機身普通框連接結構疲勞分析方法

李寶珠 朱高尚 何彧 王慧梅 陳海波

機身普通框連接結構疲勞分析方法

李寶珠 朱高尚 何彧 王慧梅 陳海波

（中航西飛民用飛機有限責任公司 陜西 西安 710089）

將某機型機身等直段試驗件普通框連接結構疲勞總體有限元模型分析結果與局部細節(jié)有限元模型中對應區(qū)域分析結果相結合，獲取一系列修正系數(shù)，提出一種快速精確獲取機身等直段試驗件所有普通框結構疲勞薄弱區(qū)域應力及釘載分布的方法。在此基礎上，進行疲勞壽命分析，分析結果與試驗結果吻合較好。該方法分析效率高，能較好滿足多輪次尺寸優(yōu)化設計要求，具有較強的工程應用價值。

等直段試驗；普通框；釘載；疲勞

0 引言

普通框結構是飛機的主要結構元件，用于維持機身剖面形狀，對機身蒙皮提供彈性支持[1-2]，為確保飛機使用安全，按照適航規(guī)章要求，需對普通框結構進行有試驗依據(jù)的疲勞強度分析[3]。在鉚釘連接部位，由于形狀的突變引發(fā)應力集中現(xiàn)象，其對疲勞強度影響很大，緊固件孔邊疲勞破壞是結構失效的主要形式之一[4-5]，因此普通框連接結構為疲勞重點關注區(qū)域。

普通框連接結構的連接型式有兩類：第一類為框各段之間的對接，其連接關系簡單，可通過工程手冊[6]快速獲取釘載分布情況，分析方法較為成熟；第二類為普通框與角片的連接，連接關系較為復雜，影響釘載分布的力素較多，如何快速精確獲取釘載分布，是這類連接結構疲勞分析的關鍵。對于第二類連接結構，進行疲勞分析的常用方法有兩種：第一種，依據(jù)疲勞總體有限元模型獲取疲勞細節(jié)點參考應力；對連接關系進行簡化處理，通過工程手冊確定釘載分布，該方法分析速度快，但精度不高，適用于方案論證階段支持結構優(yōu)化選型，無法為工程研制階段尺寸優(yōu)化設計提供支持。第二種，針對每個普通框，建立細節(jié)有限元模型，獲取疲勞細節(jié)點參考應力及釘載，該方法計算精度高，但需要耗費大量時間精力，很難滿足飛機型號研制周期要求。

針對普通框與角片連接結構（第二類連接結構）疲勞分析存在的問題，本文提出一種改進的疲勞分析方法。首先，依據(jù)某機型機身等直段試驗件疲勞總體有限元模型分析結果，確定普通框連接結構疲勞薄弱部位。然后，任選一普通框，建立疲勞薄弱部位細節(jié)有限元模型，將其嵌入疲勞總體有限元模型進行分析，獲取疲勞細節(jié)點應力及釘載分布，再結合原總體有限元模型中對應區(qū)域有限元單元力素，獲取一系列修正系數(shù)，提出一種快速精確獲取機身等直段試驗件考核區(qū)所有普通框疲勞薄弱區(qū)域應力及釘載分布的方法。最后，進行疲勞壽命分析，并與試驗結果進行對比，吻合較好。該方法分析效率高，能較好滿足型號設計中結構多輪次尺寸優(yōu)化設計要求。

1 框連接結構疲勞壽命分析方法

考慮框連接結構受載特點，采用受拉有釘載結構DFR（Detail Fatigue Rating）法[6]進行疲勞壽命分析。

1.1 DFR值計算

受拉有釘載結構DFR值計算見式（1）～式（3）

1.2 壽命分析

疲勞可靠壽命計算見式（4）～式（5）

2 等直段框連接結構疲勞壽命分析

2.1 試驗件及其載荷

某型機機身等直段試驗件包括12個框位（考核區(qū)在22框和28框之間），試驗件長約7m，壁板在27框處進行環(huán)向對接，試驗時在其前后兩端分別安裝密封端框（用于加載及約束），見圖1。

