噴射成形7055鋁合金耳片接頭的應用驗證研究

徐 茂，彭海鋒，唐義號,項文科

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

0 引言

高性能材料[1]是現代直升機結構設計中重要的研究內容之一。噴射成形7055鋁合金鍛件是一種采用新型噴射成形技術制備的高性能材料構件[2,3]，現已廣泛地應用于航空航天領域。當前，國內外直升機結構主承力構件主要采用7050-T7451鋁合金預拉伸板材[4]設計，其屈服極限和疲勞極限分別為420MPa、113MPa，而噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件分別高達503MPa、200MPa。因此，為更好地研究噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件在直升機結構上的應用前景，本文選取了某型號直升機典型主承力構件耳片接頭，使用噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件的力學性能，采用Patran/Nastran軟件[5]進行有限元分析，并與當前構件使用高強鋁合金7050-T7451預拉伸板材的使用情況進行對比與討論，為噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件在直升機結構上的應用奠定工程應用基礎。

1 模型及方法

耳片接頭為起落架搖臂與機身連接接頭，有內外兩個耳片(左側為內耳片)，如圖1所示。其承載大，振動大，主要失效方式為疲勞破壞。其中，耳片接頭構件輪廓尺寸為127mm×63mm×39mm，耳片外徑為70mm，內徑為36mm，厚度為24.5mm。

圖1 耳片接頭結構示意圖

根據耳片接頭的輪廓尺寸，可選用普通高強鋁合金7050-T7451-δ50.8預拉伸板和噴射成形7055-T7352-δ50鍛件進行制造，其力學屬性對比如表1。由表1可知，噴射成形7055鋁合金和高強鋁合金7050的彈性模量和泊松比相同，而屈服極限和疲勞極限有明顯差異。

表1 7055與7050材料的力學性能對比

根據上述的7055和7050材料的屈服極限和疲勞極限，疲勞強度減縮系數取0.5，疲勞壽命分散系數取3.5，可分別得到7055和7050材料的全范圍的疲勞S-N曲線，如圖2和3所示。

耳片接頭為低周疲勞，主要的受載工況有12種，其詳細疲勞載荷譜如表2所示。由表2可知，在工況8下，X、Z向載荷均最大分別為38376N、-13476N；在工況10下，Y向載荷最大-13870N；在工況7下，彎矩Mx最大為14547N·m；在工況12下，彎矩Mx最大為-13358N·m；在工況5下，頻次最大為1.46；在所有工況下，彎矩My均為0。

圖2 7055-T7352-δ50全范圍疲勞S-N曲線

圖3 7050-T7451-δ50.8全范圍疲勞S-N曲線

耳片接頭采用Patran/Nastran軟件建立有限元模型，如圖4所示。整個模型采用tet4單元模擬，通過shell單元模擬上下縱向蒙皮和長桁，采用connector單元模擬雙層板鉚釘連接，采用rbe2+beam模擬多層板連接。在內外耳片孔中間通過rbe3將載荷分配至內外耳片上，并約束面內位移自由度。

2 結果與討論

由于耳片接頭在12種工況下應力云圖有部分類似，為不失一般性，選取了典型工況7、8、9和10的應力云圖給以說明，分別如圖5-圖8所示。由圖5可知，在工況7下，內耳根部周圍和外耳根部轉角處及內外耳孔區為高應力區。由圖6可知，在工況8下，外耳根部轉角處及內外耳孔區為高應力區。由圖7可知，在工況9下，內耳根部周圍及端部為高應力區。由圖8可知，在工況10下，外耳根部轉角處和外耳孔區為高應力區。由此可知，耳片接頭在12種工況下，疲勞危險部位主要集中在三處：內耳片下部倒角區、外耳片下部倒角區和內耳片附近下凸緣鉚釘孔處。由于鉚釘孔周圍的應力相對并不真實，一般選取鉚釘孔之間應力較大值作為危險點應力。為快速計算耳片接頭在使用兩種材料下的疲勞使用壽命，并顯著地對比出耳片接頭在使用兩種材料下的使用效果，本文省略計算耳片接頭中鉚釘孔的壽命。

表2 耳片接頭疲勞載荷譜

圖4 耳片接頭有限元模型示意圖

圖5 耳片接頭在工況7下應力云圖

為計算耳片接頭關鍵疲勞危險部位的應力，本文采用線性Goodman曲線[6]進行修正，其相應的公式如式(1)所示：

(1)

式中：σequ為等效交變應力值，σd為交變應力，σs為靜態應力，σ0.2為部位材料的屈服極限，Kt為應力集中系數。

圖6 耳片接頭在工況8下應力云圖

圖7 耳片接頭在工況9下應力云圖

為計算耳片接頭關鍵疲勞危險部位的安全壽命，本文使用構件疲勞載荷譜和安全疲勞極限,按式(2)和(3)計算，具體如下：

(2)

式中：fd為各飛行狀態損傷系數，Ni為第i飛行狀態交變載荷修正值對應的疲勞壽命，ni為載荷譜中第i飛行狀態交變載荷的頻數、次，Dh為損傷，1/h，Lg為安全壽命，h、n為飛行狀態數。

在12種工況下，施加在載荷作用點的力和彎矩按靜力等效原則分配于內外耳片上的剪力和拉力，并按照Airbus計算方法得出內外耳片應力，詳細結果如表3和表4。

圖8 耳片接頭在工況10下應力云圖

表3 內耳片使用7055和7050材料的疲勞壽命對比

表4 外耳片使用7055和7075材料的疲勞壽命對比

由表3可知，內耳片在使用7055和7050材料的力學屬性計算后，其疲勞壽命分別為1.40×106h和1.79×104h。由表4可知，外耳片在使用7055和7050材料的力學屬性計算后，其疲勞壽命分別為6.65×105h和2.26×104h。由此可知，使用7055材料的耳片接頭在外耳片上疲勞壽命最低，其值為6.65×105h，即為7055材料耳片接頭的疲勞壽命；而使用7050材料的耳片接頭在內耳片上疲勞壽命最低，其值為1.79×104h，即為7050材料耳片接頭的疲勞壽命。

圖9 7055與7050材料耳片接頭的疲勞壽命對比

圖9為耳片接頭在12種工況下分別使用噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件和高強鋁合金7075-T7351預拉伸板材的疲勞壽命對比。由圖可知，使用高強鋁合金7050-T7451預拉伸板材的耳片接頭在12種工況下的疲勞壽命為1.79×104h，剛好滿足12000h疲勞壽命的設計使用要求，而使用噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件的疲勞壽命為6.65×105h，相比提高了6.47×105h，疲勞壽命提高了37倍多。由此可知，這種直升機典型構件耳片接頭使用噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件比以前使用高強鋁合金7050-T7451預拉伸板材的應用效果更好。

3 結論

本文采用對比討論與分析的方法，分別對新型噴射成形7055鋁合金鍛件和常用高強鋁合金7050鋁合金板材在某型機典型主承力構件的應用進行了研究。主要結論如下：

1)針對主要考慮疲勞破壞的耳片接頭，噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件的疲勞壽命比現有的7050-T7452鋁合金板材制件的提高了37倍多；

2) 噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件具有大幅度提高耳片接頭疲勞壽命的潛力；

3)噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件具有進一步優化直升機主承力構件設計的潛能。