李寶珠 何 彧 /

(航空工業(yè)西飛民機工程技術(shù)中心，西安 710089)

0 引言

起落架與機身連接接頭為疲勞關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，其產(chǎn)生的疲勞裂紋會給飛機的使用安全造成十分嚴重的影響。因此，在設(shè)計過程中，需要對其進行疲勞強度評估[1]。

在起落架與機身連接接頭中，主接頭結(jié)構(gòu)型式及受載情況最為復雜，其耳片結(jié)構(gòu)載荷可以直接取自總體有限元模型分析結(jié)果，疲勞評估方法較為成熟[2-5]。而對于主接頭其他區(qū)域，其載荷分布較為復雜，用飛-續(xù)-飛疲勞載荷譜進行疲勞評估時，不同部位地-空-地最大應力大小方向、地-空-地最大應力對應的載荷狀態(tài)、應力比及地-空-地損傷比不同(即應力譜不同)，如何較為準確地確定危險部位及其應力譜是進行疲勞強度分析的關(guān)鍵和難點，目前與之相關(guān)的文獻資料較少。

由于在全機總體有限元模型中一般無主接頭細節(jié)特征，因此無法基于總體有限元模型分析結(jié)果進行有效的疲勞強度評估。本文建立主接頭細節(jié)有限元模型，給出一種主接頭危險載荷狀態(tài)以及危險部位應力譜確定方法，在此基礎(chǔ)上進行疲勞和損傷容限分析。

1 結(jié)構(gòu)簡介

某型飛機起落架與機身連接主接頭結(jié)構(gòu)型式如圖1所示，其通過耳片與起落架、前撐桿及后撐桿連接，底座通過螺栓與機身結(jié)構(gòu)連接，主接頭材料為7050-T74511。

圖1 某型飛機起落架與機身連接主接頭結(jié)構(gòu)示意圖

2 分析方法及流程

2.1 危險部位及其應力譜確定方法

1)危險載荷狀態(tài)的確定

考慮到：(1)在不同工況下，單元最大主應力方向不一致，理論上不能進行組譜分析；(2)在外載作用下，主接頭應力最大值出現(xiàn)在筋條邊緣或開口邊緣；(3)桿單元僅受軸力，每種工況下，單元應力方向一致，便于組譜分析?；谝陨峡紤]，在主接頭細節(jié)模型筋條邊緣和開口邊緣設(shè)置桿單元(為確保其不參與載荷傳遞，剛度取無限小，為便于后續(xù)描述，將這類桿單元定義為“虛元”)，后續(xù)通過提取“虛元”應力，進行組譜分析，來獲取危險載荷狀態(tài)。

危險載荷狀態(tài)具體確定過程：首先，將主接頭細節(jié)模型嵌入總體有限元模型，進行多工況應力分析，提取 “虛元”所有工況下應力，進行應力譜生成及雨流處理，獲得“虛元”地-空-地最大應力。比較獲得“虛元”中較大的地-空-地最大應力，其對應的載荷狀態(tài)即為危險載荷狀態(tài)，將其作為后續(xù)分析的參考工況。

2)危險部位的確定

在參考工況下，對主接頭細節(jié)模型進行應力分析，通過應力調(diào)查，確定危險部位。

3)危險部位應力譜的確定

引入假設(shè)：危險部位的應力譜譜型與鄰近“虛元”應力譜譜型一致，即損傷比λ和應力比R一致。在此假設(shè)下，通過提取 “虛元”應力譜可快速獲取危險部位的地-空-地損傷比λ、應力比R，在此基礎(chǔ)上進行疲勞強度分析。

2.2 裂紋擴展壽命分析方法

裂紋擴展壽命分析時，采用Nasgro裂紋擴展控制方程[6]：

(2)

式中：N為循環(huán)次數(shù)；a為裂紋長度；f為修正系數(shù)；R為應力比；ΔK為應力強度因子變程；ΔKth為裂紋擴展門檻值；KC為斷裂韌性；β為幾何系數(shù)；σ為遠場工作應力；G，n，p，q為材料常數(shù)。

