某型飛機(jī)前起支架失效機(jī)理分析

摘 要:本文通過(guò)研究、測(cè)試安裝支架受力情況，運(yùn)用Pro/E軟件對(duì)安裝支架構(gòu)造三維模型，將模型輸入ANSYS軟件進(jìn)行有限元分析，得出該型安裝支架失效機(jī)理。

關(guān)鍵詞:支架Pro/E有限元ANSYS

中圖分類號(hào):V22文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A文章編號(hào):1674-098X(2011)08(c)-0074-02

1 支架介紹

某型飛機(jī)前起落架安裝支架是通過(guò)四個(gè)支板，用十二顆螺栓固定在機(jī)身零號(hào)框上，承受飛機(jī)在起飛著陸過(guò)稱中的沖擊、拉壓、振動(dòng)所引起的復(fù)雜交變載荷以及飛機(jī)重著陸的過(guò)載，見圖1。最近，該型飛機(jī)在進(jìn)行結(jié)構(gòu)檢修時(shí)，連續(xù)發(fā)現(xiàn)幾架飛機(jī)的安裝支架在同一位置出現(xiàn)了相同性質(zhì)的裂紋，見圖2，按手冊(cè)要求當(dāng)安裝支架上任何位置出現(xiàn)裂紋和尺寸超標(biāo)現(xiàn)象時(shí)，必須立即更換，否則將可能在此處產(chǎn)生斷裂，導(dǎo)致安裝支架失效，造成嚴(yán)重的飛行事故。(如圖1圖2）

2 受力分析

該型飛機(jī)起落架采用的是油氣式減震方式。在飛機(jī)起飛、著陸、停放過(guò)程中都會(huì)壓縮輪胎和減震支柱。對(duì)于飛機(jī)前起落架在起飛、著陸、停放中最大受力是多少？特別是在著陸過(guò)程中所受的最大沖擊力，找到這個(gè)最大沖擊力，我們就可以分析前起落架安裝架在這個(gè)過(guò)程中所受最大力的情況。

在對(duì)整個(gè)前起落架系統(tǒng)觀察分析后，發(fā)現(xiàn)每個(gè)前起落架減震支柱的外筒與內(nèi)筒在壓縮過(guò)程中都會(huì)在內(nèi)筒鍍鉻層上留下一環(huán)薄薄的潤(rùn)滑脂油跡(屬正常)，見圖3。通過(guò)測(cè)量最下端油跡處到外筒端口處的直線距離，就可得到該減震支柱在著陸過(guò)程中最大壓縮量。為了獲得減震支柱在著陸過(guò)程中所受到的最大壓力，我們特設(shè)計(jì)并制作了測(cè)試平臺(tái)，見圖3圖4。

3 前起落架測(cè)試和支架探傷

將最近在修理廠進(jìn)行檢修的8架飛機(jī)的前起落架減震支柱進(jìn)行壓力測(cè)試，并將8件前起安裝支架進(jìn)行磁粉探傷，測(cè)試和探傷情況見表1所示。

根據(jù)表1的數(shù)據(jù)，選定序號(hào)為20014的支架所承受的最大沖擊載荷為支架失效機(jī)理分析中的最大沖擊載荷，

4 安裝支架物性參數(shù)

該型飛機(jī)屬國(guó)外公司生產(chǎn)，安裝支架的材料，目前國(guó)內(nèi)沒(méi)有相關(guān)的文獻(xiàn)資料。安裝支架系飛機(jī)中重要承力件，直接影響飛行安全，可靠性要求很高，因此，確定焊接材料和工藝必須有針對(duì)性、正確性、可靠性。為了弄清楚安裝支架的材料，從安裝支架上截取了材料樣件，使用ARC-MET930光譜分析儀進(jìn)行測(cè)試。

根據(jù)測(cè)試結(jié)果，可以確定此種材料為國(guó)外15CDV6合金鋼，近似我國(guó)(GB/T3077-1988標(biāo)準(zhǔn))15CrMnMoVA結(jié)構(gòu)合金鋼。

安裝支架材料的物性參數(shù):

彈性模量:E=206e9Pa;

泊松比:μ=0.3;

材料屈服極限:σs=1190Mpa;

材料強(qiáng)度極限:σb=1263Mpa。

5 有限元分析

5.1 有限元介紹

有限元分析(FEA，F(xiàn)inite Element Analysis)的基本思想是用較簡(jiǎn)單的問(wèn)題代替較復(fù)雜的問(wèn)題后再求解。它將求解域看成是由許多稱為有限元的小的互連子域組成，對(duì)每一單元假定一個(gè)合適的(比較簡(jiǎn)單的)近似解，然后推導(dǎo)求解這個(gè)域總的滿足條件(如結(jié)構(gòu)的平衡條件)，從而得到問(wèn)題的解。這個(gè)解不是準(zhǔn)確解，而是近似解，因而實(shí)際問(wèn)題被較簡(jiǎn)單的問(wèn)題所代替。由于大多數(shù)實(shí)際問(wèn)題難以的到準(zhǔn)確的解，而有限元不僅計(jì)算精度高，而且能適應(yīng)各種復(fù)雜形狀，因而成為行之有效的工程分析手段。

