷分別為-4015.8N和-4045.8N。

比較正向和逆向計算得到的拉桿N-50-300和拉桿N-50-400載荷，可知試驗時拉桿N-50-300和拉桿N-50-400受到的載荷與理論計算載荷基本相同。

1.2 采用有限元法計算試驗載荷時拉桿載荷

由于1.1節(jié)計算是通過假定電機發(fā)出力平均分配到左右襟翼操縱系統(tǒng)中，計算結(jié)果可能會存在誤差，為增加計算結(jié)果的可靠性，再采用有限元法計算試驗載荷時拉桿載荷。根據(jù)襟翼操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖及運動狀態(tài)圖，建立有限元模型，加在襟翼轉(zhuǎn)軸上的扭矩為M=-440 N·m，由于只是驗證假設(shè)的正確性，且為方便有限元模型的建立，故沒有考慮機翼3°上反角和2°安裝角。

圖5中，O4、O6分別為左右襟翼轉(zhuǎn)軸的兩個節(jié)點（即有限元模型的A和B節(jié)點），將扭矩M=-440 N·m加在有限元模型A點和B點，搖臂采用梁單元模擬，拉桿采用桿單元模擬，對支座點O4～O6的節(jié)點進行約束，并按局部坐標(biāo)系釋放轉(zhuǎn)動自由度，通過計算得到拉桿N-50-300和N-50-400上的載荷分別為-4123.7 N和-4182.9 N。

與飛機襟翼操縱系統(tǒng)載荷計算報告中以上拉桿在襟翼0°偏角的載荷分別為-3989.2 N和-3921.1 N相比，有限元計算得到的載荷略有變化，這是由于建立有限元模型沒有考慮小角度情況影響而出現(xiàn)的。

從常規(guī)操縱系統(tǒng)載荷計算和有限元載荷計算與試驗載荷比較，可知從舵面上施加的試驗載荷產(chǎn)生在拉桿上的載荷與載荷計算報告所計算出的拉桿載荷相符，試驗載荷不會對操縱系統(tǒng)產(chǎn)生異常載荷。

從拉桿載荷計算分析結(jié)果看，產(chǎn)生耳環(huán)螺栓彎曲變形不是試驗因素。由于試驗拉桿采用的是經(jīng)檢驗合格的零件，零件材料和裝配符合設(shè)計要求，因此產(chǎn)生故障原因在于拉桿本身強度不夠的可能性較大。

2 拉桿常規(guī)方法強度校核計算情況

拉桿常規(guī)強度校核是按照拉桿可能承受的最大壓力校核拉桿穩(wěn)定性，采用最大桿力校核螺紋強度、鉚釘強度和管子等零件強度。由于試驗時耳環(huán)螺栓螺紋段產(chǎn)生變形，故需進行涉及耳環(huán)螺栓強度的拉桿穩(wěn)定性和螺紋強度計算。

由襟翼操縱系統(tǒng)載荷計算報告知，拉桿在襟翼下偏20°時的載荷，比襟翼0°偏角時載荷嚴(yán)重，襟翼下偏20°時，拉桿N-50-300載荷為PL=-4 594.3 N，拉桿N-50-400載荷為PL=-4 608.8 N，由襟翼操縱系統(tǒng)零件強度校核報告知，拉桿強度校核載荷按該襟翼下偏20°拉桿載荷。

2.1 拉桿N-50-300的穩(wěn)定性計算

根據(jù)該拉桿結(jié)構(gòu)特點，拉桿按兩端雙減縮簡支桿計算：

a)螺套材料：45,Ea=200 000 MPa，L=187.5 mm La=73 mm,剖面:φ18×M8。

b)耳環(huán)螺栓材料：30CrMnSiA，Eb=200 000 MPa。

耳環(huán)螺栓為M8螺紋，底徑為6.647 mm。

查《飛機設(shè)計手冊》第三冊372頁圖7-29

拉桿穩(wěn)定性滿足要求。

2.2 拉桿N-50-400的穩(wěn)定性計算

拉桿按兩端簡支桿計算穩(wěn)定性：

規(guī)格：φ20×1.5 材料：LY12

拉桿穩(wěn)定性滿足要求。

2.3 耳環(huán)螺栓螺紋強度計算

耳環(huán)螺栓螺紋規(guī)格為M8，螺紋外徑d0=8 mm，螺紋內(nèi)徑d1=8 mm，螺紋螺距s=1 mm，完滿系數(shù)K=0.875，載荷不均勻系數(shù)m和螺母和螺栓的結(jié)合圈數(shù)n乘積取mn=5，按《飛機設(shè)計手冊》第三冊648頁螺紋強度計算公式計算。

a)螺紋剪切計算

b)螺紋彎曲計算

c)螺紋擠壓計算

螺紋強度夠。

3 拉桿耳環(huán)螺栓變形分析

從拉桿強度校核2.1、2.2和2.3計算結(jié)果看，采用常規(guī)方法計算，拉桿耳環(huán)螺栓可滿足強度要求，因此，必須按照拉桿實際結(jié)構(gòu)情況分析發(fā)生變形的原因。

