增壓艙艙門止動接頭強(qiáng)度分析方法

張文斌

增壓艙艙門止動接頭強(qiáng)度分析方法

張文斌

本文介紹了飛機(jī)增壓艙艙門止動接頭的強(qiáng)度校核方法。從艙門自然網(wǎng)格有限元模型中提取止動接頭內(nèi)力，建立止動接頭精細(xì)網(wǎng)格有限元模型進(jìn)行細(xì)節(jié)分析。對于危險的截面，如連接釘孔、耳片、螺栓和止動釘需要用工程分析方法進(jìn)行強(qiáng)度校核。為保證分析方法的準(zhǔn)確性，本方法同時考慮了艙門裝配間隙、艙門與門框的剛度以及止動接頭與擋塊之間的摩擦。

止動接頭介紹

止動接頭典型結(jié)構(gòu)如圖1所示，是民用飛機(jī)增壓艙艙門承載的主要部件，艙門本體承受的內(nèi)外氣壓差都通過布置在艙門周邊的止動接頭傳遞到機(jī)身框架上。

為保證艙門能有更好的剛度和強(qiáng)度，止動接頭通常布置在艙門的兩側(cè)，位于橫梁與邊框的交界處，如圖2所示。止動接頭通常由止動塊、止動釘和擠壓板組成，止動塊通過4個螺栓與艙門邊框連接，止動釘類似于一個螺栓，與止動塊上耳片的內(nèi)螺紋配合，可以調(diào)節(jié)伸出耳片的長度，用于保證安裝艙門時止動接頭與位于機(jī)身框架上的擋塊嚴(yán)密貼合。為了便于制造，同一艙門的所有止動接頭都一樣。止動塊需要具有良好的抗腐蝕性和抗疲勞性能，通常由合金鋼或鈦合金鍛造而成，有時表面還會作噴丸處理。由于艙門經(jīng)常開關(guān)，止動接頭還可能出現(xiàn)擦傷、磕傷的情形。止動接頭需容易拆裝，作維修或更換處理。

載荷提取方法

止動接頭為艙門與機(jī)身框架的交界，艙門主要承受座艙增壓載荷，當(dāng)座艙增壓時，止動接頭將作用于艙門上的合力傳遞給機(jī)身，止動接頭上的載荷主要由以下3點(diǎn)決定：

1）座艙壓差；

2）艙門和機(jī)身框架的相對剛度；

3）與門框擋塊的貼合狀態(tài)。

止動接頭上的載荷提取自艙門有限元模型，艙門有限元模型中止動塊位置附近的單元用RBE2連接，位移取全機(jī)有限元模型在增壓載荷下機(jī)身框架相應(yīng)位置的實(shí)際位移。另一種方法是將艙門與機(jī)身筒段一同建模和加載，如圖3所示，所有止動接頭與擋塊用CGAP單元連接，其中初始間隙由門框擋塊的貼合狀態(tài)確定，工程計(jì)算時會考慮裝配誤差導(dǎo)致的最嚴(yán)重結(jié)果。CGAP單元閉合后沿承載方向賦止動接頭與擋塊的串聯(lián)剛度。由于艙門要計(jì)算止動塊的破損安全工況，所以建立MPC單元方便斷開破損止動塊的連接。艙門其余方向的自由度由導(dǎo)向軸、門閂和鉸鏈臂約束。最后，通過MSC Nastran的非線性求解器（sol 106）得出CGAP各個工況下最大的內(nèi)力作為止動接頭校核用的載荷。

強(qiáng)度校核方法

止動塊靜強(qiáng)度校核方法

由于止動塊形狀復(fù)雜，需建立有限元細(xì)節(jié)模型進(jìn)行強(qiáng)度分析，如圖4所示，止動塊用TETRA10單元建立，周圍包裹TRIA6單元用于表面應(yīng)力的提取。單元尺寸保證最小厚度方向有3層網(wǎng)格。與艙門連接的4個螺栓用RBE2單元模擬，主節(jié)點(diǎn)選取在螺栓剪切平面上（艙門與止動塊的接觸平面）。止動釘通過RBE3單元模擬，主節(jié)點(diǎn)選取在釘頭端部（接觸檔件部位）。最后，在止動塊上部建立線接觸，模擬艙門邊框?qū)χ箘訅K的位移限制。

