Cessna172R飛機(jī)剎車(chē)作動(dòng)筒活塞桿疲勞損傷的分析及維護(hù)

劉力

摘 要：該文分析了Cessna172R飛機(jī)剎車(chē)作動(dòng)筒活塞桿在操作中的受力情況，斷裂原因，結(jié)合實(shí)例說(shuō)明了疲勞損傷的特性以及對(duì)航空器安全的影響，并對(duì)活塞桿的疲勞損傷提供預(yù)防參考措施，對(duì)其今后的維護(hù)工作提出參考方法。

關(guān)鍵詞：疲勞損傷 活塞桿 應(yīng)力突變 時(shí)控件

中圖分類(lèi)號(hào)：TG115 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2015）01（c）-0066-02

疲勞損傷在航空領(lǐng)域一直是難題，而且危害性極大。某日，一架Cessna172R飛機(jī)在滑行過(guò)程中，機(jī)組反映左剎車(chē)失效，經(jīng)檢查發(fā)現(xiàn)該機(jī)左剎車(chē)作動(dòng)筒活塞桿與叉形接頭連接的螺紋根部斷裂。

1 受力分析

1.1 活塞桿的運(yùn)動(dòng)分析

Cessna172R飛機(jī)剎車(chē)作動(dòng)筒活塞桿在飛行操作中主要表現(xiàn)為兩種運(yùn)動(dòng)：一種是活塞桿在剎車(chē)作動(dòng)筒內(nèi)的上下往復(fù)運(yùn)動(dòng)，主要表現(xiàn)在剎車(chē)操作時(shí)；另一種是活塞桿帶動(dòng)剎車(chē)作動(dòng)筒的前后來(lái)回轉(zhuǎn)動(dòng)，主要表現(xiàn)在轉(zhuǎn)向操作時(shí)。而在實(shí)際操作中，活塞桿往往是作這兩種運(yùn)動(dòng)的復(fù)合運(yùn)動(dòng)，即腳蹬作動(dòng)時(shí)是伴隨著剎車(chē)和轉(zhuǎn)向這兩個(gè)過(guò)程，如圖1。

1.2 活塞桿的受力分析

通過(guò)活塞桿的運(yùn)動(dòng)分析可以看出，在操作時(shí)其主要受到兩種力的作用：一種是壓應(yīng)力，主要表現(xiàn)在剎車(chē)操作時(shí)；另一種是彎曲應(yīng)力，主要表現(xiàn)在轉(zhuǎn)向操作時(shí)。實(shí)際操作中，活塞桿是同時(shí)受這兩種力的作用，并且在長(zhǎng)期往復(fù)的操作中，作用力的大小、位置、方向不斷變化，如圖2。

2 疲勞損傷

2.1 疲勞損傷的特點(diǎn)

疲勞損傷是指由于重復(fù)荷載作用而引起的結(jié)構(gòu)材料性能衰減的過(guò)程，是循環(huán)載荷過(guò)程中的損傷累積，表現(xiàn)為疲勞裂紋的發(fā)生、發(fā)展、形成宏觀裂紋、發(fā)生破壞的全過(guò)程。

疲勞損傷的特點(diǎn)：載荷應(yīng)力是交變的；載荷的作用時(shí)間較長(zhǎng)；斷裂是瞬時(shí)發(fā)生的。對(duì)于航空器，尤其是在操縱系統(tǒng)等重要結(jié)構(gòu)上，這種突發(fā)的不可預(yù)期的破壞是災(zāi)難性的。

2.2 材料疲勞特性

材料的疲勞特性可以分為低周疲勞、高周疲勞和無(wú)限壽命三種。低周疲勞階段，材料所受的交變應(yīng)力較大，所以發(fā)生破壞時(shí)，循環(huán)次數(shù)較少，并有塑性變形；高周疲勞階段，材料所受的交變應(yīng)力較小，在經(jīng)過(guò)較多的循環(huán)次數(shù)后總會(huì)發(fā)生破壞；無(wú)線(xiàn)壽命階段，材料所受的交變應(yīng)力很小，低于材料的持久疲勞極限應(yīng)力，無(wú)論應(yīng)力循環(huán)多少次，材料都不會(huì)被破壞。

