Cessna 172飛機起落架螺栓損傷分析

張鵬飛

（中國民用航空飛行學院，四川 廣漢 618300）

Cessna 172天鷹系列飛機，是歷史上生產量最多的單引擎四座小型飛機。在國內某飛行學校，Cessna 172天鷹系列飛機為其飛行訓練的主要機型，起降次數和飛行小時數目前在國內市場都是排在首位。飛行學校內最主要訓練的科目為起飛和降落，據統計其Cessna 172R平均每1000h就要飛2000個起落以上，而起落架是飛機起落過程最關鍵的系統，與飛機的安全緊緊相連。

Cessna 172R起落架配置形式為前三點式，這種配置形式能夠保證飛機在地面運動的穩定性較好。主起落架結構構造較為簡單，主起落架支柱由6150合金彈簧鋼管和高強度的7075-T73鋁合金鍛造連接件構成，用螺栓固定在機身底部。如圖1所示，該起落架彈簧管經機體外端襯套進行保持，再由一固定螺栓穿過其彈簧鋼管部分將其固定在飛機機體內。

圖1 主起落架示意圖

由于螺栓固定后基本密封在隔框內，只能通過觀察彈簧管的使用情況或在定時翻修時才能發現螺栓和螺栓孔的損傷情況，而此時問題已經產生，起落架性能下降，在著陸時容易產生安全事故。所以通過對螺栓工作原理和損傷部位特征進行分析，查找引發螺栓受損的主要原因，降低故障率和受損程度，正是本文研究探討的目的。

1 受力分析

飛機訓練期間主起落架分為空中和地面兩個狀態，在空中主要只受空氣阻力；在地面，起落架狀態分為著陸時、滑行期間、機輪離地時和飛機停放四個主要方面。固定螺栓主要承受起落架彈簧管帶來的剪切力矩，由于有襯套作為彈簧管縱軸約束，所以螺栓承受的就是起落架彈簧管與內隔框所帶來的交變力矩，據觀察著陸狀態時起落架形變最大，所以我們就主要分析最重要的飛機著陸狀態。

主起落架在著陸時主要承受機輪觸地面的慣性力和機輪與地面的摩擦力，在此過程中襯套對于彈簧管只起保持作用，固定螺栓則承受彈簧管對螺栓的剪切力，具體體現在螺栓與彈簧管的上下端接觸點。

2 有限元分析

有限元計算模型建立的原則：在保證符合工程實際工況的情況下，盡量簡化模型以節約計算機資源，減小計算量以及計算時間。

基于有限元計算模型的建立原則，結合前面所作的受力分析，在充分考慮起落架相關組件的結構、載荷傳遞方式、邊界約束特點并經過一定量的反復試算后，確定了起落架隔框結構的簡化幾何模型見圖2。由于機身內隔框與機身通過鉚接與螺栓連接等方式緊密結合，所以我們將機身內隔框進行簡化。

圖2 局部結合結構

圖3 透視圖

本文所研究的是起落架系統固定螺栓部分，這部分主要由起落架彈簧管、機身內隔框、固定螺栓、螺帽組成。如圖2所示，起落架固定螺栓依次穿過機體內隔框，主起落架彈簧管鋼體部穿出部分由螺帽進行固定。

材料屬性選擇：在材料的選擇方面，彈簧管材料選擇6150合金彈簧鋼，內隔框材料選擇2024-T3鋁，材料的力學性能和材料的特性參數如表1所示。

表1 材料特性

螺栓材料根據其成分分析決定，然后根據其成分進行查找牌號進行分析，成分分析如表2。

表2 螺栓成分分析

定義約束和邊界條件：添加邊界條件時，盡可能根據真實情況下的受力和約束情況，考慮到起落架所受載荷和約束，添加的邊界條件如下：由于忽略內隔框與機身的相對位移，所以將內隔框施加三個方向的固定約束。由于彈簧管外側有一個襯套進行約束，所以在彈簧管上施加Y軸上的位移約束。

