隨機譜載荷下無人機機翼外掛物懸掛掛架的損傷容限分析

隋立軍， 孫有朝， 馮 宇

(1.南京航空航天大學民航學院， 南京, 210016； 2.中國民用航空適航審定中心西安航空器審定中心，西安, 710065； 3.空軍工程大學航空工程學院， 西安, 710038)

外掛物懸掛掛架是無人機載機平臺的重要接口和關鍵結構，主要用于懸掛安裝各類導彈、炸彈、魚雷、電子吊艙等任務及作戰系統，并確保預期戰術戰技性能指標的實現[1]。常見的掛架包括機身掛架和機翼掛架等，對于大展弦比無人機來說，因機翼翼展較大，因而外掛物懸掛掛架多布置在機翼結構上，而且常布置多組對稱掛架。

外掛物懸掛掛架的設計通常需要考慮結構強度、氣動性能、操縱穩定性、控制、電氣多個專業[2-3]，目前相關學者針對有人機外掛物懸掛掛架的設計開展了廣泛而較深入的研究，提出了外掛物懸掛掛架氣動載荷設計方法[4]；分析了外掛物懸掛掛架對載機平臺氣動特性[5]、顫振特性[6]及動力學特性[7]的影響；開展了相關結構分析與優化設計[8]、靜強度[1]及疲勞強度分析[9]計算，總結提出了靜力試驗關鍵技術[10]等。無人機機載機平臺領域目前相關研究集中在平臺本體[11-12]，外掛物懸掛掛架研究較少，目前僅針對武器系統掛架、光電載荷掛架、機載雷達掛架等[13-14]外掛物懸掛掛架開展了剛度、靜強度有限元分析，鮮見相關疲勞及損傷容限的研究。

本文針對大展弦比無人機機翼組合探頭掛架，建立了掛架有限元分析模型，根據損傷容限分析載荷譜，開展了基于斷裂力學的損傷容限分析，為該掛架的疲勞定壽和檢查間隔制定提供了依據。

1 掛架分析模型及疲勞應力分析

1.1 有限元模型的建立

根據結構數模，使用ABAQUS有限元分析軟件進行建模，單元類型為C3D8R實體單元。建模范圍包括11肋～15肋間翼盒、13肋組合探頭掛架及對接接頭，如圖1所示。長桁、前后梁緣條和翼肋緣條均通過連接單元與蒙皮連接，肋腹板、前后梁與上下緣條均通過連接單元連接。接頭與蒙皮、加強板及角盒間采用螺栓進行連接，建立真實接觸關系。建模忽略部分次要或不影響結構應力的倒角，應力嚴重區域的孔邊與倒角為主要分析對象，并對網格進行了細化。

圖1 有限元模型

根據結構的實際連接情況，施加模型的邊界條件和載荷，具體見圖2。圖2中右側15肋為約束端，將15肋處蒙皮和長桁的六自由度進行約束。A、B、C3個空間坐標點為組合探頭各個部分的質心位置，施加對應的集中慣性載荷。在總體有限元模型中提取與細節模型邊界相對應的單元節點力或應力，通過插值，加載到圖2模型中對應位置的節點。

圖2 載荷與邊界條件

1.2 疲勞應力分析

掛架疲勞分析共包含68種疲勞載荷工況(包括各任務段的“1g”載荷L1g、“每g”載荷Lg等)。通過施加68種工況進行應力分析，根據應力分布和結構特征，以名義應力值為篩選要素，考慮結構應力突變和結構不連續的區域(如孔邊、倒角等)，綜合評估確定了疲勞分析細節和危險點位置，見表1和圖3。

表1 疲勞分析危險點

圖3 疲勞分析危險點

經計算，4#危險點即加強肋連接孔(Node 189033)的應力水平最高，68種工況中最危險工況為105工況，該工況應力云圖見圖4。根據結構連接形式，該連接孔周圍還有其他臨近孔，且孔邊應力水平僅次于1#～3#危險點，4#危險點是掛架結構中最危險的部位。因此，本文以4#危險點為對象開展分析計算。

圖4 加強肋連接孔(Node 189033)105工況應力云圖

2 掛架損傷容限分析

2.1 損傷容限分析載荷譜

掛架預期飛行任務剖面包含了高空和低空2種類型，根據不同飛行高度及航程的組合，細化編制組成A1、B1、C1、D1、E1、A2共6種典型飛行類型的載荷譜，并按照隨機加載次序交替出現載荷的峰值和谷值。載荷的峰值和谷值是根據68種疲勞載荷工況按下述公式計算得到[9]：

Lp=L1g+LgΔgK

(1)

Lv=L1g-LgΔgK

(2)

式中：Lp為載荷峰值；Lv為載荷谷值；L1g為“1g”載荷；Lg為“每g”載荷；Δg為過載增量；K為動態放大系數，僅在計算垂向載荷時需要考慮，側向載荷不需考慮。

將載荷峰谷值按6種典型飛行類型隨機排列得到飛-續-飛隨機載荷譜，每一個重復加載譜塊為3 000次飛行起落。4#危險點部位的損傷容限分析載荷譜見圖5。

圖5 損傷容限分析載荷譜

2.2 開裂模式及裂紋擴展模型

連接孔及臨近位置共5個共線孔。根據圖4中應力分析結果，孔5的位置為應力最高的位置。因孔處零件的厚度較大，考慮加工裝配過程中的制造缺陷，假定開裂模式為孔邊角裂紋。因臨近位置的孔應力水平相當，可能出現多部位損傷，因此假設每個孔邊均存在缺陷，并取應力最高的孔5一側孔邊角裂紋為主缺陷，孔1～孔5的其他缺陷均為次缺陷[15]，見圖6。

圖6 開裂模式

本文采用Runge-Kutta方法來估算裂紋擴展[9]，即根據初始的裂紋長度計算裂尖應力強度因子值，使用Runge-Kutta方法在飛行起落數上進行數值積分，得到裂紋長度的增量，再以新裂紋長度更新計算裂尖應力強度因子值，由此迭代計算裂紋長度，得到裂紋長度與飛行起落數的關系曲線。

2.3 裂紋擴展分析結論

該分析細節的材料為7050鋁合金。假定孔邊初始裂紋長度為1.25 mm[15]；可檢裂紋長度依據檢查方式確定，本文中假定為目視可檢方式，對應長度為51.00 mm。由限制載荷計算確定的剩余強度要求值為16.20 MPa，由剩余強度要求值計算得到臨界裂紋長度。

當初始裂紋長度為1.25 mm時，經過11 615 250次飛行起落，裂紋達到剩余強度要求值16.20 MPa對應的臨界裂紋長度82.30 mm，裂紋擴展曲線見圖7。因裂紋在初始階段擴展十分緩慢，長度基本不變，故圖7的橫坐標起點為目視可檢裂紋尺寸51.00 mm對應的累計起落數。

圖7 裂紋擴展曲線

根據損傷容限分析結論，加強肋連接孔(Node 189033)的裂紋擴展壽命為11 615 250次飛行起落，滿足預期的設計要求，可根據裂紋擴展壽命制定檢查間隔。

3 結論

本文以大展弦比無人機機翼組合探頭掛架為研究對象，以典型疲勞危險點為例，編制了掛架結構隨機載荷譜，開展了基于斷裂力學的損傷容限分析，具體結論有：

1)獲得了大展弦比無人機機翼組合探頭掛架的加強肋連接孔(Node 189033)的損傷容限特性，為緩慢裂紋擴展結構。

2)通過分析計算，該疲勞危險點的剩余強度值對應的裂紋擴展壽命為11 615 250次飛行起落，滿足預期的設計要求。