某型教练机油门操纵系统支座裂纹分析与研究

刘龙园，罗金亮，邓新华，杨建勇，彭 柳

（中航工业洪都，江西南昌330024）

0 引言

某型教练机的发动机操纵系统用以控制发动机的油门大小，即操纵发动机的起动、运转和停车等,通过改变前、后舱油门杆的油门操纵手柄的位置，从而改变发动机控制盒的摇臂角度和主燃油泵上油门操纵摇臂位置，实现发动机的各种工作状态，以满足飞机在各种飞行状态所需要的推力[1]。

某型教练机的发动机操纵系统是由安装在前舱内左操纵台上的油门杆和安装在后舱内左操纵台上的油门杆、拉杆、摇臂和支座等组成。

某型飞机在换装发动机时，发现发动机舱油门摇臂传动固定支座2号铆钉孔两侧和侧端面共出现3处裂纹，如图1所示。

1 发动机油门操纵系统支座裂纹分析

1.1 材料特性分析

支座设计之初选用的材料是ZM5铸镁合金，由于ZM5铸镁合金是一种镁-铝-锌系合金，该合金铸态组织是由α-Mg固体及沿晶界不延续网状分布的Mg17Al12块状化合物所组成，固溶处理后，化合物溶入固体，其组织为具有轮廓分明的晶粒组织，在某些晶界交界处有少量块状化合物残余。因镁在潮湿空气、水 （尤其是海水）中的化学性不稳定，因此ZM5铸镁合金件在腐蚀环境中，容易产生应力腐蚀，须经表面处理后方可在大气条件下长期使用[2]。为此，零件设计时要求进行表面处理，化学氧化后涂H04-2绿漆。

图1 支座裂纹

1.2 支座安装位置及形式

支座材料为ZM5-T4的铸件，安装在某型教练机28框机背处，如图2所示，左边为左发动机操纵摇臂轴，右边为右发动机操纵摇臂轴，驾驶员操纵左发时，左发动机操纵摇臂轴载荷的一部分分配给支架，驾驶员操纵右发时，右发动机操纵摇臂轴载荷的一部分分配给支架，驾驶员同时操纵左右发时，左右发动机操纵摇臂轴载荷的一部分同时分配给支架。支架与机身之间采用6个H3.5×11GB868·LY10铆钉连接，其中支座上壁板4个铆钉与机身背脊长桁连接，支座背板2个铆钉与机身28框框板连接[4]，局部放大见图3。

图2 支座安装位置简图

1.3 支座载荷和强度校核对比分析

1.3.1 根据国军标对支座载荷计算

根据《军用飞机强度规范其它载荷》（GJB67.3A-2008）要求[3]，油门操纵系统载荷计算方法是以驾驶员采用300N的力垂直作用在油门操纵杆上，然后按力的传递关系逐段计算各拉杆、摇臂、支座载荷和传递到发动机摇臂转轴处的力矩，并且需要考虑各种可能发生的操纵情况，按最严重载荷情况(某型飞机前后舱驾驶员同时操纵油门手柄)对系统零件进行强度校核。如图4所示，飞机操纵左发动机油门时操纵载荷作用于摇臂轴A点，操纵右发动机油门时操纵载荷作用于摇臂轴B点。

图3 A向视图

图4 28框摇臂结构简图

某型飞机分别操纵左、右发动机油门处于最小油门或最大油门时，作用于左或右摇臂与转轴轴线交点A或B点的设计载荷详见表1。X轴平行飞机水平基准线逆航向为正，Y轴垂直飞机水平基准线向上为正，Z轴按右手定则确定，原点为计算点。

支座结构及铆钉孔分布见图5，在严重载荷情况下，各铆钉孔的所受载荷详见表2。

表1 左或右摇臂与转轴轴线交点A或B点的设计载荷

表2 严重载荷情况各铆钉孔的计算载荷

根据《军用飞机强度规范其它载荷》（GJB67.3A-2008）要求，左右发同时操纵时，按各自载荷的0.75系数，计算某型飞机支座铆钉孔和A-A截面在严重设计载荷情况下的强度，其支座铆钉孔最小剩余强度系数为5.78，A-A截面最小剩余强度系数为2.98。

