民用飞机机身框对拉接头损伤容限分析方法

鲁冯杰

（上海飞机设计研究院 强度部，中国 上海 201210）

1 民用飞机机身框对拉接头损伤容限分析方法

1.1 民用飞机机身框对拉接头及其分析部位介绍

民用飞机典型框结构由两段上半框缘和两段下半框缘组成，上、下框缘用两个T型对拉接头对接，如图1所示。上下对拉接头采用高锁螺栓和高锁螺母连接，如图2所示。两个对拉接头中间夹有角材T型材等，如图3所示。

图1 典型框结构简图

图2 对拉接头对接形式

图3 上下接头间夹层示意图

根据框连接的受力特点，内外框缘均可能受拉伸载荷，因此假设初始裂纹位于内外框缘与接头连接的靠近外框缘的铆钉孔边，如图4中的接头裂纹所示。接头对接螺栓的集中载荷使接头根部产生弯曲应力，假设接头根部裂纹起裂位置在接头根部拐角处，如图4中的接头根部裂纹所示。

图4 对拉接头初始裂纹位置

1.2 对拉接头损伤容限分析步骤

1.2.1 对拉接头孔边裂纹分析

对拉接头孔边裂纹分析步骤如下：

1）计算 R1/P

接头与框腹板连接简化为稳定单剪连接，根据参考文献[1]计算求得对拉接头危险端部紧固件载荷与连接处外载荷之比。

2）工作应力计算

计算部位应力按下式计算：

式中：

M——对接处框缘梁单元弯矩；N——对接处框缘梁单元轴力；

y——裂纹起始位置到截面形心的距离（加蒙皮截面）；

I——截面惯性矩（加蒙皮截面）；

当蒙皮承受压应力，取30t有效蒙皮参加承受弯曲应力；蒙皮承受拉伸应力，机身无内压情况，取40t有效蒙皮参加承受弯曲应力；蒙皮承受拉伸应力，机身带有内压情况，取80t有效蒙皮参加承受弯曲应力。(t为蒙皮厚度)

A——接头截面面积。

3）NASGRO软件参数设置

选取孔边角裂纹模型CC02进行计算，确定模型参数，由剩余强度载荷文件得到剩余强度应力作为限制应力。在NASGRO中输入模型参数、材料属性、限制应力、载荷谱等参数。

4）损伤容限分析

通过计算得到裂纹扩展次数及裂纹扩展曲线。

5）确定检查门槛值、检查间隔

由裂纹扩展次数计算求得检查门槛值，根据采用的检查方法确定最小可检裂纹长度，求得检查间隔。

1.2.2 对拉接头根部裂纹分析步骤

1）工作应力计算

单颗螺栓拉力按下式计算：

式中：

M——对接处框缘梁单元弯矩；

N——对接处框缘梁单元轴力；

y——螺栓到截面形心的距离（加蒙皮截面）；

当蒙皮承受压应力，取30t有效蒙皮参加承受弯曲应力；蒙皮承受拉伸应力，机身无内压情况，取40t有效蒙皮参加承受弯曲应力；蒙皮承受拉伸应力，机身带有内压情况，取80t有效蒙皮参加承受弯曲应力。(t为蒙皮厚度)

I——截面惯性矩（加蒙皮截面）；

r——螺栓半径；

A——螺栓截面总面积。

接头根部弯曲应力按下式计算：

式中：

F——螺栓拉力；

e——螺栓到接头根部的距离；

W——接头根部端面宽度；

t——接头底面厚度。

2）NASGRO软件参数设置

选取角裂纹模型CC01进行计算，确定模型参数，由剩余强度载荷文件得到剩余强度应力作为限制应力。在NASGRO中输入模型参数、材料属性、限制应力、载荷谱等参数。

3）损伤容限分析

通过计算得到裂纹扩展次数及裂纹扩展曲线。

4）确定检查门槛值、检查间隔

由裂纹扩展次数计算求得检查门槛值，根据采用的检查方法确定最小可检裂纹长度，求得检查间隔。

2 典型算例

典型算例取某飞机框上下框缘对接，上下半框缘在水平气密地板处用两个T型对拉接头对接，上半框缘与T型对拉接头用2颗HST10HK6-3高锁螺栓和4颗HST10HK6-4高锁螺栓连接。下半框缘与T型对拉接头用6颗HST12AG6-8高锁螺栓连接。由有限元计算结果可知外框缘受拉，初始裂纹位置如图5所示。

图5 初始裂纹位置

2.1 接头孔边裂纹扩展分析

初始裂纹长度取1.27mm，为孔边角裂纹，裂纹按图6所示由1方向扩展到边缘裂纹后，再沿2方向扩展，直至整个接头断裂。蒙皮承受拉伸应力，机身带有内压情况，蒙皮有效宽度取80t。上下半框缘对接处上接头截面特性如图7所示。

