吳 江，楊兆軍

(中國(guó)民航飛行學(xué)院 飛機(jī)修理廠，四川 廣漢 618307)

某型飛機(jī)翼肋組件的有限元分析及改進(jìn)設(shè)計(jì)*

吳 江，楊兆軍

(中國(guó)民航飛行學(xué)院 飛機(jī)修理廠，四川 廣漢 618307)

針對(duì)某型飛機(jī)翼肋組件裂紋問(wèn)題，利用Pro/E軟件對(duì)翼肋組件進(jìn)行三維建模，將其導(dǎo)入ANSYS軟件中建立了有限元模型。采用接觸有限元方法模擬鉚釘聯(lián)接、螺栓聯(lián)接及各構(gòu)件間接觸的力學(xué)特征，對(duì)著陸和飛行兩種工況下翼肋組件的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度進(jìn)行了分析。分析結(jié)果表明，飛行工況中，翼肋組件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不足導(dǎo)致了疲勞裂紋產(chǎn)生。根據(jù)分析結(jié)果對(duì)翼肋組件進(jìn)行了改進(jìn)和比較分析，改進(jìn)設(shè)計(jì)后的翼肋組件結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度得到了較大提高，可有效預(yù)防疲勞裂紋產(chǎn)生。

有限元分析；鉚釘聯(lián)接；結(jié)構(gòu)強(qiáng)度；失效分析

0 引 言

某型飛機(jī)的翼肋組件如圖1所示，它既是安裝蒙皮，承受空氣動(dòng)力載荷的構(gòu)件，又是安裝主起落架可折撐桿座的基體，屬于重要受力結(jié)構(gòu)件。

該型飛機(jī)進(jìn)行結(jié)構(gòu)檢修時(shí)，發(fā)現(xiàn)翼肋組件在可折撐桿安裝座內(nèi)側(cè)邊沿處產(chǎn)生了低周疲勞裂紋[1]。為找出引起疲勞裂紋的原因，筆者利用Pro/E軟件對(duì)翼肋組件進(jìn)行三維建模，將其導(dǎo)入ANSYS軟件進(jìn)行有限元強(qiáng)度分析，并針對(duì)存在的問(wèn)題進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)，以提高疲勞強(qiáng)度。

1 有限元模型

建立有限元模型的原則為：在能真實(shí)反映翼肋組件結(jié)構(gòu)力學(xué)特征的前提下，盡量進(jìn)行結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化，以節(jié)約計(jì)算機(jī)資源，減小計(jì)算量及計(jì)算時(shí)間[2]。根據(jù)翼肋組件的實(shí)測(cè)尺寸，經(jīng)充分考慮結(jié)構(gòu)力學(xué)特征及大量試算后，在Pro/E中建立CAD模型如圖2所示。

圖2 翼肋組件CAD模型

將Pro/E中的CAD模型導(dǎo)入ANSYS中，建立有限元模型。有限元模型中，安裝座螺栓料為鋼，彈性模量為 210 GPa，泊松比為0.3，其余構(gòu)件均為鋁合金，彈性模量為 71 GPa，泊松比為0.32。單元類(lèi)型選取solid45作為實(shí)體單元，網(wǎng)格劃分應(yīng)用ANSYS自帶的MeshTool工具，采用智能網(wǎng)格劃分和局部網(wǎng)格細(xì)劃方法，共劃分為232 336個(gè)單元和51 524個(gè)節(jié)點(diǎn)。

為真實(shí)反映鉚釘聯(lián)接、螺栓聯(lián)接及各構(gòu)件間接觸的力學(xué)特征，分別選用TARGE170和CONTA174作為目標(biāo)單元和接觸單元，建立24對(duì)面接觸有限元模型[3]?？紤]到翼肋組件Ⅰ與Ⅱ之間的鉚釘聯(lián)接對(duì)有限元分析結(jié)果影響較小，為簡(jiǎn)化模型，兩者之間通過(guò)“粘接體”命令進(jìn)行合并，未建立接觸有限元模型。

