結(jié)構(gòu)修理中的剛度突變控制方法研究

單興業(yè) 趙文武 于淼 朱萌 畢道明/ 沈陽飛機設(shè)計研究所 國營蕪湖機械廠

0 引言

飛機在長期使用過程中，隨著飛行時間和日歷壽命的增加，可能因疲勞載荷、應(yīng)力腐蝕或使用不當?shù)犬a(chǎn)生機體結(jié)構(gòu)裂紋。為了提升飛機的耐久性，保證服役期內(nèi)的飛行安全，維修廠結(jié)合飛機大修周期對主傳力構(gòu)件進行無損檢測，并對裂紋部位進行補強修理。根據(jù)現(xiàn)有二次大修飛機的檢測結(jié)果，一次大修已出裂現(xiàn)紋并經(jīng)過補強修理的部位，有一定的幾率出現(xiàn)裂紋擴展或在補強角盒邊緣產(chǎn)生新裂紋。本文針對此問題分析裂紋擴展或產(chǎn)生新裂紋的原因，并通過計算分析給出解決方案。

1 結(jié)構(gòu)修理中的裂紋擴展現(xiàn)象

結(jié)構(gòu)修理通常按照等強度、等剛度原則采用金屬制補強角盒對原結(jié)構(gòu)進行補強。根據(jù)現(xiàn)有的二次大修飛機檢測結(jié)果，一次大修已出現(xiàn)裂紋并經(jīng)過補強修理的部位有一定幾率出現(xiàn)裂紋擴展或在補強角盒邊緣產(chǎn)生新裂紋，樣例如圖1所示。

2 原因分析

圖1 二次大修發(fā)現(xiàn)的裂紋擴展

由于一次大修時的修理方案均按等強度、等剛度原則制定，再考慮到原機結(jié)構(gòu)的剩余承載能力，修理部位的應(yīng)力水平應(yīng)不高于修理前，在鉆制止裂孔的情況下，裂紋不應(yīng)出現(xiàn)擴展。

因結(jié)構(gòu)的自身承載能力未下降，分析認為該部位產(chǎn)生裂紋擴展的原因是補強修理帶來的剛度變化導(dǎo)致局部載荷增加。

補強角盒提升了修理部位的剛度，卻將其他傳力路徑上的載荷引入修理部位，以圖2 的多構(gòu)件結(jié)構(gòu)為例，假設(shè)圖2 中B 板與D 板有相同的變形量，根據(jù)軸向載荷與變形量的關(guān)系，可推導(dǎo)出載荷傳遞的分配與剛度成正比，見公式（1）[1]。

式（1）中，E為材料的彈性模量，A為截面積。

圖2 多構(gòu)件結(jié)構(gòu)示例

3 剛度突變控制方法

按式（1）的分析結(jié)果，要減少修理部位過多的載荷傳遞，需要在保證修理強度的前提下適當控制局部剛度。為了達到這一目的，補強修理方案可由圖3 的等厚度形式更改為圖4 的變厚度形式。

圖3 補強角盒的形式

圖4 計算模型

圖5 板厚度與過渡區(qū)拉應(yīng)力的關(guān)系

圖1 的樣例中，在載荷傳遞路徑上只有單排緊固件，該構(gòu)件與盒段結(jié)構(gòu)中的其他構(gòu)件進行載荷分配，盒段為復(fù)雜多傳力路徑的靜不定結(jié)構(gòu)。為了更直觀地說明剛度突變帶來的載荷傳遞變化，驗證圖4 的變厚度補強方案是否具有優(yōu)勢，建立如圖4 所示的計算模型。

圖4 中下層平板材料為鋁合金7B04，厚度6mm；上層白色+淺藍色平板材料為結(jié)構(gòu)鋼30CrMnSiA，淺藍色部分厚度3mm，通過計算分析，白色部分厚度與連接區(qū)邊緣A 點拉應(yīng)力的關(guān)系見圖5。在厚度由3.0mm 減為1.5mm 后，A 點拉應(yīng)力降低6.5%。由此可見，通過減小補強板在邊緣部位兩排緊固件范圍內(nèi)的剛度，可以減少該區(qū)域由于剛度突變帶來的載荷過度引入，從而有效降低補強板邊緣部位機體結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平。

4 結(jié)論

通過以上計算分析，得出以下結(jié)論：

1）對多傳力路徑結(jié)構(gòu)的補強修理會帶來結(jié)構(gòu)局部剛度的變化，從而改變多個傳力路徑間的載荷分配；

2）在補強角盒邊緣設(shè)置變厚度區(qū)，可以有效減小因剛度突變帶來的機體結(jié)構(gòu)附加應(yīng)力；

3）在結(jié)構(gòu)補強修理中還應(yīng)控制補強件的剛度，在滿足強度要求的前提下，盡量做到小型化、輕量化，避免補強件剛度過大造成原結(jié)構(gòu)損傷。