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摘要：针对某型飞机在疲劳试验中上大梁对接型材出现大尺寸裂纹故障，建立起局部连接细节有限元模型，以数值仿真为手段，计算研究了结构局部连接的剩余强度。结果表明：在出现大尺寸裂纹状态下，该处连接剩余强度满足后续的剩余强度试验要求。
关键词：剩余强度 裂纹 疲劳 后机身-尾翼组合体
【分类号】：O342
在某型飞机后机身-尾翼组合体第4倍疲劳寿命的试验过程中，机身上大梁对接型材出现疲劳裂纹。在完成4倍寿命试验时，裂纹基本贯穿型材立边，上大梁对接载荷在此情况下只能通过框缘带板传递。为了确定后续的剩余强度试验是否能够顺利通过，针对局部对接区结构及连接情况，建立局部连接细节有限元分析模型，开展剩余强度试验载荷作用下有限元应力分析和强度校核。
1 故障情况
在完成4倍疲劳寿命试验后，出现在机身上大梁对接型材下陷区的疲劳裂纹已基本裂透，见图1所示。
2 结构简介
上大梁在框缘处通过带板和对接型材对接，框缘为单边框缘，对接型材在框后与蒙皮连接的一边有10个3.5mm铝铆钉与上大梁连接，立边与上大梁有8个3.5mm铝铆钉和1个托板螺母连接，带板在框前延伸较长，在框后有四个铆钉与上大梁连接。框前、后大梁型材厚度均为1.5mm，框缘厚度为1.2mm，带板厚度为1.5mm，框后蒙皮厚度为1.0mm，此处材料均为LY12，弹性模量为71000MPa，泊松比为0.33，密度为2.7×10-6kg/mm3。上大梁对接区结构见图2。
考虑到上大梁对接型材水平边已基本断裂，故在建模时不再考虑其承载、传载能力，故将其舍去。细节分析模型采用shell单元模拟19框前、后大梁型材、框缘、带板以及框后蒙皮，采用梁元模拟各构件间的连接铆钉，如图3（a）和图3（b）所示。模型共有7931个节点，7517个shell元和44个梁元。
模型在框前大梁上施加剩余强度试验载荷14554.67N，方向沿上大梁轴向向前。由于模型为局部模型，需考虑局部结构与其它结构的连接关系进行约束模拟，加载端约束除加载方向以外的其它两个方向平动自由度，框后大梁型材約束三个平动自由度，框后蒙皮在侧边上约束垂直于载荷方向的平动自由度，框缘向外延伸约50mm，并在端部约束除载荷方向以外的自由度。模型加载及约束情况如图3（c）所示。
3 数值计算及强度校核
采用MSC/NASTRAN软件对上大梁对接区的细节分析模型进行有限元應力分析，得到了上大梁对接区各承力构件的应力分布和钉载，如图4（a）和图4（b）所示。由应力分析结果可知，带板主要承力范围约为50mm宽，其应力平均约为200MPa。而由工程估算可得：σ=F/A=14554.67/1.5/50=195MPa。由此可见，有限元模拟仿真与工程估算吻合得很好，因此，该细节模型基本能够反映结构真实传力情况。上大梁载荷主要由大梁型材附近的四个铆钉承受，带板与蒙皮连接的六个铆钉也分担了一定载荷，其中最大承力铆钉在大梁型材上，最大承力为2424.2N。各铆钉载荷见表1所示。上大梁对接区铆钉的编号见图4（c）。
由表1可知，带板与上大梁连接的单个铆钉最大载荷为2424.2N，此处铆钉均为3.5mm铝铆钉，铆钉破坏剪力为2355N。剩余系数为η=2355/2424.2=0.97，此铆钉承力略超过其极限剪切破坏力。但当铆钉增大到一定值时，连接件的孔边进入塑性区，由于变形协调，同一区域的铆钉受载将趋于一致。即与上大梁连接的4个铆钉将平均承载，共传力F=1788.44+2137.79+2424.20+1547.17=7897.60N，剩余系数为η=2355×4/7897.60=1.2。因此上大梁对接区对接型材虽然存在裂纹，但在剩余强度试验载荷作用下，仍能满足强度要求。
5结论
针对某型飞机在疲劳试验中上大梁对接型材出现大尺寸裂纹故障，研究分析了结构局部连接的剩余强度，保证了后续剩余强度试验的顺利进行，也充分说明了该种计算方法及分析思路的可靠性与合理性，同时为类似问题提供了一种可行解决方案。
参考文献
[1] 解思适，王世伟，成万植等. 飞机设计手册第9册载荷、强度和刚度[M]. 北京：航空工业出版社，2001.
