座艙蓋骨架危險薄弱部位可靠性分析研究

邱蕾蕾，王雪，許光群，謝金標

（國營蕪湖機械廠，安徽 蕪湖 241007）

0 引言

某型飛機活動座艙蓋主要由前中后弧框、側骨架、通條壓板和有機玻璃組成[1]，主要作用是為飛行員進出座艙蓋提供通道及良好的飛行視野，同時在飛行中保護飛行員免受外界氣流的影響[2-3]。飛機在服役過程中不僅要承受各種循環加載載荷，同時還需抵擋外來物（如鳥撞等）帶來的沖擊力[4]，這些性能要求座艙蓋結構有足夠的強度來滿足飛行安全。

經外場使用統計，飛機在飛行過程中座艙蓋骨架側型材、前弧支臂及中弧拉桿處等部位裂紋故障的發生概率較高，屬于危險薄弱部位，裂紋的擴展對飛行安全產生較大的影響。針對裂紋擴展規律，Sih[5]和Hartranft[6]研究了復變量方法，結果表明裂紋的強度因子與型材的厚度有著極大的關聯；對于板材在受到拉伸和彎曲載荷時，裂紋失穩后延續擴展準則，Wynn等[7]進行深入研究，結果表明“能量型”準則與實際情況更加吻合；Lanciotti等[8]對鋁合金材質的貫穿性裂紋在拉伸和彎曲應力共同作用下的擴展速率進行了研究，結果表明裂紋擴展速率與拉伸與彎曲應力的占比有關。

本文針對座艙蓋骨架側型材危險薄弱部位進行了損傷容限分析，主要包括未修理下側型材損傷容限、采用1 mm厚鋼板加強后側型材損傷容限，以及1.5 mm厚鋼板加強后側型材損傷容限。研究結果表明，采用鋼板加強后，座艙蓋骨架側型材使用可靠性得到了極大的提升。

1 典型危險薄弱部位介紹

某座艙蓋側型材骨架通過多個鎖環與機身上的鎖鉤相連將座艙蓋固定到前機身上，經過座艙蓋靜力疲勞試驗和外場服役期間故障數據統計，發現座艙蓋鎖環處側型材出現凹坑、裂紋（如圖1）。其主要原因為鎖鉤受載狀態受鎖鉤與鎖環的間隙影響，同時第4把鎖鉤結構不同于其它鎖鉤，而左右兩側鎖環結構形式均相同，靜力試驗顯示第4把鎖環在飛行過程中所承受的載荷最大。

圖1 某型機座艙蓋鎖環處凹坑

2 危險薄弱部位有限元建模

基于ABAQUS有限元軟件建立圖2所示的有限元模型，分別建立以下3種表示不同工況的模型：修理前不含鋼板，修理后鋼板厚度分別為1 mm和1.5 mm。

圖2 有限元建立的側型材與鎖環結構示意圖

其中側型材的材料為鋁合金，力學性能參數為：密度為2700 kg/m3，彈性模量為70 GPa，泊松比為0.33。鎖環、螺栓及鋼板的材料為鋼，力學性能參數為：密度為7800 kg/m3，彈性模量為202 GPa，泊松比為0.3。

網格劃分如圖3所示，對于鎖環采用C3D10網格類型，對于側型材、螺栓、鋼板采用C3D8網格類型。

圖3 鎖環、螺栓、鋼板和側型材的劃分網格示意圖

載荷條件和邊界條件如圖4所示，載荷施加在鎖環內側，沿離面方向（圖中-y方向）大小為20 549 N，沿指向艙內方向（圖中-x方向）大小為3358 N，對兩側如圖所示位置進行固支約束。

圖4 ABAQUS中施加載荷與邊界條件

3 有限元計算結果

考慮鎖環、鎖鉤由于接觸間隙不均勻而造成的載荷分散性，參考靜力試驗中所測鎖環和鎖鉤上的試驗數據，將用于側型材與鎖環連接孔損傷容限分析的載荷譜按一定比例加重，設定初始裂紋設置為穿透裂紋3 mm。

3.1 修理前計算結果

修理前，整體結構的Mises應力云圖如圖5所示，最大應力位于側型材孔邊。為方便按照圖6所示的相鄰孔邊裂紋模型計算，即側型材與鎖環連接孔為有限大板相鄰孔邊裂紋，受釘傳載荷、遠端（參考界面）彎矩和均勻拉應力作用。結構尺寸分別為：兩孔之間距離為26 mm；板厚t=3 mm；孔徑D=6.2 mm。選取S11方向觀察其載荷分布情況。

圖5 結構Mises應力云圖

圖6 相鄰孔邊裂紋

如圖7所示，在板的遠端應力較小，應力主要集中于孔邊，并且在孔邊上下表面受力明顯不同，上表面最大應力為拉應力，下表面為壓應力，上下表面間存在彎矩，故在計算時應考慮彎矩的影響。

