曹士旭

【摘 要】介紹了民用飛機(jī)主起落架上用于靜力機(jī)試驗(yàn)用加載裝置機(jī)輪組件的設(shè)計(jì)加固過(guò)程，機(jī)輪假件是靜力試驗(yàn)中傳遞載荷的起點(diǎn)，具有較高的強(qiáng)度要求。針對(duì)試驗(yàn)要求設(shè)計(jì)了一個(gè)主起機(jī)輪，在制造過(guò)程中出現(xiàn)了影響機(jī)輪強(qiáng)度的焊縫裂紋，對(duì)焊縫裂紋進(jìn)行探傷分析，并進(jìn)行加強(qiáng)方案研究，并且利用試驗(yàn)驗(yàn)證了加強(qiáng)方案的可靠性和安全性。

【關(guān)鍵詞】主起落架；焊縫裂紋；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

現(xiàn)役民用飛機(jī)在成功取得適航證書(shū)和型號(hào)合格證書(shū)之前需要進(jìn)行非常嚴(yán)苛的試驗(yàn)來(lái)保證設(shè)計(jì)飛機(jī)的可靠性和安全性。在每一架飛機(jī)翱翔藍(lán)天之前，在地面上總有起落架系統(tǒng)需要提供支撐和緩沖功能，雖然形式多種多樣，飛機(jī)起落架在飛機(jī)降落和地面操作時(shí)承載了飛機(jī)的所有重量，地面載荷都是通過(guò)起落架系統(tǒng)傳遞到機(jī)身和機(jī)翼上。最常見(jiàn)的飛機(jī)起落架形式是三輪式的，它包含主起落架和前起落架[1]。為了保證飛機(jī)的安全性，我們必須在飛機(jī)起飛前進(jìn)行靜力試驗(yàn)來(lái)檢驗(yàn)不同工況下載荷傳遞到機(jī)身機(jī)翼時(shí)造成的影響。在未有裝機(jī)件的情況下為了進(jìn)行靜力試驗(yàn)，我們首先設(shè)計(jì)了一個(gè)起落架結(jié)構(gòu)假件以模擬載荷傳遞。在此套假件中的機(jī)輪假件是地面載荷傳遞的發(fā)起點(diǎn)，具有較高的強(qiáng)度要求。在原始設(shè)計(jì)中通過(guò)兩塊面板和一塊連接板模擬真件，假件的數(shù)模如圖1所示，加載方向分別為航向，機(jī)翼方向和垂直地面方向。在制造過(guò)程中發(fā)現(xiàn)在面板與中間連接板的焊縫處檢查出了大量細(xì)小裂紋，此缺陷對(duì)機(jī)輪的強(qiáng)度影響較大，不能直接用于試驗(yàn)使用。擬采用在面板與連接板間添加加固螺紋柱來(lái)加強(qiáng)。

1 焊縫缺陷分析

本文詳細(xì)論述應(yīng)用在飛機(jī)靜力試驗(yàn)機(jī)輪假件加工中焊縫缺陷分析及加固方案的研究。如圖1中所示，機(jī)輪假件的連接板和面板間是焊接連接，理論狀態(tài)下無(wú)焊縫缺陷，焊縫即可以保證機(jī)輪強(qiáng)度。在實(shí)際加工過(guò)程中，零件材料為30CrMnSiNi2A，板厚為38mm，長(zhǎng)度約為1m，由于零件焊縫區(qū)域大，零件焊接持續(xù)時(shí)間長(zhǎng)，導(dǎo)致零件焊縫區(qū)域應(yīng)力不能得到及時(shí)釋放[2]，零件焊接后焊縫區(qū)域產(chǎn)生裂紋，雖經(jīng)過(guò)補(bǔ)焊，但無(wú)法保證零件焊縫區(qū)域裂紋已完全排除，難以保證藍(lán)圖要求。利用X光檢測(cè)焊縫內(nèi)部質(zhì)量發(fā)現(xiàn)焊縫中存在大量裂紋及氣孔缺陷，裂紋如圖2中所示。

