某型機(jī)機(jī)翼壁板裂紋修理方案的研究

趙 璽，彭曉兵，張妮娜，陳 鵬，云 雙

(中航西飛民用飛機(jī)有限責(zé)任公司，陜西 西安 710089)

1 引 言

老齡化飛機(jī)在檢查時(shí)，經(jīng)常會(huì)發(fā)現(xiàn)機(jī)翼壁板裂紋,貼補(bǔ)加強(qiáng)是常用的修理方法?？祖面肹1]等人采用改進(jìn)的裂紋閉合積分方法(MCCI)對(duì)典型機(jī)翼整體機(jī)加壁板的裂紋擴(kuò)展及剩余強(qiáng)度進(jìn)行了分析預(yù)測(cè)，結(jié)果表明，該方法可以較為準(zhǔn)確地對(duì)裂紋擴(kuò)展情況進(jìn)行評(píng)估。朱青云[2]等人利用AFGROW軟件對(duì)中央翼下壁板疲勞裂紋擴(kuò)展壽命進(jìn)行估算，發(fā)現(xiàn)估算值與試驗(yàn)結(jié)果符合較好，可以初步確定該部位裂紋擴(kuò)展速率，為裂紋故障部位的修理提供參考依據(jù)。王維[3]等人探討有限元截面法在外翼壁板內(nèi)力計(jì)算中的應(yīng)用,為壁板強(qiáng)度計(jì)算流程化設(shè)計(jì)提供一種工程化分析手段。李艷[4]等人采用三維有限元法對(duì)受損整體壁板修理前后強(qiáng)度進(jìn)行評(píng)估，給出了整體壁板修理前后的殘余過載，為損傷飛機(jī)快速評(píng)定提供科學(xué)依據(jù)。趙翔[5]等人對(duì)外翼上壁板根部連接形式對(duì)飛機(jī)承載能力的影響進(jìn)行了研究，得到了最優(yōu)選型方案。通過對(duì)已有文獻(xiàn)的研究，發(fā)現(xiàn)以往關(guān)注點(diǎn)主要集中在機(jī)翼壁板裂紋擴(kuò)展壽命估算、剩余強(qiáng)度評(píng)估以及連接形式等的研究方面，很少對(duì)機(jī)翼壁板裂紋修理后結(jié)構(gòu)的損傷容限性能進(jìn)行分析評(píng)估。

綜上所述，本文采用PATRAN軟件[6]建立機(jī)翼壁板裂紋試驗(yàn)件有限元模型，進(jìn)行單位載荷下各零件的應(yīng)力分析，選出各零件的危險(xiǎn)點(diǎn)位置，為試驗(yàn)提供依據(jù)。依據(jù)試驗(yàn)得到的某段裂紋擴(kuò)展模式進(jìn)行損傷容限分析，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，最終給出損傷容限評(píng)定結(jié)論。

2 有限元分析

機(jī)翼壁板裂紋試驗(yàn)件由壁板、楔形件、長(zhǎng)桁、蓋板及補(bǔ)片組成，如圖1所示，壁板指定區(qū)域用開孔模擬損傷并實(shí)施內(nèi)部貼補(bǔ)加強(qiáng)修理。壁板、長(zhǎng)桁、蓋板及補(bǔ)片材料均為2A12-T4，楔形件材料為2A12-T351。采用MSC.PATRAN軟件建立試驗(yàn)件有限元模型并對(duì)其進(jìn)行應(yīng)力分析。

圖1 機(jī)翼壁板裂紋試驗(yàn)件

根據(jù)有限元應(yīng)力計(jì)算結(jié)果，受載較嚴(yán)重的連接件為各零件連接部位外圍連接件，其中壁板、蓋板和長(zhǎng)桁連接部位的外圍連接件受載最嚴(yán)重。壁板應(yīng)力云圖如圖2所示。

圖2 有限元分析應(yīng)力云圖

3 試 驗(yàn)

3.1 試驗(yàn)設(shè)備及要求

試驗(yàn)設(shè)備采用SDM1000電液伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)。根據(jù)上述有限元分析結(jié)果，在計(jì)算得到的應(yīng)力集中部位、易產(chǎn)生裂紋的關(guān)鍵部位及試驗(yàn)考核部位粘貼一定數(shù)量的應(yīng)變片。試驗(yàn)載荷譜為某型飛機(jī)的飛續(xù)飛隨機(jī)載荷譜，根據(jù)等損傷原則將原有的5級(jí)譜進(jìn)行等損傷合并，對(duì)合并完的載荷譜進(jìn)行濾波處理，以加快試驗(yàn)進(jìn)度。試驗(yàn)加載頻率f為5～10Hz，加載精度為1%。試驗(yàn)前預(yù)測(cè)裂紋可能產(chǎn)生的部位，試驗(yàn)過程中定期檢查裂紋的萌生，用帶500倍放大功能的USB視頻顯微鏡連接到電腦上進(jìn)行裂紋檢測(cè)。

