飛機(jī)水平尾翼壁板破片打擊損傷評估與修理

于克杰，曾慶韜，姚甲辰

(1.空軍第一航空學(xué)院，河南 信陽 464000； 2. 94234部隊(duì)，山東 濰坊 261003)

【裝備理論與裝備技術(shù)】

飛機(jī)水平尾翼壁板破片打擊損傷評估與修理

于克杰1，曾慶韜2，姚甲辰2

(1.空軍第一航空學(xué)院，河南 信陽 464000； 2. 94234部隊(duì)，山東 濰坊 261003)

在分析了平尾結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和受載情況的基礎(chǔ)上，建立了平尾壁板高應(yīng)力部位的有限元模型，通過計(jì)算得到了5種損傷尺寸對應(yīng)的應(yīng)力水平以及相對應(yīng)的平尾限制偏角，采用工程計(jì)算法設(shè)計(jì)和校核修理方案，對損傷飛機(jī)的限制飛行和損傷修理方案的確定具有參考意義。

飛機(jī)；破片打擊；評估；修理

飛機(jī)水平尾翼(以后簡稱平尾)是飛機(jī)的基本部件，主要功能是保持飛機(jī)的穩(wěn)定性，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的縱向力矩平衡，它的品質(zhì)好壞關(guān)系到飛機(jī)的安全性。在戰(zhàn)時(shí)，飛機(jī)平尾是極易受各種武器打擊的主要部件之一，而平尾壁板面積較大，又是平尾的主要受力構(gòu)件，受傷的概率較大。對飛機(jī)平尾壁板打擊損傷的研究文獻(xiàn)較少，文獻(xiàn)[1]對飛機(jī)壁板遭受打擊進(jìn)行了仿真研究，認(rèn)為壁板的破壞面積與破片打擊角度和速度有關(guān)；文獻(xiàn)[2]分析了結(jié)構(gòu)應(yīng)力對飛機(jī)壁板的沖擊損傷影響，認(rèn)為結(jié)構(gòu)應(yīng)力的存在造成損傷更大，降低結(jié)構(gòu)承載能力；文獻(xiàn)[3]探討了對壁板裂紋損傷部位采用鈦合金板補(bǔ)強(qiáng)的方法，認(rèn)為鈦合金板補(bǔ)強(qiáng)厚壁板蒙皮是可行的。本文對飛機(jī)平尾壁板遭受破片打擊造成的損傷進(jìn)行了強(qiáng)度評估分析，通過工程計(jì)算法設(shè)計(jì)和校核了修理方案，以期對飛機(jī)帶傷限制飛行和修理提供參考。

1 平尾結(jié)構(gòu)及受載情況

飛機(jī)采用全動(dòng)式平尾[4]，見圖1所示。平尾由前緣、中部、后部、根部和翼尖組成。平尾結(jié)構(gòu)的主要受力構(gòu)件縱向有前墻、大梁、后墻、平尾壁板、平尾大軸；橫向有第2支架、邊肋、12根肋。在飛行中，平尾主要承受彎矩、剪力和扭矩的作用。平尾的彎矩和剪力通過平尾大軸傳給機(jī)身，扭矩通過與傳動(dòng)接頭相連的作動(dòng)筒和平尾大軸傳給機(jī)身。

平尾的上、下壁板位于前后墻之間，沿展向從邊肋至翼尖處第12肋。壁板由板材化銑制造，沿展向變厚度。上下平尾壁板與梁、后墻組成受力盒段承受由外載荷引起的彎矩、扭矩、剪力，是平尾翼盒的主要承力構(gòu)件[5]。

圖1 平尾

在飛行中，平尾有多種受載情況，其中在平尾A＇1.14(M為1.14時(shí)從垂直俯沖過渡到平飛的改出過程中的受載情況) 和D＇1.14(M為1.14時(shí)從垂直俯沖過渡到倒飛的改出過程中的受載情況)兩種情況為平尾嚴(yán)重受載情況，由于兩種情況受力大小相同，方向相反，故后面的計(jì)算以平尾A＇1.14載荷情況進(jìn)行計(jì)算分析。平尾的載荷主要與平尾的偏轉(zhuǎn)角度有關(guān)，A＇1.14載荷情況對于平尾偏角一般在-3.5°～3.5°之間，可通過采用限制平尾偏轉(zhuǎn)角度的方法限制載荷。

