考虑破损安全的民机复合材料典型连接区结构优化设计方法研究

仇翯辰, 樊维超

(1. 中国商飞复合材料中心，典型结构部，上海 201324； 2. 中国商飞北京民用飞机技术研究中心，民用飞机结构与复合材料北京市重点实验室，北京 102211)

0 前言

飞机机体结构的设计思想实际上经历了从静强度设计——疲劳强度设计(安全寿命设计)——损伤容限设计(含破损安全)的发展过程。早期飞机结构是按照静强度准则设计的，通过计算分析和试验验证表明结构能够经受住极限载荷，就认为该结构的强度满足设计要求，认为其理论寿命无限。

但20世纪50年代“彗星”喷气式飞机连续坠毁表明静强度设计思想不能完全覆盖飞机结构的破坏模式。1958年美国空军在其颁布的结构完整性大纲中指出，除了静强度要求之外还必须增加疲劳安全寿命的设计要求。在20世纪60年代美国空军要求在飞机研制中，通过计算分析和试验验证表明，飞机结构的服役寿命能够达到4倍设计寿命以上。实际上，安全寿命并不能阻止飞机结构在设计寿命周期内产生裂纹，即使全尺寸疲劳试验做到4倍于设计寿命，在实际服役中不到一倍寿命期内就可能发生了严重结构破坏。究其原因，安全寿命设计思想的重点之一是研究裂纹萌生，它的应用前提是假设结构没有初始损伤(缺陷和裂纹)。因此一旦含有制造过程或维护过程引入的初始裂纹或缺陷，则疲劳安全寿命设计思想的前提便不再成立，也就不能确保设计飞机结构的安全。

1 破损安全设计的发展

破损安全设计是美国FAA于1956年提出的飞机结构设计要求，即飞机结构在可检损伤下能保证安全性。在破损安全设计原则下，通过设计冗余结构，使得在主传力结构失效后，载荷由冗余结构传递，保证结构安全。因此，破损安全结构又称为多传力路径结构。根据冗余结构与主传力结构参与受力的先后关系，可再分为破损安全和等待破损安全。破损安全结构是冗余结构与主传力结构同时参与传递载荷，主传力结构失效后，载荷重新分配，由冗余结构继续承载；等待破损安全是在主传力结构失效之后，冗余结构才开始参与传递载荷，通过冗余结构来保证结构安全。在破损安全设计原则下，飞机结构的安全性是通过设计来保证的。

但1977年Dan Air航空波音707飞机失事，让业内认识到仅依靠破损安全设计要求，也无法确保飞机结构的绝对安全。破损安全设计主要强调多传力路径，但一旦产生广布损伤裂纹，即多个传力路径同时产生裂纹并演化融合，则破损安全设计的前提假设将不成立。于是，美国FAA在1978年提出了包含破损安全的损伤容限设计原则，即明确飞机存在初始损伤和缺陷，通过裂纹扩展分析/试验以及有针对性的定期检查来保证飞机结构的安全性。破损安全(多传力路径)设计是被推崇的主流设计，单传力路径的结构设计并不被推崇。主要原因是破损安全结构具有迟滞裂纹演化作用，损伤容限性能突出，附加有计划的检查，使损伤在达到临界裂纹之前能够被检出，安排相应的维护修理，从而可使结构在规定的使用期内，强度不会降低到限制载荷以下，保障结构安全。

研究结构损伤的演化过程，可以分为4个阶段。第一阶段是裂纹的萌生阶段，即还没有裂纹的出现；第二阶段是小裂纹阶段；第三阶段是宏观裂纹扩展阶段；第四阶段是裂纹不稳定快速扩展阶段。针对第一阶段损伤演化，采用安全寿命设计思想，即疲劳统计学原理。针对第二阶段损伤演化，采用小裂纹理论，包括广布损伤和腐蚀问题等。针对第三阶段损伤演化，采用断裂力学原理，即损伤容限设计思想。安全寿命设计思想、含破损安全的损伤容限设计思想共同构成了飞机结构耐久性和损伤容限设计体系。通过安全寿命设计思想和耐久性设计来回应长寿命和经济性要求，通过损伤容限设计来回应安全性要求，这共同构成现代飞机结构完整性设计的理论体系[1]。

