劉存 楊衛(wèi)平 張磊

摘要：機翼折疊耳片不僅承受整個外翼的載荷，而且要完成艦面機翼折疊功能。機翼折疊耳片的承載能力及耳片銷軸配合關系對飛機機翼結構的安全性和可靠性至關重要。為研究耳片銷軸在不同配合間隙、不同銷軸形狀下的承載特性，采用NASTRAN非線性有限元分析技術預測接頭靜強度承載能力，并與試驗結果進行了對比驗證，結果表明有限元模擬的破壞載荷與試驗相當，普通間隙的柱形銷軸耳片誤差為4.86%，加大間隙柱形銷軸耳片誤差 2.30%，普通間隙的錐形銷軸耳片誤差-1.50%。該研究為機翼折疊耳片強度設計提供了試驗支持和分析方法。

關鍵詞：耳片;承載能力，預測;試驗;驗證

中圖分類號：V271 文獻標識碼：A

耳片連接是飛機結構中的常見結構形式，以其便于傳遞集中載荷、連接形式簡單、易裝配拆卸而廣泛應用于航空結構中。艦載機F-18、蘇一27K、殲15，E-2C等完成機翼折疊功能，普遍采用單雙耳片連接。耳片為關鍵零件，其承受集中載荷并將載荷擴散到主結構，耳片的失效將導致整個部件失效。因此，準確預測耳片的承載能力對減輕重量（質量）和保證飛機安全具有重要意義。眾多學者開展了相關領域的研究。李輝[1]對欽合金耳片靜載失效進行了分析，揭示了耳片幾何尺寸與加載角度對破壞載荷的影響規(guī)律。湯超[2]采用PCL語言，基于Patran設計了飛機典型耳片結構強度校核系統(tǒng)，大大提高了設計者的工作效率。何翔[3]對欽合金接頭耳片參數敏感度進行分析，得到了耳片的承載能力對耳片參數的敏感程度依次為：耳片厚度、內孔直徑、耳片寬徑比和傾角。伍黎明[4]采用ANSYS分析了軸向拉伸載荷作用下厚度對耳片孔邊應力集中的影響，得出了應力集中系數隨厚度變化規(guī)律曲線。陳秀華[5]采用非線性有限元仿真分析了某飛機平尾升降舵鉸鏈接頭耳片的承載能力，預測出試驗件破壞的最大應力值和破壞部位，有限元計算得到的載荷一位移曲線與試驗曲線大致吻合。周麗君[6]對受軸向拉伸載荷作用下的耳片的靜強度、疲勞強度進行了歸納總結，為設計工作提供了參考。劉存[7]通過不同配合關系的三組耳片接頭承載能力試驗研究，結果表明與工程計算的破壞載荷相比，三組耳片均有一定的保守量。劉超[8]采用改進的三應力不變量延性金屬斷裂模型很好地模擬了鋁合金板材靜強度漸進破壞的過程，同時預測了斷裂時的載荷。參考文獻[9]基于金屬斷裂模型對欽合金試樣的拉伸破壞進行了數值模擬，與試驗結果基本一致。以上研究均未能很好地預測耳片接頭的承載能力。

對飛機設計工程師而言，準確預測結構靜強度承載能力、減輕重量、提高結構效率是飛機設計領域一直探究的問題。為研究耳片在不同配合間隙、不同銷軸形狀下的承載特性，采用NASTRAN非線性有限元分析技術預測接頭靜強度承載能力，試驗誤差在5%以內，表明該方法可以精準預測耳片結構靜強度承載能力，為工程應用提供支持。

1 計算模型

1.1 試驗件

耳片接頭試驗件的考核區(qū)為單耳，耳片厚度為15mm，耳孔尺寸為40.0mm。結構圖如圖1所示。約束端為60.0mm的圓柱體，該圓柱體直接與試驗機夾具連接?？己藚^(qū)與約束端之間為矩形過渡區(qū)，該過渡區(qū)用于連接耳片和圓柱體，同時確保試驗件安全。為確定不同配合關系的耳片極限承載能力，設計了三種耳片試驗件。

