鐘小宏，魯 勝，裴華平，曾祥財(cái)，敖文偉，石 飛，傅琳暉

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

飛機(jī)起落架是單傳力構(gòu)件，每一個(gè)零件或部件的失效都會(huì)引起起落架結(jié)構(gòu)的破壞或者機(jī)構(gòu)功能的喪失。因此，對(duì)于起落架的每個(gè)零部件都應(yīng)進(jìn)行疲勞評(píng)估。

某型飛機(jī)主起落架在暴露性疲勞試驗(yàn)進(jìn)行約7000次時(shí)，主支柱零件出現(xiàn)裂紋，裂紋位置為主支柱上端注油嘴螺紋孔和零件筒內(nèi)壁交界處（如圖1所示）。本文從結(jié)構(gòu)和強(qiáng)度兩個(gè)方面對(duì)主支柱進(jìn)行了分析，并進(jìn)行了理化試驗(yàn)分析，找出了出現(xiàn)裂紋的原因，并提出了主支柱零件結(jié)構(gòu)改進(jìn)措施。

1 結(jié)構(gòu)分析

圖1 故障零件形貌

起落架系統(tǒng)用于在地面上為飛機(jī)提供穩(wěn)定的支撐，使飛機(jī)能在規(guī)定的跑道上起飛、著陸、滑跑和靈活運(yùn)動(dòng)，滿足飛機(jī)起飛著陸滑跑的要求，減小飛機(jī)著陸時(shí)的撞擊力。某型飛機(jī)主支柱為主起落架系統(tǒng)重要承力零件，如圖2所示，主支柱上端套在主轉(zhuǎn)軸上，下端與下?lián)u臂連接，中間部分與主起落架收放作動(dòng)筒連接。主支柱承受飛機(jī)對(duì)地面的沖擊載荷，同時(shí)還承受航向方向以及側(cè)向方向的扭矩。主支柱在主起落架放下的過程中能夠圍繞主轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，兩個(gè)注油嘴用于平時(shí)日常維護(hù)時(shí)向轉(zhuǎn)軸處注入潤(rùn)滑脂。

2 理化試驗(yàn)分析

2.1 宏觀形貌

圖3 局部斷口形貌

如圖3、圖4所示，裂紋整個(gè)斷口長(zhǎng)約15cm，斷口上可見明顯的疲勞弧線，以疲勞弧線為分界斷口可分為疲勞區(qū)和瞬斷區(qū)。

螺紋孔兩側(cè)有一明顯的弧形區(qū)域?yàn)槠趨^(qū)，長(zhǎng)度約為3.2cm，深度約為0.8cm，顏色為灰色，疲勞弧線特征明顯。其余斷口為瞬斷區(qū)，顏色較深，為灰黑色，此部分?jǐn)嗫谏峡梢娒黠@的“人”字花紋，斷口邊緣有明顯的剪切唇。根據(jù)疲勞弧線的形貌，大致可判斷疲勞源位于螺紋孔和零件筒內(nèi)壁交界處。

2.2 微觀形貌

圖4 局部斷口形貌

圖5 微觀形貌

在掃描電鏡下觀察弧形區(qū)域的微觀形貌，如圖5所示,箭頭所示位置可見疲勞條帶，并且此部位的斷口被污染和磨損情況較重，弧形區(qū)其它部位未見明顯的疲勞條帶。在弧形區(qū)以外的斷口上可見韌窩特征。

因此，根據(jù)微觀觀察可知，該零件斷口為疲勞斷口,在疲勞源位置可見疲勞條帶形貌，根據(jù)疲勞條帶的形貌，疲勞源位置與宏觀結(jié)論一致，疲勞源位于螺紋孔與零件筒內(nèi)壁交界處（圖5中箭頭所示位置）。