2 結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析

飛機(jī)在著陸及地面滑跑過(guò)程中，可折撐桿受到的沖擊載荷通過(guò)安裝座傳遞給翼肋組件，此時(shí)稱(chēng)為著陸工況。飛機(jī)在飛行中，機(jī)翼蒙皮受到的空氣動(dòng)力載荷傳遞給翼肋組件，此時(shí)稱(chēng)為飛行工況。上述兩種工況下，翼肋組件承受的真實(shí)載荷均為載荷譜。由于無(wú)法獲得準(zhǔn)確的載荷譜，故通過(guò)施加適當(dāng)?shù)撵o載荷，利用有限元分析得出翼肋組件的應(yīng)力分布云圖，表征兩種工況下翼肋組件的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度狀況。

2.1 著陸工況分析

為使有限元模型中的構(gòu)件均發(fā)生彈性變形，以完全滿(mǎn)足有限元模型所設(shè)定的條件，安裝座承受的來(lái)自可折撐桿的沖擊載荷設(shè)為10 000 N。根據(jù)載荷等效原則，沖擊載荷均布作用在圖2所示的安裝座簡(jiǎn)化模型的A面對(duì)應(yīng)的節(jié)點(diǎn)上。對(duì)安裝座螺栓擰緊力矩進(jìn)行換算后，在螺栓端面對(duì)應(yīng)的節(jié)點(diǎn)上施加預(yù)緊力7 800 N。機(jī)翼大梁后表面施加位移邊界條件以完全固定機(jī)翼大梁。

在ANSYS中經(jīng)過(guò)接觸有限元計(jì)算，結(jié)合彈性力學(xué)中的第四強(qiáng)度理論，得出翼肋組件Ⅰ的Von mises應(yīng)力分布云圖，如圖3所示。

應(yīng)力分布云圖顯示，翼肋組件Ⅰ應(yīng)力總體較小，局部高應(yīng)力區(qū)位于圖3中箭頭所指處,最大Von mises應(yīng)力值為55.4 MPa。施加不同載荷值的分析結(jié)果表明，局部高應(yīng)力區(qū)的應(yīng)力值受可折撐桿的沖擊載荷影響較小，主要受安裝座螺栓的預(yù)緊力影響。

2.2 飛行工況分析

翼肋組件Ⅱ承受的空氣動(dòng)力載荷設(shè)為2 000 N，均布作用在圖2所示的B面對(duì)應(yīng)的節(jié)點(diǎn)上。對(duì)安裝座螺栓擰緊力矩進(jìn)行換算后，在螺栓端面對(duì)應(yīng)的節(jié)點(diǎn)上施加預(yù)緊力7 800 N。機(jī)翼大梁后表面施加位移邊界條件以完全固定機(jī)翼大梁。

在ANSYS中經(jīng)過(guò)接觸有限元計(jì)算，結(jié)合彈性力學(xué)中的第四強(qiáng)度理論，得出翼肋組件Ⅰ的Von mises應(yīng)力分布云圖，如圖4所示。

應(yīng)力分布云圖顯示，翼肋組件Ⅰ的高應(yīng)力區(qū)位于圖4中箭頭所指處, 高應(yīng)力區(qū)的Von mises應(yīng)力區(qū)間為110～165 MPa。Von mises應(yīng)力在翼肋組件Ⅰ與安裝座內(nèi)側(cè)的接觸線(xiàn)最外處最大，沿接觸線(xiàn)向內(nèi)側(cè)方向緩慢變小，在安裝座螺栓孔附近脫離高應(yīng)力區(qū)。施加不同載荷值的分析結(jié)果表明，高應(yīng)力區(qū)的應(yīng)力值受空氣動(dòng)力載荷影響較大，受安裝座螺栓的預(yù)緊力影響較小。

