朱林剛

上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院強(qiáng)度設(shè)計(jì)研究部

民用飛機(jī)機(jī)身壁板桁條端頭設(shè)計(jì)方案研究

朱林剛

上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院強(qiáng)度設(shè)計(jì)研究部

在民用飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，長桁接頭設(shè)計(jì)是飛機(jī)設(shè)計(jì)的難點(diǎn)之一。通常情況下，長桁可以采用長桁接頭與框連接，或者通過長桁接頭穿過框與對應(yīng)長桁對接，但對于某些機(jī)加長桁，一般通過機(jī)加臺階直接與框緣條連接。機(jī)加長桁端頭的搭接設(shè)計(jì)可以省略一個(gè)長桁接頭，從而達(dá)到減重和減少疲勞源的目的。機(jī)加長桁端頭連接的設(shè)計(jì)方案示意圖如圖1所示，長桁通過機(jī)加臺階直接與框緣條搭接，而在長桁端頭的零力段（長桁立筋處），正常情況下會采用斜削的方案，一是可以通過端部的斜削達(dá)到減重的效果，二是可以通過斜削使長桁載荷提前向蒙皮擴(kuò)散，從而使得長桁與框緣條連接的釘載可以降低，保證其疲勞性能。

圖1 長桁搭接方案示意圖

本文采用MSC.PATRAN/NASTRAN軟件，對壁板和框緣條的連接進(jìn)行簡化建模，蒙皮、框緣條、長桁均抽取其結(jié)構(gòu)中面后規(guī)則離散后簡化為膜元，在緊固件安裝位置利用Fastener-maker模塊進(jìn)行緊固件模擬，在框緣條端部進(jìn)行固支約束，在長桁遠(yuǎn)端施加長桁軸向載荷（總載為5100N），如圖2所示。

圖2 分析有限元模型示意圖（緊固件模擬、約束、加載）

研究思路：在長桁端頭連接的設(shè)計(jì)中，有眾多因素可以影響連接設(shè)計(jì)的強(qiáng)度性能，而長桁端部的斜削可以顯著地獲得減重效果，所以本文通過改變長桁端頭立筋的斜削角度，研究長桁和框緣條連接釘載的變化區(qū)域與斜削角度的相互關(guān)系，從而給出長桁端部斜削角度的優(yōu)化結(jié)果。

圖3 長桁斜削角度示意圖

如圖3所示，對長桁立筋進(jìn)行模擬斜削，θ為長桁斜削角度，本文分析從15°開始，按步長為5的等差數(shù)列，一直分析到55°斜削角度，共進(jìn)行了9種情況的研究。根據(jù)此9種情況的結(jié)構(gòu)狀態(tài)，分別建立了細(xì)化模型，除長桁立筋部分外，長桁底部、蒙皮、框緣條的模型網(wǎng)格的屬性均相同，并在相同的點(diǎn)位，利用MSC.PATRAN軟件中的Fastener-maker模塊，進(jìn)行緊固件模擬。長桁和蒙皮的連接采用直徑為4.76的MS20470AD6鋁鉚釘，框與蒙皮的連接也采用直徑為4.76的MS20470AD6鋁鉚釘，長桁端頭與框緣條和蒙皮連接的緊固件采用直接為4.76mm的NAS1476的鈦環(huán)槽鉚釘。

表1 壁板端部緊固件受載情況 單位：N

利用MSC.NASTRAN軟件的計(jì)算，可知圖2所示的5顆緊固件的剪切載荷情況，見表1。

從表1可以看出，1、2、4、5號釘（蒙皮和框緣條連接）載受長桁端頭立筋斜削角度的影響不大，而3號釘（長桁、框緣、蒙皮三者共同連接）的釘載變化較大。3號釘載隨長桁端頭斜削角度變化的曲線如圖4所示，長桁端部的釘載隨著長桁端部斜削角度的增大而減小，而在斜削角度增大至45°之后，此曲線區(qū)域平緩，說明長桁端部斜削引起釘載的變化很小。

圖4 不同長桁斜削角度對于的長桁端部釘載的變化

通過對長桁端頭各種斜削角度方案的有限元分析和研究，可以看出，長桁端部的釘載隨著長桁端部斜削角度的增大而減小，當(dāng)斜削角度小于45°時(shí)，釘載變化較劇烈，當(dāng)斜削角度大于45°時(shí)，釘載變化很小，在兼顧長桁端頭強(qiáng)度的前提下，斜削45°的方案為最優(yōu)方案。

[1]Alexander Rutman, Adrian Vlisoreanu, Fastener Modeling for MSC.Nastran Finite Element Analysis, 2000 World Aviation Conference

[2]Alexander Rutman, Larry Pearce, John Parady, Fastener Modeling for Jointing Parts Modeled by Shell and Solid Elements, 2007 Americans Virtual Product Development Conference

[3]鄭曉玲 總編. 民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計(jì)手冊.航空工業(yè)出版社，2003：67頁

Investigation on Stringer Joint of Aircraft Fuselage Panel Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Stress Department

在民用飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，長桁端部連接設(shè)計(jì)是飛機(jī)設(shè)計(jì)的難點(diǎn)之一。在機(jī)身壁板強(qiáng)度分析時(shí)，長桁接頭主要以靜強(qiáng)度為判定標(biāo)準(zhǔn)，而在受拉區(qū)域則需考慮其疲勞性能，而長桁和框連接釘?shù)妮d荷是決定其疲勞性能的關(guān)鍵參數(shù)之一。本文通過對長桁端頭連接的簡化，利用MSC.PATRAN/NASTRAN中的緊固件模塊進(jìn)行模擬和分析，給出了長桁端部連接優(yōu)化的斜削方案，供設(shè)計(jì)者參考。

機(jī)身結(jié)構(gòu)；壁板；長桁；連接；疲勞

During the fuselage structural design of commercial aircraft, the run-out of the stringer is one of the difficulties of the aircraft design. During the stress analysis of fuselage panel, the static strength is the primary criteria, but the fatigue should be taken into consideration for the structure bearing tensile load, one of the key factors dominating the fatigue behavior is the shear load of the fastener connecting the stringer and the frame. This paper, invested several stringer runout designs using the fastener-maker module of MSC.PATRAN/NASTRAN software, provides an optimized choice for aircraft designer to use.

fuselage structure, panel, stringer, joint, fatigue

朱林剛，男，漢族，1981年4月出生，籍貫江蘇，2003年7月畢業(yè)于南京理工大學(xué)，同年進(jìn)入上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院工作，從事飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)工作至今，任機(jī)身強(qiáng)度研究室副主任，2010年1月，受單位委派赴英國Cranfield大學(xué)攻讀碩士學(xué)位，2011年2月取得碩士學(xué)位畢業(yè)，畢業(yè)后繼續(xù)從事飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

10.3969/j.issn.1001-8972.2012.14.057