重著陸導致飛機機身前部結構損傷的力學分析

陳爽 趙銘

（中國民用航空飛行學院 飛機修理廠，四川 廣漢618307）

某型通航飛機是國內外培訓民航飛行員的重要初教機型，其高使用頻率和輕型結構特征增加了機型的重著陸結構損傷風險，該型飛機機群中因不當著陸導致的機身前部損傷的概率超過10%。機身前部是極重要的受力結構區(qū)域，安裝有多個操作系統(tǒng)部件，0號框上鉚接有前起落架上、下安裝座，安裝有發(fā)動機。本文對重著陸時機身前部的受力情況、傳力路徑、易損結構件進行分析，有助于通航單位深入了解該機型的重著陸結構受力和損傷特點，避免重著陸損傷件的漏檢，合理展開維修，保障飛行安全。

1 故障概要

學員不當操作導致飛機重著陸、跳躍著陸，引起該型飛機機身前部結構損傷。損傷主要為防火墻下部組件（0號框）變形，更嚴重的伴隨機身0號框-4號框之間的結構件不同程度損傷，如前起落架安裝框架組件、座艙控制臺組件、座艙前部左、右側地板、橫縱向隔框、加強條、機身下部蒙皮等。

機身前部是極重要的受力結構區(qū)域，安裝有發(fā)動機架，鉚接有前起落架的上、下安裝座，機身FS0.00～FS25.78區(qū)域裝有方向舵腳蹬機構、方向舵操縱鋼索、升降舵操縱搖臂組件、副翼和方向舵鋼索滑輪組、副翼操縱部件、燃油存儲箱、燃油選擇開關組件及連接管路等部件。重著陸修理方案需重視重要結構件的檢查、定位，確保修復前后各部件位置一致，受力不變。

2 重著陸誘因

波音公司將飛行器的重著陸事件定義如下：飛機著陸時垂直加速度超過規(guī)定極限值或者垂直方向上的速度超過規(guī)定值。

飛機著陸階段，載荷來自2個部分：翼根載荷和起落架載荷。這里我們只進行起落架載荷誘因分析。飛機著陸分為對稱著陸和非對稱著陸，對稱著陸是指飛機主起落架同時接地的情況。對于正常的著陸，接地瞬間，其理想狀況應該是：升力約等于飛機的重力，升降率約為零，載荷接近1。以前起落架接地時刻為分界點，全機著陸的過程可以分為2個階段：兩點接地和三點接地階段。在兩點接地階段，其運動方程可以描述為：Fs_m·cosα=(W-mz)/2，其中z為飛機機身垂直方向的加速度；Fs_m為緩沖支柱作用在機身上的力；α為機身參考線與地面之間的夾角；W為綜合升力在內的飛機等效重量；m為整機質量。可見，垂直下降率過大或者垂直過載過大，即力Fs_m過大，會引起主起落架的重著陸。非對稱接地的運動過程首先是單點接地階段，其次是雙點接地階段。垂直下降率過大或垂直過載過大都會引起單個主起落架的重著陸。橫滾角過大，會導致側向負載過大，引起重著陸。由于起落架的設計受力方向是軸向的，側向載荷過大也會引發(fā)重著陸。三點接地階段，飛機繞重心作旋轉運動，若俯仰角變化率過大，則前起落架觸地時也會觸發(fā)重著陸事件。

因此，引發(fā)重著陸的因素主要有：垂直加速度（垂直過載）、下沉率、側向加速度（側向載荷）、橫滾角及俯仰角變化率。

值得注意的是，在飛機著陸過程中，如果發(fā)生前起落架先著地的情況，那么必須對飛機進行結構檢查，因為飛機前起落架的負載承受能力要遠小于主起落架。波音的維修手冊中明確規(guī)定：如果前起落架先著地，即使 QAR所記錄的最大負載沒有超過限制值，也認為是重著陸，必須進行檢查。