圖7 側型材及上下孔邊S11應力云圖

3.2 修理后加1 mm厚鋼板計算結果

結構Mises應力云圖如圖8所示。側型材及上下孔邊S11應力云圖如圖9所示。

圖8 結構Mises應力云圖

圖9 側型材及上下孔邊S11應力云圖

3.3 修理后加1.5 mm厚鋼板計算結果

結構Mises應力云圖如圖10所示。側型材及上下孔邊S11應力云圖如圖11所示。

圖10 結構Mises應力云圖

圖11 側型材及上下孔邊S11應力云圖

3.4 彎矩和釘傳載荷

如圖12所示，首先計算了Py和Pz載荷對螺栓處的彎矩（如圖12（a）），然后簡化側型材與鎖環為一對邊簡支矩形薄板在集中載荷作用下的彎矩模型（如圖12（b）），最后分別計算側型材兩個螺栓孔處的彎矩（如圖12（c））。

1）計算鎖環上Py和Pz載荷對螺栓的彎矩（如圖12（a））。Pz載荷與螺栓間的彎矩可簡化為懸臂梁，此處Pz=3358 N，L=12.5 mm。Pz載荷與螺栓間的彎矩MPz=Pz×L=41975 N·mm；同理，可以計算Py載荷與螺栓間的彎矩，其中離心Py載荷與銷釘之間距離為1.5 mm。此處分別計算兩種不同Py值的情況：若Py=20549 N，彎矩M-Py=20549×1.5=30823.5 N·mm，其方向與M-Pz相反，故載荷對于螺栓連線的彎矩M螺栓=41975－30823.5=11151.5 N·mm；若Py=13000 N，彎矩M-Py=13000×1.5=19500 N·mm，M螺栓=41975－19500=22475 N·mm。

圖12 彎矩計算過程示意圖

2）計算鎖環當量集中力，計算鎖環處彎矩，如圖12（b）所示，四邊簡支板，與板的尺寸相比，兩螺栓孔間距可忽略不計，認為B點為載荷Py作用點，若載荷Py=20549 N，根據彈性力學計算得到B點處的彎矩Mx=483114.68 N·mm；若載荷Py=13000 N，根據彈性力學計算得到B點處的彎矩Mx=305634.86 N·mm。

3）分別計算側型材兩個螺栓孔處的彎矩。如圖12（c）所示，將載荷等效為在兩個螺栓處，即將B點載荷等效到A和C。Py=20549 N時，A點彎矩MA=483114.68×137÷150=441244.743 N·mm，C 點彎矩MC=483114.68×247÷260=458958.948 N·mm；Py=13000 N時，A點彎矩MA=305634.86×137÷150=279146.50 N·mm，C點彎矩MC=305634.86×247÷260=290353.117 N·mm。

最后，分別計算兩個螺栓處的最終彎矩，即平板內A、C各個點的彎矩加上螺栓處彎矩，即MA總=MA+M螺栓。Py=20549 N時，A點彎矩MA總=452396.243 N·mm，C點彎矩MC總=483114.68×247÷260=470110.448 N·mm；Py=13000 N時，A點彎矩MA總=301621.5 N·mm，C點彎矩MC總=312828.117 N·mm。可以看出，針對不同的Py值，均顯示C點彎矩略大于A點。

此外，由于存在2個螺栓，故單個螺栓上的釘傳載荷P=Pz/2=1679 N。

4 損傷容限分析

4.1 計算模型

裂紋類型為有限大板相鄰孔邊裂紋，受釘傳載荷、遠端（參考界面）彎矩和均勻拉應力作用。此處采用其1/2模型進行計算分析，如圖13所示。

如圖13所示，尺寸分別為：W=260 mm（取鎖環至最后端面距離，圖12中C點距離）；W=150 mm（圖12中A點距離）；B=13 mm；D=6.2 mm。

圖13 計算模型示意圖（1/2模型）：穿透裂紋

4.2 材料屬性

此處計算所采用材料為2系鋁合金包鋁板材，屈服強度σy=340 MPa，抗拉強度σb=452 MPa，其在高溫（150 ℃）下L-T 方向的裂紋擴展速率曲線如圖14所示。

圖14 2系鋁合金包鋁板材L-T方向高溫da/dNΔK數據及Walker公式擬合線

采用Walker公式擬合：

相關參數具體擬合值為：C=2.209×10-8；n=3.60；M1=0.56（R≥0）。

4.3 施加載荷

結合圖13所示的計算模型，對于不同的工況，等效載荷計算公式為：

式中，寬度W按照完整模型寬度計算，W=410 mm。

有限元計算結果顯示在距離孔的遠端，拉伸應力非常小，近似等于0，這是由于邊界約束的存在，所以此處計算時取S0=0 MPa，對修理后的情形亦同。

4.4 失效準則

1）臨界K準則。Kmax超過斷裂韌度Kc，t=3 mm，Kc=67.64。

2）凈截面屈服準則（NSY準則）。

3）兩側裂紋尖端塑性區重疊連通，此處采用基于Irwin公式的循環塑性公式來計算：

4.5 計算結果

4.5.1 修理前計算結果

此處分為4種情況，分別計算Py=20549 N、Py=13000 N時在W=260 mm（C點）和W=150 mm（A點）處對應的裂紋擴展壽命，然后取最危險情況進行后續分析。

