陳育良，徐達(dá)生，陳永卿

（中航飛機(jī)起落架有限責(zé)任公司，湖南 長(zhǎng)沙 410200）

0 引言

現(xiàn)代飛機(jī)空地循環(huán)周期縮短，壽命期內(nèi)地面運(yùn)動(dòng)距離增長(zhǎng)，致使起落架結(jié)構(gòu)所承受的動(dòng)載荷較大，造成系統(tǒng)工作環(huán)境復(fù)雜，出現(xiàn)故障較多。如何高效及時(shí)處理起落架設(shè)計(jì)生產(chǎn)過(guò)程中出現(xiàn)的故障，成為飛機(jī)設(shè)計(jì)、生產(chǎn)與使用過(guò)程中關(guān)注的焦點(diǎn)之一[1，2]。CATIA和ANSYS作為計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)與工程分析軟件代表[3，4]，在現(xiàn)代機(jī)械設(shè)計(jì)中備受青睞，處理分析起落架故障這類實(shí)際生產(chǎn)問(wèn)題，也理應(yīng)是有效的手段。本文將機(jī)械運(yùn)動(dòng)仿真和有限元分析引入到故障原因分析中來(lái)，并設(shè)計(jì)方案成功排除故障。

1 故障描述

（1）工作原理

艙門連接拉桿組件主要由拉桿、連桿、耳環(huán)接頭、螺紋套筒、螺母、止動(dòng)墊圈等組成。如圖1所示，拉桿組件上端通過(guò)萬(wàn)向接頭與安裝在緩沖支柱的接頭連接，下端通過(guò)接頭與艙門上的耳片連接，起落架收放時(shí)通過(guò)驅(qū)動(dòng)連接拉桿組件帶動(dòng)艙門隨動(dòng)。起落架放下位置，拉桿固定艙門。

（2）故障現(xiàn)象描述

某型飛機(jī)起落架艙門安裝調(diào)試時(shí)發(fā)現(xiàn)起落架放下?tīng)顟B(tài)，沿側(cè)向推拉艙門，艙門來(lái)回晃動(dòng)（拉桿組件與艙門連接簡(jiǎn)如圖1所示）。將耳環(huán)螺栓擰出或擰進(jìn)2 mm，故障未能排除。

圖1 拉桿組件與艙門連接簡(jiǎn)圖

（3）拉桿故障檢查

通過(guò)對(duì)故障現(xiàn)場(chǎng)拉桿組件及其設(shè)計(jì)圖樣進(jìn)行檢查發(fā)現(xiàn)：現(xiàn)有設(shè)計(jì)與裝配中，連桿與拉桿之間存在1 mm的軸向間隙（如圖2所示），檢查過(guò)程中未發(fā)現(xiàn)其它異常情況。

圖2 拉桿組件結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖

2 故障原因

下文先進(jìn)行運(yùn)動(dòng)仿真，計(jì)算出拉桿存在1 cm間隙引起艙門局部點(diǎn)的最大位移；再用有限元分析艙門打開(kāi)及無(wú)故障狀態(tài)下拉桿組件的軸向變形及失穩(wěn)臨界應(yīng)力；最后分析確定故障原因。

2.1 機(jī)械運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真

運(yùn)用CATIA軟件中DMU運(yùn)動(dòng)學(xué)模擬器，對(duì)艙門及拉桿組件進(jìn)行仿真。模擬拉桿組件存在1 mm間隙，到連桿帶動(dòng)艙門沿拉桿軸線向上運(yùn)動(dòng)1 mm（間隙消除）這一過(guò)程。分別記錄圖1中A、B、C三點(diǎn)（三點(diǎn)分別是艙門距離耳片軸線最遠(yuǎn)邊線上，靠近機(jī)頭端點(diǎn)、中點(diǎn)和靠近機(jī)尾端點(diǎn)）在運(yùn)動(dòng)初始狀態(tài)和最終狀態(tài)的坐標(biāo)，并計(jì)算得兩個(gè)狀態(tài)各點(diǎn)坐標(biāo)差（單位mm）：

A（▽X，▽Y，▽Z）=A（0，2.855，-1.641）；

B（▽X，▽Y，▽Z）=B（0，3.14，-1.463）；

C（▽X，▽Y，▽Z）=C（0，3.287，-1.312）；

由空間兩點(diǎn)距離：

得到運(yùn)動(dòng)后A、B、C三點(diǎn)位移：

▽LA=3.293；▽LB=3.464；▽LC=3.539.

2.2 穩(wěn)定性與變形計(jì)算

（1）載荷

艙門打開(kāi)狀態(tài)下，拉桿受載嚴(yán)重工況，飛機(jī)在水中滑行（限制速度為10 km/h），最大側(cè)向速度Vy=1 m/s；艙門阻力系數(shù)Cy=2；艙門側(cè)向投影面積Sy=0.561 m2；動(dòng)壓 q=（ρ× V2）/2；海水密度 ρ=1 025 kg/m3.