2.3 活塞桿疲勞斷裂分析

通過(guò)對(duì)多架次的Cessna172R飛機(jī)剎車(chē)動(dòng)作筒活塞桿的檢查和飛行數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)中發(fā)現(xiàn)，當(dāng)飛行空中時(shí)間和空地時(shí)間分別在 5000小時(shí)及以上，起落次數(shù)在10000次及以上時(shí)，活塞桿發(fā)生塑性變形的可能性較大。可見(jiàn)，活塞桿是在低周疲勞階段，受到的交變應(yīng)力較大，破壞時(shí)相應(yīng)的循環(huán)次數(shù)較少。同時(shí)也反映出操作人員在長(zhǎng)期操作中有使用不當(dāng)和用力過(guò)猛的情況。塑性變形如圖3：

在對(duì)發(fā)生斷裂的活塞桿的失效分析報(bào)告當(dāng)中可以看出，變形和斷裂一般是發(fā)生在第一螺紋根部，從上面的受力分析可以知道，這里的橫截面發(fā)生突變，由應(yīng)力公式：

P=F/A（P：截面瞬時(shí)平均應(yīng)力）

可知，當(dāng)橫截面A變小時(shí)，應(yīng)力P會(huì)增大，這就導(dǎo)致了應(yīng)力突變和應(yīng)力集中的發(fā)生。而疲勞裂紋和疲勞斷裂就常發(fā)生在形狀結(jié)構(gòu)急劇變化的會(huì)產(chǎn)生應(yīng)力集中的區(qū)域。

在對(duì)斷裂斷口的分析中可以看出，斷口平坦細(xì)膩，上面有主、次兩個(gè)疲勞區(qū)，有明顯的疲勞弧線(xiàn)和疲勞條帶特征。由此也可以看出活塞桿的斷裂性質(zhì)為疲勞斷裂，其斷裂與活塞桿所受的雙向彎曲應(yīng)力有關(guān)。如圖4。

3 預(yù)防維護(hù)

目前國(guó)內(nèi)外應(yīng)對(duì)航空器疲勞損傷的研究和分析主要是在航空新型材料的研究設(shè)計(jì)，航空器結(jié)構(gòu)的改進(jìn)設(shè)計(jì)等方面。對(duì)于機(jī)務(wù)一線(xiàn)人員來(lái)講，要掌握正確的預(yù)防維護(hù)方法和措施來(lái)減少和避免航空器結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)的由于疲勞損傷而導(dǎo)致的材料斷裂、系統(tǒng)失效的發(fā)生。

3.1 無(wú)損檢測(cè)

對(duì)長(zhǎng)期受到較大的交變應(yīng)力作用的部件，應(yīng)定期檢測(cè)其使用和磨損情況，對(duì)于疑似有塑性變形和裂紋的地方，可以通過(guò)磁粉或者滲透等無(wú)損檢測(cè)方法進(jìn)行檢測(cè)監(jiān)控。

3.2 活塞桿預(yù)防維護(hù)參考措施

在剎車(chē)或轉(zhuǎn)向時(shí)按照規(guī)范操作，動(dòng)作柔和，盡量避免在短時(shí)間內(nèi)頻繁的操作系統(tǒng)；將活塞桿檢查加入定期維護(hù)工作中以加強(qiáng)監(jiān)控；對(duì)于飛行空中時(shí)間和空地時(shí)間分別在5000小時(shí)及以上，起落次數(shù)在10000次及以上的飛機(jī)進(jìn)行重點(diǎn)檢查監(jiān)控；考慮將活塞桿列入時(shí)控件并定期更換檢測(cè)；詢(xún)問(wèn)飛機(jī)廠家改進(jìn)的設(shè)計(jì)方案，改進(jìn)材料的使用方案和改進(jìn)的操作、維護(hù)方案等。

4 結(jié)語(yǔ)

本文通過(guò)Cessna172R飛機(jī)左剎車(chē)失效的故障，了解了故障的原因是剎車(chē)活塞桿的斷裂，分析了活塞桿在工作中的運(yùn)動(dòng)和受力情況，得出了其斷裂是由于疲勞損傷造成的結(jié)論。最后針對(duì)活塞桿的維護(hù)，從規(guī)范操作和加強(qiáng)檢查監(jiān)控等方面提出了一些參考建議，希望對(duì)以后的維護(hù)工作有參考意義。對(duì)于文章中的錯(cuò)誤以及不妥之處，敬請(qǐng)閱者提出批評(píng)、建議，以便修改。

參考文獻(xiàn)

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