1)铆钉孔强度校核

5、6号铆钉载荷最大，故取5号铆钉载荷校核铆钉孔强度。

孔挤压应力根据铆钉剪力计算。

2)A-A截面强度校核

图5 支座结构及铆钉孔分布简图

1.3.2 实际使用状态支座载荷和强度校核

现场实际测量发动机油门转轴产生的最大扭矩是2310N·mm（小油门状态），根据图2计算得到某型飞机发动机油门摇臂转轴处的扭矩见表3：

表3 发动机油门摇臂转轴处的扭矩（小油门状态）

根据表3可知，某型实际操纵左、右油门手柄的最大载荷是58.9N，与根据国军标强度校核采用的驾驶员油门操纵载荷300 N相比小很多，而采用国军标300N计算油门传动固定支座铆钉孔强度和A-A截面强度剩余强度系数分别为5.78和2.98，因此实际操纵载荷情况下，支座强度足够。

1.4 装配应力分析

支座上壁板采用4个铆钉与机身背脊铆接，支座背板采用2个铆钉与机身28框框板铆接，由于上壁板采用4个铆钉与机身背脊铆接后支座已定位。根据支座裂纹的位置位于铆钉孔边和拐角处，应该是铆钉过盈装配对孔周边产生周向拉应力，且这种力属于受常拉伸应力。

如果支座背板与框板之间存在间隙，铆接2个铆钉后将产生装配应力，现若支座背板与框板之间存在间隙，且装配后使背板（铆钉孔处）向后移动(支座上壁板厚为5mm，支座背板厚为4mm，相对连接结构厚度较大，故装配产生的变形不大)，铆接后产生的装配应力采用有限元法计算。

根据支座尺寸建立支座三维模型（见图6），建立有限元模型（见图7），将支座上壁板上的4个铆钉孔约束情况为三个方向位移均为0 mm，而支座背板上2个铆钉孔约束情况为X方向位移均为Δx mm，Y、Z二个方向位移均为0 mm。

图8中支座装配后使背板（铆钉孔处）向后移动0.05mm，在强迫装配后，支座拐角处最大应力为56.9MPa，由此可知支座背板在铆钉作用下向后产生位移，会使拐角处产生弯曲应力，内表面主要为拉应力。

下面分别计算位移Δx从0.01～0.1mm的条件下，拐角处产生弯曲应力情况，结果显示，拐角处产生弯曲应力由11.4MPa逐渐增加到114MPa，详见表4和图9所示。

图6 支座三维模型

图7 支座有限元模型

图8 支座拐角处应力有限元计算结果

根据以上有限元计算可以看出，若支座背板与28框铆接时，当支座上壁板机身背脊铆接后，支座再与28框铆接时，支座背板与28间隙越大，支座拐角处产生的弯曲应力就会随着间隙增加而增大，支座产生裂纹的可能性就越大。

1.5 理化分析

金属材料的应力腐蚀开裂是由于金属构件在静应力和特定的腐蚀环境共同作用下所导致的脆性开裂。金属材料发生应力腐蚀必须具备三个必要条件，即材料本身具有应力腐蚀倾向、受到常拉伸应力作用和特定腐蚀介质。

对支座裂纹断口进行了电镜扫描分析、能谱分析和金相分析，断口表面覆盖了一层泥纹花样的腐蚀产物，腐蚀产物含有S和CL两种促进ZM5合金材料腐蚀的介质，同时支座拐弯处受到弯曲应力，所以支座裂纹原因是应力腐蚀开裂。

表4 不同位移拐角处弯曲应力计算表

图9 不同位移情况拐角处弯曲应力变化曲线

2 结论

综上所述，导致某型飞机发动机舱油门传动固定支座裂纹的主要原因是：支座在安装过程中，其铆钉孔周向干涉配合或强迫装配使上壁板与背板交界拐角处弯曲产生拉应力，使表面防护层破坏，随后在拉应力和腐蚀环境的共同作用下导致开裂。

[1]某型飞机技术维护说明书[S].2009.

[2]王彬.常用材料手册.江西：江西科学技术出版社,1988.

[3]军用飞机结构强度规范.总装备军标出版发行部,2008，12.

[4]某型飞机发动机油门操纵系统安装图.2008.