机身某部位连接区疲劳和损伤容限分析

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1、第43卷第3期2013年5月航空计算技术AeronauticalComputingTechniqueV01．43No．3Mav．2013机身某部位连接区疲劳和损伤容限分析苏毅．王生楠(西北工业大学航空学院，陕西西安710072)摘要：从疲劳和损伤容限的概念出发，对某机身13长桁的框腹板进行受力情况、疲劳寿命、裂纹扩展寿命和剩余强度分析，充分讨论了与框腹板相连的接头的可靠性。在考虑精度的情况下用子模型的方式节省了很多计算时间，用扩展有限元法预测裂纹扩展的轨迹也与实验相吻合，为工程应用提供了简洁有效的途径。关键词：疲劳寿命；裂纹扩展寿命；剩余强度；扩展有限元中图分类号：0346

2、．1文献标识码：A文章编号：167l一654x(2013)03—0045．03AnalysisofFatiglle粕dD锄ageTolemnceofJointRe酉onof灿rcrmCena协PartSUYi，WANGSheng—naJl(蹴ooZ旷AeroM以洒，Ⅳon^埘∞抛mPbb钯砘n如口Z‰眈瑙渺，瓤’口n710072，傩i∞)Abst瑚d：B鹊edont}Ieconceptoff乱igueandd锄agetole砌ce，t}Ieforce，f乱iguelife，crackgrowtlllifeandresiduestren昏hofweboft}le13tht11

3、lsswereanalyzedinthispaper．Thereliabilityofjointwasalsodiscussed．Submodelsavedlotsoftimewithconsideringprecisionofthecalculation．Thecrackgn)wthtI．ackpredictedbyXFEMagreedwellwiththeexperimentaIresults，andthisprovidedanewconcisionandefI．ectiVemethodfor山een百neeringapplication．Keywords：fatigu

4、elife；cmckpmpagationl如；residuals吮n昏h；extendedfiniteelementmet}lod引言飞机结构的设计思想经历了静强度设计、疲劳安全寿命设计、破损安全设计，目前的发展趋势是综合了可靠性设计思想的耐久性和损伤容限设计。损伤容限的基本思想是承认结构中存在着未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤，使用过程中，在重复载荷作用下将不断扩展。通过分析和试验验证，对可检结构给出检修周期，对不可检结构提出严格的剩余强度要求和裂纹增长限制，以保证结构在给定寿命期内，不至于因未被发现的初始缺陷的扩展失控造成飞机的灾难性事故。飞机结构损伤容限设计技术，是

5、在总结以往飞机设计经验和断裂力学这一新兴学科的建立与发展完善基础上，于20世纪70年代中期以飞机设计规范形式确定下来的一种新的设计和评定方法¨。31。1问题的提出某型飞机在设计中为了较大幅度地提高飞行性能，对飞机的结构质量作了大量的牺牲，使得有些关键部位的设计并没有严格贯彻损伤容限的设计思想。在玉扭煎垫复瘗董这堕史，屡次出现与13长桁接头连接的框腹板疲劳断裂，经过对断裂处进行仔细查看，裂纹初始位置为：与接头连接的第三排钉孔(只有一个钉孔，靠近内框缘)处起裂(见图1)。结构改进后在重新开展疲劳对比试验前，需对其进行疲劳及损伤容限分析，根据分析结果进一步改进结构。本文首先应用子

6、模型技术以获得准确的接头和框腹板的应力分布，由应力分布情况得到疲劳危险部位，对框腹板进行疲劳寿命分析，然后应用扩展有限元法预测裂纹扩展轨迹，并进行裂纹扩展和剩余强度分析。最后通过对比分析，提出了该接头满足疲劳和损伤容限的新的设计。图113长桁上下框连接区内的框腹板断裂收稿日期：2013—03—22作者简介：苏毅(1983一)，女，湖北襄阳人，博士研究生，主要研究方向为飞机结构疲劳断裂可靠性及损伤容限。·46·航空计算技术第43卷第3期2子模型分析技术2．1细节应力分析为了获得准确的细节应力分布，依托前机身总体有限元分析得到的位移场，采用子模型技术，建立逐步细化的两级子模型，

7、获得13长桁接头和框腹板上危险钉孑L或危险点处的应力分布。细节应力分析流程为从总体有限元模型加人位移场得到第一级子模型，在第一级子模型中确定危险钉位置得到第二级子模型，在第二级子模型中获得危险钉孔或危险点处的应力分布，提取参考应力和开裂模型。加上载荷谱进行疲劳分析和损伤容限分析。2．2子模型分析子模型分析技术是在全局模型分析结果的基础上，对感兴趣的局部结构，进行局部网格细化，并作下一步分析，从而以较小的计算代价获得更精确的结果。两级子模型分析方法的主要步骤为：1)建立全局模型。划分粗略的网格，对其进行计算分析，其目