徐達(dá)生，陳育良，李志愿

（中航工業(yè)起落架有限責(zé)任公司，湖南 長沙 410200）

0 引言

剎車系統(tǒng)是飛機(jī)著陸時(shí)人工飛行控制系統(tǒng)（MFCS）的重要控制單元[1]，該系統(tǒng)發(fā)生故障會(huì)直接危及飛機(jī)起降安全。固定管路的安裝裝置主要承擔(dān)剎車液壓管路限位功能，防止起落架上其它部件碰撞或在飛機(jī)起降過程中干擾起落架收放[2]。

某機(jī)型在飛機(jī)地面滑行時(shí)，起落架剎車試驗(yàn)后，剎車液壓管路固定裝置出現(xiàn)故障。本文擬分析找出故障原因，設(shè)計(jì)排故方案，展開排故工作。

1 故障描述

某飛機(jī)剎車管路安裝裝置主要由支架、卡塊、夾緊墊片及固定螺釘?shù)冉M成，兩個(gè)卡塊固定并卡緊液壓管路，夾緊墊片與固定螺釘將支架與兩個(gè)卡塊固定（結(jié)構(gòu)如圖1所示），支架安裝固定在緩沖支柱上、下扭力臂上。

圖1 剎車管路安裝裝置結(jié)構(gòu)圖

該飛機(jī)地面滑行時(shí)，起落架剎車試驗(yàn)后，剎車液壓軟管固定裝置出現(xiàn)故障：固定裝置上的4個(gè)固定螺釘端頭斷裂掉落，靠近支架的卡塊脫落，夾緊卡片與靠近夾緊墊片的卡塊，由于速度傳感器電纜臨時(shí)連接裝置而未掉落，如圖2所示。

圖2 剎車液壓管路安裝裝置故障照片

進(jìn)一步檢查發(fā)現(xiàn)，螺釘根部由于與支架為螺紋連接而殘留在支架螺紋孔內(nèi)，取出后所拍照見圖3.

圖3 螺釘斷裂殘留螺紋部分照片

2 故障原因分析

2.1 工作環(huán)境分析

（1）飛機(jī)地面滑行剎車過程中，由于剎車力矩的不同會(huì)導(dǎo)致剎車軟管安裝裝置振動(dòng)。

（2）滑行過程中，機(jī)體的振動(dòng)也會(huì)給安裝裝置帶來一定的振動(dòng)。

以上各種振動(dòng)是剎車液壓管路安裝裝置的工作環(huán)境。

2.2 故障分析

2.2.1 初步原因

根據(jù)斷裂螺釘連接結(jié)構(gòu)形式和工作環(huán)境，初判螺釘斷裂原因?yàn)椋?/p>

（1）螺釘通過螺紋連接支架，將4根剎車液壓管通過卡塊、夾緊墊片固定在支架上，使用過程中螺釘螺紋區(qū)域承受較大載荷。

（2）飛機(jī)滑行過程中，飛機(jī)機(jī)體振動(dòng)載荷以及反復(fù)多次進(jìn)行過的急速剎車產(chǎn)生的剎車系統(tǒng)振動(dòng)載荷，傳到螺栓斷裂截面[3]。

2.2.2 故障機(jī)理分析

根據(jù)故障初步原因的判斷，分析故障形成的機(jī)理如下：

（1）螺釘斷裂根部為螺紋區(qū)域，該區(qū)域小徑比螺桿部分小1.08倍螺距，并且螺紋根部受載容易出現(xiàn)高應(yīng)力區(qū)，為裂紋源萌生提供了疲勞源。

（2）飛機(jī)滑行過程中，卡塊與剎車軟管因振動(dòng)產(chǎn)生的瞬時(shí)載荷會(huì)作用在螺釘上，假定安裝支架固定，那么螺釘與支架形成一個(gè)簡單的懸臂梁受力形式，載荷由卡塊經(jīng)螺釘向金屬支架傳遞，得到螺釘?shù)氖芰唸D如圖4所示。

圖4 螺釘?shù)氖芰唸D （接下）

0

Qx=qx

Mx=qx2/2

L≥x≥L/2時(shí)，螺釘x處徑向截面載荷：

Qx=qx+P

Mx=qx2/2+P（x-L/2）

圖4顯示，螺釘斷裂面受載最大（支架與卡塊連接處螺釘徑向截面，此時(shí)x=L），則有：

Qmax=qL+P

Mmax=qL2/2+PL/2

2.2.3 螺釘斷面的電鏡分析

對(duì)螺釘螺斷面進(jìn)行電鏡分析，如圖5所示，斷面電鏡圖顯示：

（1）裂紋率先出現(xiàn)在螺釘與連接支架連接處的螺紋根部，是螺螺釘疲勞斷裂的疲勞源（見圖5疲勞源指示部位）；

（2）斷裂截面反復(fù)受載，斷面由疲勞源萌發(fā)疲勞裂紋，斷裂面積逐步擴(kuò)大一次性斷裂區(qū)的分界線一帶（這部分?jǐn)嗝嬗秀y紋，不整齊，如圖5，疲勞擴(kuò)展指示區(qū)）。