第一種為柱形銷軸耳片試驗件，配合關系為普通間隙配合，配合關系為40.0H8/f7;第二種為柱形銷軸耳片試驗件，配合關系為大間隙配合，單耳耳孔尺寸為40.2mm，配合關系為40.2H8/f7;第三種為錐形銷軸耳片試驗件，配合關系為普通間隙配合，錐形銷軸試件錐度定義為雙耳支座兩外表面耳孔由45mm過渡為35mm，錐度3.6°。

試驗件材料選用30CrMnsiA，其基本力學性能參數[10]為：彈性模量E=201000MPa，屈服應力σ_0.2=834MPa，極限強度σ_b=1080MPa，泊松比μ=0.227。

為了測試耳片試驗件在拉伸載荷下的承載特性，在耳片的關鍵部位布置了應變片，試驗件構型及應變測量點布置如圖2所示，共15個測量點，單片粘貼在耳片厚度方向上，花片粘貼在耳片表面，且正反面對稱分布。文中有限元模擬與試驗對比分析所選取的應變片如圖2所示。

1.2 有限元模型

建立有限元模型時，采用10節(jié)點四面體二次單元，以便更好地模擬耳片接頭受力狀況。耳片接頭的破壞過程包含材料的彈性和塑性行為，材料真實的本構模型能準確地模擬結構的這一行為。調質鋼30CrMnsiA棒材[10]應力一應變曲線如圖3所示。

試驗過程中，外載荷通過銷軸傳遞給耳片，隨著載荷的增加，耳孔和銷軸的接觸由線接觸變化到半個銷軸的面接觸。耳孔周圍的受力狀態(tài)也相當復雜，本文旨在預測耳片的承載能力，故采用類型為RBE2的多點約束單元模擬單耳與銷軸的連接。模型中處于耳孔中心拉伸方向上的加載點為主動節(jié)點。耳孔與銷軸接觸的半圓面上的節(jié)點為從動節(jié)點。約束加載端圓柱體XIZ三個方向的位移。以便使模型達到試驗狀態(tài)下的約束。模型施加的載荷為強迫位移。

1.3 求解策略

文中基于MSC.PATRAN軟件對耳片接頭試驗件進行仿真建模，結合材料非線性模擬其塑性效應，運用NASTRANSOL600調用MARC非線性求解器，對結構進行靜態(tài)分析計算，通過得到載荷施加點從開始受力變形到結構破壞過程的載荷-位移曲線，根據曲線預測耳片接頭的承載能力。

2 接頭承載能力預測

通過上述方法進行非線性靜態(tài)分析時，要選擇合適的迭代步、矩陣修正之前的迭代次數及每個載荷增量的總迭代限。計算三種接頭的的承載能力分別為556.27kN、560.26kN、611.97kN。其載荷一位移曲線如圖4～圖6所示。

3 試驗驗證

3.1 試驗概述

三種試驗件均采用雙耳及銷軸作為支持假件，考核單耳的極限承載能力。為進行軸向拉伸載荷作用下的耳片承載能力試驗，單耳、雙耳、銷軸依據配合關系進行裝配連接是第一步。其次要將裝配正確的試驗件的夾持棒固定到試驗機上，然后進行調試，調試完畢后在WAW-E1000C萬能試驗機上進行試驗，并使用SH-2000數據采集系統(tǒng)進行應變測量。試驗時每件試驗件預先拉伸兩次，以便消除連接部位的間隙。整體安裝圖如圖7所示。

正式試驗前要先進行預試，預試采用10%試驗載荷的級差加載，直到30%的試驗載荷，然后逐級卸載，預試三次。重點檢查應變數據是否正常，此外還要檢查試驗件、試驗夾具、試驗加載設備及試驗測量設備有無異常，確保正確無誤后方進行正式試驗。正式試驗時，按10%試驗載荷的級差加載至80%試驗載荷，此后按照5%試驗載荷的級差加載至100%試驗載荷，期間完成100%試驗載荷的應變測量。若此時試驗仍未破壞，繼續(xù)加載直到試驗件破壞，記錄破壞載荷。

