某型飛機(jī)導(dǎo)管與結(jié)構(gòu)干涉問題的處置及強(qiáng)度評估

王秋實(shí)

DOI：10.16660/j.cnki.1674-098X.2017.11.023

摘 要：結(jié)構(gòu)干涉是飛機(jī)制造過程中常見的一種超差情況，如何處置及對處置方案的強(qiáng)度評估十分重要。針對某型飛機(jī)導(dǎo)管與結(jié)構(gòu)干涉的問題，該文給出處置方案，并從靜強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度及損傷容限三個方面對該方案進(jìn)行強(qiáng)度評估。結(jié)果表明，該處置方案對結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度和損傷容限的影響可以接受。

關(guān)鍵詞：飛機(jī) 干涉 處置 強(qiáng)度評估

中圖分類號：V245 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2017）04（b）-0023-02

在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，，結(jié)構(gòu)干涉是一種典型的工程問題，其處置方法一般是在保證處置方案對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響可以接受的情況下，根據(jù)相應(yīng)工藝程序文件對可修切部件進(jìn)行局部修整直至滿足實(shí)際要求，同時需要對處置方案進(jìn)行強(qiáng)度評估，保證該方案的可行性。

1 問題描述及處置方案

起落架艙框滑輪組件防護(hù)罩和回油管之間間隙上部為4 mm，下部局部挫修3 mm后間隙為3 mm，不符合要求。工程處置方案為對防護(hù)罩局部進(jìn)行修整，保證修整邊圓滑過度，修整深度不超過3 mm，長度不超過30 mm，修整后按使用環(huán)氧底漆進(jìn)行補(bǔ)漆。防護(hù)罩局部修整位置如圖1所示。

2 處置方案強(qiáng)度評估

2.1 靜強(qiáng)度評估

該防護(hù)罩承受最嚴(yán)重的載荷是輪胎爆破時形成的爆破噴流，需要分別校核結(jié)構(gòu)在正面氣流壓力和側(cè)向氣流壓力兩種工況下的裕度。

該節(jié)基于ABAQUS對修整前后的結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元分析。結(jié)構(gòu)材料為17-7PH不銹鋼，E=200 GPa，μ=0.28，采用C3D8R單元劃分網(wǎng)格，在防護(hù)罩與其他結(jié)構(gòu)固定的4個角片上約束所有平移自由度，載荷為等效靜壓，其中正面氣流壓力工況下的等效靜壓為0.610 3 MPa，側(cè)向氣流壓力工況下的等效靜壓為0.137 3 MPa，兩種工況下的邊界條件及載荷分別如圖2所示。

對修整前結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元分析，正向、側(cè)向載荷工況下的分析結(jié)果如圖3、4所示。正向、側(cè)向載荷工況下最大Mises應(yīng)力分別是835 MPa、1 105 MPa。

對修整后結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元分析，正向、側(cè)向載荷工況下的分析結(jié)果如圖5、6所示。正向、側(cè)向載荷工況下最大Mises應(yīng)力分別是812 MPa、1 126 MPa。

提取修理前后修理區(qū)域最大應(yīng)力如表1所示。

由表1可知，結(jié)構(gòu)修理前后總體應(yīng)力分布變化不大，然而對修理區(qū)域的應(yīng)力分布有一定影響。雖然結(jié)構(gòu)安全裕度較小，但還是大于0，所以超差修理后靜強(qiáng)度是可接受的。

2.2 疲勞強(qiáng)度評估

疲勞損傷主要由地空地循環(huán)和1 g應(yīng)力顯著變化引起的主循環(huán)造成，該防護(hù)罩在飛機(jī)使用過程中僅是保護(hù)相應(yīng)管路而不承受和傳遞載荷，其應(yīng)力應(yīng)變主要是變形協(xié)調(diào)引起，因此，該結(jié)構(gòu)在地空地循環(huán)及主循環(huán)中應(yīng)力水平與地空地許用應(yīng)力相比是很低的，以至于難以產(chǎn)生疲勞損傷，所以結(jié)構(gòu)的疲勞裕度很大。

防護(hù)罩經(jīng)過局部修切后，對遠(yuǎn)離修切區(qū)域的應(yīng)力影響不大，對修理周邊區(qū)域的應(yīng)力分布有一定影響，由于修切是按相應(yīng)工藝規(guī)范進(jìn)行的，不會造成嚴(yán)重的應(yīng)力集中，參照表1可知這種局部修切對周邊區(qū)域應(yīng)力分布的影響也是有限的。

DFR計(jì)算公式為：

（1）

修理方案沒有改變影響DRF的修正系數(shù)A、B、C、D、E、U、RC，所以沒有改變DFR值。

所以對于修切周邊以外的區(qū)域而言，修理方案不會改變其疲勞裕度，而對于修切周邊區(qū)域，修理方案對疲勞裕度改變是有限的。所以，超差修理后疲勞強(qiáng)度可以接受。

2.3 損傷容限評估

該防護(hù)罩從飛機(jī)上脫落或喪失其功能后不影響飛機(jī)的安全飛行，沒有必要從裂紋擴(kuò)展、剩余強(qiáng)度方面考慮其損傷容限特性，對其維護(hù)僅取決于經(jīng)濟(jì)性。

由于該防護(hù)罩不在裂紋擴(kuò)展分析范圍內(nèi)，因此，對結(jié)構(gòu)檢查大綱的檢查門檻值及檢查間隔沒有影響。

2.4 結(jié)論

強(qiáng)度評估計(jì)算結(jié)果表明，該超差處置方案對結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度和損傷容限的影響是可接受的。

3 結(jié)語

當(dāng)民用飛機(jī)制造過程中出現(xiàn)結(jié)構(gòu)干涉問題時，一般是依據(jù)相應(yīng)工藝程序文件對可修切部件進(jìn)行局部修整直至滿足現(xiàn)實(shí)要求。

使用有限元方法對處置方案進(jìn)行靜強(qiáng)度評估是可行的；對于疲勞強(qiáng)度，可以使用細(xì)節(jié)疲勞額定值（DFR）法計(jì)算超差處理后的裕度；對于損傷容限，可依據(jù)結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度及裂紋擴(kuò)展特性得出裂紋擴(kuò)展壽命及裂紋擴(kuò)展壽命曲線，進(jìn)而確定超差處置對結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的裂紋檢查門檻值以及重復(fù)檢查間隔的影響。

在表明超差處置方案對結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度及損傷容限的影響可接受后，才能確保結(jié)構(gòu)修理方案能使飛機(jī)結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)所預(yù)期的完整性。

參考文獻(xiàn)

[1] 王勖成.有限單元法[M].北京：清華大學(xué)出版社，2003.

[2] 鄭曉玲.民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計(jì)手冊（上冊）[M].北京：航空工業(yè)出版社，2003.

[3] 民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計(jì)手冊（下冊）[M].北京：航空工業(yè)出版社，2003.