某型飛機前起支架焊接修復研究

楊兆軍（中國民航飛行學院飛機修理廠，四川 廣漢 618307）

?

某型飛機前起支架焊接修復研究

楊兆軍
（中國民航飛行學院飛機修理廠，四川 廣漢 618307）

摘 要：本文針對飛機前起支架頻繁出現裂紋的情況，對其裂紋的產生機理進行了分析，并在此基礎上，提出了裂紋修復的焊接方案和具體焊接工藝。研究內容包括提出焊接修復方案，原件材料性能分析，確定焊接方法、焊接材料以及相關工藝措施。實際使用情況證明支架焊接修復獲得了成功。

關鍵詞：起落架；支架；裂紋；焊接修復

0. 引言

某型飛機是國外生產的輕型飛機，該型飛機主要用于飛行訓練、旅游觀光等。該型飛機的前起支架安裝在機身零號上，用于安裝聯接前起落架，飛機在著陸滑跑過程中，該支架承受著沖擊、振動等復雜載荷。隨著飛行小時的遞增，飛機在廠進行結構大修時，多次發現該支架在相同位置出現同種類型的裂紋，如圖1所示。如要更換該支架，則需從國外訂購，不僅價格高，而且周期長，嚴重影響了飛機維修成本和進度。鑒于此種情況，本文對支架焊接修復做出研究。

1. 裂紋失效機理研究

焊接接頭包括焊縫和熱影響兩個區，其中，焊縫區與母材的疲勞強度等機械性能基本相當，抗疲勞裂能力強；熱影響區受焊接熱量的影響，該區晶相組織復雜，晶粒粗大，疲勞強度相對管段較低；同時焊接接頭處應力較管段復雜，應力幅大。因此，相對容易產生疲勞裂紋。產生疲勞裂紋的原因很多。其一，使用時間過長，應力循環次數大于許用數。其二，可能是生產該支架時，焊接質量問題；其三，也有可能是使用中負載差異問題等等，存在一定的偶然性。

飛機著陸滑跑過程中支架承受著復雜的交變載荷，其受力分析如圖2所示，尤其在飛機著陸過程中，沖擊載荷和剎車摩擦力產生的轉矩M非常大。受焊接熱量影響，焊接接頭的熱影響區有著復雜的晶相組織，晶粒比其他區域大，因此疲勞強度較低。根據ANSYS軟件進行的有限元分析結果，如圖3所示，證實了上支管和主管之間的焊縫的上部區域（焊縫2處）結構強度最弱，極易產生疲勞裂紋。同時該處焊接受空間條件限制，操作困難，容易產生焊接缺陷。通過對支架失效情況統計證實，所有失效支架均在焊縫2處產生了疲勞裂紋（到目前為止，其余部位未發現裂紋）。

圖1　支架在A、B區產生裂紋

圖2　受力分析

2. 裂紋修復的焊接方案研究

基于裂紋的發生機理，為了提高裂紋修復后的支架使用壽命，應改變該處的應力分布，減小實際工況下的應力幅值，以提高疲勞壽命。經對支架結構、裂紋特點等的分析，研究提出該裂紋修復的焊接方案為：用機械方法將原有裂紋全部去除，再對該裂紋區域進行焊接；通過ANSYS軟件對焊接方案的分析，如圖4所示，最后決定在此處加焊兩塊加強片，Pro/E三維圖如圖5所示。

在實際工作中，兩塊加強片經焊接后會產生尺寸誤差，

導致該焊接結構的實際形狀與理想幾何體的形狀存在差異，該誤差會對該焊接結構的強度產生一定的影響；另外，在Pro/E軟件中建立三維數字模型時，對焊縫的形狀與尺寸的數字化模擬不一定與實際狀況完全吻合，也會造成裂紋修后的實際受力與理論計算值存在差異。實際焊接后的情況如圖6所示。根據焊接的實際情況來看，在焊縫處的圓弧過渡和倒角過渡的情況比三維數字模型更好一些。因此，實際焊接后的應力值應比理論分析所得應力值偏小。

3. 焊接材料及工藝研究

3.1 焊接材料研究

該型飛機是國外公司生產，為反求分析該支架的材質，以為確定焊接工藝提供據，在支架上截取了一段樣件，利用光譜分析儀對其材料成分進行了分析，材料成分分析結果見表1。

根據表1的結果，確定該支架材料為法國合金鋼15CDV6，近似中國的結構合金鋼15CrMnMoVA。

3.2 焊接工藝研究

支架焊縫區的金相組織分析結果表明，熔合區組織主要為粒狀貝氏體，同時有少量共析鐵素體和針狀鐵素體；熱影響區的組織主要為粒狀貝氏體，同時有少量魏氏組織鐵素體。支架材料主要合金成份為鉬、錳和鉻，其中鉻能改善材料的淬透性和回火穩定性，降低材料的過熱敏感性，并強化基體，以提高材料的強度，但鉻含量過高會增加焊接難度。錳含量在0.3～0.8%之間時，能改善焊接性能，但含量高于0.8%后，焊接性能將隨著含量增高而隨之下降。鉬能改善鋼的第Ⅱ類回火脆性，同時能細化晶粒，提高材料的綜合機械性能。材料中的碳化物是一種非常重要的強化相，其對材料的晶相組織和焊接性能有著重要的影響。

