機身蒙皮劃窩對結構細節疲勞額定值的影響

彭乾坤,周顏 ,張彥軍 ,曾建江 ,孫琰翔

(1. 南京航空航天大學 航空學院,江蘇 南京 210016; 2. 航空工業第一飛機設計研究院,陜西 西安 710072)

0 引言

飛機結構疲勞破壞一直是一個廣受關注的問題,20世紀70—80年代,基于民用運輸類飛機機體結構的主要受力特征,美國波音公司提出了一種稱為細節疲勞額定值法的疲勞及耐久性分析評定方法[1-4]。細節疲勞額定值是結構細節本身固有的一種疲勞特性值的表征,是指當應力比R=0.06時,結構細節壽命具有95%置信度、95%可靠度,能夠承受105次載荷循環所對應的最大應力值。

鉚接是國內外飛機機體制造的傳統工藝。近年來,許多新方法,如焊接、膠結等工藝逐漸在飛機制造中興起,但鉚接仍然是一個主要的連接形式[5-6]。飛機機身、機翼、尾翼蒙皮表面需要保證平滑,不允許鉚釘凸出,所以需要用到沉頭鉚釘,但沉頭鉚釘會導致結構的疲勞性能降低,且具體降低多少缺少相關試驗數據。

本文針對典型雙剪搭接結構進行疲勞試驗研究,設計了4組48件試驗件。首先利用試驗測定結構的DFR值,再利用ABAQUS仿真分析計算釘載,通過理論方法計算結構DFR值[7-9],為飛機蒙皮結構疲勞性能計算提供參考依據。

1 試驗內容

1.1 試驗概述

本試驗選取典型雙剪搭接結構進行試驗研究,試驗件分為連接帶板考核段和基板加持段兩部分。試驗件分為鉚接沉頭、鉚接平頭兩種連接方式。試驗件示意圖見圖1。

圖1 試驗件示意圖

試驗件具體類型和數量如表1所示。

表1 試驗件明細表

試驗件連接帶板和基板材料均為2A12,緊固件材料為2A10。材料屬性如表2所示。

表2 材料屬性

1.2 試驗裝置與載荷

為計算得到試驗件DFR值,本試驗在MTS液壓伺服疲勞試驗機上進行。試驗載荷譜為應力等幅譜,應力比為0.06,正弦波加載,頻率為10Hz。最大應力按照疲勞調試結果確定,試驗件初步估計最大應力值(連接帶板應力)為100MPa。為滿足疲勞特征壽命β在15～40萬之間,需要每一組選擇一個應力水平,保證有效試驗件不小于5件。所以在每一組開始試驗前,選取2或3件試驗件來尋找合適的應力水平。

1.3 試驗結果

試驗共4組,每組12件試驗件,破壞形式包括帶板孔邊斷裂、基板斷裂。其中基板斷裂和為尋找合適應力水平損失的試驗件視為無效試驗件。有效試驗件斷裂方式均為帶板孔邊首先產生裂紋,進而擴展至斷裂。如圖2所示。

圖2 試驗件破壞圖

疲勞破壞斷口有裂紋源、疲勞裂紋擴展區、裂紋瞬斷區3個部分。不同試驗件的斷裂形態相似,圖3所示為鉚接沉頭試驗件斷口形態,圖4為鉚接平頭斷口形態。

圖3 鉚接沉頭連接試件斷口形態

圖4 鉚接平頭連接試件斷口形態

各組試驗件的疲勞壽命見表3。

表3 試驗件疲勞壽命

2 DFR值試驗測定

2.1 試驗DFR值測定方法

試驗測定結構DFR值的步驟一般如下[10-14]。

1)大量試驗和資料總結得出,結構疲勞壽命N是服從雙參數威布爾(Weibull)分布的,其數學表達式為

F(N)=1-exp[-(N/β)α]

(1)

式中:β為特征壽命;α為雙參數威布爾分布的形狀參數;N為結構的疲勞壽命。

2)計算特征壽命β

為了保證試驗的可靠性,一般應不少于5件試驗件,假設有n件有效試驗件,則特征壽命可由表達式(2)得出:

(2)

式中:n為有效試件個數;α為Weibull分布函數的形狀參數,對于鋁合金材料,美國波音公司在統計了大量試驗數據后,得出α=4;Ni是第i件試驗件的疲勞壽命。

3)計算結構可靠性壽命

結構可靠性壽命N95/95表示在規定的可靠度(95%)和置信度(95%)下,修正了試件和實際結構差異之后的壽命值。

(3)

SR=[ln(1/R)]-1/α

(4)

