某型飛機(jī)前起支架焊接修復(fù)研究

楊兆軍（中國民航飛行學(xué)院飛機(jī)修理廠，四川 廣漢 618307）

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某型飛機(jī)前起支架焊接修復(fù)研究

楊兆軍
（中國民航飛行學(xué)院飛機(jī)修理廠，四川 廣漢 618307）

摘 要：本文針對飛機(jī)前起支架頻繁出現(xiàn)裂紋的情況，對其裂紋的產(chǎn)生機(jī)理進(jìn)行了分析，并在此基礎(chǔ)上，提出了裂紋修復(fù)的焊接方案和具體焊接工藝。研究內(nèi)容包括提出焊接修復(fù)方案，原件材料性能分析，確定焊接方法、焊接材料以及相關(guān)工藝措施。實(shí)際使用情況證明支架焊接修復(fù)獲得了成功。

關(guān)鍵詞：起落架；支架；裂紋；焊接修復(fù)

0. 引言

某型飛機(jī)是國外生產(chǎn)的輕型飛機(jī)，該型飛機(jī)主要用于飛行訓(xùn)練、旅游觀光等。該型飛機(jī)的前起支架安裝在機(jī)身零號上，用于安裝聯(lián)接前起落架，飛機(jī)在著陸滑跑過程中，該支架承受著沖擊、振動等復(fù)雜載荷。隨著飛行小時(shí)的遞增，飛機(jī)在廠進(jìn)行結(jié)構(gòu)大修時(shí)，多次發(fā)現(xiàn)該支架在相同位置出現(xiàn)同種類型的裂紋，如圖1所示。如要更換該支架，則需從國外訂購，不僅價(jià)格高，而且周期長，嚴(yán)重影響了飛機(jī)維修成本和進(jìn)度。鑒于此種情況，本文對支架焊接修復(fù)做出研究。

1. 裂紋失效機(jī)理研究

焊接接頭包括焊縫和熱影響兩個(gè)區(qū)，其中，焊縫區(qū)與母材的疲勞強(qiáng)度等機(jī)械性能基本相當(dāng)，抗疲勞裂能力強(qiáng)；熱影響區(qū)受焊接熱量的影響，該區(qū)晶相組織復(fù)雜，晶粒粗大，疲勞強(qiáng)度相對管段較低；同時(shí)焊接接頭處應(yīng)力較管段復(fù)雜，應(yīng)力幅大。因此，相對容易產(chǎn)生疲勞裂紋。產(chǎn)生疲勞裂紋的原因很多。其一，使用時(shí)間過長，應(yīng)力循環(huán)次數(shù)大于許用數(shù)。其二，可能是生產(chǎn)該支架時(shí)，焊接質(zhì)量問題；其三，也有可能是使用中負(fù)載差異問題等等，存在一定的偶然性。

飛機(jī)著陸滑跑過程中支架承受著復(fù)雜的交變載荷，其受力分析如圖2所示，尤其在飛機(jī)著陸過程中，沖擊載荷和剎車摩擦力產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩M非常大。受焊接熱量影響，焊接接頭的熱影響區(qū)有著復(fù)雜的晶相組織，晶粒比其他區(qū)域大，因此疲勞強(qiáng)度較低。根據(jù)ANSYS軟件進(jìn)行的有限元分析結(jié)果，如圖3所示，證實(shí)了上支管和主管之間的焊縫的上部區(qū)域（焊縫2處）結(jié)構(gòu)強(qiáng)度最弱，極易產(chǎn)生疲勞裂紋。同時(shí)該處焊接受空間條件限制，操作困難，容易產(chǎn)生焊接缺陷。通過對支架失效情況統(tǒng)計(jì)證實(shí)，所有失效支架均在焊縫2處產(chǎn)生了疲勞裂紋（到目前為止，其余部位未發(fā)現(xiàn)裂紋）。

