收放載荷對某型飛機起落架安裝結(jié)構(gòu)耐久性影響分析

張 斌，馬 林，黃曉霞，朱親強

(1.空裝駐南昌地區(qū)軍事代表室，江西 南昌，330024;2.航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024)

0 引言

起落架安裝結(jié)構(gòu)的可靠性關(guān)系到飛機是否能安全著陸，一旦發(fā)生故障，后果不堪設想。沈海軍、劉毅2011年總結(jié)了擁有40多年運營歷史的波音737飛機16次主起落架安裝部位故障的服務通報，發(fā)現(xiàn)其存在疲勞斷裂、腐蝕等故障，波音公司因此將主起落架梁和機翼后梁接頭重新設計，部分結(jié)構(gòu)采用定期檢查的方式進行更換。由此我們可以看出關(guān)鍵部位開展耐久性設計的必要性。

在對起落架安裝結(jié)構(gòu)進行設計時，首先要考慮的就是起落架傳遞給安裝結(jié)構(gòu)的載荷。在進行耐久性設計時，載荷譜的準確性直接決定了結(jié)構(gòu)設計的好壞。賈錦等人2014年總結(jié)了目前典型起落架的通用載荷譜分析方法，將起落架載荷譜劃分為著陸階段和地面操縱階段，其中地面操縱階段包含剎車、轉(zhuǎn)彎和牽引。2011年劉克格、閆楚良針對實測譜進行分析時，著重強調(diào)了對著陸階段的數(shù)據(jù)分析。目前行業(yè)內(nèi)均參照該方法進行起落架載荷譜編制，可以看出，目前的方法往往忽視了起落架收放載荷的影響，認為收放載荷不是主載荷，但是一旦收放機構(gòu)設計不合理，正常的起飛著陸收放甚至地面維護性收放都會對安裝結(jié)構(gòu)造成不可忽視的損傷。同時，依據(jù)《軍用飛機結(jié)構(gòu)強度規(guī)范第6部分：重復載荷、耐久性和損傷容限》（GJB67.6A-2008)3.2.1.4.6節(jié)要求考慮起落架放下和收起下的載荷。

1 結(jié)構(gòu)介紹

某型飛機起落架安裝結(jié)構(gòu)典型裂紋如圖1所示。其起落架轉(zhuǎn)軸安裝接頭示意圖如圖2所示，接頭材料為LC9，材料具體參數(shù)見表1。接頭主要承受起落架支柱傳遞的垂向、航向載荷及其力矩。由于該型飛機起落架收放作動筒工作時未增加緩沖節(jié)流裝置，收放時轉(zhuǎn)軸安裝接頭還需承受作動筒發(fā)出的較大航向載荷，因而接頭設計時需考慮收放載荷對接頭的損傷。

圖1 某型飛機起落架安裝結(jié)構(gòu)典型裂紋

圖2 結(jié)構(gòu)示意圖

表1 LC9材料性能數(shù)據(jù)

2 起落架載荷譜

某型飛機起落架設計載荷譜由全停著陸譜A、B和著陸觸地復飛譜AA、BB四種譜型組成，各譜型載荷狀態(tài)構(gòu)成及次數(shù)見表2。表2中在每次全停著陸譜中均加入1次收放載荷；著陸觸地復飛譜中均加入2次收放載荷,用以反映真實收放次數(shù)。

某型飛機起落架設計載荷譜的編排原則為：全停著陸譜與著陸觸地復飛譜的比例為4：1；A著陸撞擊及振蕩與B著陸撞擊及振蕩的比例為1：1。按照上述編排原則，前起落架疲勞載荷譜以10個起落為一個周期，即每完成一個由A→B→A→B→A→B→A→B→AA→BB組成的程序塊，相當于完成了10個起落，以此為周期，循環(huán)執(zhí)行。

表2 某型飛機起落架設計載荷譜

3 譜載及危險部位的確定

為真實反映實際結(jié)構(gòu)，采用實體單元建立轉(zhuǎn)軸接頭、支柱、收放作動筒、安裝軸承及螺栓等組合有限元模型。整體模型通過定義接觸對來模擬結(jié)構(gòu)與緊固件之間的關(guān)系，與結(jié)構(gòu)實際連接情況一致；通過MPC單元定義前起外筒與收放作動筒之間的連接關(guān)系。有限元模型如圖3所示。與表2載荷狀態(tài)對應的譜載見表3，載荷情況1-27的載荷作用點如圖3所示。載荷情況28、29為起落架收上位置時的載荷，作用點為支柱上作動筒安裝點，沿作動筒軸向。