圖1　止動接頭典型結(jié)構(gòu)形式

圖2　艙門止動接頭布置

圖3　艙門與機(jī)身有限元模型連接

圖4　止動塊有限元模型

由于艙門與機(jī)身框架的變形協(xié)調(diào)，止動接頭與擋塊之間會產(chǎn)生摩擦力，摩擦力可能為接觸平面內(nèi)的任意方向。方便起見，如圖5所示，只考慮8個方向的摩擦力，摩擦系數(shù)通常取0.15。

針對如圖6所示的危險截面要用材料力學(xué)方法進(jìn)行分析，在此不多闡述。

通過MSC Nastran的非線性求解器（sol 106）計(jì)算得出止動塊的Von Mises應(yīng)力，如圖7所示，與材料的屈服強(qiáng)度作對比，判斷是否需要塑性修正。止動塊要求在限制載荷下不發(fā)生塑性變形，極限載荷下不破壞。

對于止動釘耳片需要用工程方法進(jìn)行分析，如圖8所示，耳片主要受摩擦力產(chǎn)生的徑向拉伸載荷，參考Bruhn的《Analysis And Design Of Flight Vehicles Structures》中關(guān)于耳片的校核，主要考慮耳片孔擠壓破壞和拉伸破壞，許用值計(jì)算公式如下：

其中e、D、L、W為耳片幾何尺寸，Kbru為擠壓有效系數(shù)，Ktu為拉伸有效系數(shù)，通過查經(jīng)驗(yàn)曲線得到。

止動釘靜強(qiáng)度校核方法

止動釘對危險截面要用材料力學(xué)方法進(jìn)行分析，如圖9所示，假設(shè)止動釘擰入耳片區(qū)域載荷呈線性分布，分別找出最大彎矩Mmax，最大剪力f，最大壓力F，截面幾何尺寸取止動釘小徑對應(yīng)的截面。

圖5　摩擦力方向

圖6　止動塊危險截面

圖7　止動塊有限元應(yīng)力云圖

圖8　止動釘連接耳片

圖9　止動釘受力圖

彎矩最大截面處載荷累積之和與剪力f相等，即：

分別計(jì)算彎、剪、壓的載荷系數(shù)，最后用止動釘在組合載荷作用下的經(jīng)驗(yàn)曲線或Bruhn的《Analysis And Design of Flight Vehicles Structures》中的公式計(jì)算出止動釘?shù)陌踩６取?/p>

對于止動釘受彎產(chǎn)生的拉、壓應(yīng)力，極限載荷下可以考慮圓形截面的塑性修正系數(shù)，一般為1.0至2.0之間，可以在Bruhn的《Analysis And Design of Flight Vehicles Structures》查找得出。

止動接頭連接艙門4個螺栓和對應(yīng)的螺栓孔，同樣需要進(jìn)行強(qiáng)度校核，方法類似于止動釘以及耳片的強(qiáng)度校核方法，在此不再闡述。

疲勞強(qiáng)度校核

對于止動接頭，同樣需要進(jìn)行疲勞分析，分析方法基于S/N曲線，載荷譜取正常座艙壓差與零壓差的地-空循環(huán)載荷。疲勞危險部位與靜強(qiáng)度危險部位一致，最終需保證止動接頭疲勞壽命大于飛機(jī)設(shè)計(jì)要求壽命。具體校核方法主要參考工程手冊，在此不作展開。

結(jié)語

本文介紹了飛機(jī)增壓艙艙門止動接頭的強(qiáng)度工程校核方法，主要運(yùn)用有限元和材料力學(xué)知識。針對各個危險部位和截面都進(jìn)行逐一分析，確保結(jié)構(gòu)滿足強(qiáng)度要求。此類方法也適用于一般的金屬接頭。

張文斌

上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院強(qiáng)度部

張文斌，男，碩士，助理工程師，上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，主要從事飛行器結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)

DOI：10.3969/j.issn.1001-8972.2016.08.011