某型飞机拉杆变形原因分析与改进

罗金亮

（洪都航空工业集团，江西 南昌 330024）

0 引言

某型飞机襟翼操纵系统需进行襟翼0°偏角和襟翼20°偏角两种工况静力试验，在进行完襟翼0°偏角工况100%极限载荷静力试验后，目视检查发现拉杆N-50-300和拉杆N-50-400靠机身外侧的耳环螺栓螺纹处发生10°左右的弯曲变形，弯曲变形发生在轴承径向平面内(见图1和图2)。

图1 拉杆N-50-300耳环螺栓变形

图2 拉杆N-50-400耳环螺栓变形

1 试验载荷及试验时拉杆载荷

试验载荷是根据操纵系统载荷计算得到的舵面铰链力矩，即试验时在襟翼转轴上加M=-440 N·m的扭矩，通过在襟翼转轴上加扭矩，考核拉杆N-50-300和拉杆N-50-400等操纵系统各零部件强度是否满足要求。拉杆N-50-300和拉杆N-50-400分别见图3和图4，均为受压状态。

图3 拉杆N-50-300

图4 拉杆N-50-400

1.1 按操纵力传力方法计算拉杆载荷

襟翼操纵系统运动状态图见图5，操纵力为电机发出力P。传力方法为电机发出力P通过丁字摇臂偏转将载荷传至拉杆N-50-300和拉杆N-50-400，由拉杆N-50-300和拉杆N-50-400带动L形摇臂偏转，通过L形摇臂偏转，带动襟翼拉杆运动，然后带动襟翼摇臂偏转，在襟翼摇臂转轴处产生铰链力矩，从而达到操纵襟翼偏转的目的。

图5 襟翼操纵运动图

根据飞机襟翼操纵系统载荷计算报告，在襟翼0°偏角时，拉杆N-50-300和拉杆N-50-400载荷分别为-3921.1N和-3989.2N，是按照操纵力传力方法，假定电机发出力平均分配到左右襟翼操纵系统中，再利用操纵系统载荷平衡的计算方法得到。

按试验任务书要求，襟翼0°偏角情况，加在襟翼转轴上的扭矩为M=-440 N·m，为确定试验时拉杆N-50-300和拉杆N-50-400载荷是否超载，须进行逆向计算，即将试验载荷M=-440 N·m转化为作用在图5中襟翼摇臂顶点7和11的摇臂载荷，摇臂载荷P7=P11=-400×1 000/364.14=-1 208.3 N，作用方向为在XY平面内与图5中O4和点7，O6和点11的连线垂直。经过操纵系统载荷平衡的计算方法得到拉杆N-50-300和N-50-400上的载荷分别为-4015.8N和-4045.8N。

比较正向和逆向计算得到的拉杆N-50-300和拉杆N-50-400载荷，可知试验时拉杆N-50-300和拉杆N-50-400受到的载荷与理论计算载荷基本相同。

1.2 采用有限元法计算试验载荷时拉杆载荷

由于1.1节计算是通过假定电机发出力平均分配到左右襟翼操纵系统中，计算结果可能会存在误差，为增加计算结果的可靠性，再采用有限元法计算试验载荷时拉杆载荷。根据襟翼操纵系统结构图及运动状态图，建立有限元模型，加在襟翼转轴上的扭矩为M=-440 N·m，由于只是验证假设的正确性，且为方便有限元模型的建立，故没有考虑机翼3°上反角和2°安装角。

图5中，O4、O6分别为左右襟翼转轴的两个节点（即有限元模型的A和B节点），将扭矩M=-440 N·m加在有限元模型A点和B点，摇臂采用梁单元模拟，拉杆采用杆单元模拟，对支座点O4～O6的节点进行约束，并按局部坐标系释放转动自由度，通过计算得到拉杆N-50-300和N-50-400上的载荷分别为-4123.7 N和-4182.9 N。

与飞机襟翼操纵系统载荷计算报告中以上拉杆在襟翼0°偏角的载荷分别为-3989.2 N和-3921.1 N相比，有限元计算得到的载荷略有变化，这是由于建立有限元模型没有考虑小角度情况影响而出现的。

从常规操纵系统载荷计算和有限元载荷计算与试验载荷比较，可知从舵面上施加的试验载荷产生在拉杆上的载荷与载荷计算报告所计算出的拉杆载荷相符，试验载荷不会对操纵系统产生异常载荷。

从拉杆载荷计算分析结果看，产生耳环螺栓弯曲变形不是试验因素。由于试验拉杆采用的是经检验合格的零件，零件材料和装配符合设计要求，因此产生故障原因在于拉杆本身强度不够的可能性较大。

2 拉杆常规方法强度校核计算情况

拉杆常规强度校核是按照拉杆可能承受的最大压力校核拉杆稳定性，采用最大杆力校核螺纹强度、铆钉强度和管子等零件强度。由于试验时耳环螺栓螺纹段产生变形，故需进行涉及耳环螺栓强度的拉杆稳定性和螺纹强度计算。

由襟翼操纵系统载荷计算报告知，拉杆在襟翼下偏20°时的载荷，比襟翼0°偏角时载荷严重，襟翼下偏20°时，拉杆N-50-300载荷为PL=-4 594.3 N，拉杆N-50-400载荷为PL=-4 608.8 N，由襟翼操纵系统零件强度校核报告知，拉杆强度校核载荷按该襟翼下偏20°拉杆载荷。

