王衛(wèi)偉，王慧梅

(中航西飛民用飛機有限責(zé)任公司 工程技術(shù)中心，西安 710089)

0 引言

民用飛機機身氣密艙的末端框一般設(shè)計為球面框，這樣設(shè)計是為了能較好地將框承受的氣密載荷傳遞給機身壁板。球面框一般布置在機身環(huán)向連接位置，整個連接區(qū)既要承受球面框增壓產(chǎn)生的斜向拉伸載荷，又要承受機身對連接區(qū)傳遞的機身軸向載荷，結(jié)構(gòu)傳力較復(fù)雜，常規(guī)分析方法難以進行準(zhǔn)確疲勞評估[1-4]。通過對球面框典型連接結(jié)構(gòu)開展疲勞試驗，用于評估現(xiàn)有疲勞分析的合理性，從而保證飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計達(dá)到高可靠性要求，為飛機球面框疲勞分析提供參考。

1 試驗規(guī)劃

選取球面框與機身蒙皮連接區(qū)一個長桁間距的典型結(jié)構(gòu)作為試驗件。

試驗件分為兩組(以下稱為試驗件構(gòu)型Ⅰ、試驗件構(gòu)型Ⅱ)，兩組試驗件結(jié)構(gòu)形式完全一致，不同之處為連接區(qū)選用緊固件的類型，試驗件如圖1所示。試驗件構(gòu)型I，框與角材連接區(qū)的緊固件為鉚釘；試驗件構(gòu)型II，框與角材連接區(qū)的緊固件為高鎖螺栓，試驗件的連接區(qū)緊固件如圖2所示，兩組試驗件其它部位的緊固件相同。試驗件構(gòu)型Ⅰ為6件，試驗件構(gòu)型Ⅱ為5件，共計11件。

圖1 試驗件示意圖

圖3試驗件約束及加載示意圖

根據(jù)球面框的受載形式，試驗件在框和后蒙皮長桁端部進行固定約束；在球面框角材和前蒙皮長桁端部進行兩點協(xié)調(diào)加載，試驗件約束及加載如圖3所示，其中A加載端施加球面框增壓產(chǎn)生的斜向拉伸載荷，B加載端施加機身軸向載荷。根據(jù)試驗件的約束及加載要求，對約束及加載端進行工裝夾具設(shè)計，包括后蒙皮長桁端部約束、框端部約束和A、B加載端四部分工裝夾具設(shè)計，工裝夾具材料均采用Q235結(jié)構(gòu)鋼。夾具設(shè)計應(yīng)有足夠的強度，不能在試驗過程中先于試驗件破壞。

2 疲勞試驗結(jié)果

構(gòu)型I的6件試驗件疲勞裂紋均出現(xiàn)在鉚釘孔處，裂紋繼續(xù)擴展，最后整個角材斷裂。構(gòu)型Ⅱ的5件試驗件疲勞裂紋均出現(xiàn)在角材彎邊區(qū)，裂紋沿角材彎邊區(qū)域繼續(xù)擴展，最后整個角材斷裂。因試驗件疲勞裂紋出現(xiàn)位置具有很高的一致性，對試驗件構(gòu)型I選取1個試驗件(編號I-2)的典型疲勞斷裂照片，試驗件構(gòu)型I-2斷裂后正面及細(xì)節(jié)照片如圖4所示；對試驗件構(gòu)型Ⅱ選取1個試驗件(編號Ⅱ-4)的典型疲勞斷裂照片，試驗件構(gòu)型II-4斷裂后正面及細(xì)節(jié)照片如圖5所示。

3 分析模型建立

依據(jù)試驗件數(shù)學(xué)模，建立球面框典型連接結(jié)構(gòu)試驗件細(xì)節(jié)有限元模型。蒙皮、長桁、帶板、對接帶板、框、角片都簡化成SHELL單元，緊固件簡化成CBUSH單元。連接區(qū)的框與角材、角材與蒙皮對接帶板之間建立GAP單元，用于模擬結(jié)構(gòu)之間的間隙和接觸，試驗件細(xì)節(jié)有限元模型如圖6所示。

圖4 試驗件構(gòu)型I-2斷裂后正面及細(xì)節(jié)照片

圖6 試驗件細(xì)節(jié)有限元模型

圖8試驗件構(gòu)型II細(xì)節(jié)有限元模型應(yīng)力分布云圖

試驗件構(gòu)型Ⅰ，細(xì)節(jié)模型的網(wǎng)格尺寸大約為4 mm,兩個緊固件之間劃分5個單元，用NASTRAN SOL106求解器進行非線性求解運算，得到試驗件構(gòu)型I細(xì)節(jié)有限元模型應(yīng)力分布如圖7所示。

