某型机下翼根型材裂纹原因分析及改进研究

莫顺华 李明鸿 王刚化

贵州贵飞飞机设计研究院有限公司 贵州安顺 561000

摘要：本文针对某型机下翼根型材在外场使用过程中出现孔边裂纹及铆钉翘边现象，通过整体与细节合并建模进行综合计算分析方法，找出原因并提出改进建议。

关键词: 下翼根型材;整体与细节合并建模;综合计算分析;改进

1 引言

据外场及售后反馈，某型机在外场飞行使用过程中多架飞机下翼根型材出现孔边裂纹及铆钉翘边现象，位置集中在某框处航前至航后第四颗及第五颗铆钉位置，需要对其产生原因进行分析，为设计改进或加强提供理论依据。

2分析研究思路

2.1 传力路径分析

下翼根型材与机身侧壁及机翼整流蒙皮连接，整流蒙皮与机翼下壁板连接，见图1。飞机飞行过程中，机翼变形带动整流蒙皮及下翼根型材变形，将部分载荷传递至下翼根型材与机身侧壁的连接铆钉上。因此，机翼气动载荷为下翼根型材所受载荷的主要来源。

图1下翼根型材连接形式

图中X向逆航向为正，Y竖直向上为正，Z顺航向向左为正。

2.2 分析对比选取严重载荷工况

通过全机有限元模型多种载荷工况计算分析，选取了机翼翼尖变形量最大的A4工况作为严重载荷工况进行进一步计算分析。

2.3 建立细节有限元模型

1）将下翼根型材及整流蒙皮几何模型导入全机有限元模型中，并提取中面进行细节网格划分，并附材料属性。

2）通过梁元模拟铆钉及螺钉，并通过MPC与孔连接。

3）对连接处的全机有限元型中的相应单元进行细节划分，使传力路径连续。

通过整体与细节合并建模，最终得到连接处细节有限元模型。

2.4 建立细节有限元模型过程遇到的难题及解决思路

某型飞机全机有限元模型是杆元、梁元及板元组合而成的粗略模型，并未模拟铆钉及螺栓连接，相应的铆钉孔及螺栓孔处并没有相应节点。为了模拟真实传力，下翼根型材进行了打孔处理，这些几何模型提取中面后可以通过patran软件进行paver式网格划分，得到网格质量较好的的细节模型。

如何把下翼根型材与机身蒙皮建立铆钉连接成为一个技术难题。最为直接的办法是在机身蒙皮连接处建立几何面，几何面在铆钉连接处打孔再划分网格，由于孔径较小，为了生成较好的孔边网格，必须定义较小的单元边长（约2mm），导致划分过细。细节划分单元与原机身蒙皮周边单元只通过两端的两个节点连接，中间的细节单元无约束，传力失真。如果对周边的单元进行再细节划分，牵一发而动全身，将导致工作量大幅增加，甚至最后无法完成计算校核。因此，必须通过其它办法模拟铆钉传力，同时又不使工作量增加过大。

研究发现，铆钉间距约为25mm左右，以此作为单元边长，比起带孔的细节模型可极大的减小划分工作量。只需要在机身蒙皮铆钉孔中心建立节点，各节点两两相连作为一个单元边长，再在周边进行网格划分与蒙皮原有单元节点进行连接过渡，可以保证机身蒙皮传力连续，最终得到机身蒙皮无孔细节有限元模型。最后再通过建立梁元，把机身蒙皮位置在孔中心的节点与下翼根型材孔中心节点进行连接。

为验证无孔细节有限元模型与有孔细节有限元模型传力的差别，建立了一个简单模型进行对比验证。上蒙皮一与下蒙皮二通过一个铆钉连接，分别计算下蒙皮打孔及不打孔状态的变形及应力，计算结果表明，在平动载荷（不使铆钉发生绕其中心轴旋转）作用下，上蒙皮应力水平相同，上蒙皮MPC载荷相同，下蒙皮在这两种情况下其根部的应力水平相同，而端部变形误差仅为1%,其原因为MPC约束带来一定的附加弯矩及开孔带来的刚度削弱，可忽略不计。

因此，可通过机身蒙皮不打孔方式模拟下翼根型材与机身蒙皮的铆钉传力及机翼下蒙皮与整流蒙皮的螺钉传力，从而避免全机模型过度细化而带来过于繁杂而且不必要的工作。

3 强度综合计算分析

3.1 有限元计算应力及变形结果

通过MSC软件进行计算分析，计算结果表明，下翼根型材与机身连接的航前至航后第4、第5铆钉孔的孔边应力最大,最大变形在下翼根型材航前端。

3.2 工程算法分析校核

由于采用了MPC多结点约束方式，铆钉孔边产生很大的应力集中，有限元结果输出的孔边应力水平失真，因此取出应力水平较高的铆钉孔上的MPC载荷，并采用工程算法进行强度分析校核。

取出8个孔的MPC载荷，如下表1所示：

表1 某框处各铆钉孔载荷

由上表可以看出，第5个铆钉所受的合剪力及拉力是最大的，对应的下翼根型材铆钉孔应力也最大。其中合剪力使铆钉孔孔壁受挤压，拉力使型材表面受钉头剪切。

上表1为考虑了1.5安全系数的极限载荷，转化为不含1.5安全系数的限制载荷如下表2所示（只进行合剪力及拉力的转化并计算出该限制载荷下的孔边挤压应力及铆钉周边剪应力）：

