飞机气密球面框典型连接结构疲劳分析

王卫伟，王慧梅

(中航西飞民用飞机有限责任公司 工程技术中心，西安 710089)

0 引言

民用飞机机身气密舱的末端框一般设计为球面框，这样设计是为了能较好地将框承受的气密载荷传递给机身壁板。球面框一般布置在机身环向连接位置，整个连接区既要承受球面框增压产生的斜向拉伸载荷，又要承受机身对连接区传递的机身轴向载荷，结构传力较复杂，常规分析方法难以进行准确疲劳评估[1-4]。通过对球面框典型连接结构开展疲劳试验，用于评估现有疲劳分析的合理性，从而保证飞机结构设计达到高可靠性要求，为飞机球面框疲劳分析提供参考。

1 试验规划

选取球面框与机身蒙皮连接区一个长桁间距的典型结构作为试验件。

试验件分为两组(以下称为试验件构型Ⅰ、试验件构型Ⅱ)，两组试验件结构形式完全一致，不同之处为连接区选用紧固件的类型，试验件如图1所示。试验件构型I，框与角材连接区的紧固件为铆钉；试验件构型II，框与角材连接区的紧固件为高锁螺栓，试验件的连接区紧固件如图2所示，两组试验件其它部位的紧固件相同。试验件构型Ⅰ为6件，试验件构型Ⅱ为5件，共计11件。

图1 试验件示意图

图3试验件约束及加载示意图

根据球面框的受载形式，试验件在框和后蒙皮长桁端部进行固定约束；在球面框角材和前蒙皮长桁端部进行两点协调加载，试验件约束及加载如图3所示，其中A加载端施加球面框增压产生的斜向拉伸载荷，B加载端施加机身轴向载荷。根据试验件的约束及加载要求，对约束及加载端进行工装夹具设计，包括后蒙皮长桁端部约束、框端部约束和A、B加载端四部分工装夹具设计，工装夹具材料均采用Q235结构钢。夹具设计应有足够的强度，不能在试验过程中先于试验件破坏。

2 疲劳试验结果

构型I的6件试验件疲劳裂纹均出现在铆钉孔处，裂纹继续扩展，最后整个角材断裂。构型Ⅱ的5件试验件疲劳裂纹均出现在角材弯边区，裂纹沿角材弯边区域继续扩展，最后整个角材断裂。因试验件疲劳裂纹出现位置具有很高的一致性，对试验件构型I选取1个试验件(编号I-2)的典型疲劳断裂照片，试验件构型I-2断裂后正面及细节照片如图4所示；对试验件构型Ⅱ选取1个试验件(编号Ⅱ-4)的典型疲劳断裂照片，试验件构型II-4断裂后正面及细节照片如图5所示。

3 分析模型建立

依据试验件数学模，建立球面框典型连接结构试验件细节有限元模型。蒙皮、长桁、带板、对接带板、框、角片都简化成SHELL单元，紧固件简化成CBUSH单元。连接区的框与角材、角材与蒙皮对接带板之间建立GAP单元，用于模拟结构之间的间隙和接触，试验件细节有限元模型如图6所示。

图4 试验件构型I-2断裂后正面及细节照片

图6 试验件细节有限元模型

图8试验件构型II细节有限元模型应力分布云图

试验件构型Ⅰ，细节模型的网格尺寸大约为4 mm,两个紧固件之间划分5个单元，用NASTRAN SOL106求解器进行非线性求解运算，得到试验件构型I细节有限元模型应力分布如图7所示。

对于试验件构型Ⅱ，破坏部位在角材弯边区域，需要更细的网格，故网格尺寸大约为2 mm，两个紧固件之间划分10个单元，用NASTRAN SOL106求解器进行非线性求解运算，得到试验件构型II细节有限元模型应力分布如图8所示。

4 疲劳试验与仿真分析结果对比

4.1 疲劳试验数据分析

根据试验件构型I、试验件构型II的疲劳试验结果(疲劳试验结果如表1)，采用《民机结构耐久性与损伤容限设计手册(上册)》(以下简称《手册》)6.2章节中的方法[5]，计算试验件构型I的基本可靠性寿命。

表1 疲劳试验结果

第一步，计算特征寿命：对铝合金，α=4.0，故特征寿命为：

第二步，计算系数：

依据《手册》[5]，按代表主要结构试件的等幅载荷试验，试件系数ST取值1.3；按每个试件含一个主要结构件，置信系数SC取1.155；按铝合金对应可靠度95 %，可靠性系数SR取2.1。

第三步，计算疲劳可靠性寿命：

依据以上方法，计算得到试验件构型Ⅱ的疲劳可靠性寿命为50208。

4.2 试验件构型I疲劳分析

结合疲劳试验结果，对于试验件构型I选取铆钉孔作为分析部位，进行疲劳寿命分析，分析方法采用双向受载DFR方法。

首先，采用细节模型中的纵向应力作为分析参考应力，具体取值方法为：选取两个铆钉之间单元(5个单元)的两个表面的纵向应力值，应力取值如图9所示。

图9应力取值示意图

分别求得拉伸应力和弯曲应力，按下面的公式求得参考应力。

σ=σt+σb/1.2

其中，σt为拉伸应力，σb为弯曲应力。然后取5个单元的参考应力平均值，可得：

根据《手册》[5]，DFRbase计算时，基于典型细节为多排紧固件连接，Ktg=3.0，由于分析部位主要承受弯曲载荷，需要对细节模型提取的参考应力进行转化。依据图表计算得出弯曲载荷下的Ktg=2.18。

故分析部位(铆钉孔)的参考应力为：

σref=σ·2.18/3.0=202.86 MPa

然后，采用双向受载DFR方法通过计算得到分析部位的疲劳可靠性寿命如下：N95/95=34206次飞行起落。

4.3 试验件构型II疲劳分析

对于试验件构型II选取角材弯边处作为分析部位，进行疲劳寿命分析，分析方法采用缺口DFR方法。

采用细节模型中的纵向应力作为分析参考应力，具体取值方法为：选取两个钉间距长度范围内单元(10个单元)的两个表面的纵向应力值，应力取值示意图如图10所示。

图10应力取值示意图

分别求得拉伸应力和弯曲应力，对10个单元的参考应力取平均值，可得：

采用《手册》中缺口DFR计算方法对分析部位进行疲劳分析，得到分析部位的疲劳可靠性寿命如下：N95/95=28659次飞行起落。

4.4 疲劳试验寿命与疲劳分析寿命对比分析

疲劳试验结果与疲劳分析结果的对比如表2所示。

表2 疲劳试验结果与疲劳分析结果的对比

5 结论

根据疲劳试验结果、仿真分析结果，能够得到以下结论：

(1)铆钉孔部位和角材弯边部位为球面框典型连接区域的疲劳薄弱部位，结构疲劳寿命主要受球面框增压产生的拉伸附加弯曲应力影响；

(2)应用细节有限元模型结合《手册》中的DFR疲劳分析方法，分析结果相对于试验结果较保守，分析方法合理、有效，计算值与试验值的相对偏差在工程上是可接受的，可应用于球面框结构的疲劳分析，具有较强的工程应用价值。