平尾壁板的材料為為高強(qiáng)鋁合金7B04[6]，基本性能參數(shù)如下：

表1 材料性能

2 平尾壁板破片打擊強(qiáng)度評估

2.1 建立有限元模型

采用已建立的平尾總體有限元模型施加A′1.14載荷情況進(jìn)行應(yīng)力分析。通過對總體有限元模型分析部位的網(wǎng)格細(xì)化建立起帶有損傷和修理結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)有限元模型，細(xì)化后局部模型的網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)通過MPC單元Explicit與原總體模型節(jié)點(diǎn)共點(diǎn)關(guān)聯(lián)，仍在平尾有限元模型下實(shí)施分析計(jì)算。

2.1.1 細(xì)節(jié)計(jì)算部位的選取

計(jì)算部位選?。浩轿脖诎宓拿娣e較大，為保證計(jì)算適用于平尾壁板各區(qū)域，選取壁板設(shè)計(jì)情況下受載最大處作為計(jì)算部位。當(dāng)計(jì)算結(jié)果運(yùn)用于整個(gè)壁板的其他部位時(shí)，結(jié)果會(huì)偏于更加安全[7]。

2.1.2 細(xì)節(jié)有限元模型的建立

有限元模型采用線彈性計(jì)算分析，以無損傷有限元模型計(jì)算的結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平( A＇1.14載荷情況 )為基準(zhǔn)，將帶有損傷有限元模型計(jì)算的結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平與基準(zhǔn)進(jìn)行比較，按照線性關(guān)系折算出帶有損傷結(jié)構(gòu)的限制使用載荷。

選取平尾上壁板第2支架與后墻、3肋與4肋之間進(jìn)行計(jì)算，計(jì)算部位見圖2所示。第2支架與后墻之間平均距離為620 mm，參考了最大可容許損傷尺寸范圍為D/W=0～0.4 (W為構(gòu)件寬度，D為損傷在構(gòu)件寬度方向的尺寸)，對第4長桁與后墻、3肋與4肋之間的高應(yīng)力區(qū)進(jìn)行局部細(xì)化(細(xì)化區(qū)域平均寬度為420 mm)，細(xì)化后的殼單元網(wǎng)格尺寸為3.0 mm×3.0 mm。計(jì)算部位細(xì)化后的有限元網(wǎng)格見圖2。

圖2 計(jì)算部位局部細(xì)化圖

在細(xì)節(jié)有限元模型中計(jì)算損傷形式：圓形彈孔型損傷。

2.2 無損傷的壁板結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平

無損傷結(jié)構(gòu)細(xì)化后的計(jì)算部位位移云圖見圖3，應(yīng)力云圖見圖4。

從云圖中可以看出局部細(xì)化部位在邊界處的位移和應(yīng)力與總體模型相協(xié)調(diào)，說明細(xì)節(jié)模型中細(xì)節(jié)單元與總體單元的邊界關(guān)聯(lián)是正確的。

對計(jì)算部位選取最大主應(yīng)力242 MPa(平尾的剩余強(qiáng)度為η=1.0)，因此，應(yīng)力的基準(zhǔn)值為：σ基準(zhǔn)=242×1.0=242 MPa。作為該處的基準(zhǔn)值，對應(yīng)該應(yīng)力水平下平尾偏角為3.5°，平尾壁板損傷后，由于承載能力下降，平尾偏角須相應(yīng)減小，在飛機(jī)飛行中加以限制，才能保證飛行安全。損傷以后的限制平尾偏轉(zhuǎn)角度均相對基準(zhǔn)值進(jìn)行折算。計(jì)算公式如下：

(1)

(2)

其中：δ損傷為損傷后的限制平尾偏角。

圖3 無損傷細(xì)化后結(jié)構(gòu)位移云圖

圖4 無損傷細(xì)化后結(jié)構(gòu)應(yīng)力云圖

2.3 平尾壁板破片打擊損傷的計(jì)算

根據(jù)實(shí)際破片打擊損傷的情況，可以把損傷簡化為圓形孔洞進(jìn)行計(jì)算?？紤]計(jì)算部位的實(shí)際結(jié)構(gòu)情況，計(jì)算了Φ30、Φ60、Φ100、Φ150、Φ200五種圓形孔洞型損傷。