表2 某框处各铆钉孔限制载荷与应力

由上表2可知第5孔在限制载荷下的挤压应力为378MPa，剪应力为38MPa。

下翼根型材厚度为1mm,材料为经热处理的LY12-M铝材，抗拉强度390MPa，拉伸模量E=69000MPa,泊松比u=0.33，根据飞机设计手册第9册P217页，根据下翼根型材材料及相关特性（铝合金，e/d>2,动态特性属于其他情况，不经常拆卸），考虑1.6的挤压系数，则型材的许用挤压强度为390×1.6=624MPa，剪切强度为390×0.6=234MPa，378<624， 38<234, 说明型材满足限制载荷下静强度要求。

在极限载荷下挤压应力为378×1.5=567 MPa<624MPa，剪应力为38×1.5=57 MPa<234MPa，说明型材亦满足极限载荷下静强度要求。

3.3 裂纹产生原因分析推断

从上面计算分析结果可以看出，下翼根型材是满足极限载荷下的静强度要求的，而外场飞机都是在使用一段时间后才检查出裂纹，且限制载荷下挤压应力水平较高，说明裂纹性质极有可能为载荷循环作用下的疲劳裂纹。

3.4 改进前寿命估算及改进思路

第5孔在未改进前的限制载荷下挤压应力为378MPa，根据《飞机结构金属材料力学性能手册》第1卷P247页，LY12-M同类铝合金材料LY12CZ的S-N曲线，其拟合公式为

通过计算可得：挤压应力为378MPa时，N=55776；根据外场飞机下翼根型材裂纹故障飞机飞行小时统计，发现裂纹的飞机飞行时间平均约为全寿命周期的五分之一，为保证全寿命周期使用要求，需要提高寿命约5倍。

要降低下翼根型材该两个铆钉孔处的应力水平，必须对下翼根型材进行改进设计。根据某框该处连接情况，可考虑在翼根型材上方增加一件加强型材，将载荷分散。

3.5 改进后下翼根型材强度校核

在下翼根型材上方增加一加强型材，通过5个铆钉与机身蒙皮连接，并借用下翼根型材的两个螺钉孔与下翼根型材连接。

为方便计算，单独取出翼根型材与机身蒙皮模型，只在翼根型材与整流蒙皮连接处施加相应载荷，约束下翼根型材四周机身蒙皮及铆钉孔相应节点。

细节模型建立完成后进行强度计算，并取出翼根型材前8个铆钉孔及加强型材与机身蒙皮5个连接孔的的MPC载荷，如下表3及表4所示：

表3 加强后某框处下翼根型材各铆钉孔载荷及限制载荷下应力

表4 加强后某框处加强型材各铆钉孔载荷及限制载荷下应力

对比易知，加强后下翼根型材前5个孔应力均下降，第6、7、8孔应力均有小幅提升。同时加强型材第1铆钉孔的挤压应力最大，为186MPa,下翼根型材各孔的应力均小于加强型材第1铆钉孔。因此加强型材第1孔变为最危险孔。

3.6 改进后下翼根型材寿命估算

加强型材第1孔在按上述方案改进后的限制载荷下挤压应力为186MPa，根据《飞机结构金属材料力学性能手册》第1卷P247页，LY12-M同类铝合金材料LY12CZ的S-N曲线，其拟合公式为

通过计算可得：在改进后加强型材最大挤压应力为186MPa时， ，

而改进前型材最大挤压应力为378MPa时， ，

由此可知改进后疲劳寿命提高 ，即寿命提升6.08倍，可以达到全寿命周期使用要求。

4 分析总结及建议

（1）下翼根型材在某框处出现裂纹的原因为型材在此处传递载荷较大，而自身疲劳强度不足，在使用过程中产生的反复较大应力循环作用下出现疲劳裂纹。

建议按增加加强型材将载荷分散的方法实施改进，对于外场存在故障飞机，可以将型材在相应位置切断后再补接新制型材及加强型材。

（2）为了更精准地得到细节结构故障部位的载荷与应力趋势，可以采取在全机模型中建立细节模型的整体与细节合并建模方法。通过梁元及MPC来模拟铆钉及螺钉连接，将全机载荷传递一部分至细节模型，得到故障结构部位的载荷及应力趋势，再进行下一步计算分析。

（3）故障结构的网格划分在导入几何模型后可通过软件自动划分生成带孔的细节模型，再通过MPC与梁元该端节点连接。而在进行全机模型与故障结构连接部位网格划分时，采取不建孔而只在孔中心建立一个节点与梁元相应端节点融合的方式，再进行全机模型中连接部位的细节划分，可极大的减少网格划分工作量，且对载荷的传递影响很小。

（4）由于采用了MPC多结点约束方式，孔边产生很大的应力集中，有限元结果输出的孔边应力水平失真，可取出孔上的MPC载荷，并采用工程算法进行强度校核分析。

（5）常用结构材料通常都有经试验验证的S-N曲线及其拟合公式，在无疲劳载荷谱的情况下，可用其材料S-N曲线拟合公式进行寿命估算，对故障结构改进前后的寿命进行对比分析，确定改进后结构是否能满足全寿命周期使用要求。

参考文献：

[1]《飞机设计手册》第9册 1997

[2]《黑魔方Patran和Nastran有限元分析专业教程》清华大学出版社 2005

[3]《飞机结构金属材料力学性能手册》航空工业出版社 1997

莫顺华（1984年07月），男，贵州安顺，壮，大学本科，工程师，强度设计。