飞机前起落架舱门拉杆支撑板故障分析

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　　【摘 要】某型飞机前起落架舱门传动拉杆支撑板发生裂纹。针对该问题，本文对前起落架舱门传动拉杆支撑板的传力路径、装配形式等方面进行詳细分析，并利用有限元法进行仿真，确定裂纹产生的原因并对支撑板结构形式进行了优化设计。
　　【关键词】支撑板裂纹;有限元;优化设计
　　中图分类号： O346.1;O241.82 文献标识码： A 文章编号： 2095-2457（2019）36-0133-002
　　DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.36.060
　　【Abstract】The crack appears at the edge of support plate of a certain aircraft landing gear door.Focus on this problem，this paper analyzes the load path and assembling type of support plate，then the reason of crack appears will be confirmed and the optimizing support plate structure will be designed by FEA.
　　【Key words】Crack;FEA;Optimization
　　0 前言
　　起落架机构和起落架舱门在飞机起飞和着陆时，按照特定的驱动顺序实现起落架收放和起落架舱门的开关[1]。起落架通过拉杆将驱动力传递给起落架舱门接头，随后舱门在接头的拉动下，进行开关。本文对某型飞机前起落架舱门传动拉杆支撑板出现裂纹的原因进行分析，对支撑板传力路径、装配形式等方面进行详细分析，并利用有限元进行仿真，找出裂纹产生的原因，并对支撑板进行了优化设计。
　　1 故障描述
　　飞机前起落架舱门传动拉杆支撑板后端部螺栓处附近出现裂纹，零件发生裂纹后腹板一侧会向上有一个厚度左右距离的上翘，裂纹示意图见图1。
　　图1 裂纹位置示意图
　　2 原因分析
　　2.1 前起落架舱门传动拉杆支撑板主要承受前起舱门蒙皮的气动载荷和沿航向向前顺时针方向的扭矩[2]。初步分析，支撑板刚度不足，零件后部易发生形变，导致后部端头螺栓处传载较大。
　　2.2 垫圈进入零件R区约1.4mm，造成应力集中，腹板与螺栓装配处有压痕及损伤，在交变载荷作用下容易产生裂纹。
　　2.3 前起落架舱门传动拉杆支撑板腹板与周边结构三面连接，在装配过程很难避免零件不贴合，连接时存在带应力装配，导致该区域应力急剧上升。
　　3 有限元仿真
　　经过有限元仿真，支撑板在承受极限载荷工况下，最大应力为470MPa，出现在零件较窄一侧弯边处（图2中I处），与实际断裂处一致。支撑板材料为2024-T42，抗拉强度为σb=390MPa，材料剩余强度系数为η=σb/σ=0.83。[3]因此在极限载荷工况下，支撑板较窄一侧弯边处会发生断裂，与飞机实际断裂处一致。同时发现在连接接头铆钉连接处（图2中II处）受力较其他区域明显，应力值为144MPa，在后续的优化过程中，需考虑此两处的应力水平。
　　图2 原机支撑板受力云图
　　4 优化方案
　　方案一：将支撑板厚度由1.5mm更改为2mm。
　　方案二：支撑板厚度不变，在其部增加1个1.5mm厚L形角片，“背靠背”连接。
　　图3 新增L形角片受力云图
　　表1 4种方案有限元结果对比（应力单位：MPa）
　　方案三：支撑板厚度不变，在其后部增加1个2mm厚L形角片。
　　方案四：支撑板厚度更改为2mm，后部增加1个2mm厚L形角片。
　　四个方案结果对比见表1。
　　5 结论
　　经过对比，方案三和方案四可较大降低原机结构的应力水平，两种方案在L形角片上应力值基本相同，但方案四在支撑板上的应力值比方案三低约28%。因此选择方案四作为设计更改，同时对紧固件进行补加工，避免垫圈进入零件R区，降低应力集中系数。综上所述，飞机前起落架舱门传动拉杆支撑板裂纹产生的原因已查明，优化措施已明确。
　　【参考文献】
　　[1]《飞机设计手册》总编委会.《飞机设计手册》第14册-起飞着陆系统设计[M].北京：航空工业出版社，2002.
　　[2]张成亮.某型飞机起落架故障分析[J].机械工程师，2016（12）：275-276.
　　[3]王明强，朱永梅，刘文欣.有限元网格划分方法应用研究[J].机械设计与制造，2004（1）：22-24.
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