飛機翼身接頭疲勞試驗件失效分析及其改進

秦劍波，寧 宇，王新波，譚申剛

(中航工業(yè)第一飛機設計研究院，西安 710089)

飛機翼身接頭疲勞試驗件失效分析及其改進

秦劍波，寧 宇，王新波，譚申剛

(中航工業(yè)第一飛機設計研究院，西安 710089)

通過斷口宏微觀觀察、金相組織檢查、有限元數(shù)值分析、試驗實施檢查等方法，對某型飛機翼身接頭疲勞試驗件進行失效分析。結果表明：試驗加載頻率過快、左右加載作動筒不同步、試驗件腹板約束不足，使得腹板連接螺栓處應力較大，從而出現(xiàn)疲勞裂紋，是導致試驗件疲勞壽命較短的原因；斷面放大可見大量的疲勞小弧線形貌，之后為快速裂紋擴展區(qū)，呈疲勞+韌窩形貌，因此，試驗件斷裂失效模式為典型的疲勞斷裂。最后提出改進措施，提出合理的設計方案。

翼身接頭；疲勞試驗；失效分析；斷裂；改進措施

0 引言

翼身連接結構屬于飛機主承力結構，是飛機的重要對接之一，若失效將直接導致飛機發(fā)生災難性破壞。因此，翼身連接結構是飛機設計的重點。在結構設計中采用各種優(yōu)化設計、分析手段，并開展必須的試驗進行強度驗證，在外場使用中也需要重點監(jiān)控和檢查[1-2]。

某型飛機翼身連接結構疲勞試驗件的第一件在23 400次起落時發(fā)生破壞，后經斷口分析表明，初始的疲勞裂紋發(fā)生在機身框腹板下部靠近外緣條的第一個螺栓孔處，斷口定量分析給出裂紋萌生時對應的起落數(shù)僅為10 220次，其疲勞壽命不到試驗設計壽命的1/4，遠遠不能滿足設計要求。該機型有數(shù)架正在進行試飛，如果斷裂發(fā)生在飛機飛行訓練時，將會造成非常嚴重的后果。因此，盡快查明試驗件失效原因，給出后續(xù)試驗的有效改進措施至關重要。

在結構或者連接件失效分析方面，一般以斷口的金相分析、組織檢查等微觀手段為基礎，開展相應的有限元仿真計算，對比給出失效的原因[3-7]。本文擬從試驗方案分析、試驗實施檢查、斷口分析等3個方面綜合入手，結合必要的有限元數(shù)值分析，給出試驗件破壞原因，并提出改進措施，為后續(xù)飛機結構失效分析提供一種較為全面的分析方法和途徑。

1 試驗方案分析

1.1 試驗件狀態(tài)分析

某型飛機翼身連接結構疲勞試驗件結構形式和加載形式如圖1所示。

圖1 試驗件結構和加載示意圖Fig.1 Structure and load of the experimental samples

在飛機真實結構中，翼身連接部位主要通過框接頭和機翼接頭與中央翼腹板進行連接，試驗件設計時其連接形式與真實飛機結構一致，但約束和受載形式有所簡化，簡化結構示意圖如圖2所示，其中虛線為受載后的變形。

圖2 結構簡化示意圖Fig.2 Simplified structure

考慮飛機實際結構和受載特點，對圖2中的真實結構和試驗件結構從約束狀態(tài)和受載情況兩個方面進行分析。約束狀態(tài)的區(qū)別表現(xiàn)在：1)中央翼盒段與機身、外翼在受載時其變形為協(xié)調變形，支持狀態(tài)近似看作為絞支，而試驗件為兩端固支；2)機身框主要為側向的變形，但受到蒙皮及長桁的限制，其變形量有限，而試驗件下端為自由端；3)真實飛機結構中，航向剛度很大，因此航向可看作固支，試驗件要求航向固支。受載情況區(qū)別在于：全機狀態(tài)下外翼的彎剪扭致使考核區(qū)承受垂向、側向的拉壓及剪應力，機身框還承受機身增壓載荷，而試驗件只在框下部施加垂直向下的載荷，如圖1所示。

通過對比分析可知，試驗件的約束和受載方式與全機狀態(tài)下有所區(qū)別，但在試驗件設計時主要考慮到如果能保證考核區(qū)的載荷值與全機狀態(tài)下的載荷值一致，即能夠滿足試驗要求。

1.2 應力對比分析

為了考查考核區(qū)的載荷值與全機狀態(tài)下的載荷值的一致性，利用Patran/Nastran有限元軟件對試驗件和全機結構進行細節(jié)應力對比分析。試驗譜采用當量譜，共54種載荷工況[8]。在54種載荷工況中，襟翼放下離場2g屬于該結構的嚴重工況，因此，選取該工況下試件斷裂剖面上的單元應力進行對比分析，對比結果如圖3所示。

