民用飛機(jī)龍骨梁下縱梁結(jié)構(gòu)優(yōu)化分析

王明慶

（中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司，上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210）

民用飛機(jī)龍骨梁下縱梁結(jié)構(gòu)優(yōu)化分析

王明慶

（中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司，上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210）

在民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)中，龍骨梁與龍骨梁下縱梁之間一般通過拉桿或角片的方式進(jìn)行連接，當(dāng)龍骨梁變形時(shí)，龍骨梁下縱梁所受到的附加載荷大小與它們之間的連接方式密切相關(guān)，如果連接方式設(shè)計(jì)不當(dāng)，龍骨梁下縱梁會(huì)出現(xiàn)較為嚴(yán)重的疲勞問題。通過疲勞試驗(yàn)及有限元分析論證了龍骨梁下縱梁疲勞破壞的原因，提出了該處連接需要弱化彎曲剛度的設(shè)計(jì)要點(diǎn)，可為龍骨梁下縱梁與龍骨梁之間的連接設(shè)計(jì)提供一定參考。

民用飛機(jī)；龍骨梁下縱梁；結(jié)構(gòu)優(yōu)化；疲勞強(qiáng)度；

民用飛機(jī)龍骨梁下縱梁位于機(jī)身龍骨梁下方，起到支撐翼身整流罩的作用。龍骨梁下縱梁一般為盒型梁，主要承受翼身整流罩的氣動(dòng)載荷以及龍骨梁變形引起的附加載荷。由于龍骨梁是機(jī)身主承力構(gòu)件，在飛機(jī)飛行過程中經(jīng)常出現(xiàn)較大變形，使得龍骨梁下縱梁也承受較大的附加載荷[1]，而龍骨梁下縱梁屬于非主承力部件，僅用以支撐翼身整流罩面板，其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)較為單薄[2]。因此，在龍骨梁變形引起的附加載荷作用下，龍骨梁下縱梁容易產(chǎn)生斷裂或疲勞裂紋等問題。本文通過試驗(yàn)及理論計(jì)算分析了該處的應(yīng)力及疲勞情況，并提出了龍骨梁下縱梁連接結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)要點(diǎn)，為龍骨梁下縱梁與龍骨梁之間的連接設(shè)計(jì)提供一定參考。

1 結(jié)構(gòu)介紹

民用飛機(jī)龍骨梁位于中機(jī)身底部，是承受機(jī)身底部縱向載荷的主要部件。龍骨梁下縱梁位于龍骨梁下方，其頂部與龍骨梁下壁板連接，底部與整流罩面板連接，是整流罩內(nèi)部主要的金屬構(gòu)件之一，起到支撐整流罩外形的作用。龍骨梁下縱梁承受的最嚴(yán)重的載荷來自于龍骨梁變形引起的附加載荷，該載荷的大小主要與兩個(gè)因素有關(guān)，一是龍骨梁的變形情況，二是龍骨梁下縱梁與龍骨梁之間的連接形式。龍骨梁的變形情況由機(jī)身整體的受力情況及結(jié)構(gòu)形式?jīng)Q定，在龍骨梁的變形已經(jīng)確定的前提下，龍骨梁下縱梁與龍骨梁之間的連接形式?jīng)Q定了下縱梁所受附加載荷的大小。

一般來講，龍骨梁下縱梁與龍骨梁之間的連接形式分為兩種。一種是使用拉桿連接，另一種方式是使用角片連接，如圖1（a），（b）所示。使用拉桿連接時(shí)，下縱梁受到龍骨梁變形引起的附加載荷很小，基本可以忽略，并且下縱梁腹板高度至少可以降低一半，使得結(jié)構(gòu)重量大大降低，但其缺點(diǎn)在于兩側(cè)腹板之間的空間大部分暴露在外，如果有系統(tǒng)管路從此通過，缺少腹板的保護(hù)會(huì)使得管路受到外來物沖擊的風(fēng)險(xiǎn)會(huì)大大增加。如果使用角片連接，則下縱梁腹板較高，基本上可以封閉兩側(cè)腹板之間的空間，可以對(duì)穿過其中的管路起到有效的保護(hù)作用，但是在這種情況下，角片受到的龍骨梁附加載荷較大，如果結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)不合理，容易產(chǎn)生斷裂或疲勞損傷等情況。

圖1 龍骨梁下縱梁結(jié)構(gòu)示意圖

2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

為了優(yōu)化角片連接的形式使得其疲勞應(yīng)力降低，本文給出了相應(yīng)的試驗(yàn)及計(jì)算分析。龍骨梁下縱梁與龍骨梁之間的角片連接形式按角片方向可以分為兩類，一是角片彎曲方向垂直于航向，二是角片彎曲方向平行于航向，如圖2所示。

圖2 龍骨梁下縱梁與龍骨梁之間的兩種角片連接方式（下文分別稱為A型和B型）

針對(duì)這兩種角片連接方式，分別進(jìn)行了疲勞試驗(yàn)。在試驗(yàn)中，龍骨梁下縱梁一共使用了24對(duì)角片與龍骨梁連接。試驗(yàn)結(jié)果表明，采用A型連接方式時(shí)，經(jīng)過一定的加載次數(shù)，部分角片產(chǎn)生了疲勞裂紋（見圖3），而采用B型連接方式則沒有裂紋出現(xiàn)。另外，采用A型連接方式時(shí)，出現(xiàn)裂紋的角片和立柱主要分布在下縱梁的前后兩端，而靠近中間的角片和立柱則沒有出現(xiàn)裂紋。

