某型機(jī)蒙皮劃傷修理方案的研究

秦建兵，趙 璽，張妮娜，梁榮娜

（1.航空工業(yè)集團(tuán)西飛公司，陜西?西安?710089；?2.中航西飛民用飛機(jī)有限責(zé)任公司，陜西?西安?710089）

絕大多數(shù)的損傷會(huì)引起災(zāi)難性的后果，而損傷防護(hù)的控制，依賴于分析方法的發(fā)展。損傷失效分析工作本身的成本要大于零件本身的制造成本，而航線服務(wù)的暫停帶來(lái)的損失遠(yuǎn)大于分析工作的成本[1]。作為傳統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室分析斷裂的方法，端口的顯微觀察發(fā)揮了無(wú)可替代的作用，裂紋擴(kuò)展處的斷裂形貌，是材料微觀結(jié)構(gòu)和外界因素相互作用的結(jié)果，尤其是載荷的形式、溫度等環(huán)境因素[2]。

在老齡化飛機(jī)的檢查過(guò)程中，經(jīng)常會(huì)發(fā)現(xiàn)蒙皮劃傷。貼補(bǔ)加強(qiáng)是常用的修理方法。C.D.Rans[3]通過(guò)顯微觀察斷面，研究壓鉚產(chǎn)生的干涉應(yīng)力對(duì)鉚接件開裂的影響。結(jié)果表明，提高壓鉚力，能使裂紋擴(kuò)展速率降低3倍。翟紅波等[4]研究了鉚接和螺接對(duì)釘孔疲勞性能的影響，發(fā)現(xiàn)連接方式不同，但裂紋起始位置相同，都位于釘孔邊上，而且鉚接的疲勞壽命略長(zhǎng)于螺接，試件寬度方向上的裂紋擴(kuò)展速率高于厚度方向。鮑敏等[5]通過(guò)研究不同的鉚釘位置處的應(yīng)力分布，來(lái)預(yù)測(cè)疲勞裂紋萌生位置。研究發(fā)現(xiàn)外側(cè)鉚釘受載比內(nèi)側(cè)鉚釘大，發(fā)生疲勞損傷的概率也大。馮振宇[6]采用COSMOS軟件計(jì)算了劃傷蒙皮的最大應(yīng)力，分析了不同劃傷深度和劃傷形式對(duì)蒙皮結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中和疲勞壽命的影響。文獻(xiàn)[7-8]分別就表面劃痕對(duì)機(jī)械零部件的影響進(jìn)行了分析，給出了一些評(píng)價(jià)方法和防劃痕損傷措施。通過(guò)對(duì)已有文獻(xiàn)的研究，發(fā)現(xiàn)早期關(guān)注點(diǎn)主要集中在劃痕線樣式對(duì)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度影響，很少對(duì)劃傷修理后結(jié)構(gòu)的損傷容限性能進(jìn)行分析評(píng)定。

綜上所述，本文采用ABAQUS軟件建立蒙皮劃傷試驗(yàn)件模型，計(jì)算單位載荷下試驗(yàn)件各零件的載荷，選出各零件的危險(xiǎn)點(diǎn)位置，為試驗(yàn)提供依據(jù)。然后依據(jù)試驗(yàn)得到的某段開裂模式及擴(kuò)展模式進(jìn)行損傷容限分析，并與試驗(yàn)結(jié)果作比較，給出損傷容限評(píng)估結(jié)論。

1??有限元分析

蒙皮劃傷試驗(yàn)件由化銑蒙皮、長(zhǎng)桁、加強(qiáng)板組成，化銑蒙皮帶有通過(guò)桁條的劃傷（200mm×0.5mm），如圖1所示。蒙皮指定區(qū)域模擬劃傷并實(shí)施貼補(bǔ)修理?；娒善げ牧蠟?024-δ1.6，長(zhǎng)桁材料為L(zhǎng)Y12-CZ-XC141-6，加強(qiáng)板材料為L(zhǎng)Y12-CZ-δ2。本文采用ABAQUS軟件進(jìn)行有限元應(yīng)力分析。

圖1 機(jī)身蒙皮劃傷修理后示意圖

根據(jù)有限元計(jì)算結(jié)果，受載較嚴(yán)重的連接件為各零件連接部位外圍連接件，其中化銑蒙皮和加強(qiáng)板連接部位的外圍左右兩排連接件受載最嚴(yán)重，化銑蒙皮應(yīng)力云圖如圖2所示。

圖2 有限元分析應(yīng)力云圖

2??試驗(yàn)

