直升機主起落架疲勞試驗技術研究

劉 明，鄧 文，李清蓉

(1.海軍駐景德鎮地區航空軍事代表室，江西景德鎮 333001;2.中航工業直升機設計研究所，江西景德鎮 333001)

0 引言

起落架是直升機上的關鍵液壓部件，在直升機著陸和滑行中要承受很大的載荷。直升機每次飛行都經歷著從起飛到著陸的周期性交變載荷作用的過程，其性能的好壞直接影響到直升機強度以及飛行安全。

直升機起落架疲勞試驗是模擬直升機著陸、地面滑行和起飛等狀態下起落架的疲勞強度試驗，是直升機起落裝置的試驗驗證項目之一［1］。針對新一代直升機著陸裝置疲勞定壽面臨的壽命指標高，著陸使用要求高、載荷難于全面模擬等難題，某型號直升機起落架疲勞定壽采用疲勞試驗方法。根據起落架結構和載荷特點設計了專用疲勞試驗臺，解決了試驗中三向載荷協調加載干涉、緩沖支柱壓縮量調整等技術難題，通過試驗驗證確定了起落架的疲勞危險區域，并為優化零件結構提供了依據。

1 起落架受力簡介

起落架所受的載荷大小根據測試、標定等處理方法獲得實測結果數據，根據所獲數據可以繪制出起落架機輪在滑行起飛段和著陸滑行段的載荷譜［2］。機輪所受的載荷譜可簡化成空間X、Y、Z三個方向的力，即航向載荷Px，側向載荷Py，垂直載荷Pz。垂直載荷與航向載荷的作用點在輪轂中心，側向載荷作用點在機輪接地點，如圖1所示。考慮到試驗的可實施性，對緩沖支柱、輪胎壓縮量進行了簡化，起落架疲勞試驗載荷譜分兩種受力狀態:第一種狀態是著陸情況，此時緩沖支柱壓縮量為L1，機輪壓縮量為a;第二種狀態是地面情況，此時緩沖支柱壓縮量為L2，機輪壓縮量為a，其中L1≠L2。每種狀態對應著不同的使用工況，每個工況對應著不同的載荷和次數。

圖1 主起落架加載示意圖

2 試驗關鍵過程分析

2.1 壓縮量變化時的試驗加載方案

為了模擬起落架在直升機上的安裝狀態，試驗過程中需要固定試驗件的兩個固定端，兩固定端與夾具的安裝及公差配合關系按真實裝機要求設計。緩沖支柱壓縮量發生變化時，機輪的中心點也發生了相應的變化，如圖2a。試驗過程中，力的加載位置也要跟隨機輪中心點位置的變化而變化，需通過調節載荷作動器的位置來實現加載中心的變化。

為了簡化試驗過程，選擇保持機輪的加載點不動，即三個作動器的加載位置不需改變。當緩沖支柱壓縮量發生變化后，相對應地移動試驗件的兩固定端到指定設計位置，即可實現緩沖支柱壓縮量發生變化時加載中心在試驗件上相對位置的改變，如圖2b所示。試驗加載方案如圖3所示，當緩沖支柱壓縮量變化時，通過移動試驗件的兩固定端，即可達到更換壓縮量的目的。這種方法提高了安裝精度，省去了移動三個載荷作動器，能夠減少繁重的安裝工作，縮短了整個試驗周期。

2.2 三向載荷的協調加載

目前在起落架著陸性能計算中普遍按剛性假設來進行，因為輪胎在受力壓縮后剛度急劇增大，接近剛性，因此受力后的輪胎模型可以按剛性假設來進行［3］。為了模擬機輪的受力情況，使用高強度鋼設計了機輪假件，其目的是代替機輪在起落架中的受力情況，使試驗過程中加載在起落架上的力與實際加載效果相同。

圖2 加載中心變化對比

三個方向的載荷加載存在以下幾個難點:

1)三向載荷同時加載在一個機輪假件上，所以必須滿足多方向的加載變形要求。

2)模擬機輪的安裝方式，后機輪假件在輪軸上可以自由轉動，受力不平衡易產生失穩以及偏轉。

3)緩沖支柱的油腔中注入的是液體，在加載過程中由于油腔的壓縮變形使得加載點會發生一定的波動。

由于以上幾個因素的影響，在試驗過程中加載中心容易發生波動，機輪假件容易失穩、偏轉，導致三向載荷相互影響，夾具容易產生干涉，甚至碰撞，增加了三向加載的困難。

通過對載荷譜進行分析比較，可以發現所有工況的載荷譜都有一個共同特點:每一個工況中，Pz的載荷在三向載荷中最大，方向始終為正，加載Pz之后，才開始加載Px，Py方向的載荷，所以可以使用Pz方向的載荷來限制Px，Py方向加載變形以及機輪假件的轉動。首先選擇Pz方向作動器的安裝方式，如圖4所示，在方案a中，加載Pz時，機輪假件受壓，屬于靜不定結構，當Px，Py方向加載之后，Pz的方向與輪軸軸心易發生偏心，機輪假件易發生偏轉。在方案b中，加載Pz時，機輪假件Z向承受較大的拉力，結構剛性加強，Px，Py方向加載不會影響Pz的施加。所以優先選擇了第二種方案，該方案中機構不但不會干涉、失穩、偏轉，還減小了試驗臺的尺寸。

