劉吉 田俊 徐文娟 潘浩

摘要：某型飛機(jī)應(yīng)急動(dòng)力系統(tǒng)管路法蘭卡箍出現(xiàn)裂紋，給飛行安全帶來(lái)嚴(yán)重隱患。為分析卡箍箍帶裂紋產(chǎn)生原因，采用有限元方法進(jìn)行靜載分析，計(jì)算出靜載荷作用下卡箍的應(yīng)力分布，再基于靜載分析結(jié)果進(jìn)行疲勞仿真分析，得到其整體壽命分布及疲勞危險(xiǎn)區(qū)域分布狀況。將計(jì)算結(jié)果與實(shí)際發(fā)現(xiàn)的疲勞裂紋處進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了疲勞分析的有效性，并根據(jù)有限元分析結(jié)果提出改善箍帶疲勞特性的結(jié)構(gòu)方案，可為相似零部件的疲勞性能分析及改善提供參考。

關(guān)鍵詞：卡箍；疲勞分析；有限元方法

Keywords：hoop；fatigue analysis；finite element method

0 引言

某型飛機(jī)應(yīng)急動(dòng)力系統(tǒng)是一個(gè)雙能源的動(dòng)力系統(tǒng)，為飛機(jī)提供應(yīng)急液壓能和應(yīng)急電能。應(yīng)急動(dòng)力系統(tǒng)在發(fā)動(dòng)機(jī)到渦輪動(dòng)力裝置的引氣管上安裝了多個(gè)法蘭卡箍，卡箍用于連接引氣管路及引氣單向活門、引氣關(guān)斷調(diào)節(jié)閥，起到緊箍作用。在飛機(jī)大修時(shí)，維修人員發(fā)現(xiàn)該卡箍存在螺栓螺紋損壞、箍帶折彎處外表面裂紋，其中，箍帶折彎處外表面裂紋較普遍，如圖1所示。若在使用中卡箍因箍帶裂紋造成引氣管路漏氣，將給飛行安全帶來(lái)嚴(yán)重隱患，為此需對(duì)卡箍箍帶裂紋的產(chǎn)生原因進(jìn)行分析。

1 基于有限元的疲勞壽命分析

1.1 疲勞積累損傷原理

1.2 分析流程

采用有限元法進(jìn)行疲勞分析的基本思路為：首先進(jìn)行靜強(qiáng)度分析，算出結(jié)構(gòu)在靜載荷作用下的應(yīng)力分布；然后定義疲勞的載荷譜、材料循環(huán)特性，根據(jù)所需的疲勞準(zhǔn)則對(duì)每一個(gè)載荷作用進(jìn)行分析計(jì)算[4]；最后根據(jù)累計(jì)損傷理論判斷疲勞損傷情況。分析流程如圖2所示。由于結(jié)構(gòu)受力狀態(tài)為復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)，而在實(shí)驗(yàn)中測(cè)得的結(jié)構(gòu)材料S-N曲線是在單軸拉伸狀態(tài)下獲得的，因此常采用最小能量屈服準(zhǔn)則或其他等效準(zhǔn)則，將所研究的疲勞點(diǎn)上的復(fù)雜應(yīng)力用一個(gè)等效應(yīng)力替代，可參照材料S-N曲線進(jìn)行疲勞壽命評(píng)估，這種方法稱為應(yīng)力—壽命法[1-3]。需要注意的是，該方法不嚴(yán)格區(qū)分裂紋產(chǎn)生和裂紋擴(kuò)展[5]，而是重點(diǎn)關(guān)注結(jié)構(gòu)發(fā)生疲勞失效前的壽命預(yù)估。

2 仿真計(jì)算

2.1 有限元模型建立

卡箍箍帶材料為高溫合金鋼，彈性模量為2.11GPa，泊松比為0.3，固溶處理狀態(tài)的材料彈性極限為418MPa，材料進(jìn)入塑性階段的真實(shí)應(yīng)變和塑性應(yīng)變曲線[6]如圖3中a）所示。根據(jù)箍帶結(jié)構(gòu)特性采用殼單元?jiǎng)澐志W(wǎng)格，如圖3中b）所示。對(duì)工作狀態(tài)的卡箍緊固處尺寸進(jìn)行多次測(cè)量，根據(jù)平均值定義卡箍箍帶的位移邊界條件。

