某型飞机腹板裂纹分析及改装设计*

龙小辉

(中国民航飞行学院 飞机修理厂，四川 广汉 618307)

0 引 言

某型飞机在着陆滑跑过程中，飞行人员反映刹车时脚蹬不平，经地面检查后发现，右侧刹车油缸支架固定腹板撕裂，如图1所示。随后普查该机群，发现总共有35架飞机该处存在明显裂纹。为修复该机群的腹板裂纹，笔者基于有限元分析结果，提出改装设计方案。

图1 刹车油缸支架固定腹板

1 载荷分析

刹车油缸安装支架的装配关系如图2，腹板前端(Y的负向)经加强角铝与防火墙铆接，腹板下端(Z的负向)直接与蒙皮铆接，同时经加强角铝再次与蒙皮铆接，腹板上端(Z的正向)与加强条铆接，加强条前端(Y的负向)经加强角铝与防火墙螺栓联接。

图2 安装支架装配示意图 1.加强条 2.腹板 3.联接防火墙的加强角铝 4.防火墙 5.下蒙皮 6.安装支架 7.联接下蒙皮的加强角铝

腹板裂纹处承受的主要载荷为刹车油缸作用在安装支架接耳上的载荷。该载荷经安装支架、联接铆钉传递与转化后，在腹板对应安装支架基座的表面承受沿X方向的挤压载荷，在腹板对应联接安装支架的铆钉端面的表面承受沿X方向的挤压载荷，在腹板对应联接安装支架的铆钉孔面上承受沿Z方向的挤压载荷。注：方向的定义均以图2中坐标系为基准。

2 有限元分析

飞行人员踩踏刹车的载荷为载荷谱，无法获得腹板所承受载荷的精确值，故采用对比计算的方法。该方法的思路为：分别按实际工况估计并设定有限元计算载荷，建立腹板改装前和腹板改装后的两个有限元计算模型，计算得出在相同内载荷作下，腹板改装前后的应力分布和变形量分布，为分析腹板改装对其承载能力的影响提供数据。

2.1 有限元分析前处理

基于安装支架相关联接组件的实际形状和尺寸，利用通用三维数字建模软件Pro/E进行数字建模，将数字模型导入通用有限元软件ANSYS中，建立有限元计算模型，完成有限元计算和后置处理。在ANSYS中进行有限元计算的步骤为：从Pro/E中导入数字模型→单元设置→材料性能参数定义→网格划分→接触组元生成设置→约束条件设置→载荷施加→求解设置→求解→查看结果[1]。

有限元计算模型中：所有铆钉的圆柱面与铆钉孔面均定义为接触，所有铆钉头部的端面与相应联接组件的表面均定义为接触，相互联接的组件的接触面均定义为接触。分别选用TARGE170 和CONTA174作为目标单元和接触单元，Solid45作为实体单元。所有组件的材料均为2024，弹性模量E=68 GPa、泊松比μ=0.32[2]。

有限元计算模型建立的原则：在保证符合工程实际工况的情况下，尽量简化模型以节约计算机资源，减小计算量以及计算时间。基于有限元计算模型的建立原则，结合前面所作的受力分析，在充分考虑安装支架相关组件的结构、载荷传递方式、边界约束特点并经过一定量的反复试算后，确定了腹板改装前后的简化几何模型，如图3所示。

图3 有限元分析的几何模型

图4为有限元计算模型，包括部份腹板、安装支架、加强角铝、4颗MS20470AD4(直径5/32in)铆钉、5颗MS20470AD5(直径4/32in)铆钉。模型共划分219 624个单元和35 581个节点，定义15个接触对。在图4所示的加载孔的下(Z负向)半孔表面所对应的节点上施加总计为500 N(内载荷设定值即踩刹车而作用在安装支架接耳上的载荷值经估计取为500 N)的均布载荷，方向为Z负向。在图4所示的约束面对应的节点进行全方位位移约束。

图4 有限元计算模型

2.2 有限元分析结果

在ANSYS中经过接触有限元计算，结合弹性力学中的第四强度理论，计算得出各组件的Von mises应力云图分别如图5～7，最大Von mises应力值如表1所列。

图5 腹板的Von mises 图6 安装支架的Von mises 应力分布 应力分布

图7 加强角铝的Von mises应力分布

组件名称Vonmises应力最大值/MPa腹板242安装支架103加强角铝9．11

踩踏飞机刹车油缸的载荷作用在安装支架接耳上，该载荷通过安装支架与腹板的联接铆钉传递到腹板的铆钉孔及相应端面上，其为脉动循环载荷。当该循环载荷大于腹板材料的许用极限疲劳应力时，随着刹车次数的增多，将会在腹板相应的铆钉孔处产生疲劳裂纹[3-4]。

根据有限元计算模型Ⅰ得出的腹板改装前的Von mises应力分布如图8所示，其中铆接安装支架的4个铆钉孔的最大Von mise应力值分别为：孔1的最大Von mises应力值为242 MPa，孔2的最大Von mises应力值为170 MPa，孔3的最大Von mises应力值为129 MPa，孔4的最大Von mises应力值为55 MPa。图9为铆接安装支架所对应腹板铆孔处的裂纹。根据疲劳理论可推出，孔1处应最先产生疲劳裂纹，实际普查的情况表明部分飞机仅在孔1处有裂纹图，其详细裂纹情况如图9(a)所示[5]。

