袁國和，王 純，馮巖鵬

(1.江蘇凱力克鈷業(yè)股份有限公司，江蘇 泰興 225404；2.中國民航科學(xué)技術(shù)研究院，北京 100028)

飛機襟翼連桿斷裂原因分析

袁國和1，王 純2，馮巖鵬2

(1.江蘇凱力克鈷業(yè)股份有限公司，江蘇 泰興 225404；2.中國民航科學(xué)技術(shù)研究院，北京 100028)

近年來飛機發(fā)生多起后襟翼內(nèi)側(cè)連桿彎曲或者斷裂現(xiàn)象。地面檢查時連桿的間隙符合標準，飛行記錄中沒有發(fā)生襟翼超制或者重著陸現(xiàn)象。通過斷口觀察、力學(xué)分析以及有限元模擬對連桿的失效原因展開分析。結(jié)果表明：連桿斷口形貌為韌窩和剪切唇，是瞬斷特征；力學(xué)分析發(fā)現(xiàn)壓桿發(fā)生彈性失穩(wěn)的載荷較低；有限元分析表明壓桿失穩(wěn)后發(fā)生彈性屈曲，連桿中部有顯著的橫向位移。綜合同類事件發(fā)生的頻率，認為連桿的強度偏低。更換抗彎剛度高的新件后，至今未發(fā)現(xiàn)連桿彎折或者斷裂。

襟翼；連桿；壓桿穩(wěn)定性；有限元模擬

0 引言

襟翼系統(tǒng)是大型客機的關(guān)鍵分系統(tǒng)之一，該系統(tǒng)由前緣縫翼、后緣襟翼、控制裝置及驅(qū)動裝置組成。其工作原理為：通過后退偏轉(zhuǎn)后緣襟翼來改變機翼彎度和面積，以增加飛機起飛、進近和著陸時的升力和阻力，改變飛機的升阻比特性，從而縮短飛機起飛和滑跑距離[1]。因此，襟翼系統(tǒng)失效嚴重危害飛行安全[2]。

襟翼系統(tǒng)的打開機構(gòu)如圖1所示，當收到放襟翼指令后，步進電機通過驅(qū)動齒輪和螺桿組件，將襟翼打開。后緣襟翼則通過連接在齒輪組件上的上下兩根連桿完成收放動作[3]。根據(jù)襟翼的受力狀態(tài)，在襟翼打開時，連桿受到的載荷主要是沿其軸向的壓縮載荷，如果發(fā)生重著陸或者進近速度較高時，會導(dǎo)致壓縮載荷顯著提高引起設(shè)備損壞，因此設(shè)置有襟翼超速報警系統(tǒng)。飛機自2011年至2014年間，發(fā)生數(shù)起后襟翼下連桿彎曲或者斷裂現(xiàn)象，國際同行機隊中同類型飛機也發(fā)生多起襟翼下連桿失效的相關(guān)案例。但檢查事發(fā)飛機的飛行數(shù)據(jù)，均沒有發(fā)現(xiàn)襟翼超速或者重著陸的現(xiàn)象。查閱相關(guān)文獻，連桿類組件作為動力傳輸或載荷分配部件，其失效模式具有一定的規(guī)律，如應(yīng)力疲勞[4]、振動[5]、腐蝕等。

圖1 襟翼收放系統(tǒng)的工作原理圖

結(jié)合有限元方法的力學(xué)行為分析，在失效分析領(lǐng)域具有重要的研究意義[6]。劉春江等[7]基于有限元分析發(fā)現(xiàn)，局部應(yīng)力集中明顯改變了螺釘?shù)膽?yīng)力分布狀況。孫淼等[8]利用ABAQUS結(jié)合FE-SAFE軟件，模擬襟翼在多軸應(yīng)力條件下的疲勞行為。黃技等[9]利用有限元方法，對船舶甲板支柱進行線性屈曲分析，得到支柱結(jié)構(gòu)的最優(yōu)化方案。因此，在失效分析過程中引入有限元模擬，從而再現(xiàn)失效過程，挖掘失效機理，成為當前失效分析領(lǐng)域重要的發(fā)展方向之一。

