李偉東，敖文偉，成文曼，黎小寶

(中航工業(yè)洪都，江西 南昌330024)

0 引言

某教練機(jī)在進(jìn)行400小時(shí)定檢工作時(shí)， 發(fā)現(xiàn)左起落架緩沖器連接螺栓頭部r角處有周向長約14mm的裂紋。

針對(duì)該起落架緩沖器連接螺栓頭部r角處出現(xiàn)裂紋現(xiàn)象，根據(jù)裂紋情況的描述，并結(jié)合了多架飛機(jī)的普查結(jié)果，對(duì)螺栓進(jìn)行了強(qiáng)度復(fù)核、應(yīng)力集中分析，同時(shí)根據(jù)螺栓在緩沖器上的裝配關(guān)系和安裝要求，從裝配工藝方面分析了有可能引起的螺栓特殊受力情況， 最終確定了引起該螺栓頭部裂紋的原因?yàn)槁菟^部止動(dòng)面與緩沖器止動(dòng)凸臺(tái)之間存在擠壓應(yīng)力，為分析、解決類似問題提供了經(jīng)驗(yàn)。

1 結(jié)構(gòu)介紹

以某飛機(jī)緩沖器連接螺栓為研究對(duì)象。

緩沖器是所有現(xiàn)代起落架必備的通用部件，主要功用是吸收飛機(jī)著陸和滑行期間的動(dòng)能[1]，在地面滑跑時(shí)起減震作用。 該型飛機(jī)主起落架為緩沖器在支柱外的搖臂式起落架， 緩沖器通過連接螺栓分別與起落架支柱和下?lián)u臂連接。

1.1 裝配關(guān)系

該飛機(jī)主起落架為搖臂式， 緩沖器通過萬向接頭分別與起落架支柱和下?lián)u臂連接。 螺栓安裝在緩沖器與上、下萬向接頭之間，承受緩沖器壓縮載荷。其中起落架的全部載荷落在緩沖器與下?lián)u臂萬向接頭連接的螺栓上，而發(fā)現(xiàn)裂紋的也正是此螺栓。 緩沖器和螺栓的裝配關(guān)系如圖1所示。

1.2 安裝要求

為了保證緩沖器螺栓連接的可靠性和工作的穩(wěn)定性， 螺栓頭和緩沖器止動(dòng)面間最大允許間隙為0.1mm， 此間隙以修銼螺栓頭部棱面的方法來保證，為防止結(jié)構(gòu)干涉，同時(shí)在銼修的棱面上制倒角1×45°，安裝細(xì)節(jié)如圖2所示。

圖1 緩沖器和螺栓裝配關(guān)系

圖2 螺栓安裝細(xì)節(jié)及裂紋處

1.3 螺栓裂紋部位

發(fā)現(xiàn)的螺栓裂紋在螺栓頭部r角與光桿的切點(diǎn)處，如圖3所示。

2 裂紋原因分析

疲勞裂紋萌生都是由塑性應(yīng)變集中引起的[2]，引起塑性應(yīng)變集中的原因有兩種，一是內(nèi)部因素：零件本身的缺陷，如材料強(qiáng)度不夠、表面或內(nèi)部缺陷、截面突變等；二是外部因素：零件受到超過其強(qiáng)度極限的額外載荷。

針對(duì)該螺栓頭部r角處產(chǎn)生裂紋的特殊性， 且在后面對(duì)該機(jī)型的普查中未再發(fā)現(xiàn)類似裂紋， 分析主要因素如表1所示。

圖3 螺栓裂紋部位圖片

表1 引起螺栓頭部裂紋的主要因素

下面通過強(qiáng)度復(fù)核、 應(yīng)力分析、 裝配工藝、特殊受載等方面對(duì)螺栓裂紋的內(nèi)因和外因進(jìn)行排查分析。

2.1 強(qiáng)度復(fù)核

主起落架緩沖器工作時(shí)承受的始終是軸向載荷。 最大軸向載荷為620399N。

連接螺栓 （如圖4所示）， 主要承受徑向的剪切力，材料為30CrMnSiNi2A，強(qiáng)度極限值σb=1570MPa，螺栓直徑d=24mm，高強(qiáng)度鋼剪切強(qiáng)度極限與強(qiáng)度極限的關(guān)系值為0.6。 下面根據(jù)螺栓的參數(shù)， 進(jìn)行強(qiáng)度復(fù)核。

