龔思楚,張憲政,王 震,李 森
(航空工業(yè)洪都,江西 南昌 ,330024)
現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中,機(jī)體主傳力結(jié)構(gòu)最常用的連接形式還是緊固件連接,通過在傳力結(jié)構(gòu)上開孔安裝緊固件,將傳力結(jié)構(gòu)連接起來,緊固件成為結(jié)構(gòu)傳力的過渡構(gòu)件,但結(jié)構(gòu)上的安裝孔將成為結(jié)構(gòu)缺陷,是飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命估算中重點(diǎn)關(guān)注位置[1-4]。
針對飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命估算廣泛應(yīng)用的是應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法,首先根據(jù)連接結(jié)構(gòu)的傳力特性,將結(jié)構(gòu)簡化為板、桿單元,將緊固件簡化為釘元的細(xì)節(jié)分析模型,根據(jù)譜載下的有限元應(yīng)力結(jié)果和設(shè)計(jì)載荷譜,計(jì)算得到疲勞危險點(diǎn)的名義應(yīng)力譜,估算每個危險點(diǎn)在每級應(yīng)力水平下的疲勞損傷,根據(jù)Miner線性累計(jì)損傷理論計(jì)算結(jié)構(gòu)在設(shè)計(jì)載荷譜下的總損傷,從而估算得到各危險點(diǎn)的疲勞壽命?;诠こ毯喕膽?yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法雖然是一種比較成熟的結(jié)構(gòu)疲勞壽命估算方法,但是建立細(xì)節(jié)分析模型復(fù)雜耗時,存在經(jīng)驗(yàn)問題,校對模型困難;其次將結(jié)構(gòu)簡化為板、桿單元模型無法考慮結(jié)構(gòu)剖面彎矩對疲勞壽命的影響。
基于非線性有限元軟件的實(shí)體單元仿真分析模型可以模擬緊固件與結(jié)構(gòu)的傳力,得到結(jié)構(gòu)孔邊應(yīng)力及釘傳載荷,使得細(xì)節(jié)分析模型簡單直觀。但以往的研究在計(jì)算名義應(yīng)力譜時,只簡化為端部載荷除以結(jié)構(gòu)剖面凈面積,沒有考慮同一剖面處不同位置處的旁路載荷的差異性,其次有限元計(jì)算為數(shù)值計(jì)算,數(shù)值解與解析解存在一定誤差,也將影響危險點(diǎn)處疲勞壽命估算結(jié)果[5-7]。
本文結(jié)合板桿單元分析模型和實(shí)體單元分析模型的優(yōu)點(diǎn),按照板桿單元模型劃分單元的思路,在實(shí)體單元模型中劃分連接結(jié)構(gòu),考慮結(jié)構(gòu)剖面彎矩,計(jì)算危險點(diǎn)處的應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù),根據(jù)設(shè)計(jì)載荷譜計(jì)算疲勞危險點(diǎn)處的名義應(yīng)力譜,應(yīng)用插值法求出當(dāng)前應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)和各級譜應(yīng)力水平下的S-N曲線,根據(jù)線性累積損傷理論,求出危險部位的疲勞壽命,計(jì)算結(jié)果滿足目標(biāo)壽命要求。
某型飛機(jī)機(jī)翼壁板對接區(qū)裝配圖如圖1所示,內(nèi)側(cè)下壁板和外側(cè)下壁板通過單側(cè)5排鉚釘對接,鉚釘牌號為Q/4A996-5,單側(cè)有8列鉚釘,單側(cè)40個鉚釘,共80個鉚釘,內(nèi)、外下壁板及對接板均為整體機(jī)加件,材料均為7475-T7351,在對接區(qū)中間,布置一根L型材,材料為LY12;如圖2所示,內(nèi)、外下壁板在連接區(qū)厚度由4mm漸變到2mm,連接板厚度由中間4mm向兩側(cè)漸變?yōu)?mm,在過渡區(qū),內(nèi)側(cè)下壁板厚度2.3mm,外側(cè)下壁板厚度2.2mm。
圖1 內(nèi)、外下壁板對接區(qū)裝配圖
圖2 內(nèi)、外下壁板對接區(qū)尺寸示意圖
通過ABAQUS有限元軟件建立對接區(qū)有限元模型,模型x軸由內(nèi)下板指向外下板方向,y軸垂直x軸指向3梁,z軸由右手定則確定,如圖3所示,內(nèi)、外下壁板、對接板、型材及鉚釘均采用體單元(C3D8I),在釘孔等應(yīng)力集中區(qū)域通過細(xì)化網(wǎng)格,提高計(jì)算精度,釘桿與釘孔間建立接觸對屬性,模型對接區(qū)傳力。
