某教練機(jī)緩沖器連接螺栓裂紋分析

李偉東，敖文偉，成文曼，黎小寶

(中航工業(yè)洪都，江西 南昌330024)

0 引言

某教練機(jī)在進(jìn)行400小時定檢工作時， 發(fā)現(xiàn)左起落架緩沖器連接螺栓頭部r角處有周向長約14mm的裂紋。

針對該起落架緩沖器連接螺栓頭部r角處出現(xiàn)裂紋現(xiàn)象，根據(jù)裂紋情況的描述，并結(jié)合了多架飛機(jī)的普查結(jié)果，對螺栓進(jìn)行了強(qiáng)度復(fù)核、應(yīng)力集中分析，同時根據(jù)螺栓在緩沖器上的裝配關(guān)系和安裝要求，從裝配工藝方面分析了有可能引起的螺栓特殊受力情況， 最終確定了引起該螺栓頭部裂紋的原因?yàn)槁菟^部止動面與緩沖器止動凸臺之間存在擠壓應(yīng)力，為分析、解決類似問題提供了經(jīng)驗(yàn)。

1 結(jié)構(gòu)介紹

以某飛機(jī)緩沖器連接螺栓為研究對象。

緩沖器是所有現(xiàn)代起落架必備的通用部件，主要功用是吸收飛機(jī)著陸和滑行期間的動能[1]，在地面滑跑時起減震作用。 該型飛機(jī)主起落架為緩沖器在支柱外的搖臂式起落架， 緩沖器通過連接螺栓分別與起落架支柱和下?lián)u臂連接。

1.1 裝配關(guān)系

該飛機(jī)主起落架為搖臂式， 緩沖器通過萬向接頭分別與起落架支柱和下?lián)u臂連接。 螺栓安裝在緩沖器與上、下萬向接頭之間，承受緩沖器壓縮載荷。其中起落架的全部載荷落在緩沖器與下?lián)u臂萬向接頭連接的螺栓上，而發(fā)現(xiàn)裂紋的也正是此螺栓。 緩沖器和螺栓的裝配關(guān)系如圖1所示。

1.2 安裝要求

為了保證緩沖器螺栓連接的可靠性和工作的穩(wěn)定性， 螺栓頭和緩沖器止動面間最大允許間隙為0.1mm， 此間隙以修銼螺栓頭部棱面的方法來保證，為防止結(jié)構(gòu)干涉，同時在銼修的棱面上制倒角1×45°，安裝細(xì)節(jié)如圖2所示。

圖1 緩沖器和螺栓裝配關(guān)系

圖2 螺栓安裝細(xì)節(jié)及裂紋處

1.3 螺栓裂紋部位

發(fā)現(xiàn)的螺栓裂紋在螺栓頭部r角與光桿的切點(diǎn)處，如圖3所示。

2 裂紋原因分析

疲勞裂紋萌生都是由塑性應(yīng)變集中引起的[2]，引起塑性應(yīng)變集中的原因有兩種，一是內(nèi)部因素：零件本身的缺陷，如材料強(qiáng)度不夠、表面或內(nèi)部缺陷、截面突變等；二是外部因素：零件受到超過其強(qiáng)度極限的額外載荷。

針對該螺栓頭部r角處產(chǎn)生裂紋的特殊性， 且在后面對該機(jī)型的普查中未再發(fā)現(xiàn)類似裂紋， 分析主要因素如表1所示。

圖3 螺栓裂紋部位圖片

表1 引起螺栓頭部裂紋的主要因素

下面通過強(qiáng)度復(fù)核、 應(yīng)力分析、 裝配工藝、特殊受載等方面對螺栓裂紋的內(nèi)因和外因進(jìn)行排查分析。

2.1 強(qiáng)度復(fù)核

主起落架緩沖器工作時承受的始終是軸向載荷。 最大軸向載荷為620399N。

連接螺栓 （如圖4所示）， 主要承受徑向的剪切力，材料為30CrMnSiNi2A，強(qiáng)度極限值σb=1570MPa，螺栓直徑d=24mm，高強(qiáng)度鋼剪切強(qiáng)度極限與強(qiáng)度極限的關(guān)系值為0.6。 下面根據(jù)螺栓的參數(shù)， 進(jìn)行強(qiáng)度復(fù)核。

