某型飛機加強框連接區(qū)疲勞裂紋分析

夏佳麗，葉 彬，黃曉霞，李 彬

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引 言

飛機結構在重復載荷作用下經(jīng)常因疲勞而產(chǎn)生裂紋，最終導致疲勞破壞[1]，那些承受飛行載荷、地面載荷、增壓載荷的主要結構件，更有可能過早出現(xiàn)疲勞破壞[2]。機身加強框作為多承力結構，除了維持機身外形，防止縱向結構在縱向壓縮載荷下發(fā)生彈性失穩(wěn)；還要將裝載的質量力和機翼、尾翼、起落架、發(fā)動機等部件通過接頭傳來的集中力進行擴散[3]。 機體結構的主要疲勞危險部位均在機翼根部和與之相連的機身加強框[2]，因此，機身加強框的疲勞分析具有重要工程意義。飛機結構疲勞破壞的部位常出現(xiàn)于緊固孔、圓角、幾何不連續(xù)處及耳片處[4]。 對機體各部件進行結構布局時，應合理安排受力構件和傳力路線，使載荷合理分配和傳遞，減少或避免構件受附加載荷，以利于機體結構應力水平的宏觀控制，也為結構細節(jié)的應力控制創(chuàng)造條件。

1 結構及疲勞破壞部位簡介

某型飛機某框為機身加強框，主要承受進氣道的較大氣動載荷和機身-機翼接頭傳來的集中載荷。 進氣道在此框處的框前和框后通過L 型材對接起來?？蛏闲筒?~型材4 材料為LY12， 厚度為1.2mm，采用Φ3.5mm 鉚釘與框板和進氣道連接。 如圖1 所示。裂紋位于型材1/2 圓角上，如圖2 所示。

2 模型及疲勞分析

2.1 模型建立及應力分析結果

采用SHELL 單元建立框局部、框前后一小段進氣道局部以及與框連接型材的結構細節(jié)有限元模型，所有鉚釘采用梁單元模擬，有限元模型如圖3 所示。將所建立的細節(jié)有限元模型插入全機總體有限元模型對應部位，采用MPC 與全機有限元模型節(jié)點連接，用以傳遞載荷，如圖4 所示。

圖3 裂紋附近結構局部細節(jié)有限元模型

圖4 局部模型插入全機模型圖

分別計算空譜和地譜下典型工況應力水平。空譜下共有6 種典型工況。 地譜下共有35 種典型工況。

通過NASTRAN 線彈性計算，空譜譜載典型工況與地譜譜載典型工況下，連接區(qū)危險部位均出現(xiàn)在框后型材1/2 上，如圖5、圖6 所示。

圖5 局部模型空譜下應力云圖1

圖6 局部模型地譜下應力云圖1

2.2 疲勞分析

2.2.1 疲勞分析方法

采用名義應力法和線性累積損傷理論（Miner 理論）估算疲勞危險部位的疲勞壽命。

名義應力法是以名義應力為基本設計參數(shù)的抗疲勞設計方法，其設計思路是：從材料的S—N 曲線出發(fā)，再考慮各種影響系數(shù)的影響，得出構件的S—N曲線， 并根據(jù)構件的S—N 曲線進行抗疲勞設計，具體步驟如下[5]：

1） 確定結構中的疲勞危險點；

2） 求出疲勞危險點的名義應力和應力集中系數(shù)Kt；

3） 根據(jù)載荷譜確定危險點的應力譜；

4） 應用插值法求出當前應力集中系數(shù)和各級譜應力水平下的S—N 曲線，查S—N 曲線；

5） 應用線性累積損傷理論，求出危險部位的疲勞壽命。

2.2.2 疲勞壽命估算

由有限元模型分析結果可得，16 框連接結構疲勞危險點發(fā)生在框后型材的轉角處。

空譜典型工況（工況B）下，連接型材最大主應力為99.8MPa。 取應力集中區(qū)以外的應力為名義應力，名義應力為47.2MPa。

應力集中系數(shù)：

地譜典型工況（DP01)下，連接型材最大主應力為154.6MPa。 取應力集中區(qū)以外的應力為名義應力，名義應力為87.6MPa。

應力集中系數(shù)：

后面分析中，空譜和地譜工況下疲勞危險點應力集中系數(shù)均取2。

試驗譜的一個訓練周期為127 飛行小時?？兆V下各典型工況的最大主應力和名義應力見表1，地譜下各典型工況的最大主應力和名義應力見表2。

表1 空譜各典型工況 單位：MPa

表2 地譜各典型工況 單位：MPa

續(xù)表2

型材1/2 材料為LY12，參考《疲勞·損傷容限·耐久性設計手冊》第2 冊[2]215 頁表4-3，可得Kt=2 的材料的S—N 曲線數(shù)據(jù)，見表3。

