某型教練機(jī)油門操縱系統(tǒng)支座裂紋分析與研究

劉龍園，羅金亮，鄧新華，楊建勇，彭 柳

（中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

0 引言

某型教練機(jī)的發(fā)動機(jī)操縱系統(tǒng)用以控制發(fā)動機(jī)的油門大小，即操縱發(fā)動機(jī)的起動、運(yùn)轉(zhuǎn)和停車等,通過改變前、后艙油門桿的油門操縱手柄的位置，從而改變發(fā)動機(jī)控制盒的搖臂角度和主燃油泵上油門操縱搖臂位置，實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)的各種工作狀態(tài)，以滿足飛機(jī)在各種飛行狀態(tài)所需要的推力[1]。

某型教練機(jī)的發(fā)動機(jī)操縱系統(tǒng)是由安裝在前艙內(nèi)左操縱臺上的油門桿和安裝在后艙內(nèi)左操縱臺上的油門桿、拉桿、搖臂和支座等組成。

某型飛機(jī)在換裝發(fā)動機(jī)時(shí)，發(fā)現(xiàn)發(fā)動機(jī)艙油門搖臂傳動固定支座2號鉚釘孔兩側(cè)和側(cè)端面共出現(xiàn)3處裂紋，如圖1所示。

1 發(fā)動機(jī)油門操縱系統(tǒng)支座裂紋分析

1.1 材料特性分析

支座設(shè)計(jì)之初選用的材料是ZM5鑄鎂合金，由于ZM5鑄鎂合金是一種鎂-鋁-鋅系合金，該合金鑄態(tài)組織是由α-Mg固體及沿晶界不延續(xù)網(wǎng)狀分布的Mg17Al12塊狀化合物所組成，固溶處理后，化合物溶入固體，其組織為具有輪廓分明的晶粒組織，在某些晶界交界處有少量塊狀化合物殘余。因鎂在潮濕空氣、水 （尤其是海水）中的化學(xué)性不穩(wěn)定，因此ZM5鑄鎂合金件在腐蝕環(huán)境中，容易產(chǎn)生應(yīng)力腐蝕，須經(jīng)表面處理后方可在大氣條件下長期使用[2]。為此，零件設(shè)計(jì)時(shí)要求進(jìn)行表面處理，化學(xué)氧化后涂H04-2綠漆。

圖1 支座裂紋

1.2 支座安裝位置及形式

支座材料為ZM5-T4的鑄件，安裝在某型教練機(jī)28框機(jī)背處，如圖2所示，左邊為左發(fā)動機(jī)操縱搖臂軸，右邊為右發(fā)動機(jī)操縱搖臂軸，駕駛員操縱左發(fā)時(shí)，左發(fā)動機(jī)操縱搖臂軸載荷的一部分分配給支架，駕駛員操縱右發(fā)時(shí)，右發(fā)動機(jī)操縱搖臂軸載荷的一部分分配給支架，駕駛員同時(shí)操縱左右發(fā)時(shí)，左右發(fā)動機(jī)操縱搖臂軸載荷的一部分同時(shí)分配給支架。支架與機(jī)身之間采用6個(gè)H3.5×11GB868·LY10鉚釘連接，其中支座上壁板4個(gè)鉚釘與機(jī)身背脊長桁連接，支座背板2個(gè)鉚釘與機(jī)身28框框板連接[4]，局部放大見圖3。

圖2 支座安裝位置簡圖

1.3 支座載荷和強(qiáng)度校核對比分析

1.3.1 根據(jù)國軍標(biāo)對支座載荷計(jì)算

根據(jù)《軍用飛機(jī)強(qiáng)度規(guī)范其它載荷》（GJB67.3A-2008）要求[3]，油門操縱系統(tǒng)載荷計(jì)算方法是以駕駛員采用300N的力垂直作用在油門操縱桿上，然后按力的傳遞關(guān)系逐段計(jì)算各拉桿、搖臂、支座載荷和傳遞到發(fā)動機(jī)搖臂轉(zhuǎn)軸處的力矩，并且需要考慮各種可能發(fā)生的操縱情況，按最嚴(yán)重載荷情況(某型飛機(jī)前后艙駕駛員同時(shí)操縱油門手柄)對系統(tǒng)零件進(jìn)行強(qiáng)度校核。如圖4所示，飛機(jī)操縱左發(fā)動機(jī)油門時(shí)操縱載荷作用于搖臂軸A點(diǎn)，操縱右發(fā)動機(jī)油門時(shí)操縱載荷作用于搖臂軸B點(diǎn)。