圖3 全機與試驗模型應力對比

從圖3中可以看出，考核部位單元主要受載方向中垂向應力分布規(guī)律和大小一致性很好，剪應力略有偏差，側向應力的最大、最小值偏差略大。通過改進的細節(jié)疲勞額定值(DFR)分析方法[9-12]對全機和試驗件考核部位進行評估，全機狀態(tài)下雙95%可靠度壽命為15 622起落，試驗狀態(tài)下為16 238起落，相差不大；因此，盡管二者的側向應力有較大的差別，但對該部位疲勞損傷貢獻占主導地位的垂向應力一致性較好，所以可以認為該試驗方案是合理的。

2 試驗實施分析

2.1 試驗頻率分析

在檢查試驗日志時，發(fā)現(xiàn)試驗初期的頻率嚴格按照任務書及試驗大綱要求，但在中期和后期試驗頻率分別提高3倍和5倍。在純粹拉拉疲勞試驗中，頻率對試驗結果影響較小，但該試驗件由于結構和加載形式特殊，當頻率過快時，結構變形未及時復原就開始施加下個載荷值，會引起結構更大側向變形，如圖4所示。其中試驗件未受載即初始狀態(tài)由黑色實線表示，受載后試驗件下端向外側偏轉，若頻率滿足要求，則最大變形位置如綠色虛線所示，一旦頻率增加，結構變形未恢復，下個載荷值會出現(xiàn)額外的彎矩，導致試驗件出現(xiàn)更大變形，如紅色虛線所示，從而使得連接區(qū)應力增加。

圖4 試驗件變形示意圖Fig.4 Deformation of the experimental samples

另一方面，頻率過快，會引起左右加載作動筒不同步，同樣造成更大的側向彎矩。通過檢查加載數(shù)據發(fā)現(xiàn)，加載過程中頻繁出現(xiàn)“動態(tài)踏步等待”現(xiàn)象，2個作動筒存在明顯的不同步問題，最大不同步差值(與系統(tǒng)設定值之差)近20 000 N，此時2個作動筒要求值分別為200 166、124 366 N，而實際加載值分別為210 597、115 079 N。

為分析不同步加載對試驗件的影響，利用abaqus[13]有限元分析軟件建立實體模型。由于試驗件形式較為復雜，對本體結構采用二次四面體單元(C3D10)進行網格劃分。為了較為精確的分析試驗件破壞區(qū)，該區(qū)域采用二次六面體單元(C3D20R)進行網格劃分，并用tie約束連接，所有螺栓均采用彈簧元(springs)模擬，彈簧剛度為螺栓的真實剛度。有限元模型如圖5所示。

圖5 試驗件實體模型圖Fig.5 Model of the experimental samples

計算結果如表1所示，機身框外緣條下部螺栓孔和腹板斷裂螺栓孔處應力云圖見圖6。

表1 計算結果Table 1 Calculation results

從表1中可以看出，在加載不同步量情況下，框外緣條最下端孔應力增大16.8%，機身腹板開裂孔應力增大12.5%。

由于加載系統(tǒng)對過程數(shù)據只能保存前40S完整數(shù)據，僅包括30個左右的峰谷點值(一個起落共108個峰谷點)，因此無法確定一個起落中其他峰谷點加載過程中的具體不同步量有多大。查加載控制系統(tǒng)中允許的最大不同步量為12%(±6%的誤差)，因此，以偏航著陸載荷情況為例(即總載次大，彎矩最大情況)，進行不同步量對應力的影響分析，分析結果見表2所示。該載荷情況下，2個作動筒載荷分別為-306 875、-245 169 N。

表2 不同步量影響分析Table 2 Analysis of impact of different load steps

通過表2對加載作動筒不同步量分析可以看出：不同步量會導致試驗件考核區(qū)域應力升高，不同步量越大，應力增大越明顯。查該材料的S-N曲線，當應力增大10%時，疲勞壽命降低1/4左右。因此，加載作動筒不同步是導致試驗件壽命低的一個主要原因。

2.2 航向約束分析

由于試驗件形式與真實飛機結構間存在差異性，為保證傳載正確，試驗中要求必須采用足夠強的航向約束來模擬真實結構里機身壁板等對框的航向強支持。試驗具體實施中，試驗件從上至下4個截面上布置了4組航向滾輪，如圖7所示。

圖6 應力云圖Fig.6 The stress contours

圖7 試驗件航向約束Fig.7 Constraints on course of the experimental samples

后續(xù)檢查發(fā)現(xiàn)，由于支持剛度較弱，滾輪出現(xiàn)不同程度松動，有些出現(xiàn)嚴重偏斜，狀態(tài)比較混亂。為定量分析航向約束的影響，選取了5種典型工況和4種約束情況，分別計算對框腹板起裂單元的應力影響。工況及約束說明見表3、表4，計算結果見表5。

