某型飞机典型框对拉接头损伤容限试验方案的确定

2015-01-02郑参谋

中国科技信息 2015年1期

郑参谋

上海飞机设计研究院强度部

概述

民用飞机典型框结构大多采用对拉接头进行连接，为了验证对拉接头的损伤容限特性，需进行损伤容限试验，试验前需先对试验方案进行论证和确定。本文通过对典型框对拉接头进行有限元分析，找出了对拉接头的应力严重部位，确定了某型飞机典型框对拉接头结构的损伤容限试验方案。

结构简介

典型框由上、下半框缘组成，上、下半框缘采用对拉接头进行连接，上半框缘由内外缘条和腹板组成，下半框缘为整体钣金件。上框缘与上接头之间，下框缘与下接头之间，上、下接头之间均采用高锁螺栓进行连接，结构简图见图1。

图1 典型框结构简图

试验件设计

选取典型框其中一段框缘与接头连接结构，采用偏心加载的方式实现对拉接头轴力和弯矩的传递。试验件及夹持段、加载段连接示意图见图2。

进行试验时，将夹持段固定，在加载孔处施加轴向拉伸载荷。试验件与装卡钢板之间的装配关系见图3。要求上钢板与上框缘连接时，应保证加载点P 在接头底边形心处产生的偏心距y；下钢板与下框缘连接时，应保证夹持段螺栓组形心与下接头底边形心同轴。钢板与试验件之间采用高锁螺栓连接。

试验项目

图2 试验件及连接结构示意图

图3 装配关系

图4 有限元模型

图5 最大主应力云图

图6 上接头最大主应力云图

图7 预制缺口示意图

试验项目共三项：1）裂纹萌生试验；2）裂纹扩展试验；3）剩余强度试验。在同一试验件上进行，先进行裂纹扩展试验，再进行剩余强度试验。

试验载荷

全机有限元模型中将框缘与接头连接结构建为梁单元，上接头单元编号为1006，最大载荷工况下A端弯矩为260417N·mm，B 端弯矩为69082 N·mm，轴力为2780N。下框缘与下接头单元编号为1007，对应的弯矩和轴力均远小于单元1006 上的弯矩和轴力。

试验重点考核区域为对拉接头，接头R 区靠近梁单元B 端，B 端弯矩远小于A 端弯矩，保守选取A、B 端的平均弯矩（164749 N·mm）来进行试验加载，试验时固定下框缘，在上框缘上进行加载。

选择加载点时，保证轴力在上接头形心处产生的弯矩为164749 N·mm。加载轴向拉伸载荷P，由于偏心产生等效弯矩，折算后载荷P 距离上接头形心处偏心距为164749/2780=59.26mm。

根据全机有限元疲劳载荷计算结果，得到裂纹扩展载荷谱中的最大载荷取2780N，采用等幅谱，应力比R=0.1。根据全机有限元非离散源剩余强度载荷计算结果，剩余强度载荷取4091N。

有限元分析

采用ABAQUS 软件进行有限元建模和求解。接头R 区范围内（图中方框内）采用20 节点六面体单元C3D20R 建立，其它部分采用8 节点六面体单元C3D8R 建立，框缘及连接钢板均采用S4R 壳单元建立，紧固件均采用Fasterner-Bushing 单元来模拟，接头底面与夹垫层之间设置接触面，在加载孔处施加图示方向集中力，夹持段固定，进行应力分析。

有限元模型及单元类型示意图见图4，最大主应力云图见图5、图6。