圖3 A向視圖

圖4 28框搖臂結(jié)構(gòu)簡圖

某型飛機(jī)分別操縱左、右發(fā)動機(jī)油門處于最小油門或最大油門時(shí)，作用于左或右搖臂與轉(zhuǎn)軸軸線交點(diǎn)A或B點(diǎn)的設(shè)計(jì)載荷詳見表1。X軸平行飛機(jī)水平基準(zhǔn)線逆航向?yàn)檎琘軸垂直飛機(jī)水平基準(zhǔn)線向上為正，Z軸按右手定則確定，原點(diǎn)為計(jì)算點(diǎn)。

支座結(jié)構(gòu)及鉚釘孔分布見圖5，在嚴(yán)重載荷情況下，各鉚釘孔的所受載荷詳見表2。

表1 左或右搖臂與轉(zhuǎn)軸軸線交點(diǎn)A或B點(diǎn)的設(shè)計(jì)載荷

表2 嚴(yán)重載荷情況各鉚釘孔的計(jì)算載荷

根據(jù)《軍用飛機(jī)強(qiáng)度規(guī)范其它載荷》（GJB67.3A-2008）要求，左右發(fā)同時(shí)操縱時(shí)，按各自載荷的0.75系數(shù)，計(jì)算某型飛機(jī)支座鉚釘孔和A-A截面在嚴(yán)重設(shè)計(jì)載荷情況下的強(qiáng)度，其支座鉚釘孔最小剩余強(qiáng)度系數(shù)為5.78，A-A截面最小剩余強(qiáng)度系數(shù)為2.98。

1)鉚釘孔強(qiáng)度校核

5、6號鉚釘載荷最大，故取5號鉚釘載荷校核鉚釘孔強(qiáng)度。

孔擠壓應(yīng)力根據(jù)鉚釘剪力計(jì)算。

2)A-A截面強(qiáng)度校核

圖5 支座結(jié)構(gòu)及鉚釘孔分布簡圖

1.3.2 實(shí)際使用狀態(tài)支座載荷和強(qiáng)度校核

現(xiàn)場實(shí)際測量發(fā)動機(jī)油門轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生的最大扭矩是2310N·mm（小油門狀態(tài)），根據(jù)圖2計(jì)算得到某型飛機(jī)發(fā)動機(jī)油門搖臂轉(zhuǎn)軸處的扭矩見表3：

表3 發(fā)動機(jī)油門搖臂轉(zhuǎn)軸處的扭矩（小油門狀態(tài)）

根據(jù)表3可知，某型實(shí)際操縱左、右油門手柄的最大載荷是58.9N，與根據(jù)國軍標(biāo)強(qiáng)度校核采用的駕駛員油門操縱載荷300 N相比小很多，而采用國軍標(biāo)300N計(jì)算油門傳動固定支座鉚釘孔強(qiáng)度和A-A截面強(qiáng)度剩余強(qiáng)度系數(shù)分別為5.78和2.98，因此實(shí)際操縱載荷情況下，支座強(qiáng)度足夠。

1.4 裝配應(yīng)力分析

支座上壁板采用4個(gè)鉚釘與機(jī)身背脊鉚接，支座背板采用2個(gè)鉚釘與機(jī)身28框框板鉚接，由于上壁板采用4個(gè)鉚釘與機(jī)身背脊鉚接后支座已定位。根據(jù)支座裂紋的位置位于鉚釘孔邊和拐角處，應(yīng)該是鉚釘過盈裝配對孔周邊產(chǎn)生周向拉應(yīng)力，且這種力屬于受常拉伸應(yīng)力。

