飛機機翼下壁板對接件損傷容限方法研究

摘要：損傷容限評定工作是飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計和結(jié)構(gòu)壽命估算工作的重要環(huán)節(jié)，本文立足于工程實際，針對機翼下壁板，開展了斷裂力學(xué)特性分析和損傷容限方法研究，為結(jié)構(gòu)選型提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。本文針對飛機機翼下壁板對接結(jié)構(gòu)，提出了針對此類結(jié)構(gòu)的損傷容限評定的基本方法和流程，運用ANSYS數(shù)值仿真及計算獲得了裂紋動態(tài)擴展過程中的應(yīng)力強度因子[2]。本文研究飛機機翼下壁板結(jié)構(gòu)損傷容限評定具有工程使用價值，為飛機結(jié)構(gòu)采用此類結(jié)構(gòu)的損傷容限評定提供了方法和技術(shù)[3]。

關(guān)鍵詞：應(yīng)力強度因子，損傷容限，機翼下壁板

1機翼下壁板結(jié)構(gòu)參數(shù)化設(shè)計思路

模擬典型T桁條和蒙皮（含凸臺）加筋結(jié)構(gòu)使用ANSYS參數(shù)化設(shè)計語言（ANSYSParametricDesignLanguage）——APDL。此為一種解釋性語言，可以用來自動完成一些適用性強的任務(wù)，也可以用于根據(jù)參數(shù)來建立模型。APDL還包括其它很多特性，諸如重復(fù)某條命令，宏，if-then-else分支，do循環(huán)，標(biāo)量、向量及矩陣操作等[5]。

思路如下：

在ANSYS9.0中建立了機翼下壁板結(jié)構(gòu)的有限元模型，其中蒙皮和桁條均選取彈性八結(jié)點殼單元SHELL93模擬;鉚釘選用銷釘單元COMBIN7模擬，由于結(jié)構(gòu)的鉚釘非常多且間距與規(guī)格相同，建模過程中采用循環(huán)建立銷釘單元，簡化了建模過程。裂紋尖端選取奇異單元QPE（QuarterPointElement）模擬。

長桁用SHELL93單元（此常用單元參考ANSYS幫助文檔）進行模擬，型材各個部分的厚度取為單元的厚度。蒙皮單元也用SHELL93單元，單元的厚度與蒙皮的實際厚度相同。有凸臺的位置蒙皮單元厚度為1.8mm，其它單元的厚度為1.5mm。

根據(jù)結(jié)構(gòu)的對稱性，選擇了一半結(jié)構(gòu)用于計算，參考應(yīng)力： ，P=100KN。蒙皮和長桁都加載，約束取對稱約束。在建模計算過程中，裂紋建成半裂紋模型，開裂的部分不約束，動態(tài)計算了各種組合情況的應(yīng)力強度因子。

下面機翼下壁板結(jié)構(gòu)（不含裂紋面的）的靜力模型[7]。

從圖3可以看到，整個結(jié)構(gòu)的應(yīng)力還是比較均勻，左右應(yīng)力水平也比較對稱，由于模型長度較短，邊界效應(yīng)比較明顯，分析時候忽略邊界效應(yīng)的影響。蒙皮與桁條都施加載荷，整體結(jié)構(gòu)的傳力比較均勻，釘孔位置的應(yīng)力相對蒙皮與其他位置而言應(yīng)力水平較低，結(jié)構(gòu)設(shè)計較優(yōu)[6]。

圖4典型T桁條和蒙皮（含凸臺）加筋結(jié)構(gòu)（無裂紋）X方向上的位移云圖

圖4可以看到結(jié)構(gòu)的X向位移也比較對稱。這就為后邊的裂紋按照對稱擴展分析奠定了基礎(chǔ)。

2機翼下壁板結(jié)構(gòu)斷裂力學(xué)參數(shù)計算

圖5典型T桁條和蒙皮（含凸臺）加筋結(jié)構(gòu)的開裂模式圖給出了結(jié)構(gòu)的六種開裂模式，針對初始開裂模式（含六個裂紋尖端）定義為開裂模式<1>，對應(yīng)于下圖的有限元模型開裂模式<1>，中間開裂模式<3>對應(yīng)與有限元模型開裂模式<2>。本文只給出兩個開裂模式有限元模型圖，計算數(shù)據(jù)還是給出每個裂紋的應(yīng)力強度因子，由于結(jié)構(gòu)和開裂模式比較對稱，經(jīng)過比較兩個裂紋尖端的應(yīng)力強度因子還是非常相近的[4]。