表3 材料S-N 曲線值 單位:kg/mm2

在實際中，零件的表面光潔度、尺寸大小、加載類型、應力集中系數(shù)等與標準件均有差別，要作出構件的S-N 曲線很不經(jīng)濟，因此，可對材料的S-N 曲線進行一系列修正從而得到S-N 曲線，修正方法如下：

式中：

σa—材料S-N 曲線應力幅；

σ′a—修正后的構件S-N 曲線應力幅；

Ks—表面粗糙度修正系數(shù)， 根據(jù)結構加工質量，取Ks=0.95；

Cs—尺寸大小修正系數(shù)，取Cs=0.98；

Cl—加載類型修正系數(shù)，取Cl=0.90。

將空譜和地譜下結構型材危險點處應力譜下各級損傷進行累加即得到空譜下一個周期的累積損傷為4.24×10-3，地譜下一個周期累積損傷為1.10×10-4。損傷度計算結果為一個周期所造成的損傷，由于一個壽命估算周期代表127 飛行小時，故估算壽命為：

考慮分散系數(shù)4， 原結構壽命估算為7299 飛行小時，不滿足8000 飛行小時壽命指標。再加上訓練大綱調整，飛行強度增加，致使裂紋提前出現(xiàn)。

由疲勞分析結果可知，空譜對結構型材危險點處應力譜下各級損傷的比重比地譜大。空譜下框前后兩側進氣道在該框處通過L 型材對接，進氣道上部所受拉伸載荷通過對接型材傳遞，由于傳力不直接，使得型材在轉角處受彎，產(chǎn)生較高的局部應力，從而產(chǎn)生疲勞裂紋。

3 結構改進方案及改善效果

由前一節(jié)可知，需要改善空譜下結構型材的傳力路線，在框處增加連接前、后進氣道的連接帶板，使受拉伸載荷傳遞連續(xù)，降低局部應力。方案如圖7 所示，帶板厚度為1.2mm，材料為LY12。

圖7 進氣道與框連接區(qū)改進方案

結構改進后，空譜譜載典型工況（工況B）進氣道與框連接區(qū)應力如圖8 所示， 最大主應力59.0MPa，出現(xiàn)在框后型材1/2 上。 相比原始的99.8MPa，最大主應力有較大幅度降低。

圖8 局部模型空譜下應力云圖（工況B）

改進后空譜下各典型工況的最大主應力和名義應力見表4，改進后地譜下各典型工況的最大主應力和名義應力見表5。

表4 改進后空譜各典型工況 單位：MPa

表5 改進后地譜各典型工況 單位：MPa

續(xù)表5

將空譜和地譜下結構型材危險點在應力譜下的各級損傷進行累加即得到空譜下一個周期累積損傷為2.65×10-4，地譜下一個周期累積損傷為1.10×10-4。

損傷度計算結果為一個周期所造成的損傷，由于一個壽命估算周期代表127 飛行小時，故估算壽命為：

考慮分散系數(shù)4， 改進后連接型材壽命估算為84667 飛行小時，滿足8000 飛行小時壽命指標。 壽命較原始結構的7299 飛行小時有較大幅度提升，改善效果明顯。

4 結 論

在某型飛機某框連接型材疲勞裂紋分析中，通過建細節(jié)模型進行應力分析，得到了該框改進前后結構型材的應力危險點。根據(jù)空譜和地譜載荷計算了該框改進前后結構型材的疲勞壽命，得到以下結論：

1） 某型飛機某框連接型材在方案改進前疲勞性能主要受空譜控制。 改進前框前、框后的連接型材傳力不直接，型材在轉角處受彎，產(chǎn)生較高的局部應力，從而產(chǎn)生疲勞裂紋；

2）某型飛機某框在框前、框后增加連接帶板后，結構型材傳力直接，危險點應力得以降低。 經(jīng)過疲勞壽命分析，由改進前的7299 飛行小時提升到84667飛行小時。