某飛機(jī)垂尾安裝框裂紋對飛行限制影響

于克杰，韓 明

(1.空軍第一航空學(xué)院，河南信陽 464000;2.北空航修廠，石家莊 050001)

在空戰(zhàn)中，由于作戰(zhàn)飛機(jī)可能遭受疲勞載荷、嚴(yán)重過載以及炮火打擊的諸多作用，造成飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)損傷的幾率大大增加。一般來講，飛機(jī)重要加強(qiáng)框的損傷在平時飛行訓(xùn)練中是不允許存在的，即便是微小的裂紋、劃傷等損傷［1-3］。然而，在戰(zhàn)爭的緊急情況下，高出動率的要求必然需要損傷飛機(jī)能夠盡可能再次參加作戰(zhàn)，即在保證飛機(jī)安全的前提下，允許飛機(jī)帶傷復(fù)飛，但飛行動作必須有一定的限制要求。本文針對某型飛機(jī)垂尾安裝框裂紋損傷對復(fù)飛飛行姿態(tài)控制的限制情況進(jìn)行了分析，對評定飛機(jī)帶傷飛行具有一定的借鑒意義。

1 垂尾安裝框及其受力情況

分析部位為某型飛機(jī)后機(jī)身的垂尾安裝框—42 框，該框位于后機(jī)身中部，是后機(jī)身最重要的橫向主承力構(gòu)件之一，框的外側(cè)是連接垂尾的承力接頭，此接頭與垂尾后大梁的固定接頭連接，主要傳遞垂尾傳來的載荷，該框的損傷對垂尾的側(cè)向受力影響極大［4-5］。由于垂尾所承受的載荷主要取決于方向舵的偏角和飛機(jī)的側(cè)滑角度，因此，當(dāng)后機(jī)身42 框損傷后，必然會影響到垂尾方向舵的最大偏轉(zhuǎn)角度以及飛機(jī)的最大側(cè)滑角度［6-7］。為保證安全，必須對42 框損傷后的方向舵最大偏轉(zhuǎn)角度和飛機(jī)最大側(cè)滑角度進(jìn)行計(jì)算分析。

42 框結(jié)構(gòu)如圖1 所示(飛機(jī)為雙發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)，此處僅示出右側(cè)部分)。42 框由6 段鈦合金B(yǎng)T20 模鍛件焊接而成，剖面形狀為典型的“工”字形剖面，具體尺寸見圖2。

圖1 42 框結(jié)構(gòu)簡圖

圖2 計(jì)算部位剖面圖

2 有限元計(jì)算模型建立與計(jì)算

為了準(zhǔn)確模擬受損框周圍的邊界條件，計(jì)算在飛機(jī)全機(jī)有限元模型基礎(chǔ)上分析受力情況，按垂尾Ⅳ的設(shè)計(jì)情況進(jìn)行載荷計(jì)算。利用MSC.Patran 前后處理器建立模型并輸出有限元計(jì)算結(jié)果，利用MSC.Nastran 進(jìn)行求解?？紤]增加安全性余度，假設(shè)42 框上應(yīng)力水平最高的部位產(chǎn)生裂紋損傷，具體裂紋位置見圖1 所示。該位置位于飛機(jī)后機(jī)身12 長桁～13 長桁間。計(jì)算時，假設(shè)計(jì)算位置即42 框外側(cè)緣條上產(chǎn)生了穿透性裂紋損傷，裂紋方向?yàn)槿珯C(jī)坐標(biāo)系的X 軸方向上。該處緣條厚度為17 mm，41 框至42 框間距為335 mm，蒙皮材料為鈦合金ОТ4，厚度為δ=1.5 mm，42 框至43 框間距為263 mm，蒙皮材料同為鈦合金ОТ4，厚度為δ=1.2 mm。

細(xì)化該處有限元網(wǎng)格，采用多點(diǎn)約束(MPC)與原模型節(jié)點(diǎn)連接，以保證細(xì)化模型與總體模型位移的連續(xù)性。在緣條寬度范圍內(nèi)的單元厚度為δ=18.5 mm 和δ=18.2 mm，其余單元厚度取該處蒙皮厚度。細(xì)化后的有限元模型如圖3所示。

