赛斯纳172R型飞机刹车作动筒活塞杆断裂失效分析

罗裕富

摘要：基于ANSYS有限元分析软件对赛斯纳172R型飞机的刹车作动筒活塞杆断裂失效进行分析，并展现刹车活塞杆工作过程中的运动及载荷传递形式、应力分布、疲劳位置、以及载荷与零件寿命关系，找出活塞杆断裂失效的原因，确定疲劳寿命的更换周期，提高了飞机运行中刹车系统工作的可靠性。

关键词：失效;断裂;变形;疲劳;寿命

1故障情况概述

一架赛斯纳172R型飞机左刹车主作动筒活塞杆与U形接头连接的螺纹根部断裂，如图1所示。经查询，另一架国内该型号飞机在2011年4月也曾出现同样故障;美国FAA报道该型号飞机刹车作动筒活塞杆也出现过同样的断裂失效故障。目前，国内两架发现该型刹车活塞杆失效的飞机使用状况如表1所示。

目前的状况是，飞机制造厂家的适航性维修资料对刹车活塞杆无定期检查要求以及使用寿命限制。因厂家技术和产权保护问题，无法获取该零件的机械性能参数。

2断裂失效活塞杆分析

2.1外观痕迹分析

活塞杆于根部第一螺纹处断裂，断口表面洁净，呈金属的银灰色，无明显磨损和腐蚀氧化特征。断口表面可见明显的疲劳弧线特征。如图2所示，断口出现两个疲劳区，均可见明显的疲劳弧线和疲劳条带特征，中部存在平直的、微观上为韧窝的断裂区。因此可以判断，活塞杆为疲劳断裂，与活塞杆承受的弯曲应力有关。

活塞杆靠近螺纹端的光杆区域存在明显的不均匀的周向磨损痕迹，活塞杆另一端上存在明显的偏磨，螺纹连接的U形接头表面也存在不对称的磨损，这些痕迹表明活塞杆可能承受了弯曲应力。

2.2活塞杆材料构成分析

对活塞杆螺纹段材料进行能谱分析，由分析结论可推断活塞杆材料接近于30CrMnSiNi2A高强度钢。

3刹车动作运动过程分析、活塞杆受力、弯矩应力分析

3.1刹车动作运动过程分析

构建各机构的运动简图，由运动副组成，以示意刹车作动筒在工作状态下系统各零件的运动位置关系，分别为脚蹬从中立状态到刹车作动、转向作动、复合作动的运动过程。

1）理想状态下的刹车作动（不带转向）。此时脚蹬转向臂保持静止，脚蹬绕转动副转动，在作动过程中，活塞除了在刹车动作筒上的移动外，还将转动力矩传递到刹车动作筒上，使其转动。活塞杆受到脚蹬传递的压应力和弯矩。

2）理想状态下转向的作动（不带刹车）。此时脚蹬不转动，脚蹬转向臂转动，在此作动过程中，活塞杆向刹车动作筒内移动;转向臂的转矩通过脚蹬、活塞杆传递到刹车动作筒上，从而引起刹车动作筒的转动。活塞杆受到脚蹬传递的压应力和弯矩。

3）脚蹬实际的运动状态（复合作动）。实际飞行中，脚蹬作动的同时伴随有刹车作动和转向作动两个过程，如图3所示。在此作动过程中，活塞杆向刹车动作筒内移动;脚蹬转动，转矩通过脚蹬、活塞杆传递到刹车动作筒上，从而作动刹车动作筒的转动。活塞杆受到脚蹬传递的压应力和弯矩。

经过上述分析可知，脚蹬作动时活塞受到压应力和弯矩的同时作用，且作用力的大小为随时改变的交变载荷，活塞杆材料或构件在长期的交变载荷持续作用下易产生裂纹，直至失效或断裂。

3.2受力分析

1）在脚蹬作动过程中某一状态下，假设脚蹬施加到活塞杆的瞬时压应力为F，活塞杆的横截面积为A，则：

其中，Pm为截面瞬时平均应力，其应力分布以及弯矩图如图4所示。

2）活塞杆无扭矩的情况下的弯曲应力（参见图4）：

其中，M为活塞杆所受弯矩;W为活塞杆的抗弯截面系数，单位mm³;[σ_-1]为活塞杆许用弯曲应力。

4基于ANSYS軟件的有限元分析

选用ANSYS 18.0版软件，按照活塞杆实际测量尺寸建立数据模型，活塞杆材料性能参照30CrMnSiNi2A高强度钢，参照实际刹车活塞杆工作状况建立相关边界条件。

