杜興剛，徐 丹，王紅飛，朱親強(qiáng)，李朝光

（中航工業(yè)洪都，江西 南昌330024）

0 引 言

隨著飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)思想經(jīng)歷了從靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)、氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)、疲勞(安全壽命)設(shè)計(jì)、安全壽命/破損安全設(shè)計(jì)，到經(jīng)濟(jì)壽命(耐久性)/損傷容限設(shè)計(jì)等多次演變，并對飛機(jī)的損傷容限做了明確的要求。隨著零件一體化或大型機(jī)加件的應(yīng)用，飛機(jī)零件的更換成本越來越高，因此，需開展損傷容限分析，在飛機(jī)壽命期內(nèi)控制裂紋擴(kuò)展，以保證飛行安全。

本文采用成熟的商業(yè)軟件NASGRO對某飛機(jī)下壁板搭接區(qū)進(jìn)行了損傷容限分析。依據(jù)結(jié)構(gòu)形式及相關(guān)規(guī)范在給定的初始裂紋形式及大小情況下，采用設(shè)計(jì)譜進(jìn)行損傷容限分析，并給出了裂紋大小隨時(shí)間的變化曲線以及剩余強(qiáng)度曲線。

1 結(jié)構(gòu)簡介

某飛機(jī)機(jī)翼2~3梁間內(nèi)、外下壁板在7肋—中前段肋處搭接，其裝配圖如圖1所示，內(nèi)側(cè)2梁和內(nèi)側(cè)3梁在此處連續(xù)，內(nèi)側(cè)下壁板在此處有下陷與外側(cè)下壁板搭接，通過三排牌號(hào)為Q/5A996-5的鉚釘連接，每排均布7只，加上與2、3梁連接的兩只鉚釘每排共計(jì)9只。內(nèi)外下壁板均為整體機(jī)加件，內(nèi)側(cè)下壁板材料為7475-T7351-δ20，外側(cè)下壁板材料為7475-T7351-δ15，連接區(qū)厚度由3.5mm變化至端頭的2.5 mm。此區(qū)間上下壁板之間有一材料為LY12-M、厚度1.5mm帶有減輕孔的鈑金肋，用以支持上下壁板。

機(jī)翼下壁板承受拉壓載荷及沿肋方向的剪力。機(jī)翼外側(cè)的拉壓載荷傳遞給內(nèi)側(cè)下壁板，剪力傳遞給內(nèi)側(cè)下壁板和7肋。

2 基本損傷容限特性

根據(jù)細(xì)節(jié)應(yīng)力分析中高應(yīng)力區(qū)、疲勞試驗(yàn)有開裂記錄或同類結(jié)構(gòu)在使用中有開裂記錄、結(jié)構(gòu)的重要性及復(fù)雜性以及其它經(jīng)驗(yàn)，確定某飛機(jī)機(jī)翼2~3梁間內(nèi)、外下壁板搭接區(qū)部位的損傷容限基本特性（表1）。

3 開裂模式

損傷容限分析的結(jié)構(gòu)模型是基于結(jié)構(gòu)件局部破壞或構(gòu)件可能達(dá)到的臨界損傷尺寸為原則選取的，其應(yīng)力譜對應(yīng)于某較大幾何尺寸處的參考應(yīng)力 （稱之為遠(yuǎn)端參考應(yīng)力）。

本次分析中，損傷容限分析的結(jié)構(gòu)模型是以疲勞分析的危險(xiǎn)點(diǎn)為基礎(chǔ)，選取出疲勞危險(xiǎn)點(diǎn)所在的結(jié)構(gòu)件，同時(shí)考慮到開裂模式的選取。

內(nèi)外壁板搭接區(qū)沒有筋條，厚度由3.5mm過渡到端頭的2.5mm，依據(jù)國內(nèi)某技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)08版中規(guī)定，此處初始裂紋采用單邊角裂紋，角裂紋逐漸擴(kuò)展，當(dāng)孔壁裂紋擴(kuò)展至另一邊后，釘載孔角裂紋變?yōu)獒斴d孔單邊穿透裂紋，持續(xù)擴(kuò)展至臨界裂紋。某飛機(jī)機(jī)翼2～3梁間內(nèi)、外下壁板搭接區(qū)危險(xiǎn)釘孔的開裂模式如圖2所示，轉(zhuǎn)變模式如圖3所示。