式中:ST表示試樣系數,等幅載荷下試件ST=1.3;SR表示可靠度系數,R表示95%的可靠度,α為形狀系數取4,計算得SR=2.1;SC表示置信度系數,與有效試件數量n有關。

4)單點法求解細節額定強度DFR值

(5)

式中:X=S(5-lgN95/95),S為S-N曲線的斜度參數;σm0為等壽命曲線中應力幅為0時對應的破壞應力。對于鋁合金材料S=2,σm0=310MPa。

2.2 試驗DFR值結果

根據上述方法計算得到試驗DFR值見表4 。

表4 試驗DFR值結果

根據表4可以得出:鉚接平頭連接方式結構特征壽命、可靠性壽命和DFR值均較大。鉚接沉頭試驗件由于沉頭劃窩導致孔邊應力集中現象較嚴重,其結構疲勞性能下降了約22%。

3 DFR值理論計算

3.1 理論DFR值計算方法

理論計算結構DFR值一般步驟如下[1]。

1) 計算載荷傳遞系數ψ,對于鉚接雙剪結構(被插入件)

(6)

式中:R1為端部一排危險緊固件載荷之和;S′為端部一排危險緊固件的間距;d為端部一排緊固件的平均直徑;t為端部一排危險緊固件處的板厚度;P為總載荷。

2) 確定結構DFR基準值,對于鋁合金

DFR,base=121×1×ψ

(7)

3) 確定各理論修正系數

孔填充系數A、合金和表面處理系數B、埋頭深度系數C、材料疊層系數D、螺栓夾緊系數E、凸臺有效系數U、細節額定系數RC,以上參數均只與結構本身有關。

4) 計算結構DFR許用值

DFR=DFR,base·A·B·C·D·E·U·RC

(8)

3.2 釘傳載荷計算

為了得到雙剪搭接結構中載荷釘傳載荷的大小,本文利用ABAQUS軟件建立模型如圖5所示。

圖5 有限元模型

為模擬試驗加載邊界條件,在一邊固支約束,另一邊放開載荷方向位移并施加10 000 N載荷進行靜力計算。試驗件各結構均采用8節點六面體線性減縮積分單元(C3D8R)進行網格劃分,網格無關性驗證較好,網格模型如圖6所示。

圖6 網格模型

分別計算兩種帶板厚度下緊固件載荷的結果見表5。

表5 一排危險緊固件載荷

3.3 結果分析

1)結構DFR許用值計算

a)根據仿真計算釘傳載荷,計算載荷傳遞系數進而得到結構DFR基準值,計算結果:載荷傳遞系數分別為0.771和0.728,DFR基準值分別為93.29MPa和88.03MPa。

b)確定各理論修正系數并計算結構DFR許用值

對于2A12鋁合金板材修正系數見表6,其中沉頭結構埋頭深度系數對應兩種板厚。

表6 修正系數

結構DFR許用值如表7。

表7 理論DFR值結果

2)試驗與仿真對比分析

試驗和仿真計算DFR值結果見表8。

表8 試驗DFR與理論DFR值對比

將理論結果與試驗結果進行對比,從表8可以發現最大相對偏差為4.24%,平均相對偏差為2.10%,這個結果可以接受,驗證了理論計算方法的可靠性,為雙剪搭接結構DFR值測定提供了參考。

3.4 帶板厚度對兩種連接方式疲勞性能影響

根據上述理論與試驗數據對比,可以得知有限元結合理論方法誤差小,所以計算其他板厚下結構DFR值,進而研究板厚對兩種連接方式疲勞性能的影響。

計算得到了以下5個厚度下兩種連接方式結構DFR值,如表9所示。

表9 不同帶板厚度DFR值

從表9中可以得出,對于平頭結構,帶板厚度增加,結構DFR值有所下降;對于沉頭結構,在帶板厚度和埋頭深度與帶板厚度比值同時作用下,沉頭結構DFR值在1.5～2.0mm板厚下相對較大,帶板厚度太大或太小均會降低結構DFR值。此數據為進一步工作提供了參考依據。

4 結語

1)針對機身蒙皮雙剪搭接結構,分別進行了不同厚度下連接方式的疲勞試驗,可以得知,沉頭導致結構DFR值降低了約22%。

2)針對機身蒙皮雙剪搭接結構,分別采用試驗測定和理論計算兩種方法確定結構DFR值,兩種方法測定DFR值結果平均誤差為2.10%,誤差較小,驗證了理論計算的可靠性,為蒙皮雙剪搭接結構DFR測定提供了參考依據。

3)帶板厚度增加,平頭結構DFR值逐漸下降;對于沉頭結構,帶板厚度在1.5～2.0mm 時, DFR值較大,帶板厚度太大或太小均會降低結構DFR值。