由試驗情況可知，拉桿耳環(huán)螺栓彎曲變形是發(fā)生在拉桿受壓情況。由于2.1和2.2節(jié)是按照壓力方向通過耳環(huán)螺栓軸線計算拉桿的穩(wěn)定性，沒有考慮制造、安裝誤差可能引起的偏心受壓情況，如果存在偏心受壓，耳環(huán)螺栓受載會增大，造成應(yīng)力水平提高。

由于考慮制造成本，以及按目前工藝水平和檢驗手段，拉桿不可能有很高直線度，因此壓力方向與耳環(huán)螺栓軸線之間存在θ≈0.5°（見圖7）的微小偏角是可能的，根據(jù)《飛行器結(jié)構(gòu)強度分析手冊》第四冊24.4.3.3節(jié)拉桿桿端分析內(nèi)容，需考慮由于偏心產(chǎn)生的力矩和關(guān)節(jié)軸承摩擦力矩對耳環(huán)螺栓的強度進行校核，計算模型見圖6。

圖6 桿端連接圖

桿端截面強度校核：

式中：

P—外加載荷 N

A—桿端截面積mm2

W—截面抗彎模量mm4

M—彎矩 N·mm

彎矩M由偏心力矩和拉桿桿端轉(zhuǎn)動時關(guān)節(jié)軸承產(chǎn)生摩擦力矩組成，根據(jù) 《飛行器結(jié)構(gòu)強度分析手冊》第四冊24.4.3.3節(jié)計算梁柱偏心力矩需考慮放大系數(shù)6，得到作用在軸承中心到固定螺母間距離為L耳環(huán)螺栓計算截面處的力矩為M=(sinθ°×6L+0.15d)P，其中θ為壓力方向與耳環(huán)螺栓軸線之間夾角，L為軸承中心到固定螺母間距離，d為關(guān)節(jié)軸承的球徑，0.15為關(guān)節(jié)軸承摩擦系數(shù)。

3.1 襟翼0°偏角狀態(tài)

P取1.1節(jié)計算得到0°偏角狀態(tài)拉桿N-50-400上試驗情況下的載荷：

M8螺紋底徑為6.647 mm。

L最大可達66.5 mm，關(guān)節(jié)軸承球徑d為13mm，θ取0.5°。

耳環(huán)螺栓材料設(shè)計要求為30CrMnSiA，σb=1 175±100 MPa，σ0.2=835 MPa，經(jīng)檢測耳環(huán)螺栓材料符合設(shè)計狀態(tài)，應(yīng)力超過彈性極限，但小于強度極限，耳環(huán)螺栓會發(fā)生塑性變形。

拉桿N-50-300與N-50-400桿端相同，載荷基本相同，也會發(fā)生塑性變形。

3.2 襟翼下偏20°狀態(tài)

為保證襟翼下偏20°狀態(tài)時拉桿強度，需要對該狀態(tài)進行耳環(huán)螺栓強度計算，取常規(guī)操縱系統(tǒng)載荷計算得到拉桿N-50-400上的載荷（見2.2穩(wěn)定性校核載荷）：

計算應(yīng)力超過了材料彈性極限，但小于強度極限，拉桿N-50-300耳環(huán)螺栓和拉桿N-50-400耳環(huán)螺栓會發(fā)生塑性變形。

4 改進措施及強度計算

由于原設(shè)計耳環(huán)螺栓螺紋規(guī)格為M8，根據(jù)桿端強度計算應(yīng)力水平超過材料彈性極限，故將耳環(huán)螺栓螺紋改為M10（見圖7），螺套(N-50-301)螺紋由M8改為 M10（見圖8），套筒(HB5-40LA-M8×12)改為(N-57-3)（見圖9）。螺紋改為M10后，螺紋受載能力提高，由于螺套和套筒橫截面面積較大，強度有富余，改進后它們的強度夠，其它零件保持不變。故僅對耳環(huán)螺栓進行螺紋處桿端強度校核。

圖7 耳環(huán)螺栓

4.1 改進后襟翼0°偏角狀態(tài)桿端強度計算M10螺紋底徑為8.376 mm。

圖8 螺套

圖9 套筒

為保證制造和安裝發(fā)生更大誤差時(假設(shè)偏心角度在0.5°基礎(chǔ)上增加三分之二倍)仍然可以滿足要求，即θ=(1+2/3)×0.5°=0.833°

4.2 改進后襟翼下偏20°偏角狀態(tài)桿端強度計算

改進后兩種偏角情況下，耳環(huán)螺栓應(yīng)力均小于彈性極限，不會發(fā)生塑性變形。

5 結(jié)語

將耳環(huán)螺栓螺紋由M8改為M10后，經(jīng)校核，零件強度滿足要求，襟翼0°偏角工況靜力試驗沒有發(fā)生變形；載荷更大的襟翼20°偏角工況靜力試驗也沒有發(fā)生變形。

[1]《飛機設(shè)計手冊》編輯委員會.飛機設(shè)計手冊第三冊.國防工業(yè)出版社:1983.

[2]航空航天工業(yè)部六0三研究所.飛機器結(jié)構(gòu)強度分析手冊,1989.