3.2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

對(duì)機(jī)翼壁板裂紋試驗(yàn)件進(jìn)行損傷容限(裂紋擴(kuò)展)試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果顯示，38226次循環(huán)時(shí)，發(fā)現(xiàn)孔邊A左出現(xiàn)9.9mm裂紋，A右出現(xiàn)10.4mm裂紋，同時(shí)B左出現(xiàn)1.3mm裂紋，B右出現(xiàn)9.4mm裂紋。隨后，裂紋出現(xiàn)順序?yàn)镈左→B右和C左連通→C右→A左和C右連通→E右、F左、F右分別出現(xiàn)裂紋(1.3mm、0.5mm、0.5mm)→D右、E左均出現(xiàn)裂紋→裂紋繼續(xù)擴(kuò)展直至試件斷裂。圖3是試驗(yàn)件典型開裂模式，裂紋從修補(bǔ)蓋板邊緣與蒙皮連接的鉚釘孔邊(圖3中位置A)萌生，繼續(xù)擴(kuò)展后，在修補(bǔ)蓋板與長(zhǎng)桁連接的鉚釘孔邊(圖3中位置F、E、D、G)相繼出現(xiàn)裂紋并向兩側(cè)擴(kuò)展(即多部位損傷)，最終導(dǎo)致試驗(yàn)件斷裂。

圖3 機(jī)翼壁板試驗(yàn)件典型開裂模式

4 損傷容限分析

4.1 損傷容限模型

借助ASDT軟件對(duì)修理部位進(jìn)行損傷容限分析，按試驗(yàn)件觀察得到的某段裂紋擴(kuò)展模式進(jìn)行分析，選取鉚釘孔F處壁板裂紋，其初始裂紋為F左=0.5mm，F(xiàn)右=0.5mm，擴(kuò)展至F左=12mm，F(xiàn)右=13mm，所需材料屬性及應(yīng)力強(qiáng)度因子取自《民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限分析手冊(cè)-損傷容限設(shè)計(jì)與分析》[7]，載荷譜按試驗(yàn)譜選取，即為42.987kN/-4.730kN，應(yīng)力譜峰值應(yīng)力為228.656MPa、谷值應(yīng)力為-25.16MPa。

4.2 計(jì)算結(jié)果

圖4給出了計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比情況。從圖中可以看出，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，說明裂紋擴(kuò)展模型是有效的，其計(jì)算壽命為213539載荷循環(huán)，試驗(yàn)壽命為260706載荷循環(huán)，計(jì)算裂紋擴(kuò)展壽命小于試驗(yàn)壽命，趨于保守。

圖4 F孔孔邊裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)對(duì)比

5 結(jié) 論

本文對(duì)機(jī)翼壁板裂紋修理結(jié)構(gòu)進(jìn)行細(xì)節(jié)有限元應(yīng)力分析，在此基礎(chǔ)上，預(yù)計(jì)損傷模式，開展典型結(jié)構(gòu)修理的損傷容限試驗(yàn)，進(jìn)行裂紋擴(kuò)展壽命估算，可以得到以下幾點(diǎn)結(jié)論：

(1)有限元應(yīng)力分析得到的疲勞危險(xiǎn)部位與試驗(yàn)結(jié)果一致，說明有限元模型和應(yīng)力分析結(jié)果是有效的。

(2)機(jī)翼壁板裂紋試驗(yàn)件的典型開裂模式：從修補(bǔ)蓋板邊緣與蒙皮連接的鉚釘孔邊萌生裂紋，繼續(xù)擴(kuò)展后，在修補(bǔ)蓋板與長(zhǎng)桁連接的鉚釘孔邊相繼出現(xiàn)裂紋并向兩側(cè)擴(kuò)展(即多部位損傷)，直至試驗(yàn)件斷裂。

(3)按試驗(yàn)件觀察得到的裂紋擴(kuò)展模式進(jìn)行分析，計(jì)算得到的裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)與試驗(yàn)結(jié)果趨勢(shì)吻合，計(jì)算裂紋擴(kuò)展壽命小于試驗(yàn)壽命，趨于保守。