仇翯辰, 樊維超

(1. 中國(guó)商飛復(fù)合材料中心，典型結(jié)構(gòu)部，上海 201324； 2. 中國(guó)商飛北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心，民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)與復(fù)合材料北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 102211)

0 前言

飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)思想實(shí)際上經(jīng)歷了從靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)——疲勞強(qiáng)度設(shè)計(jì)(安全壽命設(shè)計(jì))——損傷容限設(shè)計(jì)(含破損安全)的發(fā)展過(guò)程。早期飛機(jī)結(jié)構(gòu)是按照靜強(qiáng)度準(zhǔn)則設(shè)計(jì)的，通過(guò)計(jì)算分析和試驗(yàn)驗(yàn)證表明結(jié)構(gòu)能夠經(jīng)受住極限載荷，就認(rèn)為該結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度滿足設(shè)計(jì)要求，認(rèn)為其理論壽命無(wú)限。

但20世紀(jì)50年代“彗星”噴氣式飛機(jī)連續(xù)墜毀表明靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)思想不能完全覆蓋飛機(jī)結(jié)構(gòu)的破壞模式。1958年美國(guó)空軍在其頒布的結(jié)構(gòu)完整性大綱中指出，除了靜強(qiáng)度要求之外還必須增加疲勞安全壽命的設(shè)計(jì)要求。在20世紀(jì)60年代美國(guó)空軍要求在飛機(jī)研制中，通過(guò)計(jì)算分析和試驗(yàn)驗(yàn)證表明，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的服役壽命能夠達(dá)到4倍設(shè)計(jì)壽命以上。實(shí)際上，安全壽命并不能阻止飛機(jī)結(jié)構(gòu)在設(shè)計(jì)壽命周期內(nèi)產(chǎn)生裂紋，即使全尺寸疲勞試驗(yàn)做到4倍于設(shè)計(jì)壽命，在實(shí)際服役中不到一倍壽命期內(nèi)就可能發(fā)生了嚴(yán)重結(jié)構(gòu)破壞。究其原因，安全壽命設(shè)計(jì)思想的重點(diǎn)之一是研究裂紋萌生，它的應(yīng)用前提是假設(shè)結(jié)構(gòu)沒(méi)有初始損傷(缺陷和裂紋)。因此一旦含有制造過(guò)程或維護(hù)過(guò)程引入的初始裂紋或缺陷，則疲勞安全壽命設(shè)計(jì)思想的前提便不再成立，也就不能確保設(shè)計(jì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全。

1 破損安全設(shè)計(jì)的發(fā)展

破損安全設(shè)計(jì)是美國(guó)FAA于1956年提出的飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求，即飛機(jī)結(jié)構(gòu)在可檢損傷下能保證安全性。在破損安全設(shè)計(jì)原則下，通過(guò)設(shè)計(jì)冗余結(jié)構(gòu)，使得在主傳力結(jié)構(gòu)失效后，載荷由冗余結(jié)構(gòu)傳遞，保證結(jié)構(gòu)安全。因此，破損安全結(jié)構(gòu)又稱為多傳力路徑結(jié)構(gòu)。根據(jù)冗余結(jié)構(gòu)與主傳力結(jié)構(gòu)參與受力的先后關(guān)系，可再分為破損安全和等待破損安全。破損安全結(jié)構(gòu)是冗余結(jié)構(gòu)與主傳力結(jié)構(gòu)同時(shí)參與傳遞載荷，主傳力結(jié)構(gòu)失效后，載荷重新分配，由冗余結(jié)構(gòu)繼續(xù)承載；等待破損安全是在主傳力結(jié)構(gòu)失效之后，冗余結(jié)構(gòu)才開(kāi)始參與傳遞載荷，通過(guò)冗余結(jié)構(gòu)來(lái)保證結(jié)構(gòu)安全。在破損安全設(shè)計(jì)原則下，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性是通過(guò)設(shè)計(jì)來(lái)保證的。