為確定疲勞危險部位，將表3中譜載載荷施加到有限元模型中進行應力分析，結(jié)果表明各載荷情況下最大主應力全都位于航向筋條上，說明該處為轉(zhuǎn)軸接頭的疲勞危險部位。典型情況譜載6下，轉(zhuǎn)軸安裝接頭最大主應力為225.6MPa，如圖3所示。

采用名義應力法進行耐久性分析，筋條處應力集中系數(shù)為1.7，起落架設計載荷譜一個周期由A→B→A→B→A→B→A→B→AA→BB組成的加載程序塊，相當于完成了10個起落，共518個載荷數(shù)，并通過雨流計數(shù)得到筋條處的名義應力譜，見表4。

表3 起落架譜載

圖3 有限元模型及譜載6下轉(zhuǎn)軸接頭最大主應力（單位：MPa）

表4 轉(zhuǎn)軸安裝接頭筋條處名義應力譜

4 構(gòu)件的S-N曲線

構(gòu)件的S-N曲線可通過基本S-N曲線進行修正后 得 到。 轉(zhuǎn) 軸 接 頭 材 料 為LC9，σb＝510MPa，σ0.2＝410MPa，由《航空結(jié)構(gòu)連接件疲勞分析手冊》第248頁查得材料的等壽命曲線數(shù)據(jù)（Kt=2和Kt=3），根據(jù)Kt=2和Kt=3的等壽命曲線數(shù)據(jù)插值得出Kt=1.7的等壽命曲線數(shù)據(jù)，見表5。

表5 LC9材料的等壽命曲線數(shù)據(jù)

在實際中，零件的表面光潔度、尺寸大小、加載類型等與標準件均有差別，因此需要對材料的S-N曲線數(shù)據(jù)進行修正，修正方法如下：

式中：σa—構(gòu)件S-N曲線應力幅；

σa′—修正后的構(gòu)件S-N曲線應力幅；

Ks—表面粗糙度修正系數(shù)，根據(jù)結(jié)構(gòu)加工質(zhì)量，取Ks=0.95；

Cs—尺寸大小修正系數(shù)，取Cs=0.85；

C1—加載類型修正系數(shù)，取C1=1。

則：σa′=KsCsC1σa0.95×0.85×1×σa=0.8075σa。

5 耐久性計算

對表5中等壽命曲線數(shù)據(jù)進行修正后，表4中各級峰谷值只有17、18級情況對轉(zhuǎn)軸安裝接頭筋條產(chǎn)生損傷，則轉(zhuǎn)軸接頭裂紋處筋條的疲勞壽命估算如下：

表4中的應力譜一個周期的損傷為0.000088395。

則總計可使用的周期為：

每個周期為10個起落，疲勞分散系數(shù)取4，則轉(zhuǎn)軸接頭筋條的估算壽命為11313.6/4×10=28284個起落。

6 不考慮收放載荷下耐久性計算

下面進行不考慮收放載荷下的耐久性計算，將載荷譜表2中收放載荷情況去除，將各載荷情況下對應的最大主應力帶入譜中，經(jīng)雨流計算后得到不考慮收放載荷筋條處名義應力譜見表6。對表5中等壽命曲線數(shù)據(jù)進行修正后，各級峰谷值對轉(zhuǎn)軸安裝接頭筋條均未產(chǎn)生損傷。

表6 不考慮收放載荷筋條處名義應力譜

考慮收放載荷后，由幾乎無損傷變?yōu)槊恐芷趽p傷0.000088395。耐久性壽命由無限壽命減少為28284個起落。說明收放載荷對該型飛機起落架安裝結(jié)構(gòu)損傷不可忽略，需引起關(guān)注，甚至有必要進行收放結(jié)構(gòu)改進優(yōu)化，以提高耐久性壽命。

7 結(jié)語

本文針對某型飛機起落架轉(zhuǎn)軸安裝接頭進行了耐久性分析，重點分析了載荷譜中是否考慮收放載荷的影響，分析結(jié)果表明，起落架轉(zhuǎn)軸安裝接頭在考慮收放載荷后，耐久性壽命下降。由此可知，該型飛機起落架安裝結(jié)構(gòu)設計時，收放載荷是不可忽視的關(guān)鍵因素，需引起重視。建議采取措施降低安裝結(jié)構(gòu)所受到的收放載荷，以提高使用壽命和可靠性。