圖1　支架在A、B區(qū)產(chǎn)生裂紋

圖2　受力分析

2. 裂紋修復(fù)的焊接方案研究

基于裂紋的發(fā)生機(jī)理，為了提高裂紋修復(fù)后的支架使用壽命，應(yīng)改變該處的應(yīng)力分布，減小實(shí)際工況下的應(yīng)力幅值，以提高疲勞壽命。經(jīng)對支架結(jié)構(gòu)、裂紋特點(diǎn)等的分析，研究提出該裂紋修復(fù)的焊接方案為：用機(jī)械方法將原有裂紋全部去除，再對該裂紋區(qū)域進(jìn)行焊接；通過ANSYS軟件對焊接方案的分析，如圖4所示，最后決定在此處加焊兩塊加強(qiáng)片，Pro/E三維圖如圖5所示。

在實(shí)際工作中，兩塊加強(qiáng)片經(jīng)焊接后會產(chǎn)生尺寸誤差，

導(dǎo)致該焊接結(jié)構(gòu)的實(shí)際形狀與理想幾何體的形狀存在差異，該誤差會對該焊接結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度產(chǎn)生一定的影響；另外，在Pro/E軟件中建立三維數(shù)字模型時(shí)，對焊縫的形狀與尺寸的數(shù)字化模擬不一定與實(shí)際狀況完全吻合，也會造成裂紋修后的實(shí)際受力與理論計(jì)算值存在差異。實(shí)際焊接后的情況如圖6所示。根據(jù)焊接的實(shí)際情況來看，在焊縫處的圓弧過渡和倒角過渡的情況比三維數(shù)字模型更好一些。因此，實(shí)際焊接后的應(yīng)力值應(yīng)比理論分析所得應(yīng)力值偏小。

3. 焊接材料及工藝研究

3.1 焊接材料研究

該型飛機(jī)是國外公司生產(chǎn)，為反求分析該支架的材質(zhì)，以為確定焊接工藝提供據(jù)，在支架上截取了一段樣件，利用光譜分析儀對其材料成分進(jìn)行了分析，材料成分分析結(jié)果見表1。

根據(jù)表1的結(jié)果，確定該支架材料為法國合金鋼15CDV6，近似中國的結(jié)構(gòu)合金鋼15CrMnMoVA。

3.2 焊接工藝研究

支架焊縫區(qū)的金相組織分析結(jié)果表明，熔合區(qū)組織主要為粒狀貝氏體，同時(shí)有少量共析鐵素體和針狀鐵素體；熱影響區(qū)的組織主要為粒狀貝氏體，同時(shí)有少量魏氏組織鐵素體。支架材料主要合金成份為鉬、錳和鉻，其中鉻能改善材料的淬透性和回火穩(wěn)定性，降低材料的過熱敏感性，并強(qiáng)化基體，以提高材料的強(qiáng)度，但鉻含量過高會增加焊接難度。錳含量在0.3～0.8%之間時(shí)，能改善焊接性能，但含量高于0.8%后，焊接性能將隨著含量增高而隨之下降。鉬能改善鋼的第Ⅱ類回火脆性，同時(shí)能細(xì)化晶粒，提高材料的綜合機(jī)械性能。材料中的碳化物是一種非常重要的強(qiáng)化相，其對材料的晶相組織和焊接性能有著重要的影響。

利用美國焊接學(xué)會的標(biāo)準(zhǔn)碳當(dāng)量計(jì)算公式：Ceq（AWS）=C+Mn/6+Si/24+ Ni/15+Cr/5+Mo/4+（Cu/13+P/2）（%），計(jì)算得出支架材料（15CDV6）的碳當(dāng)量為：0.883%。焊接中是否產(chǎn)生冷裂紋主要由碳當(dāng)量決定，當(dāng)碳當(dāng)量低于0.4%時(shí)，焊接中幾乎不會產(chǎn)生冷裂紋；當(dāng)碳當(dāng)量高于0.4%時(shí)，碳當(dāng)量越高，焊接中產(chǎn)生冷裂紋的概率越大。支架材質(zhì)的碳當(dāng)量計(jì)算結(jié)果表明，此種材料的碳當(dāng)量已高于0.4%，焊接中可能會產(chǎn)生冷裂紋。焊接熱裂紋主要受合金成分影響，實(shí)際焊接情況表明，支架材料一會產(chǎn)生焊接熱裂紋。