但1977年Dan Air航空波音707飛機(jī)失事，讓業(yè)內(nèi)認(rèn)識(shí)到僅依靠破損安全設(shè)計(jì)要求，也無(wú)法確保飛機(jī)結(jié)構(gòu)的絕對(duì)安全。破損安全設(shè)計(jì)主要強(qiáng)調(diào)多傳力路徑，但一旦產(chǎn)生廣布損傷裂紋，即多個(gè)傳力路徑同時(shí)產(chǎn)生裂紋并演化融合，則破損安全設(shè)計(jì)的前提假設(shè)將不成立。于是，美國(guó)FAA在1978年提出了包含破損安全的損傷容限設(shè)計(jì)原則，即明確飛機(jī)存在初始損傷和缺陷，通過(guò)裂紋擴(kuò)展分析/試驗(yàn)以及有針對(duì)性的定期檢查來(lái)保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性。破損安全(多傳力路徑)設(shè)計(jì)是被推崇的主流設(shè)計(jì)，單傳力路徑的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)并不被推崇。主要原因是破損安全結(jié)構(gòu)具有遲滯裂紋演化作用，損傷容限性能突出，附加有計(jì)劃的檢查，使損傷在達(dá)到臨界裂紋之前能夠被檢出，安排相應(yīng)的維護(hù)修理，從而可使結(jié)構(gòu)在規(guī)定的使用期內(nèi)，強(qiáng)度不會(huì)降低到限制載荷以下，保障結(jié)構(gòu)安全。

研究結(jié)構(gòu)損傷的演化過(guò)程，可以分為4個(gè)階段。第一階段是裂紋的萌生階段，即還沒(méi)有裂紋的出現(xiàn)；第二階段是小裂紋階段；第三階段是宏觀裂紋擴(kuò)展階段；第四階段是裂紋不穩(wěn)定快速擴(kuò)展階段。針對(duì)第一階段損傷演化，采用安全壽命設(shè)計(jì)思想，即疲勞統(tǒng)計(jì)學(xué)原理。針對(duì)第二階段損傷演化，采用小裂紋理論，包括廣布損傷和腐蝕問(wèn)題等。針對(duì)第三階段損傷演化，采用斷裂力學(xué)原理，即損傷容限設(shè)計(jì)思想。安全壽命設(shè)計(jì)思想、含破損安全的損傷容限設(shè)計(jì)思想共同構(gòu)成了飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性和損傷容限設(shè)計(jì)體系。通過(guò)安全壽命設(shè)計(jì)思想和耐久性設(shè)計(jì)來(lái)回應(yīng)長(zhǎng)壽命和經(jīng)濟(jì)性要求，通過(guò)損傷容限設(shè)計(jì)來(lái)回應(yīng)安全性要求，這共同構(gòu)成現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)的理論體系[1]。

在飛機(jī)結(jié)構(gòu)的破損安全特性研究方面，李亞智[2]通過(guò)有限元方法和斷裂力學(xué)方法分析了大型整體機(jī)翼下壁板的破損安全特性，研究了對(duì)整體壁板蒙皮膠接止裂條的斷裂控制措施及有限元建模分析方法，描述止裂條膠層局部脫粘的迭代過(guò)程，計(jì)算表明膠接止裂措施能夠顯著提高整體加筋壁板的破損安全性能。張博平和郭小華[3]等對(duì)于帶止裂筋整體翼梁結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展特性開(kāi)展了研究，采用ANSYS對(duì)裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，對(duì)縮比試驗(yàn)件開(kāi)展疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，在裂紋擴(kuò)展達(dá)到止裂筋處進(jìn)行剩余強(qiáng)度試驗(yàn)，其結(jié)果表明止裂筋能夠降低梁腹板應(yīng)力強(qiáng)度因子的幅值，對(duì)裂紋擴(kuò)展起到抑制作用。李旭東和關(guān)志東[4]應(yīng)用ANSYS對(duì)整體壁板及損傷后雙面修補(bǔ)壁板進(jìn)行有限元分析,研究不同厚度補(bǔ)片對(duì)損傷壁板、修補(bǔ)長(zhǎng)桁、內(nèi)外補(bǔ)片受力的影響,針對(duì)典型位置研究局部剛度加大對(duì)整體壁板傳力特性的影響。楊海波[5]應(yīng)用子模型技術(shù)，通過(guò)對(duì)接頭結(jié)構(gòu)的接觸模型進(jìn)行細(xì)致的有限元網(wǎng)格劃分，獲得精細(xì)化孔邊應(yīng)力分布數(shù)值解，應(yīng)用所提方法對(duì)某型無(wú)人機(jī)機(jī)翼前后段連接接頭截面構(gòu)型進(jìn)行優(yōu)化。譚申剛和王新波等[6]開(kāi)展了三種開(kāi)裂模式無(wú)釘載平板的廣布損傷裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，研究發(fā)現(xiàn)裂紋之間干涉作用明顯促進(jìn)裂紋擴(kuò)展，且多裂紋情況的擴(kuò)展速率遠(yuǎn)大于單裂紋，表明廣布疲勞裂紋在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)特別是多傳力路徑設(shè)計(jì)時(shí)需重點(diǎn)考慮。胡建軍、陳躍良[7]等基于多損傷應(yīng)力強(qiáng)度因子計(jì)算方法和多裂紋連通準(zhǔn)則對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)多損傷裂紋擴(kuò)展模型和可靠性分析進(jìn)行了研究。

