某大型飞机轮缘爆破机翼损伤后剩余强度评估研究

某大型飞机轮缘爆破机翼损伤后剩余强度评估研究

王振1，杜娟2

（1, 2. 中航通飞华南飞机工业有限公司，珠海，519000）

摘要：基于偏保守的损伤假设，采用有限元模型和静强度评估方法，对轮胎爆破后产生的轮缘碎片对飞机机翼结构安全性影响进行评定。首先，基于碎片假设，构建损伤状态模型。通过首轮仿真计算筛选出损伤状态下的严重工况，再针对严重工况开展细节有限元计算分析。为大型飞机评定机翼损伤后的剩余强度提供方法和思路。

关键词：大型飞机；轮缘爆破；机翼损伤；静强度

中图分类号：V271.1

引言

飞机轮胎爆破通常发生在飞机起飞、着陆、滑跑过程中，爆破后会产生散射型轮胎碎片，对飞机结构造成损伤。轮胎爆破是飞机使用过程中可能对飞机安全造成极大风险的破坏形式之一，中国民用航空规章25部729f条[1]归定，设计民用飞机在设计时，对于位于轮舱内且对于飞机安全运行必不可少的设备必须加以保护，使之不会因轮胎爆破而损伤。显然，分析轮胎爆破对飞机可能造成的损伤及损伤后的剩余强度，不仅可以辅助飞机结构强度设计，对于提高飞机安全性、延长飞机使用寿命也具有重要意义。

本文针对某大型水陆两栖飞机轮缘爆破后轮缘碎片散射的轨迹，构建了4组机翼损伤有限元模型，结合机翼自然网格模型以及细节有限元模型，对机翼损伤考核工况进行筛选得到严酷工况，进而对机翼剩余强度进行评估研究。

1轮缘碎片介绍及有限元模型建立

1.1轮缘碎片影响范围

轮胎爆破分为4种失效模式，包括轮胎、轮缘碎片模式，轮胎爆破压力冲击模式，甩胎损伤模式，其中轮缘碎片模式对飞机造成影响的区域范围较广。

本文中，轮缘爆破后轮缘碎片散射区域为沿机轮轴向0~20°空间范围，包含轮缘碎片对飞机航向空间的影响。因前起落架轮缘损伤轨迹不经过飞机结构，故本文不考虑其影响，主起落架损伤轨迹则覆盖飞机机翼梢段。经评估，最严重的损伤情况为轮缘碎片击穿下壁板、翼肋并从上壁板穿出。

1.2 轮缘碎片假设

本文中造成机翼损伤的轮缘碎片基于以下两种假设而创建：

a)无限能量假设：假设轮缘爆破产生的轮缘碎片具有无限能量，即该碎片会完全摧毁其扫略路径上的一切飞机结构且维持速度和轨迹不变。

b)单一碎片假设：不考虑飞机结构同时被多个轮缘碎片损伤的情况。

1.3 有限元模型建立

基于轮缘散射影响范围及轮缘碎片假设，确定轮缘碎片以不同角度击穿机翼结构时，主要会形成四种损伤状态。在损伤状态1中，碎片穿透26-27肋间下壁板、后梁进入27、28肋，从28-29肋附近上壁板穿出；在损伤状态2中，碎片穿透26-27肋间下壁板进入27、28、29肋，从29肋外侧上壁板穿出；在损伤状态3中，碎片穿透27-28肋间下壁板，进入28、29肋，从29肋外侧上壁板穿出；在损伤状态4中，碎片穿透28肋内侧下壁板，进入28、29、30肋，从30肋外侧上壁板穿出。

考虑到机翼损伤状态考核工况较多，计算任务较大，因此本文采用自然网格模型计算和细节模型计算相结合的方式，先通过机翼自然网格有限元模型计算结果筛选出各损伤状态对应的严酷工况，再通过细节模型计算完成严酷工况下的机翼损伤状态剩余强度校核。

构建四种损伤状态对应的自然网格有限元模型时，采用以下原则：对于每种损伤状态，在机翼自然网格模型中删除被碎片扫略过的所有单元，并选择关键承力结构受损，以实现机翼损伤有限元模型比实际情况偏保守的目的。根据上述处理原则，构建各损伤状态有限元模型。

1.4 载荷工况

尽管轮缘爆破高发于飞机起飞、着陆、滑跑阶段，但是从飞机安全性角度出发，仍需要考虑飞机在执行飞行任务途中轮缘爆破的可能。因此，本文考核包含俯仰机动、校验机动、偏航机动等不同飞机姿态在内的计算工况共计54组。由于机翼模型仅对右机翼建模，施加载荷时需考虑模型的载荷平衡，根据圣维南原理，可将左机翼载荷以静力等效原则施加于机翼左3肋；翼身连接接头连杆处对模型施加相应的平动约束，载荷施加在机翼纵向件与横向件交接节点处。本文分别采用Patran-Static、Abaqus-Dynamic对机翼自然网格模型、细节模型进行静力仿真计算。

2剩余强度评估

2.1 自然网格计算结果

经过自然网格静力计算结果得出，损伤状态1相比于其他三个损伤状态更加严重。在工况BM061000#VD4ET1（稳定俯仰机动）中损伤状态1出现最大工作应力247.9MPa，在工况CS063000#VA1ET0（校验机动）中损伤状态1出现最大工作变形749.1mm，均高于其他损伤状态。

状态2-状态4均为轮缘碎片击穿上下壁板及翼肋，结构损伤情况相似。由状态2至状态4，损伤区间逐渐靠近机翼梢部，机翼损伤导致的机翼刚度减弱程度逐渐降低，机翼最大变形减小；机翼上弯工况受载严重区域靠近机翼根部，受梢部损伤状态影响较小，因此三组损伤状态最大工作应力基本一致。四种损伤状态在不同工况下的计算结果如图1所示。

图1各损伤状态在不同工况下最大应力及变形

2.2 细节模型计算

自然网格计算结果显示，损伤状态1在工况2和工况7中，出现明显高于其他状态的工作应力及变形。因此本节将在前文的基础上，通过Abaqus软件完成机翼损伤细节模型的仿真计算。计算结果显示，在工况2中，损伤结构周围区域应力水平200MPa左右，低于材料许用强度；在工况7中，机翼根部连接区受载严重，损伤结构周围最大应力为441MPa，位于机翼盒段28肋，该处材料许用强度510MPa，满足强度要求。

3 结论

本文对某大型飞机轮胎爆破后产生的轮缘碎片对机翼结构静强度影响进行了评估，给出了一种简单可行的评估方法和流程。本文所采用的碎片假设从结构安全性保守角度出发，评估结果可靠，可以为该大型飞机的适航取证工作提供数据支持。

参考文献

[1] CCAR-25-R4 25.729(f) 轮舱内的设备的保护. 68-69，中国民用航空局，民航局令第209号，1995年12月18日第二次修订，2011年11月7日第四次修订.