為了防止焊接裂紋的產(chǎn)生，同時(shí)有利用于提高焊縫性能，提出在焊接之前對支架進(jìn)行加溫預(yù)熱。依據(jù)相關(guān)資料和試驗(yàn)結(jié)果，確定加溫預(yù)熱溫度為180℃～200℃，在此溫度下保溫1小時(shí)。為了加速焊接后支架焊縫中的氫逸出，以降低冷裂紋發(fā)生概率，同時(shí)消除焊接殘余應(yīng)力，抑制熱裂紋產(chǎn)生，改善焊接處的綜合機(jī)械性能，提出在焊接后進(jìn)行保溫處理。參照相似材料的保溫處理方法，并經(jīng)多次試驗(yàn)后，確定焊接后的保溫溫度為250℃～260℃，保溫3小時(shí)，并隨爐自然冷卻。

焊接方法采用手工鈰鎢極氬弧焊。該焊接方法能有效控制焊縫中的氫含量和材料中成分的氧化傾向，以降低冷、熱裂紋發(fā)生概率，同時(shí)能縮小焊接的熱影響程度，以細(xì)化晶粒并提高冶金焊接性能。該焊接方法的焊接參數(shù)為電流強(qiáng)度50A～80A；氣體流量4L/min～5L/min。

該支架的實(shí)際工況表明，焊縫應(yīng)具有高強(qiáng)度和較好的沖擊韌性。因此，焊絲的選用原則應(yīng)依據(jù)“低強(qiáng)匹配”理論，結(jié)合支架材質(zhì)成分，確定焊絲為H08CrMoA。為了減小焊接中對焊縫合金成份的影響，以提高焊接接頭質(zhì)量，加強(qiáng)片材料應(yīng)與支架材料相同或相近?；谏鲜黾訌?qiáng)片材料的選用原則，采用該型飛機(jī)發(fā)動機(jī)架（因磨損超標(biāo)報(bào)廢，材料與支架材料相同）的管材做加強(qiáng)片。加強(qiáng)片制作工藝為：從發(fā)動機(jī)架上鋸下管材，對剖分為兩個(gè)半圓柱，將其加溫至910±10℃，保溫5分鐘，取出后立即用手壓床將其壓平制成板料。將材料加溫至910±10℃的目的是為了使其內(nèi)部組織為奧氏體，以避免壓平變形過程中產(chǎn)生裂紋。加強(qiáng)片制成后，加溫至900℃～930℃，保溫10分鐘，空冷，以進(jìn)行正火處理，使材料內(nèi)部晶粒均勻，提高塑性并去除殊余應(yīng)力。

焊接質(zhì)量控制按《結(jié)構(gòu)鋼和不銹鋼熔焊接頭質(zhì)量檢驗(yàn)》（HB5135-2000）執(zhí)行。

圖3　支架應(yīng)力圖

圖4　增加加強(qiáng)片后的應(yīng)力圖

圖5　加強(qiáng)片三維圖

圖6　加強(qiáng)片實(shí)際焊接圖

表1　支架材料成分

結(jié)語

本文所研究的前起落架支架屬于飛機(jī)的重要結(jié)構(gòu)件，一旦出現(xiàn)完全失效，將造成嚴(yán)重后果。為了驗(yàn)證本文所得出的研究成果的正確性和適用性，保證焊接修理的有效性和可靠性，焊接修復(fù)后的支架還需進(jìn)行裝機(jī)監(jiān)測使用。到目前為止，所有焊修后裝機(jī)的支架均使用正常，無異常情。實(shí)際情況表明，前起落架支架的焊接修復(fù)可行有效。

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中圖分類號：V22

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

Keywords：landing gear； bracker； crackle； welding repair

Abstract：According to the condition of the aircraft's front bracker frequently appearing crack， the crack formation mechanism is analyzed， and on this basis， the welding program of crack repair and the welding process are put forward. The research content includes the welding repair plan， the original material performance analysis， determine the welding method， welding materials and related technical measures. The practical application proves that the bracker welding repair is successful.