某飞机垂尾安装框裂纹对飞行限制影响

于克杰，韩 明

(1.空军第一航空学院，河南信阳 464000;2.北空航修厂，石家庄 050001)

在空战中，由于作战飞机可能遭受疲劳载荷、严重过载以及炮火打击的诸多作用，造成飞机机身结构损伤的几率大大增加。一般来讲，飞机重要加强框的损伤在平时飞行训练中是不允许存在的，即便是微小的裂纹、划伤等损伤［1-3］。然而，在战争的紧急情况下，高出动率的要求必然需要损伤飞机能够尽可能再次参加作战，即在保证飞机安全的前提下，允许飞机带伤复飞，但飞行动作必须有一定的限制要求。本文针对某型飞机垂尾安装框裂纹损伤对复飞飞行姿态控制的限制情况进行了分析，对评定飞机带伤飞行具有一定的借鉴意义。

1 垂尾安装框及其受力情况

分析部位为某型飞机后机身的垂尾安装框—42 框，该框位于后机身中部，是后机身最重要的横向主承力构件之一，框的外侧是连接垂尾的承力接头，此接头与垂尾后大梁的固定接头连接，主要传递垂尾传来的载荷，该框的损伤对垂尾的侧向受力影响极大［4-5］。由于垂尾所承受的载荷主要取决于方向舵的偏角和飞机的侧滑角度，因此，当后机身42 框损伤后，必然会影响到垂尾方向舵的最大偏转角度以及飞机的最大侧滑角度［6-7］。为保证安全，必须对42 框损伤后的方向舵最大偏转角度和飞机最大侧滑角度进行计算分析。

42 框结构如图1 所示(飞机为双发动机结构，此处仅示出右侧部分)。42 框由6 段钛合金BT20 模锻件焊接而成，剖面形状为典型的“工”字形剖面，具体尺寸见图2。

图1 42 框结构简图

图2 计算部位剖面图

2 有限元计算模型建立与计算

为了准确模拟受损框周围的边界条件，计算在飞机全机有限元模型基础上分析受力情况，按垂尾Ⅳ的设计情况进行载荷计算。利用MSC.Patran 前后处理器建立模型并输出有限元计算结果，利用MSC.Nastran 进行求解。考虑增加安全性余度，假设42 框上应力水平最高的部位产生裂纹损伤，具体裂纹位置见图1 所示。该位置位于飞机后机身12 长桁～13 长桁间。计算时，假设计算位置即42 框外侧缘条上产生了穿透性裂纹损伤，裂纹方向为全机坐标系的X 轴方向上。该处缘条厚度为17 mm，41 框至42 框间距为335 mm，蒙皮材料为钛合金ОТ4，厚度为δ=1.5 mm，42 框至43 框间距为263 mm，蒙皮材料同为钛合金ОТ4，厚度为δ=1.2 mm。

细化该处有限元网格，采用多点约束(MPC)与原模型节点连接，以保证细化模型与总体模型位移的连续性。在缘条宽度范围内的单元厚度为δ=18.5 mm 和δ=18.2 mm，其余单元厚度取该处蒙皮厚度。细化后的有限元模型如图3所示。

图3 局部细化后的有限元模型

计算部位的材料属性:BT20 模锻件，弹性模量E =117 700 MPa，泊松比μ=0.3，强度极限σb=930 MPa，屈服极限σ0.2=830 MPa，延伸率δ=6，断面收缩率ψ=12。

取裂纹损伤尺寸为0、10、20、30、40、50 mm 6 种情况进行计算，具体计算时根据不同损伤尺寸分别建立有限元细节模型，计算出各离散点的应力结果，然后将各离散点的数据统一处理，再给出安全飞行限制的参数曲线。

3 计算结果分析

3.1 未损伤结构的应力水平

当结构没有损伤时，结构细化后计算的应力结果云图如图4 所示。图4 中仅给出计算部位中心应力分布。

图4 未损伤时计算部位应力水平云图

3.2 穿透裂纹型损伤条件下最大偏转角度和侧滑角度

穿透裂纹型损伤采用细化后的有限元模型，对挖空损伤部位的单元进行计算，得到损伤后的应力水平。裂纹方向为全机坐标系的X 轴方向上。为了简化模型，只列出长度为40mm 的穿透裂纹型损伤计算结果云图，如图5 所示。

图5 40 mm 穿透裂纹型损伤计算结果云图

在进行强度分析时，选取的应力必须为最大主应力。考虑到裂纹尖端应力集中的影响，最大主应力一般情况下是选取与裂纹尖端一定距离(一般取孔边7 mm)区域的应力。后机身42 框未损伤时设计应力值σ =585 MPa，因此可以取σ=585 MPa 作为基准应力进行对比分析。上述尺寸穿透裂纹型损伤计算结果见表1。

不同穿透裂纹型损伤对方向舵最大偏转角度和飞机最大侧滑角度的限制曲线如图6 所示。

表1 穿透裂纹型损伤计算结果

图6 穿透裂纹型损伤飞行限制曲线

基于以上的计算结果，由于42 框是后机身重要的横向承力构件，受力较复杂，加之框缘条相对较厚，如果框缘条出现裂纹损伤，唯一可行的修理方案就是采用局部加强法修理，但考虑到损伤结构修理的开敞性及战时条件的限制，对42 框损伤可以不进行修理，只对飞机进行一定程度的姿态限制，在飞行任务完成后必须及时对损伤框跟踪检查。

4 结论

后机身垂尾安装框42 框的整体应力水平较高，在战争条件下修理难度大，耗时长，一旦出现损伤，应结合损伤的具体部位，根据损伤处的应力水平状况，通过限制方向舵偏角和限制飞机侧滑角来保证飞机的安全。在对后机身垂尾安装框-42 框战伤结构强度计算中，由于计算的部位是42 框最大应力区，如果按本文图6 中给出的曲线处理42 框其他部位的损伤问题，结果会偏于保守。

［1］张建华.飞机战伤抢修工程学［M］.北京:航空工业出版社，2001:20-42.

［2］航空工业部科技委员会.飞机结构损伤容限设计指南［M］.北京:航空工业部科技情报研究所出版，1985:17-29.

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［4］肖业伦，金长江.大气扰动中的飞行原理［M］.北京:国防工业出版社，1993.

［5］沈阳飞机制造公司. × ×型飞机技术说明书［Z］.沈阳:沈阳飞机制造公司，2001.

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