2 考慮破損安全要求的復(fù)材重要連接區(qū)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

商用飛機(jī)垂尾所受氣動(dòng)載荷、操縱載荷和慣性載荷均由垂尾主盒段根部的對(duì)接結(jié)構(gòu)傳遞至后機(jī)身。根據(jù)CCAR25部有關(guān)要求，該對(duì)接結(jié)構(gòu)必須能夠承受限制載荷而無(wú)永久變形，必須采用破損安全設(shè)計(jì)，使其在任何單個(gè)接頭或結(jié)構(gòu)元件損壞時(shí)依然能夠承受限制載荷，必須在飛機(jī)的整個(gè)使用壽命期間避免由于疲勞、腐蝕或意外損傷引起的災(zāi)難性破壞，必須滿足可維修性和互換性要求。因此，垂尾和后機(jī)身根部連接區(qū)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)非常重要和關(guān)鍵。

2.1 復(fù)材重要連接區(qū)結(jié)構(gòu)類型

目前投入商載的機(jī)型，其復(fù)合材料垂直尾翼和后機(jī)身的對(duì)接結(jié)構(gòu)形式主要有兩種。

2.1.1 一體化耳片接頭結(jié)構(gòu)

即在垂尾根部航向兩側(cè)一體化設(shè)計(jì)多個(gè)單耳接頭，在后機(jī)身與其對(duì)接的結(jié)構(gòu)上布置相同數(shù)量的雙耳接頭。上述單耳接頭由碳纖維單向帶預(yù)浸料和壁板整體鋪貼固化形成，復(fù)材一體化單耳接頭與后機(jī)身上對(duì)應(yīng)雙耳接頭孔直徑相等且同軸，在貫穿孔中裝襯套，再通過(guò)螺栓進(jìn)行緊固連接，如圖1所示。

2.1.2 獨(dú)立鈦合金接頭結(jié)構(gòu)

即在復(fù)材垂尾主盒段壁板內(nèi)側(cè)根部沿著航向左右對(duì)稱布置多個(gè)鈦合金接頭，接頭上端與壁板蒙皮和長(zhǎng)桁連接，下端與后機(jī)身對(duì)應(yīng)框上的鈦合金抗拉接頭通過(guò)螺栓連接，如圖2所示。

第一種耳片接頭對(duì)接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)較為簡(jiǎn)單明了，連接工作量較少，便于快速裝配，且具有一定的重量?jī)?yōu)勢(shì)。但是有比較明顯的缺點(diǎn)，接頭處加厚設(shè)計(jì)，對(duì)鋪貼工藝和成型工藝要求較高，一旦整體接頭損壞，更換和維修非常困難，且不利于破損安全性設(shè)計(jì)要求的保證。2001年，美國(guó)紐約的AA587航班(Airbus A300)就是由于垂尾根部其中一個(gè)整體接頭損壞，在載荷重新分配后使得垂尾完全脫落，最終導(dǎo)致機(jī)上251名乘客和9名機(jī)組人員遇難。因此，從破損安全設(shè)計(jì)和可維修性的角度出發(fā)，現(xiàn)有主流的復(fù)材垂尾主盒段根部連接區(qū)大多選用第二種獨(dú)立鈦合金接頭對(duì)接方案。

2.2 復(fù)材重要連接區(qū)結(jié)構(gòu)破損安全失效模式和分析場(chǎng)景定義

圖2 垂尾根部連接區(qū)鈦合金獨(dú)立接頭連接形式(示意圖)

圖3 垂尾根部連接區(qū)鈦合金獨(dú)立接頭連接形式A-A視圖

針對(duì)主流的獨(dú)立鈦合金接頭結(jié)構(gòu)，每個(gè)接頭一般有兩個(gè)抗拉大螺栓用于傳遞軸向拉伸載荷和彎矩，且抗拉大螺栓與接頭之間是間隙配合，以避免傳遞剪切力；在每個(gè)接頭的法蘭側(cè)會(huì)布置若干剪切螺栓，用于傳遞扭矩和側(cè)向載荷，如圖 2和圖 3所示；在尾翼主盒段翼梁根部的角片也會(huì)布置若干剪切螺栓，用于傳遞扭矩和側(cè)向載荷。傳統(tǒng)的尾翼根部連接區(qū)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是基于靜強(qiáng)度的設(shè)計(jì)思想，即考慮該結(jié)構(gòu)能夠承受極限載荷(DUL=1.5×DLL)來(lái)進(jìn)行內(nèi)力解計(jì)算，從而進(jìn)行初始尺寸定義和強(qiáng)度校核。