4.1计算得出活塞杆应变、应力、寿命

分别在活塞杆螺纹端螺纹面与另一侧端面加载20kg（200N）载荷，模拟刹车液压力;在活塞杆螺纹与U型接头安装区域加载剪应力载荷10kg （100N），模拟该件工作时的弯矩;在活塞杆与刹车作动筒的实际工作状态位置建立约束。

1）活塞杆整体应变云图

如图5所示，活塞杆在液压端应变量最大，在其与刹车作动筒接触的约束位置应变最小。计算结论与损伤件在液压端有偏磨以及活塞杆受刹车作动筒约束区域出现的周向不均磨损的实际使用情况吻合。

2）活塞杆剪应力云图

如图6所示，经计算后的剪应力最大区域出现在螺纹根部位置，其次是刹车作动筒壳体对活塞杆的建立约束的区域。因此，在刹车作动时活塞杆螺纹根部区域应为最先失效破损的区域，计算结果与活塞杆实际断裂故障损伤位置一致。

3）活塞杆等效应力云图

如图7所示，经计算后的等效应力最大区域出现在螺纹根部位置，其次是刹车作动筒壳体对活塞杆建立约束的区域。因此，在刹车作动时活塞杆螺纹根部区域应为等效应力最大区域，从该件结构尺寸设计来说应为最先失效破损的区域，计算结果与活塞杆实际断裂故障损伤位置一致。

4）活塞杆寿命应力云图

如图8所示，经计算后的疲劳寿命最小区域出现在螺纹根部位置，其次是刹车作动筒壳体对活塞杆建立约束的区域。因此，在刹车作动时活塞杆螺纹根部区域应为最先失效破损的区域。

4.2弯矩对活塞杆寿命分析

改变活塞杆施加的弯矩剪力，可以通过ANSYS计算得到疲劳极限（以剪应力σ_T表征）与寿命（应力循环次数N）的关系曲线，如图9所示。

随着模拟施加的剪应力的下降，该活塞杆件的寿命（应力循环次数N）不断增加，相应的循环次数N约为5×10⁴，此阶段的疲劳破坏循环次数相对较小，可称为低周疲劳;在循环次数N达到10⁶后，表示为有限疲劳阶段，经过一定阶段的交变应力作用后总会发生疲劳破坏。当最大应力小于25N时，无论应力变化多少次，材料都不会被破坏，为无限寿命疲劳阶段，符合材料应力疲劳特性（S-N曲线）。

4.3安全因子

安全因子是计算的强度值与允许的强度值的比例关系（是按照规范选取的一个建议值）。本次运算设计剪应力为40N，通过ANSYS计算的安全因子云图如图10所示。可根据安全因子测算出对应部位在该施加载荷下的安全系数，建立对应的使用限制。

5总结

根据以上分析可以得出：首先，在实际工作环境下，该故障活塞杆在螺纹端根部区域存在应力突变，且是等效应力最大区域，为整个零件最先可能出现破损的位置;其次，活塞杆为时寿件;第三，施加在该件上的剪切应力越大，活塞杆可承受的应力循环次数N越小;第四，随着使用应力循环次数N的增加，许用最大剪应力σ_max下降。

故障表象與失效前期表象包括：刹车松软或无效;脚蹬刹车作动后复位位置与相邻脚蹬的相对位置不正确或无复位现象;脚蹬在无载荷作用下松动或行程异常（过大或过小）。

为此提出以下使用及维护建议：

1）将刹车作动筒活塞杆检查加入定期维护工作，发现变形、裂纹件后直接更换。

2）将活塞杆列为时控件，定期更换（或按起落次数，循环次数N≈18×10⁴以内）。

3）如飞行着陆滑跑中出现主机轮拖胎迹象，应拆下刹车作动筒活塞杆进行磁粉探伤、渗透等无损检查，确认该件无变形、裂纹等损伤后再装机使用。

为了正确使用刹车机构，建议使用人员（包括机务和飞行人员）操作脚蹬刹车作动、方向舵作动时，在满足操纵要求的前提下应柔和操作，禁止动作粗猛（σ_max≤35N）。在使用地面停留刹车时，应先使用脚蹬刹车作动，再拉动并锁住停留刹车手柄。使用过程中有任何异常（如操作生硬或松软等），要及时向相关工程维护人员反馈。

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