CAE在抽釘鉚釘連接振動疲勞對比試驗中的應用
1、概述
在航空領域，飛機結(jié)構(gòu)的振動疲勞問題是廣泛存在的。而目前我國對振動疲勞問題的研究還處于初步階段，基礎比較薄弱，對結(jié)構(gòu)振動疲勞的機理沒有準確統(tǒng)一的認識，也沒有建立起一套系統(tǒng)的試驗方法。某型飛機進氣道常出現(xiàn)的蒙皮裂紋、鉚釘松動以及掉鉚釘頭等故障即為典型的振動疲勞問題。
某型飛機進氣道由前轉(zhuǎn)接氣道、上管道、下管道以及后轉(zhuǎn)接氣道組成，外場飛機出現(xiàn)以上故障時，由于故障部位鉚接環(huán)境差，維修人員無法接近，給維修帶來了很大難度，進而造成進行拆卸維修耗時太長并直接影響到飛行任務。因此，外場中需使用抽釘連接鋁質(zhì)加強片的方法實現(xiàn)快速維修。為了驗證此種方法的可靠性，有必要進行進氣道抽釘鉚釘連接振動疲勞對比試驗。
試驗件的結(jié)構(gòu)設計是振動疲勞試驗的關鍵因素，其方案的優(yōu)劣會直接影響到能否得到科學客觀的試驗結(jié)果。某型飛機進氣道抽釘鉚釘連接振動疲勞對比試驗件設計的關鍵問題在于能否使試驗件疲勞部位恰好發(fā)生在所需考核的部位。試驗前期，根據(jù)現(xiàn)有的資料與經(jīng)驗，將試驗件設計成T字型懸臂板結(jié)構(gòu)形式，所帶來的問題是試驗中設計考核部位出現(xiàn)疲勞的概率要遠小于T字型懸臂板圓角過渡區(qū)部位。所以有必要對試驗件的結(jié)構(gòu)形式進行進一步的優(yōu)化，保證疲勞部位應先發(fā)生在所需考核的部位。
本文中采用RADIOSS模態(tài)分析模塊分析了T字型懸臂板試驗件的振動特性，并與試驗結(jié)果進行了對比分析，為此種結(jié)構(gòu)在試驗中存在的圓角區(qū)首先疲勞的問題作出了解釋，進而對試驗件結(jié)構(gòu)形式進行了優(yōu)化，得到了一種能夠滿足試驗要求的試驗件結(jié)構(gòu)形式。
2、前期摸底試驗
（1）試驗件及其安裝
借鑒現(xiàn)有研究資料中振動疲勞試驗件的結(jié)構(gòu)形式，選擇單端夾持方法進行抽釘鉚釘振動疲勞摸底試驗。試驗件由加強板（LY12-CZ-δ1.2）、蒙皮（LY12-CZ-δ1）和材料為LY12的型材用鉚釘（或抽釘）鉚接在一起，具體結(jié)構(gòu)形式如圖1所示。其中考核部位位于角材上，由2個3.5mm、90°埋頭鉚釘與2個牌號為CR3252-4-03的100°沉頭抽釘組成，其中鉚釘與抽釘交錯排列。試驗件與夾具的安裝如圖2所示，夾持長度為60mm。
（2）試驗方法
由于沒有某型飛機進氣道實際測定的振動疲勞載荷譜，故采用共振疲勞試驗方法進行試驗。試驗在DC-3200-36振動臺上進行，分別采用CA-YD-107CM加速度傳感器與4344S壓電加速度計進行振動的控制與監(jiān)測。在試驗件上的考核部位粘貼應變花，并用DH5927信號采集設備進行應變數(shù)據(jù)采集分析。應變花粘貼位置如圖3所示。
分別采用6組試驗件的一階頻率，利用諧波駐留方法進行激勵共振，恒定加速度為5mm或為4mm。試驗中，當共振頻率減小5%或者監(jiān)測點振幅發(fā)生明顯變化時認為試驗件疲勞失效。
圖1T字型懸臂板結(jié)構(gòu)試驗件
圖2試驗件與夾具的安裝
圖3應變花粘貼位置
（3）試驗結(jié)果
試驗數(shù)據(jù)如表1所示。從中可以看出，6件試驗件中有5件圓角區(qū)均出現(xiàn)了裂紋，只有三件疲勞破壞（掉鉚釘頭現(xiàn)象）出現(xiàn)在考核部位，故此種結(jié)構(gòu)形式試驗件結(jié)果并不滿足疲勞應先發(fā)生在考核部位的試驗要求。
表1前期摸底試驗數(shù)據(jù)
圖4圓角過渡區(qū)裂紋
