夏佳麗，葉 彬，黃曉霞，李 彬

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引 言

飛機結(jié)構(gòu)在重復(fù)載荷作用下經(jīng)常因疲勞而產(chǎn)生裂紋，最終導(dǎo)致疲勞破壞[1]，那些承受飛行載荷、地面載荷、增壓載荷的主要結(jié)構(gòu)件，更有可能過早出現(xiàn)疲勞破壞[2]。機身加強框作為多承力結(jié)構(gòu)，除了維持機身外形，防止縱向結(jié)構(gòu)在縱向壓縮載荷下發(fā)生彈性失穩(wěn)；還要將裝載的質(zhì)量力和機翼、尾翼、起落架、發(fā)動機等部件通過接頭傳來的集中力進行擴散[3]。 機體結(jié)構(gòu)的主要疲勞危險部位均在機翼根部和與之相連的機身加強框[2]，因此，機身加強框的疲勞分析具有重要工程意義。飛機結(jié)構(gòu)疲勞破壞的部位常出現(xiàn)于緊固孔、圓角、幾何不連續(xù)處及耳片處[4]。 對機體各部件進行結(jié)構(gòu)布局時，應(yīng)合理安排受力構(gòu)件和傳力路線，使載荷合理分配和傳遞，減少或避免構(gòu)件受附加載荷，以利于機體結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平的宏觀控制，也為結(jié)構(gòu)細節(jié)的應(yīng)力控制創(chuàng)造條件。

1 結(jié)構(gòu)及疲勞破壞部位簡介

某型飛機某框為機身加強框，主要承受進氣道的較大氣動載荷和機身-機翼接頭傳來的集中載荷。 進氣道在此框處的框前和框后通過L 型材對接起來?？蛏闲筒?~型材4 材料為LY12， 厚度為1.2mm，采用Φ3.5mm 鉚釘與框板和進氣道連接。 如圖1 所示。裂紋位于型材1/2 圓角上，如圖2 所示。

2 模型及疲勞分析

2.1 模型建立及應(yīng)力分析結(jié)果

采用SHELL 單元建立框局部、框前后一小段進氣道局部以及與框連接型材的結(jié)構(gòu)細節(jié)有限元模型，所有鉚釘采用梁單元模擬，有限元模型如圖3 所示。將所建立的細節(jié)有限元模型插入全機總體有限元模型對應(yīng)部位，采用MPC 與全機有限元模型節(jié)點連接，用以傳遞載荷，如圖4 所示。

圖3 裂紋附近結(jié)構(gòu)局部細節(jié)有限元模型

圖4 局部模型插入全機模型圖

分別計算空譜和地譜下典型工況應(yīng)力水平?？兆V下共有6 種典型工況。 地譜下共有35 種典型工況。

通過NASTRAN 線彈性計算，空譜譜載典型工況與地譜譜載典型工況下，連接區(qū)危險部位均出現(xiàn)在框后型材1/2 上，如圖5、圖6 所示。

圖5 局部模型空譜下應(yīng)力云圖1

圖6 局部模型地譜下應(yīng)力云圖1

2.2 疲勞分析

2.2.1 疲勞分析方法

采用名義應(yīng)力法和線性累積損傷理論（Miner 理論）估算疲勞危險部位的疲勞壽命。

名義應(yīng)力法是以名義應(yīng)力為基本設(shè)計參數(shù)的抗疲勞設(shè)計方法，其設(shè)計思路是：從材料的S—N 曲線出發(fā)，再考慮各種影響系數(shù)的影響，得出構(gòu)件的S—N曲線， 并根據(jù)構(gòu)件的S—N 曲線進行抗疲勞設(shè)計，具體步驟如下[5]：

1） 確定結(jié)構(gòu)中的疲勞危險點；

2） 求出疲勞危險點的名義應(yīng)力和應(yīng)力集中系數(shù)Kt；

3） 根據(jù)載荷譜確定危險點的應(yīng)力譜；

4） 應(yīng)用插值法求出當前應(yīng)力集中系數(shù)和各級譜應(yīng)力水平下的S—N 曲線，查S—N 曲線；

5） 應(yīng)用線性累積損傷理論，求出危險部位的疲勞壽命。

2.2.2 疲勞壽命估算

由有限元模型分析結(jié)果可得，16 框連接結(jié)構(gòu)疲勞危險點發(fā)生在框后型材的轉(zhuǎn)角處。

空譜典型工況（工況B）下，連接型材最大主應(yīng)力為99.8MPa。 取應(yīng)力集中區(qū)以外的應(yīng)力為名義應(yīng)力，名義應(yīng)力為47.2MPa。

應(yīng)力集中系數(shù)：

地譜典型工況（DP01)下，連接型材最大主應(yīng)力為154.6MPa。 取應(yīng)力集中區(qū)以外的應(yīng)力為名義應(yīng)力，名義應(yīng)力為87.6MPa。

應(yīng)力集中系數(shù)：

后面分析中，空譜和地譜工況下疲勞危險點應(yīng)力集中系數(shù)均取2。

試驗譜的一個訓(xùn)練周期為127 飛行小時?？兆V下各典型工況的最大主應(yīng)力和名義應(yīng)力見表1，地譜下各典型工況的最大主應(yīng)力和名義應(yīng)力見表2。