圖1 機(jī)翼內(nèi)、外下壁板裝配示意

表1 機(jī)翼2-3梁間內(nèi)、外下壁板搭接區(qū)的損傷容限基本特性

圖2 危險(xiǎn)孔開裂模式——角裂紋

圖3 模式轉(zhuǎn)換——角裂紋-穿透裂紋

4 材料的疲勞斷裂特性參數(shù)

損傷容限材料特性依據(jù)所使用的裂紋擴(kuò)展模型及其公式有不同的參數(shù)，共同需要的包括：材料牌號(hào)、熱處理、軋制方向、材料規(guī)格、屈服極限Yield、強(qiáng)度極限UTS、彈性模量E、泊松比υ、平面應(yīng)變斷裂韌性KIC（平面應(yīng)力斷裂韌性KC）；NASGRO公式裂紋擴(kuò)展常數(shù)為C，n，p，q及超載截止比γSO等；Paris公式裂紋擴(kuò)展常數(shù)為C2，n2等。

以上一系列性能指標(biāo)由NASGRO軟件材料數(shù)據(jù)庫中獲取。某飛機(jī)機(jī)翼2～3梁間內(nèi)、外下壁板搭接區(qū)損傷容限評(píng)定用材料性能數(shù)據(jù)見表2。

5 載荷譜

用于損傷容限分析的載荷譜是按飛-續(xù)-飛譜型式來編制。根據(jù)此部位的細(xì)節(jié)應(yīng)力分析，取機(jī)翼2～3梁間內(nèi)、外下壁板搭接區(qū)下壁板上第一危險(xiǎn)孔附近的A狀態(tài)，B狀態(tài)，D狀態(tài)左，E狀態(tài)左，F(xiàn)狀態(tài)左，D狀態(tài)右，E狀態(tài)右，F(xiàn)狀態(tài)右8個(gè)狀態(tài)下的載荷系數(shù)和相應(yīng)8個(gè)狀態(tài)下的參考應(yīng)力水平 （見表3）編譜，可得到第一危險(xiǎn)孔附近的損傷容限分析應(yīng)力譜，譜中最大應(yīng)力水平為49.388MPa，考慮左右機(jī)翼載荷情況，換算后250飛行小時(shí)譜的峰谷總數(shù)為12728。

6 損傷容限分析方法

6.1 應(yīng)力強(qiáng)度因子

依據(jù)第1章介紹的結(jié)構(gòu)情況，考慮到孔邊角裂紋成為穿透裂紋后其應(yīng)力強(qiáng)度因子無法使用簡單解析表達(dá)式計(jì)算，而采用經(jīng)驗(yàn)公式又缺乏相應(yīng)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，因此，某飛機(jī)機(jī)翼2～3梁間內(nèi)、外下壁板搭接區(qū)鉚釘孔的裂紋擴(kuò)展采用NASGRO軟件計(jì)算，裂紋擴(kuò)展速率采用NASGRO公式，應(yīng)力強(qiáng)度因子由程序自動(dòng)算出。

表2 某飛機(jī)機(jī)翼壁板材料性能數(shù)據(jù)及裂紋擴(kuò)展參數(shù)

表3 第一危險(xiǎn)孔處的載荷系數(shù)和應(yīng)力

6.2 剩余強(qiáng)度方法

剩余強(qiáng)度是指帶裂紋結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度，即含裂紋結(jié)構(gòu)在某一給定裂紋長度時(shí)，結(jié)構(gòu)還能承受的載荷（或應(yīng)力）值；或者在國內(nèi)某技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)08版中規(guī)定的剩余強(qiáng)度要求值σsyu作用下帶裂紋結(jié)構(gòu)的臨界裂紋長度ac值。為明確起見，根據(jù)該技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定，考慮到機(jī)翼為整體機(jī)加壁板，盡管基地大修可檢，但維修困難，暫定為不可維修結(jié)構(gòu)，因此，某飛機(jī)機(jī)翼整體壁板剩余強(qiáng)度要求值為：

本文采用NASGRO程序進(jìn)行剩余強(qiáng)度分析，并采用S0進(jìn)行控制，即最大S0=σ(9.6g)。

6.3 裂紋擴(kuò)展分析方法

隨機(jī)載荷譜下的裂紋擴(kuò)展壽命，是應(yīng)力強(qiáng)度因子、材料裂紋擴(kuò)展性能及裂紋起始值和臨界值的函數(shù)，它也與裂紋擴(kuò)展模式密切相關(guān)。本文使用NASGRO程序，使用Willenborg模型計(jì)算裂紋擴(kuò)展壽命及臨界裂紋尺寸。

