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摘 要 某型飞机在外场检查时，发现在飞机改装增加配重后，配重与框板连接的铆钉孔处，产生了多处裂纹。本文用MSC.Patran建立有限元模型，并从结构设计和制造两方面分析某型机框板裂纹形成的原因。研究表明在飞机结构设计过程中不仅需要满足结构的静强度连接要求，还需要考虑零件的疲劳强度要求，特别是那些需要承受交变载荷的零件。根据分析结果，提出结构的改进方案。
关键词 疲劳；裂纹；有限元模型；分析
中图分类号：V26 文献标识码：A 文章编号：1671-7597（2013）15-0139-02
根据用户反映，外场服役的某型机在机身上相同的部位出现不同程度的框板裂纹故障，针对此种情报，设计人员对同类状态的飞机进行了外场调研，发现出现裂纹故障的飞机共有4架，并初步判定此类状态的飞机在出现裂纹部位的结构可能存在一定的缺陷，为了进一步分析裂纹产生的原因，拆下了部分裂纹样件进一步分析某型飞机在外场检查中，发现裂纹出现的部位为该型机配重与框板连接的铆钉孔附近。本文首先从结构设计和制造两方面分析某型机框板裂纹形成的原因运，并用工程计算方法对框板进行初步的受力计算，再通过建立有限元模型对裂纹部位进行应力分析，最后针对裂纹产生的原因提出合理的改进方案。
1 裂纹情况
通过对同类状态的飞机检查，发现有四架飞机在同一框板处出现不同程度地裂纹，下面将此四架飞机按1～4编号分别说明：
1号飞机左、右框板处出现裂纹，右侧框板裂断；左侧框板出现三条裂纹，最长约8 mm，且出现裂纹的部位均为上角型材与框腹板搭接处的端头铆钉位置，而且裂纹均为上下方向。
2号飞机右侧框板出现四条裂纹，最长裂纹为12 mm，出现裂纹的部位为上角型材与框腹板搭接处的端头铆钉位置，裂纹成伞状。
3号飞机右侧框板出现两条裂纹，最长裂纹为6 mm，出现裂纹的部位为上角型材与框腹板搭接处的端头铆钉位置，裂纹成上下方向。
4号飞机右侧框板出现裂纹，最长裂纹为2 mm，出现裂纹的部位为下角型材与框腹板搭接处的端头铆钉位置，裂纹成上下方向，且该裂纹处铆钉镦头偏大。
从上述结果中，可以看出裂纹的部位均为角型材与框板搭接部位的端头铆钉位置。
2 原因分析
2.1 从结构设计分析
出现裂纹的框属于环形普通框，分别由上、下和左右侧框板共4段材料为LY12-M-δ0.8组合而成，根据用户的要求，对飞机上的设备进行了更新换代，造成飞机重心发生变化，为了调整飞机的重心位置，在该钣金框上增加了15 kg的铅板配重对飞机的重心进行配平，配重的安装方式为：在框板平面上增加配重安装板（材料为LY12-CZ-δ1.5），安装板在侧框板和下框板连接区开缺口，安装板上、下分别增加一根加强角型材，配重铅板通过六个螺栓安装于钢板各安装板之间。
2.2 从制造分析
从框板裂纹铆钉孔部位出现较深的压痕和划痕，且孔不规则等现象，可看出铆钉孔处存在多个疲劳源，可知零件在铆接装配时，制孔时随意性较大造成铆钉孔不规则，铆接时铆枪对铆钉头的冲击载荷偏大，在铆接过程中没有掌握好铆钉头成型的时机，出现过铆的现象，致使铆钉头在框腹板上出现明显的压痕，从而在铆钉孔周边出现多个疲劳源。
3 受力分析
通过初步分析可知，框板要承受配重产生的X、Y向过载，还要承受X向过载产生的局部弯曲，故选取四边形正应力板元（shell）模拟框板，框板与机身蒙皮通过铆钉连接，是柔性连接，为了更真实的反应机身蒙皮对框板的支持刚度，有限元模型中，做出一段蒙皮与框板通过共结点方式连接。配重用六面体元模拟，配重的惯性载荷主要通过配重铝板4个角点上的铆钉传递到框板上，配重与框板的铆钉连接用刚性单元MPC模拟，以传递铆钉的X、Y、Z方向的载荷。模型一共22219个节点，20692个单元，50个MPC元。
