隋立軍， 孫有朝， 馮 宇

(1.南京航空航天大學(xué)民航學(xué)院， 南京, 210016； 2.中國民用航空適航審定中心西安航空器審定中心，西安, 710065； 3.空軍工程大學(xué)航空工程學(xué)院， 西安, 710038)

外掛物懸掛掛架是無人機載機平臺的重要接口和關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，主要用于懸掛安裝各類導(dǎo)彈、炸彈、魚雷、電子吊艙等任務(wù)及作戰(zhàn)系統(tǒng)，并確保預(yù)期戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)技性能指標的實現(xiàn)[1]。常見的掛架包括機身掛架和機翼掛架等，對于大展弦比無人機來說，因機翼翼展較大，因而外掛物懸掛掛架多布置在機翼結(jié)構(gòu)上，而且常布置多組對稱掛架。

外掛物懸掛掛架的設(shè)計通常需要考慮結(jié)構(gòu)強度、氣動性能、操縱穩(wěn)定性、控制、電氣多個專業(yè)[2-3]，目前相關(guān)學(xué)者針對有人機外掛物懸掛掛架的設(shè)計開展了廣泛而較深入的研究，提出了外掛物懸掛掛架氣動載荷設(shè)計方法[4]；分析了外掛物懸掛掛架對載機平臺氣動特性[5]、顫振特性[6]及動力學(xué)特性[7]的影響；開展了相關(guān)結(jié)構(gòu)分析與優(yōu)化設(shè)計[8]、靜強度[1]及疲勞強度分析[9]計算，總結(jié)提出了靜力試驗關(guān)鍵技術(shù)[10]等。無人機機載機平臺領(lǐng)域目前相關(guān)研究集中在平臺本體[11-12]，外掛物懸掛掛架研究較少，目前僅針對武器系統(tǒng)掛架、光電載荷掛架、機載雷達掛架等[13-14]外掛物懸掛掛架開展了剛度、靜強度有限元分析，鮮見相關(guān)疲勞及損傷容限的研究。

本文針對大展弦比無人機機翼組合探頭掛架，建立了掛架有限元分析模型，根據(jù)損傷容限分析載荷譜，開展了基于斷裂力學(xué)的損傷容限分析，為該掛架的疲勞定壽和檢查間隔制定提供了依據(jù)。

1 掛架分析模型及疲勞應(yīng)力分析

1.1 有限元模型的建立

根據(jù)結(jié)構(gòu)數(shù)模，使用ABAQUS有限元分析軟件進行建模，單元類型為C3D8R實體單元。建模范圍包括11肋～15肋間翼盒、13肋組合探頭掛架及對接接頭，如圖1所示。長桁、前后梁緣條和翼肋緣條均通過連接單元與蒙皮連接，肋腹板、前后梁與上下緣條均通過連接單元連接。接頭與蒙皮、加強板及角盒間采用螺栓進行連接，建立真實接觸關(guān)系。建模忽略部分次要或不影響結(jié)構(gòu)應(yīng)力的倒角，應(yīng)力嚴重區(qū)域的孔邊與倒角為主要分析對象，并對網(wǎng)格進行了細化。

圖1 有限元模型

根據(jù)結(jié)構(gòu)的實際連接情況，施加模型的邊界條件和載荷，具體見圖2。圖2中右側(cè)15肋為約束端，將15肋處蒙皮和長桁的六自由度進行約束。A、B、C3個空間坐標點為組合探頭各個部分的質(zhì)心位置，施加對應(yīng)的集中慣性載荷。在總體有限元模型中提取與細節(jié)模型邊界相對應(yīng)的單元節(jié)點力或應(yīng)力，通過插值，加載到圖2模型中對應(yīng)位置的節(jié)點。

圖2 載荷與邊界條件

1.2 疲勞應(yīng)力分析

掛架疲勞分析共包含68種疲勞載荷工況(包括各任務(wù)段的“1g”載荷L1g、“每g”載荷Lg等)。通過施加68種工況進行應(yīng)力分析，根據(jù)應(yīng)力分布和結(jié)構(gòu)特征，以名義應(yīng)力值為篩選要素，考慮結(jié)構(gòu)應(yīng)力突變和結(jié)構(gòu)不連續(xù)的區(qū)域(如孔邊、倒角等)，綜合評估確定了疲勞分析細節(jié)和危險點位置，見表1和圖3。

