某型飛機(jī)機(jī)翼壁板對接區(qū)細(xì)節(jié)分析及壽命估算

龔思楚，張憲政，王 震，李 森

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌 ，330024）

0 引言

現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，機(jī)體主傳力結(jié)構(gòu)最常用的連接形式還是緊固件連接，通過在傳力結(jié)構(gòu)上開孔安裝緊固件，將傳力結(jié)構(gòu)連接起來，緊固件成為結(jié)構(gòu)傳力的過渡構(gòu)件，但結(jié)構(gòu)上的安裝孔將成為結(jié)構(gòu)缺陷，是飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命估算中重點(diǎn)關(guān)注位置[1-4]。

針對飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命估算廣泛應(yīng)用的是應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法，首先根據(jù)連接結(jié)構(gòu)的傳力特性，將結(jié)構(gòu)簡化為板、桿單元，將緊固件簡化為釘元的細(xì)節(jié)分析模型，根據(jù)譜載下的有限元應(yīng)力結(jié)果和設(shè)計(jì)載荷譜，計(jì)算得到疲勞危險點(diǎn)的名義應(yīng)力譜，估算每個危險點(diǎn)在每級應(yīng)力水平下的疲勞損傷，根據(jù)Miner線性累計(jì)損傷理論計(jì)算結(jié)構(gòu)在設(shè)計(jì)載荷譜下的總損傷，從而估算得到各危險點(diǎn)的疲勞壽命?；诠こ毯喕膽?yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法雖然是一種比較成熟的結(jié)構(gòu)疲勞壽命估算方法，但是建立細(xì)節(jié)分析模型復(fù)雜耗時，存在經(jīng)驗(yàn)問題，校對模型困難；其次將結(jié)構(gòu)簡化為板、桿單元模型無法考慮結(jié)構(gòu)剖面彎矩對疲勞壽命的影響。

基于非線性有限元軟件的實(shí)體單元仿真分析模型可以模擬緊固件與結(jié)構(gòu)的傳力，得到結(jié)構(gòu)孔邊應(yīng)力及釘傳載荷，使得細(xì)節(jié)分析模型簡單直觀。但以往的研究在計(jì)算名義應(yīng)力譜時，只簡化為端部載荷除以結(jié)構(gòu)剖面凈面積，沒有考慮同一剖面處不同位置處的旁路載荷的差異性，其次有限元計(jì)算為數(shù)值計(jì)算，數(shù)值解與解析解存在一定誤差，也將影響危險點(diǎn)處疲勞壽命估算結(jié)果[5-7]。

本文結(jié)合板桿單元分析模型和實(shí)體單元分析模型的優(yōu)點(diǎn)，按照板桿單元模型劃分單元的思路，在實(shí)體單元模型中劃分連接結(jié)構(gòu)，考慮結(jié)構(gòu)剖面彎矩，計(jì)算危險點(diǎn)處的應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)，根據(jù)設(shè)計(jì)載荷譜計(jì)算疲勞危險點(diǎn)處的名義應(yīng)力譜，應(yīng)用插值法求出當(dāng)前應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)和各級譜應(yīng)力水平下的S-N曲線，根據(jù)線性累積損傷理論，求出危險部位的疲勞壽命，計(jì)算結(jié)果滿足目標(biāo)壽命要求。

1 有限元分析

某型飛機(jī)機(jī)翼壁板對接區(qū)裝配圖如圖1所示，內(nèi)側(cè)下壁板和外側(cè)下壁板通過單側(cè)5排鉚釘對接，鉚釘牌號為Q/4A996-5，單側(cè)有8列鉚釘，單側(cè)40個鉚釘，共80個鉚釘，內(nèi)、外下壁板及對接板均為整體機(jī)加件，材料均為7475-T7351，在對接區(qū)中間，布置一根L型材，材料為LY12；如圖2所示，內(nèi)、外下壁板在連接區(qū)厚度由4mm漸變到2mm，連接板厚度由中間4mm向兩側(cè)漸變?yōu)?mm，在過渡區(qū)，內(nèi)側(cè)下壁板厚度2.3mm，外側(cè)下壁板厚度2.2mm。

圖1 內(nèi)、外下壁板對接區(qū)裝配圖

圖2 內(nèi)、外下壁板對接區(qū)尺寸示意圖

通過ABAQUS有限元軟件建立對接區(qū)有限元模型，模型x軸由內(nèi)下板指向外下板方向，y軸垂直x軸指向3梁，z軸由右手定則確定，如圖3所示，內(nèi)、外下壁板、對接板、型材及鉚釘均采用體單元（C3D8I），在釘孔等應(yīng)力集中區(qū)域通過細(xì)化網(wǎng)格，提高計(jì)算精度，釘桿與釘孔間建立接觸對屬性，模型對接區(qū)傳力。

在有限元模型中約束內(nèi)下壁板外側(cè)3個方向位移，約束外下壁板外側(cè)y，z方向位移，施加x向載荷，載荷以拉應(yīng)力形式施加在模型中，載荷值為120.23MPa，在對接區(qū)兩側(cè)約束z向位移，如圖4所示，通過對模型施加約束模擬周邊結(jié)構(gòu)的支持情況。