图8 腹板的Von mises应力分布

图9 铆接安装支架所对应腹板铆孔处的裂纹

由图8可知，4个铆钉孔承受载荷的大小顺序为：孔1>孔2>孔3>孔4。当孔1产生裂纹后，孔1的承载能力将下降，其承受载荷的下降值应等于孔2、3、4承受载荷的增加值之和，其中孔2承受载荷的增加值最大，其应力也将急剧增加，孔3其次，孔4最小。因此，孔1产生裂纹后，经过一段时间(即刹车次数的增加)，孔2也将产生疲劳裂纹，实际普查的情况表明部分飞机在孔1、2处均有裂纹，其详细裂纹情况如图9(b)所示。孔1、2裂纹后，在其裂纹尖端会产生应力集中，随着使用时间增加(即刹车次数增加)，裂纹会逐渐扩展[6]。由图8可知，在孔1、2之间存在一个高应力带，孔1、2之间的裂纹应沿着这个带进行扩展，最终贯穿孔1和孔2，实际普查的情况表明部分飞机在孔1和孔2之间形成了贯穿裂纹，裂纹的位置与形状与图8所示的孔1、2之间的高应力带的位置与形状基本相符，其详细裂纹情况如图9(c)所示。

综合上述分析可知，有限元分析得出的结果与实际普查情况基本吻合，由此可表明有限元计算模型的简化、单元设置、材料性能参数定义、网格划分、接触对生成、约束条件设置、载荷施加符合实际工况，其计算结果正确。

3 改装设计与分析

3.1 改装设计方案

基于飞机刹车油缸支架固定腹板的有限元分析结果，考虑安装支架联接的相关结构、安装支架的功能与装配要求以及改装施工工艺性，结合已有的改装经验，研究制定的改装设计方案(以下简称改装方案)的主要内容如下：

(1) 对原裂纹进行整平，并在裂纹两端打30号(0.128inch)止裂孔。

(2) 按图10所示的形状与尺寸制作补片。补片材料采用0.063in(1.6 mm) 厚的2024-T0的铝合金板材。注：腹板材料为2024，热处理状态T4，厚度0.04in(1 mm)。

(3) 按T42要求对补片进行固溶热处理，热处理后的检验标准为：HB≥130。

(4) 按图10所示的形状与尺寸制作垫片。垫片采用直径12 mm的2024-T4的铝合金棒料车制。

(5) 对补片和垫片表面进行硫酸阳极化处理。

(6) 按图10所示对补片进行铆接。图10中，支架铆钉(即将刹车油缸安装支架联接到补片的铆钉)采用MS20470AD5铆钉，补片铆钉(即将补片联接到腹板的铆钉)采用MS20470AD4铆钉，铆钉中心与补片边缘间距为6.35～7.94 mm，铆钉排间隔为12.7～19.05 mm，止裂孔与补片铆钉中心的距离大于6.4 mm，铆钉长度根据实际需要进行确定。

图10 改装设计方案示意图

3.2 改装后有限元分析

按照上述方法建立了腹板改装后的有限元模型，计算得出各组件的Von mises应力云图分别如图11～14，最大Von mises应力值如表2。

图11 腹板的Von mises 图12 补片的Von mises 应力分布 应力分布

图13 安装支架的Von mises 图14 加强角铝的Von mises 应力分布 应力分布

表2 各组件Von mises应力最大值 /MPa

根据有限元计算结果可得，腹板在改装前后各组件的最大Von mises应力如表3。

由表3可知，腹板各组件中，改装前强度最薄弱的组件为腹板，改装后强度最薄弱的组件为安装支架，改装前后强度最大的组件均为加强角铝。虽然改装后安装支架的强度相比改装前的强度下降至0.595倍，但其改装后的强度仍为改装前腹板的强度的1.485倍，从腹板各组件所构成的系统的强度来分析，改装后的强度是改装前的强度的1.485倍。

表3 各组件Von mises应力最大值

综上分析可得，按改装方案对腹板裂纹进行改装后，腹板组件所构成的系统的强度将提高至改装前的1.485倍。另外，安装支架的最大Von mises应力处对应的材料的厚度(3.2 mm)是腹板材料的厚度(1 mm)的3.2倍，疲劳裂纹的扩展速度也将远低于腹板[7]。

4 结 论

(1) 此改装设计方案可提高腹板组件所构成系统的强度至改装前的1.485倍，该改装设计方案可行，能保证改装质量和飞行安全。

(2) 此改装设计方案已获得局方MDA批准，于2013年1月完成了35架某型飞机上完成相应改装。

(3) 至今所改装的飞机最多已飞行6000余小时，腹板改装组件运行正常。实际使用情况表明，该改装设计方案可行、有效。

[1] 吴 江，杨兆军.某型飞机翼肋组件的有限元分析与改进设计[J].机械研究与应用，2014，27(2)：55-57.

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[6] 刘 珑，时军波，丁 宁,等.含裂纹Al2024 薄板剩余强度和剩余寿命的影响因素[J].科学技术与工程，2017，17(14)：105-109.

[7] 邱宣怀.机械设计[M].北京：高等教育出版社，1997.