載荷的計算：本文在計算固定螺栓有限元分析時，主要分析飛機著陸階段，因為若將Cessna 172R飛機主起落架在飛機日常訓練期間承受載荷做載荷譜，載荷最大值則為著陸狀態，所以將著陸狀態當做主要狀態進行分析。

由于無法獲得起落架工作時承受的外載荷的精確值（載荷譜），故采用模擬仿真的方法：根據現有數據，建立一組有限元計算模型，按實際工況估計并設定外載荷值，查看其應力分布與云圖。（為了使螺栓受力點呈現的更加清晰，所以將著陸數據設置為接近飛機最大著陸重量1157kg）。

在圖4所示的彈簧管上施加5000N（外載荷設定值即飛機著陸而作用在彈簧管上的載荷值經估計取為5000N）的均布載荷，方向為 Z正向，還有2000N（設定值為機輪觸地的摩擦力）施加在彈簧管上，方向為Y正向。將內隔框進行全方位位移約束。計算得出各組件的應力云圖分別見圖4、5。

根據圖4顯示，螺栓和起落架接觸的上接觸點和下接觸點為應力最大點，綜合上述分析可知，有限元計算模型得出的結果與受力分析情況基本吻合，由此可證明有限元計算模型的簡化、單元設置、材料性能參數定義、網格劃分、約束條件設置、載荷施加符合實際工況。

圖4

圖5

3 故障敘述

在某架飛機進行例行檢修，拆除起落架固定螺栓時，發現固定螺栓螺紋與隔框螺栓孔均有損傷，且都是螺紋式損傷。完好的內隔框螺紋孔與螺栓中部本應都是光滑無磨損的，但從圖中可以看出，螺栓表面的磨損非常嚴重，內隔框螺栓孔也有螺紋狀損傷，這些損傷已經影響到了自身的力學性能，給起落架整體結構帶來很大的安全隱患。

從圖6中可以看出，磨損最嚴重的區域距離螺栓頭部20～45mm，根據結構數據對比，這段磨損最嚴重的部位對應的是螺栓與彈簧管的上接觸點至中空部位。而彈簧管上端點對應的螺栓直徑比正常直徑少了0.8mm。

圖6 （螺栓中部）

圖7 （內隔框螺栓孔）

由圖8所示，磨損部位在中部靠近螺栓頭部區域，圖4有限元分析結果顯示，彈簧管與螺栓上接觸點剪切力為最大值，在磨損區域內，且徑向磨損0.8mm，給飛機起落的安全性會帶來重要影響，且此次事件不是首例。

圖8 螺栓整體圖片

對螺栓表面與內隔框損傷的觀察發現，內隔框磨損與螺栓螺紋螺距相似，是由于安裝時造成安裝角不正確，使螺栓螺紋與內隔框進行相互磨損。后續在內隔框有損傷的情況下，起落架交變載荷的作用致使內隔框與彈簧管相對應的螺栓孔錯位，導致本身配合間隙較小的螺栓被彈簧管螺紋孔部分所切，致使螺栓磨損。在這種情況下，交變載荷會使螺栓受損情況加劇，安裝角度改變，若不加以控制，螺栓會持續磨損，使螺栓的力學性能下降，起落架結構性能失效。

4 預防措施

起落架固定螺栓安裝過后內部空間結構密閉，無法從外部觀察到螺栓孔與螺栓的受損情況，即使發生螺栓與螺栓孔磨損也無法檢測到，所以我們要進行相關改進：

（1）改進裝配工藝規程，正確工具進行安裝與拆卸，固定螺栓要定時進行力矩檢查。

（2）控制安裝誤差，減小裝配應力，安裝時注意安裝角度，避免螺紋受損。

（3）減少檢查周期，定時進行起落架艙檢查，及時進行螺栓的檢查與更換。

5 結語

本文基于此類飛機起落架固定螺栓損傷問題開展分析，通過仿真、試驗及理論研究的方法，研究該處螺栓的載荷特性，以及螺栓損傷情況。從而使用完善的裝配工藝規程，控制安裝誤差，減小裝配應力，減少檢查周期等方式進行預防固定螺栓磨損問題，從而減少起落架方面故障。