圖4 連接螺栓

螺栓剪切面積：

螺栓剪切應(yīng)力：

剩余強(qiáng)度系數(shù)：

從以上計(jì)算得出， 螺栓剩余強(qiáng)度系數(shù)為1.37，滿足該飛機(jī)使用載荷要求， 螺栓本身的強(qiáng)度不是引起裂紋的誘因。

下面從有可能影響該螺栓疲勞強(qiáng)度的主要因素：螺栓頭部的幾何因素引起應(yīng)力集中；裝配引起的異常載荷兩方面進(jìn)行分析。

2.2 應(yīng)力集中

任何結(jié)構(gòu)，如飛機(jī)結(jié)構(gòu)、起落架以及其它機(jī)械構(gòu)件， 由于結(jié)構(gòu)本身的特點(diǎn)， 不可避免的存在著臺(tái)階（下陷）、釘孔以及螺紋等引起截面突變的地方，當(dāng)結(jié)構(gòu)受力時(shí)， 在這些區(qū)域就會(huì)出現(xiàn)應(yīng)力局部增大的現(xiàn)象，這種現(xiàn)象就是應(yīng)力集中[3]。 研究表明，疲勞源總是出現(xiàn)在應(yīng)力集中的地方， 應(yīng)力集中使結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度降低，對(duì)疲勞強(qiáng)度有較大影響，而且是影響疲勞強(qiáng)度中起主要作用的一個(gè)因素。

螺栓一般由螺栓頭、 光桿、 螺紋三部分組成，截面依次由大到小。 易產(chǎn)生應(yīng)力集中的部位分別在截面突變處， 這些部位也是螺栓易產(chǎn)生破壞的位置， 如圖5所示。

圖5 螺栓應(yīng)力集中部位

螺栓分為受橫向剪切載荷和受軸向拉伸載荷兩種受力形式，前者稱為受剪螺栓，后者稱為受拉螺栓[4]。

受拉螺栓在靜力作用下， 破壞部位在最小橫截面處（圖5中B、C處）。受剪螺栓在純剪載荷作用下，破壞部位通常在剪切分離面和擠壓支撐面處（圖5中螺栓光桿部分）。

本處故障螺栓為受剪螺栓，正常情況下，承受徑向純剪載荷，螺栓頭部不受力，破壞部位應(yīng)該發(fā)生在剪切面（圖2中箭頭所指部位）或擠壓支撐面處。 實(shí)際的螺栓破壞部位，發(fā)生在螺栓頭部A處，說明螺栓頭部受到不明載荷，從而使A處產(chǎn)生應(yīng)力集中。 下面試從裝配工藝分析螺栓頭部的受力。

2.3 裝配工藝

從前面的結(jié)構(gòu)介紹可知， 螺栓頭和緩沖器有一個(gè)止動(dòng)的關(guān)系，螺栓頭的圓輪廓需要修一個(gè)平面，與緩沖器止動(dòng)凸臺(tái)配合。 螺栓頭平面與止動(dòng)凸臺(tái)平面間存在0.1mm的間隙，此間隙以修銼螺栓頭部棱面及修制倒角的方法來保證。 由于是手工操作，在修銼過程中，有可能出現(xiàn)偏差，使得螺栓頭止動(dòng)面與緩沖器活塞桿止動(dòng)臺(tái)處配合過緊，產(chǎn)生擠壓應(yīng)力，在受載時(shí)使螺栓頭部產(chǎn)生應(yīng)力集中， 造成螺栓頭局部應(yīng)力增大，形成局部高應(yīng)力區(qū)。

下面對(duì)螺栓頭部的受載情況進(jìn)行分析。

2.4 特殊情況受力分析

裂紋發(fā)生于螺栓頭部r處(見圖2所示)。 說明該部位受到了額外載荷， 螺栓頭部受到額外載荷的情況有三種，一種情況是螺栓頭受到軸向力，軸向力在螺栓頭部轉(zhuǎn)換為螺栓頭的剪切力； 第二種情況是螺栓頭受到垂向力；第三種情況是受到軸向力和垂向力，如圖6所示。