圖3 翼肋組件Ⅰ著陸工況應(yīng)力分布 圖4 翼肋組件Ⅰ飛行工況應(yīng)力分布

2.3 結(jié)果驗(yàn)證與分析

翼肋組件產(chǎn)生的疲勞裂紋集中在組件Ⅰ中，所發(fā)現(xiàn)裂紋的位置、形狀及長(zhǎng)度幾乎完全相同，疲勞裂紋如圖5所示。根據(jù)疲勞理論可知，翼肋組件Ⅰ產(chǎn)生初始疲勞裂紋的位置應(yīng)在應(yīng)力最大處，并沿著高應(yīng)力區(qū)擴(kuò)展。圖4所示翼肋組件Ⅰ的高應(yīng)力區(qū)分布情況與實(shí)際裂紋的位置、形狀及長(zhǎng)度較吻合，由此表明，筆者所建立的有限元模型能真實(shí)反映翼肋組件結(jié)構(gòu)力學(xué)特征，計(jì)算結(jié)果準(zhǔn)確。基于兩種工況下的有限元分析結(jié)果與實(shí)際裂紋情況的對(duì)比分析可得出：①著陸工況下，翼肋組件的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度能滿(mǎn)足實(shí)際使用要求，可折撐桿中的沖擊載荷不會(huì)起引起翼肋組件產(chǎn)生疲勞裂紋；②飛行工況下，翼肋組件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不足，在空氣動(dòng)力載荷作用下，翼肋組件使用一定時(shí)間后會(huì)產(chǎn)生疲勞裂紋。

圖5 翼肋組件Ⅰ裂紋

3 改進(jìn)與分析

3.1 改進(jìn)方案

經(jīng)綜合分析翼肋組件Ⅰ的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度特點(diǎn)以及與相鄰構(gòu)件的裝配要求后，提出如下改進(jìn)方案：①在保證與原有翼肋組件Ⅰ的外形尺寸及材料一樣的情況下，翼肋組件Ⅰ的板料厚度由1 mm改進(jìn)為1.5 mm；②安裝座底平面銑削0.5 mm，以消除因翼肋組件Ⅰ的厚度變化引起的裝配干涉。③按翼肋組件Ⅱ和機(jī)翼大梁現(xiàn)有鉚釘孔的位置配鉆組件Ⅰ上對(duì)應(yīng)的鉚釘孔，以消除因翼肋組件Ⅰ的厚度變化引起的鉚釘孔錯(cuò)位。

3.2 改進(jìn)后有限元分析

翼肋組件Ⅰ改進(jìn)設(shè)計(jì)后，建立的有限元模型與本文2.2節(jié)基本相同，其中載荷及約束的處理完全相同。在ANSYS中經(jīng)過(guò)接觸有限元計(jì)算，結(jié)合彈性力學(xué)中的第四強(qiáng)度理論，得出改進(jìn)后的翼肋組件Ⅰ的Von mises應(yīng)力分布云圖，如圖6所示。

應(yīng)力分布云圖顯示，改進(jìn)后翼肋組件Ⅰ的高應(yīng)力區(qū)位于圖6中箭頭所指處, 高應(yīng)力區(qū)的Von mises應(yīng)力區(qū)間為92.3～138 MPa。改進(jìn)前后翼肋組件Ⅰ的高應(yīng)力區(qū)不僅應(yīng)力值減小，而且所處位置也發(fā)生了變化，高應(yīng)力區(qū)不再位于翼肋組件Ⅰ與安裝座內(nèi)側(cè)的接觸線(xiàn)處，而是轉(zhuǎn)移到翼肋組件Ⅰ的圓弧過(guò)渡區(qū)。

圖6 改進(jìn)后翼肋組件Ⅰ飛行工況應(yīng)力分布

3.3 改進(jìn)前后疲勞壽命分析

翼肋組件承受的空氣動(dòng)力載荷為脈動(dòng)載荷，最大載荷設(shè)為2 000 N，分別計(jì)算改進(jìn)前后翼肋組件Ⅰ的疲勞壽命。通過(guò)對(duì)比疲勞壽命，分析疲勞強(qiáng)度的變化情況。同一構(gòu)件中，疲勞裂紋總是在應(yīng)力最大處最先產(chǎn)生，因此所計(jì)算的疲勞壽命均為最大應(yīng)力處的疲勞壽命[4]。