對于試驗件構(gòu)型Ⅱ，破壞部位在角材彎邊區(qū)域，需要更細(xì)的網(wǎng)格，故網(wǎng)格尺寸大約為2 mm，兩個緊固件之間劃分10個單元，用NASTRAN SOL106求解器進行非線性求解運算，得到試驗件構(gòu)型II細(xì)節(jié)有限元模型應(yīng)力分布如圖8所示。

4 疲勞試驗與仿真分析結(jié)果對比

4.1 疲勞試驗數(shù)據(jù)分析

根據(jù)試驗件構(gòu)型I、試驗件構(gòu)型II的疲勞試驗結(jié)果(疲勞試驗結(jié)果如表1)，采用《民機結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計手冊(上冊)》(以下簡稱《手冊》)6.2章節(jié)中的方法[5]，計算試驗件構(gòu)型I的基本可靠性壽命。

表1 疲勞試驗結(jié)果

第一步，計算特征壽命：對鋁合金，α=4.0，故特征壽命為：

第二步，計算系數(shù)：

依據(jù)《手冊》[5]，按代表主要結(jié)構(gòu)試件的等幅載荷試驗，試件系數(shù)ST取值1.3；按每個試件含一個主要結(jié)構(gòu)件，置信系數(shù)SC取1.155；按鋁合金對應(yīng)可靠度95 %，可靠性系數(shù)SR取2.1。

第三步，計算疲勞可靠性壽命：

依據(jù)以上方法，計算得到試驗件構(gòu)型Ⅱ的疲勞可靠性壽命為50208。

4.2 試驗件構(gòu)型I疲勞分析

結(jié)合疲勞試驗結(jié)果，對于試驗件構(gòu)型I選取鉚釘孔作為分析部位，進行疲勞壽命分析，分析方法采用雙向受載DFR方法。

首先，采用細(xì)節(jié)模型中的縱向應(yīng)力作為分析參考應(yīng)力，具體取值方法為：選取兩個鉚釘之間單元(5個單元)的兩個表面的縱向應(yīng)力值，應(yīng)力取值如圖9所示。

圖9應(yīng)力取值示意圖

分別求得拉伸應(yīng)力和彎曲應(yīng)力，按下面的公式求得參考應(yīng)力。

σ=σt+σb/1.2

其中，σt為拉伸應(yīng)力，σb為彎曲應(yīng)力。然后取5個單元的參考應(yīng)力平均值，可得：

根據(jù)《手冊》[5]，DFRbase計算時，基于典型細(xì)節(jié)為多排緊固件連接，Ktg=3.0，由于分析部位主要承受彎曲載荷，需要對細(xì)節(jié)模型提取的參考應(yīng)力進行轉(zhuǎn)化。依據(jù)圖表計算得出彎曲載荷下的Ktg=2.18。

故分析部位(鉚釘孔)的參考應(yīng)力為：

σref=σ·2.18/3.0=202.86 MPa

然后，采用雙向受載DFR方法通過計算得到分析部位的疲勞可靠性壽命如下：N95/95=34206次飛行起落。

4.3 試驗件構(gòu)型II疲勞分析

對于試驗件構(gòu)型II選取角材彎邊處作為分析部位，進行疲勞壽命分析，分析方法采用缺口DFR方法。

采用細(xì)節(jié)模型中的縱向應(yīng)力作為分析參考應(yīng)力，具體取值方法為：選取兩個釘間距長度范圍內(nèi)單元(10個單元)的兩個表面的縱向應(yīng)力值，應(yīng)力取值示意圖如圖10所示。

圖10應(yīng)力取值示意圖

分別求得拉伸應(yīng)力和彎曲應(yīng)力，對10個單元的參考應(yīng)力取平均值，可得：

采用《手冊》中缺口DFR計算方法對分析部位進行疲勞分析，得到分析部位的疲勞可靠性壽命如下：N95/95=28659次飛行起落。

4.4 疲勞試驗壽命與疲勞分析壽命對比分析

疲勞試驗結(jié)果與疲勞分析結(jié)果的對比如表2所示。

表2 疲勞試驗結(jié)果與疲勞分析結(jié)果的對比

5 結(jié)論

根據(jù)疲勞試驗結(jié)果、仿真分析結(jié)果，能夠得到以下結(jié)論：

(1)鉚釘孔部位和角材彎邊部位為球面框典型連接區(qū)域的疲勞薄弱部位，結(jié)構(gòu)疲勞壽命主要受球面框增壓產(chǎn)生的拉伸附加彎曲應(yīng)力影響；

(2)應(yīng)用細(xì)節(jié)有限元模型結(jié)合《手冊》中的DFR疲勞分析方法，分析結(jié)果相對于試驗結(jié)果較保守，分析方法合理、有效，計算值與試驗值的相對偏差在工程上是可接受的，可應(yīng)用于球面框結(jié)構(gòu)的疲勞分析，具有較強的工程應(yīng)用價值。