[2] GJB67A-2008 军用飞机结构强度规范[S].北京：中国标准出版社，2008
作者简介：朱亲强 （1982.1—）现为中航工业洪都650所强度设计研究部工程师。
关键词：剩余强度 裂纹 疲劳 后机身-尾翼组合体
【分类号】：O342
在某型飞机后机身-尾翼组合体第4倍疲劳寿命的试验过程中，机身上大梁对接型材出现疲劳裂纹。在完成4倍寿命试验时，裂纹基本贯穿型材立边，上大梁对接载荷在此情况下只能通过框缘带板传递。为了确定后续的剩余强度试验是否能够顺利通过，针对局部对接区结构及连接情况，建立局部连接细节有限元分析模型，开展剩余强度试验载荷作用下有限元应力分析和强度校核。
1 故障情况
在完成4倍疲劳寿命试验后，出现在机身上大梁对接型材下陷区的疲劳裂纹已基本裂透，见图1所示。
2 结构简介
上大梁在框缘处通过带板和对接型材对接，框缘为单边框缘，对接型材在框后与蒙皮连接的一边有10个3.5mm铝铆钉与上大梁连接，立边与上大梁有8个3.5mm铝铆钉和1个托板螺母连接，带板在框前延伸较长，在框后有四个铆钉与上大梁连接。框前、后大梁型材厚度均为1.5mm，框缘厚度为1.2mm，带板厚度为1.5mm，框后蒙皮厚度为1.0mm，此处材料均为LY12，弹性模量为71000MPa，泊松比为0.33，密度为2.7×10-6kg/mm3。上大梁对接区结构见图2。
考虑到上大梁对接型材水平边已基本断裂，故在建模时不再考虑其承载、传载能力，故将其舍去。细节分析模型采用shell单元模拟19框前、后大梁型材、框缘、带板以及框后蒙皮，采用梁元模拟各构件间的连接铆钉，如图3（a）和图3（b）所示。模型共有7931个节点，7517个shell元和44个梁元。
模型在框前大梁上施加剩余强度试验载荷14554.67N，方向沿上大梁轴向向前。由于模型为局部模型，需考虑局部结构与其它结构的连接关系进行约束模拟，加载端约束除加载方向以外的其它两个方向平动自由度，框后大梁型材約束三个平动自由度，框后蒙皮在侧边上约束垂直于载荷方向的平动自由度，框缘向外延伸约50mm，并在端部约束除载荷方向以外的自由度。模型加载及约束情况如图3（c）所示。
3 数值计算及强度校核
采用MSC/NASTRAN软件对上大梁对接区的细节分析模型进行有限元應力分析，得到了上大梁对接区各承力构件的应力分布和钉载，如图4（a）和图4（b）所示。由应力分析结果可知，带板主要承力范围约为50mm宽，其应力平均约为200MPa。而由工程估算可得：σ=F/A=14554.67/1.5/50=195MPa。由此可见，有限元模拟仿真与工程估算吻合得很好，因此，该细节模型基本能够反映结构真实传力情况。上大梁载荷主要由大梁型材附近的四个铆钉承受，带板与蒙皮连接的六个铆钉也分担了一定载荷，其中最大承力铆钉在大梁型材上，最大承力为2424.2N。各铆钉载荷见表1所示。上大梁对接区铆钉的编号见图4（c）。
由表1可知，带板与上大梁连接的单个铆钉最大载荷为2424.2N，此处铆钉均为3.5mm铝铆钉，铆钉破坏剪力为2355N。剩余系数为η=2355/2424.2=0.97，此铆钉承力略超过其极限剪切破坏力。但当铆钉增大到一定值时，连接件的孔边进入塑性区，由于变形协调，同一区域的铆钉受载将趋于一致。即与上大梁连接的4个铆钉将平均承载，共传力F=1788.44+2137.79+2424.20+1547.17=7897.60N，剩余系数为η=2355×4/7897.60=1.2。因此上大梁对接区对接型材虽然存在裂纹，但在剩余强度试验载荷作用下，仍能满足强度要求。
5结论
针对某型飞机在疲劳试验中上大梁对接型材出现大尺寸裂纹故障，研究分析了结构局部连接的剩余强度，保证了后续剩余强度试验的顺利进行，也充分说明了该种计算方法及分析思路的可靠性与合理性，同时为类似问题提供了一种可行解决方案。
参考文献
[1] 解思适，王世伟，成万植等. 飞机设计手册第9册载荷、强度和刚度[M]. 北京：航空工业出版社，2001.
[2] GJB67A-2008 军用飞机结构强度规范[S].北京：中国标准出版社，2008
作者简介：朱亲强 （1982.1—）现为中航工业洪都650所强度设计研究部工程师。