升降舵操縱鋼索斷裂原因

王裕林，楊 帆，倪科宇，張 勇

（中國(guó)民航飛行學(xué)院 新津分院，成都611431）

飛行控制系統(tǒng)（FCS）中，升降舵操縱系統(tǒng)是重要組成部分之一，負(fù)責(zé)完成飛機(jī)的俯仰功能，其工作穩(wěn)定性對(duì)飛行性能和飛行安全有重要影響。升降舵操縱系統(tǒng)大部分傳動(dòng)是通過鋼索實(shí)現(xiàn)，它可以傳遞長(zhǎng)距離的負(fù)載，能夠承受多種載荷及交變載荷，在抗拉強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度和沖擊韌性等性能上有明顯的優(yōu)勢(shì)[1]。鋼索在使用過程中的受力情況比較復(fù)雜，容易造成鋼索材質(zhì)的損傷。某型號(hào)飛機(jī)在飛行過程中升降舵操縱失效，檢查發(fā)現(xiàn)該機(jī)升降舵上部操縱鋼索在飛機(jī)尾部的U型接耳球型接頭處發(fā)生斷裂，破斷鋼索的宏觀形貌見圖1。本工作對(duì)失效鋼索進(jìn)行綜合分析，尋找鋼索失效原因。

圖1 斷裂鋼索的宏觀形貌Fig.1 Appearance of fracture cable

1 升降舵操作系統(tǒng)工作原理分析

升降舵操作系統(tǒng)示意圖見圖2。通過操作操縱管，實(shí)現(xiàn)升降舵的旋轉(zhuǎn)動(dòng)作，作用力是通過推拉傳動(dòng)桿、雙臂曲柄、上升鋼索、下降鋼索、滑輪和雙頭搖臂組成的系統(tǒng)傳遞到升降舵組件，升降舵操縱鋼索末端直接與雙向搖臂相連接，升降舵雙頭搖臂操作結(jié)構(gòu)主要由上升操縱鋼索、下降操縱鋼索、U型接耳、雙臂搖臂機(jī)構(gòu)等零件組成。雙臂搖臂機(jī)構(gòu)通過螺栓安裝在水平安定面的鉸鏈上，升降舵舵面組件通過螺栓安裝在雙臂搖臂機(jī)構(gòu)上，為了受力分析進(jìn)行簡(jiǎn)化處理，示意圖見圖3。

圖2 升降舵操作系統(tǒng)示意圖Fig.2 Elevator control system diagram

圖3 升降舵操縱鋼索尾部接頭示意圖Fig.3 Elevator control cable tail connector diagram

雙向搖臂實(shí)現(xiàn)了將駕駛的直線運(yùn)轉(zhuǎn)變?yōu)樯刀娴男D(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，是連接機(jī)體與升降舵組件的關(guān)鍵部位，受到鋼索拉力和空氣阻力等綜合力作用。

2 斷裂故障分析

事后委托中國(guó)民航科學(xué)技術(shù)研究院對(duì)失效鋼索斷裂的性質(zhì)和原因進(jìn)行分析，電子顯微鏡下觀察失效件發(fā)現(xiàn)，鋼索斷口比較平齊，沒有明顯的頸縮和宏觀塑性變形；斷裂從鋼絲表面兩側(cè)多源起源向中心擴(kuò)展，擴(kuò)展區(qū)可見疲勞條帶，并呈現(xiàn)雙向彎曲的疲勞特征，失效鋼索斷口圖片見圖4。從這些特征可以判別鋼索的斷裂是疲勞斷裂所致。

事發(fā)飛機(jī)由于常年露天停放，雨水和雜質(zhì)滲入到固定螺栓與雙臂搖臂螺桿安裝孔襯套之間，引起兩者銹蝕并銹死。斷裂鋼索尾部的U型接耳不能在雙頭搖臂上靈活轉(zhuǎn)動(dòng)，卡死在升降舵中立位，即升降舵處于中立位時(shí)，U型接耳處于水平位置，與升降舵操縱鋼索呈一條直線。斷裂發(fā)生在鋼索的端頭部位，在該部位鋼索易發(fā)生局部彎折。當(dāng)連接鋼索的U型接耳轉(zhuǎn)動(dòng)受阻時(shí)，鋼索端頭部位受到的附加彎曲應(yīng)力增大，鋼索長(zhǎng)期處于這種非正常工作狀態(tài)下易發(fā)生彎曲疲勞斷裂。

圖4 失效鋼索斷口圖片F(xiàn)ig.4 Failure cable fracture pictures

3 升降舵鋼索有限元受力分析

3.1 鋼索的載荷和受力分析

升降舵在中立位時(shí)的操縱鋼索的工作張力P0＝158.76N，當(dāng)升降舵向上轉(zhuǎn)動(dòng)28°上死點(diǎn)時(shí)操縱鋼索的工作張力P1＝68.04N，當(dāng)升降舵向下轉(zhuǎn)動(dòng)23°下死點(diǎn)時(shí)操縱鋼索的工作張力P2＝113.40N，張力在鋼索中產(chǎn)生的拉伸應(yīng)力按式（1）計(jì)算：