翼肋組件Ⅰ的疲勞壽命為：

式中：N0為循環(huán)基數(shù)；σ0為脈動(dòng)循環(huán)疲勞極限應(yīng)力；σ0N為最大工作應(yīng)力；N為疲勞壽命；m為指數(shù)。

根據(jù)參考文獻(xiàn)[5]～[7]和前述有限元分析結(jié)果，計(jì)算得出改進(jìn)前后翼肋組件Ⅰ的疲勞壽命如表1所列。由表1可知，相同飛行工況下，翼肋組件Ⅰ經(jīng)改進(jìn)設(shè)計(jì)后，疲勞壽命是原來(lái)的4.99倍，結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度得到較大提升，在飛機(jī)的剩余使用壽命周期內(nèi)，翼肋組件不會(huì)再產(chǎn)生疲勞裂紋。

表1 改進(jìn)前后疲勞壽命

4 結(jié) 論

(1) 兩種工況下的有限元分析結(jié)果表明，著陸工況下，翼肋組件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度能滿(mǎn)足實(shí)際使用要求，飛行工況下，翼肋組件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不足，使用一定時(shí)間后會(huì)產(chǎn)生疲勞裂紋。

(2) 改進(jìn)設(shè)計(jì)后的翼肋組件結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度得到較大提升，可有效預(yù)防疲勞裂紋產(chǎn)生。

(3) 研究成果可為某型飛機(jī)翼肋組件改裝設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)。

[1] 吳 江，周 毅，楊兆軍.某型飛機(jī)加強(qiáng)翼肋組件裂紋失效分析[J].熱加工工藝，2013，42(6)：210-212.

[2] 朱立鵬.重型自卸車(chē)K36車(chē)架有限元析及改進(jìn)設(shè)計(jì)[J].機(jī)械設(shè)計(jì)，2011，28(2)：73-76.

[3] 張朝暉.ANSYS11.0結(jié)構(gòu)分析工程應(yīng)用實(shí)例解析[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2008.

[4] 吳 江.航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)曲軸配重組件失效機(jī)理研究[J].工程設(shè)計(jì)學(xué)報(bào)，2011，18(6)：457-462.

[5] 陳傳堯.疲勞與斷裂[M].武漢：華中科技大學(xué)出版社，2002.

[6] 邱宣懷.機(jī)械設(shè)計(jì)[M].北京：高等教育出版社，1997.

[7] 中國(guó)航空材料手冊(cè)編輯委員會(huì).中國(guó)航空材料手冊(cè)[M].北京：中國(guó)標(biāo)準(zhǔn)出版社，2001.

Finite Element Analysis and Improved Design for Aircraft′s Wing Rib Components

WU Jiang, YANG Zhao-jun

(AircraftRepair&OverhaulPlant,CivilAviationFlightUniversityofChina,GuanghanSichuan618307,China)

For the crack on a certain type of aircraft′s wing rib components, using Pro/E software, a three-dimensional model of wing rib components is established, the model is imported in ANSYS software to establish the finite element model. Using contact finite element method to simulate the mechanical behavior of rivet connection, bolt connection and contact of various components, the structure strength of aircraft′s wing rib components is analyzed under landing and flying conditions. The analysis results show that, the aircraft′s wing rib components produce fatigue crack because the structure strength is insufficient. The improvement and comparison analysis for aircraft's wing rib components is carried out based on the analysis results, the improved design make the aircraft′s wing rib components have stronger structural fatigue strength and can effectively prevent fatigue crack.

finite element analysis；rivet connection；structure strength；failure analysis

2014-01-20

中國(guó)民航飛行學(xué)院科學(xué)基金資助項(xiàng)目(編號(hào)：J2011-10)

吳 江(1976-)，男，四川安岳人，碩士，研究方向：航空器維修與故障預(yù)測(cè)。

TH122；V224

A

1007-4414(2014)02-0055-03