某型飞机前起支架焊接修复研究

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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： According to the condition of the aircraft’s front bracker frequently appearing crack， the crack formation mechanism is analyzed， and on this basis， the welding program of crack repair and the welding process are put forward. The research content includes the welding repair plan， the original material performance analysis， determine the welding method， welding materials and related technical measures. The practical application proves that the bracker welding repair is successful.

Keywords： landing gear； bracker； crackle； welding repair

中图分类号：V22 文献标识码：A

0. 引言

某型飞机是国外生产的轻型飞机，该型飞机主要用行训练、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，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。

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

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，近似中国的结构合金钢15CrMnMoVA。

3.2 焊接工艺研究

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氏体，同时有少量魏氏组织铁素体。支架材料主要合金成份为钼、锰和铬，其中铬能改善材料的淬透性和回火稳定性，降低材料的过热敏感性，并强化基体，以提高材料的强度，但铬含量过高会增加焊接难度。锰含量在0.3～0.8%之间时，能改善焊接性能，但含量高于0.8%后，焊接性能将随着含量增高而随之下降。钼能改善钢的第Ⅱ类回火脆性，同时能细化晶粒，提高材料的综合机械性能。材料中的碳化物是一种非常重要的强化相，其对材料的晶相组织和焊接性能有着重要的影响。

利用美国焊接学会的标准碳当量计算公式：Ceq（AWS）=C+Mn/6+Si/24+ Ni/15+Cr/5+Mo/4+（Cu/13+P/2）（%），计算得出支架材料（15CDV6）的碳当量为：0.883%。焊接中是否产生冷裂纹主要由碳当量决定，当碳当量低于0.4%时，焊接中几乎不会产生冷裂纹；当碳当量高于0.4%时，碳当量越高，焊接中产生冷裂纹的概率越大。支架材质的碳当量计算结果表明，此种材料的碳当量已高于0.4%，焊接中可能会产生冷裂纹。焊接热裂纹主要受合金成分影响，实际焊接情况表明，支架材料一会产生焊接热裂纹。

为了防止焊接裂纹的产生，同时有利用于提高焊缝性能，提出在焊接之前对支架进行加温预热。依据相关资料和试验结果，确定加温预热温度为180℃～200℃，在此温度下保温1小时。为了加速焊接后支架焊缝中的氢逸出，以降低冷裂纹发生概率，同时消除焊接残余应力，抑制热裂纹产生，改善焊接处的综合机械性能，提出在焊接后进行保温处理。参照相似材料的保温处理方法，并经多次试验后，确定焊接后的保温温度为250℃～260℃，保温3小时，并随炉自然冷却。

焊接方法采用手工铈钨极氩弧焊。该焊接方法能有效控制焊缝中的氢含量和材料中成分的氧化倾向，以降低冷、热裂纹发生概率，同时能缩小焊接的热影响程度，以细化晶粒并提高冶金焊接性能。该焊接方法的焊接参数为电流强度50A～80A；气体流量4L/min～5L/min。

该支架的实际工况表明，焊缝应具有高强度和较好的冲击韧性。因此，焊丝的选用原则应依据“低强匹配”理论，结合支架材质成分，确定焊丝为H08CrMoA。为了减小焊接中对焊缝合金成份的影响，以提高焊接接头质量，加强片材料应与支架材料相同或相近。基于上述加强片材料的选用原则，采用该型飞机发动机架（因磨损超标报废，材料与支架材料相同）的管材做加强片。加强片制作工艺为：从发动机架上锯下管材，对剖分为两个半圆柱，将其加温至910±10℃，保温5分钟，取出后立即用手压床将其压平制成板料。将材料加温至910±10℃的目的是为了使其内部组织为奥氏体，以避免压平变形过程中产生裂纹。加强片制成后，加温至900℃～930℃，保温10分钟，空冷，以进行正火处理，使材料内部晶粒均匀，提高塑性并去除殊余应力。

焊接质量控制按《结构钢和不锈钢熔焊接头质量检验》（HB5135-2000）执行。

结语

本文所研究的前起落架支架属机的重要结构件，一旦出现完全失效，将造成严重后果。为了验证本文所得出的研究成果的正确性和适用性，保证焊接修理的有效性和可靠性，焊接修复后的支架还需进行装机监测使用。到目前为止，所有焊修后装机的支架均使用正常，无异常情。实际情况表明，前起落架支架的焊接修复可行有效。

参考文献

[1]董伟雄，刘吉普.自卸车拐轴断裂原因分析[J].机械研究与应用，2006，19（1）：33-36.

[2]余伟炜，高柄军.ANSYS在机械与化工装备中的应用[M].北京：中国水利水电出版社，2006：17.

[3]中国机械工程学会焊接学会编，焊接手册第3卷焊接结构[M].北京：机械工业出版社，1992.

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