某飛機起落架艙門拉桿故障分析與處理

陳育良，徐達生，陳永卿

（中航飛機起落架有限責任公司，湖南 長沙 410200）

0 引言

現代飛機空地循環周期縮短，壽命期內地面運動距離增長，致使起落架結構所承受的動載荷較大，造成系統工作環境復雜，出現故障較多。如何高效及時處理起落架設計生產過程中出現的故障，成為飛機設計、生產與使用過程中關注的焦點之一[1，2]。CATIA和ANSYS作為計算機輔助設計與工程分析軟件代表[3，4]，在現代機械設計中備受青睞，處理分析起落架故障這類實際生產問題，也理應是有效的手段。本文將機械運動仿真和有限元分析引入到故障原因分析中來，并設計方案成功排除故障。

1 故障描述

（1）工作原理

艙門連接拉桿組件主要由拉桿、連桿、耳環接頭、螺紋套筒、螺母、止動墊圈等組成。如圖1所示，拉桿組件上端通過萬向接頭與安裝在緩沖支柱的接頭連接，下端通過接頭與艙門上的耳片連接，起落架收放時通過驅動連接拉桿組件帶動艙門隨動。起落架放下位置，拉桿固定艙門。

（2）故障現象描述

某型飛機起落架艙門安裝調試時發現起落架放下狀態，沿側向推拉艙門，艙門來回晃動（拉桿組件與艙門連接簡如圖1所示）。將耳環螺栓擰出或擰進2 mm，故障未能排除。

圖1 拉桿組件與艙門連接簡圖

（3）拉桿故障檢查

通過對故障現場拉桿組件及其設計圖樣進行檢查發現：現有設計與裝配中，連桿與拉桿之間存在1 mm的軸向間隙（如圖2所示），檢查過程中未發現其它異常情況。

圖2 拉桿組件結構簡圖

2 故障原因

下文先進行運動仿真，計算出拉桿存在1 cm間隙引起艙門局部點的最大位移；再用有限元分析艙門打開及無故障狀態下拉桿組件的軸向變形及失穩臨界應力；最后分析確定故障原因。

2.1 機械運動學仿真

運用CATIA軟件中DMU運動學模擬器，對艙門及拉桿組件進行仿真。模擬拉桿組件存在1 mm間隙，到連桿帶動艙門沿拉桿軸線向上運動1 mm（間隙消除）這一過程。分別記錄圖1中A、B、C三點（三點分別是艙門距離耳片軸線最遠邊線上，靠近機頭端點、中點和靠近機尾端點）在運動初始狀態和最終狀態的坐標，并計算得兩個狀態各點坐標差（單位mm）：

A（▽X，▽Y，▽Z）=A（0，2.855，-1.641）；

B（▽X，▽Y，▽Z）=B（0，3.14，-1.463）；

C（▽X，▽Y，▽Z）=C（0，3.287，-1.312）；

由空間兩點距離：

得到運動后A、B、C三點位移：

▽LA=3.293；▽LB=3.464；▽LC=3.539.

2.2 穩定性與變形計算

（1）載荷

艙門打開狀態下，拉桿受載嚴重工況，飛機在水中滑行（限制速度為10 km/h），最大側向速度Vy=1 m/s；艙門阻力系數Cy=2；艙門側向投影面積Sy=0.561 m2；動壓 q=（ρ× V2）/2；海水密度 ρ=1 025 kg/m3.

側向流體阻力[5]：

fy=Cy×q×Sy

=Cy×[（ρ×V2）/2]×Sy

=2×（0.5×1 025×12）×0.561

=575 N

飛機坐標系中連桿向量BA方向余弦（cos78.939°，cos 99.364 °，cos 14.57 °）；

連桿作用于艙門B點的坐標（圖3所示坐標系）：B（-372.657，-134.01，-361.072）；

艙門打開狀態，外載作用點P點坐標：P（-27，-5.636，-257.216）；

外部載荷作用于P點，它對轉軸O的矩與連桿AB（二力桿）作用于轉軸O的矩平衡。

圖3 艙門打開狀態參數模型

PAB× cos14.57°× By-PAB× cos99.364°×（-Bz）=Fy×（-Pz）

PAB× cos14.57°× By-PAB× cos99.364°×（-Bz）=575×257.216

得連桿設計載荷（1.5倍使用載荷）Psj=1.5×PAB=1.5×784.8=1 177.2 N.