圓形孔洞型損傷建立在4、5長桁之間，兩個(gè)長桁之間的距離約為125 mm，因此小于該距離的損傷不跨長桁，大于該距離的損傷跨兩根長桁。

損傷尺寸150 mm圓形孔洞網(wǎng)格劃分示意圖見圖5，其余尺寸損傷的網(wǎng)格劃分與圖5類似。圓形孔洞型150 mm損傷應(yīng)力計(jì)算云圖見圖6。

圖5 圓形孔洞型損傷示意圖

由圖6可見，孔邊應(yīng)力存在應(yīng)力集中，適當(dāng)考慮應(yīng)力集中影響并結(jié)合平尾結(jié)構(gòu)和受力特點(diǎn)，選取距離孔邊25～30 mm 處的最大主應(yīng)力作為損傷后的應(yīng)力。

與基準(zhǔn)值對比后得到不同損傷尺寸的限制平尾偏角見表2，損傷尺寸與平尾偏角曲線見圖7。

圖6 損傷后計(jì)算應(yīng)力云圖

損傷尺寸/mm損傷后應(yīng)力/MPa與基準(zhǔn)值對比損傷后限制偏角δ損傷02421.003.50302670.913.17602920.832.901003360.722.521505500.441.542005760.421.47

圖7 圓形孔洞型損傷限制平尾偏角曲線

從表2和圖7中可以看出，隨著損傷尺寸的增加，在作機(jī)動(dòng)動(dòng)作時(shí)，結(jié)構(gòu)承載將不斷增加，在損傷尺寸在30 mm、60 mm、100 mm時(shí)，可以通過減小平尾偏轉(zhuǎn)角，降低結(jié)構(gòu)承載，保證飛行安全。但當(dāng)損傷尺寸為150 mm、200 mm時(shí)，承載大于材料的強(qiáng)度極限，即使飛機(jī)限制平尾偏角飛行，飛機(jī)結(jié)構(gòu)也將發(fā)生破壞。在此情況下，為保證飛行安全，就必須對結(jié)構(gòu)進(jìn)行局部加強(qiáng)修理[8]。

3 平尾壁板損傷修理方案

對于損傷部位的修復(fù)通常采用等強(qiáng)度鉚接加強(qiáng)修理方案⑺，本文使用工程計(jì)算方法設(shè)計(jì)和校核修補(bǔ)方案。修理方案如圖8所示。

圖8 損傷后抽釘修理方案示意圖

修補(bǔ)板材料及厚度與損傷區(qū)蒙皮相同；鉚釘采用Φ5mm LY10鋁合金鉚釘，許用剪力4 805 N。

修理方案中各參數(shù)規(guī)定如下：釘距取5d，排距取4d，邊距取2.5d。假設(shè)壁板損傷后，載荷全部由鉚釘傳遞給修補(bǔ)板，由于修補(bǔ)板材料及厚度與損傷區(qū)蒙皮相同，且孔間距和孔邊距也都相同，所以主要進(jìn)行鉚釘?shù)膫鬏d能力和鉚釘孔的擠壓與拉脫計(jì)算。

鉚釘排數(shù)由工程算法確定，假設(shè)損傷后載荷全部由鉚釘傳遞給修補(bǔ)板，由鉚釘承受的載荷為：

P=σ×δ×L

(3)

其中：σ為未損傷蒙皮應(yīng)力；δ為蒙皮厚度；L為釘距。

計(jì)算得到：P=242×1.9×25=11 495 N

鉚釘排數(shù)為：

(4)

實(shí)際操作中，可采用3排Φ5mm LY10鉚釘進(jìn)行修理。

鉚釘孔的擠壓強(qiáng)度校核：

[Pjy]=1.3×σb×d×δ×n

(5)

其中：σb為強(qiáng)度極限；d為鉚釘直徑；δ為蒙皮厚度；n為鉚釘排數(shù)。

Pjy=1.3×460×5×1.9×3=17 043 N

(6)

可見，剪切破壞在先，擠壓強(qiáng)度足夠，采用3排Φ5mm LY10鉚釘是可行的。

對于破孔在150 mm、200 mm時(shí)，長桁必定產(chǎn)生破壞，但由于計(jì)算部位長桁高度較小，無法使用加強(qiáng)修理，在長桁破壞后可采用在壁板上增加鉚釘?shù)姆椒ㄐ蘩怼?/p>