图6 裂纹扩展方向示意图

图7 接头孔边裂纹蒙皮有效宽度取80t的截面特性

1）计算 R1/P

接头与框腹板连接简化为稳定单剪连接，接头为带板，框缘为基板，框缘和接头材料为7075-T6511铝合金，紧固件为HST10HK6-4高锁螺栓，钛合金（Kdc=0.77）,直径 4.7625mm，紧固件间距 22.5mm,则通过解析法计算得（n=2）：

R1/P=0.52

2）工作应力计算

计算部位所对应的有限元模型简化为梁单元，提取有限元该单元的内力解计算工作应力。

3）NASGRO软件参数设置

第一步：裂纹按1方向扩展到边缘裂纹

选取 CC02 模型，W=84mm，t=2.2mm，D=4.7625mm，B=10mm，a=1.27mm。

Scale Factor for Stress S0=1-R1/P=0.48

Scale Factor for Stress S1=0

Scale Factor for Stress S3=(R1/P)(Ws/D)=0.52×20/4.7625=2.1837

由剩余强度载荷文件得到的剩余强度应力为：56.0162MPa

Limit Stress for S0:56.0162×0.48=26.8878MPa

Limit Stress for S1:0

Limit Stress for S3:56.0162×2.1837=122.3226MPa

4）损伤容限分析

计算所得裂纹扩展曲线如图8所示。

图8 裂纹扩展曲线

从计算结果得知，裂纹缓慢扩展，经过150000次飞行，裂纹尚未扩展到边缘裂纹，结构未失效。

采用目视检测，最小可检裂纹长度为边缘裂纹，即10+4.7625/2=12.3813mm，转入第二步进行计算。

第二步：裂纹按2方向从边缘裂纹扩展到结构失效

取TC02模型，载荷谱与上述过程相同。W=84mm，t=2.2mm，c=12.3813mm参数设置如下：

Scale Factor for Stress S0＝1

Scale Factor for Stress S1＝0

Scale Factor for Stress S2＝0

Limit Stress for S0：56.0162×1.0＝56.0162MPa

Limit Stress for S1：0

Limit Stress for S2：0

裂纹扩展曲线如图9所示。

图9 裂纹扩展结果

通过结果得知，经过32196次飞行，裂纹失稳扩展，结构失效。

5）确定检查门槛值和检查间隔

NCRIT=150000+32196=182196

检查门槛值:

△TH=NCRIT/（k1×k3）=182196/（3.0×1.0）=60732

检查间隔:

采用目视检测，最小可检裂纹长度为边缘裂纹，即12.3813mm，对应的裂纹扩展寿命为：

Nadet-acrit=32196

△REC=Nadet-acrit/（k2×k3）=32196/（2.0×1.0）=16098分散系数K取值如表1所示。

2.2 接头根部裂纹扩展分析

接头根部裂纹位置如图5所示。初始裂纹长度2.62mm，为边缘裂纹。接头根部宽度W＝84mm，t＝3.175mm，材料为7075-T6511。

计算部位截面特性如图10所示，其中蒙皮有效宽度取80t,此处高锁螺栓为钛合金，因此蒙皮有效宽度已根据弹性模量转换成钛材料宽度。

表1 分散系数K取值

图10 接头根部裂纹蒙皮有效宽度取80t的截面特性

1）工作应力计算

计算部位所对应的有限元模型简化为梁元，提取有限元该单元的内力解计算工作应力。单颗螺栓拉力按公式（2）计算，其中六颗高锁螺栓的面积，A=106.7741mm2。接头根部弯曲应力按公式（3）计算，式中e=12.4mm，W=84mm，t=3.175mm。

2）NASGRO软件参数设置

选取 CC01模型，W=84mm，t=3.175mm，a=2.62mm。

Scale Factor for Stress S0＝0

Scale Factor for Stress S1＝1

Scale Factor for Stress S2＝0

由剩余强度载荷文件得到的剩余强度应力为：197.5848MPa

Limit Stress for S0：0

Limit Stress for S1：197.5848MPa

Limit Stress for S2：0

3）损伤容限分析

裂纹扩展曲线如图11所示。

图11 裂纹扩展结果

从计算结果得知，到71196次飞行时，裂纹失稳扩展，结构失效，失稳裂纹长度为38.9179mm。

4）确定检查门槛值和检查间隔：

NCRIT=71196

检查门槛值：

△TH=NCRIT/（k1×k3）=71196/（2.0×1.0）=35598

检查间隔：

采用高频涡流检查，最小可检裂纹长度为1.59mm，初始裂纹即可检，对应的裂纹扩展寿命为：

Nadet-acrit=71196

△REC=Nadet-acrit/（k2×k3）=71196/（2.0×1.0）=35598

分散系数按表1取值。

［1］《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》编委会.民用结构耐久性与损伤容限设计手册（上册）：疲劳设计与分析[M].航空工业出版社，2003，6.