利用美國焊接學會的標準碳當量計算公式：Ceq（AWS）=C+Mn/6+Si/24+ Ni/15+Cr/5+Mo/4+（Cu/13+P/2）（%），計算得出支架材料（15CDV6）的碳當量為：0.883%。焊接中是否產生冷裂紋主要由碳當量決定，當碳當量低于0.4%時，焊接中幾乎不會產生冷裂紋；當碳當量高于0.4%時，碳當量越高，焊接中產生冷裂紋的概率越大。支架材質的碳當量計算結果表明，此種材料的碳當量已高于0.4%，焊接中可能會產生冷裂紋。焊接熱裂紋主要受合金成分影響，實際焊接情況表明，支架材料一會產生焊接熱裂紋。

為了防止焊接裂紋的產生，同時有利用于提高焊縫性能，提出在焊接之前對支架進行加溫預熱。依據相關資料和試驗結果，確定加溫預熱溫度為180℃～200℃，在此溫度下保溫1小時。為了加速焊接后支架焊縫中的氫逸出，以降低冷裂紋發生概率，同時消除焊接殘余應力，抑制熱裂紋產生，改善焊接處的綜合機械性能，提出在焊接后進行保溫處理。參照相似材料的保溫處理方法，并經多次試驗后，確定焊接后的保溫溫度為250℃～260℃，保溫3小時，并隨爐自然冷卻。

焊接方法采用手工鈰鎢極氬弧焊。該焊接方法能有效控制焊縫中的氫含量和材料中成分的氧化傾向，以降低冷、熱裂紋發生概率，同時能縮小焊接的熱影響程度，以細化晶粒并提高冶金焊接性能。該焊接方法的焊接參數為電流強度50A～80A；氣體流量4L/min～5L/min。

該支架的實際工況表明，焊縫應具有高強度和較好的沖擊韌性。因此，焊絲的選用原則應依據“低強匹配”理論，結合支架材質成分，確定焊絲為H08CrMoA。為了減小焊接中對焊縫合金成份的影響，以提高焊接接頭質量，加強片材料應與支架材料相同或相近。基于上述加強片材料的選用原則，采用該型飛機發動機架（因磨損超標報廢，材料與支架材料相同）的管材做加強片。加強片制作工藝為：從發動機架上鋸下管材，對剖分為兩個半圓柱，將其加溫至910±10℃，保溫5分鐘，取出后立即用手壓床將其壓平制成板料。將材料加溫至910±10℃的目的是為了使其內部組織為奧氏體，以避免壓平變形過程中產生裂紋。加強片制成后，加溫至900℃～930℃，保溫10分鐘，空冷，以進行正火處理，使材料內部晶粒均勻，提高塑性并去除殊余應力。

焊接質量控制按《結構鋼和不銹鋼熔焊接頭質量檢驗》（HB5135-2000）執行。

圖3　支架應力圖

圖4　增加加強片后的應力圖

圖5　加強片三維圖

圖6　加強片實際焊接圖

表1　支架材料成分

結語

本文所研究的前起落架支架屬于飛機的重要結構件，一旦出現完全失效，將造成嚴重后果。為了驗證本文所得出的研究成果的正確性和適用性，保證焊接修理的有效性和可靠性，焊接修復后的支架還需進行裝機監測使用。到目前為止，所有焊修后裝機的支架均使用正常，無異常情。實際情況表明，前起落架支架的焊接修復可行有效。

參考文獻

［1］董偉雄，劉吉普.自卸車拐軸斷裂原因分析［J］.機械研究與應用，2006，19（1）：33-36.

［2］余偉煒，高柄軍.ANSYS在機械與化工裝備中的應用［M］.北京：中國水利水電出版社，2006：17.

［3］中國機械工程學會焊接學會編，焊接手冊第3卷焊接結構［M］.北京：機械工業出版社，1992.

［4］陳裕川.低合金結構鋼焊接技術［M］.北京：機械工業出版社，2008：42-63.

中圖分類號：V22

文獻標識碼：A

Keywords：landing gear； bracker； crackle； welding repair

Abstract：According to the condition of the aircraft's front bracker frequently appearing crack， the crack formation mechanism is analyzed， and on this basis， the welding program of crack repair and the welding process are put forward. The research content includes the welding repair plan， the original material performance analysis， determine the welding method， welding materials and related technical measures. The practical application proves that the bracker welding repair is successful.