3.1 载荷以及加载方法
框板受到的载荷主要是配重惯性载荷，在有限元模型中，选用惯性载荷（inertial load）加载，载荷系数（load/BC set scale Factor）取9.8，惯性加速度（Trans Accel）取A1=1.72，A2=2.65，A3=0，惯性载荷施加到模型中所有单元上。
3.2 边界条件
框板通过铆钉与蒙皮的连接，模型采用共结点方法模拟，可以更真是的反应出蒙皮对框板的支持刚度，有限元模型主要考核框板的应力分布情况，而蒙皮不是应力分析考核的主要区域，故可以在蒙皮上施加约束，可以避免直接在框板施加约束导致局部区域产生应力集中。蒙皮在自身平面内刚度较好，故在蒙皮上施加蒙皮平面内的约束：侧壁蒙皮约束X、Y向平动自由度；下壁蒙皮约束X、Z向平动自由度。
3.3 求解方法以及结果分析
采用线性静力分析方法（linear static）计算框板的受力情况，把Nastran计算结果读入Patran，可以看出在框板与配重连接的铆钉附近应力较框板其他位置的应力偏高，应力为60.6 MPa，应力较高的部位正是裂纹产生的地方，这与裂纹情况相
吻合。
但是60.6 MPa的应力远小于破坏强度极限（390 MPa），剩余安全系数比较高，框板在此应力情况下不容易产生裂纹，考虑到在建立有限元模型过程中，为了从整体上对框板应力水平作一个全局的考核，对框板平面内存在的铆钉孔、长桁缺口等作了填平处理，而这些铆钉孔、长桁缺口，削弱了框板结构，会在这些薄弱部位产生应力集中，导致局部应力偏高。为了更进一步分析铆钉孔对框板应力分布情况的影响，可以建立带铆钉孔的平板作进一步分析。
3.4 改进措施
综合上述分析，本次框板出现裂纹的原因包括结构形式不合理和制造质量偏低，在飞机使用过程中，配重会产生垂直于框平面的X向惯性载荷，在配重交变载荷作用力下，框腹板发生局部弯曲变形，而框板与机身蒙皮之间仅仅靠框缘连接，缺乏纵向构件对框腹板受载较严重部位的有效支持，使框腹板局部X向的变形量较大，同时故障铆钉处的结构存在刚度不匹配等原因，致使框腹板上铆钉头压痕部位产生疲劳裂纹。
根据上述框腹板裂纹产生的原因分析，对产生故障的同类飞机进行了结构局部改装。
1）在框腹板上、下角型材搭接部位增加加强板连接（见图1所示），增加框腹板局部的支持刚度。
2）在上、下角型材与框腹板搭接处，增加三面角盒连接，角盒底与框腹板和角型材连接，角盒另外两边分别与纵向长桁立边和蒙皮连接，当框腹板承受X向载荷时，该载荷通过左、右共四个角盒向长桁立边和蒙皮上扩散，从而达到降低框腹板上的应力的目的。
经过有限元计算，改装后，该改装方案显著降低了框缘与型材连接部位处的应力水平，孔边应力由204 MPa降为55.9 MPa，低于疲劳极限强度（137 MPa）。
4 小结
通过该框板裂纹案例分析，初步掌握了疲劳裂纹产生的原因，一是结构本身存在着一定的缺陷，如案例中上部角型材与框腹板搭接处的零件厚度不匹配，框腹板上关键部位存在截面积突变，在局部范围内的载荷无法有效的扩散，从而形成局部应力值超出疲劳强度（137 MPa）；二是由于制造、维修、检查中被工具划伤而造成裂纹，在多次飞行中就会逐渐形成疲劳裂纹。
参考文献
[1]吴富民主编.结构疲劳强度[M].西北工业大学出版社，1985.