本次事件中飛機襟翼連桿的間隙在標準允許的范圍內(nèi)，地面觀察也沒有發(fā)現(xiàn)能夠與襟翼連桿碰撞或者接觸的部件(圖2)。但實際運行中卻發(fā)生多起連桿折斷事件，因此如何從實際現(xiàn)象出發(fā)，再現(xiàn)連桿失穩(wěn)的過程成為分析其失效機理的關(guān)鍵。本研究從連桿的形貌觀察，以及斷口、痕跡分析入手，并結(jié)合壓桿穩(wěn)定力學(xué)分析和有限元模擬，提出導(dǎo)致襟翼連桿失效的原因，并采取有效的改進措施使相關(guān)問題得到改善。

圖2 襟翼連桿正常工作狀態(tài)

1 試驗過程與分析

飛行航后檢測發(fā)現(xiàn)，3根襟翼的下連桿發(fā)生彎曲或者斷裂(圖3)，其中右內(nèi)襟翼1號滑軌下連桿(Ⅰ)和右外襟翼2號滑軌下連桿(Ⅱ)斷裂，左內(nèi)襟翼1號滑軌下連桿(Ⅲ)彎曲。為后續(xù)表述方便，將3根連桿分別標號為Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ。右側(cè)內(nèi)襟翼1號滑軌下連桿連接支撐卡阻，無法靈活轉(zhuǎn)動，其他連桿萬向節(jié)轉(zhuǎn)動正常。襟翼連桿彎折或者斷裂位置均位于連桿的中部。

圖3 同一架飛機上的3根襟翼連桿彎曲或者斷裂

圖4為部分II號連桿的外觀形貌，從圖4b所示方向看，連接軸承附近有明顯的劃痕，而且劃痕從一個接觸點開始，偏向一側(cè)方向延伸。從圖4c位置可以發(fā)現(xiàn)，靠近彎折位置內(nèi)側(cè)有許多摩擦痕跡。

Ⅱ號連桿斷口的微觀形貌如圖5所示，該斷口為過載彎曲斷裂特征。在彎折方向的外側(cè)，通常承受最大的拉應(yīng)力，主要微觀形貌為韌窩，為脆性剪切斷口特征(圖5b)。而在彎折方向的內(nèi)側(cè)，下部存在壓應(yīng)力區(qū)，呈現(xiàn)韌窩斷裂特征(圖5c)。對連桿材料進行X射線能譜分析，連桿的化學(xué)成分與鋁合金YL12(2024) 接近。

2 應(yīng)力分析

襟翼在動作過程中主要受力為壓縮載荷，其受力情況為結(jié)構(gòu)力學(xué)中典型的壓桿穩(wěn)定性問題[10]?；陬愃瓢咐姆治龇椒╗11-12]，采用鋁合金的力學(xué)參數(shù)(彈性模量72 GPa)計算襟翼連桿在受壓情況下的穩(wěn)定性。

薄壁圓管的截面慣性矩為

(1)

圖4 Ⅱ號連桿斷口的宏觀形貌

圖5 Ⅱ號連桿斷口的微觀形貌

其中：D為連桿截面的外徑，測量值為12.32 mm，d為連桿界面的內(nèi)徑，為10.92 mm。連桿的截面慣性半徑i為

(2)

其中，A為薄壁圓管的截面面積。壓桿的柔度為

(3)

其中：μ為受壓桿的長度系數(shù)，對于兩端簡支結(jié)構(gòu)μ=1；L為連桿的長度，測量值約為0.37 m。依據(jù)臨界應(yīng)力校核穩(wěn)定性，則

(4)

式中：E為鋁合金的彈性模量，取值72 GPa；σp為屈服強度，取值180 MPa。由于λ>λp，因此依據(jù)歐拉公式，連桿彎曲的臨界壓力為Pcr，其表達時為：