在飞机结构的破损安全特性研究方面，李亚智[2]通过有限元方法和断裂力学方法分析了大型整体机翼下壁板的破损安全特性，研究了对整体壁板蒙皮胶接止裂条的断裂控制措施及有限元建模分析方法，描述止裂条胶层局部脱粘的迭代过程，计算表明胶接止裂措施能够显著提高整体加筋壁板的破损安全性能。张博平和郭小华[3]等对于带止裂筋整体翼梁结构的裂纹扩展特性开展了研究，采用ANSYS对裂纹尖端应力强度因子进行数值计算，对缩比试验件开展疲劳裂纹扩展试验，在裂纹扩展达到止裂筋处进行剩余强度试验，其结果表明止裂筋能够降低梁腹板应力强度因子的幅值，对裂纹扩展起到抑制作用。李旭东和关志东[4]应用ANSYS对整体壁板及损伤后双面修补壁板进行有限元分析,研究不同厚度补片对损伤壁板、修补长桁、内外补片受力的影响,针对典型位置研究局部刚度加大对整体壁板传力特性的影响。杨海波[5]应用子模型技术，通过对接头结构的接触模型进行细致的有限元网格划分，获得精细化孔边应力分布数值解，应用所提方法对某型无人机机翼前后段连接接头截面构型进行优化。谭申刚和王新波等[6]开展了三种开裂模式无钉载平板的广布损伤裂纹扩展试验，研究发现裂纹之间干涉作用明显促进裂纹扩展，且多裂纹情况的扩展速率远大于单裂纹，表明广布疲劳裂纹在结构设计特别是多传力路径设计时需重点考虑。胡建军、陈跃良[7]等基于多损伤应力强度因子计算方法和多裂纹连通准则对飞机结构多损伤裂纹扩展模型和可靠性分析进行了研究。

2 考虑破损安全要求的复材重要连接区结构优化设计方法

商用飞机垂尾所受气动载荷、操纵载荷和惯性载荷均由垂尾主盒段根部的对接结构传递至后机身。根据CCAR25部有关要求，该对接结构必须能够承受限制载荷而无永久变形，必须采用破损安全设计，使其在任何单个接头或结构元件损坏时依然能够承受限制载荷，必须在飞机的整个使用寿命期间避免由于疲劳、腐蚀或意外损伤引起的灾难性破坏，必须满足可维修性和互换性要求。因此，垂尾和后机身根部连接区结构设计非常重要和关键。

2.1 复材重要连接区结构类型

目前投入商载的机型，其复合材料垂直尾翼和后机身的对接结构形式主要有两种。

2.1.1 一体化耳片接头结构

即在垂尾根部航向两侧一体化设计多个单耳接头，在后机身与其对接的结构上布置相同数量的双耳接头。上述单耳接头由碳纤维单向带预浸料和壁板整体铺贴固化形成，复材一体化单耳接头与后机身上对应双耳接头孔直径相等且同轴，在贯穿孔中装衬套，再通过螺栓进行紧固连接，如图1所示。

2.1.2 独立钛合金接头结构

即在复材垂尾主盒段壁板内侧根部沿着航向左右对称布置多个钛合金接头，接头上端与壁板蒙皮和长桁连接，下端与后机身对应框上的钛合金抗拉接头通过螺栓连接，如图2所示。

第一种耳片接头对接结构设计较为简单明了，连接工作量较少，便于快速装配，且具有一定的重量优势。但是有比较明显的缺点，接头处加厚设计，对铺贴工艺和成型工艺要求较高，一旦整体接头损坏，更换和维修非常困难，且不利于破损安全性设计要求的保证。2001年，美国纽约的AA587航班(Airbus A300)就是由于垂尾根部其中一个整体接头损坏，在载荷重新分配后使得垂尾完全脱落，最终导致机上251名乘客和9名机组人员遇难。因此，从破损安全设计和可维修性的角度出发，现有主流的复材垂尾主盒段根部连接区大多选用第二种独立钛合金接头对接方案。

2.2 复材重要连接区结构破损安全失效模式和分析场景定义

图2 垂尾根部连接区钛合金独立接头连接形式(示意图)

图3 垂尾根部连接区钛合金独立接头连接形式A-A视图

针对主流的独立钛合金接头结构，每个接头一般有两个抗拉大螺栓用于传递轴向拉伸载荷和弯矩，且抗拉大螺栓与接头之间是间隙配合，以避免传递剪切力；在每个接头的法兰侧会布置若干剪切螺栓，用于传递扭矩和侧向载荷，如图 2和图 3所示；在尾翼主盒段翼梁根部的角片也会布置若干剪切螺栓，用于传递扭矩和侧向载荷。传统的尾翼根部连接区结构设计是基于静强度的设计思想，即考虑该结构能够承受极限载荷(DUL=1.5×DLL)来进行内力解计算，从而进行初始尺寸定义和强度校核。

本文基于破损安全设计思想，首先定义该区域的破损安全失效模式和分析场景(由于尾翼根部连接区是对称结构，只需考虑左右任意一侧的独立接头以及主盒段前/后梁根部的角盒结构)。值得一提的是，由于紧固件截面是整个传力路径上最薄弱的截面，因此接头的失效模式定义为该接头与后机身连接一侧的紧固件失效。根据适航条款的规定，当考虑破损场景时，结构承受载荷应调整为限制载荷(DLL)。

(1)单个抗拉大螺栓失效。失效模式：翼根单侧抗拉大螺栓中的任意一个失效(垂尾沿航向左右对称)，需取单侧所有抗拉大螺栓的遍历。重点考察范畴：同一个接头内部另一个抗拉大螺栓的载荷变化；同一个接头内部所有与后机身连接剪切钉的载荷变化；其他接头所有紧固件的载荷变化。