[2]陶梅贞主编.现代飞机结构设计[M].西北工业大学出版社，1997.
关键词 疲劳；裂纹；有限元模型；分析
中图分类号：V26 文献标识码：A 文章编号：1671-7597（2013）15-0139-02
根据用户反映，外场服役的某型机在机身上相同的部位出现不同程度的框板裂纹故障，针对此种情报，设计人员对同类状态的飞机进行了外场调研，发现出现裂纹故障的飞机共有4架，并初步判定此类状态的飞机在出现裂纹部位的结构可能存在一定的缺陷，为了进一步分析裂纹产生的原因，拆下了部分裂纹样件进一步分析某型飞机在外场检查中，发现裂纹出现的部位为该型机配重与框板连接的铆钉孔附近。本文首先从结构设计和制造两方面分析某型机框板裂纹形成的原因运，并用工程计算方法对框板进行初步的受力计算，再通过建立有限元模型对裂纹部位进行应力分析，最后针对裂纹产生的原因提出合理的改进方案。
1 裂纹情况
通过对同类状态的飞机检查，发现有四架飞机在同一框板处出现不同程度地裂纹，下面将此四架飞机按1～4编号分别说明：
1号飞机左、右框板处出现裂纹，右侧框板裂断；左侧框板出现三条裂纹，最长约8 mm，且出现裂纹的部位均为上角型材与框腹板搭接处的端头铆钉位置，而且裂纹均为上下方向。
2号飞机右侧框板出现四条裂纹，最长裂纹为12 mm，出现裂纹的部位为上角型材与框腹板搭接处的端头铆钉位置，裂纹成伞状。
3号飞机右侧框板出现两条裂纹，最长裂纹为6 mm，出现裂纹的部位为上角型材与框腹板搭接处的端头铆钉位置，裂纹成上下方向。
4号飞机右侧框板出现裂纹，最长裂纹为2 mm，出现裂纹的部位为下角型材与框腹板搭接处的端头铆钉位置，裂纹成上下方向，且该裂纹处铆钉镦头偏大。
从上述结果中，可以看出裂纹的部位均为角型材与框板搭接部位的端头铆钉位置。
2 原因分析
2.1 从结构设计分析
出现裂纹的框属于环形普通框，分别由上、下和左右侧框板共4段材料为LY12-M-δ0.8组合而成，根据用户的要求，对飞机上的设备进行了更新换代，造成飞机重心发生变化，为了调整飞机的重心位置，在该钣金框上增加了15 kg的铅板配重对飞机的重心进行配平，配重的安装方式为：在框板平面上增加配重安装板（材料为LY12-CZ-δ1.5），安装板在侧框板和下框板连接区开缺口，安装板上、下分别增加一根加强角型材，配重铅板通过六个螺栓安装于钢板各安装板之间。
2.2 从制造分析
从框板裂纹铆钉孔部位出现较深的压痕和划痕，且孔不规则等现象，可看出铆钉孔处存在多个疲劳源，可知零件在铆接装配时，制孔时随意性较大造成铆钉孔不规则，铆接时铆枪对铆钉头的冲击载荷偏大，在铆接过程中没有掌握好铆钉头成型的时机，出现过铆的现象，致使铆钉头在框腹板上出现明显的压痕，从而在铆钉孔周边出现多个疲劳源。
3 受力分析
通过初步分析可知，框板要承受配重产生的X、Y向过载，还要承受X向过载产生的局部弯曲，故选取四边形正应力板元（shell）模拟框板，框板与机身蒙皮通过铆钉连接，是柔性连接，为了更真实的反应机身蒙皮对框板的支持刚度，有限元模型中，做出一段蒙皮与框板通过共结点方式连接。配重用六面体元模拟，配重的惯性载荷主要通过配重铝板4个角点上的铆钉传递到框板上，配重与框板的铆钉连接用刚性单元MPC模拟，以传递铆钉的X、Y、Z方向的载荷。模型一共22219个节点，20692个单元，50个MPC元。
