秦劍波，寧 宇，王新波，譚申剛

(中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089)

飛機(jī)翼身接頭疲勞試驗(yàn)件失效分析及其改進(jìn)

秦劍波，寧 宇，王新波，譚申剛

(中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089)

通過斷口宏微觀觀察、金相組織檢查、有限元數(shù)值分析、試驗(yàn)實(shí)施檢查等方法，對(duì)某型飛機(jī)翼身接頭疲勞試驗(yàn)件進(jìn)行失效分析。結(jié)果表明：試驗(yàn)加載頻率過快、左右加載作動(dòng)筒不同步、試驗(yàn)件腹板約束不足，使得腹板連接螺栓處應(yīng)力較大，從而出現(xiàn)疲勞裂紋，是導(dǎo)致試驗(yàn)件疲勞壽命較短的原因；斷面放大可見大量的疲勞小弧線形貌，之后為快速裂紋擴(kuò)展區(qū)，呈疲勞+韌窩形貌，因此，試驗(yàn)件斷裂失效模式為典型的疲勞斷裂。最后提出改進(jìn)措施，提出合理的設(shè)計(jì)方案。

翼身接頭；疲勞試驗(yàn)；失效分析；斷裂；改進(jìn)措施

0 引言

翼身連接結(jié)構(gòu)屬于飛機(jī)主承力結(jié)構(gòu)，是飛機(jī)的重要對(duì)接之一，若失效將直接導(dǎo)致飛機(jī)發(fā)生災(zāi)難性破壞。因此，翼身連接結(jié)構(gòu)是飛機(jī)設(shè)計(jì)的重點(diǎn)。在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中采用各種優(yōu)化設(shè)計(jì)、分析手段，并開展必須的試驗(yàn)進(jìn)行強(qiáng)度驗(yàn)證，在外場(chǎng)使用中也需要重點(diǎn)監(jiān)控和檢查[1-2]。

某型飛機(jī)翼身連接結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件的第一件在23 400次起落時(shí)發(fā)生破壞，后經(jīng)斷口分析表明，初始的疲勞裂紋發(fā)生在機(jī)身框腹板下部靠近外緣條的第一個(gè)螺栓孔處，斷口定量分析給出裂紋萌生時(shí)對(duì)應(yīng)的起落數(shù)僅為10 220次，其疲勞壽命不到試驗(yàn)設(shè)計(jì)壽命的1/4，遠(yuǎn)遠(yuǎn)不能滿足設(shè)計(jì)要求。該機(jī)型有數(shù)架正在進(jìn)行試飛，如果斷裂發(fā)生在飛機(jī)飛行訓(xùn)練時(shí)，將會(huì)造成非常嚴(yán)重的后果。因此，盡快查明試驗(yàn)件失效原因，給出后續(xù)試驗(yàn)的有效改進(jìn)措施至關(guān)重要。

在結(jié)構(gòu)或者連接件失效分析方面，一般以斷口的金相分析、組織檢查等微觀手段為基礎(chǔ)，開展相應(yīng)的有限元仿真計(jì)算，對(duì)比給出失效的原因[3-7]。本文擬從試驗(yàn)方案分析、試驗(yàn)實(shí)施檢查、斷口分析等3個(gè)方面綜合入手，結(jié)合必要的有限元數(shù)值分析，給出試驗(yàn)件破壞原因，并提出改進(jìn)措施，為后續(xù)飛機(jī)結(jié)構(gòu)失效分析提供一種較為全面的分析方法和途徑。

1 試驗(yàn)方案分析

1.1 試驗(yàn)件狀態(tài)分析

某型飛機(jī)翼身連接結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)形式和加載形式如圖1所示。

圖1 試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)和加載示意圖Fig.1 Structure and load of the experimental samples

在飛機(jī)真實(shí)結(jié)構(gòu)中，翼身連接部位主要通過框接頭和機(jī)翼接頭與中央翼腹板進(jìn)行連接，試驗(yàn)件設(shè)計(jì)時(shí)其連接形式與真實(shí)飛機(jī)結(jié)構(gòu)一致，但約束和受載形式有所簡(jiǎn)化，簡(jiǎn)化結(jié)構(gòu)示意圖如圖2所示，其中虛線為受載后的變形。

圖2 結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化示意圖Fig.2 Simplified structure

