飛機(jī)主起落架撐桿接頭疲勞壽命分析

閔強(qiáng)， 余清思， 王學(xué)斌， 余繼紅

(中航工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所， 成都610091)

飛機(jī)主起落架撐桿接頭疲勞壽命分析

閔強(qiáng)， 余清思， 王學(xué)斌， 余繼紅

(中航工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所， 成都610091)

某主起落架結(jié)構(gòu)在設(shè)計(jì)初期的疲勞試驗(yàn)中暴露出撐桿接頭為疲勞薄弱部位，不能滿足飛機(jī)壽命的要求，需要對撐桿接頭進(jìn)行結(jié)構(gòu)改進(jìn)設(shè)計(jì)。運(yùn)用MSC.Fatigue疲勞壽命分析軟件，以設(shè)計(jì)初期的撐桿接頭疲勞試驗(yàn)壽命為基礎(chǔ)，對材料的S-N曲線進(jìn)行適當(dāng)修正得到零構(gòu)件的S-N曲線，然后運(yùn)用“類比法”，對改進(jìn)后的撐桿接頭采用起落架實(shí)測載荷譜進(jìn)行疲勞壽命分析。這種零構(gòu)件壽命分析方法計(jì)算結(jié)果可靠性較高，分析后認(rèn)為改進(jìn)的撐桿接頭能夠滿足飛機(jī)壽命的要求，在后期的主起落架疲勞試驗(yàn)中改進(jìn)設(shè)計(jì)的撐桿接頭通過了疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證。

撐桿接頭；疲勞壽命；類比法；載荷譜；疲勞試驗(yàn)

引言

起落架是飛機(jī)主要承力部件之一，是飛機(jī)起飛、著陸、滑行和在地面停放時(shí)所必需的支撐系統(tǒng)。它承受著飛機(jī)與地面接觸時(shí)產(chǎn)生各種復(fù)雜載荷，以防止飛機(jī)其他結(jié)構(gòu)遭受破壞。起落架工作性能的好壞及可靠性直接影響著飛機(jī)的安全和使用。隨著航空科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，起落架結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)思想由最初的靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)發(fā)展到如何實(shí)現(xiàn)長壽命、高可靠性和低維修成本的起落架設(shè)計(jì)。

實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)的長壽命設(shè)計(jì)就需要在設(shè)計(jì)時(shí)能夠?qū)Y(jié)構(gòu)的壽命進(jìn)行分析評估。學(xué)術(shù)界對結(jié)構(gòu)疲勞壽命的研究已經(jīng)很多年了，針對結(jié)構(gòu)疲勞壽命計(jì)算評估方法也提出了許多模型和準(zhǔn)則，由于疲勞累積損傷機(jī)理的復(fù)雜性，目前在工程上較多實(shí)際應(yīng)用的還是Miner線性累積損傷理論。

文獻(xiàn)[1]針對某主起落架在疲勞試驗(yàn)時(shí)出現(xiàn)裂紋的轉(zhuǎn)軸結(jié)構(gòu)進(jìn)行斷口金相檢查和定量分析。文獻(xiàn)[2]統(tǒng)計(jì)了某飛機(jī)主起落架輪半軸的外場故障信息，提出了結(jié)構(gòu)改進(jìn)設(shè)計(jì)原則和細(xì)節(jié)。文獻(xiàn)[3]采用名義應(yīng)力法和Miner線性疲勞損傷累積理論分析了主起落架疲勞關(guān)鍵件的活塞桿零件的疲勞壽命。

本文以某主起落架結(jié)構(gòu)在設(shè)計(jì)初期的疲勞試驗(yàn)中破壞的撐桿接頭為對象，運(yùn)用MSC.Fatigue疲勞壽命分析軟件，采用Miner線性累積損傷理論進(jìn)行壽命分析。以設(shè)計(jì)初期撐桿接頭疲勞試驗(yàn)破壞壽命為基礎(chǔ)，對撐桿接頭材料S-N曲線進(jìn)行修正，使得計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相同，然后將修正后的S-N曲線當(dāng)作是撐桿接頭零構(gòu)件S-N曲線，用于改進(jìn)設(shè)計(jì)的撐桿接頭疲勞壽命分析，以指導(dǎo)撐桿接頭結(jié)構(gòu)的重新設(shè)計(jì)。

1初期設(shè)計(jì)

某主起落架結(jié)構(gòu)采用撐桿-支柱式結(jié)構(gòu)布局，如圖1所示。主起落架結(jié)構(gòu)主要由支柱外筒、活塞桿、撐桿、作動(dòng)筒、機(jī)輪等部件組成，其中可折疊式撐桿與支柱外筒的撐桿接頭相連接。