圖4 連接螺栓

螺栓剪切面積：

螺栓剪切應(yīng)力：

剩余強(qiáng)度系數(shù)：

從以上計算得出， 螺栓剩余強(qiáng)度系數(shù)為1.37，滿足該飛機(jī)使用載荷要求， 螺栓本身的強(qiáng)度不是引起裂紋的誘因。

下面從有可能影響該螺栓疲勞強(qiáng)度的主要因素：螺栓頭部的幾何因素引起應(yīng)力集中；裝配引起的異常載荷兩方面進(jìn)行分析。

2.2 應(yīng)力集中

任何結(jié)構(gòu)，如飛機(jī)結(jié)構(gòu)、起落架以及其它機(jī)械構(gòu)件， 由于結(jié)構(gòu)本身的特點(diǎn)， 不可避免的存在著臺階（下陷）、釘孔以及螺紋等引起截面突變的地方，當(dāng)結(jié)構(gòu)受力時， 在這些區(qū)域就會出現(xiàn)應(yīng)力局部增大的現(xiàn)象，這種現(xiàn)象就是應(yīng)力集中[3]。 研究表明，疲勞源總是出現(xiàn)在應(yīng)力集中的地方， 應(yīng)力集中使結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度降低，對疲勞強(qiáng)度有較大影響，而且是影響疲勞強(qiáng)度中起主要作用的一個因素。

螺栓一般由螺栓頭、 光桿、 螺紋三部分組成，截面依次由大到小。 易產(chǎn)生應(yīng)力集中的部位分別在截面突變處， 這些部位也是螺栓易產(chǎn)生破壞的位置， 如圖5所示。

圖5 螺栓應(yīng)力集中部位

螺栓分為受橫向剪切載荷和受軸向拉伸載荷兩種受力形式，前者稱為受剪螺栓，后者稱為受拉螺栓[4]。

受拉螺栓在靜力作用下， 破壞部位在最小橫截面處（圖5中B、C處）。受剪螺栓在純剪載荷作用下，破壞部位通常在剪切分離面和擠壓支撐面處（圖5中螺栓光桿部分）。

本處故障螺栓為受剪螺栓，正常情況下，承受徑向純剪載荷，螺栓頭部不受力，破壞部位應(yīng)該發(fā)生在剪切面（圖2中箭頭所指部位）或擠壓支撐面處。 實(shí)際的螺栓破壞部位，發(fā)生在螺栓頭部A處，說明螺栓頭部受到不明載荷，從而使A處產(chǎn)生應(yīng)力集中。 下面試從裝配工藝分析螺栓頭部的受力。

2.3 裝配工藝

從前面的結(jié)構(gòu)介紹可知， 螺栓頭和緩沖器有一個止動的關(guān)系，螺栓頭的圓輪廓需要修一個平面，與緩沖器止動凸臺配合。 螺栓頭平面與止動凸臺平面間存在0.1mm的間隙，此間隙以修銼螺栓頭部棱面及修制倒角的方法來保證。 由于是手工操作，在修銼過程中，有可能出現(xiàn)偏差，使得螺栓頭止動面與緩沖器活塞桿止動臺處配合過緊，產(chǎn)生擠壓應(yīng)力，在受載時使螺栓頭部產(chǎn)生應(yīng)力集中， 造成螺栓頭局部應(yīng)力增大，形成局部高應(yīng)力區(qū)。

下面對螺栓頭部的受載情況進(jìn)行分析。

2.4 特殊情況受力分析

裂紋發(fā)生于螺栓頭部r處(見圖2所示)。 說明該部位受到了額外載荷， 螺栓頭部受到額外載荷的情況有三種，一種情況是螺栓頭受到軸向力，軸向力在螺栓頭部轉(zhuǎn)換為螺栓頭的剪切力； 第二種情況是螺栓頭受到垂向力；第三種情況是受到軸向力和垂向力，如圖6所示。