3.2 試驗結果

試驗破壞載荷見表1。為每種試驗件的破壞載荷，本文選取試驗單耳完全破壞的試驗件為研究對象。

試驗件加載到最大破壞載荷時，試驗件沒有響聲，但載荷開始下降，認為試驗件破壞，最大載荷為破壞載荷。三種試驗件的破壞模式如圖8所示。

在靜載荷作用下，耳片的破壞形式隨著耳片參數和加載方向的改變而變化。當耳片拉伸凈截面面積小于剪切面積時，耳片以拉斷為主;當耳片拉伸凈截面面積遠大于剪切面積時，耳片以剪斷為主;當耳片拉伸凈截面面積與剪切面積差別不大時，耳片呈拉、剪復合破壞形式[11]。從試驗件的破壞形貌上看，普通配合和間隙配合、柱形銷軸和錐形銷軸均未改變單耳的破壞模式，試驗件屬于受拉破壞。

4 對比分析

4.1 結果對比

破壞載荷的試驗與有限元結果比較見表2，表中首列對應試驗件編號，P_test為三件試驗件破壞載荷，PFEA為有限元計算值，ε為有限元計算值相對于試驗值的偏差：

可見，采用有限元計算耳片的破壞載荷與試驗值誤差均在5%以內，滿足工程設計的需要。

4.2 載荷一應變曲線對比

第一種（1-2）有限元計算與試驗值的載荷一應變曲線如圖9所示，第二種（2-3）有限元計算與試驗值的載荷一應變曲線如圖10所示，第三種（3-1）有限元計算與試驗值的載荷一應變曲線如圖11所示。從圖中可以看出：耳片的有限元計算曲線與試驗實測的載荷一應變過程曲線大體一致，線性段吻合程度較好，非線性段的變化趨勢一致。試驗最終得到的是耳片接頭的極限承載能力，有限元分析的主要目的是對耳片接頭承載能力的預測，兩者結果十分接近，但仍有一定誤差，分析誤差原因為：一方面有限元模擬加載圓柱體的約束狀態(tài)未能完全反映試驗夾具對圓柱體的約束;另一方面試驗載荷誤差、應變測量誤差均為不可避免的誤差;此外，試驗機夾具與試驗安裝誤差會造成初始加載時微小滑移。

5 結論

通過對耳片接頭試驗件承載能力的有限元仿真和試驗驗證，得到以下結論：

（1）采用NASTRAN SOL600調用MARC非線性有限元分析技術預測耳片接頭的承載能力，與試驗相比，破壞載荷誤差在5%以內，滿足工程設計要求。

（2）基于NASTRAN非線性有限元分析技術能很好地預測耳片接頭的承載能力，可作為強度預估的一種有效手段。

參考文獻

[1]李輝，陳蓬，姚澤坤，等.欽合金耳片的靜載失效分析與結構優(yōu)化研究[J].航空制造技術，2017（5）：96-99.

[2]湯超.基于MSC Patran的飛機典型耳片結構強度校核系統(tǒng)設計[J].江蘇科技信息，2016（17）：63-65.

[3]何翔，叢昊.鋁合金接頭耳片參數敏感度分析[J].機械強度，2014，36（4）： 927-932.

[4]伍黎明，何宇庭.軸向拉伸載荷作用下耳片厚度對應力集中系數的影響[J].航空精密制造技術，2009，45（5）：39-42.

[5]陳秀華，匡國強，汪海，等.飛機平尾升降舵接頭耳片承載能力分析與試驗[J].計算機輔助工程，2009，18（1）：18-21.

[6]周麗君，隋福成.受軸向拉伸載荷作用的耳片強度研究[J].飛機設計，2005（3）：30-32.

[7]劉存.配合關系對耳片承載能力影響的試驗研究[J].工程與試驗，2017，57（3）：27-30.

[8]劉超，孫秦，劉彥杰，等.延性金屬漸進破壞試驗與數值研究[J].航空材料學報，2013，33（1）：93-99.

[9]劉超，孫秦，劉彥杰.TC4欽合金試樣漸進破壞試驗與數值研究[J].航空材料學報，2014，34（6）：84-89.

[10]《航空發(fā)動機設計用材料數據手冊》編輯委員會.航空發(fā)動機設計用材料數據手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，1989.

[11]《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊：第9冊載荷、強度和剛度[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.