民用飛機吊掛后緣強度分析

冒穎

【摘 要】后緣結(jié)構(gòu)位于吊掛后部，為內(nèi)部系統(tǒng)提供保護(hù)，是全機氣動外形的一部分，改善氣動阻力。本文介紹了吊掛后緣強度的分析過程和方法，對其關(guān)鍵接頭和子結(jié)構(gòu)進(jìn)行了分析，得出了強度結(jié)論，為類似的飛機整流結(jié)構(gòu)的強度分析，提供了參考。

【關(guān)鍵詞】吊掛后緣；接頭；強度；分析方法

0 引言

后緣作為吊掛組成結(jié)構(gòu)中的一部分，位于吊掛的后端，也介于發(fā)動機尾噴和機翼之間。后緣的主要作用是整流維形，并為系統(tǒng)提供通路。后緣有幾種設(shè)計形式，空客形式的后緣由兩部分組成，固定后緣和活動后緣，其固定部分與吊掛盒段相連，活動部分與機翼接頭連接；波音形式的活動后緣直接與機翼連接，不與吊掛盒段連接。本文介紹一種國產(chǎn)飛機的吊掛后緣結(jié)構(gòu)，它由前后5個單雙耳片與飛機機翼結(jié)構(gòu)連接，本文給出這種后緣結(jié)構(gòu)的接頭強度分析過程以及其他子結(jié)構(gòu)的安全裕度。

1 有限元模型簡介

本文采用有限元法對后緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模分析。采用的前處理軟件為hypermesh，后處理軟件為nastran。本文建立了詳細(xì)的后緣模型進(jìn)行強度分析，框、梁、壁板、蒙皮均采用殼單元來模擬，連接這些結(jié)構(gòu)間的連接緊固件采用beam-bush-MPC來模擬，其中beam模擬了緊固件本身的剛度，bush單元模擬了緊固件與連接件之間的擠壓剛度，MPC模擬了連接件與緊固件之間軸向剛度。根據(jù)實際傳載情況對接頭耳片進(jìn)行了面內(nèi)約束。后緣有限元模型如圖1所示。

2 載荷概述

根據(jù)條款要求，后緣結(jié)構(gòu)需滿足限制載荷、極限載荷要求。由于后緣結(jié)構(gòu)為整流結(jié)構(gòu)，因此限制載荷由過載與氣動壓力疊加得到，極限載荷除了考慮1.5倍的過載之外，還需考慮FBO情況引起的動態(tài)響應(yīng)載荷。

根據(jù)后緣站位，從全機載荷包線中初步篩選出嚴(yán)酷工況有二十二個，加上FBO工況中篩選出來的二十個工況，一共需計算限制、極限工況六十多個。在nastran卡片中直接寫入載荷卡片是最快捷的方法。過載用GRAV卡片定義，角加速度用RFORCE卡片定義，壓力分布載荷用PLOAD4卡片定義，格式如圖2所示。

3 靜強度分析

使用nastran軟件對有限元模型進(jìn)行靜力計算，得到64個計算工況下的后緣結(jié)構(gòu)應(yīng)力和緊固件受力，將零件最大的應(yīng)力與材料許用值對比，得出零部件的靜強度裕度。從有限元計算結(jié)果文件中提取緊固件軸力和剪力分別與緊固件的許用值相比，得到緊固件安全裕度，此外還需要對孔進(jìn)行擠壓強度分析，得到緊固件孔的安全裕度，最終得出整個后緣結(jié)構(gòu)的靜強度分析結(jié)論。由于后緣處于發(fā)動機尾噴影響區(qū)域，因此需考慮溫度對材料性能的影響，本文的強度計算中通過相應(yīng)的溫度系數(shù)來考慮。

3.1 接頭校核

后緣是通過5處接頭連接在機翼接頭上的，因此接頭是后緣結(jié)構(gòu)最重要的傳力路徑，需重點校核耳片的拉伸強度，屈服強度，孔擠壓強度，銷子的剪切強度等。強度計算公式見參考文獻(xiàn)[1]9.8節(jié)耳片分析部分。后緣接頭校核結(jié)論是，極限載荷條件下，最小安全裕度為0.31，滿足強度要求。

3.2 Von Mises應(yīng)力校核

后緣結(jié)構(gòu)采用Von Mises應(yīng)力來校核，安全裕度計算公式如下：

M.S.= -1

式中：Ftu為框使用材料的拉伸許用值，σ為零件最大的Von Mises應(yīng)力，直接從有限元模型應(yīng)力云圖中讀取，對2D 單元選擇以下選項：最大z1，z2，非平均，單元中心。后緣共包含框、梁。蒙皮等主要結(jié)構(gòu)，從有限元模型64個工況計算文件中篩選出最大應(yīng)力，得到最小安全裕度0.11。圖2給出應(yīng)力云圖示例。

3.3 屈曲強度校核

蒙皮、框腹板等結(jié)構(gòu)的校核，除了要進(jìn)行Von Mises應(yīng)力校核之外，還需進(jìn)行局部屈曲分析，計算公式如下：

M.S.=load factor-1

式中：load factor使用NASTRAN 105求解器來計算，可直接從結(jié)果文件中讀出。

經(jīng)分析后緣結(jié)構(gòu)最危險屈曲部位在蒙皮上，屈曲安全裕度為1.33。

3.4 緊固件校核

緊固件校核需考慮剪切破壞、拉伸破壞和釘孔擠壓，計算過程如下。

（1）緊固件剪切安全裕度計算公式如下：

M.S.= -1

式中：Fb為緊固件剪切許用值，Q為緊固件受到的剪力，剪力從有限元計算結(jié)果中提取BUSH單元力得到。

（2）緊固件拉伸安全裕度計算公式如下：

M.S.= -1

式中：Ft為緊固件拉伸許用值，T為緊固件受到的拉力，拉力從有限元計算結(jié)果中提取MPC力得到。

（3）緊固件釘孔擠壓安全裕度計算公式如下：

σbr=

M.S.= -1

式中：Fbru為材料的許用擠壓強度；σbr為擠壓應(yīng)力；Q為緊固件上的剪力，也是釘孔所受的擠壓載荷；t為板材厚度；D為緊固件直徑。

后緣結(jié)構(gòu)緊固件最危險情況是剪切失效，最大剪切載荷為18758N，螺栓牌號為CFBL1001AG6，剪切許用值為23941N，考（下轉(zhuǎn)第146頁）（上接第149頁）慮溫度系數(shù)0.97，最小安全裕度為0.24。

4 結(jié)束語

本文對吊掛后緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行了有限元建模分析，得到了靜強度計算結(jié)果，分析結(jié)果表明后緣結(jié)構(gòu)滿足強度要求。

后緣結(jié)構(gòu)的載荷環(huán)境比較復(fù)雜，除了考慮一般的過載，還需要考慮氣動分布壓力的影響，需要進(jìn)行強度分析來確保后緣結(jié)構(gòu)的安全性。本文通過對后緣結(jié)構(gòu)的載荷、靜強度進(jìn)行分析，可以對類似的飛機整流結(jié)構(gòu)分析提供參考。

【參考文獻(xiàn)】

[1]《實用飛機結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析及尺寸設(shè)計》，航空工業(yè)出版社，2009.

[2]《飛機設(shè)計手冊·9·載荷、強度和剛度》，航空工業(yè)出版社，2001.

[責(zé)任編輯：朱麗娜]