(2)单个接头失效。失效模式包括：单个接头的两个抗拉螺栓失效；单个接头与后机身连接的所有剪切钉失效；单个接头的所有紧固件失效(包括两个抗拉螺栓和所有剪切钉)，需取尾翼翼根单侧所有接头的遍历。重点考察范畴：本接头剩余紧固件(若有)的载荷变化；其他接头抗拉螺栓和剪切钉的载荷变化。

(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两个加强筋(止裂筋)，将单个角片上的剪切钉分成了三个区域，其中三个区域中左右两个区域对称，中间区域为独立排钉(构型)区域。失效模式：以翼梁角片加筋(止裂筋)为界，同时考虑三个区域中任意两个区域的紧固件完全失效，由于左右区域对称故只有左+中、左+右两种独立失效模式。重点考察范畴：本角片剩余紧固件载荷变化；其他接头的抗拉螺栓和剪切钉的载荷变化。

2.3 复材重要连接区结构破损安全设计方法

考虑破损安全的复材重要连接区结构优化设计，实际上是在考虑静强度设计(基于极限设计载荷开展结构设计)的基础上，同时兼顾所定义的不同范畴和不同位置的破损场景。从结构内力解的角度来看，实际上是增大了重要连接区中部分紧固件的内力解和载荷分布。

因为在结构无破损的完整状态下，使用极限载荷(DUL)作为输入，将得到所考察结构的初始内力解和载荷分布；当使用限制载荷(DLL)作为输入，计算本文所定义的各个破损场景时，虽然总体外载荷下降，但由于不同紧固件失效之后载荷重新分配，对于剩余紧固件(特别是临近区域紧固件)的承载产生较大影响，甚至出现部分区域重新分配后的载荷分布要大于完整状态下(DUL)的载荷分布的情况。每计算一次失效场景，将得到一个全新的载荷分布，取所定义的所有失效场景的遍历，将得到一个最大载荷分布的数据集合。以紧固件的载荷分布为例，可以得到一个包括考察区域内所有紧固件单元的轴力和合剪切力的数据集合，通过数据筛选，可以得到每个紧固件单元在集合中的最大轴力和最大合剪切力，进而得到重要连接区内考虑破损安全的载荷数据集，在该数据集下所有紧固件单元均取最大轴力和最大合剪切力。

以这一套经破损场景遍历计算和数据筛选后的紧固件载荷分布，作为重要连接区的连接强度校核的输入，分别校核紧固件拉伸/剪切/拉剪耦合、钉孔挤压(含复材和金属)和拉脱失效，通过增大钉号、连接件增厚等措施保证所有连接强度裕度均大于某一数值(例如>0.2)。这样一来，实际上保证了在完整状态下(DUL)或者发生上述所有定义的破损场景的情况下，所考察区域的连接强度均满足要求，可以继续承受限制载荷，直到损伤/破坏在规定的维修计划(间隔)中被发现。复材重要连接区结构破损安全设计方法的流程图如图4所示。

图4 复材重要连接区结构破损安全设计方法流程图

3 数值算例

为了验证所提出方法的有效性和适用性，选取垂尾根部连接区结构的一部分，做简化和均一化处理，该区域简化后的接头结构包含垂尾侧和法兰侧两部分，每一部分各8个剪切螺栓(均匀分布)，示意图如图5所示。

根据紧固件分布，将垂尾侧接头区域和法兰侧接头区域分别分为8个部分，每个部分都做连接强度校核(紧固件拉伸/剪切/拉剪耦合、钉孔挤压和连接件拉脱)，经数据筛选，保留所有校核项中最低的安全裕度数值，作为该分块区域的连接强度安全裕度。

传统静强度设计思想获得的安全裕度分布如图 6所示。

图5 垂尾根部连接区部分结构简化示意图(盒段内侧视角)

图6 静强度设计方法获得安全裕度分布图

考虑破损安全设计方法获得的安全裕度分布如图7所示，可以明显看出部分分块区域的安全裕度数值有所下降。说明在考虑破损场景时，这些紧固件的分载增大超过了完整状态结构承受极限载荷下的紧固件分载。通过算例计算，验证了所提出设计方法的有效性，该方法能够更为准确地暴露出结构设计的强度薄弱位置，为设计优化和结构补强提供指导。

图7 考虑破损安全设计方法获得安全裕度分布图

4 结论

针对适航条款中对民机复材重要连接区结构的破损安全设计要求，详细定义了复材重要连接区结构破损安全失效模式和分析场景。围绕定义的失效模式和分析场景，建立了复材重要连接区结构破损安全强度设计方法，通过数值算例，验证了所提方法的有效性和适用性。本文所提出方法，相比于传统的静强度设计方法，能够拓展载荷分布和内力解包络，有助于暴露强度薄弱位置，可有效提高重要连接区结构的破损安全性能。