機(jī)身與起落架連接接頭疲勞強(qiáng)度分析方法研究

李寶珠 何 彧 /

(航空工業(yè)西飛民機(jī)工程技術(shù)中心，西安 710089)

0 引言

起落架與機(jī)身連接接頭為疲勞關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，其產(chǎn)生的疲勞裂紋會(huì)給飛機(jī)的使用安全造成十分嚴(yán)重的影響。因此，在設(shè)計(jì)過(guò)程中，需要對(duì)其進(jìn)行疲勞強(qiáng)度評(píng)估[1]。

在起落架與機(jī)身連接接頭中，主接頭結(jié)構(gòu)型式及受載情況最為復(fù)雜，其耳片結(jié)構(gòu)載荷可以直接取自總體有限元模型分析結(jié)果，疲勞評(píng)估方法較為成熟[2-5]。而對(duì)于主接頭其他區(qū)域，其載荷分布較為復(fù)雜，用飛-續(xù)-飛疲勞載荷譜進(jìn)行疲勞評(píng)估時(shí)，不同部位地-空-地最大應(yīng)力大小方向、地-空-地最大應(yīng)力對(duì)應(yīng)的載荷狀態(tài)、應(yīng)力比及地-空-地?fù)p傷比不同(即應(yīng)力譜不同)，如何較為準(zhǔn)確地確定危險(xiǎn)部位及其應(yīng)力譜是進(jìn)行疲勞強(qiáng)度分析的關(guān)鍵和難點(diǎn)，目前與之相關(guān)的文獻(xiàn)資料較少。

由于在全機(jī)總體有限元模型中一般無(wú)主接頭細(xì)節(jié)特征，因此無(wú)法基于總體有限元模型分析結(jié)果進(jìn)行有效的疲勞強(qiáng)度評(píng)估。本文建立主接頭細(xì)節(jié)有限元模型，給出一種主接頭危險(xiǎn)載荷狀態(tài)以及危險(xiǎn)部位應(yīng)力譜確定方法，在此基礎(chǔ)上進(jìn)行疲勞和損傷容限分析。

1 結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)介

某型飛機(jī)起落架與機(jī)身連接主接頭結(jié)構(gòu)型式如圖1所示，其通過(guò)耳片與起落架、前撐桿及后撐桿連接，底座通過(guò)螺栓與機(jī)身結(jié)構(gòu)連接，主接頭材料為7050-T74511。

圖1 某型飛機(jī)起落架與機(jī)身連接主接頭結(jié)構(gòu)示意圖

2 分析方法及流程

2.1 危險(xiǎn)部位及其應(yīng)力譜確定方法

1)危險(xiǎn)載荷狀態(tài)的確定

考慮到：(1)在不同工況下，單元最大主應(yīng)力方向不一致，理論上不能進(jìn)行組譜分析；(2)在外載作用下，主接頭應(yīng)力最大值出現(xiàn)在筋條邊緣或開口邊緣；(3)桿單元僅受軸力，每種工況下，單元應(yīng)力方向一致，便于組譜分析?；谝陨峡紤]，在主接頭細(xì)節(jié)模型筋條邊緣和開口邊緣設(shè)置桿單元(為確保其不參與載荷傳遞，剛度取無(wú)限小，為便于后續(xù)描述，將這類桿單元定義為“虛元”)，后續(xù)通過(guò)提取“虛元”應(yīng)力，進(jìn)行組譜分析，來(lái)獲取危險(xiǎn)載荷狀態(tài)。

危險(xiǎn)載荷狀態(tài)具體確定過(guò)程：首先，將主接頭細(xì)節(jié)模型嵌入總體有限元模型，進(jìn)行多工況應(yīng)力分析，提取 “虛元”所有工況下應(yīng)力，進(jìn)行應(yīng)力譜生成及雨流處理，獲得“虛元”地-空-地最大應(yīng)力。比較獲得“虛元”中較大的地-空-地最大應(yīng)力，其對(duì)應(yīng)的載荷狀態(tài)即為危險(xiǎn)載荷狀態(tài)，將其作為后續(xù)分析的參考工況。