(5)

則當連桿的載荷大于2 246.9 N時，盡管連桿仍處于彈性變形階段，仍將會發(fā)生失穩(wěn)彎曲變形，隨著變形量的增加，彎曲位置將逐漸進入塑性區(qū)。

3 模擬驗證分析

本研究采用商用有限元分析軟件ANSYS 15.0對連桿受壓的穩(wěn)定性進行分析，襟翼連桿的長度為370 mm，外徑為12.32 mm，內(nèi)徑為10.92 mm。連桿在工作狀態(tài)時，一端固定(固定端)，另一端與滑軌組件連接(支撐端)。連桿在工作過程中的受力狀態(tài)為沿其軸向的壓縮應(yīng)力。

根據(jù)連桿的實際尺寸建立有限元模型，材料參數(shù)取2024鋁合金。取彈性模量72 GPa，泊松比0.3。根據(jù)襟翼連桿的實際工作情況，約束及邊界條件設(shè)定為：1)固定端x、y和z軸3個方向約束位移，3個方向旋轉(zhuǎn)不約束(圖6中C位置)；2)支撐端x和z方向約束位移，y方向可以移動(圖6中A位置)；3)在支撐端預(yù)先加載壓縮(100 N)。

圖6 襟翼連桿受力模型

襟翼連桿在發(fā)生受壓失穩(wěn)后，變形彎曲位置如圖7中所示。失穩(wěn)狀態(tài)的最大臨界位移為1.1 mm，引起彎曲的臨界載荷為2 260.7 N，與計算結(jié)果基本接近。

圖7 受壓變形的襟翼連桿

4 分析與討論

整理近年來國內(nèi)某公司所發(fā)生的同類型飛機襟翼連桿失穩(wěn)或者斷裂案例如表1所示，綜合表中所列的連桿彎曲或者斷裂事件，發(fā)現(xiàn)有以下幾點共同特征：

1)連桿彎曲或者斷裂均發(fā)生在近中部位置；

2)斷裂試樣的斷口特征為載荷過大后彎曲斷裂，無疲勞特征；

3)部分事件中左右兩側(cè)連桿同時發(fā)生斷裂或彎曲；

4)部分失效連桿連接軸承位置有卡阻和磨損痕跡。

從表面上看，某型飛機桿連彎曲和斷裂事件中連桿失效的原因均為軸向壓縮過載，引起連桿的彎折或者斷裂。但對于相對成熟的機型而言，連桿的設(shè)計強度是符合相關(guān)適航標準的。且以飛行小時計算，連桿失效概率并不高。由此可見，連桿的設(shè)計強度并沒有明顯的問題。此外，據(jù)工作人員介紹，QAR數(shù)據(jù)未發(fā)現(xiàn)任何過載警告(重著陸、襟翼超速等)，表明操作也沒有明顯問題。此外，盡管連桿中部有的摩擦痕跡，正常航線維護時，會對連桿位置進行目視檢查，連桿與其他固定裝置有一定的間隙，在收放襟翼的過程中，連桿不會與其他部件發(fā)生碰撞。

依據(jù)連桿的受力狀態(tài)，在連接軸承部位沒有徑向摩擦力的情況下，主要受力方向為桿的軸向壓縮應(yīng)力。從表1 中可以發(fā)現(xiàn)，并不是所有的連桿彎折或者斷裂事件中，都伴隨有連接軸承部位的卡滯或者磨損現(xiàn)象。因此，軸承部位的卡滯或者磨損是由于連桿彎折過程中，軸承部位與支點位置發(fā)生摩擦造成的。根據(jù)連桿的使用記錄，連桿失效具有一定的偶發(fā)性。連桿所受到的壓縮載荷遠沒有達到其強度極限，即發(fā)生了彎折或者斷裂。根據(jù)壓桿失穩(wěn)問題的力學(xué)計算表明，當瞬間載荷大于Pcr時，即使連桿仍處于彈性變形范圍內(nèi)，仍然能夠發(fā)生彈性失穩(wěn)，連桿中部能夠產(chǎn)生橫向位移。有限元分析進一步表明，在壓桿發(fā)生失穩(wěn)變形時，壓桿中間部位能夠發(fā)生明顯的橫向位移，位移量為10.1 mm。造成連桿與其他部件的間隙超出安全范圍。在連桿中間部位留下撞擊、摩擦或者滑移痕跡，進一步間距了壓桿的彎折變形。