為確定各個結(jié)構(gòu)的疲勞危險孔，對模型的釘孔位置進(jìn)行編號，共分為內(nèi)側(cè)4列、外側(cè)4列，展向8排，如圖5所示。

圖3 內(nèi)、外下壁板對接區(qū)有限元模型

圖4 有限元模型加載及約束示意圖

圖5 模型釘孔編號示意圖

2 細(xì)節(jié)分析及疲勞壽命估算

1）結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)分析

模型計(jì)算結(jié)果如圖6～9所示，模型位移1.357mm，見圖6，內(nèi)側(cè)下壁最大主應(yīng)力為364.0MPa，位于內(nèi)側(cè)第1列，第3排孔邊，見圖7，外側(cè)下壁最大主應(yīng)力為349.1MPa，位于外側(cè)第1列，第8排孔邊，見圖8，對接板最大主應(yīng)力為353.3MPa，位于內(nèi)側(cè)第5列，第4排孔邊，見圖9。

圖6 位移云圖

圖7 內(nèi)側(cè)下壁板最大主應(yīng)力云圖

圖8 外側(cè)下壁板最大主應(yīng)力云圖

圖9 對接板最大主應(yīng)力云圖

危險釘孔處剖面名義應(yīng)力為剖面處軸力及剖面彎矩產(chǎn)生的復(fù)合應(yīng)力，根據(jù)模型計(jì)算結(jié)果選取危險釘孔處剖面釘傳載荷、旁路載荷及彎矩（只考慮主要彎矩分量），根據(jù)危險釘孔處剖面屬性，通過公式（1）計(jì)算剖面復(fù)合應(yīng)力及應(yīng)力集中系數(shù)。

為保守計(jì)算，危險釘孔處剖面的寬度取兩釘孔圓心之間的中點(diǎn)，相鄰兩中點(diǎn)為釘孔剖面的寬度，鉚釘剖面處的釘傳載荷。旁路載荷及彎矩如圖10所示，對接區(qū)各結(jié)構(gòu)危險釘孔處的剖面屬性及載荷如表1所示，計(jì)算得到名義應(yīng)力及應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)如表2所示。

其中：σmy—剖面復(fù)合應(yīng)力；P—釘傳載荷；R—旁路載荷；W—剖面寬度；D—鉚釘直徑；δ—剖面厚度；M—剖面彎矩；WI—剖面抗彎剛度；σmax—最大主應(yīng)力；kt—應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)

圖10 危險釘孔剖面軸力及彎矩

2）構(gòu)件S-N曲線

對接區(qū)帶板材料為7475-T7351，由MIL-HDBK-5手冊查得材料的S-N曲線數(shù)據(jù)（R=0.0）見表3。

在實(shí)際中，零件的表面光潔度、尺寸大小、加載類型、應(yīng)力集中系數(shù)等與標(biāo)準(zhǔn)件均有差別，要作出構(gòu)建的S-N曲線很不經(jīng)濟(jì)，因此往往通過對材料的S-N曲線進(jìn)行系列修正而得到，修正方法如下：

其中：σmax—為考慮應(yīng)力集中時材料S-N曲線的最大應(yīng)力幅；σa—構(gòu)件S-N曲線應(yīng)力幅；—修正后的構(gòu)件S-N曲線應(yīng)力幅；Ks—表面粗糙度修正系數(shù)，根據(jù)結(jié)構(gòu)加工質(zhì)量，取0.8；CS—尺寸大小修正系數(shù)，取0.85；Cl—加載類型修正系數(shù)，取1。

由于材料試驗(yàn)條件為R=0.0，則：

表1 對接區(qū)各結(jié)構(gòu)危險釘孔處的剖面屬性及載荷

3）壽命估算

通過載荷譜程序計(jì)算得到疲勞危險點(diǎn)的名義應(yīng)力譜，最后通過疲勞壽命估算程序計(jì)算各個危險點(diǎn)在每級應(yīng)力水平下的疲勞損傷，通過壽命估算得到，外側(cè)下壁疲勞壽命估算為243995飛行小時，內(nèi)側(cè)下壁疲勞壽命估算為161453飛行小時，對接板疲勞壽命估算為128046飛行小時，故某型飛機(jī)機(jī)翼3～4梁內(nèi)、外下壁板對接區(qū)結(jié)構(gòu)疲勞壽命估算為128046飛行小時，滿足目標(biāo)壽命要求。

表2 對接區(qū)各結(jié)構(gòu)名義應(yīng)力及應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)

表3 材料S-N曲線值（R=0.0）

3 結(jié)論

基于非線性有限元軟件ABAQUS建立的連接結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)分析模型結(jié)合了非線性單元和板桿單元模型的優(yōu)點(diǎn)，建立的細(xì)節(jié)分析模型簡單直觀，計(jì)算結(jié)果也更加直觀全面，提高了建模效率，有利于降低產(chǎn)品研發(fā)成本。