2)危險(xiǎn)部位的確定

在參考工況下，對(duì)主接頭細(xì)節(jié)模型進(jìn)行應(yīng)力分析，通過(guò)應(yīng)力調(diào)查，確定危險(xiǎn)部位。

3)危險(xiǎn)部位應(yīng)力譜的確定

引入假設(shè)：危險(xiǎn)部位的應(yīng)力譜譜型與鄰近“虛元”應(yīng)力譜譜型一致，即損傷比λ和應(yīng)力比R一致。在此假設(shè)下，通過(guò)提取 “虛元”應(yīng)力譜可快速獲取危險(xiǎn)部位的地-空-地?fù)p傷比λ、應(yīng)力比R，在此基礎(chǔ)上進(jìn)行疲勞強(qiáng)度分析。

2.2 裂紋擴(kuò)展壽命分析方法

裂紋擴(kuò)展壽命分析時(shí)，采用Nasgro裂紋擴(kuò)展控制方程[6]：

(2)

式中：N為循環(huán)次數(shù)；a為裂紋長(zhǎng)度；f為修正系數(shù)；R為應(yīng)力比；ΔK為應(yīng)力強(qiáng)度因子變程；ΔKth為裂紋擴(kuò)展門檻值；KC為斷裂韌性；β為幾何系數(shù)；σ為遠(yuǎn)場(chǎng)工作應(yīng)力；G，n，p，q為材料常數(shù)。

2.3 疲勞分析流程

疲勞分析流程，如圖2所示。

圖2 疲勞分析流程

2.4 損傷容限分析流程

損傷容限分析流程，如圖3所示。

圖3 損傷容限分析流程

3 疲勞和損傷容限分析

疲勞分析確定疲勞最薄弱部位，損傷容限分析給出結(jié)構(gòu)檢查間隔。

3.1 疲勞分析

1)細(xì)節(jié)模型建立及應(yīng)力分析

圖4 細(xì)化后總體有限元模型示意圖

建立主接頭結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)模型，將其嵌入全機(jī)總體有限元模型(見圖4，其中“虛元”分布見圖5)，進(jìn)行細(xì)節(jié)應(yīng)力分析，離散選取30個(gè)代表區(qū)域“虛元”(見圖5中黑點(diǎn))，提取所有工況應(yīng)力，進(jìn)行組譜及雨流計(jì)數(shù)處理，獲得地-空-地最大應(yīng)力及其對(duì)應(yīng)載荷狀態(tài)。比較飛機(jī)起飛及著陸相關(guān)載荷狀態(tài)下“虛元”地-空-地最大應(yīng)力，結(jié)果顯示：“虛元”地-空-地最大應(yīng)力較高值，均對(duì)應(yīng)“起飛滑跑”載荷狀態(tài)(該載荷狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)拉力較大，起落架所受航向載荷較大)。因此選取 “起飛滑跑”為參考工況，對(duì)主接頭進(jìn)行分析，主接頭最大主應(yīng)力分布云圖如圖6所示。

圖5 主接頭上虛元分布示意圖

圖6 最大主應(yīng)力云圖

2)危險(xiǎn)部位及其應(yīng)力譜的確定

根據(jù)應(yīng)力分析結(jié)果，主接頭疲勞細(xì)節(jié)點(diǎn)為：開口處(見圖7中1、3)，筋條R區(qū)(見圖7中2和4)。采用2.1節(jié)方法進(jìn)行分析，獲取疲勞細(xì)節(jié)點(diǎn)地-空-地最大應(yīng)力、應(yīng)力比及損傷比，見表1。

圖7 疲勞細(xì)節(jié)點(diǎn)示意圖

疲勞細(xì)節(jié)點(diǎn)編號(hào)地空地最大應(yīng)力/MPa 應(yīng)力比損傷比1145-0.020.412134-0.180.603120-0.100.504128-0.030.80

3)疲勞分析結(jié)果

采用缺口結(jié)構(gòu)DFR分析方法[7]進(jìn)行疲勞分析，結(jié)果見表2?？梢缘贸觯幪?hào)為1的疲勞細(xì)節(jié)點(diǎn)壽命最短，為主接頭結(jié)構(gòu)疲勞最薄弱點(diǎn)。

