盒段作為一個由前梁、后梁、上下壁板等組成的薄壁結(jié)構(gòu)，具有承載能力高，抗扭性強(qiáng)的特點(diǎn)，因此現(xiàn)代飛機(jī)的機(jī)翼多采用盒段結(jié)構(gòu)。在實(shí)際服役過程中，盒段結(jié)構(gòu)很容易在結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)處出現(xiàn)疲勞裂紋的萌生及擴(kuò)展，造成盒段結(jié)構(gòu)的過早破壞。因此，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞分析中，盒段結(jié)構(gòu)的疲勞及失效行為研究占據(jù)著重要的地位，是保證飛機(jī)安全必不可少的基礎(chǔ)分析研究工作，對航空結(jié)構(gòu)的安全與效率起著至關(guān)重要的作用。在已有的金屬材料結(jié)構(gòu)的疲勞及失效行為研究中，對金屬材料標(biāo)準(zhǔn)試樣在恒幅載荷下的疲勞及失效行為的研究較多。然而，在服役期間，飛機(jī)結(jié)構(gòu)部件大多承受變幅載荷。這意味著從恒幅試驗(yàn)中得到的疲勞數(shù)據(jù)如果不作適當(dāng)?shù)男薷木筒荒軕?yīng)用。此外，實(shí)際構(gòu)件的幾何形狀往往與試樣的幾何形狀有很大的不同，這可能會嚴(yán)重影響疲勞壽命預(yù)測的準(zhǔn)確性。在這種情況下，必須對飛機(jī)部件在變幅載荷作用下的疲勞壽命進(jìn)行實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。但是，即使是幾何形狀、載荷出現(xiàn)小幅度變化，也必然導(dǎo)致新的實(shí)驗(yàn)，耗時耗力，給疲勞分析帶來了困難?；?/p>

FRANC3D

的自適應(yīng)網(wǎng)格重畫分技術(shù)可對工程結(jié)構(gòu)在任意復(fù)雜的幾何形狀、載荷條件和裂紋形態(tài)下的三維裂紋擴(kuò)展軌跡進(jìn)行分析，為盒段結(jié)構(gòu)疲勞性能及失效行為分析提供了一種新的思路。隨著技術(shù)的發(fā)展，國內(nèi)外學(xué)者開始利用

ABAQUS

聯(lián)合

FRANC3D

的方法解決非常規(guī)構(gòu)件的疲勞及失效行為問題。黃偉辰等利用

FRANC3D

研究了不同網(wǎng)格參數(shù)飛機(jī)蒙皮載荷譜疲勞裂紋擴(kuò)展情況，確定裂紋前緣網(wǎng)格參數(shù)取值范圍。邢本東等以

FRANC3D

軟件為基礎(chǔ)，針對不同應(yīng)力水平下的裂紋擴(kuò)展特征和低應(yīng)力水平下的典型整體結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展規(guī)律進(jìn)行研究。HeshamA

等利用

FRANC3D

研究了

osd

焊接接頭的疲勞裂紋擴(kuò)展行為。通過肋-甲板和肋-樓板焊接試件的疲勞試驗(yàn)結(jié)果，驗(yàn)證了裂紋擴(kuò)展分析的適用性和有效性。此外，還探討了外加應(yīng)力范圍幅值、UHPC

層厚度對焊接接頭裂紋擴(kuò)展行為的影響。本文對飛機(jī)機(jī)翼盒段結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，得到其損傷起始及裂紋擴(kuò)展情況。同時通過ABAQUS

和

FRANC3D

聯(lián)合仿真，對疲勞裂紋擴(kuò)展分析進(jìn)行模擬及壽命預(yù)測。此外，還進(jìn)行了參數(shù)化研究，研究了不同初始裂紋尺寸對疲勞壽命的影響。1