圖3A型連接方式下的角片及立柱裂紋

接下來對(duì)這兩種連接方式進(jìn)行理論計(jì)算以分析上述試驗(yàn)結(jié)果出現(xiàn)的原因。計(jì)算采用有限元分析的方法，首先對(duì)立柱與角片連接處的緊固件施加沿航向的1 mm強(qiáng)迫位移，然后計(jì)算立柱上的應(yīng)力分布[3]。兩種連接方式下的立柱應(yīng)力分布如圖4所示。

圖4 兩種角片連接方式的應(yīng)力分布情況

由計(jì)算結(jié)果可以看出，采用A型連接方式時(shí)，立柱上的最大應(yīng)力區(qū)的位置與試驗(yàn)中裂紋出現(xiàn)的位置完全吻合，這也驗(yàn)證了計(jì)算結(jié)果的正確性，此時(shí)立柱的最大拉應(yīng)力為722 MPa.角片上的最大應(yīng)力位于釘孔邊緣處，但在試驗(yàn)中該處并沒有出現(xiàn)裂紋，這可能是由于緊固件的夾緊作用而阻止了該處的裂紋產(chǎn)生。除了釘孔周圍以外，其他位置的最大應(yīng)力為497 MPa，其位置也剛好對(duì)應(yīng)于試驗(yàn)中裂紋出現(xiàn)的位置。采用B型連接時(shí)，立柱的最大應(yīng)力為179 MPa，僅為A型連接方式的24.79%.

在航向1 mm強(qiáng)迫位移下，兩種連接方式下龍骨梁下縱梁跟隨龍骨梁變形而引起的附加載荷（立柱與角片連接的緊固件處的支反力）經(jīng)計(jì)算分別為2 737 N和28 N.根據(jù)試驗(yàn)測(cè)得的A型連接立柱應(yīng)變數(shù)據(jù)以及有限元分析可以反推出每個(gè)立柱上的附加載荷，如圖5所示。從圖中可以看出，附加載荷呈現(xiàn)出兩端大、中間小的狀態(tài)，即靠近龍骨梁下縱梁前后兩端的立柱附加載荷較大，而中間的立柱附加載荷較小，這與前文所述裂紋主要出現(xiàn)在兩端的立柱上的試驗(yàn)結(jié)果相符，最大的附加載荷為2 123 N，出現(xiàn)在龍骨梁下縱梁最前端的立柱上。

圖5A型連接立柱附加載荷分布情況

由以上分析結(jié)果可以看出，A型連接方式立柱出現(xiàn)疲勞裂紋的主要原因在于，連接角片和立柱具有較高的彎曲剛度，導(dǎo)致龍骨梁下縱梁跟隨龍骨梁變形時(shí)，受到了較大的附加載荷，造成多處部位應(yīng)力較高而產(chǎn)生了疲勞問題。

3 結(jié)束語

龍骨梁下縱梁與龍骨梁之間的連接方式主要分為拉桿連接和角片連接兩種形式，采用拉桿連接時(shí)，龍骨梁下縱梁受到龍骨梁變形所產(chǎn)生的附加載荷較少，不易出現(xiàn)疲勞裂紋。采用角片連接時(shí)，由于連接角片以及與之相連的立柱有一定的彎曲剛度，使得龍骨梁變形時(shí)產(chǎn)生的附加載荷較大，角片及立柱上的應(yīng)力水平較高，容易出現(xiàn)疲勞裂紋。如果使用角片連接，應(yīng)注意將連接處的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)成彎曲剛度盡量小的形式，以降低附加載荷，避免出現(xiàn)結(jié)構(gòu)疲勞問題。

[1]牛春勻.實(shí)用飛機(jī)結(jié)構(gòu)工程設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2008.

[2]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第10冊(cè)（結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)）[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[3]陳海歡，劉漢旭，李澤江.飛機(jī)結(jié)構(gòu)多釘連接有限元計(jì)算與分析[J].航空工程進(jìn)展，2012，3（4）：457-462.

Structure Optimization Analysis of Longitudinal Beam Under Civil Aircraft Keel

WANG Ming-qing
（Shanghai Aircraft Design&Research Institute，Commercial Aircraft Corporation of China，Shanghai 201210，China）

In a civil aircraft，the keel and the longitude beam under the keel is usually connected by means of rods or clips.When the keel is deformed，the additional load on the longitude beam under the keel beam is closely related to the connection between them.If the design is improper，there will be more serious problems of fatigue.In this paper，the fatigue failure of the longitude beam is demonstrated by fatigue test and finite element analysis.The key points of weakening bending rigidity are put forward，which can be used to design the connection between the keel girder and the longitude beam under the keel.

civil aircraft；longitude beam under the keel；structure optimization；fatigue strength

V223.6

A

1672-545X（2017）03-0047-03

2016-12-08

王明慶（1985-），男，上海人，碩士研究生，工程師，主要從事飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)工作。