1）第一種情況：Py=20549 N，W=260 mm。

S1=764.407 MPa，S3=90.268 MPa，失效方式為兩側裂尖塑性區重疊連通，臨界裂紋長度為9.07 mm，最大應力強度因子Kmax=52.07，對應兩側裂紋擴展剩余長度為0.93 mm，計算臨界裂紋長度循環塑性區長度rp=1.86 mm，一半即為0.93 mm。可以保證剩余裂紋可擴展長度即為兩側裂紋尖端塑性區重疊時的長度。計算結果為：經歷總循環數為857，等效飛行小時為1045.80 h。

2）第二種情況：Py=13000 N，W=260 mm。

S1=508.664 MPa，S3=90.268 MPa，失效方式為兩側裂尖塑性區重疊連通，臨界裂紋長度為9.40 mm，最大應力強度因子Kmax=41.77，對應兩側裂紋擴展剩余長度為0.60 mm，計算臨界裂紋長度循環塑性區長度rp=1.20 mm，一半即為0.60 mm。可以保證剩余裂紋可擴展長度即為兩側裂紋尖端塑性區重疊時的長度。計算結果：經歷總循環數為3625；等效飛行小時為4462.52 h。

3）第三種情況：Py=20549 N，W=150 mm。

S1=735.604 MPa，S3=90.268 MPa；失效方式為兩側裂尖塑性區重疊連通，臨界裂紋長度為9.105 mm，最大應力強度因子Kmax=50.90，對應兩側裂紋擴展剩余長度為0.895 mm，計算臨界裂紋長度循環塑性區長度rp=1.784 mm，一半即為0.892 mm。可以保證剩余裂紋可擴展長度即為兩側裂紋尖端塑性區重疊時的長度。計算結果：經歷總循環數為956，等效飛行小時為1170.70 h。

4）第四種情況：Py=13000 N，W=150 mm。

S1=490.441 MPa，S3=90.268 MPa，失效方式為兩側裂尖塑性區重疊連通，臨界裂紋長度為9.42 mm，最大應力強度因子Kmax=40.87，對應兩側裂紋擴展剩余長度為0.58 mm，計算臨界裂紋長度循環塑性區長度rp=1.15 mm，一半即為0.58 mm。可以保證剩余裂紋可擴展長度即為兩側裂紋尖端塑性區重疊時的長度。計算結果：經歷總循環數為3950，等效飛行小時為4871.32 h。

可以看出在Py=20549 N、W=260 mm時，裂紋擴展壽命是最短的，故修理后均基于此固定參數進行分析。

給出修理前Py=20549 N、W=260 mm時的裂紋長度與飛行小時關系，如圖15所示。

剩余強度與裂紋長度關系如圖16所示。

4.5.2 修理后加1 mm厚鋼板計算結果

失效方式為兩側裂尖塑性區重疊連通，臨界裂紋長度為9.50 mm；最大應力強度因子Kmax=38.47，對應兩側裂紋擴展剩余長度為0.50 mm，計算臨界裂紋長度循環塑性區長度rp=1.01 mm，一半即為0.50 mm。可以保證剩余裂紋可擴展長度即為兩側裂紋尖端塑性區重疊時的長度。經歷總循環數為6838；等效飛行小時為8419.44 h。裂紋長度與飛行小時關系如圖17所示。剩余強度與裂紋長度關系如圖18所示。

4.5.3 修理后加1.5 mm厚鋼板

失效方式為兩側裂尖塑性區重疊連通；臨界裂紋長為9.59 mm，最大應力強度因子Kmax=34.08，對應兩側裂紋擴展剩余長度為0.41 mm，計算臨界裂紋長度循環塑性區長度rp=0.80 mm，一半即為0.40 mm。可以保證剩余裂紋可擴展長度即為兩側裂紋尖端塑性區重疊時的長度。經歷總循環數為15 720；等效飛行小時為19 356.20 h。裂紋長度與飛行小時關系如圖19所示。剩余強度與裂紋長度關系如圖20所示。

初始計算的裂紋擴展壽命按照分散系數2進行折算，計算結果如表1所示。

表1 側型材與鎖環連接孔裂紋擴展壽命（飛行小時） h

5 結論

座艙蓋骨架側型材修理后加1 mm和1.5 mm厚鋼板后，孔邊應力明顯減小，采用1 mm鋼板加強后壽命比原始提高了約8倍，1.5 mm鋼板提高了約17倍，大大提高了座艙蓋危險薄弱部位使用的可靠性，降低了座艙蓋外場使用的風險，進一步保障了飛行員的生命安全。

圖15 裂紋長度-飛行小時曲線圖

圖16 剩余強度-裂紋長度關系圖

圖17 裂紋長度-飛行小時曲線圖

圖18 剩余強度-裂紋長度關系圖

圖19 裂紋長度-飛行小時曲線圖

圖20 剩余強度-裂紋長度關系圖