3.1 载荷以及加载方法
框板受到的载荷主要是配重惯性载荷，在有限元模型中，选用惯性载荷（inertial load）加载，载荷系数（load/BC set scale Factor）取9.8，惯性加速度（Trans Accel
3.2 边界条件
框板通过铆钉与蒙皮的连接，模型采用共结点方法模拟，可以更真是的反应出蒙皮对框板的支持刚度，有限元模型主要考核框板的应力分布情况，而蒙皮不是应力分析考核的主要区域，故可以在蒙皮上施加约束，可以避免直接在框板施加约束导致局部区域产生应力集中。蒙皮在自身平面内刚度较好，故在蒙皮上施加蒙皮平面内的约束：侧壁蒙皮约束X、Y向平动自由度；下壁蒙皮约束X、Z向平动自由度。
3.3 求解方法以及结果分析
采用线性静力分析方法（linear static）计算框板的受力情况，把Nastran计算结果读入Patran，可以看出在框板与配重连接的铆钉附近应力较框板其他位置的应力偏高，应力为60.6 MPa，应力较高的部位正是裂纹产生的地方，这与裂纹情况相
吻合。
但是60.6 MPa的应力远小于破坏强度极限（390 MPa），剩余安全系数比较高，框板在此应力情况下不容易产生裂纹，考虑到在建立有限元模型过程中，为了从整体上对框板应力水平作一个全局的考核，对框板平面内存在的铆钉孔、长桁缺口等作了填平处理，而这些铆钉孔、长桁缺口，削弱了框板结构，会在这些薄弱部位产生应力集中，导致局部应力偏高。为了更进一步分析铆钉孔对框板应力分布情况的影响，可以建立带铆钉孔的平板作进一步分析。
3.4 改进措施
综合上述分析，本次框板出现裂纹的原因包括结构形式不合理和制造质量偏低，在飞机使用过程中，配重会产生垂直于框平面的X向惯性载荷，在配重交变载荷作用力下，框腹板发生局部弯曲变形，而框板与机身蒙皮之间仅仅靠框缘连接，缺乏纵向构件对框腹板受载较严重部位的有效支持，使框腹板局部X向的变形量较大，同时故障铆钉处的结构存在刚度不匹配等原因，致使框腹板上铆钉头压痕部位产生疲劳裂纹。
根据上述框腹板裂纹产生的原因分析，对产生故障的同类飞机进行了结构局部改装。
1）在框腹板上、下角型材搭接部位增加加强板连接（见图1所示），增加框腹板局部的支持刚度。
2）在上、下角型材与框腹板搭接处，增加三面角盒连接，角盒底与框腹板和角型材连接，角盒另外两边分别与纵向长桁立边和蒙皮连接，当框腹板承受X向载荷时，该载荷通过左、右共四个角盒向长桁立边和蒙皮上扩散，从而达到降低框腹板上的应力的目的。
经过有限元计算，改装后，该改装方案显著降低了框缘与型材连接部位处的应力水平，孔边应力由204 MPa降为55.9 MPa，低于疲劳极限强度（137 MPa）。
4 小结
通过该框板裂纹案例分析，初步掌握了疲劳裂纹产生的原因，一是结构本身存在着一定的缺陷，如案例中上部角型材与框腹板搭接处的零件厚度不匹配，框腹板上关键部位存在截面积突变，在局部范围内的载荷无法有效的扩散，从而形成局部应力值超出疲劳强度（137 MPa）；二是由于制造、维修、检查中被工具划伤而造成裂纹，在多次飞行中就会逐渐形成疲劳裂纹。
参考文献
[1]吴富民主编.结构疲劳强度[M].西北工业大学出版社，1985.
[2]陶梅贞主编.现代飞机结构设计[M].西北工业大学出版社，1997.