某飛機起落架剎車管路安裝裝置故障分析與處理

徐達生，陳育良，李志愿

（中航工業起落架有限責任公司，湖南 長沙 410200）

0 引言

剎車系統是飛機著陸時人工飛行控制系統（MFCS）的重要控制單元[1]，該系統發生故障會直接危及飛機起降安全。固定管路的安裝裝置主要承擔剎車液壓管路限位功能，防止起落架上其它部件碰撞或在飛機起降過程中干擾起落架收放[2]。

某機型在飛機地面滑行時，起落架剎車試驗后，剎車液壓管路固定裝置出現故障。本文擬分析找出故障原因，設計排故方案，展開排故工作。

1 故障描述

某飛機剎車管路安裝裝置主要由支架、卡塊、夾緊墊片及固定螺釘等組成，兩個卡塊固定并卡緊液壓管路，夾緊墊片與固定螺釘將支架與兩個卡塊固定（結構如圖1所示），支架安裝固定在緩沖支柱上、下扭力臂上。

圖1 剎車管路安裝裝置結構圖

該飛機地面滑行時，起落架剎車試驗后，剎車液壓軟管固定裝置出現故障：固定裝置上的4個固定螺釘端頭斷裂掉落，靠近支架的卡塊脫落，夾緊卡片與靠近夾緊墊片的卡塊，由于速度傳感器電纜臨時連接裝置而未掉落，如圖2所示。

圖2 剎車液壓管路安裝裝置故障照片

進一步檢查發現，螺釘根部由于與支架為螺紋連接而殘留在支架螺紋孔內，取出后所拍照見圖3.

圖3 螺釘斷裂殘留螺紋部分照片

2 故障原因分析

2.1 工作環境分析

（1）飛機地面滑行剎車過程中，由于剎車力矩的不同會導致剎車軟管安裝裝置振動。

（2）滑行過程中，機體的振動也會給安裝裝置帶來一定的振動。

以上各種振動是剎車液壓管路安裝裝置的工作環境。

2.2 故障分析

2.2.1 初步原因

根據斷裂螺釘連接結構形式和工作環境，初判螺釘斷裂原因為：

（1）螺釘通過螺紋連接支架，將4根剎車液壓管通過卡塊、夾緊墊片固定在支架上，使用過程中螺釘螺紋區域承受較大載荷。

（2）飛機滑行過程中，飛機機體振動載荷以及反復多次進行過的急速剎車產生的剎車系統振動載荷，傳到螺栓斷裂截面[3]。

2.2.2 故障機理分析

根據故障初步原因的判斷，分析故障形成的機理如下：

（1）螺釘斷裂根部為螺紋區域，該區域小徑比螺桿部分小1.08倍螺距，并且螺紋根部受載容易出現高應力區，為裂紋源萌生提供了疲勞源。

（2）飛機滑行過程中，卡塊與剎車軟管因振動產生的瞬時載荷會作用在螺釘上，假定安裝支架固定，那么螺釘與支架形成一個簡單的懸臂梁受力形式，載荷由卡塊經螺釘向金屬支架傳遞，得到螺釘的受力簡圖如圖4所示。

圖4 螺釘的受力簡圖 （接下）

0

Qx=qx

Mx=qx2/2

L≥x≥L/2時，螺釘x處徑向截面載荷：

Qx=qx+P

Mx=qx2/2+P（x-L/2）

圖4顯示，螺釘斷裂面受載最大（支架與卡塊連接處螺釘徑向截面，此時x=L），則有：

Qmax=qL+P

Mmax=qL2/2+PL/2

2.2.3 螺釘斷面的電鏡分析

對螺釘螺斷面進行電鏡分析，如圖5所示，斷面電鏡圖顯示：

（1）裂紋率先出現在螺釘與連接支架連接處的螺紋根部，是螺螺釘疲勞斷裂的疲勞源（見圖5疲勞源指示部位）；

（2）斷裂截面反復受載，斷面由疲勞源萌發疲勞裂紋，斷裂面積逐步擴大一次性斷裂區的分界線一帶（這部分斷面有銀紋，不整齊，如圖5，疲勞擴展指示區）。

（3）螺釘在瞬間斷裂區域一次性斷裂，這部分斷面表面整齊，如圖5瞬間斷裂指示區。

圖5 螺釘斷面的電鏡分析圖

電鏡分析顯示，螺釘斷裂屬于疲勞斷裂，斷面斷裂起源于螺紋根部。

2.2.4 分析結論

經故障機理分析和螺釘斷面的電鏡分析，得出結論如下：

（1）螺釘螺紋連接部位連接夾緊塊和安裝支架的結構形式不合理：一方面該連接結構采用全螺紋的螺釘形式，卡塊與螺釘的配合間隙過大，振動時卡塊與剎車液壓軟管的慣性力會對螺釘產生彎剪載荷；另一方面，螺紋區域根部受載時容易出現高應力區，為萌生疲勞裂紋提供疲勞源；

（2）飛機地面滑行時，機體振動與滑行時起落架剎車時液壓軟管的振動共同作用在裝置上，使得螺釘反復承受振動載荷，為螺釘疲勞斷裂提供載荷和能量。

3 處理措施

基于故障分析結論，提出針對性的處理措施如下：

（1）支架上采用卡塊及卡緊墊圈固定在支架上時采用螺栓、墊圈、螺母連接方式，這種形式一方面螺栓與支架采用間隙配合，螺栓與支架不會形成懸臂梁，振動時承受支架與卡快整個長度方向的均布載荷；另一方卡塊與支架配合端面處螺栓為光桿，不會產生應力集中，承載能力更強；

（2）卡塊安裝液壓管的凹槽處粘接一層減振橡膠墊，吸收振動時剎車液壓軟管給安裝裝置的慣性載荷。改進后的裝置結構如圖6所示。

圖6 改進后安裝裝置結構圖

更改后受力分析簡圖如圖7所示，q為卡塊因振動及支架產生沿螺栓長度方向的均布力，L為兩卡塊與支架安裝后的厚度，x為螺栓垂直軸線某個面到卡塊螺栓頭一側端面的距離，x處螺栓徑向截面剪力Qx=-qL/2+qx，x處螺栓徑向截面彎矩Mx=-qx/2（L-x），螺栓徑向最大剪力 Qmax=-qL/2（或 qL/2），螺栓徑向最大彎矩Mmax=qL2/8.

圖7 改進后螺栓的受力簡圖

受力分析可知：結構改進后螺栓受載情況明顯得到改善，并且最大載荷處均為光桿，不會產生應力集中。

4 裝機驗證

改進后的剎車管路安裝裝置裝在飛機上，經多次飛機地面滑行起落架剎車后，該裝置無松動；分解檢查裝置的連接螺栓，表面無裂紋及缺陷。結果表明該處理方案可行。

5 結論

剎車管路安裝裝置斷裂故障會導致剎車軟管沒有限位，若碰撞飛機上其它零件會損壞剎車軟管，影響飛機地面滑行時的剎車功能，從而危害飛機安全。本文分析確定了剎車液壓管路安裝裝置故障原因，有針對性地制定并貫徹了排故措施，達到了排除故障的目的，可為解決于類似機械結構故障提供參考。

[1]《飛機設計手冊》總編委會.《飛機設計手冊》第12冊-飛機控制系統與液壓系統設計[M].北京：航空工業出版社，2002.

[2]《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.

[3]《飛機設計手冊》總編委會.《飛機設計手冊》第9冊-載荷、強度和強度[M].北京：航空工業出版社，2002.

[4]劉慶潭.材料力學[M].北京：機械工業出版社，2003.