收放載荷對某型飛機起落架安裝結構耐久性影響分析

張 斌，馬 林，黃曉霞，朱親強

(1.空裝駐南昌地區(qū)軍事代表室，江西 南昌，330024;2.航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024)

0 引言

起落架安裝結構的可靠性關系到飛機是否能安全著陸，一旦發(fā)生故障，后果不堪設想。沈海軍、劉毅2011年總結了擁有40多年運營歷史的波音737飛機16次主起落架安裝部位故障的服務通報，發(fā)現(xiàn)其存在疲勞斷裂、腐蝕等故障，波音公司因此將主起落架梁和機翼后梁接頭重新設計，部分結構采用定期檢查的方式進行更換。由此我們可以看出關鍵部位開展耐久性設計的必要性。

在對起落架安裝結構進行設計時，首先要考慮的就是起落架傳遞給安裝結構的載荷。在進行耐久性設計時，載荷譜的準確性直接決定了結構設計的好壞。賈錦等人2014年總結了目前典型起落架的通用載荷譜分析方法，將起落架載荷譜劃分為著陸階段和地面操縱階段，其中地面操縱階段包含剎車、轉彎和牽引。2011年劉克格、閆楚良針對實測譜進行分析時，著重強調了對著陸階段的數(shù)據(jù)分析。目前行業(yè)內均參照該方法進行起落架載荷譜編制，可以看出，目前的方法往往忽視了起落架收放載荷的影響，認為收放載荷不是主載荷，但是一旦收放機構設計不合理，正常的起飛著陸收放甚至地面維護性收放都會對安裝結構造成不可忽視的損傷。同時，依據(jù)《軍用飛機結構強度規(guī)范第6部分：重復載荷、耐久性和損傷容限》（GJB67.6A-2008)3.2.1.4.6節(jié)要求考慮起落架放下和收起下的載荷。

1 結構介紹

某型飛機起落架安裝結構典型裂紋如圖1所示。其起落架轉軸安裝接頭示意圖如圖2所示，接頭材料為LC9，材料具體參數(shù)見表1。接頭主要承受起落架支柱傳遞的垂向、航向載荷及其力矩。由于該型飛機起落架收放作動筒工作時未增加緩沖節(jié)流裝置，收放時轉軸安裝接頭還需承受作動筒發(fā)出的較大航向載荷，因而接頭設計時需考慮收放載荷對接頭的損傷。

圖1 某型飛機起落架安裝結構典型裂紋

圖2 結構示意圖

表1 LC9材料性能數(shù)據(jù)

2 起落架載荷譜

某型飛機起落架設計載荷譜由全停著陸譜A、B和著陸觸地復飛譜AA、BB四種譜型組成，各譜型載荷狀態(tài)構成及次數(shù)見表2。表2中在每次全停著陸譜中均加入1次收放載荷；著陸觸地復飛譜中均加入2次收放載荷,用以反映真實收放次數(shù)。

某型飛機起落架設計載荷譜的編排原則為：全停著陸譜與著陸觸地復飛譜的比例為4：1；A著陸撞擊及振蕩與B著陸撞擊及振蕩的比例為1：1。按照上述編排原則，前起落架疲勞載荷譜以10個起落為一個周期，即每完成一個由A→B→A→B→A→B→A→B→AA→BB組成的程序塊，相當于完成了10個起落，以此為周期，循環(huán)執(zhí)行。

表2 某型飛機起落架設計載荷譜

3 譜載及危險部位的確定

為真實反映實際結構，采用實體單元建立轉軸接頭、支柱、收放作動筒、安裝軸承及螺栓等組合有限元模型。整體模型通過定義接觸對來模擬結構與緊固件之間的關系，與結構實際連接情況一致；通過MPC單元定義前起外筒與收放作動筒之間的連接關系。有限元模型如圖3所示。與表2載荷狀態(tài)對應的譜載見表3，載荷情況1-27的載荷作用點如圖3所示。載荷情況28、29為起落架收上位置時的載荷，作用點為支柱上作動筒安裝點，沿作動筒軸向。