本文基于破損安全設(shè)計(jì)思想，首先定義該區(qū)域的破損安全失效模式和分析場(chǎng)景(由于尾翼根部連接區(qū)是對(duì)稱結(jié)構(gòu)，只需考慮左右任意一側(cè)的獨(dú)立接頭以及主盒段前/后梁根部的角盒結(jié)構(gòu))。值得一提的是，由于緊固件截面是整個(gè)傳力路徑上最薄弱的截面，因此接頭的失效模式定義為該接頭與后機(jī)身連接一側(cè)的緊固件失效。根據(jù)適航條款的規(guī)定，當(dāng)考慮破損場(chǎng)景時(shí)，結(jié)構(gòu)承受載荷應(yīng)調(diào)整為限制載荷(DLL)。

(1)單個(gè)抗拉大螺栓失效。失效模式：翼根單側(cè)抗拉大螺栓中的任意一個(gè)失效(垂尾沿航向左右對(duì)稱)，需取單側(cè)所有抗拉大螺栓的遍歷。重點(diǎn)考察范疇：同一個(gè)接頭內(nèi)部另一個(gè)抗拉大螺栓的載荷變化；同一個(gè)接頭內(nèi)部所有與后機(jī)身連接剪切釘?shù)妮d荷變化；其他接頭所有緊固件的載荷變化。

(2)單個(gè)接頭失效。失效模式包括：?jiǎn)蝹€(gè)接頭的兩個(gè)抗拉螺栓失效；單個(gè)接頭與后機(jī)身連接的所有剪切釘失效；單個(gè)接頭的所有緊固件失效(包括兩個(gè)抗拉螺栓和所有剪切釘)，需取尾翼翼根單側(cè)所有接頭的遍歷。重點(diǎn)考察范疇：本接頭剩余緊固件(若有)的載荷變化；其他接頭抗拉螺栓和剪切釘?shù)妮d荷變化。

(3)主盒段前/后翼梁角片失效。主盒段前/后翼梁角片各布置了兩個(gè)加強(qiáng)筋(止裂筋)，將單個(gè)角片上的剪切釘分成了三個(gè)區(qū)域，其中三個(gè)區(qū)域中左右兩個(gè)區(qū)域?qū)ΨQ，中間區(qū)域?yàn)楠?dú)立排釘(構(gòu)型)區(qū)域。失效模式：以翼梁角片加筋(止裂筋)為界，同時(shí)考慮三個(gè)區(qū)域中任意兩個(gè)區(qū)域的緊固件完全失效，由于左右區(qū)域?qū)ΨQ故只有左+中、左+右兩種獨(dú)立失效模式。重點(diǎn)考察范疇：本角片剩余緊固件載荷變化；其他接頭的抗拉螺栓和剪切釘?shù)妮d荷變化。

2.3 復(fù)材重要連接區(qū)結(jié)構(gòu)破損安全設(shè)計(jì)方法

考慮破損安全的復(fù)材重要連接區(qū)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)，實(shí)際上是在考慮靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)(基于極限設(shè)計(jì)載荷開(kāi)展結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì))的基礎(chǔ)上，同時(shí)兼顧所定義的不同范疇和不同位置的破損場(chǎng)景。從結(jié)構(gòu)內(nèi)力解的角度來(lái)看，實(shí)際上是增大了重要連接區(qū)中部分緊固件的內(nèi)力解和載荷分布。

因?yàn)樵诮Y(jié)構(gòu)無(wú)破損的完整狀態(tài)下，使用極限載荷(DUL)作為輸入，將得到所考察結(jié)構(gòu)的初始內(nèi)力解和載荷分布；當(dāng)使用限制載荷(DLL)作為輸入，計(jì)算本文所定義的各個(gè)破損場(chǎng)景時(shí)，雖然總體外載荷下降，但由于不同緊固件失效之后載荷重新分配，對(duì)于剩余緊固件(特別是臨近區(qū)域緊固件)的承載產(chǎn)生較大影響，甚至出現(xiàn)部分區(qū)域重新分配后的載荷分布要大于完整狀態(tài)下(DUL)的載荷分布的情況。每計(jì)算一次失效場(chǎng)景，將得到一個(gè)全新的載荷分布，取所定義的所有失效場(chǎng)景的遍歷，將得到一個(gè)最大載荷分布的數(shù)據(jù)集合。以緊固件的載荷分布為例，可以得到一個(gè)包括考察區(qū)域內(nèi)所有緊固件單元的軸力和合剪切力的數(shù)據(jù)集合，通過(guò)數(shù)據(jù)篩選，可以得到每個(gè)緊固件單元在集合中的最大軸力和最大合剪切力，進(jìn)而得到重要連接區(qū)內(nèi)考慮破損安全的載荷數(shù)據(jù)集，在該數(shù)據(jù)集下所有緊固件單元均取最大軸力和最大合剪切力。

