噴射成形7055鋁合金耳片接頭的應(yīng)用驗(yàn)證研究

徐 茂，彭海鋒，唐義號(hào),項(xiàng)文科

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

高性能材料[1]是現(xiàn)代直升機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中重要的研究?jī)?nèi)容之一。噴射成形7055鋁合金鍛件是一種采用新型噴射成形技術(shù)制備的高性能材料構(gòu)件[2,3]，現(xiàn)已廣泛地應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域。當(dāng)前，國(guó)內(nèi)外直升機(jī)結(jié)構(gòu)主承力構(gòu)件主要采用7050-T7451鋁合金預(yù)拉伸板材[4]設(shè)計(jì)，其屈服極限和疲勞極限分別為420MPa、113MPa，而噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件分別高達(dá)503MPa、200MPa。因此，為更好地研究噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件在直升機(jī)結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用前景，本文選取了某型號(hào)直升機(jī)典型主承力構(gòu)件耳片接頭，使用噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件的力學(xué)性能，采用Patran/Nastran軟件[5]進(jìn)行有限元分析，并與當(dāng)前構(gòu)件使用高強(qiáng)鋁合金7050-T7451預(yù)拉伸板材的使用情況進(jìn)行對(duì)比與討論，為噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件在直升機(jī)結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用奠定工程應(yīng)用基礎(chǔ)。

1 模型及方法

耳片接頭為起落架搖臂與機(jī)身連接接頭，有內(nèi)外兩個(gè)耳片(左側(cè)為內(nèi)耳片)，如圖1所示。其承載大，振動(dòng)大，主要失效方式為疲勞破壞。其中，耳片接頭構(gòu)件輪廓尺寸為127mm×63mm×39mm，耳片外徑為70mm，內(nèi)徑為36mm，厚度為24.5mm。

圖1 耳片接頭結(jié)構(gòu)示意圖

根據(jù)耳片接頭的輪廓尺寸，可選用普通高強(qiáng)鋁合金7050-T7451-δ50.8預(yù)拉伸板和噴射成形7055-T7352-δ50鍛件進(jìn)行制造，其力學(xué)屬性對(duì)比如表1。由表1可知，噴射成形7055鋁合金和高強(qiáng)鋁合金7050的彈性模量和泊松比相同，而屈服極限和疲勞極限有明顯差異。

表1 7055與7050材料的力學(xué)性能對(duì)比

根據(jù)上述的7055和7050材料的屈服極限和疲勞極限，疲勞強(qiáng)度減縮系數(shù)取0.5，疲勞壽命分散系數(shù)取3.5，可分別得到7055和7050材料的全范圍的疲勞S-N曲線，如圖2和3所示。

耳片接頭為低周疲勞，主要的受載工況有12種，其詳細(xì)疲勞載荷譜如表2所示。由表2可知，在工況8下，X、Z向載荷均最大分別為38376N、-13476N；在工況10下，Y向載荷最大-13870N；在工況7下，彎矩Mx最大為14547N·m；在工況12下，彎矩Mx最大為-13358N·m；在工況5下，頻次最大為1.46；在所有工況下，彎矩My均為0。

圖2 7055-T7352-δ50全范圍疲勞S-N曲線

圖3 7050-T7451-δ50.8全范圍疲勞S-N曲線

耳片接頭采用Patran/Nastran軟件建立有限元模型，如圖4所示。整個(gè)模型采用tet4單元模擬，通過shell單元模擬上下縱向蒙皮和長(zhǎng)桁，采用connector單元模擬雙層板鉚釘連接，采用rbe2+beam模擬多層板連接。在內(nèi)外耳片孔中間通過rbe3將載荷分配至內(nèi)外耳片上，并約束面內(nèi)位移自由度。

2 結(jié)果與討論

由于耳片接頭在12種工況下應(yīng)力云圖有部分類似，為不失一般性，選取了典型工況7、8、9和10的應(yīng)力云圖給以說明，分別如圖5-圖8所示。由圖5可知，在工況7下，內(nèi)耳根部周圍和外耳根部轉(zhuǎn)角處及內(nèi)外耳孔區(qū)為高應(yīng)力區(qū)。由圖6可知，在工況8下，外耳根部轉(zhuǎn)角處及內(nèi)外耳孔區(qū)為高應(yīng)力區(qū)。由圖7可知，在工況9下，內(nèi)耳根部周圍及端部為高應(yīng)力區(qū)。由圖8可知，在工況10下，外耳根部轉(zhuǎn)角處和外耳孔區(qū)為高應(yīng)力區(qū)。由此可知，耳片接頭在12種工況下，疲勞危險(xiǎn)部位主要集中在三處：內(nèi)耳片下部倒角區(qū)、外耳片下部倒角區(qū)和內(nèi)耳片附近下凸緣鉚釘孔處。由于鉚釘孔周圍的應(yīng)力相對(duì)并不真實(shí)，一般選取鉚釘孔之間應(yīng)力較大值作為危險(xiǎn)點(diǎn)應(yīng)力。為快速計(jì)算耳片接頭在使用兩種材料下的疲勞使用壽命，并顯著地對(duì)比出耳片接頭在使用兩種材料下的使用效果，本文省略計(jì)算耳片接頭中鉚釘孔的壽命。