在有限元模型中約束內(nèi)下壁板外側(cè)3個方向位移,約束外下壁板外側(cè)y,z方向位移,施加x向載荷,載荷以拉應(yīng)力形式施加在模型中,載荷值為120.23MPa,在對接區(qū)兩側(cè)約束z向位移,如圖4所示,通過對模型施加約束模擬周邊結(jié)構(gòu)的支持情況。
為確定各個結(jié)構(gòu)的疲勞危險孔,對模型的釘孔位置進(jìn)行編號,共分為內(nèi)側(cè)4列、外側(cè)4列,展向8排,如圖5所示。
圖3 內(nèi)、外下壁板對接區(qū)有限元模型
圖4 有限元模型加載及約束示意圖
圖5 模型釘孔編號示意圖
1)結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)分析
模型計(jì)算結(jié)果如圖6~9所示,模型位移1.357mm,見圖6,內(nèi)側(cè)下壁最大主應(yīng)力為364.0MPa,位于內(nèi)側(cè)第1列,第3排孔邊,見圖7,外側(cè)下壁最大主應(yīng)力為349.1MPa,位于外側(cè)第1列,第8排孔邊,見圖8,對接板最大主應(yīng)力為353.3MPa,位于內(nèi)側(cè)第5列,第4排孔邊,見圖9。
圖6 位移云圖
圖7 內(nèi)側(cè)下壁板最大主應(yīng)力云圖
圖8 外側(cè)下壁板最大主應(yīng)力云圖
圖9 對接板最大主應(yīng)力云圖
危險釘孔處剖面名義應(yīng)力為剖面處軸力及剖面彎矩產(chǎn)生的復(fù)合應(yīng)力,根據(jù)模型計(jì)算結(jié)果選取危險釘孔處剖面釘傳載荷、旁路載荷及彎矩(只考慮主要彎矩分量),根據(jù)危險釘孔處剖面屬性,通過公式(1)計(jì)算剖面復(fù)合應(yīng)力及應(yīng)力集中系數(shù)。
為保守計(jì)算,危險釘孔處剖面的寬度取兩釘孔圓心之間的中點(diǎn),相鄰兩中點(diǎn)為釘孔剖面的寬度,鉚釘剖面處的釘傳載荷。旁路載荷及彎矩如圖10所示,對接區(qū)各結(jié)構(gòu)危險釘孔處的剖面屬性及載荷如表1所示,計(jì)算得到名義應(yīng)力及應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)如表2所示。
其中:σmy—剖面復(fù)合應(yīng)力;P—釘傳載荷;R—旁路載荷;W—剖面寬度;D—鉚釘直徑;δ—剖面厚度;M—剖面彎矩;WI—剖面抗彎剛度;σmax—最大主應(yīng)力;kt—應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)
圖10 危險釘孔剖面軸力及彎矩
2)構(gòu)件S-N曲線
對接區(qū)帶板材料為7475-T7351,由MIL-HDBK-5手冊查得材料的S-N曲線數(shù)據(jù)(R=0.0)見表3。
在實(shí)際中,零件的表面光潔度、尺寸大小、加載類型、應(yīng)力集中系數(shù)等與標(biāo)準(zhǔn)件均有差別,要作出構(gòu)建的S-N曲線很不經(jīng)濟(jì),因此往往通過對材料的S-N曲線進(jìn)行系列修正而得到,修正方法如下:
其中:σmax—為考慮應(yīng)力集中時材料S-N曲線的最大應(yīng)力幅;σa—構(gòu)件S-N曲線應(yīng)力幅;—修正后的構(gòu)件S-N曲線應(yīng)力幅;Ks—表面粗糙度修正系數(shù),根據(jù)結(jié)構(gòu)加工質(zhì)量,取0.8;CS—尺寸大小修正系數(shù),取0.85;Cl—加載類型修正系數(shù),取1。
由于材料試驗(yàn)條件為R=0.0,則:
表1 對接區(qū)各結(jié)構(gòu)危險釘孔處的剖面屬性及載荷
3)壽命估算
通過載荷譜程序計(jì)算得到疲勞危險點(diǎn)的名義應(yīng)力譜,最后通過疲勞壽命估算程序計(jì)算各個危險點(diǎn)在每級應(yīng)力水平下的疲勞損傷,通過壽命估算得到,外側(cè)下壁疲勞壽命估算為243995飛行小時,內(nèi)側(cè)下壁疲勞壽命估算為161453飛行小時,對接板疲勞壽命估算為128046飛行小時,故某型飛機(jī)機(jī)翼3~4梁內(nèi)、外下壁板對接區(qū)結(jié)構(gòu)疲勞壽命估算為128046飛行小時,滿足目標(biāo)壽命要求。
表2 對接區(qū)各結(jié)構(gòu)名義應(yīng)力及應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)
表3 材料S-N曲線值(R=0.0)
基于非線性有限元軟件ABAQUS建立的連接結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)分析模型結(jié)合了非線性單元和板桿單元模型的優(yōu)點(diǎn),建立的細(xì)節(jié)分析模型簡單直觀,計(jì)算結(jié)果也更加直觀全面,提高了建模效率,有利于降低產(chǎn)品研發(fā)成本。