某型飛機前起支架失效機理分析

摘 要:本文通過研究、測試安裝支架受力情況，運用Pro/E軟件對安裝支架構造三維模型，將模型輸入ANSYS軟件進行有限元分析，得出該型安裝支架失效機理。

關鍵詞:支架Pro/E有限元ANSYS

中圖分類號:V22文獻標識碼:A文章編號:1674-098X(2011)08(c)-0074-02

1 支架介紹

某型飛機前起落架安裝支架是通過四個支板，用十二顆螺栓固定在機身零號框上，承受飛機在起飛著陸過稱中的沖擊、拉壓、振動所引起的復雜交變載荷以及飛機重著陸的過載，見圖1。最近，該型飛機在進行結構檢修時，連續發現幾架飛機的安裝支架在同一位置出現了相同性質的裂紋，見圖2，按手冊要求當安裝支架上任何位置出現裂紋和尺寸超標現象時，必須立即更換，否則將可能在此處產生斷裂，導致安裝支架失效，造成嚴重的飛行事故。(如圖1圖2）

2 受力分析

該型飛機起落架采用的是油氣式減震方式。在飛機起飛、著陸、停放過程中都會壓縮輪胎和減震支柱。對于飛機前起落架在起飛、著陸、停放中最大受力是多少？特別是在著陸過程中所受的最大沖擊力，找到這個最大沖擊力，我們就可以分析前起落架安裝架在這個過程中所受最大力的情況。

在對整個前起落架系統觀察分析后，發現每個前起落架減震支柱的外筒與內筒在壓縮過程中都會在內筒鍍鉻層上留下一環薄薄的潤滑脂油跡(屬正常)，見圖3。通過測量最下端油跡處到外筒端口處的直線距離，就可得到該減震支柱在著陸過程中最大壓縮量。為了獲得減震支柱在著陸過程中所受到的最大壓力，我們特設計并制作了測試平臺，見圖3圖4。

3 前起落架測試和支架探傷

將最近在修理廠進行檢修的8架飛機的前起落架減震支柱進行壓力測試，并將8件前起安裝支架進行磁粉探傷，測試和探傷情況見表1所示。

根據表1的數據，選定序號為20014的支架所承受的最大沖擊載荷為支架失效機理分析中的最大沖擊載荷，

4 安裝支架物性參數

該型飛機屬國外公司生產，安裝支架的材料，目前國內沒有相關的文獻資料。安裝支架系飛機中重要承力件，直接影響飛行安全，可靠性要求很高，因此，確定焊接材料和工藝必須有針對性、正確性、可靠性。為了弄清楚安裝支架的材料，從安裝支架上截取了材料樣件，使用ARC-MET930光譜分析儀進行測試。

根據測試結果，可以確定此種材料為國外15CDV6合金鋼，近似我國(GB/T3077-1988標準)15CrMnMoVA結構合金鋼。

安裝支架材料的物性參數:

彈性模量:E=206e9Pa;

泊松比:μ=0.3;

材料屈服極限:σs=1190Mpa;

材料強度極限:σb=1263Mpa。

5 有限元分析

5.1 有限元介紹

有限元分析(FEA，Finite Element Analysis)的基本思想是用較簡單的問題代替較復雜的問題后再求解。它將求解域看成是由許多稱為有限元的小的互連子域組成，對每一單元假定一個合適的(比較簡單的)近似解，然后推導求解這個域總的滿足條件(如結構的平衡條件)，從而得到問題的解。這個解不是準確解，而是近似解，因而實際問題被較簡單的問題所代替。由于大多數實際問題難以的到準確的解，而有限元不僅計算精度高，而且能適應各種復雜形狀，因而成為行之有效的工程分析手段。

有限元分析可分成3個階段—前處理、求解和后處理。前處理是建立有限元模型，完成單元網格劃分;后處理則是采集處理分析結果，使用戶能簡便提取信息，了解計算結果。

一般彈性體的平衡微分方程:

幾何方程:

物理方程:

物理方程表述應力分量與應變分量之間的關系，對于完全彈性的各向同性體，由廣義虎克定律描述為:

ANSYS是融結構、熱、流體、電磁、聲學于一體的大型通用有限元分析軟件，可廣泛用于工業、鐵道、石油化工、航空航天、機械制造、能源、汽車交通、國防軍工、電子、土木工程、造船、生物醫學、輕工、地礦、水利、日用家電等工業及科學研究中。

5.2 PRO/ENGINEER建模

要在ANSYS中進行有限元分析，就必須建立支架的三維數字模型，然而ANSYS軟件只能對比較簡單的零部件進行數字建模，對較復雜的零部件數字建模無法實現。針對支架結構較復雜的情況，采用PRO/E強大的三維建模功能對其進行三維數字建模，將PRO/E的三維模型調入到ANSYS軟件中進行有限元分析。

Pro/E所建支架的三維數字模型如圖5。

5.3 有限元分析

將Pro/E模型到入ANSYS軟件中，對支架的有限元分析模型進行計算求解后，得到支架的應力分布云圖，如圖6所示。

從圖6可以看出，安裝支架所受的最大應力為226MPa，應力最大處在上支管和主安裝管之間的焊縫處，即產生裂紋的位置。

6 支架失效機理分析

由支架有限元分析結果可知，在最大沖擊載荷作用下，其最大應力σmax=226MPa，而15CrMnMoVA鋼的屈服強度為σ=1190MPa，由此可計算其安全系數為:

如果僅考慮靜強度，支架是安全的，而在飛機的實際運動中，支架主要是受交變載荷的作用，因此只考慮靜強度是不夠的，而須對支架的交變疲勞強度進行校核，對于一定的材料，根據不同的表面光潔度、尺寸、加載方式、溫度、腐蝕環境、平均應力和殘余應力以及應力集中，疲勞極限的變化范圍很大，但在應用于具體設計之前此疲勞強度值要予以大大降低。如根據交變力來考慮疲勞極限，那么該值的變化范圍基本上為抗拉強度的1%～70%，對于大于的零部件，僅尺寸效應來說，將該值降低15～25%也不為過。因此考慮以上因素，支架的極限疲勞強度σu可由下式計算:

—尺寸影響因素，取=0.75

計算可得=369MPa

從上面計算結果可以看出，支架材料的極限疲勞極限強度大于最大工作應力，支架不應該產生裂紋。然而支架是焊接結構件，在最大應力正好處于焊縫處，由于焊縫分為兩個區:焊縫區和熱影響區，焊縫區的機械性能基本與母材一致，疲勞極限強度與母材相當，熱影響區受焊接熱影響作用，該區晶相組織復雜，晶粒粗大，疲勞極限強度遠遠低于母材。前面測試得出的機械性能均為支架母材的參數，其遠遠高于焊縫處材料的疲勞極限強度。

綜合上述分可以得出，支架裂紋處的實際工作應力大于該處材料的疲勞極限強度，隨著支架使用時間的增大，交變應力作用次增多，此處必然會產生疲勞裂紋。因此，可以判定支架產生裂紋的失效機理為:由于支架結構設計不合理，導致上支管和主安裝管之間的焊縫處的應力過大，隨著支架使用時間增加而產生疲勞裂紋。