飛機前起落架艙門拉桿支撐板故障分析

屈直　郭琦　蹇凡

【摘 要】某型飛機前起落架艙門傳動拉桿支撐板發生裂紋。針對該問題，本文對前起落架艙門傳動拉桿支撐板的傳力路徑、裝配形式等方面進行詳細分析，并利用有限元法進行仿真，確定裂紋產生的原因并對支撐板結構形式進行了優化設計。

【關鍵詞】支撐板裂紋;有限元;優化設計

中圖分類號： O346.1;O241.82文獻標識碼： A 文章編號： 2095-2457（2019）36-0133-002

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.36.060

【Abstract】The crack appears at the edge of support plate of a certain aircraft landing gear door.Focus on this problem，this paper analyzes the load path and assembling type of support plate，then the reason of crack appears will be confirmed and the optimizing support plate structure will be designed by FEA.

【Key words】Crack;FEA;Optimization

0 前言

起落架機構和起落架艙門在飛機起飛和著陸時，按照特定的驅動順序實現起落架收放和起落架艙門的開關[1]。起落架通過拉桿將驅動力傳遞給起落架艙門接頭，隨后艙門在接頭的拉動下，進行開關。本文對某型飛機前起落架艙門傳動拉桿支撐板出現裂紋的原因進行分析，對支撐板傳力路徑、裝配形式等方面進行詳細分析，并利用有限元進行仿真，找出裂紋產生的原因，并對支撐板進行了優化設計。

1 故障描述

飛機前起落架艙門傳動拉桿支撐板后端部螺栓處附近出現裂紋，零件發生裂紋后腹板一側會向上有一個厚度左右距離的上翹，裂紋示意圖見圖1。

圖1 裂紋位置示意圖

2 原因分析

2.1 前起落架艙門傳動拉桿支撐板主要承受前起艙門蒙皮的氣動載荷和沿航向向前順時針方向的扭矩[2]。初步分析，支撐板剛度不足，零件后部易發生形變，導致后部端頭螺栓處傳載較大。

2.2 墊圈進入零件R區約1.4mm，造成應力集中，腹板與螺栓裝配處有壓痕及損傷，在交變載荷作用下容易產生裂紋。

2.3 前起落架艙門傳動拉桿支撐板腹板與周邊結構三面連接，在裝配過程很難避免零件不貼合，連接時存在帶應力裝配，導致該區域應力急劇上升。

3 有限元仿真

經過有限元仿真，支撐板在承受極限載荷工況下，最大應力為470MPa，出現在零件較窄一側彎邊處（圖2中I處），與實際斷裂處一致。支撐板材料為2024-T42，抗拉強度為σb=390MPa，材料剩余強度系數為η=σb/σ=0.83。[3]因此在極限載荷工況下，支撐板較窄一側彎邊處會發生斷裂，與飛機實際斷裂處一致。同時發現在連接接頭鉚釘連接處（圖2中II處）受力較其他區域明顯，應力值為144MPa，在后續的優化過程中，需考慮此兩處的應力水平。

圖2 原機支撐板受力云圖

4 優化方案

方案一：將支撐板厚度由1.5mm更改為2mm。

方案二：支撐板厚度不變，在其部增加1個1.5mm厚L形角片，“背靠背”連接。

圖3 新增L形角片受力云圖

表1 4種方案有限元結果對比（應力單位：MPa）

方案三：支撐板厚度不變，在其后部增加1個2mm厚L形角片。

方案四：支撐板厚度更改為2mm，后部增加1個2mm厚L形角片。

四個方案結果對比見表1。

5 結論

經過對比，方案三和方案四可較大降低原機結構的應力水平，兩種方案在L形角片上應力值基本相同，但方案四在支撐板上的應力值比方案三低約28%。因此選擇方案四作為設計更改，同時對緊固件進行補加工，避免墊圈進入零件R區，降低應力集中系數。綜上所述，飛機前起落架艙門傳動拉桿支撐板裂紋產生的原因已查明，優化措施已明確。

【參考文獻】

[1]《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.

[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]王明強，朱永梅，劉文欣.有限元網格劃分方法應用研究[J].機械設計與制造，2004（1）：22-24.