如果支座背板與框板之間存在間隙，鉚接2個(gè)鉚釘后將產(chǎn)生裝配應(yīng)力，現(xiàn)若支座背板與框板之間存在間隙，且裝配后使背板（鉚釘孔處）向后移動(支座上壁板厚為5mm，支座背板厚為4mm，相對連接結(jié)構(gòu)厚度較大，故裝配產(chǎn)生的變形不大)，鉚接后產(chǎn)生的裝配應(yīng)力采用有限元法計(jì)算。

根據(jù)支座尺寸建立支座三維模型（見圖6），建立有限元模型（見圖7），將支座上壁板上的4個(gè)鉚釘孔約束情況為三個(gè)方向位移均為0 mm，而支座背板上2個(gè)鉚釘孔約束情況為X方向位移均為Δx mm，Y、Z二個(gè)方向位移均為0 mm。

圖8中支座裝配后使背板（鉚釘孔處）向后移動0.05mm，在強(qiáng)迫裝配后，支座拐角處最大應(yīng)力為56.9MPa，由此可知支座背板在鉚釘作用下向后產(chǎn)生位移，會使拐角處產(chǎn)生彎曲應(yīng)力，內(nèi)表面主要為拉應(yīng)力。

下面分別計(jì)算位移Δx從0.01～0.1mm的條件下，拐角處產(chǎn)生彎曲應(yīng)力情況，結(jié)果顯示，拐角處產(chǎn)生彎曲應(yīng)力由11.4MPa逐漸增加到114MPa，詳見表4和圖9所示。

圖6 支座三維模型

圖7 支座有限元模型

圖8 支座拐角處應(yīng)力有限元計(jì)算結(jié)果

根據(jù)以上有限元計(jì)算可以看出，若支座背板與28框鉚接時(shí)，當(dāng)支座上壁板機(jī)身背脊鉚接后，支座再與28框鉚接時(shí)，支座背板與28間隙越大，支座拐角處產(chǎn)生的彎曲應(yīng)力就會隨著間隙增加而增大，支座產(chǎn)生裂紋的可能性就越大。

1.5 理化分析

金屬材料的應(yīng)力腐蝕開裂是由于金屬構(gòu)件在靜應(yīng)力和特定的腐蝕環(huán)境共同作用下所導(dǎo)致的脆性開裂。金屬材料發(fā)生應(yīng)力腐蝕必須具備三個(gè)必要條件，即材料本身具有應(yīng)力腐蝕傾向、受到常拉伸應(yīng)力作用和特定腐蝕介質(zhì)。

對支座裂紋斷口進(jìn)行了電鏡掃描分析、能譜分析和金相分析，斷口表面覆蓋了一層泥紋花樣的腐蝕產(chǎn)物，腐蝕產(chǎn)物含有S和CL兩種促進(jìn)ZM5合金材料腐蝕的介質(zhì)，同時(shí)支座拐彎處受到彎曲應(yīng)力，所以支座裂紋原因是應(yīng)力腐蝕開裂。

表4 不同位移拐角處彎曲應(yīng)力計(jì)算表

圖9 不同位移情況拐角處彎曲應(yīng)力變化曲線

2 結(jié)論

綜上所述，導(dǎo)致某型飛機(jī)發(fā)動機(jī)艙油門傳動固定支座裂紋的主要原因是：支座在安裝過程中，其鉚釘孔周向干涉配合或強(qiáng)迫裝配使上壁板與背板交界拐角處彎曲產(chǎn)生拉應(yīng)力，使表面防護(hù)層破壞，隨后在拉應(yīng)力和腐蝕環(huán)境的共同作用下導(dǎo)致開裂。

[1]某型飛機(jī)技術(shù)維護(hù)說明書[S].2009.

[2]王彬.常用材料手冊.江西：江西科學(xué)技術(shù)出版社,1988.

[3]軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范.總裝備軍標(biāo)出版發(fā)行部,2008，12.

[4]某型飛機(jī)發(fā)動機(jī)油門操縱系統(tǒng)安裝圖.2008.