圖5鉚釘頭脫落
3、有限元模態(tài)分析與試驗方案改進
（1）模型的建立
按摸底試驗試驗件結(jié)構(gòu)形式建立有限元模型，蒙皮、加強板與角材均采用二維殼單元QUAD4，其相互之間采用RBE2單元模擬鉚釘和抽釘進行連接，如圖6所示。
蒙皮、加強板與角材的材料均為LY12-CZ，彈性模量E=70GPa，密度為2800Kg/m3。
約束蒙皮和加強板靠夾持端60mm內(nèi)單元6個自由度，即為單端夾持振動試驗的邊界條件。
在RADIOSSBulkData模塊中采用normalmodes對建立好的模型進行模態(tài)分析。
圖6有限元模型
（2）結(jié)果分析與方案改進
a、振動特性分析
圖7與圖8分別是試驗件在一階模態(tài)下的相對應力與相對位移云圖，雖然位移與應力值都不是真實的，但是相互比較仍然可以說明此結(jié)構(gòu)振動時的一些特性。圖7中可看出一階共振頻率為33.25HZ，與試驗中結(jié)果相吻合。
經(jīng)驗表明，與靜疲勞類似，結(jié)構(gòu)的應力水平是決定振動疲勞壽命的關鍵因素之一，應力水平大的部位要更容易出現(xiàn)疲勞。圖7中可以看出，在一階模態(tài)下，試驗件相對應力最大的區(qū)域在圓角區(qū)與夾持段的根部，為試驗中圓角區(qū)總出現(xiàn)裂紋提供了理論依據(jù)。
圖7相對應力云圖
圖8相對位移云圖
b、試驗件結(jié)構(gòu)形式改進
為排除振動時試驗件圓角區(qū)出現(xiàn)裂紋對試驗造成的不利影響，對試驗件結(jié)構(gòu)形式進行了重新設計，加大了圓角半徑，（圖9與圖10）并且利用RADIOSS對單端夾持與兩端夾持振動方法分別進行模態(tài)求解，分析新結(jié)構(gòu)的振動特性，為抽釘鉚釘振動疲勞對比試驗的最終方案提供參考。
圖11可以看出，在單端夾持的情況下，圓角區(qū)的相對應力仍然最大。而圖12中，兩端夾持的情況下，相對應力最大的部位出現(xiàn)在蒙皮、加強板與角材三者連接的地方，也即本實驗的考核部位。
所以，消除圓角區(qū)裂紋不僅要從優(yōu)化結(jié)構(gòu)入手，而且與夾持方式密切相關。從仿真結(jié)果來看，重新設計試驗件結(jié)構(gòu)形式后，采用兩端加持的方式進行振動疲勞試驗是比較合理的方案。
圖9優(yōu)化后試驗件單端加持 圖10優(yōu)化后試驗件兩端加持
圖11優(yōu)化后試驗件單端加持相對應力云圖 圖12優(yōu)化后試驗件兩端加持相對應力云圖
（3）RADIOSS在試驗方案改進中的作用
RADIOSS的模態(tài)分析是其分析應用中最基本的一項功能，但是在本試驗方案的改進中起到了關鍵的作用。模態(tài)分析結(jié)果不僅為試驗中出現(xiàn)的問題提供了理論依據(jù)，同時也很好的指導了試驗件結(jié)構(gòu)形式與試驗方法的改進。如果在摸底試驗方案起草的初期使用RADIOSS模態(tài)分析介入設計，便可以以較小的代價、較短的時間內(nèi)完成設計方案反復迭代的過程，縮短試驗時間、大幅節(jié)省試驗成本。
4、總結(jié)
(1)前期摸底試驗中出現(xiàn)的試驗件圓角區(qū)裂紋問題是由于試驗件結(jié)構(gòu)形式與夾持方式不當引起的；
(2)試驗件結(jié)構(gòu)形式經(jīng)重新設計并采用兩端加持方式后能避免試驗件圓角區(qū)出現(xiàn)裂紋的問題；
(3)RADIOSS在本試驗方案改進中的應用大幅縮短了試驗時間、節(jié)省了試驗成本，為以后類似試驗件結(jié)構(gòu)方案的設計提供了一個優(yōu)秀的模板。
本文出自深圳有限元科技有限公司官網(wǎng)：www.digitalorthodoxy.com 轉(zhuǎn)載請注明
