CESSNA172R剎車油缸支架固定腹板裂紋有限元分析

錢 鋒， 黃選紅， 許冀威

（中國民用航空飛行學院航空工程學院， 四川 廣漢 618307）

引言

經過多年的發展，CESSNA 172R型飛機逐漸成為了我國通航的主力機型，被各通航公司或訓練單位大量使用。該機型以皮實耐用著稱，但是根據某訓練單位的維修統計數據發現，剎車油缸支架固定腹板裂紋的故障率長時間居高不下，該類型故障的五年發生率已經占據了172R機隊的30%，成為該機型主要故障。本文基于CATIA、ANSYS軟件平臺，采用有限元分析的方法，根據腹板結構設計圖紙，建立CESSNA 172R剎車油缸支架固定腹板的三維模型，對該模型在正常飛行使用過程中受到的載荷進行分析，通過軟件受力分析得到應力云圖。最終目的是通過應力云圖確定腹板應力集中部位，與實際故障情況相比較，提出相應的改進方法和維護意見，為提高部件的可靠性與安全性提供理論依據。

1 組件運動分析和受力分析

1.1 運動過程分析

圖1是剎車作動筒與腹板通過連接件接耳相連接的實物示意圖，圖2是腳蹬、作動筒運動原理圖。在實際飛行使用過程中，踩踏腳蹬使其向下轉動時，伴隨有剎車活塞桿垂直作動和旋轉作動兩個過程。

1.2 受力分析

在此作動過程中，活塞桿受到腳蹬的壓力向剎車動作筒內移動；腳蹬轉動，轉矩通過腳蹬、活塞桿傳遞到剎車動作筒上，活塞桿在整個過程中轉動，活塞桿受到腳蹬傳遞的壓應力和彎矩。活塞桿傳遞壓應力和彎矩到接耳上，接耳在瞬時受到2個方向的力，一個是延活塞桿垂直方向的力，還有一個是垂直于活塞桿方向作用在接耳上的力；接耳垂直于腹板連接，腹板受到由彎矩轉化成的壓應力，腹板受力如圖3所示。

圖1 腳蹬以及作動筒與接耳連接示意圖

圖2 腳蹬和作動筒運動原理圖

圖3 腹板受力圖

1.3 制定載荷譜

接耳在本文中不是主要研究對象，則不考慮接耳受力的變化，只計算受最大壓應力和活塞桿的彎矩傳導的側應力。接耳最大壓應力為100 N，最大側應力為50 N。腹板理論受力40 N，最大受力為50 N。一個踩踏剎車的過程約為5 s，分配為理論受力2 s，最大受力3 s。

表1 腹板受力載荷譜

2 腹板有限元模型建立及應力分析

2.1 有限元模型建立

將CATIA建模文件導入ANSYS中，腹板的制造材料為Al 2024-T4 clad，密度為2 780 kg/m3，彈性模量為2.74E+10 N/m2，泊松比為0.330。網格劃分采用自由網格劃分法，為solid45單元，相關度為100，網格劃分后如圖4所示。劃分好網格后，對模型施加一定的激勵，并根據實際情況設置特定的邊界條件以及約束。加載載荷譜進行計算，得到如下應力云圖，如圖5所示。

圖4 網格劃分完成的腹板

圖5 腹板應力云圖

2.2 結果分析

根據裂紋理論分析得到：飛機結構及零部件產生的裂紋屬于使用過程中產生的裂紋，絕大多數是由疲勞引起的。飛機結構件按靜強度要求是足夠安全的，但是在低于屈服極限，甚至彈性極限以下的交變應力反復作用下，會產生裂紋[1]。圖5還能得到，整塊腹板的受力不均勻，在鉚釘孔附近有較大應力，腹板其他位置應力變化也沒有規律，使得腹板的薄弱部位容易發生局部破斷而形成不穩定缺陷，這就會導致腹板整體結構產生褶皺，隨著載荷施加次數的增加，褶皺慢慢擴展產生細微裂紋，進而發展成為較大裂紋，影響結構強度[2]。

3 操作及維修建議

一個含有裂紋的構件，在承受靜載荷時，當達到臨界應力就會斷裂，但如果構件承受一個具有一定幅值的循環交變應力作用，裂紋在交變應力作用下就會緩慢擴展，當裂紋長度達到臨界長度時，裂紋發生失穩擴展，使得構件最終被破壞[3]。

事實上腹板在較小的交變應力作用下，結構不易產生疲勞裂紋，即使有裂紋其擴展速度也會慢得多，所以建議飛行員在踩踏剎車時應該更加規范，掌握合適的踩踏力度。

此外，機務人員應該制定定期檢修計劃，重視腹板裂紋帶來的危害。同時也可以在滿足試航要求的條件下更換斷裂韌度高、抗裂紋擴展性能好的材料，以保證結構有較高的剩余強度和減緩裂紋擴展的特性。

4 結語

由于在飛機維護過程中常發現剎車油缸支架固定腹板出現褶皺、裂紋，并且成為172R的主要故障之一，所以本文對剎車油缸支架固定腹板進行靜力學分析。通過維修圖紙獲得腹板結構尺寸，利用三維建模軟件CATIA對腹板建模，使用ANSYS分析腹板在受載荷過程中的應力和應變，得到腹板應力云圖。并對故障產生的原因進行理論性與實際性的分析，提出了操作和維修建議，以確保飛機的安全飛行。