為確定疲勞危險部位，將表3中譜載載荷施加到有限元模型中進行應力分析，結果表明各載荷情況下最大主應力全都位于航向筋條上，說明該處為轉軸接頭的疲勞危險部位。典型情況譜載6下，轉軸安裝接頭最大主應力為225.6MPa，如圖3所示。

采用名義應力法進行耐久性分析，筋條處應力集中系數(shù)為1.7，起落架設計載荷譜一個周期由A→B→A→B→A→B→A→B→AA→BB組成的加載程序塊，相當于完成了10個起落，共518個載荷數(shù)，并通過雨流計數(shù)得到筋條處的名義應力譜，見表4。

表3 起落架譜載

圖3 有限元模型及譜載6下轉軸接頭最大主應力（單位：MPa）

表4 轉軸安裝接頭筋條處名義應力譜

4 構件的S-N曲線

構件的S-N曲線可通過基本S-N曲線進行修正后 得 到。 轉 軸 接 頭 材 料 為LC9，σb＝510MPa，σ0.2＝410MPa，由《航空結構連接件疲勞分析手冊》第248頁查得材料的等壽命曲線數(shù)據(jù)（Kt=2和Kt=3），根據(jù)Kt=2和Kt=3的等壽命曲線數(shù)據(jù)插值得出Kt=1.7的等壽命曲線數(shù)據(jù)，見表5。

表5 LC9材料的等壽命曲線數(shù)據(jù)

在實際中，零件的表面光潔度、尺寸大小、加載類型等與標準件均有差別，因此需要對材料的S-N曲線數(shù)據(jù)進行修正，修正方法如下：

式中：σa—構件S-N曲線應力幅；

σa′—修正后的構件S-N曲線應力幅；

Ks—表面粗糙度修正系數(shù)，根據(jù)結構加工質量，取Ks=0.95；

Cs—尺寸大小修正系數(shù)，取Cs=0.85；

C1—加載類型修正系數(shù)，取C1=1。

則：σa′=KsCsC1σa0.95×0.85×1×σa=0.8075σa。

5 耐久性計算

對表5中等壽命曲線數(shù)據(jù)進行修正后，表4中各級峰谷值只有17、18級情況對轉軸安裝接頭筋條產(chǎn)生損傷，則轉軸接頭裂紋處筋條的疲勞壽命估算如下：

表4中的應力譜一個周期的損傷為0.000088395。

則總計可使用的周期為：

每個周期為10個起落，疲勞分散系數(shù)取4，則轉軸接頭筋條的估算壽命為11313.6/4×10=28284個起落。

6 不考慮收放載荷下耐久性計算

下面進行不考慮收放載荷下的耐久性計算，將載荷譜表2中收放載荷情況去除，將各載荷情況下對應的最大主應力帶入譜中，經(jīng)雨流計算后得到不考慮收放載荷筋條處名義應力譜見表6。對表5中等壽命曲線數(shù)據(jù)進行修正后，各級峰谷值對轉軸安裝接頭筋條均未產(chǎn)生損傷。

表6 不考慮收放載荷筋條處名義應力譜

考慮收放載荷后，由幾乎無損傷變?yōu)槊恐芷趽p傷0.000088395。耐久性壽命由無限壽命減少為28284個起落。說明收放載荷對該型飛機起落架安裝結構損傷不可忽略，需引起關注，甚至有必要進行收放結構改進優(yōu)化，以提高耐久性壽命。

7 結語

本文針對某型飛機起落架轉軸安裝接頭進行了耐久性分析，重點分析了載荷譜中是否考慮收放載荷的影響，分析結果表明，起落架轉軸安裝接頭在考慮收放載荷后，耐久性壽命下降。由此可知，該型飛機起落架安裝結構設計時，收放載荷是不可忽視的關鍵因素，需引起重視。建議采取措施降低安裝結構所受到的收放載荷，以提高使用壽命和可靠性。