GLOBAL/LOCAL方法在飞机结构损伤容限设计中的应用 - 文章

GLOBAL/LOCAL方法在飞机结构损伤容限设计中的应用

作者：李珊山常亮

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摘要：本文应用基于PATRAN/NASTRAN 的有限元分析方法Global/local 法，在飞机机翼结构整体优化设计中对局部结构进行详细分析，考虑局部疲劳需求。用裂纹扩展分析程序AFGROW 进行疲劳裂纹扩展分析，并结合疲劳寿命要求确定一个新的强度准则 – 损伤容限设计约束，用于以后的结构设计优化中。
关键字：机翼结构；Global/local 法；损伤容限设计

1 引言

飞机在整个使用寿命期内，由于疲劳、腐蚀和意外损伤的存在，随着结构损伤的发生和逐步增长，会导致原有结构承载能力的逐步下降。在结构设计过程中必须保证飞机在使用期内有足够的能力承受可能发生的各种损伤，其中特别引起我们注意的是危及结构安全性的那些损伤。通过考虑损伤容限的设计,确保飞机在使用寿命期间(未修使用期内)可能的最大初始损伤不会增长到危及飞行安全的尺寸。

本文通过基于PATRAN/NASTRAN 的Global/Local 法，把局部模型有限元分析同损伤容限约束联系起来，然后在飞机整体结构的优化设计中引入损伤容限约束，从而确保飞机在使用寿命期内不会因为裂纹扩展断裂而失效。

论文共分下面两个部分进行介绍：

⑴ 通过有限元Global/local 分析，在整体优化设计中进行局部详细分析，考虑局部疲劳需求。

⑵用裂纹扩展分析程序（本文用AFGROW）对局部结构进行疲劳裂纹扩展分析，根据疲劳寿命要求确定一个新的强度准则 ——用许用应力形式表征的损伤容限约束。

2 有限元分析

2.1 有限元模型描述

算例整体模型如图1 所示，为小展弦比的后掠机翼，前缘后掠角为44º，半展长为1.8m，根弦长为2.508m，尖弦长为0.688m，有172 个节点、621 个单元。

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图1 后掠翼机翼模型

由于机翼结构的下翼面蒙皮，尤其是下翼面蒙皮根部往往处于受拉的应力状态，这些部位会产生较高的拉应力，其疲劳问题尤为突出，所以这里选择下翼面蒙皮为研究对象，确定下翼面蒙皮上每个设计区在损伤容限约束下的许用值。下翼面蒙皮有限元模型以及设计区划分情况如图2 所示。

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图2 下翼面蒙皮有限元模型

2.2 GLOBAL/LOCAL 有限元分析

2.2.1 整体结构分析

首先对整体结构进行有限元分析，得到下翼面蒙皮上各单元的应力分布情况，从中不难看出下翼面襟副翼及舵面结构上应力分布较小，所以不考虑损伤容限需求对这些结构的约束，在以后的优化设计中只考虑其他强度需求对它们的约束。下翼面蒙皮除去襟副翼和舵面结构的部分称之为主设计区，其有限元模型及设计区划分情况如图3 所示。

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图3 主设计区有限元模型

同时，机翼和机身的连接部位，即接头上会产生应力集中，从而使得下翼面蒙皮根部一些单元应力很大，这种情况应该在设计接头时予以考虑，而此处用GLOBAL/LOCAL 方法分析相关设计区（设计区13、14、15）时应对相关单元进行取舍。下翼面蒙皮整体结构有限元分析应力云图如图4 所示。

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图4 下翼面蒙皮应力云图

2.2.2 局部结构细化分析

整体模型中单元网格划分较为粗略，其单元平均应力不能直接用于计算局部结构的疲劳约束，这就需要对局部模型进行详细分析。这里以对设计区13 进行局部细化分析的过程为例来进行说明。

首先，应用PATRAN 的建组、建场等功能从整体模型中取出设计区13，并从F06 文件中读出相关点的位移边界条件和力边界条件，对其重新建模。建模结果如图5 所示。

