某飛機垂尾安裝框裂紋對飛行限制影響

于克杰，韓 明

(1.空軍第一航空學院，河南信陽 464000;2.北空航修廠，石家莊 050001)

在空戰中，由于作戰飛機可能遭受疲勞載荷、嚴重過載以及炮火打擊的諸多作用，造成飛機機身結構損傷的幾率大大增加。一般來講，飛機重要加強框的損傷在平時飛行訓練中是不允許存在的，即便是微小的裂紋、劃傷等損傷［1-3］。然而，在戰爭的緊急情況下，高出動率的要求必然需要損傷飛機能夠盡可能再次參加作戰，即在保證飛機安全的前提下，允許飛機帶傷復飛，但飛行動作必須有一定的限制要求。本文針對某型飛機垂尾安裝框裂紋損傷對復飛飛行姿態控制的限制情況進行了分析，對評定飛機帶傷飛行具有一定的借鑒意義。

1 垂尾安裝框及其受力情況

分析部位為某型飛機后機身的垂尾安裝框—42 框，該框位于后機身中部，是后機身最重要的橫向主承力構件之一，框的外側是連接垂尾的承力接頭，此接頭與垂尾后大梁的固定接頭連接，主要傳遞垂尾傳來的載荷，該框的損傷對垂尾的側向受力影響極大［4-5］。由于垂尾所承受的載荷主要取決于方向舵的偏角和飛機的側滑角度，因此，當后機身42 框損傷后，必然會影響到垂尾方向舵的最大偏轉角度以及飛機的最大側滑角度［6-7］。為保證安全，必須對42 框損傷后的方向舵最大偏轉角度和飛機最大側滑角度進行計算分析。

42 框結構如圖1 所示(飛機為雙發動機結構，此處僅示出右側部分)。42 框由6 段鈦合金BT20 模鍛件焊接而成，剖面形狀為典型的“工”字形剖面，具體尺寸見圖2。

圖1 42 框結構簡圖

圖2 計算部位剖面圖

2 有限元計算模型建立與計算

為了準確模擬受損框周圍的邊界條件，計算在飛機全機有限元模型基礎上分析受力情況，按垂尾Ⅳ的設計情況進行載荷計算。利用MSC.Patran 前后處理器建立模型并輸出有限元計算結果，利用MSC.Nastran 進行求解。考慮增加安全性余度，假設42 框上應力水平最高的部位產生裂紋損傷，具體裂紋位置見圖1 所示。該位置位于飛機后機身12 長桁～13 長桁間。計算時，假設計算位置即42 框外側緣條上產生了穿透性裂紋損傷，裂紋方向為全機坐標系的X 軸方向上。該處緣條厚度為17 mm，41 框至42 框間距為335 mm，蒙皮材料為鈦合金ОТ4，厚度為δ=1.5 mm，42 框至43 框間距為263 mm，蒙皮材料同為鈦合金ОТ4，厚度為δ=1.2 mm。

細化該處有限元網格，采用多點約束(MPC)與原模型節點連接，以保證細化模型與總體模型位移的連續性。在緣條寬度范圍內的單元厚度為δ=18.5 mm 和δ=18.2 mm，其余單元厚度取該處蒙皮厚度。細化后的有限元模型如圖3所示。

圖3 局部細化后的有限元模型

計算部位的材料屬性:BT20 模鍛件，彈性模量E =117 700 MPa，泊松比μ=0.3，強度極限σb=930 MPa，屈服極限σ0.2=830 MPa，延伸率δ=6，斷面收縮率ψ=12。

取裂紋損傷尺寸為0、10、20、30、40、50 mm 6 種情況進行計算，具體計算時根據不同損傷尺寸分別建立有限元細節模型，計算出各離散點的應力結果，然后將各離散點的數據統一處理，再給出安全飛行限制的參數曲線。

3 計算結果分析

3.1 未損傷結構的應力水平

當結構沒有損傷時，結構細化后計算的應力結果云圖如圖4 所示。圖4 中僅給出計算部位中心應力分布。

圖4 未損傷時計算部位應力水平云圖

3.2 穿透裂紋型損傷條件下最大偏轉角度和側滑角度

穿透裂紋型損傷采用細化后的有限元模型，對挖空損傷部位的單元進行計算，得到損傷后的應力水平。裂紋方向為全機坐標系的X 軸方向上。為了簡化模型，只列出長度為40mm 的穿透裂紋型損傷計算結果云圖，如圖5 所示。

圖5 40 mm 穿透裂紋型損傷計算結果云圖

在進行強度分析時，選取的應力必須為最大主應力。考慮到裂紋尖端應力集中的影響，最大主應力一般情況下是選取與裂紋尖端一定距離(一般取孔邊7 mm)區域的應力。后機身42 框未損傷時設計應力值σ =585 MPa，因此可以取σ=585 MPa 作為基準應力進行對比分析。上述尺寸穿透裂紋型損傷計算結果見表1。

不同穿透裂紋型損傷對方向舵最大偏轉角度和飛機最大側滑角度的限制曲線如圖6 所示。

表1 穿透裂紋型損傷計算結果

圖6 穿透裂紋型損傷飛行限制曲線

基于以上的計算結果，由于42 框是后機身重要的橫向承力構件，受力較復雜，加之框緣條相對較厚，如果框緣條出現裂紋損傷，唯一可行的修理方案就是采用局部加強法修理，但考慮到損傷結構修理的開敞性及戰時條件的限制，對42 框損傷可以不進行修理，只對飛機進行一定程度的姿態限制，在飛行任務完成后必須及時對損傷框跟蹤檢查。

4 結論

后機身垂尾安裝框42 框的整體應力水平較高，在戰爭條件下修理難度大，耗時長，一旦出現損傷，應結合損傷的具體部位，根據損傷處的應力水平狀況，通過限制方向舵偏角和限制飛機側滑角來保證飛機的安全。在對后機身垂尾安裝框-42 框戰傷結構強度計算中，由于計算的部位是42 框最大應力區，如果按本文圖6 中給出的曲線處理42 框其他部位的損傷問題，結果會偏于保守。

［1］張建華.飛機戰傷搶修工程學［M］.北京:航空工業出版社，2001:20-42.

［2］航空工業部科技委員會.飛機結構損傷容限設計指南［M］.北京:航空工業部科技情報研究所出版，1985:17-29.

［3］E.茹柯夫斯基.航空技術裝備外場修理［M］.北京:國防工業出版社，2002:40-146.

［4］肖業倫，金長江.大氣擾動中的飛行原理［M］.北京:國防工業出版社，1993.

［5］沈陽飛機制造公司. × ×型飛機技術說明書［Z］.沈陽:沈陽飛機制造公司，2001.

［6］劉兵山.Patran 從入門到精通［M］.北京:中國水利水電出版社，2003.

［7］關玉璞.航空航天結構有限元法［M］.哈爾濱:哈爾濱工業大學出版社，2009.