隋立軍， 孫有朝， 馮 宇

(1.南京航空航天大學(xué)民航學(xué)院， 南京, 210016； 2.中國(guó)民用航空適航審定中心西安航空器審定中心，西安, 710065； 3.空軍工程大學(xué)航空工程學(xué)院， 西安, 710038)

外掛物懸掛掛架是無(wú)人機(jī)載機(jī)平臺(tái)的重要接口和關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，主要用于懸掛安裝各類導(dǎo)彈、炸彈、魚(yú)雷、電子吊艙等任務(wù)及作戰(zhàn)系統(tǒng)，并確保預(yù)期戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)技性能指標(biāo)的實(shí)現(xiàn)[1]。常見(jiàn)的掛架包括機(jī)身掛架和機(jī)翼掛架等，對(duì)于大展弦比無(wú)人機(jī)來(lái)說(shuō)，因機(jī)翼翼展較大，因而外掛物懸掛掛架多布置在機(jī)翼結(jié)構(gòu)上，而且常布置多組對(duì)稱掛架。

外掛物懸掛掛架的設(shè)計(jì)通常需要考慮結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、氣動(dòng)性能、操縱穩(wěn)定性、控制、電氣多個(gè)專業(yè)[2-3]，目前相關(guān)學(xué)者針對(duì)有人機(jī)外掛物懸掛掛架的設(shè)計(jì)開(kāi)展了廣泛而較深入的研究，提出了外掛物懸掛掛架氣動(dòng)載荷設(shè)計(jì)方法[4]；分析了外掛物懸掛掛架對(duì)載機(jī)平臺(tái)氣動(dòng)特性[5]、顫振特性[6]及動(dòng)力學(xué)特性[7]的影響；開(kāi)展了相關(guān)結(jié)構(gòu)分析與優(yōu)化設(shè)計(jì)[8]、靜強(qiáng)度[1]及疲勞強(qiáng)度分析[9]計(jì)算，總結(jié)提出了靜力試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)[10]等。無(wú)人機(jī)機(jī)載機(jī)平臺(tái)領(lǐng)域目前相關(guān)研究集中在平臺(tái)本體[11-12]，外掛物懸掛掛架研究較少，目前僅針對(duì)武器系統(tǒng)掛架、光電載荷掛架、機(jī)載雷達(dá)掛架等[13-14]外掛物懸掛掛架開(kāi)展了剛度、靜強(qiáng)度有限元分析，鮮見(jiàn)相關(guān)疲勞及損傷容限的研究。

本文針對(duì)大展弦比無(wú)人機(jī)機(jī)翼組合探頭掛架，建立了掛架有限元分析模型，根據(jù)損傷容限分析載荷譜，開(kāi)展了基于斷裂力學(xué)的損傷容限分析，為該掛架的疲勞定壽和檢查間隔制定提供了依據(jù)。

1 掛架分析模型及疲勞應(yīng)力分析

1.1 有限元模型的建立

根據(jù)結(jié)構(gòu)數(shù)模，使用ABAQUS有限元分析軟件進(jìn)行建模，單元類型為C3D8R實(shí)體單元。建模范圍包括11肋～15肋間翼盒、13肋組合探頭掛架及對(duì)接接頭，如圖1所示。長(zhǎng)桁、前后梁緣條和翼肋緣條均通過(guò)連接單元與蒙皮連接，肋腹板、前后梁與上下緣條均通過(guò)連接單元連接。接頭與蒙皮、加強(qiáng)板及角盒間采用螺栓進(jìn)行連接，建立真實(shí)接觸關(guān)系。建模忽略部分次要或不影響結(jié)構(gòu)應(yīng)力的倒角，應(yīng)力嚴(yán)重區(qū)域的孔邊與倒角為主要分析對(duì)象，并對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行了細(xì)化。

圖1 有限元模型

根據(jù)結(jié)構(gòu)的實(shí)際連接情況，施加模型的邊界條件和載荷，具體見(jiàn)圖2。圖2中右側(cè)15肋為約束端，將15肋處蒙皮和長(zhǎng)桁的六自由度進(jìn)行約束。A、B、C3個(gè)空間坐標(biāo)點(diǎn)為組合探頭各個(gè)部分的質(zhì)心位置，施加對(duì)應(yīng)的集中慣性載荷。在總體有限元模型中提取與細(xì)節(jié)模型邊界相對(duì)應(yīng)的單元節(jié)點(diǎn)力或應(yīng)力，通過(guò)插值，加載到圖2模型中對(duì)應(yīng)位置的節(jié)點(diǎn)。

圖2 載荷與邊界條件

1.2 疲勞應(yīng)力分析

掛架疲勞分析共包含68種疲勞載荷工況(包括各任務(wù)段的“1g”載荷L1g、“每g”載荷Lg等)。通過(guò)施加68種工況進(jìn)行應(yīng)力分析，根據(jù)應(yīng)力分布和結(jié)構(gòu)特征，以名義應(yīng)力值為篩選要素，考慮結(jié)構(gòu)應(yīng)力突變和結(jié)構(gòu)不連續(xù)的區(qū)域(如孔邊、倒角等)，綜合評(píng)估確定了疲勞分析細(xì)節(jié)和危險(xiǎn)點(diǎn)位置，見(jiàn)表1和圖3。

表1 疲勞分析危險(xiǎn)點(diǎn)

圖3 疲勞分析危險(xiǎn)點(diǎn)