2.1??試驗(yàn)設(shè)備及要求

試驗(yàn)采用SDM1000電液伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)（100t級(jí)）。根據(jù)上述有限元分析結(jié)果，在計(jì)算得到的應(yīng)力集中部位、易產(chǎn)生裂紋的關(guān)鍵部位及試驗(yàn)考核部位粘貼一定數(shù)量的應(yīng)變片。試驗(yàn)載荷譜為某型飛機(jī)的飛續(xù)飛隨機(jī)載荷譜，根據(jù)等損傷原則將原有的5級(jí)譜進(jìn)行等損傷合并，對(duì)合并完的載荷譜進(jìn)行濾波處理，以加快試驗(yàn)進(jìn)度。試驗(yàn)加載頻率f=5～10Hz，加載精度為1%。根據(jù)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)[9]規(guī)定，進(jìn)行疲勞分析以及損傷容限評(píng)定時(shí)，要特別重視廣布疲勞損傷。全尺寸疲勞試驗(yàn)需提前預(yù)測(cè)損傷的位置和模式，而金相顯微觀察可以提供更準(zhǔn)確的信息，這是其他方法所做不到的，能反映疲勞過(guò)程的詳細(xì)信息，例如裂紋起始的位置、長(zhǎng)度、裂紋擴(kuò)展速率、二維裂紋擴(kuò)展與時(shí)間的關(guān)系、每條裂紋產(chǎn)生的順序以及裂紋間相互作用和修理的效果[10-12]。除了上述方面，一定量的金相分析還可以用于疲勞機(jī)理的研究[13]和變幅載荷下裂紋擴(kuò)展模式的預(yù)測(cè)[14]。

試驗(yàn)前預(yù)測(cè)裂紋可能產(chǎn)生的部位，試驗(yàn)過(guò)程中定期檢查裂紋的萌生，將帶500倍放大功能的USB視頻顯微鏡連接到電腦上進(jìn)行裂紋的檢測(cè)。

2.2??試驗(yàn)結(jié)果及分析

對(duì)蒙皮劃傷試驗(yàn)件分別進(jìn)行加速疲勞裂紋（預(yù)裂）試驗(yàn)和損傷容限（裂紋擴(kuò)展）試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果顯示，154375次循環(huán)時(shí)，發(fā)現(xiàn)孔邊出現(xiàn)3.8mm裂紋（A左），同時(shí)A（右）出現(xiàn)4.2mm裂紋，加速疲勞試驗(yàn)結(jié)束，開始損傷容限試驗(yàn)，隨后裂紋出現(xiàn)順序?yàn)锽左和B右→A右與B左連通→D左→A左與C右連通，B右與D左連通→D右→C左→E左→D右與E左連通，E右、F左均出現(xiàn)裂紋并快速擴(kuò)展→試件斷裂。圖3是試驗(yàn)件典型開裂模式，由圖可知，裂紋從蒙皮外側(cè)加強(qiáng)板最靠邊的一排鉚釘中間某一鉚釘孔邊萌生，然后向兩側(cè)擴(kuò)展，不同鉚釘孔邊可同時(shí)出現(xiàn)裂紋并向兩側(cè)擴(kuò)展（即多部位損傷）。

圖3 試驗(yàn)件典型開裂模式

3??損傷容限分析

3.1??損傷容限模型

本文借助ASDT軟件對(duì)修理部位進(jìn)行損傷容限分析，按試驗(yàn)件觀察得到的某段開裂模式進(jìn)行分析。初始裂紋為A左=3.8mm，A右=4.2mm，擴(kuò)展至A右=12mm，所需材料屬性及應(yīng)力強(qiáng)度因子取自《民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性及損傷容限分析手冊(cè)—損傷容限設(shè)計(jì)與分析》；載荷譜按試驗(yàn)譜選取，即為23.58kN/1.415kN，應(yīng)力譜峰值應(yīng)力為79.9322MPa、谷值應(yīng)力為4.7966MPa。

3.2??計(jì)算結(jié)果

計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比如圖4所示。從圖中可以看出，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，說(shuō)明裂紋擴(kuò)展模型是有效的，最終計(jì)算裂紋擴(kuò)展壽命小于試驗(yàn)壽命，趨于保守。

4??結(jié)?論

本文對(duì)蒙皮劃傷修理結(jié)構(gòu)進(jìn)行細(xì)節(jié)有限元應(yīng)力分析，在此基礎(chǔ)上，預(yù)計(jì)損傷模式，開展典型結(jié)構(gòu)修理的損傷容限試驗(yàn)，進(jìn)行裂紋擴(kuò)展壽命估算，得到如下結(jié)論。

（1）有限元應(yīng)力分析得到的疲勞危險(xiǎn)部位與試驗(yàn)結(jié)果一致，說(shuō)明有限元模型和應(yīng)力分析結(jié)果是合理的。

（2）從試驗(yàn)可得到蒙皮劃傷試驗(yàn)件的典型開裂模式：從蒙皮外側(cè)加強(qiáng)板最靠邊的一排鉚釘中間某一鉚釘孔邊萌生裂紋并向兩邊擴(kuò)展，各鉚釘孔邊可同時(shí)出現(xiàn)裂紋并向兩側(cè)擴(kuò)展。

圖4 A孔孔邊裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)對(duì)比

（3）計(jì)算得到的裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)與試驗(yàn)結(jié)果趨勢(shì)吻合，最終計(jì)算裂紋擴(kuò)展壽命小于試驗(yàn)壽命，趨于保守。