（3）螺釘在瞬間斷裂區(qū)域一次性斷裂，這部分?jǐn)嗝姹砻嬲R，如圖5瞬間斷裂指示區(qū)。

圖5 螺釘斷面的電鏡分析圖

電鏡分析顯示，螺釘斷裂屬于疲勞斷裂，斷面斷裂起源于螺紋根部。

2.2.4 分析結(jié)論

經(jīng)故障機(jī)理分析和螺釘斷面的電鏡分析，得出結(jié)論如下：

（1）螺釘螺紋連接部位連接夾緊塊和安裝支架的結(jié)構(gòu)形式不合理：一方面該連接結(jié)構(gòu)采用全螺紋的螺釘形式，卡塊與螺釘?shù)呐浜祥g隙過大，振動(dòng)時(shí)卡塊與剎車液壓軟管的慣性力會(huì)對(duì)螺釘產(chǎn)生彎剪載荷；另一方面，螺紋區(qū)域根部受載時(shí)容易出現(xiàn)高應(yīng)力區(qū)，為萌生疲勞裂紋提供疲勞源；

（2）飛機(jī)地面滑行時(shí)，機(jī)體振動(dòng)與滑行時(shí)起落架剎車時(shí)液壓軟管的振動(dòng)共同作用在裝置上，使得螺釘反復(fù)承受振動(dòng)載荷，為螺釘疲勞斷裂提供載荷和能量。

3 處理措施

基于故障分析結(jié)論，提出針對(duì)性的處理措施如下：

（1）支架上采用卡塊及卡緊墊圈固定在支架上時(shí)采用螺栓、墊圈、螺母連接方式，這種形式一方面螺栓與支架采用間隙配合，螺栓與支架不會(huì)形成懸臂梁，振動(dòng)時(shí)承受支架與卡快整個(gè)長度方向的均布載荷；另一方卡塊與支架配合端面處螺栓為光桿，不會(huì)產(chǎn)生應(yīng)力集中，承載能力更強(qiáng)；

（2）卡塊安裝液壓管的凹槽處粘接一層減振橡膠墊，吸收振動(dòng)時(shí)剎車液壓軟管給安裝裝置的慣性載荷。改進(jìn)后的裝置結(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖6 改進(jìn)后安裝裝置結(jié)構(gòu)圖

更改后受力分析簡圖如圖7所示，q為卡塊因振動(dòng)及支架產(chǎn)生沿螺栓長度方向的均布力，L為兩卡塊與支架安裝后的厚度，x為螺栓垂直軸線某個(gè)面到卡塊螺栓頭一側(cè)端面的距離，x處螺栓徑向截面剪力Qx=-qL/2+qx，x處螺栓徑向截面彎矩Mx=-qx/2（L-x），螺栓徑向最大剪力 Qmax=-qL/2（或 qL/2），螺栓徑向最大彎矩Mmax=qL2/8.

圖7 改進(jìn)后螺栓的受力簡圖

受力分析可知：結(jié)構(gòu)改進(jìn)后螺栓受載情況明顯得到改善，并且最大載荷處均為光桿，不會(huì)產(chǎn)生應(yīng)力集中。

4 裝機(jī)驗(yàn)證

改進(jìn)后的剎車管路安裝裝置裝在飛機(jī)上，經(jīng)多次飛機(jī)地面滑行起落架剎車后，該裝置無松動(dòng)；分解檢查裝置的連接螺栓，表面無裂紋及缺陷。結(jié)果表明該處理方案可行。

5 結(jié)論

剎車管路安裝裝置斷裂故障會(huì)導(dǎo)致剎車軟管沒有限位，若碰撞飛機(jī)上其它零件會(huì)損壞剎車軟管，影響飛機(jī)地面滑行時(shí)的剎車功能，從而危害飛機(jī)安全。本文分析確定了剎車液壓管路安裝裝置故障原因，有針對(duì)性地制定并貫徹了排故措施，達(dá)到了排除故障的目的，可為解決于類似機(jī)械結(jié)構(gòu)故障提供參考。

[1]《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12冊(cè)-飛機(jī)控制系統(tǒng)與液壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

[2]《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.

[3]《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9冊(cè)-載荷、強(qiáng)度和強(qiáng)度[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

[4]劉慶潭.材料力學(xué)[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2003.