趙 璽，彭曉兵，張妮娜，陳 鵬，云 雙

(中航西飛民用飛機有限責任公司，陜西 西安 710089)

1 引 言

老齡化飛機在檢查時，經(jīng)常會發(fā)現(xiàn)機翼壁板裂紋,貼補加強是常用的修理方法?？祖面肹1]等人采用改進的裂紋閉合積分方法(MCCI)對典型機翼整體機加壁板的裂紋擴展及剩余強度進行了分析預測，結(jié)果表明，該方法可以較為準確地對裂紋擴展情況進行評估。朱青云[2]等人利用AFGROW軟件對中央翼下壁板疲勞裂紋擴展壽命進行估算，發(fā)現(xiàn)估算值與試驗結(jié)果符合較好，可以初步確定該部位裂紋擴展速率，為裂紋故障部位的修理提供參考依據(jù)。王維[3]等人探討有限元截面法在外翼壁板內(nèi)力計算中的應用,為壁板強度計算流程化設計提供一種工程化分析手段。李艷[4]等人采用三維有限元法對受損整體壁板修理前后強度進行評估，給出了整體壁板修理前后的殘余過載，為損傷飛機快速評定提供科學依據(jù)。趙翔[5]等人對外翼上壁板根部連接形式對飛機承載能力的影響進行了研究，得到了最優(yōu)選型方案。通過對已有文獻的研究，發(fā)現(xiàn)以往關(guān)注點主要集中在機翼壁板裂紋擴展壽命估算、剩余強度評估以及連接形式等的研究方面，很少對機翼壁板裂紋修理后結(jié)構(gòu)的損傷容限性能進行分析評估。

綜上所述，本文采用PATRAN軟件[6]建立機翼壁板裂紋試驗件有限元模型，進行單位載荷下各零件的應力分析，選出各零件的危險點位置，為試驗提供依據(jù)。依據(jù)試驗得到的某段裂紋擴展模式進行損傷容限分析，并與試驗結(jié)果進行對比，最終給出損傷容限評定結(jié)論。

2 有限元分析

機翼壁板裂紋試驗件由壁板、楔形件、長桁、蓋板及補片組成，如圖1所示，壁板指定區(qū)域用開孔模擬損傷并實施內(nèi)部貼補加強修理。壁板、長桁、蓋板及補片材料均為2A12-T4，楔形件材料為2A12-T351。采用MSC.PATRAN軟件建立試驗件有限元模型并對其進行應力分析。

圖1 機翼壁板裂紋試驗件

根據(jù)有限元應力計算結(jié)果，受載較嚴重的連接件為各零件連接部位外圍連接件，其中壁板、蓋板和長桁連接部位的外圍連接件受載最嚴重。壁板應力云圖如圖2所示。

圖2 有限元分析應力云圖

3 試 驗

3.1 試驗設備及要求

試驗設備采用SDM1000電液伺服疲勞試驗機。根據(jù)上述有限元分析結(jié)果，在計算得到的應力集中部位、易產(chǎn)生裂紋的關(guān)鍵部位及試驗考核部位粘貼一定數(shù)量的應變片。試驗載荷譜為某型飛機的飛續(xù)飛隨機載荷譜，根據(jù)等損傷原則將原有的5級譜進行等損傷合并，對合并完的載荷譜進行濾波處理，以加快試驗進度。試驗加載頻率f為5～10Hz，加載精度為1%。試驗前預測裂紋可能產(chǎn)生的部位，試驗過程中定期檢查裂紋的萌生，用帶500倍放大功能的USB視頻顯微鏡連接到電腦上進行裂紋檢測。

3.2 試驗結(jié)果及分析

對機翼壁板裂紋試驗件進行損傷容限(裂紋擴展)試驗。試驗結(jié)果顯示，38226次循環(huán)時，發(fā)現(xiàn)孔邊A左出現(xiàn)9.9mm裂紋，A右出現(xiàn)10.4mm裂紋，同時B左出現(xiàn)1.3mm裂紋，B右出現(xiàn)9.4mm裂紋。隨后，裂紋出現(xiàn)順序為D左→B右和C左連通→C右→A左和C右連通→E右、F左、F右分別出現(xiàn)裂紋(1.3mm、0.5mm、0.5mm)→D右、E左均出現(xiàn)裂紋→裂紋繼續(xù)擴展直至試件斷裂。圖3是試驗件典型開裂模式，裂紋從修補蓋板邊緣與蒙皮連接的鉚釘孔邊(圖3中位置A)萌生，繼續(xù)擴展后，在修補蓋板與長桁連接的鉚釘孔邊(圖3中位置F、E、D、G)相繼出現(xiàn)裂紋并向兩側(cè)擴展(即多部位損傷)，最終導致試驗件斷裂。

圖3 機翼壁板試驗件典型開裂模式

4 損傷容限分析

4.1 損傷容限模型

借助ASDT軟件對修理部位進行損傷容限分析，按試驗件觀察得到的某段裂紋擴展模式進行分析，選取鉚釘孔F處壁板裂紋，其初始裂紋為F左=0.5mm，F(xiàn)右=0.5mm，擴展至F左=12mm，F(xiàn)右=13mm，所需材料屬性及應力強度因子取自《民機結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限分析手冊-損傷容限設計與分析》[7]，載荷譜按試驗譜選取，即為42.987kN/-4.730kN，應力譜峰值應力為228.656MPa、谷值應力為-25.16MPa。

4.2 計算結(jié)果

圖4給出了計算結(jié)果與試驗結(jié)果的對比情況。從圖中可以看出，計算結(jié)果與試驗結(jié)果吻合較好，說明裂紋擴展模型是有效的，其計算壽命為213539載荷循環(huán)，試驗壽命為260706載荷循環(huán)，計算裂紋擴展壽命小于試驗壽命，趨于保守。

圖4 F孔孔邊裂紋擴展數(shù)據(jù)對比

5 結(jié) 論

本文對機翼壁板裂紋修理結(jié)構(gòu)進行細節(jié)有限元應力分析，在此基礎(chǔ)上，預計損傷模式，開展典型結(jié)構(gòu)修理的損傷容限試驗，進行裂紋擴展壽命估算，可以得到以下幾點結(jié)論：

(1)有限元應力分析得到的疲勞危險部位與試驗結(jié)果一致，說明有限元模型和應力分析結(jié)果是有效的。

(2)機翼壁板裂紋試驗件的典型開裂模式：從修補蓋板邊緣與蒙皮連接的鉚釘孔邊萌生裂紋，繼續(xù)擴展后，在修補蓋板與長桁連接的鉚釘孔邊相繼出現(xiàn)裂紋并向兩側(cè)擴展(即多部位損傷)，直至試驗件斷裂。

(3)按試驗件觀察得到的裂紋擴展模式進行分析，計算得到的裂紋擴展數(shù)據(jù)與試驗結(jié)果趨勢吻合，計算裂紋擴展壽命小于試驗壽命，趨于保守。