某型飞机前起支架焊接修复研究

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1、某型飞机前起支架焊接修复研究　　摘要：本文针对飞机前起支架频繁出现裂纹的情况，对其裂纹的产生机理进行了分析，并在此基础上，提出了裂纹修复的焊接方案和具体焊接工艺。研究内容包括提出焊接修复方案，原件材料性能分析，确定焊接方法、焊接材料以及相关工艺措施。实际使用情况证明支架焊接修复获得了成功。　　关键词：起落架；支架；裂纹；焊接修复　　Abstract：Accordingtotheconditionoftheaircraft’sfrontbrackerfrequentlyappearingcrack，thecrackformationmecha

2、nismisanalyzed，andonthisbasis，theweldingprogramofcrackrepairandtheweldingprocessareputforward.Theresearchcontentincludestheweldingrepairplan，theoriginalmaterialperformanceanalysis，determinetheweldingmethod，weldingmaterialsandrelatedtechnicalmeasures.Thepracticalapplication

3、provesthatthebrackerweldingrepairissuccessful.　　Keywords：landinggear；bracker；crackle；weldingrepair　　中图分类号：V22文献标识码：A　　0.引言6　　某型飞机是国外生产的轻型飞机，该型飞机主要用于飞行训练、旅游观光等。该型飞机的前起支架安装在机身零号上，用于安装联接前起落架，飞机在着陆滑跑过程中，该支架承受着冲击、振动等复杂载荷。随着飞行小时的递增，飞机在厂进行结构大修时，多次发现该支架在相同位置出现同种类型的裂纹，如图1所示。如要更换该支架

4、，则需从国外订购，不仅价格高，而且周期长，严重影响了飞机维修成本和进度。鉴于此种情况，本文对支架焊接修复做出研究。　　1.裂纹失效机理研究　　焊接接头包括焊缝和热影响两个区，其中，焊缝区与母材的疲劳强度等机械性能基本相当，抗疲劳裂能力强；热影响区受焊接热量的影响，该区晶相组织复杂，晶粒粗大，疲劳强度相对管段较低；同时焊接接头处应力较管段复杂，应力幅大。因此，相对容易产生疲劳裂纹。产生疲劳裂纹的原因很多。其一，使用时间过长，应力循环次数大于许用数。其二，可能是生产该支架时，焊接质量问题；其三，也有可能是使用中负载差异问题等等，存在一定的偶然性

5、。　　飞机着陆滑跑过程中支架承受着复杂的交变载荷，其受力分析如图2所示，尤其在飞机着陆过程中，冲击载荷和刹车摩擦力产生的转矩M非常大。受焊接热量影响，焊接接头的热影响区有着复杂的晶相组织，晶粒比其他区域大，因此疲劳强度较低。根据ANSYS软件进行的有限元分析结果，如图3所示，证实了上支管和主管之间的焊缝的上部区域（焊缝2处）结构强度最弱，极易产生疲劳裂纹。同时该处焊接受空间条件限制，操作困难，容易产生焊接缺陷。通过对支架失效情况统计证实，所有失效支架均在焊缝2处产生了疲劳裂纹（到目前为止，其余部位未发现裂纹）。　　2.裂纹修复的焊接方案研究

6、6　　基于裂纹的发生机理，为了提高裂纹修复后的支架使用寿命，应改变该处的应力分布，减小实际工况下的应力幅值，以提高疲劳寿命。经对支架结构、裂纹特点等的分析，研究提出该裂纹修复的焊接方案为：用机械方法将原有裂纹全部去除，再对该裂纹区域进行焊接；通过ANSYS软件对焊接方案的分析，如图4所示，最后决定在此处加焊两块加强片，Pro/E三维图如图5所示。　　在实际工作中，两块加强片经焊接后会产生尺寸误差，　　导致该焊接结构的实际形状与理想几何体的形状存在差异，该误差会对该焊接结构的强度产生一定的影响；另外，在Pro/E软件中建立三维数字模型时，对焊

7、缝的形状与尺寸的数字化模拟不一定与实际状况完全吻合，也会造成裂纹修后的实际受力与理论计算值存在差异。实际焊接后的情况如图6所示。根据焊接的实际情况来看，在焊缝处的圆弧过渡和倒角过渡的情况比三维数字模型更好一些。因此，实际焊接后的应力值应比理论分析所得应力值偏小。　　3.焊接材料及工艺研究　　3.1焊接材料研究　　该型飞机是国外公司生产，为反求分析该支架的材质，以为确定焊接工艺提供据，在支架上截取了一段样件，利用光谱分析仪对其材料成分进行了分析，材料成分分析结果见表1。　　根据表1的结果，确定该支架材料为法国合金钢15CDV6，近似中国的结构

8、合金钢15CrMnMoVA。　　3.2焊接工艺研究6　　支架焊缝区的金相组织分析结果表明，熔合区组织主要为粒状贝氏体，同时有少量共析铁素体和针状铁素体；热影响区的组织主要为粒状贝