經(jīng)工藝分析造成此處焊縫多處裂紋的原因是由于在焊接過(guò)程中未按照工藝要求對(duì)機(jī)輪組件進(jìn)行預(yù)熱處理，直接對(duì)零件進(jìn)行焊接，在焊縫冷卻時(shí)由于內(nèi)應(yīng)力的作用產(chǎn)生裂紋，焊接強(qiáng)度無(wú)法保證機(jī)輪連接強(qiáng)度。雖經(jīng)過(guò)補(bǔ)焊也不能完全消除焊縫內(nèi)部的裂紋。在靜力試驗(yàn)中加載在面板上的載荷直接通過(guò)焊縫傳遞到連接板然后傳遞到輪軸上，在焊縫質(zhì)量無(wú)法保證的情況下，不能保證加載過(guò)程中機(jī)輪假件不會(huì)裂開(kāi)，影響試驗(yàn)進(jìn)展。必須進(jìn)行加固方案研究。

2 加固方案

經(jīng)討論決定使用在面板與連接板間打孔安裝螺紋柱的方法加固焊縫連接以確保試驗(yàn)順利進(jìn)行。由于螺紋柱是采用自制方式生產(chǎn)，對(duì)于其物理性能能否滿足加載需要需要進(jìn)行拉伸試驗(yàn)驗(yàn)證其強(qiáng)度滿足靜力試驗(yàn)加載需求。在零件焊縫區(qū)域增加8個(gè)M14的螺紋柱對(duì)機(jī)輪組件進(jìn)行加固[3]。增加螺紋軸的位置如圖3所示，圖中八個(gè)小孔的位置就是安裝加固螺紋柱的位置，螺紋柱選用30CrMnSiNi2A材料，材料標(biāo)準(zhǔn)為HB5269；螺紋加工標(biāo)準(zhǔn)為GB/T5781，螺紋長(zhǎng)度為58mm，熱處理按Q/11AJ05-5.00-10執(zhí)行，σb=1670±100MPa。經(jīng)強(qiáng)度計(jì)算每根螺紋柱至少承載114000N。自制螺紋柱的強(qiáng)度是否符合要求需要進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。

3 螺紋柱拉伸試驗(yàn)

取同一批次生產(chǎn)的自制螺紋柱其中四個(gè)進(jìn)行拉伸試驗(yàn)。試驗(yàn)加載示意圖如圖4所示，螺紋套1和螺紋套2與機(jī)輪假件材料相同，用于模擬機(jī)輪假件的連接形式，M27的螺紋連接在拉力機(jī)上進(jìn)行拉伸試驗(yàn)。

進(jìn)行了4個(gè)試驗(yàn)件（螺柱）的拉伸試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表1。

根據(jù)表1的試驗(yàn)結(jié)果和緊固件采購(gòu)規(guī)范NAS4002中的要求，試驗(yàn)結(jié)果分散性較小，上述試驗(yàn)滿足要求，螺紋柱平均抗拉斷離值為199000N，計(jì)算螺紋柱的強(qiáng)度許用值為斷離平均值減去安全系數(shù)Ka乘以標(biāo)準(zhǔn)差值S1，計(jì)算結(jié)果為183599N，大于靜力試驗(yàn)中要求在每一個(gè)螺紋柱上承載力114000N，滿足試驗(yàn)需求。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文首先介紹了機(jī)輪假件應(yīng)用的背景，在飛機(jī)靜力試驗(yàn)中作為加載工具傳遞載荷到機(jī)身上，然后說(shuō)明機(jī)輪加工后的焊縫缺陷，不能保證滿足試驗(yàn)要求，仔細(xì)檢查焊縫質(zhì)量和進(jìn)行原因分析后，不能利用補(bǔ)焊手段去除裂紋缺陷。繼而研究對(duì)于機(jī)輪焊縫的加固方案以確保靜力試驗(yàn)加載的順利，加固方案中利用自制螺紋柱連接面板與連接板，需要對(duì)每個(gè)螺紋柱的強(qiáng)度進(jìn)行試驗(yàn)校核，校核結(jié)果滿足試驗(yàn)要求，可以使用此加固方案對(duì)機(jī)輪假件進(jìn)行加強(qiáng)。

【參考文獻(xiàn)】

[1]諾曼.斯.科里.飛機(jī)起落架設(shè)計(jì)原理和實(shí)踐[M].航空工業(yè)出版社，1990：1-7.

[2]郭玉瑛.民用飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)[S].第七章焊接.航空航天工業(yè)部第640研究所，1991：1-42.[3]濮良貴，紀(jì)名剛.機(jī)械設(shè)計(jì)[M].（第七版）.北京：高等教育出版社，2001：60-88.

[責(zé)任編輯：鄧麗麗]