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图5 设计区13 局部有限元模型

其次，对以上模型的网格进行细化。同时，为了尽可能的模拟真实的变形，对边界新产生的点进行位移插值。细化后的模型如图6 所示。

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图6 设计区13 局部细化有限元模型

最后，在PATRAN 环境下，用NASTRAN 对设计区13 的细化模型进行有限元分析，得到其单元平均应力，结果如图7 所示。

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图7 设计区13 有限元分析结果

其他设计区可以按照相同的方法得到有限元分析结果。

3 疲劳应力许用值的求解

疲劳应力许用值就是表征损伤容限约束的许用应力值，是满足设计寿命需求的最大应力乘子。应力乘子（SMF）是裂纹扩展分析时，名义应力谱的放大倍数，不同的放大倍数对应不同的扩展寿命。该研究假定设计寿命一定，求解考虑损伤容限约束的最大许用应力，从而用此许用应力来设计结构。

3.1 裂纹扩展分析

用裂纹扩展分析程序AFGROW 进行裂纹扩展分析。下面还是以设计区13 为例进行说明。带裂纹的板宽8.14inch，厚0.24inch，板中央有贯穿裂纹，裂纹初始尺寸为0.24inch。板相对于裂纹为无限大板。名义应力谱应力比R=0.06，峰值为1 。剩余强度

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从图7 分析结果中取合理的单元应力求解剩余强度

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。在裂纹扩展分析程序AFGROW 中输入不同的应力乘子将得到不同的裂纹扩展过程。应力乘子为27.75 时的裂纹扩展情况如图8 所示。

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图8 裂纹扩展分析（SMF=27.75）

3.2 疲劳应力许用值的求解

该算例取第一次检查周期3000，设计寿命6000。通过对该裂纹板进行裂纹扩展分析，在预期设计寿命附近取几个点（N,SMF），将这些点拟合为一条曲线，再从拟合曲线中读出设计寿命6000 相对应的应力乘子。该值就是设计区13 满足损伤容限约束的最大许用应力值。拟合曲线如图9 所示，由图可得设计区13 满足损伤容限约束的最大许用应力值为22.75ksi，即191MPa。

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图9 应力乘子拟合曲线

按照相同的方法求得其他设计区的疲劳应力许用值，在以后的优化设计中将这些损伤容限约束下的许用值分别和该设计区的其他强度许用值进行比较，取较小者作为该设计区最后的约束值用来设计优化结构。

4 小结

论文提出并介绍了一种在多学科环境下的初步设计阶段考虑疲劳破坏的方法。将损伤容限需求引入飞机结构的整体优化设计中。基于PATRAN/NASTRAN 的有限元分析方法Global/local 法确定了用于进行裂纹扩展分析的剩余强度值，把局部模型有限元分析同损伤容限约束联系了起来。裂纹扩展分析程序AFGROW 确定了最大疲劳许用应力。这个疲劳应力许用值作为损伤容限分析约束，它将确保下翼面蒙皮在飞机的设计寿命期内能够安全的承受疲劳裂纹。最终综合分析损伤容限约束许用值和其他强度约束许用值，形成一个综合约束，用于结构的优化设计。

参考文献
[1] Arrieta AJ, Striz A (2001) Multidisciplinary design optimization of a fighter aircraft with damage tolerance constraints and a probabilistic model of the fatigue environment.
[2] Doctoral dissertation, University of Oklahoma, Norman
[3] Damage tolerant design handbook (MCIC HB-01). n.d. Material & Ceramics Info Center, Columbus, OH
[4] NASTRAN2006 用户手册，MSC 公司资料，2006
[5] 叶天麒、周天孝航空结构有限元分析指南航空工业出版社 1996
[6] Harter JA (1999) AFGROW users guide and technical manual (AFRL-VA-WP-TR-1999-3016), Air Force Research Laboratory, Wright–Patterson AFB, OH
[7] 《飞机设计手册》第9 册“载荷、强度和刚度” 北京，航空工业出版社 2002

作者简介
李珊山(1988 - )女，中航工业飞机强度研究所在读研究生，主要从事飞行器结构优化设计。
通信地址：西安市86 号信箱；邮政编码：710065；联系电话：029-88268027(end)

文章内容仅供参考 (投稿) (如果您是本文作者，请点击此处) (1/23/2011)


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