圖1主起落架結(jié)構(gòu)

起落架結(jié)構(gòu)應(yīng)能滿足飛機(jī)要求的疲勞壽命(飛行起落次數(shù))。綜合考慮到試驗(yàn)件個(gè)數(shù)、材料分散性、載荷譜嚴(yán)重性以及疲勞試驗(yàn)壽命固有的分散性等因素，疲勞試驗(yàn)需要考慮分散系數(shù)，依據(jù)GJB67A的要求，疲勞試驗(yàn)分散系數(shù)一般取4～6，綜合考慮該起落架結(jié)構(gòu)、材料、載荷等因素、該起落架結(jié)構(gòu)選取5的疲勞試驗(yàn)分散系數(shù)。

依據(jù)飛機(jī)典型任務(wù)剖面、飛機(jī)重量、重心等性能數(shù)據(jù)，遵循“地-空-地”的原則，編制起落架理論載荷譜，進(jìn)行疲勞試驗(yàn)[4-5]。

在疲勞試驗(yàn)進(jìn)行到目標(biāo)疲勞壽命的約60%時(shí)，主起落架外筒撐桿接頭R區(qū)破壞，外筒結(jié)構(gòu)模型如圖2所示。

圖2外筒結(jié)構(gòu)模型圖

撐桿接頭破壞形式如圖3所示，從斷口金相分析中可以清晰地看到疲勞源(起始點(diǎn))、光滑區(qū)(疲勞裂紋的擴(kuò)展)、粗粒區(qū)(瞬時(shí)斷裂)，認(rèn)為該破壞形式為正常的疲勞破壞。

樣本數(shù)據(jù)包括中國長三角地區(qū)的江蘇省、浙江省和上海市，樣本區(qū)間為2005—2014年。各變量的統(tǒng)計(jì)性描述特征如下。

圖3撐桿接頭疲勞破壞圖

2改進(jìn)設(shè)計(jì)

為滿足該型飛機(jī)壽命的要求，需要對主起落架進(jìn)行結(jié)構(gòu)改進(jìn)設(shè)計(jì)。在主起落架結(jié)構(gòu)不進(jìn)行大改動(dòng)的前提下，對撐桿接頭局部進(jìn)行結(jié)構(gòu)補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計(jì)，主要改進(jìn)措施為：

(1) 撐桿接頭的內(nèi)部孔深由35mm減小到24mm，使得內(nèi)部孔避開承受彎剪載荷的截面。

(2) 撐桿接頭根部轉(zhuǎn)接圓弧倒圓由R3增大到R5，提高抗疲勞性能。

修改前后撐桿接頭結(jié)構(gòu)對比如圖4與圖5所示。

圖4撐桿接頭初期設(shè)計(jì)

圖5撐桿接頭改進(jìn)設(shè)計(jì)

為評估改進(jìn)后撐桿接頭結(jié)構(gòu)是否降低了應(yīng)力集中水平，進(jìn)行一個(gè)細(xì)節(jié)有限元分析。在主起落架數(shù)模里選取一段主起落架支柱外筒結(jié)構(gòu)，建立局部主起落架支柱外筒的有限元模型，在撐桿接頭區(qū)細(xì)化網(wǎng)格，在局部模型兩端約束邊界，如圖6所示，這樣建立起的撐桿接頭區(qū)域模型能較真實(shí)地模擬實(shí)際受載情況。

圖6撐桿接頭有限元模型

起落架外筒材料為高強(qiáng)鋼，材料屬性參見表1[6]。

表1材料屬性

在撐桿接頭承載部位施加單位載荷，計(jì)算比較撐桿接頭圓弧倒圓區(qū)的應(yīng)力，初期設(shè)計(jì)的撐桿接頭計(jì)算應(yīng)力云圖如圖7所示，改進(jìn)設(shè)計(jì)的撐桿接頭計(jì)算應(yīng)力云圖如圖8所示。

圖7初期設(shè)計(jì)撐桿接頭單位載荷下應(yīng)力云圖

圖8改進(jìn)設(shè)計(jì)撐桿接頭單位載荷下應(yīng)力云圖

(1)

由此可知改進(jìn)后的撐桿接頭圓弧倒圓區(qū)應(yīng)力集中要小于初期設(shè)計(jì)，這有利于提高撐桿接頭圓弧倒圓區(qū)的疲勞壽命。

3疲勞壽命分析

在飛機(jī)設(shè)計(jì)初期，起落架疲勞試驗(yàn)是按照“地-空-地”原則編制的理論載荷譜進(jìn)行的，采用“雨流法”處理撐桿理論載荷譜，如圖9所示。