表1 疲勞分析危險點

圖3 疲勞分析危險點

經(jīng)計算，4#危險點即加強肋連接孔(Node 189033)的應(yīng)力水平最高，68種工況中最危險工況為105工況，該工況應(yīng)力云圖見圖4。根據(jù)結(jié)構(gòu)連接形式，該連接孔周圍還有其他臨近孔，且孔邊應(yīng)力水平僅次于1#～3#危險點，4#危險點是掛架結(jié)構(gòu)中最危險的部位。因此，本文以4#危險點為對象開展分析計算。

圖4 加強肋連接孔(Node 189033)105工況應(yīng)力云圖

2 掛架損傷容限分析

2.1 損傷容限分析載荷譜

掛架預(yù)期飛行任務(wù)剖面包含了高空和低空2種類型，根據(jù)不同飛行高度及航程的組合，細化編制組成A1、B1、C1、D1、E1、A2共6種典型飛行類型的載荷譜，并按照隨機加載次序交替出現(xiàn)載荷的峰值和谷值。載荷的峰值和谷值是根據(jù)68種疲勞載荷工況按下述公式計算得到[9]：

Lp=L1g+LgΔgK

(1)

Lv=L1g-LgΔgK

(2)

式中：Lp為載荷峰值；Lv為載荷谷值；L1g為“1g”載荷；Lg為“每g”載荷；Δg為過載增量；K為動態(tài)放大系數(shù)，僅在計算垂向載荷時需要考慮，側(cè)向載荷不需考慮。

將載荷峰谷值按6種典型飛行類型隨機排列得到飛-續(xù)-飛隨機載荷譜，每一個重復(fù)加載譜塊為3 000次飛行起落。4#危險點部位的損傷容限分析載荷譜見圖5。

圖5 損傷容限分析載荷譜

2.2 開裂模式及裂紋擴展模型

連接孔及臨近位置共5個共線孔。根據(jù)圖4中應(yīng)力分析結(jié)果，孔5的位置為應(yīng)力最高的位置。因孔處零件的厚度較大，考慮加工裝配過程中的制造缺陷，假定開裂模式為孔邊角裂紋。因臨近位置的孔應(yīng)力水平相當，可能出現(xiàn)多部位損傷，因此假設(shè)每個孔邊均存在缺陷，并取應(yīng)力最高的孔5一側(cè)孔邊角裂紋為主缺陷，孔1～孔5的其他缺陷均為次缺陷[15]，見圖6。

圖6 開裂模式

本文采用Runge-Kutta方法來估算裂紋擴展[9]，即根據(jù)初始的裂紋長度計算裂尖應(yīng)力強度因子值，使用Runge-Kutta方法在飛行起落數(shù)上進行數(shù)值積分，得到裂紋長度的增量，再以新裂紋長度更新計算裂尖應(yīng)力強度因子值，由此迭代計算裂紋長度，得到裂紋長度與飛行起落數(shù)的關(guān)系曲線。

2.3 裂紋擴展分析結(jié)論

該分析細節(jié)的材料為7050鋁合金。假定孔邊初始裂紋長度為1.25 mm[15]；可檢裂紋長度依據(jù)檢查方式確定，本文中假定為目視可檢方式，對應(yīng)長度為51.00 mm。由限制載荷計算確定的剩余強度要求值為16.20 MPa，由剩余強度要求值計算得到臨界裂紋長度。

當初始裂紋長度為1.25 mm時，經(jīng)過11 615 250次飛行起落，裂紋達到剩余強度要求值16.20 MPa對應(yīng)的臨界裂紋長度82.30 mm，裂紋擴展曲線見圖7。因裂紋在初始階段擴展十分緩慢，長度基本不變，故圖7的橫坐標起點為目視可檢裂紋尺寸51.00 mm對應(yīng)的累計起落數(shù)。

圖7 裂紋擴展曲線

根據(jù)損傷容限分析結(jié)論，加強肋連接孔(Node 189033)的裂紋擴展壽命為11 615 250次飛行起落，滿足預(yù)期的設(shè)計要求，可根據(jù)裂紋擴展壽命制定檢查間隔。

3 結(jié)論

本文以大展弦比無人機機翼組合探頭掛架為研究對象，以典型疲勞危險點為例，編制了掛架結(jié)構(gòu)隨機載荷譜，開展了基于斷裂力學(xué)的損傷容限分析，具體結(jié)論有：

1)獲得了大展弦比無人機機翼組合探頭掛架的加強肋連接孔(Node 189033)的損傷容限特性，為緩慢裂紋擴展結(jié)構(gòu)。

2)通過分析計算，該疲勞危險點的剩余強度值對應(yīng)的裂紋擴展壽命為11 615 250次飛行起落，滿足預(yù)期的設(shè)計要求。