2.3 疲勞分析流程

疲勞分析流程，如圖2所示。

圖2 疲勞分析流程

2.4 損傷容限分析流程

損傷容限分析流程，如圖3所示。

圖3 損傷容限分析流程

3 疲勞和損傷容限分析

疲勞分析確定疲勞最薄弱部位，損傷容限分析給出結(jié)構(gòu)檢查間隔。

3.1 疲勞分析

1)細節(jié)模型建立及應力分析

圖4 細化后總體有限元模型示意圖

建立主接頭結(jié)構(gòu)細節(jié)模型，將其嵌入全機總體有限元模型(見圖4，其中“虛元”分布見圖5)，進行細節(jié)應力分析，離散選取30個代表區(qū)域“虛元”(見圖5中黑點)，提取所有工況應力，進行組譜及雨流計數(shù)處理，獲得地-空-地最大應力及其對應載荷狀態(tài)。比較飛機起飛及著陸相關(guān)載荷狀態(tài)下“虛元”地-空-地最大應力，結(jié)果顯示：“虛元”地-空-地最大應力較高值，均對應“起飛滑跑”載荷狀態(tài)(該載荷狀態(tài)下，發(fā)動機拉力較大，起落架所受航向載荷較大)。因此選取 “起飛滑跑”為參考工況，對主接頭進行分析，主接頭最大主應力分布云圖如圖6所示。

圖5 主接頭上虛元分布示意圖

圖6 最大主應力云圖

2)危險部位及其應力譜的確定

根據(jù)應力分析結(jié)果，主接頭疲勞細節(jié)點為：開口處(見圖7中1、3)，筋條R區(qū)(見圖7中2和4)。采用2.1節(jié)方法進行分析，獲取疲勞細節(jié)點地-空-地最大應力、應力比及損傷比，見表1。

圖7 疲勞細節(jié)點示意圖

疲勞細節(jié)點編號地空地最大應力/MPa 應力比損傷比1145-0.020.412134-0.180.603120-0.100.504128-0.030.80

3)疲勞分析結(jié)果

采用缺口結(jié)構(gòu)DFR分析方法[7]進行疲勞分析，結(jié)果見表2?？梢缘贸觯幪枮?的疲勞細節(jié)點壽命最短，為主接頭結(jié)構(gòu)疲勞最薄弱點。

表2 疲勞可靠性壽命(99%可靠度，95%置信度)

3.2 損傷容限分析

1)分析部位及裂紋擴展路徑確定

對疲勞最薄弱點進行損傷容限分析，假定裂紋在開口角部應力最大的位置起裂，沿與最大主應力方向垂直的方向擴展，裂紋擴展路徑如圖8所示。假設(shè)初始裂紋為穿透裂紋，裂紋尺寸c=6.4 mm。

圖8 裂紋擴展路徑

2)應力譜確定

采用2.1中介紹的應力譜確定方法，假設(shè)裂紋擴展路徑上的應力譜譜型與起裂部位鄰近“虛元”應力譜譜型一致。

開口角部應力分布系數(shù)如圖9所示，橫坐標中X為擴展路徑上任一點與起裂點的距離(見圖8)，W為有限寬度取300 mm；縱坐標中，σ/σo為參考工況下裂紋擴展路徑上最大主應力值與起裂部位“虛元”應力比值。

結(jié)合鄰近“虛元”應力譜及開口角部應力分布系數(shù)(見圖9)，確定整個裂紋擴展路徑上應力譜。

圖9 開口角部區(qū)域應力分布

3)剩余強度分析

從全機有限元模型應力分析結(jié)果中，提取限制載荷下分析區(qū)域“虛元”應力，確定剩余強度載荷，分析可得：臨界裂紋尺寸c=72 mm。

4)損傷容限分析結(jié)果

將以上相關(guān)信息輸入Nasgro軟件，采用2.2中Nasgro裂紋擴展方程進行裂紋擴展壽命分析，其中7050-T4511材料性能參數(shù)見表3。計算獲得裂紋擴展曲線如圖10所示。

表3 7050-T4511材料性能參數(shù)

圖10 裂紋擴展壽命曲線

采用渦流無損檢測手段，可檢裂紋尺寸為6.4 mm，從圖10中可得出，從可檢裂紋尺寸擴展到臨界裂紋尺寸，壽命為27 542次起落。重復檢查間隔分散系數(shù)取2，可得重復檢查間隔為13 771次起落。

4 結(jié)論

通過對主接頭疲勞強度分析，形成了針對復雜接頭結(jié)構(gòu)的疲勞和損傷容限分析方法：

(1)建立主接頭細節(jié)模型，并在筋條邊緣引入“虛元”，將此細節(jié)模型嵌入全機總體有限元模型進行細節(jié)應力分析，通過提取“虛元”應力，進行組譜分析，進而確定主接頭不同區(qū)域地-空-地最大應力及其對應的載荷狀態(tài)，給出一種主接頭危險載荷狀態(tài)的確定方法。

(2)引入合理假設(shè)：危險部位的應力譜型與附近“虛元”應力譜型一致，即損傷比和應力比一致。通過提取危險部位附近“虛元”應力譜來快速確定危險部位的應力譜。

(3)在裂紋擴展分析中，考慮了整個裂紋擴展路徑上應力分布情況，提高了裂紋擴展壽命分析精度。