（2）穩定性與變形有限元分析

利用Ansys有限元軟件分析艙門打開狀態下，拉桿與連桿無間隙時，拉桿組件軸向變形與失穩臨界壓力（結果見圖4）。有限元分析結果顯示，一階模態下拉桿組件屈曲臨界壓力（有限元分析加載F=1 N，計算得一階載荷系數λ=15 445）：

Plin=F×λ=1×15 445=15 445 N

臨界壓力下，拉桿組件軸向最大形變：▽LZ=0.096 mm.

圖4 拉桿組件屈曲有限元分析結果

2.3 故障原因確定

（1）艙門及拉桿組件機械運動仿分析顯示：若連桿與拉桿留有1 mm間隙，此間隙會導致艙門邊緣處的單側移動距離達到3.5 mm左右。

（2）拉桿組件穩定性與變形有限元分析顯示：1）艙門打開狀態下，拉桿組件屈曲臨界壓力（Plin=15445N）遠大于最大設計載荷（Psj=1 177.2 N）；2）臨界壓力下軸向最大形變約為0.1 mm.

綜上所述，可以判定：正常使用情況下艙門不會因為拉桿組件失穩和變形導致艙門晃動故障。此次艙門側向晃動障是由于連桿與拉桿存在1 mm間隙導致的。

3 設計改進

考慮到故障成因，為滿足拉桿組件連桿和拉桿之間滿足拉-壓條件下的轉動的同時，其軸向連接間隙不能引起艙門晃動，對拉桿組件作如下優化更改：在拉桿組件中增加聚四氟乙烯襯墊，以消除拉桿與連桿間隙；為保證拉桿組件裝配后連桿與拉桿轉動靈活，允許銼修聚四氟乙烯襯墊端面，但軸向間隙不得大于0.15 mm（經機械運動仿真，艙門放下狀態，拉桿與連桿間隙0.15 mm時，圖1中A、B、C三點運動前后位移都不超過0.5 mm）。優化后拉桿組件裝配結構如圖5所示。

圖5 拉桿組件優化后裝配簡圖

4 設計貫改及故障排除

按設計方案發更改單，對拉桿組件在制品進行貫改：拆下拉桿組件，將新制襯墊安裝在拉桿組件中。檢查拉桿組件中連桿與拉桿轉動是否靈活，修銼聚四氟乙烯襯墊保證軸向間隙不大于0.15 mm，安裝調試合格后重新裝機使用，結果表明方案合理可行。

5 結論

（1）Ansys變形與屈曲分析確定了拉桿組件無間隙，正常使用情況下，艙門不會出現文中所述晃動故障。

（2）DUM運動仿真分析出，艙門打開狀態，拉桿組件間隙會帶來艙門邊緣約3.5倍的位移，確定了裝機拉桿組件1 mm間隙會造成晃動故障；同時也為改進方案中規定拉桿組件間隙不超過0.15 mm，提供了理論依據。

（3）本文針對故障原因設計的拉桿組件改進方案貫改到飛機上，成功排了除故障。

[1]Heiner Dupow,Gordon Blount.A review of reliability prediction[J].Aircraft Engineering and Aerospace Technology，1997，69(4):356-362.

[2]張成亮.某型飛機起落架故障分析[J].機械工程師，2016（12）：275-276.

[3]李學志，李若松.CATIA實用教程[M].北京：清華大學出版社，2004.

[4]李田囡，王小鋒，寧曉東.飛機起落架收放機構與鎖機構的集成運動仿真[J].機電工程技術，2010，39（05）：61-63.

[5]《飛機設計手冊》總編委會.《飛機設計手冊》第14冊-起飛著陸系統設計[M].北京：航空工業出版社，2002.