下面分別就三種情況進(jìn)行分析：

圖6 螺栓頭部非正常受載示意圖

第一種情況下，螺栓頭部受軸向力PX，螺栓頭受剪，根據(jù)3.2節(jié)的螺栓應(yīng)力分析可知，裂紋將產(chǎn)生于螺栓頭部r角與螺栓頭的切點(diǎn)處的危險截面位置， 這與實(shí)際情況不符。

第二種情況，螺栓頭部受垂向力PY，危險截面位于螺栓頭部r角與螺栓光桿的切點(diǎn)處， 這也是實(shí)際的裂紋發(fā)生處。

第三種情況，螺栓頭部同時受軸向力PX和垂向力PY， 危險截面起始點(diǎn)仍然位于螺栓頭部r角與螺栓頭的切點(diǎn)處，也與實(shí)際裂紋發(fā)生的位置不符。

可見螺栓頭部在實(shí)際工況中應(yīng)與第二種情況接近，也就是說螺栓頭部受到了垂向的載荷，即飛機(jī)在降落過程中， 起落架載荷突然作用于螺栓頭部。 此時，螺栓頭受載形式為單剪。

計算此時螺栓頭部產(chǎn)生的應(yīng)力

螺栓剪切強(qiáng)度極限值：

從以上計算可以看出，此時，螺栓頭部的剪切應(yīng)力已經(jīng)超過材料的剪切強(qiáng)度極限值942MPa， 因而產(chǎn)生塑性應(yīng)變，隨著循環(huán)數(shù)的增加，塑性應(yīng)變能逐步累積， 正是這種逐步累積的塑性應(yīng)變或塑性應(yīng)變能使螺栓產(chǎn)生低循環(huán)疲勞破壞。

因此， 可以斷定該螺栓在工作狀況中是頭部先受到垂向載荷PY。 此載荷的產(chǎn)生印證了前面的分析，螺栓頭平面和緩沖器止動面處存在配合過緊的情況，當(dāng)緩沖器受軸向壓縮載荷時，先通過螺栓頭止動面?zhèn)鬏d，產(chǎn)生瞬間的沖擊載荷PY，使螺栓頭部非正常受載產(chǎn)生塑性變形而卸載， 直至將全部載荷重新分配至正常受載狀態(tài)。 經(jīng)過長時間的塑性應(yīng)變集中的反復(fù)作用， 再加上接觸面間微幅相對振動造成的磨損和疲勞作用下，螺栓在危險截面處（頭部r與螺栓光桿切點(diǎn)處）產(chǎn)生裂紋。

3 結(jié)論

從強(qiáng)度復(fù)核可以看出螺栓強(qiáng)度足夠。 造成螺栓裂紋的主要原因是：當(dāng)螺栓止動面修銼不到位、配合過緊時， 螺栓頭部止動面與緩沖器止動凸臺之間存在擠壓應(yīng)力，在飛機(jī)著陸時，螺栓頭部止動面受力，在危險截面處產(chǎn)生很大的集中應(yīng)力， 在長時間的塑性應(yīng)變集中以及接觸面間微動疲勞下， 形成疲勞裂紋。 為消除螺栓裝配時其止動面存在干涉而產(chǎn)生裂紋的隱患， 對螺栓安裝時需要保證螺栓止動面與緩沖器活塞桿耳片止動臺之間有0.05～0.1mm的間隙。

[1]高澤迥. 飛機(jī)設(shè)計手冊14冊：起飛著陸系統(tǒng)設(shè)計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

[2]趙少汴，王忠保. 抗疲勞設(shè)計——方法與數(shù)據(jù)[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社，1997.

[3]吳富民.結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度[M]. 西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，1985.

[4]解思適. 飛機(jī)設(shè)計手冊第9冊：載荷、強(qiáng)度和剛度[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.