式中，KL為拉伸應(yīng)力不均勻系數(shù)，一般取KL＝1.2；P為鋼索張力；A為鋼索內(nèi)所有鋼絲橫截面面積之和：

鋼索在工作時(shí)只能受拉而不能受壓，當(dāng)鋼索的U型夾固定不轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，在上死點(diǎn)和下死點(diǎn)位時(shí)鋼索彎曲半徑最小，鋼索的彎曲應(yīng)力最大。鋼索的彎曲應(yīng)力可以按巴赫公式計(jì)算：

式中，Ec為鋼索的拉伸彈性模量，它不僅低于鋼絲材料的彈性模量，而且具有一定的非線性，一般來說航空鋼索的平均拉伸彈性模量約為1.5e11Pa，d為鋼絲直徑，D為鋼索的彎曲直徑。根據(jù)巴赫公式，鋼索的彎曲應(yīng)力與彎曲直徑成反比，彎曲直徑越小，鋼索的彎曲應(yīng)力越大[2]。由此可以推斷，如果鋼索發(fā)生疲勞破斷，彎曲直徑最小處將是其疲勞最薄弱部位。當(dāng)升降舵向上轉(zhuǎn)動(dòng)到上、下死點(diǎn)時(shí)，鋼索靠近球形端頭處的鋼索彎曲半徑最小[3]，此時(shí)受到彎曲應(yīng)力最大，鋼索的實(shí)際破斷部位與理論分析結(jié)果相一致，且在鋼索破斷區(qū)域存在小段的鋼絲，表明鋼索是以雙向彎曲應(yīng)力為主要控制因素的疲勞斷裂。

3.2 鋼索有限元受力分析

采用ANSYS WORKBENCH有限元方法模擬U型接耳在轉(zhuǎn)動(dòng)受阻情況下，分別模擬當(dāng)升降舵在中立位、上死點(diǎn)、下死點(diǎn)三種不同情況下的鋼索受力情況。鋼索材料選擇材料庫(kù)的Structural steel，彈性模量1.5e″Pa，泊松比0.3，選擇20節(jié)點(diǎn)的六面體單元[4－5]，設(shè)置端面各圓周單元大小0.3mm，掃掠路徑單元大小為0.4mm，利用掃掠的方法對(duì)鋼索進(jìn)行網(wǎng)格劃分[6－8]。鋼索端是由球形接頭與U型接耳進(jìn)行連接，鋼索與球形接頭采用壓接方式固定，在受力分析過程中，邊界條件中選取球頭端的鋼索圓柱形面進(jìn)行固定約束，另一端施加拉力載荷，對(duì)鋼索承受的應(yīng)力進(jìn)行有限元求解。

3.3 計(jì)算結(jié)果及分析

從計(jì)算分析結(jié)果可知，三種工況下，鋼索與球頭交接處受到的應(yīng)力最大。在升降舵處于上死點(diǎn)時(shí)，鋼索的最大應(yīng)力分布在鋼索彎折處的最下部，最大應(yīng)力為拉應(yīng)力，大小為43 579Pa（如圖5所示），是三種工況下受到的最小應(yīng)力。在升降舵處于中立位時(shí)，鋼索的最大應(yīng)力沿交接處圓周方向分布，最大應(yīng)力為拉應(yīng)力，大小為57 803Pa（如圖6所示）。在升降舵處于下死點(diǎn)時(shí)，鋼索的最大應(yīng)力分布在鋼索彎折處的最上部，最大應(yīng)力為拉應(yīng)力，大小為60 639Pa（如圖7所示），是三種工況下受到的最大應(yīng)力。

從計(jì)算分析結(jié)果的應(yīng)力云圖可知在鋼索最大應(yīng)力分布在鋼索的彎折處，與通過對(duì)鋼索斷口的宏觀微觀觀察，結(jié)合理論分析對(duì)升降舵操縱系統(tǒng)進(jìn)行綜合分析的結(jié)論相吻合。

4 結(jié)論

圖5 升降舵上死點(diǎn)時(shí)鋼索應(yīng)力分布圖Fig.5 Elevator cable equivalent stress distribution with the upper dead point

圖6 升降舵中立位時(shí)鋼索應(yīng)力分布圖Fig.6 Elevator cable equivalent stress distribution with the neutral position

圖7 升降舵下死點(diǎn)時(shí)鋼索等效應(yīng)力分布圖Fig.7 Elevator cable equivalent stress distribution with the lower dead point

通過對(duì)鋼索斷口的宏觀微觀觀察，利用有限元分析方法，模擬U型接耳轉(zhuǎn)動(dòng)受阻的鋼索受力情況。結(jié)合對(duì)升降舵操縱系統(tǒng)進(jìn)行綜合分析。研究結(jié)果表明，鋼索斷裂的主要原因是連接升降舵鋼索的U型接耳轉(zhuǎn)動(dòng)受阻，導(dǎo)致鋼索在端頭部位受到的附加彎曲應(yīng)力增大，從而產(chǎn)生雙向彎曲疲勞斷裂。

通過本次斷裂原因分析，為避免以后再次發(fā)生類似問題，采取預(yù)防性措施：將飛機(jī)操縱鋼索U形接耳的安裝方法、檢查和潤(rùn)滑要求納入到定檢維護(hù)工作中；建議制造廠家對(duì)該U形接耳連接方式進(jìn)行改進(jìn)，將雙臂搖臂襯套設(shè)計(jì)為魚眼軸承。

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