下面分別就三種情況進(jìn)行分析：

圖6 螺栓頭部非正常受載示意圖

第一種情況下，螺栓頭部受軸向力PX，螺栓頭受剪，根據(jù)3.2節(jié)的螺栓應(yīng)力分析可知，裂紋將產(chǎn)生于螺栓頭部r角與螺栓頭的切點(diǎn)處的危險(xiǎn)截面位置， 這與實(shí)際情況不符。

第二種情況，螺栓頭部受垂向力PY，危險(xiǎn)截面位于螺栓頭部r角與螺栓光桿的切點(diǎn)處， 這也是實(shí)際的裂紋發(fā)生處。

第三種情況，螺栓頭部同時(shí)受軸向力PX和垂向力PY， 危險(xiǎn)截面起始點(diǎn)仍然位于螺栓頭部r角與螺栓頭的切點(diǎn)處，也與實(shí)際裂紋發(fā)生的位置不符。

可見螺栓頭部在實(shí)際工況中應(yīng)與第二種情況接近，也就是說螺栓頭部受到了垂向的載荷，即飛機(jī)在降落過程中， 起落架載荷突然作用于螺栓頭部。 此時(shí)，螺栓頭受載形式為單剪。

計(jì)算此時(shí)螺栓頭部產(chǎn)生的應(yīng)力

螺栓剪切強(qiáng)度極限值：

從以上計(jì)算可以看出，此時(shí)，螺栓頭部的剪切應(yīng)力已經(jīng)超過材料的剪切強(qiáng)度極限值942MPa， 因而產(chǎn)生塑性應(yīng)變，隨著循環(huán)數(shù)的增加，塑性應(yīng)變能逐步累積， 正是這種逐步累積的塑性應(yīng)變或塑性應(yīng)變能使螺栓產(chǎn)生低循環(huán)疲勞破壞。

因此， 可以斷定該螺栓在工作狀況中是頭部先受到垂向載荷PY。 此載荷的產(chǎn)生印證了前面的分析，螺栓頭平面和緩沖器止動(dòng)面處存在配合過緊的情況，當(dāng)緩沖器受軸向壓縮載荷時(shí)，先通過螺栓頭止動(dòng)面?zhèn)鬏d，產(chǎn)生瞬間的沖擊載荷PY，使螺栓頭部非正常受載產(chǎn)生塑性變形而卸載， 直至將全部載荷重新分配至正常受載狀態(tài)。 經(jīng)過長時(shí)間的塑性應(yīng)變集中的反復(fù)作用， 再加上接觸面間微幅相對(duì)振動(dòng)造成的磨損和疲勞作用下，螺栓在危險(xiǎn)截面處（頭部r與螺栓光桿切點(diǎn)處）產(chǎn)生裂紋。

3 結(jié)論

從強(qiáng)度復(fù)核可以看出螺栓強(qiáng)度足夠。 造成螺栓裂紋的主要原因是：當(dāng)螺栓止動(dòng)面修銼不到位、配合過緊時(shí)， 螺栓頭部止動(dòng)面與緩沖器止動(dòng)凸臺(tái)之間存在擠壓應(yīng)力，在飛機(jī)著陸時(shí)，螺栓頭部止動(dòng)面受力，在危險(xiǎn)截面處產(chǎn)生很大的集中應(yīng)力， 在長時(shí)間的塑性應(yīng)變集中以及接觸面間微動(dòng)疲勞下， 形成疲勞裂紋。 為消除螺栓裝配時(shí)其止動(dòng)面存在干涉而產(chǎn)生裂紋的隱患， 對(duì)螺栓安裝時(shí)需要保證螺栓止動(dòng)面與緩沖器活塞桿耳片止動(dòng)臺(tái)之間有0.05～0.1mm的間隙。

[1]高澤迥. 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)14冊(cè)：起飛著陸系統(tǒng)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

[2]趙少汴，王忠保. 抗疲勞設(shè)計(jì)——方法與數(shù)據(jù)[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社，1997.

[3]吳富民.結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度[M]. 西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，1985.

[4]解思適. 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第9冊(cè)：載荷、強(qiáng)度和剛度[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.