表2 疲勞可靠性壽命(99%可靠度，95%置信度)

3.2 損傷容限分析

1)分析部位及裂紋擴(kuò)展路徑確定

對(duì)疲勞最薄弱點(diǎn)進(jìn)行損傷容限分析，假定裂紋在開口角部應(yīng)力最大的位置起裂，沿與最大主應(yīng)力方向垂直的方向擴(kuò)展，裂紋擴(kuò)展路徑如圖8所示。假設(shè)初始裂紋為穿透裂紋，裂紋尺寸c=6.4 mm。

圖8 裂紋擴(kuò)展路徑

2)應(yīng)力譜確定

采用2.1中介紹的應(yīng)力譜確定方法，假設(shè)裂紋擴(kuò)展路徑上的應(yīng)力譜譜型與起裂部位鄰近“虛元”應(yīng)力譜譜型一致。

開口角部應(yīng)力分布系數(shù)如圖9所示，橫坐標(biāo)中X為擴(kuò)展路徑上任一點(diǎn)與起裂點(diǎn)的距離(見圖8)，W為有限寬度取300 mm；縱坐標(biāo)中，σ/σo為參考工況下裂紋擴(kuò)展路徑上最大主應(yīng)力值與起裂部位“虛元”應(yīng)力比值。

結(jié)合鄰近“虛元”應(yīng)力譜及開口角部應(yīng)力分布系數(shù)(見圖9)，確定整個(gè)裂紋擴(kuò)展路徑上應(yīng)力譜。

圖9 開口角部區(qū)域應(yīng)力分布

3)剩余強(qiáng)度分析

從全機(jī)有限元模型應(yīng)力分析結(jié)果中，提取限制載荷下分析區(qū)域“虛元”應(yīng)力，確定剩余強(qiáng)度載荷，分析可得：臨界裂紋尺寸c=72 mm。

4)損傷容限分析結(jié)果

將以上相關(guān)信息輸入Nasgro軟件，采用2.2中Nasgro裂紋擴(kuò)展方程進(jìn)行裂紋擴(kuò)展壽命分析，其中7050-T4511材料性能參數(shù)見表3。計(jì)算獲得裂紋擴(kuò)展曲線如圖10所示。

表3 7050-T4511材料性能參數(shù)

圖10 裂紋擴(kuò)展壽命曲線

采用渦流無(wú)損檢測(cè)手段，可檢裂紋尺寸為6.4 mm，從圖10中可得出，從可檢裂紋尺寸擴(kuò)展到臨界裂紋尺寸，壽命為27 542次起落。重復(fù)檢查間隔分散系數(shù)取2，可得重復(fù)檢查間隔為13 771次起落。

4 結(jié)論

通過(guò)對(duì)主接頭疲勞強(qiáng)度分析，形成了針對(duì)復(fù)雜接頭結(jié)構(gòu)的疲勞和損傷容限分析方法：

(1)建立主接頭細(xì)節(jié)模型，并在筋條邊緣引入“虛元”，將此細(xì)節(jié)模型嵌入全機(jī)總體有限元模型進(jìn)行細(xì)節(jié)應(yīng)力分析，通過(guò)提取“虛元”應(yīng)力，進(jìn)行組譜分析，進(jìn)而確定主接頭不同區(qū)域地-空-地最大應(yīng)力及其對(duì)應(yīng)的載荷狀態(tài)，給出一種主接頭危險(xiǎn)載荷狀態(tài)的確定方法。

(2)引入合理假設(shè)：危險(xiǎn)部位的應(yīng)力譜型與附近“虛元”應(yīng)力譜型一致，即損傷比和應(yīng)力比一致。通過(guò)提取危險(xiǎn)部位附近“虛元”應(yīng)力譜來(lái)快速確定危險(xiǎn)部位的應(yīng)力譜。

(3)在裂紋擴(kuò)展分析中，考慮了整個(gè)裂紋擴(kuò)展路徑上應(yīng)力分布情況，提高了裂紋擴(kuò)展壽命分析精度。