某型飛機導管與結構干涉問題的處置及強度評估

王秋實

DOI：10.16660/j.cnki.1674-098X.2017.11.023

摘 要：結構干涉是飛機制造過程中常見的一種超差情況，如何處置及對處置方案的強度評估十分重要。針對某型飛機導管與結構干涉的問題，該文給出處置方案，并從靜強度、疲勞強度及損傷容限三個方面對該方案進行強度評估。結果表明，該處置方案對結構靜強度、疲勞強度和損傷容限的影響可以接受。

關鍵詞：飛機 干涉 處置 強度評估

中圖分類號：V245 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2017）04（b）-0023-02

在飛機結構設計中，，結構干涉是一種典型的工程問題，其處置方法一般是在保證處置方案對結構強度的影響可以接受的情況下，根據相應工藝程序文件對可修切部件進行局部修整直至滿足實際要求，同時需要對處置方案進行強度評估，保證該方案的可行性。

1 問題描述及處置方案

起落架艙框滑輪組件防護罩和回油管之間間隙上部為4 mm，下部局部挫修3 mm后間隙為3 mm，不符合要求。工程處置方案為對防護罩局部進行修整，保證修整邊圓滑過度，修整深度不超過3 mm，長度不超過30 mm，修整后按使用環氧底漆進行補漆。防護罩局部修整位置如圖1所示。

2 處置方案強度評估

2.1 靜強度評估

該防護罩承受最嚴重的載荷是輪胎爆破時形成的爆破噴流，需要分別校核結構在正面氣流壓力和側向氣流壓力兩種工況下的裕度。

該節基于ABAQUS對修整前后的結構進行有限元分析。結構材料為17-7PH不銹鋼，E=200 GPa，μ=0.28，采用C3D8R單元劃分網格，在防護罩與其他結構固定的4個角片上約束所有平移自由度，載荷為等效靜壓，其中正面氣流壓力工況下的等效靜壓為0.610 3 MPa，側向氣流壓力工況下的等效靜壓為0.137 3 MPa，兩種工況下的邊界條件及載荷分別如圖2所示。

對修整前結構進行有限元分析，正向、側向載荷工況下的分析結果如圖3、4所示。正向、側向載荷工況下最大Mises應力分別是835 MPa、1 105 MPa。

對修整后結構進行有限元分析，正向、側向載荷工況下的分析結果如圖5、6所示。正向、側向載荷工況下最大Mises應力分別是812 MPa、1 126 MPa。

提取修理前后修理區域最大應力如表1所示。

由表1可知，結構修理前后總體應力分布變化不大，然而對修理區域的應力分布有一定影響。雖然結構安全裕度較小，但還是大于0，所以超差修理后靜強度是可接受的。

2.2 疲勞強度評估

疲勞損傷主要由地空地循環和1 g應力顯著變化引起的主循環造成，該防護罩在飛機使用過程中僅是保護相應管路而不承受和傳遞載荷，其應力應變主要是變形協調引起，因此，該結構在地空地循環及主循環中應力水平與地空地許用應力相比是很低的，以至于難以產生疲勞損傷，所以結構的疲勞裕度很大。

防護罩經過局部修切后，對遠離修切區域的應力影響不大，對修理周邊區域的應力分布有一定影響，由于修切是按相應工藝規范進行的，不會造成嚴重的應力集中，參照表1可知這種局部修切對周邊區域應力分布的影響也是有限的。

DFR計算公式為：

（1）

修理方案沒有改變影響DRF的修正系數A、B、C、D、E、U、RC，所以沒有改變DFR值。

所以對于修切周邊以外的區域而言，修理方案不會改變其疲勞裕度，而對于修切周邊區域，修理方案對疲勞裕度改變是有限的。所以，超差修理后疲勞強度可以接受。

2.3 損傷容限評估

該防護罩從飛機上脫落或喪失其功能后不影響飛機的安全飛行，沒有必要從裂紋擴展、剩余強度方面考慮其損傷容限特性，對其維護僅取決于經濟性。

由于該防護罩不在裂紋擴展分析范圍內，因此，對結構檢查大綱的檢查門檻值及檢查間隔沒有影響。

2.4 結論

強度評估計算結果表明，該超差處置方案對結構靜強度、疲勞強度和損傷容限的影響是可接受的。

3 結語

當民用飛機制造過程中出現結構干涉問題時，一般是依據相應工藝程序文件對可修切部件進行局部修整直至滿足現實要求。

使用有限元方法對處置方案進行靜強度評估是可行的；對于疲勞強度，可以使用細節疲勞額定值（DFR）法計算超差處理后的裕度；對于損傷容限，可依據結構的剩余強度及裂紋擴展特性得出裂紋擴展壽命及裂紋擴展壽命曲線，進而確定超差處置對結構細節的裂紋檢查門檻值以及重復檢查間隔的影響。

在表明超差處置方案對結構靜強度、疲勞強度及損傷容限的影響可接受后，才能確保結構修理方案能使飛機結構實現所預期的完整性。

參考文獻

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