試驗(yàn)與有限元仿真1.1

試驗(yàn)件盒段主要由上下壁板、肋、桁條、墻、上下夾持端等構(gòu)件組成，總體的外輪廓尺寸為：全長

1080mm，寬

330mm，高

180mm；兩墻之間距離為

200mm，前端肋與加強(qiáng)肋之間距離為

259mm，后端肋與加強(qiáng)肋之間的距離為

154mm，三加強(qiáng)肋之間距離分別為

200mm、260mm；盒段內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖

1

所示。上下夾持端材料為

30CrMnSiA，主要承力結(jié)構(gòu)材料為

TA15

鈦合金，其余結(jié)構(gòu)件材料為

7B04

鋁合金，各材料參數(shù)見表

1。圖1盒段內(nèi)部結(jié)構(gòu)圖表1盒段各構(gòu)件材料力學(xué)性能參數(shù)1.2

試驗(yàn)方法本文試驗(yàn)研究采用王彬文等和黨樂等試驗(yàn)研究中的試驗(yàn)裝置，盒段約束形式為兩側(cè)固支，試驗(yàn)件長度方向與地面平行立式放置，通過螺栓連接到承力墻上，盒段實(shí)物及加載示意圖如圖2、圖3所示。為模擬實(shí)際工況，載荷譜由18個實(shí)際飛行任務(wù)組成，該飛行任務(wù)包括起飛、降落、夜間飛行等。載荷譜最大值點(diǎn)為130kN，循環(huán)次數(shù)為2876次，載荷譜圖如圖4所示。圖2盒段實(shí)物圖圖3試驗(yàn)加載示意圖圖4盒段施加載荷譜通過應(yīng)變監(jiān)測系統(tǒng)對盒段試驗(yàn)件全壽命周期進(jìn)行監(jiān)測，應(yīng)變采用東華應(yīng)變儀生產(chǎn)的DH3821應(yīng)變測試系統(tǒng)進(jìn)行采集，測量裂紋尺寸通過目測法用游標(biāo)卡尺進(jìn)行測量，該盒段應(yīng)變觀測點(diǎn)如圖5所示，“▄”表示為單向應(yīng)變片，括號內(nèi)為其對稱點(diǎn)位。圖5盒段應(yīng)變測點(diǎn)分布1.3

有限元模型盒段結(jié)構(gòu)疲勞裂紋擴(kuò)展模擬仿真采用ABAQUS和FRANCD3D仿真方法，F(xiàn)RANC3D軟件作為專業(yè)三維裂紋擴(kuò)展分析軟件是通過得到裂紋擴(kuò)展過程中裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子與裂紋長度關(guān)系從而進(jìn)行裂紋擴(kuò)展行為分析以及壽命預(yù)測，圖6給出了進(jìn)行裂紋擴(kuò)展聯(lián)合仿真的流程圖。圖7為基于軟件ABAQUS建立的有限元模型圖，模型尺寸與盒段結(jié)構(gòu)尺寸相同，元素類型為C3D8R，按照實(shí)際條件定義材料屬性，材料參數(shù)見表1。將盒段上、下耳片孔的柱面與中心參考點(diǎn)定義耦合約束關(guān)系，將上、下耳片孔定義大小為130kN的靜載荷，上、下夾持端底部施加完全固定約束，各部件之間按照實(shí)際條件設(shè)置接觸或綁定約束。圖6裂紋擴(kuò)展仿真流程圖圖7盒段有限元模型將ABAQUS中的全三維無裂紋模型導(dǎo)入FRANC3D中，由于盒段結(jié)構(gòu)尺寸較大，網(wǎng)格數(shù)量較多，在進(jìn)行模擬計(jì)算時，先將其剖分為局部模型，并引入初始裂紋。初始裂紋的大小和位置是根據(jù)疲勞試驗(yàn)中觀察到的初始裂紋來定義，初始裂紋尺寸為2mm。插入裂紋后，F(xiàn)RANC3D會重新對模型的網(wǎng)格進(jìn)行劃分，通過使用網(wǎng)格劃分模板對裂紋前緣網(wǎng)格進(jìn)行劃分，在裂紋尖端會生成8個采用四分之一節(jié)點(diǎn)技術(shù)的15節(jié)點(diǎn)的楔形單元；在裂紋前緣單元周圍生成兩層20節(jié)點(diǎn)的六面體單元環(huán)，楔形和六面體單元組合起來就形成裂紋尖端模板；其余的區(qū)域使用10節(jié)點(diǎn)的四面體單元，13節(jié)點(diǎn)的金字塔形單元作為過渡單元在四面體單元和六面體單元之間使用，如圖8所示。圖8FRANC3D中提取的有限元模型圖在FRANC3D中，裂紋前緣被認(rèn)為是由一系列外推節(jié)點(diǎn)組成的曲線，如圖9所示。對于每個節(jié)點(diǎn)，相應(yīng)的裂紋增量?ai是人為設(shè)置裂紋增量?am的一個比值，這個比值與裂紋前緣的應(yīng)力強(qiáng)度因子有關(guān)。?ai與?am具體關(guān)系式為：式子中：?ai為每個裂紋節(jié)點(diǎn)的裂紋擴(kuò)展增量；?am

為用戶自定義的裂紋增量；?Ki為裂紋前沿節(jié)點(diǎn)i的應(yīng)力強(qiáng)度因子；?Km為整個裂紋前沿應(yīng)力強(qiáng)度因子的平均值；n為指數(shù)參數(shù)。將重復(fù)此過程直到裂紋達(dá)到指定的裂紋長度。圖9FRANC3D用的裂紋擴(kuò)展模型圖疲勞裂紋擴(kuò)展過程包含裂紋萌生和裂紋擴(kuò)展兩個階段，與裂紋擴(kuò)展階段相比，裂紋萌生階段可忽略不計(jì)，本次仿真采用基于LFEM的方法的Paris公式計(jì)算疲勞裂紋擴(kuò)展過程。Paris公式是估算裂紋擴(kuò)展壽命的一種方式，表達(dá)式為：式子中為裂紋擴(kuò)展速率；a為裂紋尺寸；N為疲勞循環(huán)次數(shù)；?K為裂紋前緣應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍；C、m為材料常數(shù)。2