但4、5長桁損傷時(shí)，受力情況如下：

第4長桁：σ4=174 MPa,長桁面積A4=104.87 mm2

第5長桁：σ5=215 MPa,長桁面積A5=104.41 mm2

所需鉚釘數(shù)：

(7)

增加9個(gè)鉚釘即可滿足長桁傳力要求。但當(dāng)損傷部位受壓時(shí)，這樣方法修理長桁會(huì)提供給蒙皮的支持力減小，造成蒙皮的穩(wěn)定性降低，不能完全達(dá)到修理以前的狀態(tài)。

4 結(jié)論

在空戰(zhàn)條件下，平尾壁板易受破片打擊。損傷尺寸在30 mm、60 mm、100 mm時(shí)，可以通過減小平尾偏轉(zhuǎn)角，降低結(jié)構(gòu)承載，保證飛行安全。但當(dāng)損傷尺寸為150 mm、200 mm時(shí)，承載大于材料的強(qiáng)度極限，即使飛機(jī)限制平尾偏角飛行，飛機(jī)結(jié)構(gòu)也將發(fā)生破壞。在此情況下，為保證飛行安全，就必須對結(jié)構(gòu)采用等強(qiáng)度鉚接加強(qiáng)修理。

在對損傷壁板進(jìn)行修理時(shí)，可采取3排Φ5mm LY10鉚釘，當(dāng)損傷跨過長桁時(shí)需增加鉚釘個(gè)數(shù)。

本文在計(jì)算分析時(shí)，僅考慮結(jié)構(gòu)在線彈性范圍內(nèi)的靜強(qiáng)度，未進(jìn)行壁板結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性分析，同時(shí)也沒有考慮結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度、環(huán)境影響等因素，結(jié)果具有一定局限性。

[1] 陳國樂，李海兵等.破片對飛機(jī)壁板沖擊損傷仿真研究[J].計(jì)算機(jī)與數(shù)字工程，2011,39(8)：4-7.

[2] 侯滿義，范惠林.結(jié)構(gòu)應(yīng)力對飛機(jī)壁板沖擊損傷影響的仿真分析[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2010,30(5)：224-226.

[3] 代永朝，王東峰.飛機(jī)整體壁板裂紋修補(bǔ)工藝研究[J].新工藝新技術(shù)，2012,21(11)：54-56.

[4] 代用朝，飛機(jī)結(jié)構(gòu)修理技術(shù)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2006:73-75.

[5] 張建華，飛機(jī)戰(zhàn)傷搶修工程學(xué)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001:20-42.

[5] 于克杰，李艷.軍用飛機(jī)整體壁板裂紋損傷強(qiáng)度評估研究[J].裝備環(huán)境工程，2007，4(8):30-32.

[7] 姚武文，飛機(jī)戰(zhàn)傷模式與機(jī)理[M].北京：航空工業(yè)出版社，2006:3-7.

[8] E.茹柯夫斯基.航空技術(shù)裝備外場修理[M].北京：國防工業(yè)出版社，2002,50-76.

(責(zé)任編輯 周江川)

Assessment and Repair of Fragment-Shot Damage on the Panel of Horizontal Tail

YU Ke-jie1, ZENG Qing-tao2, YAO Jia-chen2

(1.PLA Air Force No.1 Aviation University, Xinyang 464000, China; 2.The No. 94243rdTroop of PLA，Weifang 261003, China)

Based on the analysis of structure characteristics and loading conditions of the horizontal tail, we established the finite element model of the high stress area of the horizontal tail panel. After calculation, we got the stress levels and the declination of horizontal tail and corresponding to the five damage sizes. In addition, we obtained the respective repairing method by engineering calculation. The finding can be used as references for flight limitation and repairing method of damaged aircraft during wartime.

aircraft；fragment shot；assessment；repair

2016-09-19；

2016-10-15

于克杰(1964—)，男，教授，主要從事飛機(jī)結(jié)構(gòu)修理研究。

10.11809/scbgxb2017.02.002

于克杰，曾慶韜，姚甲辰.飛機(jī)水平尾翼壁板破片打擊損傷評估與修理[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2017(2):5-8.

format:YU Ke-jie, ZENG Qing-tao, YAO Jia-chen.Assessment and Repair of Fragment-Shot Damage on the Panel of Horizontal Tail[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(2):5-8.

TJ8

A

2096-2304(2017)02-0005-04