某型机机翼壁板裂纹修理方案的研究

2020-08-18彭晓兵张妮娜

工程与试验 2020年2期

赵玺，彭晓兵，张妮娜，陈鹏，云双

(中航西飞民用飞机有限责任公司，陕西西安 710089)

1 引言

老龄化飞机在检查时，经常会发现机翼壁板裂纹,贴补加强是常用的修理方法。孔婷婷[1]等人采用改进的裂纹闭合积分方法(MCCI)对典型机翼整体机加壁板的裂纹扩展及剩余强度进行了分析预测，结果表明，该方法可以较为准确地对裂纹扩展情况进行评估。朱青云[2]等人利用AFGROW软件对中央翼下壁板疲劳裂纹扩展寿命进行估算，发现估算值与试验结果符合较好，可以初步确定该部位裂纹扩展速率，为裂纹故障部位的修理提供参考依据。王维[3]等人探讨有限元截面法在外翼壁板内力计算中的应用,为壁板强度计算流程化设计提供一种工程化分析手段。李艳[4]等人采用三维有限元法对受损整体壁板修理前后强度进行评估，给出了整体壁板修理前后的残余过载，为损伤飞机快速评定提供科学依据。赵翔[5]等人对外翼上壁板根部连接形式对飞机承载能力的影响进行了研究，得到了最优选型方案。通过对已有文献的研究，发现以往关注点主要集中在机翼壁板裂纹扩展寿命估算、剩余强度评估以及连接形式等的研究方面，很少对机翼壁板裂纹修理后结构的损伤容限性能进行分析评估。

综上所述，本文采用PATRAN软件[6]建立机翼壁板裂纹试验件有限元模型，进行单位载荷下各零件的应力分析，选出各零件的危险点位置，为试验提供依据。依据试验得到的某段裂纹扩展模式进行损伤容限分析，并与试验结果进行对比，最终给出损伤容限评定结论。

2 有限元分析

机翼壁板裂纹试验件由壁板、楔形件、长桁、盖板及补片组成，如图1所示，壁板指定区域用开孔模拟损伤并实施内部贴补加强修理。壁板、长桁、盖板及补片材料均为2A12-T4，楔形件材料为2A12-T351。采用MSC.PATRAN软件建立试验件有限元模型并对其进行应力分析。

图1 机翼壁板裂纹试验件

根据有限元应力计算结果，受载较严重的连接件为各零件连接部位外围连接件，其中壁板、盖板和长桁连接部位的外围连接件受载最严重。壁板应力云图如图2所示。

图2 有限元分析应力云图

3 试验

3.1 试验设备及要求

试验设备采用SDM1000电液伺服疲劳试验机。根据上述有限元分析结果，在计算得到的应力集中部位、易产生裂纹的关键部位及试验考核部位粘贴一定数量的应变片。试验载荷谱为某型飞机的飞续飞随机载荷谱，根据等损伤原则将原有的5级谱进行等损伤合并，对合并完的载荷谱进行滤波处理，以加快试验进度。试验加载频率f为5～10Hz，加载精度为1%。试验前预测裂纹可能产生的部位，试验过程中定期检查裂纹的萌生，用带500倍放大功能的USB视频显微镜连接到电脑上进行裂纹检测。

3.2 试验结果及分析

对机翼壁板裂纹试验件进行损伤容限(裂纹扩展)试验。试验结果显示，38226次循环时，发现孔边A左出现9.9mm裂纹，A右出现10.4mm裂纹，同时B左出现1.3mm裂纹，B右出现9.4mm裂纹。随后，裂纹出现顺序为D左→B右和C左连通→C右→A左和C右连通→E右、F左、F右分别出现裂纹(1.3mm、0.5mm、0.5mm)→D右、E左均出现裂纹→裂纹继续扩展直至试件断裂。图3是试验件典型开裂模式，裂纹从修补盖板边缘与蒙皮连接的铆钉孔边(图3中位置A)萌生，继续扩展后，在修补盖板与长桁连接的铆钉孔边(图3中位置F、E、D、G)相继出现裂纹并向两侧扩展(即多部位损伤)，最终导致试验件断裂。

图3 机翼壁板试验件典型开裂模式

4 损伤容限分析

4.1 损伤容限模型

借助ASDT软件对修理部位进行损伤容限分析，按试验件观察得到的某段裂纹扩展模式进行分析，选取铆钉孔F处壁板裂纹，其初始裂纹为F左=0.5mm，F右=0.5mm，扩展至F左=12mm，F右=13mm，所需材料属性及应力强度因子取自《民机结构耐久性与损伤容限分析手册-损伤容限设计与分析》[7]，载荷谱按试验谱选取，即为42.987kN/-4.730kN，应力谱峰值应力为228.656MPa、谷值应力为-25.16MPa。