收放载荷对某型飞机起落架安装结构耐久性影响分析

张 斌，马 林，黄晓霞，朱亲强

(1.空装驻南昌地区军事代表室，江西 南昌，330024;2.航空工业洪都，江西 南昌，330024)

0 引言

起落架安装结构的可靠性关系到飞机是否能安全着陆，一旦发生故障，后果不堪设想。沈海军、刘毅2011年总结了拥有40多年运营历史的波音737飞机16次主起落架安装部位故障的服务通报，发现其存在疲劳断裂、腐蚀等故障，波音公司因此将主起落架梁和机翼后梁接头重新设计，部分结构采用定期检查的方式进行更换。由此我们可以看出关键部位开展耐久性设计的必要性。

在对起落架安装结构进行设计时，首先要考虑的就是起落架传递给安装结构的载荷。在进行耐久性设计时，载荷谱的准确性直接决定了结构设计的好坏。贾锦等人2014年总结了目前典型起落架的通用载荷谱分析方法，将起落架载荷谱划分为着陆阶段和地面操纵阶段，其中地面操纵阶段包含刹车、转弯和牵引。2011年刘克格、闫楚良针对实测谱进行分析时，着重强调了对着陆阶段的数据分析。目前行业内均参照该方法进行起落架载荷谱编制，可以看出，目前的方法往往忽视了起落架收放载荷的影响，认为收放载荷不是主载荷，但是一旦收放机构设计不合理，正常的起飞着陆收放甚至地面维护性收放都会对安装结构造成不可忽视的损伤。同时，依据《军用飞机结构强度规范第6部分：重复载荷、耐久性和损伤容限》（GJB67.6A-2008)3.2.1.4.6节要求考虑起落架放下和收起下的载荷。

1 结构介绍

某型飞机起落架安装结构典型裂纹如图1所示。其起落架转轴安装接头示意图如图2所示，接头材料为LC9，材料具体参数见表1。接头主要承受起落架支柱传递的垂向、航向载荷及其力矩。由于该型飞机起落架收放作动筒工作时未增加缓冲节流装置，收放时转轴安装接头还需承受作动筒发出的较大航向载荷，因而接头设计时需考虑收放载荷对接头的损伤。

图1 某型飞机起落架安装结构典型裂纹

图2 结构示意图

表1 LC9材料性能数据

2 起落架载荷谱

某型飞机起落架设计载荷谱由全停着陆谱A、B和着陆触地复飞谱AA、BB四种谱型组成，各谱型载荷状态构成及次数见表2。表2中在每次全停着陆谱中均加入1次收放载荷；着陆触地复飞谱中均加入2次收放载荷,用以反映真实收放次数。

某型飞机起落架设计载荷谱的编排原则为：全停着陆谱与着陆触地复飞谱的比例为4：1；A着陆撞击及振荡与B着陆撞击及振荡的比例为1：1。按照上述编排原则，前起落架疲劳载荷谱以10个起落为一个周期，即每完成一个由A→B→A→B→A→B→A→B→AA→BB组成的程序块，相当于完成了10个起落，以此为周期，循环执行。

表2 某型飞机起落架设计载荷谱

3 谱载及危险部位的确定

为真实反映实际结构，采用实体单元建立转轴接头、支柱、收放作动筒、安装轴承及螺栓等组合有限元模型。整体模型通过定义接触对来模拟结构与紧固件之间的关系，与结构实际连接情况一致；通过MPC单元定义前起外筒与收放作动筒之间的连接关系。有限元模型如图3所示。与表2载荷状态对应的谱载见表3，载荷情况1-27的载荷作用点如图3所示。载荷情况28、29为起落架收上位置时的载荷，作用点为支柱上作动筒安装点，沿作动筒轴向。

为确定疲劳危险部位，将表3中谱载载荷施加到有限元模型中进行应力分析，结果表明各载荷情况下最大主应力全都位于航向筋条上，说明该处为转轴接头的疲劳危险部位。典型情况谱载6下，转轴安装接头最大主应力为225.6MPa，如图3所示。

采用名义应力法进行耐久性分析，筋条处应力集中系数为1.7，起落架设计载荷谱一个周期由A→B→A→B→A→B→A→B→AA→BB组成的加载程序块，相当于完成了10个起落，共518个载荷数，并通过雨流计数得到筋条处的名义应力谱，见表4。

表3 起落架谱载

图3 有限元模型及谱载6下转轴接头最大主应力（单位：MPa）

表4 转轴安装接头筋条处名义应力谱

4 构件的S-N曲线

构件的S-N曲线可通过基本S-N曲线进行修正后 得 到。 转 轴 接 头 材 料 为LC9，σb＝510MPa，σ0.2＝410MPa，由《航空结构连接件疲劳分析手册》第248页查得材料的等寿命曲线数据（Kt=2和Kt=3），根据Kt=2和Kt=3的等寿命曲线数据插值得出Kt=1.7的等寿命曲线数据，见表5。

表5 LC9材料的等寿命曲线数据

在实际中，零件的表面光洁度、尺寸大小、加载类型等与标准件均有差别，因此需要对材料的S-N曲线数据进行修正，修正方法如下：

式中：σa—构件S-N曲线应力幅；

σa′—修正后的构件S-N曲线应力幅；

Ks—表面粗糙度修正系数，根据结构加工质量，取Ks=0.95；

Cs—尺寸大小修正系数，取Cs=0.85；

C1—加载类型修正系数，取C1=1。

则：σa′=KsCsC1σa0.95×0.85×1×σa=0.8075σa。

5 耐久性计算

对表5中等寿命曲线数据进行修正后，表4中各级峰谷值只有17、18级情况对转轴安装接头筋条产生损伤，则转轴接头裂纹处筋条的疲劳寿命估算如下：

表4中的应力谱一个周期的损伤为0.000088395。

则总计可使用的周期为：

每个周期为10个起落，疲劳分散系数取4，则转轴接头筋条的估算寿命为11313.6/4×10=28284个起落。

6 不考虑收放载荷下耐久性计算

下面进行不考虑收放载荷下的耐久性计算，将载荷谱表2中收放载荷情况去除，将各载荷情况下对应的最大主应力带入谱中，经雨流计算后得到不考虑收放载荷筋条处名义应力谱见表6。对表5中等寿命曲线数据进行修正后，各级峰谷值对转轴安装接头筋条均未产生损伤。

表6 不考虑收放载荷筋条处名义应力谱

考虑收放载荷后，由几乎无损伤变为每周期损伤0.000088395。耐久性寿命由无限寿命减少为28284个起落。说明收放载荷对该型飞机起落架安装结构损伤不可忽略，需引起关注，甚至有必要进行收放结构改进优化，以提高耐久性寿命。

7 结语

本文针对某型飞机起落架转轴安装接头进行了耐久性分析，重点分析了载荷谱中是否考虑收放载荷的影响，分析结果表明，起落架转轴安装接头在考虑收放载荷后，耐久性寿命下降。由此可知，该型飞机起落架安装结构设计时，收放载荷是不可忽视的关键因素，需引起重视。建议采取措施降低安装结构所受到的收放载荷，以提高使用寿命和可靠性。