某型民航飞机中机身与中后机身对接框结构疲劳裂纹损伤分析

彭宇豪1

摘  要：疲劳裂纹的产生对民航飞机的结构完整性有很大的影响，一直以来都是国内外学者研究的焦点。本文采用定性和定量相结合的方法对某型飞机中机身与中后机身对接框处的裂纹产生的原因进行了研究，并结合疲劳裂纹区域周边结构的应力水平提出了相应的改进措施，为民航飞机结构疲劳裂纹的产生原因分析及设计方案优化提供借鉴。

关键词：民航飞机，对接框，疲劳裂纹

0  引言

随着航空科学技术的飞速发展，为满足飞机综合性能不断提高的客观需求，飞机结构设计思想不断更新，长寿命、高可靠、高出勤率和低维修成本的综合要求已成为现代飞机结构设计的一项极为重要而必须遵守的准则。对于民用飞机而言，安全是永恒的主题，是结构设计的基本要求，长寿命、低维修成本构成的经济性是实现其市场价值的保证，民用飞机的结构必须在预期的使用寿命。

民用飞机主要由机身、机翼和短舱组成，其中机身占比最大。机身由机头、前机身、中机身、中后机身和后机身组成。机身作为主要的承力结构，即承受气动载荷，也发挥着将飞机各个部件连接成整体的作用，其主要由蒙皮、框、长桁、纵梁、横梁等组成。民用飞机机身因其结构特点和安装形式，在周期性循环载荷的作用下会出现疲劳疲劳裂纹，疲劳裂纹的产生和生长机理一直国内外专家学者重点研究的对象。张程远等[1]从受力特点和材料特性对波音737NG机型平尾下蒙皮裂纹的产生进行了分析，并提出改进措施。何兆岩等[2]对某型飞机主起落架上位锁锁环支座凹槽R角处裂纹进行了分析，总结了裂纹的特点及其产生的原因，并制定了排除裂纹的工艺方法。陈亮等[3]对结构部件疲劳裂纹的产生及生长机理进行分析，并制定有效的检查方案来确保民航飞机服役期限内的结构完整性。中机身与中后机身之间的对接框承受两个部段的载荷，较为容易产生疲劳问题，目前针对中机身与中后机身之间的对接框结构的疲劳裂纹产生机理与对应结构设计优化的研究较少。

本文以某型中机身与中后机身之间的对接框结构为研究对象，首先介绍了对接框的结构和疲劳裂纹产生情况，然后通过结构传载形式定性的分析疲劳裂纹形成原因，接着通过试验与数值模拟的对比，验证了数值模型的准确性，最后通过数值模拟定量的分析疲劳裂纹形成原因，并提出了处置措施。

1  对接框结构疲劳裂纹分析

1.1 对接框结构疲劳裂纹损伤情况

某型飞机试验机进行到九万个飞行起落，对试验件进行检查时发现，对接框左侧地板长桁处航向后一侧下外框缘R区处裂纹一条，裂纹长度L=35 mm，如图1所示。对接框下外框缘为T形框缘，航向前一侧框缘厚度为t1=3.91 mm，框缘与立边处R区半径为r1=4.06 mm；航向后一侧框缘以及立边厚度为t2=2.08 mm，框缘与立边处R区半径为r2=3.05 mm，如图2所示。框缘材料为7075-T62挤压型材，材料采购规范为AMS-QQ-A-200/11。

图1  对接框地板长桁处框缘R区损伤细节

图2  机身对接端框R区裂纹局部图

2  疲劳裂纹形成原因分析

2.1  结构传力分析

中机身与中后机身对接框在飞机飞行时主要受轴力和弯矩作用，在气密工况下，还承受气密载荷。裂纹位于对接框地板长桁处，下半框缘在该处与地板上缘条连接，在气密载荷作用下框缘维持机身形状，有外扩变形趋势，由于该处与地板上缘条连接，还承受地板上缘条拉力作用，地板上缘条与框缘T形立边连接，在拉力作用下造成R区应力较大，具体结构传力分析如图3所示。