表1 空譜各典型工況 單位：MPa

表2 地譜各典型工況 單位：MPa

續(xù)表2

型材1/2 材料為LY12，參考《疲勞·損傷容限·耐久性設(shè)計手冊》第2 冊[2]215 頁表4-3，可得Kt=2 的材料的S—N 曲線數(shù)據(jù)，見表3。

表3 材料S-N 曲線值 單位:kg/mm2

在實際中，零件的表面光潔度、尺寸大小、加載類型、應(yīng)力集中系數(shù)等與標準件均有差別，要作出構(gòu)件的S-N 曲線很不經(jīng)濟，因此，可對材料的S-N 曲線進行一系列修正從而得到S-N 曲線，修正方法如下：

式中：

σa—材料S-N 曲線應(yīng)力幅；

σ′a—修正后的構(gòu)件S-N 曲線應(yīng)力幅；

Ks—表面粗糙度修正系數(shù)， 根據(jù)結(jié)構(gòu)加工質(zhì)量，取Ks=0.95；

Cs—尺寸大小修正系數(shù)，取Cs=0.98；

Cl—加載類型修正系數(shù)，取Cl=0.90。

將空譜和地譜下結(jié)構(gòu)型材危險點處應(yīng)力譜下各級損傷進行累加即得到空譜下一個周期的累積損傷為4.24×10-3，地譜下一個周期累積損傷為1.10×10-4。損傷度計算結(jié)果為一個周期所造成的損傷，由于一個壽命估算周期代表127 飛行小時，故估算壽命為：

考慮分散系數(shù)4， 原結(jié)構(gòu)壽命估算為7299 飛行小時，不滿足8000 飛行小時壽命指標。再加上訓(xùn)練大綱調(diào)整，飛行強度增加，致使裂紋提前出現(xiàn)。

由疲勞分析結(jié)果可知，空譜對結(jié)構(gòu)型材危險點處應(yīng)力譜下各級損傷的比重比地譜大。空譜下框前后兩側(cè)進氣道在該框處通過L 型材對接，進氣道上部所受拉伸載荷通過對接型材傳遞，由于傳力不直接，使得型材在轉(zhuǎn)角處受彎，產(chǎn)生較高的局部應(yīng)力，從而產(chǎn)生疲勞裂紋。

3 結(jié)構(gòu)改進方案及改善效果

由前一節(jié)可知，需要改善空譜下結(jié)構(gòu)型材的傳力路線，在框處增加連接前、后進氣道的連接帶板，使受拉伸載荷傳遞連續(xù)，降低局部應(yīng)力。方案如圖7 所示，帶板厚度為1.2mm，材料為LY12。

圖7 進氣道與框連接區(qū)改進方案

結(jié)構(gòu)改進后，空譜譜載典型工況（工況B）進氣道與框連接區(qū)應(yīng)力如圖8 所示， 最大主應(yīng)力59.0MPa，出現(xiàn)在框后型材1/2 上。 相比原始的99.8MPa，最大主應(yīng)力有較大幅度降低。

圖8 局部模型空譜下應(yīng)力云圖（工況B）

改進后空譜下各典型工況的最大主應(yīng)力和名義應(yīng)力見表4，改進后地譜下各典型工況的最大主應(yīng)力和名義應(yīng)力見表5。

表4 改進后空譜各典型工況 單位：MPa

表5 改進后地譜各典型工況 單位：MPa

續(xù)表5

將空譜和地譜下結(jié)構(gòu)型材危險點在應(yīng)力譜下的各級損傷進行累加即得到空譜下一個周期累積損傷為2.65×10-4，地譜下一個周期累積損傷為1.10×10-4。

損傷度計算結(jié)果為一個周期所造成的損傷，由于一個壽命估算周期代表127 飛行小時，故估算壽命為：

考慮分散系數(shù)4， 改進后連接型材壽命估算為84667 飛行小時，滿足8000 飛行小時壽命指標。 壽命較原始結(jié)構(gòu)的7299 飛行小時有較大幅度提升，改善效果明顯。

4 結(jié) 論

在某型飛機某框連接型材疲勞裂紋分析中，通過建細節(jié)模型進行應(yīng)力分析，得到了該框改進前后結(jié)構(gòu)型材的應(yīng)力危險點。根據(jù)空譜和地譜載荷計算了該框改進前后結(jié)構(gòu)型材的疲勞壽命，得到以下結(jié)論：

1） 某型飛機某框連接型材在方案改進前疲勞性能主要受空譜控制。 改進前框前、框后的連接型材傳力不直接，型材在轉(zhuǎn)角處受彎，產(chǎn)生較高的局部應(yīng)力，從而產(chǎn)生疲勞裂紋；

2）某型飛機某框在框前、框后增加連接帶板后，結(jié)構(gòu)型材傳力直接，危險點應(yīng)力得以降低。 經(jīng)過疲勞壽命分析，由改進前的7299 飛行小時提升到84667飛行小時。