重着陆导致飞机机身前部结构损伤的力学分析

陈爽 赵铭

（中国民用航空飞行学院 飞机修理厂，四川 广汉618307）

某型通航飞机是国内外培训民航飞行员的重要初教机型，其高使用频率和轻型结构特征增加了机型的重着陆结构损伤风险，该型飞机机群中因不当着陆导致的机身前部损伤的概率超过10%。机身前部是极重要的受力结构区域，安装有多个操作系统部件，0号框上铆接有前起落架上、下安装座，安装有发动机。本文对重着陆时机身前部的受力情况、传力路径、易损结构件进行分析，有助于通航单位深入了解该机型的重着陆结构受力和损伤特点，避免重着陆损伤件的漏检，合理展开维修，保障飞行安全。

1 故障概要

学员不当操作导致飞机重着陆、跳跃着陆，引起该型飞机机身前部结构损伤。损伤主要为防火墙下部组件（0号框）变形，更严重的伴随机身0号框-4号框之间的结构件不同程度损伤，如前起落架安装框架组件、座舱控制台组件、座舱前部左、右侧地板、横纵向隔框、加强条、机身下部蒙皮等。

机身前部是极重要的受力结构区域，安装有发动机架，铆接有前起落架的上、下安装座，机身FS0.00～FS25.78区域装有方向舵脚蹬机构、方向舵操纵钢索、升降舵操纵摇臂组件、副翼和方向舵钢索滑轮组、副翼操纵部件、燃油存储箱、燃油选择开关组件及连接管路等部件。重着陆修理方案需重视重要结构件的检查、定位，确保修复前后各部件位置一致，受力不变。

2 重着陆诱因

波音公司将飞行器的重着陆事件定义如下：飞机着陆时垂直加速度超过规定极限值或者垂直方向上的速度超过规定值。

飞机着陆阶段，载荷来自2个部分：翼根载荷和起落架载荷。这里我们只进行起落架载荷诱因分析。飞机着陆分为对称着陆和非对称着陆，对称着陆是指飞机主起落架同时接地的情况。对于正常的着陆，接地瞬间，其理想状况应该是：升力约等于飞机的重力，升降率约为零，载荷接近1。以前起落架接地时刻为分界点，全机着陆的过程可以分为2个阶段：两点接地和三点接地阶段。在两点接地阶段，其运动方程可以描述为：Fs_m·cosα=(W-mz)/2，其中z为飞机机身垂直方向的加速度；Fs_m为缓冲支柱作用在机身上的力；α为机身参考线与地面之间的夹角；W为综合升力在内的飞机等效重量；m为整机质量。可见，垂直下降率过大或者垂直过载过大，即力Fs_m过大，会引起主起落架的重着陆。非对称接地的运动过程首先是单点接地阶段，其次是双点接地阶段。垂直下降率过大或垂直过载过大都会引起单个主起落架的重着陆。横滚角过大，会导致侧向负载过大，引起重着陆。由于起落架的设计受力方向是轴向的，侧向载荷过大也会引发重着陆。三点接地阶段，飞机绕重心作旋转运动，若俯仰角变化率过大，则前起落架触地时也会触发重着陆事件。

因此，引发重着陆的因素主要有：垂直加速度（垂直过载）、下沉率、侧向加速度（侧向载荷）、横滚角及俯仰角变化率。

值得注意的是，在飞机着陆过程中，如果发生前起落架先着地的情况，那么必须对飞机进行结构检查，因为飞机前起落架的负载承受能力要远小于主起落架。波音的维修手册中明确规定：如果前起落架先着地，即使 QAR所记录的最大负载没有超过限制值，也认为是重着陆，必须进行检查。