圖3 局部細(xì)化后的有限元模型

計(jì)算部位的材料屬性:BT20 模鍛件，彈性模量E =117 700 MPa，泊松比μ=0.3，強(qiáng)度極限σb=930 MPa，屈服極限σ0.2=830 MPa，延伸率δ=6，斷面收縮率ψ=12。

取裂紋損傷尺寸為0、10、20、30、40、50 mm 6 種情況進(jìn)行計(jì)算，具體計(jì)算時根據(jù)不同損傷尺寸分別建立有限元細(xì)節(jié)模型，計(jì)算出各離散點(diǎn)的應(yīng)力結(jié)果，然后將各離散點(diǎn)的數(shù)據(jù)統(tǒng)一處理，再給出安全飛行限制的參數(shù)曲線。

3 計(jì)算結(jié)果分析

3.1 未損傷結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平

當(dāng)結(jié)構(gòu)沒有損傷時，結(jié)構(gòu)細(xì)化后計(jì)算的應(yīng)力結(jié)果云圖如圖4 所示。圖4 中僅給出計(jì)算部位中心應(yīng)力分布。

圖4 未損傷時計(jì)算部位應(yīng)力水平云圖

3.2 穿透裂紋型損傷條件下最大偏轉(zhuǎn)角度和側(cè)滑角度

穿透裂紋型損傷采用細(xì)化后的有限元模型，對挖空損傷部位的單元進(jìn)行計(jì)算，得到損傷后的應(yīng)力水平。裂紋方向?yàn)槿珯C(jī)坐標(biāo)系的X 軸方向上。為了簡化模型，只列出長度為40mm 的穿透裂紋型損傷計(jì)算結(jié)果云圖，如圖5 所示。

圖5 40 mm 穿透裂紋型損傷計(jì)算結(jié)果云圖

在進(jìn)行強(qiáng)度分析時，選取的應(yīng)力必須為最大主應(yīng)力?？紤]到裂紋尖端應(yīng)力集中的影響，最大主應(yīng)力一般情況下是選取與裂紋尖端一定距離(一般取孔邊7 mm)區(qū)域的應(yīng)力。后機(jī)身42 框未損傷時設(shè)計(jì)應(yīng)力值σ =585 MPa，因此可以取σ=585 MPa 作為基準(zhǔn)應(yīng)力進(jìn)行對比分析。上述尺寸穿透裂紋型損傷計(jì)算結(jié)果見表1。

不同穿透裂紋型損傷對方向舵最大偏轉(zhuǎn)角度和飛機(jī)最大側(cè)滑角度的限制曲線如圖6 所示。

表1 穿透裂紋型損傷計(jì)算結(jié)果

圖6 穿透裂紋型損傷飛行限制曲線

基于以上的計(jì)算結(jié)果，由于42 框是后機(jī)身重要的橫向承力構(gòu)件，受力較復(fù)雜，加之框緣條相對較厚，如果框緣條出現(xiàn)裂紋損傷，唯一可行的修理方案就是采用局部加強(qiáng)法修理，但考慮到損傷結(jié)構(gòu)修理的開敞性及戰(zhàn)時條件的限制，對42 框損傷可以不進(jìn)行修理，只對飛機(jī)進(jìn)行一定程度的姿態(tài)限制，在飛行任務(wù)完成后必須及時對損傷框跟蹤檢查。

4 結(jié)論

后機(jī)身垂尾安裝框42 框的整體應(yīng)力水平較高，在戰(zhàn)爭條件下修理難度大，耗時長，一旦出現(xiàn)損傷，應(yīng)結(jié)合損傷的具體部位，根據(jù)損傷處的應(yīng)力水平狀況，通過限制方向舵偏角和限制飛機(jī)側(cè)滑角來保證飛機(jī)的安全。在對后機(jī)身垂尾安裝框-42 框戰(zhàn)傷結(jié)構(gòu)強(qiáng)度計(jì)算中，由于計(jì)算的部位是42 框最大應(yīng)力區(qū)，如果按本文圖6 中給出的曲線處理42 框其他部位的損傷問題，結(jié)果會偏于保守。

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