某型飛機起落架艙上蒙皮振動測量與分析

陶劉遠，曾俊，張穎

（貴州貴航飛機設(shè)計研究所，貴州 安順 561000）

該型飛機為梁式機翼結(jié)構(gòu)，故障蒙皮位于主梁、前梁和根肋組成的三角區(qū)域，是非主要承力構(gòu)件。為確定裂紋性質(zhì)，對發(fā)生裂紋故障的上蒙皮進行了斷口分析。結(jié)論表明，各斷口均可見疲勞條帶特征，部分斷口可見疲勞弧線特征，蒙皮的開裂性質(zhì)為疲勞開裂，有的飛機使用僅170多個飛行小時就開始出現(xiàn)裂紋。為了搞清楚該處蒙皮短期內(nèi)疲勞開裂的原因是否與振動有關(guān)，并提出改進方案，對起落架艙的振動情況進行了一系列的計算與實測分析。

1 結(jié)構(gòu)與故障情況簡介

1.1 起落架艙結(jié)構(gòu)簡介

飛機機翼主起落架艙布置為第1肋、前梁及主梁構(gòu)成的三角形區(qū)域，主要有第2、3、4肋和上、下蒙皮、波紋加強板等結(jié)構(gòu)件。其中第 1、2、3、4肋為鈑金肋，翼肋的上、下緣條與蒙皮進行連接，構(gòu)成了機翼主起落架艙的框架，具有維持氣動外形和提供主起落架等成附件安裝空間的作用。上蒙皮是厚度為1.5 mm的LC4蒙皮板，由材料手冊可知LC4-CSQ-δ1.5，σb=480 MPa，σ0.2=400 MPa，σ－1=138 MPa，E=66 000 MPa。上蒙皮與翼肋之間安裝了厚度為1.5 mm的LY12波紋加強板，上蒙皮與前油箱蒙皮、后油箱蒙皮及1肋相連接，結(jié)構(gòu)如圖1所示，波紋加強板如圖2所示。

1.2 故障蒙皮簡介

裂紋故障分布如圖3所示，A處裂紋位于靠近前梁的 4肋緣條與蒙皮連接處，裂紋均出現(xiàn)在鉚釘孔邊，孔邊附近蒙皮有向上凸起變形，且有鉚釘頭翹邊現(xiàn)象。B處裂紋位于起落架轉(zhuǎn)軸上部靠近前梁處，位于機翼4肋、前梁和主梁構(gòu)成的三角形區(qū)域。C處裂紋位于主梁外端與機翼后油箱壁板搭接處，從裂紋表現(xiàn)形式看，裂紋從鉚釘孔邊開裂，沿機翼展向貫穿5顆鉚釘。D處裂紋位于3肋與4肋之間靠近主梁處，從裂紋的表現(xiàn)形式來看，裂紋多出現(xiàn)在蒙皮中間距離鉚釘較遠處，且裂紋多為 Y字型放射狀，附近蒙皮有向上凸起變形的痕跡。可見故障區(qū)域主要集中在3肋和4肋附近。

為確定裂紋性質(zhì)，從某架飛機上將發(fā)生裂紋故障的上蒙皮送到中航工業(yè)失效分析中心進行了斷口分析。通過宏微觀觀察、能譜分析、金相檢查以及拉伸試驗等，分析結(jié)論為：各斷口均可見疲勞條帶特征，部分斷口可見疲勞弧線特征，蒙皮的開裂性質(zhì)為疲勞開裂；蒙皮基體組織比較均勻，各斷口源區(qū)未見冶金缺陷和過燒現(xiàn)象。

從結(jié)構(gòu)形式上來看，此處蒙皮有加強波紋板，又與肋連接，剛度很強變形不會太大。受載主要是機翼整體變形產(chǎn)生的應力和氣動載荷，肋上安裝的成品質(zhì)量都不大（小于5 kg），根據(jù)肋與肋的間距，蒙皮的厚度可以排除壁板顫振的可能。為了查明蒙皮裂紋的原因到底是飛機執(zhí)行新訓練任務使得載荷加重，最終導致疲勞壽命下降，還是該處結(jié)構(gòu)固有特性設(shè)計有問題導致動載荷過大使得疲勞壽命大幅下降，作了如下的分析與測量。

2 理論計算分析

在起飛、降落階段，該型飛機起落架艙下蒙皮會隨起落架收起、放下或飛行中密封性差，可能會引起氣流擾動導致上蒙皮的強迫振動。若低頻大振幅會引起結(jié)構(gòu)的局部應力過大，再疊加上飛機的靜載荷產(chǎn)生的應力后，可能會超過設(shè)計應力水平，導致結(jié)構(gòu)很快疲勞破壞或者一次性破壞。高頻小振幅，雖然應力水平低，但是循環(huán)次數(shù)高，會使結(jié)構(gòu)加速疲勞破壞。根據(jù)起落架艙的結(jié)構(gòu)形式和材料屬性，利用MSC Patran建立動力有限元模型，如圖4所示。計算出上蒙皮的固有頻率，如圖5所示。

