某型飛機(jī)環(huán)形結(jié)構(gòu)加強(qiáng)箍結(jié)構(gòu)優(yōu)化

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0 引言

某型飛機(jī)環(huán)形結(jié)構(gòu)加強(qiáng)箍搭接下陷區(qū)在遠(yuǎn)低于使用壽命時(shí)出現(xiàn)裂紋，研究此類常見(jiàn)結(jié)構(gòu)的失效原因十分有必要。本文從多個(gè)方面對(duì)可能造成裂紋原因進(jìn)行分析并提出改進(jìn)方案。

1 故障介紹

某型飛機(jī)環(huán)形結(jié)構(gòu)加強(qiáng)箍裂紋形態(tài)如圖1所示，筋條彎頭裂開(kāi)、立筋裂開(kāi)至底部。發(fā)生裂紋故障的加強(qiáng)箍A段為厚度1.2mm的鈑金件，材料為L(zhǎng)Y12。加強(qiáng)箍A段與B段通過(guò)3只HB6298-3.5連接，加強(qiáng)箍與環(huán)形結(jié)構(gòu)內(nèi)蒙皮一側(cè)通過(guò)2只HB8066-4和一只5mm托板螺母連接，結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖1 發(fā)生裂紋故障的加強(qiáng)箍結(jié)構(gòu)示意

圖2 結(jié)構(gòu)示意圖

2 裂紋原因分析

為了確定裂紋出現(xiàn)的原因建立了故障樹(shù)，對(duì)故障樹(shù)中的3個(gè)底事件進(jìn)行逐項(xiàng)排查。根據(jù)故障樹(shù)，裂紋可能原因是：(1)靜強(qiáng)度破壞；(2)制造初始缺陷破壞；(3)振動(dòng)破壞。

2.1 靜強(qiáng)度分析 環(huán)形結(jié)構(gòu)內(nèi)壁主要承受氣動(dòng)載荷，加強(qiáng)箍主要起維持環(huán)形結(jié)構(gòu)外形作用。建立細(xì)節(jié)有限元模型，同時(shí)為了真實(shí)模擬裂紋產(chǎn)生部位的邊界條件，將建模范圍擴(kuò)大至裂紋發(fā)生部件前、后框?？ü?、框等結(jié)構(gòu)均采用殼單元模擬，各結(jié)構(gòu)間的連接件通過(guò)MPC單元模擬。約束有限元模型中前、后框3個(gè)平動(dòng)位移，在環(huán)形結(jié)構(gòu)內(nèi)測(cè)施加最大壓力載荷。采用MSC.Nastran進(jìn)行分析計(jì)算，加強(qiáng)箍產(chǎn)生裂紋處應(yīng)力為207MPa，如圖3所示，小于材料破壞應(yīng)力390MPa，不會(huì)發(fā)生靜力破壞，該因素可以排除。

圖3 加強(qiáng)箍應(yīng)力云圖 (單位：MPa)

2.2 制造問(wèn)題分析 加強(qiáng)箍在對(duì)接處存在多個(gè)重疊的鈑金下陷，在車間預(yù)制下陷時(shí)容易對(duì)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生初始損傷，使該處為加強(qiáng)箍的疲勞薄弱部位。材料初始損傷在一定大小的往復(fù)載荷作用下逐步發(fā)展為裂紋，該因素?zé)o法排除。

2.3 振動(dòng)分析 由于裂紋發(fā)生處為加強(qiáng)箍的疲勞薄弱部位，在環(huán)形結(jié)構(gòu)內(nèi)氣流振動(dòng)載荷的作用下，可能會(huì)使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生裂紋。振動(dòng)載荷無(wú)法準(zhǔn)確獲得，結(jié)合以往型號(hào)經(jīng)驗(yàn)該因素?zé)o法排除。

3 優(yōu)化方案

綜合以上原因分析，加強(qiáng)箍在對(duì)接處存在多個(gè)重疊的鈑金下陷，預(yù)制下陷時(shí)容易對(duì)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生初始損傷，造成該處為加強(qiáng)箍的疲勞薄弱部位。初始損傷在一定大小的往復(fù)載荷作用下萌生出裂紋。因此，結(jié)構(gòu)優(yōu)化方向?yàn)闇p少結(jié)構(gòu)下陷、降低局部應(yīng)力。由此，更改原搭接方案，采用增加一機(jī)加件進(jìn)行連接，機(jī)加件材料為7050-T7451，典型厚度1.5mm。新增機(jī)加件立邊與加強(qiáng)箍A段、B段立邊分別通過(guò)3只HB6298-3.5連接，在環(huán)形結(jié)構(gòu)蒙皮一側(cè)與加強(qiáng)箍A段通過(guò)一只5mm托板螺母連接，與加強(qiáng)箍B段通過(guò)2只HB8066-4連接。

3.1 改進(jìn)方案應(yīng)力分析 對(duì)結(jié)構(gòu)改進(jìn)方案進(jìn)行分析計(jì)算，邊界條件與載荷施加與原方案保持一致。計(jì)算得機(jī)加件最大應(yīng)力為123MPa，如圖4所示。低于原加強(qiáng)箍在對(duì)接處(產(chǎn)生裂紋處)應(yīng)力。

3.2 優(yōu)化方案驗(yàn)證 多架采用加強(qiáng)箍新方案的飛機(jī)在經(jīng)過(guò)3倍故障裂紋產(chǎn)生飛行小時(shí)的飛行后，經(jīng)仔細(xì)檢查原裂紋產(chǎn)生區(qū)未發(fā)現(xiàn)裂紋，表明優(yōu)化方案有效解決了原方案存在的問(wèn)題，同時(shí)證明故障原因分析正確。

4 結(jié)論

經(jīng)過(guò)有限元模擬及實(shí)際飛行驗(yàn)證可到以下結(jié)論：加強(qiáng)箍多個(gè)重疊的鈑金下陷對(duì)材料造成損失，從而導(dǎo)致該區(qū)域成為疲勞薄弱部位，在環(huán)形結(jié)構(gòu)內(nèi)氣流振動(dòng)載荷的往復(fù)作用下，使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生裂紋。

根據(jù)此故障件的原因分析及優(yōu)化驗(yàn)證結(jié)果，可為后續(xù)類似結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供以下建議：1、鈑金下陷應(yīng)盡量減小曲率，避免對(duì)結(jié)構(gòu)材料造成嚴(yán)重?fù)p傷。2、搭接下陷設(shè)計(jì)應(yīng)避免位于具有振動(dòng)環(huán)境或高應(yīng)力區(qū)，從而避免結(jié)構(gòu)在工藝缺陷和往復(fù)載荷作用下產(chǎn)生裂紋。3、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中應(yīng)避免多個(gè)下陷區(qū)重疊。