以這一套經(jīng)破損場(chǎng)景遍歷計(jì)算和數(shù)據(jù)篩選后的緊固件載荷分布，作為重要連接區(qū)的連接強(qiáng)度校核的輸入，分別校核緊固件拉伸/剪切/拉剪耦合、釘孔擠壓(含復(fù)材和金屬)和拉脫失效，通過(guò)增大釘號(hào)、連接件增厚等措施保證所有連接強(qiáng)度裕度均大于某一數(shù)值(例如>0.2)。這樣一來(lái)，實(shí)際上保證了在完整狀態(tài)下(DUL)或者發(fā)生上述所有定義的破損場(chǎng)景的情況下，所考察區(qū)域的連接強(qiáng)度均滿足要求，可以繼續(xù)承受限制載荷，直到損傷/破壞在規(guī)定的維修計(jì)劃(間隔)中被發(fā)現(xiàn)。復(fù)材重要連接區(qū)結(jié)構(gòu)破損安全設(shè)計(jì)方法的流程圖如圖4所示。

圖4 復(fù)材重要連接區(qū)結(jié)構(gòu)破損安全設(shè)計(jì)方法流程圖

3 數(shù)值算例

為了驗(yàn)證所提出方法的有效性和適用性，選取垂尾根部連接區(qū)結(jié)構(gòu)的一部分，做簡(jiǎn)化和均一化處理，該區(qū)域簡(jiǎn)化后的接頭結(jié)構(gòu)包含垂尾側(cè)和法蘭側(cè)兩部分，每一部分各8個(gè)剪切螺栓(均勻分布)，示意圖如圖5所示。

根據(jù)緊固件分布，將垂尾側(cè)接頭區(qū)域和法蘭側(cè)接頭區(qū)域分別分為8個(gè)部分，每個(gè)部分都做連接強(qiáng)度校核(緊固件拉伸/剪切/拉剪耦合、釘孔擠壓和連接件拉脫)，經(jīng)數(shù)據(jù)篩選，保留所有校核項(xiàng)中最低的安全裕度數(shù)值，作為該分塊區(qū)域的連接強(qiáng)度安全裕度。

傳統(tǒng)靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)思想獲得的安全裕度分布如圖 6所示。

圖5 垂尾根部連接區(qū)部分結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化示意圖(盒段內(nèi)側(cè)視角)

圖6 靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)方法獲得安全裕度分布圖

考慮破損安全設(shè)計(jì)方法獲得的安全裕度分布如圖7所示，可以明顯看出部分分塊區(qū)域的安全裕度數(shù)值有所下降。說(shuō)明在考慮破損場(chǎng)景時(shí)，這些緊固件的分載增大超過(guò)了完整狀態(tài)結(jié)構(gòu)承受極限載荷下的緊固件分載。通過(guò)算例計(jì)算，驗(yàn)證了所提出設(shè)計(jì)方法的有效性，該方法能夠更為準(zhǔn)確地暴露出結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的強(qiáng)度薄弱位置，為設(shè)計(jì)優(yōu)化和結(jié)構(gòu)補(bǔ)強(qiáng)提供指導(dǎo)。

圖7 考慮破損安全設(shè)計(jì)方法獲得安全裕度分布圖

4 結(jié)論

針對(duì)適航條款中對(duì)民機(jī)復(fù)材重要連接區(qū)結(jié)構(gòu)的破損安全設(shè)計(jì)要求，詳細(xì)定義了復(fù)材重要連接區(qū)結(jié)構(gòu)破損安全失效模式和分析場(chǎng)景。圍繞定義的失效模式和分析場(chǎng)景，建立了復(fù)材重要連接區(qū)結(jié)構(gòu)破損安全強(qiáng)度設(shè)計(jì)方法，通過(guò)數(shù)值算例，驗(yàn)證了所提方法的有效性和適用性。本文所提出方法，相比于傳統(tǒng)的靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)方法，能夠拓展載荷分布和內(nèi)力解包絡(luò)，有助于暴露強(qiáng)度薄弱位置，可有效提高重要連接區(qū)結(jié)構(gòu)的破損安全性能。