試驗件內(nèi)部施加增壓載荷(40kPa)，通過加載端耳片施加剪力及彎矩，試驗應力比=0.03，試驗循環(huán)一次代表一次飛行起落。

2.2 疲勞薄弱部位確定

圖2 試驗件總體有限元模型示意圖

圖3 框結構總體有限元模型示意圖

圖4 機身剖面變形前后示意圖

將24框處應力分析結果與實測結果進行對比，見圖5（橫坐標為長桁號N，1號長桁位于機身最底部；縱坐標為環(huán)向應力）。可以看出，1）內(nèi)緣條環(huán)向實測應力（依據(jù)實測應變計算獲得）分布趨勢與總體有限元模型中內(nèi)緣條桿單元（見圖3）應力分布趨勢吻合較好；2）在13長桁附近內(nèi)緣條應力水平最高，為疲勞薄弱部位，由于內(nèi)緣條一端為自由邊會發(fā)生扭曲變形，因此實測應力明顯低于總體有限元模型內(nèi)緣條分析結果。

對疲勞薄弱部位（13長桁處框與角片連接區(qū)）進行疲勞強度分析。緊固件孔是典型的應力集中部位和疲勞源[7]，因此選取兩個疲勞細節(jié)點：1）B點，框腹板外側與角片連接孔；2）C點，框腹板內(nèi)側與角片連接孔。見圖6所示。

圖6 疲勞細節(jié)點示意圖

2.3 細節(jié)模型分析

2.3.1細節(jié)模型建立

高周疲勞壽命對應力變化的敏感度相當高，因此，進行疲勞壽命預估，應該有滿足精度要求的應力分析結果[5]。由于總體有限元模型中，一般無框細節(jié)特征（見圖3），無法精確獲取該區(qū)域應力及釘載分布，考慮到框結構及受載型式類似，任選一個框（選取24框）建立13長桁區(qū)域細節(jié)有限元模型（見圖7），將其嵌入總體有限元模型進行分析。其中：結構采用板單元進行模擬，鉚釘采用bush元進行模擬，其剪切剛度計算公式[1]見式（6）。

2.3.2細節(jié)應力確定

可以看出，1）中緣條區(qū)域，實測結果與細節(jié)模型分析結果基本相當；2）內(nèi)緣條為自由邊發(fā)生扭曲變形，導致內(nèi)緣條區(qū)域越靠近自由端應力水平越低，分析與實測吻合較好；3）13長桁處，框應力水平較大點位于內(nèi)緣條與腹板交匯處（D點）。

圖8 13長桁處框截面應力分布曲線

表1 參考應力/ MPa

2.3.3 釘載分布確定

13長桁處，框與角片通過7個鉚釘進行連接（連接部位編號見圖9中1～7）,另外，1、2為角片與長桁連接部位，1～6為角片與蒙皮連接部位。精確獲取1～7處環(huán)向（即圖9中向）釘載分布情況，是對B點（對應2）及C點（對應1）進行疲勞分析的基礎。

圖9 分析部位鉚釘位置標示

影響1～7處環(huán)向釘載分布的力素包括①②③，在1～7處產(chǎn)生的釘載分別記為：P、N、Q(見圖10)，1～7處產(chǎn)生的總載荷=P+N+Q。下面，定量分析這3個力素對釘載分布的影響。

圖10 鉚釘載荷影響因素示意圖

在細節(jié)有限元模型（見圖11）基礎上，進行局部調(diào)整，分為3個模型進行分析：1）01（真實結構型式，不做調(diào)整,考慮所有因素），獲取（P+N+Q）；2）02（移除1、2處模擬鉚釘?shù)腷ush元，即不考慮③的影響），獲取P+N；3）03（移除1、Q2處、1～6處模擬鉚釘?shù)腷ush元，即僅考慮②的影響），獲取N。