有限元分析可分成3個(gè)階段—前處理、求解和后處理。前處理是建立有限元模型，完成單元網(wǎng)格劃分;后處理則是采集處理分析結(jié)果，使用戶能簡(jiǎn)便提取信息，了解計(jì)算結(jié)果。

一般彈性體的平衡微分方程:

幾何方程:

物理方程:

物理方程表述應(yīng)力分量與應(yīng)變分量之間的關(guān)系，對(duì)于完全彈性的各向同性體，由廣義虎克定律描述為:

ANSYS是融結(jié)構(gòu)、熱、流體、電磁、聲學(xué)于一體的大型通用有限元分析軟件，可廣泛用于工業(yè)、鐵道、石油化工、航空航天、機(jī)械制造、能源、汽車交通、國(guó)防軍工、電子、土木工程、造船、生物醫(yī)學(xué)、輕工、地礦、水利、日用家電等工業(yè)及科學(xué)研究中。

5.2 PRO/ENGINEER建模

要在ANSYS中進(jìn)行有限元分析，就必須建立支架的三維數(shù)字模型，然而ANSYS軟件只能對(duì)比較簡(jiǎn)單的零部件進(jìn)行數(shù)字建模，對(duì)較復(fù)雜的零部件數(shù)字建模無(wú)法實(shí)現(xiàn)。針對(duì)支架結(jié)構(gòu)較復(fù)雜的情況，采用PRO/E強(qiáng)大的三維建模功能對(duì)其進(jìn)行三維數(shù)字建模，將PRO/E的三維模型調(diào)入到ANSYS軟件中進(jìn)行有限元分析。

Pro/E所建支架的三維數(shù)字模型如圖5。

5.3 有限元分析

將Pro/E模型到入ANSYS軟件中，對(duì)支架的有限元分析模型進(jìn)行計(jì)算求解后，得到支架的應(yīng)力分布云圖，如圖6所示。

從圖6可以看出，安裝支架所受的最大應(yīng)力為226MPa，應(yīng)力最大處在上支管和主安裝管之間的焊縫處，即產(chǎn)生裂紋的位置。

6 支架失效機(jī)理分析

由支架有限元分析結(jié)果可知，在最大沖擊載荷作用下，其最大應(yīng)力σmax=226MPa，而15CrMnMoVA鋼的屈服強(qiáng)度為σ=1190MPa，由此可計(jì)算其安全系數(shù)為:

如果僅考慮靜強(qiáng)度，支架是安全的，而在飛機(jī)的實(shí)際運(yùn)動(dòng)中，支架主要是受交變載荷的作用，因此只考慮靜強(qiáng)度是不夠的，而須對(duì)支架的交變疲勞強(qiáng)度進(jìn)行校核，對(duì)于一定的材料，根據(jù)不同的表面光潔度、尺寸、加載方式、溫度、腐蝕環(huán)境、平均應(yīng)力和殘余應(yīng)力以及應(yīng)力集中，疲勞極限的變化范圍很大，但在應(yīng)用于具體設(shè)計(jì)之前此疲勞強(qiáng)度值要予以大大降低。如根據(jù)交變力來(lái)考慮疲勞極限，那么該值的變化范圍基本上為抗拉強(qiáng)度的1%～70%，對(duì)于大于的零部件，僅尺寸效應(yīng)來(lái)說(shuō)，將該值降低15～25%也不為過(guò)。因此考慮以上因素，支架的極限疲勞強(qiáng)度σu可由下式計(jì)算:

—尺寸影響因素，取=0.75

計(jì)算可得=369MPa

從上面計(jì)算結(jié)果可以看出，支架材料的極限疲勞極限強(qiáng)度大于最大工作應(yīng)力，支架不應(yīng)該產(chǎn)生裂紋。然而支架是焊接結(jié)構(gòu)件，在最大應(yīng)力正好處于焊縫處，由于焊縫分為兩個(gè)區(qū):焊縫區(qū)和熱影響區(qū)，焊縫區(qū)的機(jī)械性能基本與母材一致，疲勞極限強(qiáng)度與母材相當(dāng)，熱影響區(qū)受焊接熱影響作用，該區(qū)晶相組織復(fù)雜，晶粒粗大，疲勞極限強(qiáng)度遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于母材。前面測(cè)試得出的機(jī)械性能均為支架母材的參數(shù)，其遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于焊縫處材料的疲勞極限強(qiáng)度。

綜合上述分可以得出，支架裂紋處的實(shí)際工作應(yīng)力大于該處材料的疲勞極限強(qiáng)度，隨著支架使用時(shí)間的增大，交變應(yīng)力作用次增多，此處必然會(huì)產(chǎn)生疲勞裂紋。因此，可以判定支架產(chǎn)生裂紋的失效機(jī)理為:由于支架結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)不合理，導(dǎo)致上支管和主安裝管之間的焊縫處的應(yīng)力過(guò)大，隨著支架使用時(shí)間增加而產(chǎn)生疲勞裂紋。