在三向加載時，考慮到加載中心會發生一定的波動，三向作動器的自由度不能全部約束，采用在作動器的兩端安裝關節軸承設計，使得作動器有協調一定變形的能力。

圖4 載荷施加方案

試驗整體加載如圖5所示，試驗臺的原理是固定試驗件兩端，在起落架所要求的三個方向安裝載荷作動器，作動器所施加的力通過機輪假件傳遞給起落架，同時試驗臺還具備調整壓縮量、協調三向加載的能力。

2.3 緩沖支柱壓縮量調整裝置設計

不同工況對應不同緩沖支柱壓縮量，需要對緩沖器注入不同的油量來實現，在注油時容易混入氣體，氣體壓縮性大，一方面造成緩沖支柱受壓時活塞桿位置變化大，更嚴重的是由于該型機起落架為搖臂式結構，緩沖支柱活塞桿位置變化會導致加載點產生很大的位移量，使得加載大小和方向控制不準確，無法滿足試驗精度要求。為解決此難題，探索出一套有效的注油方法。設計一套液壓裝置用于緩沖支柱定量注油、放油，該裝置主要包括雙向變量泵、二位三通換向閥、快速排氣閥、流量計、單向閥等元件。根據緩沖支柱行程變化要求使用雙向變量泵對其定量注油或放油。試驗加載時，混雜氣體通過緩沖支柱上部油嘴由快速排氣閥排出，實現了著陸裝置油腔無多余混雜氣體，保證了加載精度要求。其工作原理如圖6所示。

圖5 主起落架試驗加載示意圖

圖6 變行程液壓裝置工作原理圖

3 試驗驗證及分析

3.1 試驗加載過程驗證

試驗過程中通過控制系統設置了較小的載荷誤差極限，控制系統顯示三向加載的波形良好，與要求相符合。如圖7所示，圖7a為某一工況要求的加載的波形，圖7b為系統采集的實際波形。數據如表1所示，三向載荷命令與反饋數據對比顯示試驗加載穩定，載荷波動量小，加載精度高。

圖7 載荷波形

表1 某一工況的實測數據采集 單位:N

通過對緩沖支柱施加一個靜載來驗證緩沖支柱壓縮量調整裝置是否符合設計要求，緩沖支柱的壓縮量隨著載荷大小的變化而變化，其實測數據如表2所示，繪制出的靜壓曲線如圖8。

表2 緩沖支柱靜載與壓縮量數據

從中可以得出三向載荷加載的實測值在理論值附近波動，其載荷最大誤差控制在3%以內。緩沖支柱的壓縮量控制在±3.1mm以內，遠小于試驗要求的±8mm。試驗過程中狀態穩定，三向載荷未發生干涉、失穩等狀態，緩沖支柱的壓縮量也達到了設計要求，整個試驗過程的誤差在可控范圍內，試驗真實準確。

3.2 試驗件提前破壞分析

在試驗過程中，起落架輪軸經過一定周期的載荷循環之后，試驗件上的機輪軸從根部發生開裂，試驗停止，起落架沒有達到設計壽命。機輪軸的材料是30CrMnSiANi2A，機輪軸過渡區采用的表面處理工藝為磷化處理。為了尋找起落架失效原因及其破壞模式，從結構設計、制造質量和試驗方法三個方面進行分析。斷口分析得出的結論是因為加工過程中產生小面積過熱或是氫脆引起晶界弱化，在試驗過程中形成沿晶斷裂源區［4］，同時輪軸根部的圓角尺寸小，造成應力集中過大，軸在未達到設計要求壽命的前提下，發生了斷裂，屬于疲勞破壞，由此可以確定輪軸根部是起落架上的疲勞危險區域。

圖8 緩沖支柱靜壓曲線

為了提高零件的疲勞壽命，可以從設計和工藝上采取一些措施，推遲初始疲勞裂紋的產生，改善零件的疲勞強度。首先，在允許零件重量適當增加的前提下，在根部采用了更大的圓角半徑尺寸來過渡，如圖9所示，這對于減緩局部應力，提高零件壽命具有非常顯著的效果。其次，提高零件加工過程中的表面質量，避免結構內部出現缺陷，同時使用合理的表面處理工藝。

圖9 更改設計前后

3.3 試驗結果分析

從整個試驗過程可以得出試驗件的危險區域在輪軸根部圓角處，此處因為存在較大的應力集中，所以容易發生斷裂。在使用過程中，需要定期檢查輪軸根部，避免因疲勞破壞而造成事故。通過對改進的主起落架進行疲勞試驗，完成了設計時所要求達到的疲勞壽命考核，保證了直升機飛行的安全壽命要求。

4 結論

1)設計了一套專用的直升機起落架疲勞試驗臺，解決了壓縮量更換時試驗臺的加載設計、三向載荷的協調加載以及緩沖支柱油腔中油液的調整等關鍵技術問題。

2)通過某型機起落架疲勞試驗考核，確定了零件的疲勞危險區域，并為優化零件結構及其疲勞壽命評定提供了依據。

3)某型號主起落架疲勞試驗的順利實施，為以后搖臂式起落架的疲勞試驗設計提供了可靠的技術參考和借鑒。

［1］《飛機設計手冊》總編委員會.飛機設計手冊，直升機設計［M］.北京:航空工業出版社，2005.

［2］劉克格，等.飛機起落架疲勞損傷估算及其特點［Z］.北京機械結構強度研究中心，2005.

［3］李孝松，等.起落架墜毀性能計算研究［J］.直升機技術，2010(3):16－21.

［4］王勝霞.起落架機輪軸斷口分析［Z］.中國直升機設計研究所，2011.