考慮飛機(jī)實(shí)際結(jié)構(gòu)和受載特點(diǎn)，對(duì)圖2中的真實(shí)結(jié)構(gòu)和試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)從約束狀態(tài)和受載情況兩個(gè)方面進(jìn)行分析。約束狀態(tài)的區(qū)別表現(xiàn)在：1)中央翼盒段與機(jī)身、外翼在受載時(shí)其變形為協(xié)調(diào)變形，支持狀態(tài)近似看作為絞支，而試驗(yàn)件為兩端固支；2)機(jī)身框主要為側(cè)向的變形，但受到蒙皮及長(zhǎng)桁的限制，其變形量有限，而試驗(yàn)件下端為自由端；3)真實(shí)飛機(jī)結(jié)構(gòu)中，航向剛度很大，因此航向可看作固支，試驗(yàn)件要求航向固支。受載情況區(qū)別在于：全機(jī)狀態(tài)下外翼的彎剪扭致使考核區(qū)承受垂向、側(cè)向的拉壓及剪應(yīng)力，機(jī)身框還承受機(jī)身增壓載荷，而試驗(yàn)件只在框下部施加垂直向下的載荷，如圖1所示。

通過對(duì)比分析可知，試驗(yàn)件的約束和受載方式與全機(jī)狀態(tài)下有所區(qū)別，但在試驗(yàn)件設(shè)計(jì)時(shí)主要考慮到如果能保證考核區(qū)的載荷值與全機(jī)狀態(tài)下的載荷值一致，即能夠滿足試驗(yàn)要求。

1.2 應(yīng)力對(duì)比分析

為了考查考核區(qū)的載荷值與全機(jī)狀態(tài)下的載荷值的一致性，利用Patran/Nastran有限元軟件對(duì)試驗(yàn)件和全機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行細(xì)節(jié)應(yīng)力對(duì)比分析。試驗(yàn)譜采用當(dāng)量譜，共54種載荷工況[8]。在54種載荷工況中，襟翼放下離場(chǎng)2g屬于該結(jié)構(gòu)的嚴(yán)重工況，因此，選取該工況下試件斷裂剖面上的單元應(yīng)力進(jìn)行對(duì)比分析，對(duì)比結(jié)果如圖3所示。

圖3 全機(jī)與試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛻?yīng)力對(duì)比

從圖3中可以看出，考核部位單元主要受載方向中垂向應(yīng)力分布規(guī)律和大小一致性很好，剪應(yīng)力略有偏差，側(cè)向應(yīng)力的最大、最小值偏差略大。通過改進(jìn)的細(xì)節(jié)疲勞額定值(DFR)分析方法[9-12]對(duì)全機(jī)和試驗(yàn)件考核部位進(jìn)行評(píng)估，全機(jī)狀態(tài)下雙95%可靠度壽命為15 622起落，試驗(yàn)狀態(tài)下為16 238起落，相差不大；因此，盡管二者的側(cè)向應(yīng)力有較大的差別，但對(duì)該部位疲勞損傷貢獻(xiàn)占主導(dǎo)地位的垂向應(yīng)力一致性較好，所以可以認(rèn)為該試驗(yàn)方案是合理的。

2 試驗(yàn)實(shí)施分析

2.1 試驗(yàn)頻率分析

在檢查試驗(yàn)日志時(shí)，發(fā)現(xiàn)試驗(yàn)初期的頻率嚴(yán)格按照任務(wù)書及試驗(yàn)大綱要求，但在中期和后期試驗(yàn)頻率分別提高3倍和5倍。在純粹拉拉疲勞試驗(yàn)中，頻率對(duì)試驗(yàn)結(jié)果影響較小，但該試驗(yàn)件由于結(jié)構(gòu)和加載形式特殊，當(dāng)頻率過快時(shí)，結(jié)構(gòu)變形未及時(shí)復(fù)原就開始施加下個(gè)載荷值，會(huì)引起結(jié)構(gòu)更大側(cè)向變形，如圖4所示。其中試驗(yàn)件未受載即初始狀態(tài)由黑色實(shí)線表示，受載后試驗(yàn)件下端向外側(cè)偏轉(zhuǎn)，若頻率滿足要求，則最大變形位置如綠色虛線所示，一旦頻率增加，結(jié)構(gòu)變形未恢復(fù)，下個(gè)載荷值會(huì)出現(xiàn)額外的彎矩，導(dǎo)致試驗(yàn)件出現(xiàn)更大變形，如紅色虛線所示，從而使得連接區(qū)應(yīng)力增加。

圖4 試驗(yàn)件變形示意圖Fig.4 Deformation of the experimental samples

另一方面，頻率過快，會(huì)引起左右加載作動(dòng)筒不同步，同樣造成更大的側(cè)向彎矩。通過檢查加載數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，加載過程中頻繁出現(xiàn)“動(dòng)態(tài)踏步等待”現(xiàn)象，2個(gè)作動(dòng)筒存在明顯的不同步問題，最大不同步差值(與系統(tǒng)設(shè)定值之差)近20 000 N，此時(shí)2個(gè)作動(dòng)筒要求值分別為200 166、124 366 N，而實(shí)際加載值分別為210 597、115 079 N。