圖9初期設(shè)計(jì)撐桿理論載荷譜(500個(gè)起落)

名義應(yīng)力法[7-8]是最早形成的疲勞壽命分析方法，其基本假定：對于相同材料制成的任意構(gòu)件，只要應(yīng)力集中系數(shù)KT相同，載荷譜相同，則它們的壽命相同。該方法可靠，但是由于零構(gòu)件的幾何形狀和載荷情況千變?nèi)f化，在絕大多數(shù)情況下保證應(yīng)力集中系數(shù)KT和載荷相同是不現(xiàn)實(shí)的，于是產(chǎn)生了改進(jìn)的名義應(yīng)力法，即對材料的S-N曲線修改，得到零構(gòu)件的S-N曲線，然后估算其壽命。

對材料的S-N曲線進(jìn)行修改得到零構(gòu)件的S-N曲線，需要修改的因素很多，通常包括疲勞缺口系數(shù)Kf、尺寸系數(shù)ε、表面質(zhì)量系數(shù)β、加載方式CL等因素。

(2)

式中：σa對應(yīng)于材料的S-N曲線的應(yīng)力，而Sa對應(yīng)于零構(gòu)件的S-N曲線的應(yīng)力。

按照Miner線性損傷累積準(zhǔn)則對初期設(shè)計(jì)的撐桿接頭R區(qū)進(jìn)行疲勞壽命分析，通過對超強(qiáng)鋼材料的疲勞S-N曲線進(jìn)行適當(dāng)?shù)恼{(diào)整，使計(jì)算的疲勞壽命與初期疲勞試驗(yàn)破壞壽命相當(dāng)，這樣就獲得了一條結(jié)構(gòu)構(gòu)件的S-N曲線。由于改進(jìn)后的撐桿接頭除了尺寸上有略微改動(dòng)外，工藝制造性能等均未發(fā)生改變，因此這條零構(gòu)件的S-N曲線可以用于改進(jìn)后的撐桿接頭疲勞壽命分析。這種以一個(gè)結(jié)構(gòu)構(gòu)件的試驗(yàn)結(jié)果來“類比”分析另一個(gè)相似結(jié)構(gòu)構(gòu)件的應(yīng)力-壽命計(jì)算方法得到的壽命評估結(jié)果可靠性較高[9]。

參考超強(qiáng)鋼材料的S-N曲線，在MSC.Fatigue軟件[10]里整體適當(dāng)?shù)卣{(diào)整材料S-N曲線，得到一條調(diào)整后的S-N曲線，使初期設(shè)計(jì)的撐桿接頭R區(qū)的計(jì)算壽命與試驗(yàn)壽命相當(dāng)，這條調(diào)整后的S-N曲線就是零構(gòu)件S-N曲線，如圖10所示。

圖10超強(qiáng)鋼S-N曲線

初期設(shè)計(jì)的撐桿接頭R區(qū)疲勞壽命計(jì)算結(jié)果如圖11所示，由于采用的是100個(gè)起落塊譜輸入，因此計(jì)算的初期撐桿接頭R區(qū)壽命為100×(3N/100)=3N個(gè)起落次數(shù)(N為飛機(jī)要求的飛行起落次數(shù)，5N為目標(biāo)疲勞壽命)，這與試驗(yàn)的破壞次數(shù)60%目標(biāo)疲勞壽命相當(dāng)。

圖11初期設(shè)計(jì)撐桿接頭R區(qū)壽命云圖(100個(gè)起落塊譜輸入)

由于有前期驗(yàn)證飛機(jī)的試飛實(shí)測數(shù)據(jù)，在后期改進(jìn)結(jié)構(gòu)的疲勞分析與試驗(yàn)中均采用起落架實(shí)測載荷譜，采用“雨流法”處理撐桿實(shí)測載荷譜，如圖12所示。

圖12改進(jìn)設(shè)計(jì)撐桿實(shí)測載荷譜(500個(gè)起落)

比較圖9與圖12可知，在載荷值以及循環(huán)次數(shù)上，實(shí)測載荷譜比理論載荷譜嚴(yán)重程度均有所降低。

運(yùn)用圖10調(diào)整后得到的零構(gòu)件的S-N曲線，采用實(shí)測載荷譜來分析改進(jìn)設(shè)計(jì)后的撐桿接頭疲勞壽命，計(jì)算結(jié)果如圖13所示。圖13采用的是500個(gè)起落塊譜輸入，因此改進(jìn)設(shè)計(jì)的撐桿接頭R區(qū)壽命為500×(4.5N/100)=22.5N個(gè)起落次數(shù)，遠(yuǎn)能夠滿足5N個(gè)目標(biāo)起落次數(shù)的疲勞試驗(yàn)的需要。

