某型安装支架的疲劳寿命分析

张 磊 彭海军 杨建新

1.海军驻洛阳地区航空代表室，河南 洛阳，417009；2.海军航空工程学院青岛分院，山东 青岛，266041

某型安装支架的疲劳寿命分析

张 磊1彭海军2杨建新2

1.海军驻洛阳地区航空代表室，河南 洛阳，417009；2.海军航空工程学院青岛分院，山东 青岛，266041

某设备通过安装支架固定在飞机座舱中，在飞机大幅度、长时间的剧烈振动下，支架结构在薄弱点处发生断裂。采用Catia和UG对该设备及其安装支架建立三维模型，对设备装配的振动模态、安装支架的应力分布及安装支架尺寸对疲劳寿命的影响进行了分析和计算。计算结果表明，侧壁厚度对支架寿命影响很小，Z向振动是导致安装支架断裂的主要原因，断裂发生在Z向应力集中处。计算结果与故障现象一致。

安装支架；应力；疲劳寿命

某设备是飞行员了解机上各类设备工作状态的显示设备，通过安装支架固定在座舱的正前方。在使用过程中，因机体的剧烈振动导致支架出现裂缝，严重时有断裂的危险[1]。分析其振动模态、应力分布，确定失效原因，对于预测其工作寿命和改进结构设计具有重要意义[2]。本文对该设备和安装支架分别建立有限元模型，采用有限元方法对两种尺寸的支架进行计算，并分析其失效原因。

1 几何模型和有限元模型

通用有限元计算软件具有完整的建模、计算和数据后处理功能，但是对复杂结构的建模非常繁琐，因此使用Catia软件对该设备结构建立几何模型，采用UG对支架建立几何模型。该设备的装配几何模型及坐标系如图1所示。据图1对设备和安装支架进行有限元网格划分，得到有限元模型如图2所示。图中底部绿色部分表示安装支架。

2 有限元计算

根据图2所示有限元模型，采用阻尼法计算其振动模态及共振频率，采用模态叠加法计算随机振动的动应力，采用应变寿命法计算其疲劳寿命。

2.1 模态分析

在各种随机振动频率的激励下，计算该设备及其安装支架的振动模态和共振频率。图3和图4是支架侧壁厚度为6mm时，设备及其安装支架的共振模态。由图可看出，第6阶共振频率为264Hz，因此振动失效的主要分析频段在1kHz以内。

2.2 等效应力计算

根据第四强度理论（形状改变比能理论），在复杂应力状态下，材料达到危险状态的标志是形状改变比能vd达到简单拉伸或压缩时形状比能的极限值vd0[3]。Von Mise应力就是复杂应力状态下材料内部的等效应力。

首先计算最大等效应力的分布位置，如Z向随机振动的最大应力发生部位如图5所示。在各方向最大应力发生部位处，计算Von Mise应力功率谱密度，如图6所示。

图5 Z向随机振动最大应力发生部位

图6 X、Y和Z向随机振动最大应力点处的Von Mise应力功率谱密度

表1 安装支架的峰值应力（MPa）

由图6可见，Z向应力峰值最大，因而也是研究的重点。实际故障现象也反映Z轴应力最大部位最易发生断裂。选用强度高，密度较低的铝合金ZL101为支架材料，其强度极限为245MPa，屈服强度为169Mpa[4]。按随机响应的Von mise应力均方根值3倍计算峰值应力。对于侧壁厚度分别为6mm和7mm的支架，其峰值应力分别为表1所示。

由表可看出，侧壁厚度对Z向峰值应力影响较小。Z向的应力峰值超出了材料屈服强度，有可能导致材料失效，而X和Y向的应力峰值都在安全范围之内。图7为壁厚为6到10mm时，Z向峰值应力变化情况（以6mm壁厚为参考值）。曲线表明，增加壁厚并不能显著降低结构内部Z向峰值应力。

图7 Z向峰值应力与侧壁厚度的关系

从结构上看，最大应力处有应力集中现象，因此Z向应力破坏与倒圆角有重要关系[5]。

2.3 疲劳寿命计算

由载荷时间历程和材料应变寿命曲线计算结构危险点处疲劳损伤和寿命，如图8～10所示。

对应时刻T= 26.21秒，计算出该时间长度下Z向振动的故障率Damage3=1.069×10-3，据此计算出疲劳寿命为Life=T/（3600×Damage）=6.8h，该时间即出现工程裂纹的估计时间。用同样的方法计算出X向振动的故障率为2.438×10-8，疲劳寿命3×105h；Y向振动的故障率6.323×10-7，疲劳寿命1.15×104h。由计算结果也可以看出安装支架的寿命主要受到Z向振动的疲劳寿命影响。

3 结论

本文通过对某设备及其安装支架建立有限元模型，对其随机振动应力分布进行有限元计算，根据计算结果对安装支架疲劳寿命进行了预测。计算和实践均表明，支架内部最大应力发生在Z方向，断裂处发生了应力集中现象，增加支架侧壁厚度并不能有效降低Z向应力水平。本文的分析也表明，改善支架圆倒角，对结构进行总体优化设计，是提高该设备安装支架寿命的有效途径。

[1] 熊华钢, 王中华．先进航电综合技术[M]．北京：国防工业出版社. 2009

[2] 邱法聚, 王洋定．基于局部应力应变法的大型港口起重机疲劳寿命估算[J]． 起重运输机械. 2009,2

[3] 干光瑜, 秦惠民．材料力学[M]．北京：高等教育出版社.2004

[4] 陆明炯．实用机械工程材料手册[M]．沈阳：辽宁科学技术出版社.2004

[5] 杨波, 戴国欣．倒圆角三角形弦支穹顶结构预应力优化[J]．建筑结构.2010, 5

Fatigue Life Analysis of Installation Bracket

ZHANG Lei1PENG Haijun2YANG Jianxin2
(1 Aeronautical Military Representative Office of Navy in Luoyang, Luoyang, 417009 2 Nava Aeronautical Eng. Institute Qingdao Branch, Qingdao, 266041)

A equipment is mounted in cockpit through installation bracket, witch may crack under long-time,fierce vibration. The 3D models of the equipment and its installation bracket are created by Catia and UG. Vibration models, stress distributing and effect of bracket dimension on fatigue life are calculated and analyzed. The analysis shows that the thickness of installation bracket has little effect on fatigue life; vibration in z axis has most effect; failure appears near where stress concentrates. The conclusion shows no difference with experience.

Installation bracket; Stress; Fatigue life

10.3969/j.issn.1001-8972.2011.005.028

张磊（1977-），男，本科，工程师，研究方向：武器控制与火控，光电技术。