基于有限元方法的某型机应急动力系统管路法兰卡箍疲劳寿命分析

2021-09-05刘吉田俊徐文娟潘浩

航空维修与工程 2021年6期

刘吉田俊徐文娟潘浩

摘要：某型飞机应急动力系统管路法兰卡箍出現裂纹，给飞行安全带来严重隐患。为分析卡箍箍带裂纹产生原因，采用有限元方法进行静载分析，计算出静载荷作用下卡箍的应力分布，再基于静载分析结果进行疲劳仿真分析，得到其整体寿命分布及疲劳危险区域分布状况。将计算结果与实际发现的疲劳裂纹处进行对比，验证了疲劳分析的有效性，并根据有限元分析结果提出改善箍带疲劳特性的结构方案，可为相似零部件的疲劳性能分析及改善提供参考。

关键词：卡箍；疲劳分析；有限元方法

Keywords：hoop；fatigue analysis；finite element method

0 引言

某型飞机应急动力系统是一个双能源的动力系统，为飞机提供应急液压能和应急电能。应急动力系统在发动机到涡轮动力装置的引气管上安装了多个法兰卡箍，卡箍用于连接引气管路及引气单向活门、引气关断调节阀，起到紧箍作用。在飞机大修时，维修人员发现该卡箍存在螺栓螺纹损坏、箍带折弯处外表面裂纹，其中，箍带折弯处外表面裂纹较普遍，如图1所示。若在使用中卡箍因箍带裂纹造成引气管路漏气，将给飞行安全带来严重隐患，为此需对卡箍箍带裂纹的产生原因进行分析。

1 基于有限元的疲劳寿命分析

1.1 疲劳积累损伤原理

1.2 分析流程

采用有限元法进行疲劳分析的基本思路为：首先进行静强度分析，算出结构在静载荷作用下的应力分布；然后定义疲劳的载荷谱、材料循环特性，根据所需的疲劳准则对每一个载荷作用进行分析计算[4]；最后根据累计损伤理论判断疲劳损伤情况。分析流程如图2所示。由于结构受力状态为复杂应力状态，而在实验中测得的结构材料S-N曲线是在单轴拉伸状态下获得的，因此常采用最小能量屈服准则或其他等效准则，将所研究的疲劳点上的复杂应力用一个等效应力替代，可参照材料S-N曲线进行疲劳寿命评估，这种方法称为应力—寿命法[1-3]。需要注意的是，该方法不严格区分裂纹产生和裂纹扩展[5]，而是重点关注结构发生疲劳失效前的寿命预估。

2 仿真计算

2.1 有限元模型建立

卡箍箍带材料为高温合金钢，弹性模量为2.11GPa，泊松比为0.3，固溶处理状态的材料弹性极限为418MPa，材料进入塑性阶段的真实应变和塑性应变曲线[6]如图3中a）所示。根据箍带结构特性采用壳单元划分网格，如图3中b）所示。对工作状态的卡箍紧固处尺寸进行多次测量，根据平均值定义卡箍箍带的位移边界条件。

2.2 静载荷作用下强度分析

采用有限元方法对卡箍箍带进行静载荷作用的强度分析，研究其在紧固法兰盘过程中的应力分布情况，如图4中a）所示，塑性变形区域如图4中b）所示。从卡箍箍带的应力云图可观察出箍带折弯A区域外表面的局部区域的最高应力超过600MPa，该部位已经产生塑性变形。

2.3 疲劳仿真分析

假设有一个平均值等于静载载荷大小、幅值为0.5倍平均值的正弦载荷作用于箍带，作为疲劳的载荷历程。定义材料参数、疲劳载荷谱以及表面粗糙度后，进行疲劳计算。预测的寿命结果采用对数表示，结构疲劳寿命N与有限元仿真计算输出结果S的关系为S=lgN，折算成循环次数为10N次。卡箍疲劳寿命分布如图5所示，图中蓝色框线画出部位的预测寿命为次循环，蓝色椭圆环出的局部区域为箍带折弯A区域外表面位置，预测寿命最小为103.308=2032次循环，明显低于该卡箍的大部分区域，将先于其他部分发生疲劳破坏。该仿真分析结果与卡箍上裂纹实际位置一致，验证了采用有限元方法进行疲劳分析的有效性。

3 结构优化设计分析

根据对现有卡箍产品的强度计算及疲劳仿真结果，提出一种改善疲劳敏感区域性能的卡箍箍带设计方案，改进结构如图6所示。改进结构针对现有产品应力敏感区域结构特征，采用更为平滑的过渡结构。采用相同的方法进行静载荷分析，等效原折弯处A区域的最大应力不超过430MPa，改善结构中的最大应力为局部尖角区域，根据奇异性理论直角处应力可忽略不计[7]，如图6中a）所示。疲劳仿真分析的结果显示，等效原结构折弯处部位预测寿命最小为104.376=23768次循环，如图6中b）所示。通过有限元疲劳分析证明改进结构可明显提高箍带的抗疲劳性能。

4 结论

本文以某型机应急动力系统管路卡箍为研究对象，采用有限元方法计算卡箍静载荷作用下的应力分布，使用疲劳分析方法进行卡箍疲劳分析得到卡箍的寿命分布，结果表明箍带低寿命区域分布在箍带折弯外表面位置，与产品发生实际发生裂纹的位置吻合，验证了基于有限元方法分析箍带结构疲劳性能的有效性。基于对原箍带结构的有限元疲劳分析结果，对箍带结构进行了提高疲劳特性的优化设计与分析。