图3  气密工况下结构传力示意图

2.2  试验与数值模型的验证

左侧框外缘R区发生裂纹故障，右侧对称位置未发生裂纹故障，由于对接框框左侧与右侧结构对称，在右侧对应位置下外框缘上贴应变片能够反映故障区域实际受载情况。R区无法贴应变片，考虑到贴片可行性，在框外缘的航向和环向分别上分别布置了一个应变片，如图2所示。

试验测量结果如表1所示，从表中可以看出地面转弯工况下框缘航向受力情况最严重。

在全机精细有限元模型中截取故障位置周围结构子模型，并且通过全机精细有限元模型位移解进行边界约束，将外框缘进行局部细化（细化后单元尺寸2 mm×2 mm），将T形角材两侧R区进行进一步细化（细化后单元尺寸为0.5 mm×2 mm），R区处单元格厚度取实际厚度，局部细化后有限元模型如图4所示。

表1   右侧框缘试验测量结果

片号 工况	气密	地面 牵引	地面 转弯	巡航	接地
55825	33.6	20.6	31.4	14.9	24.0
55826	18.4	32.8	59.5	13.6	37.2
注：表中单位为MPa。

图4  局部细化模型

试验测量结果与精细有限元模型计算结果对比如表2所示。精细有限元模型计算结果与试验测量结果比较接近，并且计算结果较保守，表明精细有限元模型可以用来分析细节部位的疲劳强度。

表2  试验测量结果与数值计算结果对比

工况	55826		55825
	测量	计算	测量	计算
气密	18.4	24	33.6	26.8
地面 牵引	32.8	31.3	20.6	17.5
地面 转弯	59.5	57.3	31.4	34.9
巡航	13.6	14.4	14.9	6.9
接地	37.2	39.2	24.0	25.4
注：表中单位为MPa。

2.3  精细有限元模型分析

由于在试验中，受腹板R区空间的影响，应变片无法布置在腹板R区，而裂纹发生的位置实际就在腹板R区。因此利用局部精细有限元模型来计算裂纹故障处的主应力。气密工况下裂纹故障处应力为246.5 MPa，如图5所示。气密工况下裂纹故障处的应变如图6所示，框外缘和蒙皮向外扩变形量大，与地板上缘条相连的框腹板变形量小，这就造成了在R区处的应力较大，从而引发了裂纹的产生。精细有限元分析的结论和传力分析的结论一致，相互印证了分析方法的准确性。

图5  气密工况下裂纹故障处应力

图8  气密工况下裂纹故障处应变

表3  不同工况下裂纹处应力

工况	应力（MPa）
气密	246.5
地面牵引	18.2
地面转弯	97.7
巡航	48.5
接地	84.4

3  疲劳裂纹处理方案

根据有限元分析结果可知，除对接框地板长桁框转折处（裂纹位置）的框腹板R区外，框外缘、周边蒙皮和框腹板以及框内缘的应力水平均较低，因此可以对对接框地板长桁框转折处进行局部精细加工处理，将表面粗糙度由3.2提高至1.6，以达到提高框腹板R区疲劳性能的目的；并增加该区域的疲劳裂纹检查项，以确保后续此处疲劳安全。

4  结论

本文采用定性和定量相结合的方法对某型中机身与中后机身对接框处的裂纹情况进行分析，得出了以下结论：

（1）对接框在地板长桁处航向后一侧R区在气密工况下应力较大，主要由于对接框地板长桁转折处的框缘直径发生变化，导致应力集中较严重，因此产生了裂纹故障。

（2）周边蒙皮、框外缘和框腹板以及框内缘的应力水平均较低，可通过对对接框地板长桁框转折处进行局部精细加工处理来提高框腹板R区疲劳性能。

参考文献：

[1]波音737NG系列飞机平尾下蒙皮裂纹故障分析。

[2]某型飞机主起落架上位锁锁环支座裂纹故障研究。

[3]民航飞机结构疲劳裂纹生长机理及检查方案探讨。

作者简介：彭宇豪 男 1995-01-05 汉族 江西抚州硕士学历助理工程师，研究方向：飞行器设计。