民用飞机静力试验机轮假件加固方案研究

曹士旭

【摘 要】介绍了民用飞机主起落架上用于静力机试验用加载装置机轮组件的设计加固过程，机轮假件是静力试验中传递载荷的起点，具有较高的强度要求。针对试验要求设计了一个主起机轮，在制造过程中出现了影响机轮强度的焊缝裂纹，对焊缝裂纹进行探伤分析，并进行加强方案研究，并且利用试验验证了加强方案的可靠性和安全性。

【关键词】主起落架；焊缝裂纹；加固螺柱

【Abstract】The paper introduces a design and reinforce process for a dummy main landing gear wheels using in the static test. The dummy wheels need to be stronger than the nominal wheels because they are the loading points in the test. At first there are dummy wheels which have been designed according to the test requirement， but the dummy wheels' welding lines are full of flaws that apparently affect the performance of the wheels， especially the stress. The paper analyses the flaws in the welding lines， proposes the reinforcing method and takes experiment to validate the reliability and safety through stress analysis calculation.

【Key words】Main Landing Gear； Welding line flaw； Reinforce bolt

现役民用飞机在成功取得适航证书和型号合格证书之前需要进行非常严苛的试验来保证设计飞机的可靠性和安全性。在每一架飞机翱翔蓝天之前，在地面上总有起落架系统需要提供支撑和缓冲功能，虽然形式多种多样，飞机起落架在飞机降落和地面操作时承载了飞机的所有重量，地面载荷都是通过起落架系统传递到机身和机翼上。最常见的飞机起落架形式是三轮式的，它包含主起落架和前起落架[1]。为了保证飞机的安全性，我们必须在飞机起飞前进行静力试验来检验不同工况下载荷传递到机身机翼时造成的影响。在未有装机件的情况下为了进行静力试验，我们首先设计了一个起落架结构假件以模拟载荷传递。在此套假件中的机轮假件是地面载荷传递的发起点，具有较高的强度要求。在原始设计中通过两块面板和一块连接板模拟真件，假件的数模如图1所示，加载方向分别为航向，机翼方向和垂直地面方向。在制造过程中发现在面板与中间连接板的焊缝处检查出了大量细小裂纹，此缺陷对机轮的强度影响较大，不能直接用于试验使用。拟采用在面板与连接板间添加加固螺纹柱来加强。

1 焊缝缺陷分析

本文详细论述应用在飞机静力试验机轮假件加工中焊缝缺陷分析及加固方案的研究。如图1中所示，机轮假件的连接板和面板间是焊接连接，理论状态下无焊缝缺陷，焊缝即可以保证机轮强度。在实际加工过程中，零件材料为30CrMnSiNi2A，板厚为38mm，长度约为1m，由于零件焊缝区域大，零件焊接持续时间长，导致零件焊缝区域应力不能得到及时释放[2]，零件焊接后焊缝区域产生裂纹，虽经过补焊，但无法保证零件焊缝区域裂纹已完全排除，难以保证蓝图要求。利用X光检测焊缝内部质量发现焊缝中存在大量裂纹及气孔缺陷，裂纹如图2中所示。

经工艺分析造成此处焊缝多处裂纹的原因是由于在焊接过程中未按照工艺要求对机轮组件进行预热处理，直接对零件进行焊接，在焊缝冷却时由于内应力的作用产生裂纹，焊接强度无法保证机轮连接强度。虽经过补焊也不能完全消除焊缝内部的裂纹。在静力试验中加载在面板上的载荷直接通过焊缝传递到连接板然后传递到轮轴上，在焊缝质量无法保证的情况下，不能保证加载过程中机轮假件不会裂开，影响试验进展。必须进行加固方案研究。

2 加固方案

经讨论决定使用在面板与连接板间打孔安装螺纹柱的方法加固焊缝连接以确保试验顺利进行。由于螺纹柱是采用自制方式生产，对于其物理性能能否满足加载需要需要进行拉伸试验验证其强度满足静力试验加载需求。在零件焊缝区域增加8个M14的螺纹柱对机轮组件进行加固[3]。增加螺纹轴的位置如图3所示，图中八个小孔的位置就是安装加固螺纹柱的位置，螺纹柱选用30CrMnSiNi2A材料，材料标准为HB5269；螺纹加工标准为GB/T5781，螺纹长度为58mm，热处理按Q/11AJ05-5.00-10执行，σb=1670±100MPa。经强度计算每根螺纹柱至少承载114000N。自制螺纹柱的强度是否符合要求需要进行试验验证。

3 螺纹柱拉伸试验

取同一批次生产的自制螺纹柱其中四个进行拉伸试验。试验加载示意图如图4所示，螺纹套1和螺纹套2与机轮假件材料相同，用于模拟机轮假件的连接形式，M27的螺纹连接在拉力机上进行拉伸试验。

进行了4个试验件（螺柱）的拉伸试验，试验结果见表1。

根据表1的试验结果和紧固件采购规范NAS4002中的要求，试验结果分散性较小，上述试验满足要求，螺纹柱平均抗拉断离值为199000N，计算螺纹柱的强度许用值为断离平均值减去安全系数Ka乘以标准差值S1，计算结果为183599N，大于静力试验中要求在每一个螺纹柱上承载力114000N，满足试验需求。

4 结束语

本文首先介绍了机轮假件应用的背景，在飞机静力试验中作为加载工具传递载荷到机身上，然后说明机轮加工后的焊缝缺陷，不能保证满足试验要求，仔细检查焊缝质量和进行原因分析后，不能利用补焊手段去除裂纹缺陷。继而研究对于机轮焊缝的加固方案以确保静力试验加载的顺利，加固方案中利用自制螺纹柱连接面板与连接板，需要对每个螺纹柱的强度进行试验校核，校核结果满足试验要求，可以使用此加固方案对机轮假件进行加强。

【参考文献】

[1]诺曼.斯.科里.飞机起落架设计原理和实践[M].航空工业出版社，1990：1-7.

[2]郭玉瑛.民用飞机设计手册[S].第七章焊接.航空航天工业部第640研究所，1991：1-42.[3]濮良贵，纪名刚.机械设计[M].（第七版）.北京：高等教育出版社，2001：60-88.

[责任编辑：邓丽丽]