汪趙宏，王小鋒，黃海清

（中航飛機起落架有限責任公司，湖南 長沙410200）

0 引言

尾撐作動器在飛機地勤、運輸中主要用于支撐飛機后大門以用于地面維護和裝卸貨物、設備等，主要承受壓力載荷，因此其設計過程中要充分對其剛度和穩(wěn)定性進行考核驗證。

結構減重設計是飛機設計中一個重要的考核指標。某型飛機尾撐作動器在鑒定試驗時系統(tǒng)壓力升高至16 MPa時發(fā)現(xiàn)產品有漏油現(xiàn)象，進一步分解檢查后發(fā)現(xiàn)，活塞桿表面出現(xiàn)不同程度的凹陷，發(fā)生結構失穩(wěn)。為此，需要對結構進行改進設計。本文從從理論計算、仿真模擬等手段對該尾撐作動器的穩(wěn)定性進行重新的評估和考核，并提出了改進方案，最終通過試驗驗證。結果表明改進方案可行。

1 作動器結構設計

尾撐作動器結構如圖1所示，主要由外筒、活塞桿、信號感應座、保持底座等組成，主要用于裝卸貨時支撐飛機，防止飛機后坐，以及支撐飛機輔助千斤頂應急更換意外爆破的主輪胎。通過液壓驅動實現(xiàn)作動器伸長和收縮來滿足支撐飛機的要求。

圖1 尾撐作動器結構示意圖

活塞桿部分本著減重設計的目的，采用薄壁式結構布局，壁厚尺寸2.6 mm（min），活塞桿筒體與球頭部分采用真空電子束焊接來保證連接強度和剛度。如圖2所示。活塞桿材料：30CrMnSiNi2A，σb=1 670±100 MPa，活塞桿直徑 D0：φ100f7，活塞桿最小壁厚 t：2.6 mm，實測壁厚 2.69 mm，重量：8.356 kg.其中，引用文獻[1]中的定義，壁厚與曲率半徑之比t/R≤1/10時為薄壁容器，根據尺寸計算，t/R=2.6/50=0.052≤1/10，因此，尾撐作動器活塞桿屬于薄壁結構。

圖2 尾撐作動器活塞桿結構示意圖

2 失穩(wěn)分析

2.1 失穩(wěn)現(xiàn)象

某型飛機尾撐作動器，試驗要求壓力63 MPa，在進行靜強度壓力試驗過程中，當加壓至16 MPa時發(fā)現(xiàn)活塞桿有漏油現(xiàn)象，中止試驗。對尾撐作動器進行了分解檢查，在活塞桿表面位置均發(fā)現(xiàn)存在不同程度凹陷，如圖3所示。

圖3 活塞桿表面失穩(wěn)示意圖

通過對表面情況進行分析，初步確定為表面發(fā)生徑向失穩(wěn)，并進行故障的理論計算和仿真模擬，并提出改進設計方案。

2.2 穩(wěn)定性分析

1）軸向穩(wěn)定性分析

尾撐作動器在使用過程中，屬于兩端鉸支階梯形桿件，在彈性范圍內總體穩(wěn)定性計算采用文獻[2]中的計算方法。通過對尾撐作動器進行分析，建立數學模型，如圖4所示。

圖4 尾撐作動器軸向穩(wěn)定性理論計算示意圖

其中，L=1 641 mm，a=871 mm，b=770 mm（b取活塞桿在外筒的支撐中點），Ia=2 351 445.3 mm4，Ib=910 540.3 mm4，Ea=Eb=207 × 103MPa.

安全裕度：（尾撐作動器軸向穩(wěn)定）

2）徑向穩(wěn)定性分析

在進行徑向穩(wěn)定性時，需計算產品的臨界長度，并與實際產品長度進行對比，確定筒體類型后進行穩(wěn)定性考核。從圖2中可以看出，S=670 mm，引用文獻[2]，得到：

經計算，該產品屬于短圓筒類型，因此活塞桿按受均布徑向外壓短圓筒進行穩(wěn)定性計算：

3）失效定位

通過對軸向、徑向穩(wěn)定性分析，活塞桿在受壓大于10.42 MPa時，產品會發(fā)生失穩(wěn)，而在試驗加載過程中活塞桿隨壓力升高會發(fā)生行程位移變化，中部已縮回至作動器內部，因此a、b、L值發(fā)生變化，即在16 MPa壓力時發(fā)生徑向失穩(wěn)。

3 改進方案

3.1 結構更改

通過分析，影響活塞桿徑向穩(wěn)定性的主要因素有：加強圈中心線之間的距離L、活塞桿壁厚尺寸t、活塞桿外徑D0以及材料選用。綜合評估后，僅通過增加壁厚和補充加強筋的方法進行改進設計，如圖5.改進后的參數：材料為30CrMnSiNi2A，σb=1 670±100 MPa，活塞桿直徑D0為φ100f7，活塞桿最小壁厚t為3.8 mm，加強圈中心線之間最大的距離L為164 mm，加強筋厚度9 mm，重量為11.81 kg.

圖5 活塞桿改進示意圖

3.2 穩(wěn)定性分析

增加壁厚和加強筋對軸向穩(wěn)定起貢獻作用，因此，軸向穩(wěn)定不做分析，僅進行徑向穩(wěn)定性分析。

=600.2，L=164 mm＜Lcr=600.2 mm活塞桿組件屬于短圓筒。

通過CATIA軟件中的Analysis Manager模塊對活塞桿進行相應的分析，對活塞桿施加材料（30CrMnSiNi2A）以及對零件進行網格劃分，利用CATIA軟件進行有限元分析，分析結果一階特征值f=1.528 9，臨界壓力 Pcr=P × f=96.32 MPa，N=-1=0.53安全裕度（徑向穩(wěn)定），如圖6所示。

圖6 有限元分析云圖

4 試驗結果

結構改進后的尾撐作動器按照改進前的試驗條件和試驗方法重新進行了試驗驗證，在加壓速率≯3 MPa/s的情況下，將系統(tǒng)壓力緩慢提升至63 MPa，整個試驗過程中產品未發(fā)生局部失穩(wěn)，改進效果明顯。但重量指標超過41%，這是用戶無法接受的指標。

基于以上結果，需對產品繼續(xù)進行減重設計，因壓力提升至63 MPa未發(fā)生失穩(wěn)，在此基礎上考慮到改變活塞桿的壁厚是有效可行的方案，因此在上述試驗件的基礎上將活塞桿的壁厚按照表1的理論計算結果進行了迭代設計并反復進行試驗驗證，理論壁厚在3.4 mm的情況下仍未發(fā)生失穩(wěn)的現(xiàn)象?？紤]到飛機使用過程中以及加工過程中的不確定因素，最終確定產品理論壁厚尺寸為3.4 mm，最小壁厚3.2 mm，同時也符合試驗技術指標要求。重量指標僅超出26.7%，改進效果明顯，符合用戶要求。

表1 不同壁厚下的臨界壓力值

5 結論

本文給出了筒類零件壓力考核的設計依據，并對其穩(wěn)定性進行了校核和仿真計算，通過試驗結果表明，結構改進設計合理可行，方法正確。對該類產品的設計和驗證提供了理論依據和方法。