民用飛機(jī)機(jī)身框?qū)宇^損傷容限分析方法

魯馮杰

（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 強(qiáng)度部，中國(guó) 上海 201210）

1 民用飛機(jī)機(jī)身框?qū)宇^損傷容限分析方法

1.1 民用飛機(jī)機(jī)身框?qū)宇^及其分析部位介紹

民用飛機(jī)典型框結(jié)構(gòu)由兩段上半框緣和兩段下半框緣組成，上、下框緣用兩個(gè)T型對(duì)拉接頭對(duì)接，如圖1所示。上下對(duì)拉接頭采用高鎖螺栓和高鎖螺母連接，如圖2所示。兩個(gè)對(duì)拉接頭中間夾有角材T型材等，如圖3所示。

圖1 典型框結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖

圖2 對(duì)拉接頭對(duì)接形式

圖3 上下接頭間夾層示意圖

根據(jù)框連接的受力特點(diǎn)，內(nèi)外框緣均可能受拉伸載荷，因此假設(shè)初始裂紋位于內(nèi)外框緣與接頭連接的靠近外框緣的鉚釘孔邊，如圖4中的接頭裂紋所示。接頭對(duì)接螺栓的集中載荷使接頭根部產(chǎn)生彎曲應(yīng)力，假設(shè)接頭根部裂紋起裂位置在接頭根部拐角處，如圖4中的接頭根部裂紋所示。

圖4 對(duì)拉接頭初始裂紋位置

1.2 對(duì)拉接頭損傷容限分析步驟

1.2.1 對(duì)拉接頭孔邊裂紋分析

對(duì)拉接頭孔邊裂紋分析步驟如下：

1）計(jì)算 R1/P

接頭與框腹板連接簡(jiǎn)化為穩(wěn)定單剪連接，根據(jù)參考文獻(xiàn)[1]計(jì)算求得對(duì)拉接頭危險(xiǎn)端部緊固件載荷與連接處外載荷之比。

2）工作應(yīng)力計(jì)算

計(jì)算部位應(yīng)力按下式計(jì)算：

式中：

M——對(duì)接處框緣梁?jiǎn)卧獜澗兀籒——對(duì)接處框緣梁?jiǎn)卧S力；

y——裂紋起始位置到截面形心的距離（加蒙皮截面）；

I——截面慣性矩（加蒙皮截面）；

當(dāng)蒙皮承受壓應(yīng)力，取30t有效蒙皮參加承受彎曲應(yīng)力；蒙皮承受拉伸應(yīng)力，機(jī)身無(wú)內(nèi)壓情況，取40t有效蒙皮參加承受彎曲應(yīng)力；蒙皮承受拉伸應(yīng)力，機(jī)身帶有內(nèi)壓情況，取80t有效蒙皮參加承受彎曲應(yīng)力。(t為蒙皮厚度)

A——接頭截面面積。

3）NASGRO軟件參數(shù)設(shè)置

選取孔邊角裂紋模型CC02進(jìn)行計(jì)算，確定模型參數(shù)，由剩余強(qiáng)度載荷文件得到剩余強(qiáng)度應(yīng)力作為限制應(yīng)力。在NASGRO中輸入模型參數(shù)、材料屬性、限制應(yīng)力、載荷譜等參數(shù)。

4）損傷容限分析

通過計(jì)算得到裂紋擴(kuò)展次數(shù)及裂紋擴(kuò)展曲線。

5）確定檢查門檻值、檢查間隔

由裂紋擴(kuò)展次數(shù)計(jì)算求得檢查門檻值，根據(jù)采用的檢查方法確定最小可檢裂紋長(zhǎng)度，求得檢查間隔。

1.2.2 對(duì)拉接頭根部裂紋分析步驟

1）工作應(yīng)力計(jì)算

單顆螺栓拉力按下式計(jì)算：

式中：

M——對(duì)接處框緣梁?jiǎn)卧獜澗兀?/p>

N——對(duì)接處框緣梁?jiǎn)卧S力；

y——螺栓到截面形心的距離（加蒙皮截面）；

當(dāng)蒙皮承受壓應(yīng)力，取30t有效蒙皮參加承受彎曲應(yīng)力；蒙皮承受拉伸應(yīng)力，機(jī)身無(wú)內(nèi)壓情況，取40t有效蒙皮參加承受彎曲應(yīng)力；蒙皮承受拉伸應(yīng)力，機(jī)身帶有內(nèi)壓情況，取80t有效蒙皮參加承受彎曲應(yīng)力。(t為蒙皮厚度)

