某型飛機環(huán)形結構加強箍結構優(yōu)化

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0 引言

某型飛機環(huán)形結構加強箍搭接下陷區(qū)在遠低于使用壽命時出現(xiàn)裂紋，研究此類常見結構的失效原因十分有必要。本文從多個方面對可能造成裂紋原因進行分析并提出改進方案。

1 故障介紹

某型飛機環(huán)形結構加強箍裂紋形態(tài)如圖1所示，筋條彎頭裂開、立筋裂開至底部。發(fā)生裂紋故障的加強箍A段為厚度1.2mm的鈑金件，材料為LY12。加強箍A段與B段通過3只HB6298-3.5連接，加強箍與環(huán)形結構內蒙皮一側通過2只HB8066-4和一只5mm托板螺母連接，結構如圖2所示。

圖1 發(fā)生裂紋故障的加強箍結構示意

圖2 結構示意圖

2 裂紋原因分析

為了確定裂紋出現(xiàn)的原因建立了故障樹，對故障樹中的3個底事件進行逐項排查。根據(jù)故障樹，裂紋可能原因是：(1)靜強度破壞；(2)制造初始缺陷破壞；(3)振動破壞。

2.1 靜強度分析 環(huán)形結構內壁主要承受氣動載荷，加強箍主要起維持環(huán)形結構外形作用。建立細節(jié)有限元模型，同時為了真實模擬裂紋產(chǎn)生部位的邊界條件，將建模范圍擴大至裂紋發(fā)生部件前、后框。卡箍、框等結構均采用殼單元模擬，各結構間的連接件通過MPC單元模擬。約束有限元模型中前、后框3個平動位移，在環(huán)形結構內測施加最大壓力載荷。采用MSC.Nastran進行分析計算，加強箍產(chǎn)生裂紋處應力為207MPa，如圖3所示，小于材料破壞應力390MPa，不會發(fā)生靜力破壞，該因素可以排除。

圖3 加強箍應力云圖 (單位：MPa)

2.2 制造問題分析 加強箍在對接處存在多個重疊的鈑金下陷，在車間預制下陷時容易對結構產(chǎn)生初始損傷，使該處為加強箍的疲勞薄弱部位。材料初始損傷在一定大小的往復載荷作用下逐步發(fā)展為裂紋，該因素無法排除。

2.3 振動分析 由于裂紋發(fā)生處為加強箍的疲勞薄弱部位，在環(huán)形結構內氣流振動載荷的作用下，可能會使結構產(chǎn)生裂紋。振動載荷無法準確獲得，結合以往型號經(jīng)驗該因素無法排除。

3 優(yōu)化方案

綜合以上原因分析，加強箍在對接處存在多個重疊的鈑金下陷，預制下陷時容易對結構產(chǎn)生初始損傷，造成該處為加強箍的疲勞薄弱部位。初始損傷在一定大小的往復載荷作用下萌生出裂紋。因此，結構優(yōu)化方向為減少結構下陷、降低局部應力。由此，更改原搭接方案，采用增加一機加件進行連接，機加件材料為7050-T7451，典型厚度1.5mm。新增機加件立邊與加強箍A段、B段立邊分別通過3只HB6298-3.5連接，在環(huán)形結構蒙皮一側與加強箍A段通過一只5mm托板螺母連接，與加強箍B段通過2只HB8066-4連接。

3.1 改進方案應力分析 對結構改進方案進行分析計算，邊界條件與載荷施加與原方案保持一致。計算得機加件最大應力為123MPa，如圖4所示。低于原加強箍在對接處(產(chǎn)生裂紋處)應力。

3.2 優(yōu)化方案驗證 多架采用加強箍新方案的飛機在經(jīng)過3倍故障裂紋產(chǎn)生飛行小時的飛行后，經(jīng)仔細檢查原裂紋產(chǎn)生區(qū)未發(fā)現(xiàn)裂紋，表明優(yōu)化方案有效解決了原方案存在的問題，同時證明故障原因分析正確。

4 結論

經(jīng)過有限元模擬及實際飛行驗證可到以下結論：加強箍多個重疊的鈑金下陷對材料造成損失，從而導致該區(qū)域成為疲勞薄弱部位，在環(huán)形結構內氣流振動載荷的往復作用下，使結構產(chǎn)生裂紋。

根據(jù)此故障件的原因分析及優(yōu)化驗證結果，可為后續(xù)類似結構設計提供以下建議：1、鈑金下陷應盡量減小曲率，避免對結構材料造成嚴重損傷。2、搭接下陷設計應避免位于具有振動環(huán)境或高應力區(qū)，從而避免結構在工藝缺陷和往復載荷作用下產(chǎn)生裂紋。3、結構設計中應避免多個下陷區(qū)重疊。