從計算結(jié)果來看，故障部位的固有頻率主要集中在150 Hz左右，遠遠大于飛機大部件的固有頻率，蒙皮振動不會與機翼運動發(fā)生耦合。考慮機翼在大過載載變形時，此處蒙皮靜力載荷比較大，如果疊加高頻動載，而動載較大時可能會超過材料疲勞門檻值，大大降低此處蒙皮的壽命。

3 飛行實測與分析

對飛行訓練中出現(xiàn)的局部結(jié)構(gòu)裂紋故障問題，通過對機翼蒙皮故障區(qū)域的振動測量，獲取故障區(qū)域的振動數(shù)據(jù)，為故障分析提供數(shù)據(jù)支撐。

3.1 振動實測部位及參數(shù)

根據(jù)起落架艙蒙皮故障范圍，振動測量點6個，實測振動參數(shù)見表1。動應變測量點10個，見表2。測量位置如圖6所示。

表1 振動測量部位及參數(shù)

表2 動應變測量部位及參數(shù)

3.2 振動實測結(jié)果與分析

在某部隊，結(jié)合飛行訓練進行了飛行實測，實測包括了飛行的滑跑、起飛、機動和降落階段，測量結(jié)果如圖7所示。

1）功率譜分析。采用 welch法對測試得到的數(shù)據(jù)進行譜密度分析，從圖8可以看出，在高頻區(qū)域中故障發(fā)生的區(qū)域3—4肋和4肋后這兩處測得的振動量級是2—3肋的10倍左右，左右機翼相當。從頻譜分析來看，起落架艙測量的振動數(shù)據(jù)主頻在 200～300 Hz左右，大于計算得到的固有頻率。從時域信號看，同樣起落架艙三角區(qū)結(jié)構(gòu)振動的幅值與飛機的法向過載 Ny密切相關(guān)。從時域圖時間歷程曲線和頻譜特征看，左右機翼飛機在做大過載機動動作時，某些時點上有振動沖擊現(xiàn)象。頻域功率譜密度最大值的頻率區(qū)間在200～500 Hz的中頻頻段，左右機翼振動量級和應力相當。

2）動應力分析。根據(jù)實測的數(shù)據(jù)進行計算得出各位置的正應變和正應力，結(jié)果見表3、表4。可以看出，應力值不大，均小于起落架艙上蒙皮的σb。左右機翼不對稱可能由于飛機姿態(tài)導致。

從測量結(jié)果上來看，飛機作大過載機動時，機翼受載大，變形也較大，此時故障區(qū)域蒙皮以靜載壓應力為主。取蒙皮材料（LC4）的彈性模量E=7.1 GPa，將各位置動應力實測數(shù)據(jù)進行綜合應力換算，結(jié)果如圖9所示，綜合應力的計算公式為：

通過實測數(shù)據(jù)可統(tǒng)計出各故障部位附近應變與過載的關(guān)系如圖10所示。可知應力主要是跟過載有關(guān)，與有限元計算應力結(jié)果相當，見表5。

裂紋處的綜合應力大小與過載大小密切相關(guān)，其值隨過載的增加而增加。通過對各測量點應力歷程進行自功率譜分析，對比了機動飛行段和平飛段的功率譜，對實測動應變按照10 Hz進行低通濾波處理（小于10 Hz可認為是靜載），發(fā)現(xiàn)由飛行過載引起的靜載遠遠大于振動引起的動載（大約是100倍左右），所以起落架艙蒙皮以飛行過載引起的靜載為主。

表3 起落架艙三角區(qū)振動應變參數(shù)正應變極值統(tǒng)計

表4 起落架艙三角區(qū)振動應變參數(shù)正應力極值統(tǒng)計

表5 貼片位置應力實測與計算值的對比

4 結(jié)論

1）起落架艙三角區(qū)故障區(qū)域振動量級大于非故障區(qū)域；

2）起落架艙三角區(qū)結(jié)構(gòu)振動的幅值與飛機的法向過載Ny密切相關(guān)；

3）起落架艙三角區(qū)振動頻域功率譜密度最大值的頻率區(qū)間在200～500 Hz的中頻頻段；

4）起落架艙三角區(qū)故障區(qū)域以靜載為主，飛機機動過載產(chǎn)生的靜載遠大于振動產(chǎn)生的動載。