某型飛機典型框?qū)宇^損傷容限試驗方案的確定

鄭參謀

上海飛機設(shè)計研究院強度部

概述

民用飛機典型框結(jié)構(gòu)大多采用對拉接頭進行連接，為了驗證對拉接頭的損傷容限特性，需進行損傷容限試驗，試驗前需先對試驗方案進行論證和確定。本文通過對典型框?qū)宇^進行有限元分析，找出了對拉接頭的應(yīng)力嚴(yán)重部位，確定了某型飛機典型框?qū)宇^結(jié)構(gòu)的損傷容限試驗方案。

結(jié)構(gòu)簡介

典型框由上、下半框緣組成，上、下半框緣采用對拉接頭進行連接，上半框緣由內(nèi)外緣條和腹板組成，下半框緣為整體鈑金件。上框緣與上接頭之間，下框緣與下接頭之間，上、下接頭之間均采用高鎖螺栓進行連接，結(jié)構(gòu)簡圖見圖1。

圖1 典型框結(jié)構(gòu)簡圖

試驗件設(shè)計

選取典型框其中一段框緣與接頭連接結(jié)構(gòu)，采用偏心加載的方式實現(xiàn)對拉接頭軸力和彎矩的傳遞。試驗件及夾持段、加載段連接示意圖見圖2。

進行試驗時，將夾持段固定，在加載孔處施加軸向拉伸載荷。試驗件與裝卡鋼板之間的裝配關(guān)系見圖3。要求上鋼板與上框緣連接時，應(yīng)保證加載點P 在接頭底邊形心處產(chǎn)生的偏心距y；下鋼板與下框緣連接時，應(yīng)保證夾持段螺栓組形心與下接頭底邊形心同軸。鋼板與試驗件之間采用高鎖螺栓連接。

試驗項目

圖2 試驗件及連接結(jié)構(gòu)示意圖

圖3 裝配關(guān)系

圖4 有限元模型

圖5 最大主應(yīng)力云圖

圖6 上接頭最大主應(yīng)力云圖

圖7 預(yù)制缺口示意圖

試驗項目共三項：1）裂紋萌生試驗；2）裂紋擴展試驗；3）剩余強度試驗。在同一試驗件上進行，先進行裂紋擴展試驗，再進行剩余強度試驗。

試驗載荷

全機有限元模型中將框緣與接頭連接結(jié)構(gòu)建為梁單元，上接頭單元編號為1006，最大載荷工況下A端彎矩為260417N·mm，B 端彎矩為69082 N·mm，軸力為2780N。下框緣與下接頭單元編號為1007，對應(yīng)的彎矩和軸力均遠小于單元1006 上的彎矩和軸力。

試驗重點考核區(qū)域為對拉接頭，接頭R 區(qū)靠近梁單元B 端，B 端彎矩遠小于A 端彎矩，保守選取A、B 端的平均彎矩（164749 N·mm）來進行試驗加載，試驗時固定下框緣，在上框緣上進行加載。

選擇加載點時，保證軸力在上接頭形心處產(chǎn)生的彎矩為164749 N·mm。加載軸向拉伸載荷P，由于偏心產(chǎn)生等效彎矩，折算后載荷P 距離上接頭形心處偏心距為164749/2780=59.26mm。

根據(jù)全機有限元疲勞載荷計算結(jié)果，得到裂紋擴展載荷譜中的最大載荷取2780N，采用等幅譜，應(yīng)力比R=0.1。根據(jù)全機有限元非離散源剩余強度載荷計算結(jié)果，剩余強度載荷取4091N。

有限元分析

采用ABAQUS 軟件進行有限元建模和求解。接頭R 區(qū)范圍內(nèi)（圖中方框內(nèi)）采用20 節(jié)點六面體單元C3D20R 建立，其它部分采用8 節(jié)點六面體單元C3D8R 建立，框緣及連接鋼板均采用S4R 殼單元建立，緊固件均采用Fasterner-Bushing 單元來模擬，接頭底面與夾墊層之間設(shè)置接觸面，在加載孔處施加圖示方向集中力，夾持段固定，進行應(yīng)力分析。

有限元模型及單元類型示意圖見圖4，最大主應(yīng)力云圖見圖5、圖6。

預(yù)制缺口

由圖6 可知，靠近外框緣處一顆螺栓正對的接頭R區(qū)應(yīng)力較高，故預(yù)制缺口選擇此處。采用線切割方法預(yù)制缺口，切口長度為2c=8mm，寬1mm，深3.2mm，切口根部半徑不大于0.2mm，為穿透裂紋，見圖7。

施加等幅譜進行裂紋萌生試驗，當(dāng)預(yù)制缺口尖端出現(xiàn)可見（約1～2mm）疲勞裂紋后，完成裂紋萌生試驗，之后依次進行裂紋擴展試驗和剩余強度試驗。