2.2 靜載荷作用下強(qiáng)度分析

采用有限元方法對(duì)卡箍箍帶進(jìn)行靜載荷作用的強(qiáng)度分析，研究其在緊固法蘭盤過程中的應(yīng)力分布情況，如圖4中a）所示，塑性變形區(qū)域如圖4中b）所示。從卡箍箍帶的應(yīng)力云圖可觀察出箍帶折彎A區(qū)域外表面的局部區(qū)域的最高應(yīng)力超過600MPa，該部位已經(jīng)產(chǎn)生塑性變形。

2.3 疲勞仿真分析

假設(shè)有一個(gè)平均值等于靜載載荷大小、幅值為0.5倍平均值的正弦載荷作用于箍帶，作為疲勞的載荷歷程。定義材料參數(shù)、疲勞載荷譜以及表面粗糙度后，進(jìn)行疲勞計(jì)算。預(yù)測(cè)的壽命結(jié)果采用對(duì)數(shù)表示，結(jié)構(gòu)疲勞壽命N與有限元仿真計(jì)算輸出結(jié)果S的關(guān)系為S=lgN，折算成循環(huán)次數(shù)為10N次?？ü科趬勖植既鐖D5所示，圖中藍(lán)色框線畫出部位的預(yù)測(cè)壽命為次循環(huán)，藍(lán)色橢圓環(huán)出的局部區(qū)域?yàn)楣繋д蹚滱區(qū)域外表面位置，預(yù)測(cè)壽命最小為103.308=2032次循環(huán)，明顯低于該卡箍的大部分區(qū)域，將先于其他部分發(fā)生疲勞破壞。該仿真分析結(jié)果與卡箍上裂紋實(shí)際位置一致，驗(yàn)證了采用有限元方法進(jìn)行疲勞分析的有效性。

3 結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)分析

根據(jù)對(duì)現(xiàn)有卡箍產(chǎn)品的強(qiáng)度計(jì)算及疲勞仿真結(jié)果，提出一種改善疲勞敏感區(qū)域性能的卡箍箍帶設(shè)計(jì)方案，改進(jìn)結(jié)構(gòu)如圖6所示。改進(jìn)結(jié)構(gòu)針對(duì)現(xiàn)有產(chǎn)品應(yīng)力敏感區(qū)域結(jié)構(gòu)特征，采用更為平滑的過渡結(jié)構(gòu)。采用相同的方法進(jìn)行靜載荷分析，等效原折彎處A區(qū)域的最大應(yīng)力不超過430MPa，改善結(jié)構(gòu)中的最大應(yīng)力為局部尖角區(qū)域，根據(jù)奇異性理論直角處應(yīng)力可忽略不計(jì)[7]，如圖6中a）所示。疲勞仿真分析的結(jié)果顯示，等效原結(jié)構(gòu)折彎處部位預(yù)測(cè)壽命最小為104.376=23768次循環(huán)，如圖6中b）所示。通過有限元疲勞分析證明改進(jìn)結(jié)構(gòu)可明顯提高箍帶的抗疲勞性能。

4 結(jié)論

本文以某型機(jī)應(yīng)急動(dòng)力系統(tǒng)管路卡箍為研究對(duì)象，采用有限元方法計(jì)算卡箍靜載荷作用下的應(yīng)力分布，使用疲勞分析方法進(jìn)行卡箍疲勞分析得到卡箍的壽命分布，結(jié)果表明箍帶低壽命區(qū)域分布在箍帶折彎外表面位置，與產(chǎn)品發(fā)生實(shí)際發(fā)生裂紋的位置吻合，驗(yàn)證了基于有限元方法分析箍帶結(jié)構(gòu)疲勞性能的有效性?；趯?duì)原箍帶結(jié)構(gòu)的有限元疲勞分析結(jié)果，對(duì)箍帶結(jié)構(gòu)進(jìn)行了提高疲勞特性的優(yōu)化設(shè)計(jì)與分析。

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作者簡(jiǎn)介

劉吉，高級(jí)工程師，主要從事飛機(jī)結(jié)構(gòu)修理技術(shù)研究。

田俊，博士，高級(jí)工程師，主要從事結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與性能分析技術(shù)研究。

徐文娟，助理工程師，主要從事航空維修工程管理及科技管理。

潘浩，助理工程師，專業(yè)領(lǐng)域?yàn)閿?shù)字化測(cè)量技術(shù)研究。