I——截面慣性矩（加蒙皮截面）；

r——螺栓半徑；

A——螺栓截面總面積。

接頭根部彎曲應(yīng)力按下式計(jì)算：

式中：

F——螺栓拉力；

e——螺栓到接頭根部的距離；

W——接頭根部端面寬度；

t——接頭底面厚度。

2）NASGRO軟件參數(shù)設(shè)置

選取角裂紋模型CC01進(jìn)行計(jì)算，確定模型參數(shù)，由剩余強(qiáng)度載荷文件得到剩余強(qiáng)度應(yīng)力作為限制應(yīng)力。在NASGRO中輸入模型參數(shù)、材料屬性、限制應(yīng)力、載荷譜等參數(shù)。

3）損傷容限分析

通過計(jì)算得到裂紋擴(kuò)展次數(shù)及裂紋擴(kuò)展曲線。

4）確定檢查門檻值、檢查間隔

由裂紋擴(kuò)展次數(shù)計(jì)算求得檢查門檻值，根據(jù)采用的檢查方法確定最小可檢裂紋長(zhǎng)度，求得檢查間隔。

2 典型算例

典型算例取某飛機(jī)框上下框緣對(duì)接，上下半框緣在水平氣密地板處用兩個(gè)T型對(duì)拉接頭對(duì)接，上半框緣與T型對(duì)拉接頭用2顆HST10HK6-3高鎖螺栓和4顆HST10HK6-4高鎖螺栓連接。下半框緣與T型對(duì)拉接頭用6顆HST12AG6-8高鎖螺栓連接。由有限元計(jì)算結(jié)果可知外框緣受拉，初始裂紋位置如圖5所示。

圖5 初始裂紋位置

2.1 接頭孔邊裂紋擴(kuò)展分析

初始裂紋長(zhǎng)度取1.27mm，為孔邊角裂紋，裂紋按圖6所示由1方向擴(kuò)展到邊緣裂紋后，再沿2方向擴(kuò)展，直至整個(gè)接頭斷裂。蒙皮承受拉伸應(yīng)力，機(jī)身帶有內(nèi)壓情況，蒙皮有效寬度取80t。上下半框緣對(duì)接處上接頭截面特性如圖7所示。

圖6 裂紋擴(kuò)展方向示意圖

圖7 接頭孔邊裂紋蒙皮有效寬度取80t的截面特性

1）計(jì)算 R1/P

接頭與框腹板連接簡(jiǎn)化為穩(wěn)定單剪連接，接頭為帶板，框緣為基板，框緣和接頭材料為7075-T6511鋁合金，緊固件為HST10HK6-4高鎖螺栓，鈦合金（Kdc=0.77）,直徑 4.7625mm，緊固件間距 22.5mm,則通過解析法計(jì)算得（n=2）：

R1/P=0.52

2）工作應(yīng)力計(jì)算

計(jì)算部位所對(duì)應(yīng)的有限元模型簡(jiǎn)化為梁?jiǎn)卧崛∮邢拊搯卧膬?nèi)力解計(jì)算工作應(yīng)力。

3）NASGRO軟件參數(shù)設(shè)置

第一步：裂紋按1方向擴(kuò)展到邊緣裂紋

選取 CC02 模型，W=84mm，t=2.2mm，D=4.7625mm，B=10mm，a=1.27mm。

Scale Factor for Stress S0=1-R1/P=0.48

Scale Factor for Stress S1=0

Scale Factor for Stress S3=(R1/P)(Ws/D)=0.52×20/4.7625=2.1837

由剩余強(qiáng)度載荷文件得到的剩余強(qiáng)度應(yīng)力為：56.0162MPa

Limit Stress for S0:56.0162×0.48=26.8878MPa

Limit Stress for S1:0

Limit Stress for S3:56.0162×2.1837=122.3226MPa

4）損傷容限分析

計(jì)算所得裂紋擴(kuò)展曲線如圖8所示。

圖8 裂紋擴(kuò)展曲線

從計(jì)算結(jié)果得知，裂紋緩慢擴(kuò)展，經(jīng)過150000次飛行，裂紋尚未擴(kuò)展到邊緣裂紋，結(jié)構(gòu)未失效。

采用目視檢測(cè)，最小可檢裂紋長(zhǎng)度為邊緣裂紋，即10+4.7625/2=12.3813mm，轉(zhuǎn)入第二步進(jìn)行計(jì)算。