表2 耳片接頭疲勞載荷譜

圖4 耳片接頭有限元模型示意圖

圖5 耳片接頭在工況7下應(yīng)力云圖

為計(jì)算耳片接頭關(guān)鍵疲勞危險(xiǎn)部位的應(yīng)力，本文采用線性Goodman曲線[6]進(jìn)行修正，其相應(yīng)的公式如式(1)所示：

(1)

式中：σequ為等效交變應(yīng)力值，σd為交變應(yīng)力，σs為靜態(tài)應(yīng)力，σ0.2為部位材料的屈服極限，Kt為應(yīng)力集中系數(shù)。

圖6 耳片接頭在工況8下應(yīng)力云圖

圖7 耳片接頭在工況9下應(yīng)力云圖

為計(jì)算耳片接頭關(guān)鍵疲勞危險(xiǎn)部位的安全壽命，本文使用構(gòu)件疲勞載荷譜和安全疲勞極限,按式(2)和(3)計(jì)算，具體如下：

(2)

式中：fd為各飛行狀態(tài)損傷系數(shù)，Ni為第i飛行狀態(tài)交變載荷修正值對(duì)應(yīng)的疲勞壽命，ni為載荷譜中第i飛行狀態(tài)交變載荷的頻數(shù)、次，Dh為損傷，1/h，Lg為安全壽命，h、n為飛行狀態(tài)數(shù)。

在12種工況下，施加在載荷作用點(diǎn)的力和彎矩按靜力等效原則分配于內(nèi)外耳片上的剪力和拉力，并按照Airbus計(jì)算方法得出內(nèi)外耳片應(yīng)力，詳細(xì)結(jié)果如表3和表4。

圖8 耳片接頭在工況10下應(yīng)力云圖

表3 內(nèi)耳片使用7055和7050材料的疲勞壽命對(duì)比

表4 外耳片使用7055和7075材料的疲勞壽命對(duì)比

由表3可知，內(nèi)耳片在使用7055和7050材料的力學(xué)屬性計(jì)算后，其疲勞壽命分別為1.40×106h和1.79×104h。由表4可知，外耳片在使用7055和7050材料的力學(xué)屬性計(jì)算后，其疲勞壽命分別為6.65×105h和2.26×104h。由此可知，使用7055材料的耳片接頭在外耳片上疲勞壽命最低，其值為6.65×105h，即為7055材料耳片接頭的疲勞壽命；而使用7050材料的耳片接頭在內(nèi)耳片上疲勞壽命最低，其值為1.79×104h，即為7050材料耳片接頭的疲勞壽命。

圖9 7055與7050材料耳片接頭的疲勞壽命對(duì)比

圖9為耳片接頭在12種工況下分別使用噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件和高強(qiáng)鋁合金7075-T7351預(yù)拉伸板材的疲勞壽命對(duì)比。由圖可知，使用高強(qiáng)鋁合金7050-T7451預(yù)拉伸板材的耳片接頭在12種工況下的疲勞壽命為1.79×104h，剛好滿足12000h疲勞壽命的設(shè)計(jì)使用要求，而使用噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件的疲勞壽命為6.65×105h，相比提高了6.47×105h，疲勞壽命提高了37倍多。由此可知，這種直升機(jī)典型構(gòu)件耳片接頭使用噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件比以前使用高強(qiáng)鋁合金7050-T7451預(yù)拉伸板材的應(yīng)用效果更好。

3 結(jié)論

本文采用對(duì)比討論與分析的方法，分別對(duì)新型噴射成形7055鋁合金鍛件和常用高強(qiáng)鋁合金7050鋁合金板材在某型機(jī)典型主承力構(gòu)件的應(yīng)用進(jìn)行了研究。主要結(jié)論如下：

1)針對(duì)主要考慮疲勞破壞的耳片接頭，噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件的疲勞壽命比現(xiàn)有的7050-T7452鋁合金板材制件的提高了37倍多；

2) 噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件具有大幅度提高耳片接頭疲勞壽命的潛力；

3)噴射成形7055-T7352鋁合金鍛件具有進(jìn)一步優(yōu)化直升機(jī)主承力構(gòu)件設(shè)計(jì)的潛能。