為分析不同步加載對(duì)試驗(yàn)件的影響，利用abaqus[13]有限元分析軟件建立實(shí)體模型。由于試驗(yàn)件形式較為復(fù)雜，對(duì)本體結(jié)構(gòu)采用二次四面體單元(C3D10)進(jìn)行網(wǎng)格劃分。為了較為精確的分析試驗(yàn)件破壞區(qū)，該區(qū)域采用二次六面體單元(C3D20R)進(jìn)行網(wǎng)格劃分，并用tie約束連接，所有螺栓均采用彈簧元(springs)模擬，彈簧剛度為螺栓的真實(shí)剛度。有限元模型如圖5所示。

圖5 試驗(yàn)件實(shí)體模型圖Fig.5 Model of the experimental samples

計(jì)算結(jié)果如表1所示，機(jī)身框外緣條下部螺栓孔和腹板斷裂螺栓孔處應(yīng)力云圖見圖6。

表1 計(jì)算結(jié)果Table 1 Calculation results

從表1中可以看出，在加載不同步量情況下，框外緣條最下端孔應(yīng)力增大16.8%，機(jī)身腹板開裂孔應(yīng)力增大12.5%。

由于加載系統(tǒng)對(duì)過程數(shù)據(jù)只能保存前40S完整數(shù)據(jù)，僅包括30個(gè)左右的峰谷點(diǎn)值(一個(gè)起落共108個(gè)峰谷點(diǎn))，因此無法確定一個(gè)起落中其他峰谷點(diǎn)加載過程中的具體不同步量有多大。查加載控制系統(tǒng)中允許的最大不同步量為12%(±6%的誤差)，因此，以偏航著陸載荷情況為例(即總載次大，彎矩最大情況)，進(jìn)行不同步量對(duì)應(yīng)力的影響分析，分析結(jié)果見表2所示。該載荷情況下，2個(gè)作動(dòng)筒載荷分別為-306 875、-245 169 N。

表2 不同步量影響分析Table 2 Analysis of impact of different load steps

通過表2對(duì)加載作動(dòng)筒不同步量分析可以看出：不同步量會(huì)導(dǎo)致試驗(yàn)件考核區(qū)域應(yīng)力升高，不同步量越大，應(yīng)力增大越明顯。查該材料的S-N曲線，當(dāng)應(yīng)力增大10%時(shí)，疲勞壽命降低1/4左右。因此，加載作動(dòng)筒不同步是導(dǎo)致試驗(yàn)件壽命低的一個(gè)主要原因。

2.2 航向約束分析

由于試驗(yàn)件形式與真實(shí)飛機(jī)結(jié)構(gòu)間存在差異性，為保證傳載正確，試驗(yàn)中要求必須采用足夠強(qiáng)的航向約束來模擬真實(shí)結(jié)構(gòu)里機(jī)身壁板等對(duì)框的航向強(qiáng)支持。試驗(yàn)具體實(shí)施中，試驗(yàn)件從上至下4個(gè)截面上布置了4組航向滾輪，如圖7所示。

圖6 應(yīng)力云圖Fig.6 The stress contours

圖7 試驗(yàn)件航向約束Fig.7 Constraints on course of the experimental samples

后續(xù)檢查發(fā)現(xiàn)，由于支持剛度較弱，滾輪出現(xiàn)不同程度松動(dòng)，有些出現(xiàn)嚴(yán)重偏斜，狀態(tài)比較混亂。為定量分析航向約束的影響，選取了5種典型工況和4種約束情況，分別計(jì)算對(duì)框腹板起裂單元的應(yīng)力影響。工況及約束說明見表3、表4，計(jì)算結(jié)果見表5。

表3 計(jì)算工況Table 3 Working condition

表4 約束情況Table 4 Constraint conditions

從表5可以看出，以第Ⅱ種約束為基準(zhǔn)，當(dāng)中間和下部航向約束失效后，5種典型工況下框腹板起裂孔處應(yīng)力均有較大升高，尤其是下部失效后增大量高達(dá)40%。由此可見，航向約束失效是導(dǎo)致試驗(yàn)件壽命降低的另一個(gè)主要原因。

表5 計(jì)算結(jié)果Table 5 Calculation results

3 試驗(yàn)斷口分析

3.1 試驗(yàn)件斷口宏觀檢查

圖8為帶裂紋試驗(yàn)件的宏觀形貌。由圖可見，裂紋出現(xiàn)在機(jī)身框腹板2排交錯(cuò)螺栓的下部螺栓處，并靠近框外緣條。裂紋向右穿過下排4個(gè)孔和上排最右側(cè)孔，向左(即外緣條方向)斜向上擴(kuò)展穿過框外緣條的螺栓孔。

