屈直　郭琦　蹇凡

【摘 要】某型飛機(jī)前起落架艙門傳動(dòng)拉桿支撐板發(fā)生裂紋。針對(duì)該問(wèn)題，本文對(duì)前起落架艙門傳動(dòng)拉桿支撐板的傳力路徑、裝配形式等方面進(jìn)行詳細(xì)分析，并利用有限元法進(jìn)行仿真，確定裂紋產(chǎn)生的原因并對(duì)支撐板結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。

【關(guān)鍵詞】支撐板裂紋;有限元;優(yōu)化設(shè)計(jì)

中圖分類號(hào)： O346.1;O241.82文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 2095-2457（2019）36-0133-002

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.36.060

【Abstract】The crack appears at the edge of support plate of a certain aircraft landing gear door.Focus on this problem，this paper analyzes the load path and assembling type of support plate，then the reason of crack appears will be confirmed and the optimizing support plate structure will be designed by FEA.

【Key words】Crack;FEA;Optimization

0 前言

起落架機(jī)構(gòu)和起落架艙門在飛機(jī)起飛和著陸時(shí)，按照特定的驅(qū)動(dòng)順序?qū)崿F(xiàn)起落架收放和起落架艙門的開(kāi)關(guān)[1]。起落架通過(guò)拉桿將驅(qū)動(dòng)力傳遞給起落架艙門接頭，隨后艙門在接頭的拉動(dòng)下，進(jìn)行開(kāi)關(guān)。本文對(duì)某型飛機(jī)前起落架艙門傳動(dòng)拉桿支撐板出現(xiàn)裂紋的原因進(jìn)行分析，對(duì)支撐板傳力路徑、裝配形式等方面進(jìn)行詳細(xì)分析，并利用有限元進(jìn)行仿真，找出裂紋產(chǎn)生的原因，并對(duì)支撐板進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。

1 故障描述

飛機(jī)前起落架艙門傳動(dòng)拉桿支撐板后端部螺栓處附近出現(xiàn)裂紋，零件發(fā)生裂紋后腹板一側(cè)會(huì)向上有一個(gè)厚度左右距離的上翹，裂紋示意圖見(jiàn)圖1。

圖1 裂紋位置示意圖

2 原因分析

2.1 前起落架艙門傳動(dòng)拉桿支撐板主要承受前起艙門蒙皮的氣動(dòng)載荷和沿航向向前順時(shí)針?lè)较虻呐ぞ豙2]。初步分析，支撐板剛度不足，零件后部易發(fā)生形變，導(dǎo)致后部端頭螺栓處傳載較大。

2.2 墊圈進(jìn)入零件R區(qū)約1.4mm，造成應(yīng)力集中，腹板與螺栓裝配處有壓痕及損傷，在交變載荷作用下容易產(chǎn)生裂紋。

2.3 前起落架艙門傳動(dòng)拉桿支撐板腹板與周邊結(jié)構(gòu)三面連接，在裝配過(guò)程很難避免零件不貼合，連接時(shí)存在帶應(yīng)力裝配，導(dǎo)致該區(qū)域應(yīng)力急劇上升。

3 有限元仿真

經(jīng)過(guò)有限元仿真，支撐板在承受極限載荷工況下，最大應(yīng)力為470MPa，出現(xiàn)在零件較窄一側(cè)彎邊處（圖2中I處），與實(shí)際斷裂處一致。支撐板材料為2024-T42，抗拉強(qiáng)度為σb=390MPa，材料剩余強(qiáng)度系數(shù)為η=σb/σ=0.83。[3]因此在極限載荷工況下，支撐板較窄一側(cè)彎邊處會(huì)發(fā)生斷裂，與飛機(jī)實(shí)際斷裂處一致。同時(shí)發(fā)現(xiàn)在連接接頭鉚釘連接處（圖2中II處）受力較其他區(qū)域明顯，應(yīng)力值為144MPa，在后續(xù)的優(yōu)化過(guò)程中，需考慮此兩處的應(yīng)力水平。

圖2 原機(jī)支撐板受力云圖

4 優(yōu)化方案

方案一：將支撐板厚度由1.5mm更改為2mm。

方案二：支撐板厚度不變，在其部增加1個(gè)1.5mm厚L形角片，“背靠背”連接。

圖3 新增L形角片受力云圖

表1 4種方案有限元結(jié)果對(duì)比（應(yīng)力單位：MPa）

方案三：支撐板厚度不變，在其后部增加1個(gè)2mm厚L形角片。

方案四：支撐板厚度更改為2mm，后部增加1個(gè)2mm厚L形角片。

四個(gè)方案結(jié)果對(duì)比見(jiàn)表1。

5 結(jié)論

經(jīng)過(guò)對(duì)比，方案三和方案四可較大降低原機(jī)結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平，兩種方案在L形角片上應(yīng)力值基本相同，但方案四在支撐板上的應(yīng)力值比方案三低約28%。因此選擇方案四作為設(shè)計(jì)更改，同時(shí)對(duì)緊固件進(jìn)行補(bǔ)加工，避免墊圈進(jìn)入零件R區(qū)，降低應(yīng)力集中系數(shù)。綜上所述，飛機(jī)前起落架艙門傳動(dòng)拉桿支撐板裂紋產(chǎn)生的原因已查明，優(yōu)化措施已明確。

【參考文獻(xiàn)】

[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]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]王明強(qiáng)，朱永梅，劉文欣.有限元網(wǎng)格劃分方法應(yīng)用研究[J].機(jī)械設(shè)計(jì)與制造，2004（1）：22-24.