圖13改進(jìn)設(shè)計(jì)撐桿接頭R區(qū)壽命云圖(500個(gè)起落塊譜輸入)

完成主起落架結(jié)構(gòu)修改后，針對改進(jìn)設(shè)計(jì)的主起落架進(jìn)行了實(shí)測載荷譜的疲勞試驗(yàn)。改進(jìn)設(shè)計(jì)的撐桿接頭通過了5.5N個(gè)起落次數(shù)疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證，結(jié)構(gòu)未發(fā)生破壞，由于疲勞試驗(yàn)的起落數(shù)已經(jīng)能夠滿足飛機(jī)起落架目標(biāo)疲勞壽命的要求，試驗(yàn)中止。

4結(jié)束語

本文針對某型飛機(jī)主起落架結(jié)構(gòu)在初期設(shè)計(jì)中暴露出的疲勞薄弱部位——外筒撐桿接頭R區(qū)，以設(shè)計(jì)初期疲勞破壞試驗(yàn)壽命為基礎(chǔ)，對材料的S-N曲線進(jìn)行適當(dāng)調(diào)整，得到一條構(gòu)件的S-N曲線，然后對改進(jìn)的撐桿接頭進(jìn)行實(shí)測載荷譜下的疲勞壽命分析，分析認(rèn)為改進(jìn)后的結(jié)構(gòu)能夠滿足飛機(jī)壽命要求，在后期的主起落架疲勞試驗(yàn)中，改進(jìn)設(shè)計(jì)的撐桿接頭通過了疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證，未發(fā)生結(jié)構(gòu)破壞。

這種以一個(gè)構(gòu)件的疲勞試驗(yàn)結(jié)果“類比”分析另一個(gè)近似構(gòu)件的疲勞壽命評估方法，計(jì)算結(jié)果可靠性較高，可以為其他機(jī)械結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析提供一個(gè)較可靠的評估方法。

[1] 胡春燕,劉新靈,陳星,等.主起落架上轉(zhuǎn)軸開裂原因分析[J].航空學(xué)報(bào),2014,35(2):461-468.

[2] 于冠龍,徐健.某型飛機(jī)主起落架機(jī)輪半軸裂紋故障分析[J].飛機(jī)設(shè)計(jì),2010,30(3):39-41.

[3] 劉卉,呂洪玉.某型飛機(jī)主起落架活塞桿壽命分析[J].機(jī)械設(shè)計(jì)與制造,2007(6):47-49.

[4] 管德,酈正能.飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2005.

[5] 劉克格,閆楚良.飛機(jī)起落架載荷譜實(shí)測與編制方法[J].航空學(xué)報(bào),2011,32(5):841-848.

[6] 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊總編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(第三冊):材料[M].北京:航空工業(yè)出版社,1997.

[7] 姚衛(wèi)星.結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析[M].北京:國防工業(yè)出版社,2003.

[8] 陳勇,馬閱軍,夏立群,等.飛機(jī)舵機(jī)作動(dòng)器局部應(yīng)力與疲勞壽命分析[J].強(qiáng)度與環(huán)境,2014(1):57-64.

[9] 王東鋒,汪定江,王新坤.構(gòu)件安全疲勞壽命估算中的p-S-N曲線修正[C]//第二屆中國航空學(xué)會(huì)青年科技論壇文集.北京:航空工業(yè)出版社,2006:507-513.

[10] 王國軍.MSC.Fatigue疲勞分析實(shí)例指導(dǎo)教程[M].北京:機(jī)械工業(yè)出版社,2009.

Fatigue Life Analysis of the Strut Joint ofAircraft Main Landing Gear

MINQiang,YUQingsi,WANGXuebing,YUJihong

(AVIC Chengdu Aircraft Design & Research Institute, Chengdu 610091, China)

The fatigue weak parts of strut joint of an airplane main landing gear has been found in the initial fatigue test, and the strut joint need improved on later-stage design. The fatigue life has been analyzed by the software MSC Fatigue. Based on the result of earlier fatigue test, a comparative method has been used to analyze the fatigue life of improved design strut joint by the modified material S-N curve, and the result of comparative method is reliable. The improved design strut joint has been analyzed of the measured load spectrum, and the result show that the improved design strut jointcan satisfy with the request of the airplane life, and get across the fatigue test of main landing gear at late verification experiment.

strut joint; fatigue life; comparative method; load spectrum; fatiguetest

2016-04-06

閔 強(qiáng)(1985-),男,四川成都人,工程師,主要從事飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析方面的研究,(E-mail)minqiang11@163.com

1673-1549(2017)02-0032-05

10.11863/j.suse.2017.02.07

V215.51

A