經(jīng)計(jì)算，4#危險(xiǎn)點(diǎn)即加強(qiáng)肋連接孔(Node 189033)的應(yīng)力水平最高，68種工況中最危險(xiǎn)工況為105工況，該工況應(yīng)力云圖見(jiàn)圖4。根據(jù)結(jié)構(gòu)連接形式，該連接孔周?chē)€有其他臨近孔，且孔邊應(yīng)力水平僅次于1#～3#危險(xiǎn)點(diǎn)，4#危險(xiǎn)點(diǎn)是掛架結(jié)構(gòu)中最危險(xiǎn)的部位。因此，本文以4#危險(xiǎn)點(diǎn)為對(duì)象開(kāi)展分析計(jì)算。

圖4 加強(qiáng)肋連接孔(Node 189033)105工況應(yīng)力云圖

2 掛架損傷容限分析

2.1 損傷容限分析載荷譜

掛架預(yù)期飛行任務(wù)剖面包含了高空和低空2種類型，根據(jù)不同飛行高度及航程的組合，細(xì)化編制組成A1、B1、C1、D1、E1、A2共6種典型飛行類型的載荷譜，并按照隨機(jī)加載次序交替出現(xiàn)載荷的峰值和谷值。載荷的峰值和谷值是根據(jù)68種疲勞載荷工況按下述公式計(jì)算得到[9]：

Lp=L1g+LgΔgK

(1)

Lv=L1g-LgΔgK

(2)

式中：Lp為載荷峰值；Lv為載荷谷值；L1g為“1g”載荷；Lg為“每g”載荷；Δg為過(guò)載增量；K為動(dòng)態(tài)放大系數(shù)，僅在計(jì)算垂向載荷時(shí)需要考慮，側(cè)向載荷不需考慮。

將載荷峰谷值按6種典型飛行類型隨機(jī)排列得到飛-續(xù)-飛隨機(jī)載荷譜，每一個(gè)重復(fù)加載譜塊為3 000次飛行起落。4#危險(xiǎn)點(diǎn)部位的損傷容限分析載荷譜見(jiàn)圖5。

圖5 損傷容限分析載荷譜

2.2 開(kāi)裂模式及裂紋擴(kuò)展模型

連接孔及臨近位置共5個(gè)共線孔。根據(jù)圖4中應(yīng)力分析結(jié)果，孔5的位置為應(yīng)力最高的位置。因孔處零件的厚度較大，考慮加工裝配過(guò)程中的制造缺陷，假定開(kāi)裂模式為孔邊角裂紋。因臨近位置的孔應(yīng)力水平相當(dāng)，可能出現(xiàn)多部位損傷，因此假設(shè)每個(gè)孔邊均存在缺陷，并取應(yīng)力最高的孔5一側(cè)孔邊角裂紋為主缺陷，孔1～孔5的其他缺陷均為次缺陷[15]，見(jiàn)圖6。

圖6 開(kāi)裂模式

本文采用Runge-Kutta方法來(lái)估算裂紋擴(kuò)展[9]，即根據(jù)初始的裂紋長(zhǎng)度計(jì)算裂尖應(yīng)力強(qiáng)度因子值，使用Runge-Kutta方法在飛行起落數(shù)上進(jìn)行數(shù)值積分，得到裂紋長(zhǎng)度的增量，再以新裂紋長(zhǎng)度更新計(jì)算裂尖應(yīng)力強(qiáng)度因子值，由此迭代計(jì)算裂紋長(zhǎng)度，得到裂紋長(zhǎng)度與飛行起落數(shù)的關(guān)系曲線。

2.3 裂紋擴(kuò)展分析結(jié)論

該分析細(xì)節(jié)的材料為7050鋁合金。假定孔邊初始裂紋長(zhǎng)度為1.25 mm[15]；可檢裂紋長(zhǎng)度依據(jù)檢查方式確定，本文中假定為目視可檢方式，對(duì)應(yīng)長(zhǎng)度為51.00 mm。由限制載荷計(jì)算確定的剩余強(qiáng)度要求值為16.20 MPa，由剩余強(qiáng)度要求值計(jì)算得到臨界裂紋長(zhǎng)度。

當(dāng)初始裂紋長(zhǎng)度為1.25 mm時(shí)，經(jīng)過(guò)11 615 250次飛行起落，裂紋達(dá)到剩余強(qiáng)度要求值16.20 MPa對(duì)應(yīng)的臨界裂紋長(zhǎng)度82.30 mm，裂紋擴(kuò)展曲線見(jiàn)圖7。因裂紋在初始階段擴(kuò)展十分緩慢，長(zhǎng)度基本不變，故圖7的橫坐標(biāo)起點(diǎn)為目視可檢裂紋尺寸51.00 mm對(duì)應(yīng)的累計(jì)起落數(shù)。

圖7 裂紋擴(kuò)展曲線

根據(jù)損傷容限分析結(jié)論，加強(qiáng)肋連接孔(Node 189033)的裂紋擴(kuò)展壽命為11 615 250次飛行起落，滿足預(yù)期的設(shè)計(jì)要求，可根據(jù)裂紋擴(kuò)展壽命制定檢查間隔。

3 結(jié)論

本文以大展弦比無(wú)人機(jī)機(jī)翼組合探頭掛架為研究對(duì)象，以典型疲勞危險(xiǎn)點(diǎn)為例，編制了掛架結(jié)構(gòu)隨機(jī)載荷譜，開(kāi)展了基于斷裂力學(xué)的損傷容限分析，具體結(jié)論有：

1)獲得了大展弦比無(wú)人機(jī)機(jī)翼組合探頭掛架的加強(qiáng)肋連接孔(Node 189033)的損傷容限特性，為緩慢裂紋擴(kuò)展結(jié)構(gòu)。

2)通過(guò)分析計(jì)算，該疲勞危險(xiǎn)點(diǎn)的剩余強(qiáng)度值對(duì)應(yīng)的裂紋擴(kuò)展壽命為11 615 250次飛行起落，滿足預(yù)期的設(shè)計(jì)要求。