分析結果：1）從圖12a）可以看出：兩條曲線分布基本相當（即：Q相對較小），為簡化分析，不考慮③對釘載的影響；2）從圖12b）可以獲取：①和②這兩個影響因素對1～7處環(huán)向釘載貢獻量，N、P。

結合總體有限元模型中相應部位單元（見圖13）載荷，獲得釘載分布修正系數(shù)曲線：1）從總體有限元模型中獲取相應單元載荷（包括：框環(huán)向載荷N及角片剪切載荷P）；2）從細節(jié)有限元模型中獲取釘載（見圖12b)中的曲線N、P）；3）獲取釘載修正系數(shù)（即/），見圖14。

圖11 局部細節(jié)有限元模型示意圖

圖12 釘載分布示意圖

圖13 13長桁處總體模型示意圖

圖14 釘載修正系數(shù)

將總體有限元模型中所有普通框疲勞薄弱部位單元載荷T，與圖14中釘載分布修正系數(shù)（R/T）相乘，即可快速獲取分析部位釘載分布R。試驗件考核段所有框結構中，分析部位B點和C點釘載分布見表2～表4。

表2 釘載RP分布/N

表3 釘載RN分布/N

表4 分析部位總釘載/N

2.4 疲勞壽命分析

采用第2章中DFR法[6]對點及點兩個細節(jié)點進行疲勞壽命分析。其中相關參數(shù)取值為：、、、、、c為1.0；為0.8。考慮到框腹板最大主應力與框環(huán)向應力基本相當（方向大體一致、大小偏差小于1%），因此，提取兩個疲勞細節(jié)點環(huán)向應力及環(huán)向釘載進行疲勞壽命分析，疲勞可靠壽命（可靠度為95%，置信度為95%）見表5。可見

1）點為最薄弱疲勞細節(jié)點；

總之，傣族織錦藝術與現(xiàn)代服裝設計的結合，是時代發(fā)展到一定階段的產(chǎn)物，兩者是相互發(fā)展，相互依存的。對傣族織錦的研究，不僅有利于民族傳統(tǒng)文化的保護與傳承，而且可以為現(xiàn)代設計提供靈感來源和設計元素。在21世紀經(jīng)濟高速發(fā)展的今天，我們應充分利用好傣族織錦藝術，為現(xiàn)代服裝設計的發(fā)展提供新鮮血液。

2）27框由于為壁板對接框，應力水平相對較低，壽命為62704次起落；

3）考核區(qū)27框除外的所有普通框疲勞壽命基本相當（在25600次起落左右）。

表5 疲勞可靠壽命（次起落）

3 機身等直段疲勞試驗

機身等直段試驗進行到55000次起落時，無損檢測發(fā)現(xiàn)考核區(qū)多個框13長桁處C點鉚釘釘孔邊出現(xiàn)裂紋（見圖15）。

繼續(xù)試驗，到64000次起落時，24框在左側13長桁處裂穿（框斷），為不影響試驗件其他部位考核，對考核區(qū)所有框13長桁處實施修理。壁板在27框處通過對接帶板進行環(huán)向對接，27框應力水平相對較低（見表1），在試驗過程中未破壞，數(shù)據(jù)不計入壽命統(tǒng)計。計入統(tǒng)計數(shù)的試件共有12件（將每個框單側結構作為一個試件），試驗壽命結果見表6。

表6 試驗壽命結果

采用文獻[6]中方法進行試驗壽命統(tǒng)計分析，相關參數(shù)選取：材料為鋁合金7075-T62；試驗類型為全尺寸試驗；載荷譜為等幅譜；試件數(shù)為12件；試件破壞數(shù)7件（未破壞試驗件按照不完全壽命進行統(tǒng)計分析）；每件試件中相同構件數(shù)為1。分析獲得試驗可靠壽命（置信度為95%，可靠度為95%）為30257次起落，與分析結果（對接框27框除外）相比，偏高20%左右（見圖16），分析結果能夠滿足工程精度要求。