圖5中給出了其中兩種開裂模式的有限元模型圖，圖<1>是有六個裂紋尖端的網(wǎng)格圖，按照對稱分析時候只需要分析三個裂紋的擴展情況和相互影響。圖<2>因為B和C裂紋已經(jīng)和中間對接縫貫穿，所以形成以A和D為裂紋尖端的長裂紋。裂紋長度計數(shù)法和試驗中相對應(yīng)，由于蒙皮在有限元模型中簡化為一個平面，模型中的角裂紋按照1mm的穿透裂紋處理。

3機翼下壁板結(jié)構(gòu)的應(yīng)力強度因子計算

求解應(yīng)力強度因子的方法有多種，但對于比較復(fù)雜的結(jié)構(gòu)中的裂紋問題，有效的方法還是有限元法。本文采用有限元求解應(yīng)力強度因子的方法直接法，基于1/4節(jié)點單元的位移法，這種特殊單元能夠反映裂紋尖端的奇異性，不需要用過細的網(wǎng)格就可以得到比較精確的結(jié)果。通過ANSYS計算的應(yīng)力強度因子。相關(guān)曲線如圖6是蒙皮無裂紋的不同長桁裂紋的無量綱應(yīng)力強度因子曲線;圖7是長桁上無裂紋蒙皮上裂紋B和C已經(jīng)貫穿，只有A和D裂紋的無量綱的應(yīng)力強度因子曲線。

4下壁板結(jié)構(gòu)不同開裂模式下的應(yīng)力強度因子分析

圖7給出的曲線是蒙皮不含裂紋的不同長桁裂紋的無量綱的應(yīng)力強度因子曲線。當(dāng)桁條裂紋E和F還沒有貫穿的時候，E和F裂紋尖端的應(yīng)力強度因子基本相近，便于作曲線只選取較大值得一端。在曲線中前三點表示的就是還有兩個裂紋尖端的無量綱應(yīng)力強度因子，曲線凸峰最高點是桁條裂紋擴展到型材拐角處并且已經(jīng)貫通成一個裂紋G的數(shù)據(jù)點。曲線的趨勢和《民機損傷容限設(shè)計手冊》[1]典型蒙皮和“工”型桁條加筋結(jié)構(gòu)的趨勢一致。

5結(jié)束語

對有限元方法中在裂尖使用奇異單元計算應(yīng)力強度因子的方法進行了歸納和總結(jié)，應(yīng)用有限元分析軟件ANSYS計算了新型渦扇飛機機翼下壁板結(jié)構(gòu)不同開裂模式的應(yīng)力強度因子，本章給出了典型“T”字型桁條和蒙皮（含凸臺）加筋結(jié)構(gòu)的開裂模式，并且計算了兩種開裂模式下蒙皮裂紋和長桁裂紋組合情況下的應(yīng)力強度因子，并將其無量綱化和繪出曲線圖。為后邊的裂紋擴展分析和剩余強度分析提供了基礎(chǔ)的數(shù)據(jù)。

參考文獻：

[1]《民機耐久性及損傷容限設(shè)計手冊》，航空工業(yè)出版社，2003

[2]《損傷容限設(shè)計手冊》，西北工業(yè)大學(xué)出版社，1989

[3]《飛機耐久性及損傷容限設(shè)計手冊》，航空航天部技術(shù)研究院

[4]傅祥炯，《結(jié)構(gòu)疲勞與斷裂》，西北工業(yè)大學(xué)出版社，1995

[5]《FRACTUREANALYSISOFTHEFAA/NASAWIDESTIFFENEDPANELS》

[6]《飛機結(jié)構(gòu)強度》，北京航空航天大學(xué)出版社，2005

[7]《TheMechanicsofFractureandFatigue》，

作者簡介：張妮娜，1982.4.20出生，籍貫：會寧，民族，漢，性別：女，學(xué)歷：碩士研究生。畢業(yè)院校：西北工業(yè)大學(xué)，研究方向：固體力學(xué)