結(jié)果分析及討論2.1

試驗(yàn)結(jié)果分析裂紋萌生時，會導(dǎo)致裂紋周圍的應(yīng)力場發(fā)生變化，進(jìn)而導(dǎo)致應(yīng)變變化，因此可通過應(yīng)變監(jiān)測系統(tǒng)對盒段試驗(yàn)件全壽命周期進(jìn)行監(jiān)測。圖10是11號應(yīng)變片在循環(huán)次數(shù)725080到循環(huán)次數(shù)725093之間的應(yīng)變與載荷曲線，在循環(huán)次數(shù)725090之前，載荷與應(yīng)變呈線性關(guān)系，但在循環(huán)次數(shù)725090之后，應(yīng)變與載荷的變化不成線性關(guān)系，將該處螺栓拆除進(jìn)行觀測，發(fā)現(xiàn)裂紋，孔邊部位的應(yīng)力集中是試驗(yàn)件產(chǎn)生裂紋的主要原因。隨著循環(huán)次數(shù)增多，裂紋開始逐漸擴(kuò)展，當(dāng)裂紋擴(kuò)展到一定長度后，發(fā)生瞬間斷裂，連接板被裂紋貫穿。由于螺母與釘?shù)膭偠炔町悓?dǎo)致裂紋萌生在孔邊一側(cè)，釘頭一側(cè)剛度大，螺母一側(cè)剛度小，造成結(jié)構(gòu)沿厚度方向受力分布不均勻，從而使裂紋從承載更高的釘頭一側(cè)萌生，盒段根部孔邊裂紋圖片如圖11所示。圖10盒段根部處載荷及應(yīng)變與循環(huán)次數(shù)變化曲線圖11盒段根部孔邊裂紋圖片2.2

有限元結(jié)果分析在現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)理論中，壽命預(yù)測至關(guān)重要，通過有限元和試驗(yàn)相結(jié)合的方法，得到了機(jī)翼盒段結(jié)構(gòu)疲勞裂紋擴(kuò)展壽命與裂紋尺寸關(guān)系圖，如圖12所示，通過試驗(yàn)得到的疲勞裂紋擴(kuò)展最終壽命為996604次，有限元計(jì)算結(jié)果小于試驗(yàn)結(jié)果5759次，誤差為0.5%，低于5%。由圖12可知，隨著裂紋長度的增加，仿真預(yù)測壽命和試驗(yàn)測得壽命的差異先增大后減小，當(dāng)裂紋長度在10mm左右時，此時誤差最大，試驗(yàn)測得壽命為972512次，仿真預(yù)測壽命為952946次，誤差為2%，小于5%。由此可以看出，試驗(yàn)結(jié)果與仿真預(yù)測結(jié)果基本一致，預(yù)測壽命低于試驗(yàn)測得壽命，從而驗(yàn)證了FRANC3D與ABAQUS聯(lián)合仿真對機(jī)翼盒段結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展壽命進(jìn)行預(yù)測的可行性。圖12仿真計(jì)算壽命與試驗(yàn)結(jié)果比對初始裂紋的尺寸和位置是根據(jù)疲勞試驗(yàn)中觀察到的初始裂紋來定義，但由于載荷譜的隨機(jī)性，不能保證每次初始裂紋的尺寸是相同的，為了研究初始裂紋尺寸對機(jī)翼盒段結(jié)構(gòu)疲勞性能的影響，本研究考慮了4種初始裂紋尺寸，如圖13所示，初始裂紋尺寸分別為2mm、5mm、8mm、11mm，其他參數(shù)保持不變。由圖13可知，4種不同初始裂紋尺寸下的裂紋擴(kuò)展面和裂紋擴(kuò)展路徑相同，由此可知，在其他參數(shù)保持不變的情況下，初始裂紋尺寸對裂紋擴(kuò)展面和裂紋擴(kuò)展路徑?jīng)]有影響；圖14給出了裂紋長度隨載荷循環(huán)次數(shù)變化的曲線，當(dāng)裂紋擴(kuò)展到最終尺寸時，各初始裂紋尺寸所經(jīng)歷的循環(huán)次數(shù)分別為990845、985086、903617、868582次，由此可知，在相同的載荷循環(huán)次數(shù)條件下，機(jī)翼盒段結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展壽命隨著初始裂紋尺寸的增大而減小。因此，在實(shí)際工程問題中，一旦發(fā)現(xiàn)初始裂紋尺寸較大的裂紋，應(yīng)立即進(jìn)行改造，以此提高機(jī)翼盒段結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。圖13不同初始裂紋擴(kuò)展尺寸下的裂紋擴(kuò)展面圖14初始裂紋擴(kuò)展尺寸對裂紋擴(kuò)展壽命的影響3

結(jié)論（1）本文通過應(yīng)變監(jiān)測系統(tǒng)對盒段試驗(yàn)件全壽命周期進(jìn)行監(jiān)測，如監(jiān)測了試驗(yàn)過程中