圖16 試驗與分析對比結果

4 結論

1）任選一框，建立疲勞薄弱區(qū)域的局部細節(jié)有限元模型，結合細節(jié)有限元模型及總體有限元模型應力分析結果，獲取應力修正系數(shù)；對影響釘載的因素進行定量分析，獲取釘載修正系數(shù)；

2）從總體有限元模型中提取所有普通框疲勞薄弱區(qū)域相關力素，結合應力及釘載修正系數(shù)，確定疲勞細節(jié)點參考應力及釘載。針對某型機身等直段疲勞試驗件中框連接結構進行細節(jié)應力及釘載分析，在此基礎上進行疲勞壽命分析，與試驗結果吻合較好。

該方法的優(yōu)點是便于編程批量處理，在保證分析精度的同時，極大縮短疲勞分析周期，能較好滿足飛機型號設計中結構多輪次尺寸優(yōu)化設計需求，具有較強的工程應用價值。

[1] 牛春勻. 實用飛機結構工程設計[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2008.

[2] 鄧揚晨, 陳華, 馬明亮, 等. 基于拓撲優(yōu)化技術的飛機普通框設計方法研究[J]. 強度與環(huán)境, 2005, 32(2): 39-45. [DENG Yangchen, CHEN Hua, MA Mingliang, et al. Studies of aircraft frame design based on topology optimization [J]. Structure & Environment Engineering, 2005, 32(2): 39-45.]

[3] CCAR-25-R4.中國民用航空規(guī)章（第25部）. 運輸類飛機適航標準[S]. 北京: 中國民用航空局, 2011: 56-57.

[4] 劉洪天, 熊峻江, 彭俊華, 等. 結構疲勞細節(jié)優(yōu)化設計及其試驗篩選法[J]. 強度與環(huán)境, 2002, 29(1): 35-40. [LIU Hongtian, XIONG Junjiang, PENG Junhua, et al. On fatigue optimum design of structure and the screening test method [J]. Structure & Environment Engineering, 2002, 29(1): 35-40.]

[5] 吳建國, 王奇志, 張行, 等. 鉚釘連接件細節(jié)應力分析及疲勞裂紋形成壽命預估[J].航空學報, 2007, 28(2): 336-339.[WU Jianguo, WANG Qizhi, ZHANG Xing, et al. Detail stress analysis and fatigue crack initiation life prediction of riveted joint[J].Structure & Environment Engineering, 2007, 28(2): 336-339.]

[6] 鄭曉玲. 民機結構耐久性與損傷容限設計手冊（上冊）疲勞設計與分析[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2003: 209-335.

[7] 龔德志, 李亞智, 王海. 緊固件孔邊三維疲勞裂紋擴展研究[J].機械強度, 2012, 34(6): 868-874.[GONG DeZhi, LI Yazhi, WANG Hai, et al. Study on the propagation of 3d fatigue crack initiated from fastener holes[J]. Journal of Mechanical Strength, 2012, 34(6): 868-874.]

The Method of the Fatigue Analysis of the Joint Structure in the Fuselage Frame

LI Bao-zhu ZHU Gao-shang HE Yu WANG Hui-mei CHEN Hai-bo

（AVIC XAC COMMERCIAL AIRCRAFT CO.,LTD Xi’an 710089,China）

A series of these modified factors were obtained by combining these results from the global finite element model and regionally detailed finite element model in the joint area of these frame structures, and then a fast method with high precision by which the distribution of the stress and rivet load of these fatigue weak sites were calculated was put forward according to these previous modified factors. On this basis, fatigue life analysis was carried out, these results from analysis were consistent with those from test. This method with high efficiency could meet the requirement of many rounds of optimal size design and have a strong engineering application value.

Fuselage barrel test; frame; rivet load; fatigue

V415.5

A

1006-3919(2021)02-0031-07

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2021.02.005

2020-12-16；

2021-03-12

李寶珠（1983—），男，碩士，高級工程師，研究方向：疲勞和損傷容限設計；（710089）西安市閻良區(qū)藍天路88號.