表1 某型飛機襟翼連桿斷裂或彎曲現(xiàn)象統(tǒng)計

綜合襟翼連桿的失效頻率以及連桿斷的口特征，可以排除冶金缺陷導(dǎo)致的連桿損傷。一次性瞬斷特征及力學(xué)分析表明，連桿的設(shè)計強度偏低，導(dǎo)致連桿無法滿足瞬間高載荷。如在極端情況下，飛機經(jīng)歷空中顛簸，大側(cè)風(fēng)以及進近通道上的風(fēng)切面等情況，連桿所受的壓縮載荷瞬間升高，此時飛機空速雖然并未達到襟翼超過限制速度的情況，但連桿已經(jīng)能夠發(fā)生彈性范圍內(nèi)的失穩(wěn)現(xiàn)象。

連桿在極端情況下與其他物體相碰撞或者摩擦，發(fā)生彎折或者斷裂現(xiàn)象。同時，根據(jù)彈性失穩(wěn)變形的特點，在地面檢查時，由于襟翼后緣沒有風(fēng)載荷或者風(fēng)載荷較小，連桿能夠恢復(fù)到初始狀態(tài)。因此，即使發(fā)生了失穩(wěn)變形，地面航線人員仍無法通過目視檢查發(fā)現(xiàn)連桿的失穩(wěn)現(xiàn)象。

5 結(jié)論與措施

1)根據(jù)同類事件發(fā)生頻率及斷口特征，排除冶金缺陷的原因，認為襟翼連桿的抗彎剛度偏低。

2)在極端條件下(顛簸、風(fēng)切變等)，襟翼連桿的瞬時載荷偏高，導(dǎo)致的連桿彈性失穩(wěn)，連桿彎曲后與其他部件碰撞，引起的斷裂或彎折。

3)建議廠家增加連桿的直徑或者壁厚，提高界面剛度，避免彈性失穩(wěn)的發(fā)生。廠家基于以往案例和分析結(jié)果，提高了連桿的壁厚，更換新件后，至今未發(fā)生連桿彎曲或者斷裂現(xiàn)象。

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Fracture Analysis of Connecting Rod of Wing Flap

YUAN Guo-he1，WANG Chun2，F(xiàn)ENG Yan-peng2

(1.KLKJiangsuCobaltNicketMetalCo.,Ltd.,JiangsuTaixing225404,China; 2.ChinaAcademyofCivilAviationScience&Technology,Beijing100028,China)

The linkages connecting wing flap and main wings have fractured for several times in recent years. But the clearances conform to the standard during ground inspection, and no heavy landing or overspeed warning were not found in flight record. Fracture observation, mechanical analysis and finite element simulation were used to investigate the failure cause. The result shows the fracture surface presented dimples and shearing fracture characteristics, which are the characteristics of overload fracture. Mechanical analysis shows that elastic instability occurred to the linkages under a low compress stress. Finite element simulation shows that during elastic deformation, significant lateral displacement in middle part of the linkage was found. It is assumed that the lower strength of the connecting rod is the main caused for the failure. According to the results above, new connecting rods with higher strength have been adopted and since then such failure hasn’t taken place again.

wing flap; connecting rod; column stability; finite element methods

2016年7月20日

2016年9月13日

袁國和(1979-)，男，工程師，主要從事微觀結(jié)構(gòu)及失效分析等方面的研究。

V224.5

A

10.3969/j.issn.1673-6214.2016.05.008

1673-6214(2016)05-0304-05