圖8 裂紋試驗(yàn)件Fig.8 Crack of the experimental samples

起裂孔左側(cè)斷口從框腹板后側(cè)孔邊起源，沿腹板厚度和長(zhǎng)度的斜對(duì)角方向擴(kuò)展，擴(kuò)展區(qū)斷面相對(duì)較平坦，平坦區(qū)長(zhǎng)度約為20 mm，接下來斷口為中間低兩側(cè)高“V”型斷面，該區(qū)長(zhǎng)度約為30 mm，之后沿腹板長(zhǎng)度方向擴(kuò)展，在裂紋擴(kuò)展后期隱約可見7～8條弧線，之后為外側(cè)立筋斷口撕裂特征，見圖9。

圖9 試驗(yàn)件斷口宏觀形貌Fig.9 Macroscopic appearance of the fracture

3.2 試驗(yàn)件斷口微觀分析

通過對(duì)斷口的電鏡檢查，源區(qū)未見明顯的冶金缺陷，如圖10a所示，裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)斜對(duì)角方向長(zhǎng)度約為20 mm，斷面放大可見大量的疲勞小弧線形貌，且疲勞小弧線平均寬度約為1～2 μm，放大后還可見其間的細(xì)密的疲勞條帶形貌。之后為快速裂紋擴(kuò)展區(qū)，呈疲勞+韌窩形貌，如圖10b所示。

從試驗(yàn)件斷口的宏觀檢查及微觀分析可以看出，試驗(yàn)件斷裂失效模式為典型的疲勞斷裂。

4 改進(jìn)措施

針對(duì)以上原因，提出幾點(diǎn)改進(jìn)措施：

1) 嚴(yán)格控制頻率，保證加載端側(cè)向位移與理論計(jì)算位移一致。

2) 在下部加載端兩側(cè)增加限位裝置，若側(cè)向位移超過該限制，試驗(yàn)保護(hù)。限位裝置的設(shè)定值可以參考理論計(jì)算值和試驗(yàn)走譜時(shí)最大實(shí)測(cè)值，并考慮一定的誤差限設(shè)置。

3) 增加部分航向約束點(diǎn)，并加大航向約束的剛度，必要時(shí)在約束點(diǎn)上設(shè)置力傳感器，以監(jiān)控約束是否失效。

圖10 斷口微觀形貌Fig.10 Microscopic appearance of the fracture

4)取消試驗(yàn)件下部彎曲的區(qū)域，改為直段，這樣從根本上減少附加彎曲的可能。從后續(xù)的分析中發(fā)現(xiàn)，雖然該試驗(yàn)件形式能夠保證考核區(qū)域的真實(shí)性，但從試驗(yàn)實(shí)施角度來看并不是最優(yōu)方案。將機(jī)身框改為直段后，不僅能夠保證考核區(qū)的真實(shí)考核，而且試驗(yàn)容易實(shí)施。因此在后續(xù)類似試驗(yàn)件設(shè)計(jì)時(shí)可以采用該方案。

5 結(jié)論

綜上所述，翼身接頭試驗(yàn)件斷裂失效模式為疲勞斷裂，引起疲勞壽命較短的原因主要有以下2個(gè)方面：

1)試驗(yàn)頻率過快，導(dǎo)致側(cè)向位移增加，加載作動(dòng)筒之間載荷值差別增大，從而引起考核部位彎曲應(yīng)力增加；

2)試驗(yàn)件航向約束失效，引起試驗(yàn)件面外彎曲，增加考核部位應(yīng)力。

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FailureAnalysisandImprovementMeasuresforWing-fuselageJointFatigueSpecimens

QIN Jian-bo, NING Yu, WANG Xin-bo, TAN Shen-gang

(AVICtheFirstAircraftInstitute,Xi’an710089,China)

Failure analysis was performed on the wing-fuselage joint fatigue specimens of an aircraft through macro/micro observation, microstructure examination, FEM analysis and fatigue tests. The results show that it is the higher load frequency, the asynchrony of the loads actuated by left and right cylinders and the insufficient constraints of web plate, that cause greater stress at the connecting bolt of the web, leading to the initiation of fatigue crack and the short fatigue life of the experimental samples. The amplification of fracture surface shows a large number of small fatigue curves and the fast crack propagation region shows the mixture feature of fatigue and dimples. Thus, the fracture failure mode is assumed to be the typical fatigue fracture. Finally, some improvement measures were put forward.

wing-fuselage joint; fatigue test; failure analysis; fracture; improvement measures

2017年8月7日

2017年9月10日

秦劍波(1981年-)，男，碩士，主要從事飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞及損傷容限設(shè)計(jì)等方面的研究。

TH113.1

A

10.3969/j.issn.1673-6214.2017.05.008

1673-6214(2017)05-0304-06