3 強(qiáng)度分析

3.1 疲勞試驗(yàn)載荷中的載荷

暴露性疲勞試驗(yàn)中，順航向靠前的注油孔孔邊應(yīng)力較大的載荷見表1，載荷方向按圖6中的坐標(biāo)系確定。

圖6 坐標(biāo)系示意圖

3.2 有限元模型及應(yīng)力云圖

圖7 順航向靠前的注油孔孔邊應(yīng)力云圖

通過建立主支柱的有限元分析模型，施加表1中試驗(yàn)的實(shí)際加載載荷，得到主支柱安裝注油嘴螺紋孔部位的最大主應(yīng)力云圖。如圖7和圖8所示應(yīng)力云圖可以看出，最大應(yīng)力為444MPa。

主支柱材料 30CrMnSiNi2A （Dm）-Ⅱ，σb=1665±100MPa，故主支柱滿足靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

圖8 順航向靠前的注油孔孔邊應(yīng)力云圖

4 故障原因分析及改進(jìn)措施

4.1 故障原因分析

通過對(duì)零件進(jìn)行檢查發(fā)現(xiàn)：主支柱加工時(shí)，安裝注油嘴螺紋孔處螺紋貫穿了整個(gè)注油孔，而零件加工要求中螺紋并未全部貫穿注油孔（如圖9所示）。螺紋貫穿導(dǎo)致主支柱局部強(qiáng)度降低，影響主支柱疲勞壽命，在反復(fù)的著陸沖擊載荷下，在強(qiáng)度較弱的螺紋孔處容易產(chǎn)生裂紋，裂紋逐步擴(kuò)展。

在高強(qiáng)度鋼構(gòu)件上的攻絲孔，螺紋應(yīng)位于外部凸臺(tái)處以減少應(yīng)力集中。穿過整個(gè)壁厚或位于基本傳力路線上的螺紋將產(chǎn)生附加的局部應(yīng)力集中和潛在的裂紋源。外部凸臺(tái)高度h至少應(yīng)等于螺紋攻絲總深度，外部凸臺(tái)過渡R應(yīng)等于或大于凸臺(tái)的高度h，應(yīng)特別注意螺紋底孔與內(nèi)壁處的圓滑過渡，螺紋應(yīng)位于受壓區(qū)或低拉應(yīng)力區(qū)[1]。從圖9可以看出，主支柱上的注油孔結(jié)構(gòu)存在設(shè)計(jì)不合理、外部凸臺(tái)高度不夠及凸臺(tái)過渡R偏小的問題。

4.2 改進(jìn)措施

如圖10所示，將主支柱兩個(gè)注油孔改為一個(gè)注油孔，并將注油孔位置改到主支柱轉(zhuǎn)軸中間位置，注油嘴加大凸臺(tái)高度和厚度。與原注油嘴位置相比，改進(jìn)后的注油孔處受力得到改善。

4.3 驗(yàn)證效果

改進(jìn)后的主支柱重新開展暴露性疲勞試驗(yàn)考核，未出現(xiàn)結(jié)構(gòu)破壞，改進(jìn)效果良好，通過試驗(yàn)考核，改進(jìn)后的主支柱能滿足預(yù)期使用壽命目標(biāo)的要求。

圖9 主支柱注油嘴螺紋孔加工對(duì)比示意圖

圖10 主支柱上的注油孔改進(jìn)方案

5 結(jié)論

主支柱與主轉(zhuǎn)軸配合處出現(xiàn)裂紋，主要故障原因是由于零件制造過程中，螺紋貫穿整個(gè)螺紋孔，導(dǎo)致該處強(qiáng)度變差，縮短了主支柱的使用壽命，經(jīng)過反復(fù)試驗(yàn)，最終產(chǎn)生疲勞裂紋。如未及時(shí)發(fā)現(xiàn)，飛機(jī)長(zhǎng)期的起飛著陸，最終可能導(dǎo)致主支柱與主轉(zhuǎn)軸配合處發(fā)生疲勞斷裂，影響飛機(jī)安全。對(duì)此，必須引起足夠的重視，從結(jié)構(gòu)方面也應(yīng)注意設(shè)計(jì)方法，盡量采用更合理的結(jié)構(gòu)形式；對(duì)于強(qiáng)度來說，也應(yīng)在滿足強(qiáng)度剛度的同時(shí)估算零件的疲勞壽命。