側(cè)向流體阻力[5]：

fy=Cy×q×Sy

=Cy×[（ρ×V2）/2]×Sy

=2×（0.5×1 025×12）×0.561

=575 N

飛機(jī)坐標(biāo)系中連桿向量BA方向余弦（cos78.939°，cos 99.364 °，cos 14.57 °）；

連桿作用于艙門B點(diǎn)的坐標(biāo)（圖3所示坐標(biāo)系）：B（-372.657，-134.01，-361.072）；

艙門打開(kāi)狀態(tài)，外載作用點(diǎn)P點(diǎn)坐標(biāo)：P（-27，-5.636，-257.216）；

外部載荷作用于P點(diǎn)，它對(duì)轉(zhuǎn)軸O的矩與連桿AB（二力桿）作用于轉(zhuǎn)軸O的矩平衡。

圖3 艙門打開(kāi)狀態(tài)參數(shù)模型

PAB× cos14.57°× By-PAB× cos99.364°×（-Bz）=Fy×（-Pz）

PAB× cos14.57°× By-PAB× cos99.364°×（-Bz）=575×257.216

得連桿設(shè)計(jì)載荷（1.5倍使用載荷）Psj=1.5×PAB=1.5×784.8=1 177.2 N.

（2）穩(wěn)定性與變形有限元分析

利用Ansys有限元軟件分析艙門打開(kāi)狀態(tài)下，拉桿與連桿無(wú)間隙時(shí)，拉桿組件軸向變形與失穩(wěn)臨界壓力（結(jié)果見(jiàn)圖4）。有限元分析結(jié)果顯示，一階模態(tài)下拉桿組件屈曲臨界壓力（有限元分析加載F=1 N，計(jì)算得一階載荷系數(shù)λ=15 445）：

Plin=F×λ=1×15 445=15 445 N

臨界壓力下，拉桿組件軸向最大形變：▽LZ=0.096 mm.

圖4 拉桿組件屈曲有限元分析結(jié)果

2.3 故障原因確定

（1）艙門及拉桿組件機(jī)械運(yùn)動(dòng)仿分析顯示：若連桿與拉桿留有1 mm間隙，此間隙會(huì)導(dǎo)致艙門邊緣處的單側(cè)移動(dòng)距離達(dá)到3.5 mm左右。

（2）拉桿組件穩(wěn)定性與變形有限元分析顯示：1）艙門打開(kāi)狀態(tài)下，拉桿組件屈曲臨界壓力（Plin=15445N）遠(yuǎn)大于最大設(shè)計(jì)載荷（Psj=1 177.2 N）；2）臨界壓力下軸向最大形變約為0.1 mm.

綜上所述，可以判定：正常使用情況下艙門不會(huì)因?yàn)槔瓧U組件失穩(wěn)和變形導(dǎo)致艙門晃動(dòng)故障。此次艙門側(cè)向晃動(dòng)障是由于連桿與拉桿存在1 mm間隙導(dǎo)致的。

3 設(shè)計(jì)改進(jìn)

考慮到故障成因，為滿足拉桿組件連桿和拉桿之間滿足拉-壓條件下的轉(zhuǎn)動(dòng)的同時(shí)，其軸向連接間隙不能引起艙門晃動(dòng)，對(duì)拉桿組件作如下優(yōu)化更改：在拉桿組件中增加聚四氟乙烯襯墊，以消除拉桿與連桿間隙；為保證拉桿組件裝配后連桿與拉桿轉(zhuǎn)動(dòng)靈活，允許銼修聚四氟乙烯襯墊端面，但軸向間隙不得大于0.15 mm（經(jīng)機(jī)械運(yùn)動(dòng)仿真，艙門放下?tīng)顟B(tài)，拉桿與連桿間隙0.15 mm時(shí)，圖1中A、B、C三點(diǎn)運(yùn)動(dòng)前后位移都不超過(guò)0.5 mm）。優(yōu)化后拉桿組件裝配結(jié)構(gòu)如圖5所示。

圖5 拉桿組件優(yōu)化后裝配簡(jiǎn)圖

4 設(shè)計(jì)貫改及故障排除

按設(shè)計(jì)方案發(fā)更改單，對(duì)拉桿組件在制品進(jìn)行貫改：拆下拉桿組件，將新制襯墊安裝在拉桿組件中。檢查拉桿組件中連桿與拉桿轉(zhuǎn)動(dòng)是否靈活，修銼聚四氟乙烯襯墊保證軸向間隙不大于0.15 mm，安裝調(diào)試合格后重新裝機(jī)使用，結(jié)果表明方案合理可行。

5 結(jié)論

（1）Ansys變形與屈曲分析確定了拉桿組件無(wú)間隙，正常使用情況下，艙門不會(huì)出現(xiàn)文中所述晃動(dòng)故障。

（2）DUM運(yùn)動(dòng)仿真分析出，艙門打開(kāi)狀態(tài)，拉桿組件間隙會(huì)帶來(lái)艙門邊緣約3.5倍的位移，確定了裝機(jī)拉桿組件1 mm間隙會(huì)造成晃動(dòng)故障；同時(shí)也為改進(jìn)方案中規(guī)定拉桿組件間隙不超過(guò)0.15 mm，提供了理論依據(jù)。

（3）本文針對(duì)故障原因設(shè)計(jì)的拉桿組件改進(jìn)方案貫改到飛機(jī)上，成功排了除故障。

[1]Heiner Dupow,Gordon Blount.A review of reliability prediction[J].Aircraft Engineering and Aerospace Technology，1997，69(4):356-362.

[2]張成亮.某型飛機(jī)起落架故障分析[J].機(jī)械工程師，2016（12）：275-276.

[3]李學(xué)志，李若松.CATIA實(shí)用教程[M].北京：清華大學(xué)出版社，2004.

[4]李田囡，王小鋒，寧曉東.飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)與鎖機(jī)構(gòu)的集成運(yùn)動(dòng)仿真[J].機(jī)電工程技術(shù)，2010，39（05）：61-63.

[5]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì).《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》第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.