2.1 拉杆N-50-300的稳定性计算

根据该拉杆结构特点，拉杆按两端双减缩简支杆计算：

a)螺套材料：45,Ea=200 000 MPa，L=187.5 mm La=73 mm,剖面:φ18×M8。

b)耳环螺栓材料：30CrMnSiA，Eb=200 000 MPa。

耳环螺栓为M8螺纹，底径为6.647 mm。

查《飞机设计手册》第三册372页图7-29

拉杆稳定性满足要求。

2.2 拉杆N-50-400的稳定性计算

拉杆按两端简支杆计算稳定性：

规格：φ20×1.5 材料：LY12

拉杆稳定性满足要求。

2.3 耳环螺栓螺纹强度计算

耳环螺栓螺纹规格为M8，螺纹外径d0=8 mm，螺纹内径d1=8 mm，螺纹螺距s=1 mm，完满系数K=0.875，载荷不均匀系数m和螺母和螺栓的结合圈数n乘积取mn=5，按《飞机设计手册》第三册648页螺纹强度计算公式计算。

a)螺纹剪切计算

b)螺纹弯曲计算

c)螺纹挤压计算

螺纹强度够。

3 拉杆耳环螺栓变形分析

从拉杆强度校核2.1、2.2和2.3计算结果看，采用常规方法计算，拉杆耳环螺栓可满足强度要求，因此，必须按照拉杆实际结构情况分析发生变形的原因。

由试验情况可知，拉杆耳环螺栓弯曲变形是发生在拉杆受压情况。由于2.1和2.2节是按照压力方向通过耳环螺栓轴线计算拉杆的稳定性，没有考虑制造、安装误差可能引起的偏心受压情况，如果存在偏心受压，耳环螺栓受载会增大，造成应力水平提高。

由于考虑制造成本，以及按目前工艺水平和检验手段，拉杆不可能有很高直线度，因此压力方向与耳环螺栓轴线之间存在θ≈0.5°（见图7）的微小偏角是可能的，根据《飞行器结构强度分析手册》第四册24.4.3.3节拉杆杆端分析内容，需考虑由于偏心产生的力矩和关节轴承摩擦力矩对耳环螺栓的强度进行校核，计算模型见图6。

图6 杆端连接图

杆端截面强度校核：

式中：

P—外加载荷 N

A—杆端截面积mm2

W—截面抗弯模量mm4

M—弯矩 N·mm

弯矩M由偏心力矩和拉杆杆端转动时关节轴承产生摩擦力矩组成，根据 《飞行器结构强度分析手册》第四册24.4.3.3节计算梁柱偏心力矩需考虑放大系数6，得到作用在轴承中心到固定螺母间距离为L耳环螺栓计算截面处的力矩为M=(sinθ°×6L+0.15d)P，其中θ为压力方向与耳环螺栓轴线之间夹角，L为轴承中心到固定螺母间距离，d为关节轴承的球径，0.15为关节轴承摩擦系数。

3.1 襟翼0°偏角状态

P取1.1节计算得到0°偏角状态拉杆N-50-400上试验情况下的载荷：

M8螺纹底径为6.647 mm。

L最大可达66.5 mm，关节轴承球径d为13mm，θ取0.5°。

耳环螺栓材料设计要求为30CrMnSiA，σb=1 175±100 MPa，σ0.2=835 MPa，经检测耳环螺栓材料符合设计状态，应力超过弹性极限，但小于强度极限，耳环螺栓会发生塑性变形。

拉杆N-50-300与N-50-400杆端相同，载荷基本相同，也会发生塑性变形。

3.2 襟翼下偏20°状态

为保证襟翼下偏20°状态时拉杆强度，需要对该状态进行耳环螺栓强度计算，取常规操纵系统载荷计算得到拉杆N-50-400上的载荷（见2.2稳定性校核载荷）：

计算应力超过了材料弹性极限，但小于强度极限，拉杆N-50-300耳环螺栓和拉杆N-50-400耳环螺栓会发生塑性变形。

4 改进措施及强度计算

由于原设计耳环螺栓螺纹规格为M8，根据杆端强度计算应力水平超过材料弹性极限，故将耳环螺栓螺纹改为M10（见图7），螺套(N-50-301)螺纹由M8改为 M10（见图8），套筒(HB5-40LA-M8×12)改为(N-57-3)（见图9）。螺纹改为M10后，螺纹受载能力提高，由于螺套和套筒横截面面积较大，强度有富余，改进后它们的强度够，其它零件保持不变。故仅对耳环螺栓进行螺纹处杆端强度校核。

图7 耳环螺栓

4.1 改进后襟翼0°偏角状态杆端强度计算M10螺纹底径为8.376 mm。

图8 螺套

图9 套筒

为保证制造和安装发生更大误差时(假设偏心角度在0.5°基础上增加三分之二倍)仍然可以满足要求，即θ=(1+2/3)×0.5°=0.833°

4.2 改进后襟翼下偏20°偏角状态杆端强度计算

改进后两种偏角情况下，耳环螺栓应力均小于弹性极限，不会发生塑性变形。

5 结语

将耳环螺栓螺纹由M8改为M10后，经校核，零件强度满足要求，襟翼0°偏角工况静力试验没有发生变形；载荷更大的襟翼20°偏角工况静力试验也没有发生变形。

[1]《飞机设计手册》编辑委员会.飞机设计手册第三册.国防工业出版社:1983.

[2]航空航天工业部六0三研究所.飞机器结构强度分析手册,1989.