第二步：裂紋按2方向從邊緣裂紋擴(kuò)展到結(jié)構(gòu)失效

取TC02模型，載荷譜與上述過程相同。W=84mm，t=2.2mm，c=12.3813mm參數(shù)設(shè)置如下：

Scale Factor for Stress S0＝1

Scale Factor for Stress S1＝0

Scale Factor for Stress S2＝0

Limit Stress for S0：56.0162×1.0＝56.0162MPa

Limit Stress for S1：0

Limit Stress for S2：0

裂紋擴(kuò)展曲線如圖9所示。

圖9 裂紋擴(kuò)展結(jié)果

通過結(jié)果得知，經(jīng)過32196次飛行，裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展，結(jié)構(gòu)失效。

5）確定檢查門檻值和檢查間隔

NCRIT=150000+32196=182196

檢查門檻值:

△TH=NCRIT/（k1×k3）=182196/（3.0×1.0）=60732

檢查間隔:

采用目視檢測(cè)，最小可檢裂紋長(zhǎng)度為邊緣裂紋，即12.3813mm，對(duì)應(yīng)的裂紋擴(kuò)展壽命為：

Nadet-acrit=32196

△REC=Nadet-acrit/（k2×k3）=32196/（2.0×1.0）=16098分散系數(shù)K取值如表1所示。

2.2 接頭根部裂紋擴(kuò)展分析

接頭根部裂紋位置如圖5所示。初始裂紋長(zhǎng)度2.62mm，為邊緣裂紋。接頭根部寬度W＝84mm，t＝3.175mm，材料為7075-T6511。

計(jì)算部位截面特性如圖10所示，其中蒙皮有效寬度取80t,此處高鎖螺栓為鈦合金，因此蒙皮有效寬度已根據(jù)彈性模量轉(zhuǎn)換成鈦材料寬度。

表1 分散系數(shù)K取值

圖10 接頭根部裂紋蒙皮有效寬度取80t的截面特性

1）工作應(yīng)力計(jì)算

計(jì)算部位所對(duì)應(yīng)的有限元模型簡(jiǎn)化為梁元，提取有限元該單元的內(nèi)力解計(jì)算工作應(yīng)力。單顆螺栓拉力按公式（2）計(jì)算，其中六顆高鎖螺栓的面積，A=106.7741mm2。接頭根部彎曲應(yīng)力按公式（3）計(jì)算，式中e=12.4mm，W=84mm，t=3.175mm。

2）NASGRO軟件參數(shù)設(shè)置

選取 CC01模型，W=84mm，t=3.175mm，a=2.62mm。

Scale Factor for Stress S0＝0

Scale Factor for Stress S1＝1

Scale Factor for Stress S2＝0

由剩余強(qiáng)度載荷文件得到的剩余強(qiáng)度應(yīng)力為：197.5848MPa

Limit Stress for S0：0

Limit Stress for S1：197.5848MPa

Limit Stress for S2：0

3）損傷容限分析

裂紋擴(kuò)展曲線如圖11所示。

圖11 裂紋擴(kuò)展結(jié)果

從計(jì)算結(jié)果得知，到71196次飛行時(shí)，裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展，結(jié)構(gòu)失效，失穩(wěn)裂紋長(zhǎng)度為38.9179mm。

4）確定檢查門檻值和檢查間隔：

NCRIT=71196

檢查門檻值：

△TH=NCRIT/（k1×k3）=71196/（2.0×1.0）=35598

檢查間隔：

采用高頻渦流檢查，最小可檢裂紋長(zhǎng)度為1.59mm，初始裂紋即可檢，對(duì)應(yīng)的裂紋擴(kuò)展壽命為：

Nadet-acrit=71196

△REC=Nadet-acrit/（k2×k3）=71196/（2.0×1.0）=35598

分散系數(shù)按表1取值。

［1］《民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計(jì)手冊(cè)》編委會(huì).民用結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計(jì)手冊(cè)（上冊(cè)）：疲勞設(shè)計(jì)與分析[M].航空工業(yè)出版社，2003，6.