表3 計算工況Table 3 Working condition

表4 約束情況Table 4 Constraint conditions

從表5可以看出，以第Ⅱ種約束為基準，當中間和下部航向約束失效后，5種典型工況下框腹板起裂孔處應力均有較大升高，尤其是下部失效后增大量高達40%。由此可見，航向約束失效是導致試驗件壽命降低的另一個主要原因。

表5 計算結果Table 5 Calculation results

3 試驗斷口分析

3.1 試驗件斷口宏觀檢查

圖8為帶裂紋試驗件的宏觀形貌。由圖可見，裂紋出現(xiàn)在機身框腹板2排交錯螺栓的下部螺栓處，并靠近框外緣條。裂紋向右穿過下排4個孔和上排最右側孔，向左(即外緣條方向)斜向上擴展穿過框外緣條的螺栓孔。

圖8 裂紋試驗件Fig.8 Crack of the experimental samples

起裂孔左側斷口從框腹板后側孔邊起源，沿腹板厚度和長度的斜對角方向擴展，擴展區(qū)斷面相對較平坦，平坦區(qū)長度約為20 mm，接下來斷口為中間低兩側高“V”型斷面，該區(qū)長度約為30 mm，之后沿腹板長度方向擴展，在裂紋擴展后期隱約可見7～8條弧線，之后為外側立筋斷口撕裂特征，見圖9。

圖9 試驗件斷口宏觀形貌Fig.9 Macroscopic appearance of the fracture

3.2 試驗件斷口微觀分析

通過對斷口的電鏡檢查，源區(qū)未見明顯的冶金缺陷，如圖10a所示，裂紋穩(wěn)定擴展區(qū)斜對角方向長度約為20 mm，斷面放大可見大量的疲勞小弧線形貌，且疲勞小弧線平均寬度約為1～2 μm，放大后還可見其間的細密的疲勞條帶形貌。之后為快速裂紋擴展區(qū)，呈疲勞+韌窩形貌，如圖10b所示。

從試驗件斷口的宏觀檢查及微觀分析可以看出，試驗件斷裂失效模式為典型的疲勞斷裂。

4 改進措施

針對以上原因，提出幾點改進措施：

1) 嚴格控制頻率，保證加載端側向位移與理論計算位移一致。

2) 在下部加載端兩側增加限位裝置，若側向位移超過該限制，試驗保護。限位裝置的設定值可以參考理論計算值和試驗走譜時最大實測值，并考慮一定的誤差限設置。

3) 增加部分航向約束點，并加大航向約束的剛度，必要時在約束點上設置力傳感器，以監(jiān)控約束是否失效。

圖10 斷口微觀形貌Fig.10 Microscopic appearance of the fracture

4)取消試驗件下部彎曲的區(qū)域，改為直段，這樣從根本上減少附加彎曲的可能。從后續(xù)的分析中發(fā)現(xiàn)，雖然該試驗件形式能夠保證考核區(qū)域的真實性，但從試驗實施角度來看并不是最優(yōu)方案。將機身框改為直段后，不僅能夠保證考核區(qū)的真實考核，而且試驗容易實施。因此在后續(xù)類似試驗件設計時可以采用該方案。

5 結論

綜上所述，翼身接頭試驗件斷裂失效模式為疲勞斷裂，引起疲勞壽命較短的原因主要有以下2個方面：

1)試驗頻率過快，導致側向位移增加，加載作動筒之間載荷值差別增大，從而引起考核部位彎曲應力增加；

2)試驗件航向約束失效，引起試驗件面外彎曲，增加考核部位應力。

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FailureAnalysisandImprovementMeasuresforWing-fuselageJointFatigueSpecimens

QIN Jian-bo, NING Yu, WANG Xin-bo, TAN Shen-gang

(AVICtheFirstAircraftInstitute,Xi’an710089,China)

Failure analysis was performed on the wing-fuselage joint fatigue specimens of an aircraft through macro/micro observation, microstructure examination, FEM analysis and fatigue tests. The results show that it is the higher load frequency, the asynchrony of the loads actuated by left and right cylinders and the insufficient constraints of web plate, that cause greater stress at the connecting bolt of the web, leading to the initiation of fatigue crack and the short fatigue life of the experimental samples. The amplification of fracture surface shows a large number of small fatigue curves and the fast crack propagation region shows the mixture feature of fatigue and dimples. Thus, the fracture failure mode is assumed to be the typical fatigue fracture. Finally, some improvement measures were put forward.

wing-fuselage joint; fatigue test; failure analysis; fracture; improvement measures

2017年8月7日

2017年9月10日

秦劍波(1981年-)，男，碩士，主要從事飛機結構疲勞及損傷容限設計等方面的研究。

TH113.1

A

10.3969/j.issn.1673-6214.2017.05.008

1673-6214(2017)05-0304-06