NASGRO公式是NASGRO程序中使用的裂紋擴(kuò)展速率公式，NASGRO是NASA的疲勞裂紋擴(kuò)展及斷裂分析的標(biāo)準(zhǔn)程序，也是國際公認(rèn)的飛機(jī)裂紋控制分析的標(biāo)準(zhǔn)程序，是FAA飛行器認(rèn)證分析軟件。NASGRO裂紋擴(kuò)展速率的經(jīng)驗(yàn)公式如下：

其中：C、n、p、q是材料常數(shù)，可由NASGRO材料數(shù)據(jù)庫獲得。

應(yīng)力強(qiáng)度因子：

裂紋開裂函數(shù)：

斷裂準(zhǔn)則為：

1）K控制，即K≤Kc；

2）臨界裂紋尺寸小于孔邊到邊界的距離；

3）凈截面應(yīng)力Sn小于材料屈服極限Yield。

6.4 臨界裂紋尺寸與剩余強(qiáng)度

剩余強(qiáng)度定義為結(jié)構(gòu)在指定的裂紋尺寸下的承載能力。它應(yīng)高于規(guī)定的破損-安全載荷，與裂紋長度及形式、結(jié)構(gòu)形式，材料（斷裂韌度、屈服強(qiáng)度、強(qiáng)度極限）相關(guān)。主要由兩種判據(jù)：一種是結(jié)構(gòu)斷裂，另一種是凈截面屈服。

對于只有拉應(yīng)力的含孔平板結(jié)構(gòu)：

在計(jì)算剩余強(qiáng)度時(shí)，令K=Kc、Sn=Sflow，則上式變?yōu)椋?/p>

剩余強(qiáng)度為上式中的小者。對于更復(fù)雜結(jié)構(gòu)：

由于在多數(shù)結(jié)構(gòu)中，參考應(yīng)力 Sref（reference stress）占主導(dǎo)地位，更普遍的情況下，S0與遠(yuǎn)端的參考應(yīng)力近似相等，因此，上式可以寫成：

其中：F0、F1、F2、F3為用來計(jì)算強(qiáng)度因子的系數(shù)，G0、G1、G2、G3為用來計(jì)算剩余強(qiáng)度的凈截面幾何因子。

同理，令K=Kc，Sn=Sflow，則：

滿足上式的裂紋尺寸即為臨界裂紋尺寸。

本文取1.2倍A狀態(tài)載荷作為破損-安全載荷來計(jì)算臨界裂紋尺寸。

7 損傷容限分析結(jié)果

角裂紋在第57次循環(huán)的4062級(jí)轉(zhuǎn)變?yōu)榇┩噶鸭y，此時(shí)a裂紋長度為3.008mm，c裂紋長度為2.27115mm，飛行小時(shí)數(shù)為14079.785h，穿透裂紋在第153次循環(huán)的2665級(jí)到達(dá)臨界裂紋長度，此時(shí)c裂紋長度為6.03186mm，總共飛行小時(shí)數(shù)為38052.345h。最終的裂紋擴(kuò)展壽命結(jié)果見表 4，剩余強(qiáng)度曲線如圖4所示，裂紋擴(kuò)展曲線如圖5所示。

表4 剩余強(qiáng)度及裂紋擴(kuò)展壽命結(jié)果

圖4 壁板剩余強(qiáng)度曲線

圖5 壁板裂紋擴(kuò)展曲線

8 結(jié) 語

由前面的裂紋擴(kuò)展分析及剩余強(qiáng)度計(jì)算可知，某飛機(jī)下壁板搭接區(qū)在給定的初始裂紋下，鉚釘孔的裂紋在使用壽命周期內(nèi)擴(kuò)展緩慢，不經(jīng)過修理即可滿足剩余強(qiáng)度要求，其檢查間隔可定為大修級(jí)別。

本文所使用的損傷容限及剩余強(qiáng)度方法和步驟可應(yīng)用于飛機(jī)其它部位的損傷容限分析。

[1]航空航天工業(yè)部科學(xué)技術(shù)研究院.飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷容限及耐久性設(shè)計(jì)手冊[M].1989.

[2]中國航空研究院.軍用飛機(jī)疲勞 損傷容限 耐久性設(shè)計(jì)手冊(第三冊)[M].1994.

[3]飛機(jī)結(jié)構(gòu)金屬材料性能手冊 第2卷 損傷容限[M].北京：航空工業(yè)出版社，1996.

[4]航空科學(xué)技術(shù)研究院.飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計(jì)指南[M].1984.