綜上所述，俯仰角變化率、垂直加速度和下沉率、側向加速度、前起落架先著地是前起落架重著陸的最重要誘因。

3 前起落架重著陸動力學分析

在飛機著陸過程中，飛機在垂直方向的減速會使飛機起落架會受到巨大的沖擊作用力，起落架和飛機機身承受很大的沖擊載荷。飛機的下沉速度大會導致飛機與地面的撞擊載荷增加，使得的飛機起落架對飛機結構的最大沖擊力增加。同時飛機下降速度的增加也會使得減震支柱的最大壓縮行程增加，相應的減震支柱的最大作用力也會增加。側向加速度過大引起的重著陸會使起落架和機身受到側向過載。飛機正常著陸是指在飛機在著陸時其滾轉角為0但具有一定的俯仰角的著陸情況，由于飛機俯仰角不為0(一般大于0)，所以飛機在著陸時首先是飛機主輪接地撞擊，然后放平機身，前機輪再接地撞擊，最后飛機平穩(wěn)滑跑。故正常著陸的情況下，俯仰角變化率決定前起落架是否過載。飛機前起落架減震支柱最大壓縮行程和最大減震支柱作用力隨著俯仰角的減小而增大，故三點著陸時，前起落架減震支柱的最大壓縮行程和最大減震支柱作用力最大。對前起落架而言，這是不利的載荷狀況。因此三輪同時接地或前輪先接地時，前起落架重著陸造成結構損傷風險相當大。垂直加速度和下沉率、側向加速度這些重著陸因素均可直接造成機身前部結構件損傷。

圖1 某型飛機0號框下部組件有限元分析

4 某輕型飛機前起落架重著陸時載荷傳遞路線

世界上沒有完全剛性的物體，任何物體在力的作用下都會產生變形，飛機的機身也不例外。在著陸過程中，它承受起落架的緩沖支柱作用力，它將在這個力的作用下變形并被激發(fā)出固有振動模態(tài)。機身剛度對主起落架的載荷影響不明顯，但對于前起落架而言，由于機身較長，沿機身航向的機體變形較大，機體的柔性可以緩解起落架的著陸過載。原因在于機體結構可以依靠變形吸收部分沖擊能量從而減輕起落架負載，機體儲存的能量會隨模態(tài)振動周期性釋放出來。然而，當起落架重著陸時機身所受載荷如果超過其凈強度、剛度限制，或著陸周期載荷引起結構疲勞累積，機身結構件就會發(fā)生裂紋或變形。

本文所研究的某輕型通航飛機為全金屬半硬殼結構，機身包括前部、中部和尾錐三個部分，主要由成形隔框、縱向桁條、加強角片和蒙皮等構成。飛機安裝有前三點式固定起落架，前起落架安裝于0號框至2號框之間的中下部，主起落架安裝于5號框與6號框之間的縱向加強隔框上。

前起落架接地時地面撞擊載荷產生于前起落架輪胎和地面之間。地面載荷由輪胎傳遞給減震支柱，再通過減震支柱將載荷傳遞給減震支柱外筒，再由減震支柱外筒通過前起落架上部安裝座和下部安裝座傳遞給機體。機體通過隔框、蒙皮和桁條來吸收由沖擊載荷產生的剪切負載，在重著陸情況下，可能致使機體的隔框腹板或蒙皮褶皺變形，隔框、桁條變形。

本文討論的某型飛機機頭的0號框屬于加強框，承受來自發(fā)動機、起落架的集中力并把這些力以分布剪流的形式傳到機身后側的結構件。由于加強框受集中載荷較大，是飛機結構的重要承力部件，加強框和普通框的區(qū)別在于加強框有較強的緣條和較厚的腹板。然而當重著陸沖擊載荷使0號框承受過大的沖擊應力時，腹板會失穩(wěn)發(fā)生永久形變。0號框腹板變形是該型飛機重著陸損傷的普遍情況，發(fā)生率超過機群數(shù)量的10%。更加嚴重的重著陸會導致機身0號框-4號框之間的結構件不同程度損傷。與0號框腹板相鉚接的前起落架安裝框架組件和其后部的座艙控制臺組件是重要傳力路徑，因受到過大的法向力而腹板皺褶變形，緣條彎曲。機身前部的各橫、縱向隔框、加強條等結構件因承受過大剪力、彎矩而彎曲變形，與之相鉚接的機身下部蒙皮皺褶變形。

我們利用有限元軟件對進行0號框下部組件建模計算，板及加強筋采用各向同性殼單元模型，鉚釘采用梁單元模型。通過非線性分析，可以看到在起落架固定位置的上部出現(xiàn)較大的法向位移，與飛機結構實際發(fā)生的結構變形非常類似。