综上所述，俯仰角变化率、垂直加速度和下沉率、侧向加速度、前起落架先着地是前起落架重着陆的最重要诱因。

3 前起落架重着陆动力学分析

在飞机着陆过程中，飞机在垂直方向的减速会使飞机起落架会受到巨大的冲击作用力，起落架和飞机机身承受很大的冲击载荷。飞机的下沉速度大会导致飞机与地面的撞击载荷增加，使得的飞机起落架对飞机结构的最大冲击力增加。同时飞机下降速度的增加也会使得减震支柱的最大压缩行程增加，相应的减震支柱的最大作用力也会增加。侧向加速度过大引起的重着陆会使起落架和机身受到侧向过载。飞机正常着陆是指在飞机在着陆时其滚转角为0但具有一定的俯仰角的着陆情况，由于飞机俯仰角不为0(一般大于0)，所以飞机在着陆时首先是飞机主轮接地撞击，然后放平机身，前机轮再接地撞击，最后飞机平稳滑跑。故正常着陆的情况下，俯仰角变化率决定前起落架是否过载。飞机前起落架减震支柱最大压缩行程和最大减震支柱作用力随着俯仰角的减小而增大，故三点着陆时，前起落架减震支柱的最大压缩行程和最大减震支柱作用力最大。对前起落架而言，这是不利的载荷状况。因此三轮同时接地或前轮先接地时，前起落架重着陆造成结构损伤风险相当大。垂直加速度和下沉率、侧向加速度这些重着陆因素均可直接造成机身前部结构件损伤。

图1 某型飞机0号框下部组件有限元分析

4 某轻型飞机前起落架重着陆时载荷传递路线

世界上没有完全刚性的物体，任何物体在力的作用下都会产生变形，飞机的机身也不例外。在着陆过程中，它承受起落架的缓冲支柱作用力，它将在这个力的作用下变形并被激发出固有振动模态。机身刚度对主起落架的载荷影响不明显，但对于前起落架而言，由于机身较长，沿机身航向的机体变形较大，机体的柔性可以缓解起落架的着陆过载。原因在于机体结构可以依靠变形吸收部分冲击能量从而减轻起落架负载，机体储存的能量会随模态振动周期性释放出来。然而，当起落架重着陆时机身所受载荷如果超过其净强度、刚度限制，或着陆周期载荷引起结构疲劳累积，机身结构件就会发生裂纹或变形。

本文所研究的某轻型通航飞机为全金属半硬壳结构，机身包括前部、中部和尾锥三个部分，主要由成形隔框、纵向桁条、加强角片和蒙皮等构成。飞机安装有前三点式固定起落架，前起落架安装于0号框至2号框之间的中下部，主起落架安装于5号框与6号框之间的纵向加强隔框上。

前起落架接地时地面撞击载荷产生于前起落架轮胎和地面之间。地面载荷由轮胎传递给减震支柱，再通过减震支柱将载荷传递给减震支柱外筒，再由减震支柱外筒通过前起落架上部安装座和下部安装座传递给机体。机体通过隔框、蒙皮和桁条来吸收由冲击载荷产生的剪切负载，在重着陆情况下，可能致使机体的隔框腹板或蒙皮褶皱变形，隔框、桁条变形。

本文讨论的某型飞机机头的0号框属于加强框，承受来自发动机、起落架的集中力并把这些力以分布剪流的形式传到机身后侧的结构件。由于加强框受集中载荷较大，是飞机结构的重要承力部件，加强框和普通框的区别在于加强框有较强的缘条和较厚的腹板。然而当重着陆冲击载荷使0号框承受过大的冲击应力时，腹板会失稳发生永久形变。0号框腹板变形是该型飞机重着陆损伤的普遍情况，发生率超过机群数量的10%。更加严重的重着陆会导致机身0号框-4号框之间的结构件不同程度损伤。与0号框腹板相铆接的前起落架安装框架组件和其后部的座舱控制台组件是重要传力路径，因受到过大的法向力而腹板皱褶变形，缘条弯曲。机身前部的各横、纵向隔框、加强条等结构件因承受过大剪力、弯矩而弯曲变形，与之相铆接的机身下部蒙皮皱褶变形。

我们利用有限元软件对进行0号框下部组件建模计算，板及加强筋采用各向同性壳单元模型，铆钉采用梁单元模型。通过非线性分析，可以看到在起落架固定位置的上部出现较大的法向位移，与飞机结构实际发生的结构变形非常类似。