某型无人直升机机身框架断裂分析及优化计算

引言

现代飞机的机身结构型式有三种：桁梁式、桁条式和硬壳式。在桁梁式机身结构里，桁梁用来承受机身弯曲正应力。对一般单旋翼带尾桨式直升机，机身结构承力形式主要包括机身前段、机身中段、机身后段三部分。其中，中段主要是发动机舱、主旋翼的传动系统、舵机系统等，主要承受由主旋翼等各部分传来的集中载荷和分布载荷。

对于此款无人直升机结构，机身框架是直升机的骨架架构，承载整机的重量和发动机系统、传动系统、操纵机构等系统的安装，主要由管材以桁架形式焊接而成。它的结构强度直接影响直升机的使用性能。由于桁架结构自身受到各器件重力、循环载荷等的作用力，且焊接过程会产生焊接应力，框架某处可能会出现应力集中现象，致使框架出现断裂。构件在交变载荷的多次作用下，尽管此交变载荷的量值远小于该构件的静强度破坏载荷，但构件中仍可能产生裂纹并逐渐扩展至突然破坏，即发生疲劳破坏。针对这一问题，本文分析框架断裂原因，采用局部加强方式进行优化设计。经过计算可知，优化改进后的框架应变明显减小且应力分布均匀，较好地消除了应力集中现象。

１　问题描述

这款直升机的机身框架主要由20CrMo钢管焊接而成，产生断裂处位于离合器附近，而此处是主要受力部分，如图1所示，在焊接处附近产生断裂裂纹。断裂发生在焊缝附近，断口表面高低不平，大部分区域无明显塑性变形，宏观上呈脆性断裂特征，如图2所示。

根据断口检查和金相分析结果可以初步判断，断裂发生在焊缝附近。局部焊缝内和断口源区可见含O、Fe、Si 等元素的夹杂物，应该是焊渣。焊渣的存在会使该处应力集中，并在反复交变应力的作用下引起开裂。这种断裂属于疲劳断裂，断裂起源于焊缝附近。 图１　框架断裂图 图２　管子断口宏观形貌２　强度计算模型

2.1　模型建立

利用CATIA建立框架的三维模型。为计算简便，省略滑橇、发动机挂点等不影响计算结果的附件。四面体自由网格划分，原模型单元类型为TE4，单元数为130242，节点为42562，如图3所示。

图３　有限元模型

2.2　模型材料参数

此框架结构材料为

的钢管焊接而成，弹性模量为2×1011

密度为7860kg/m3。

2.3　模型载荷及边界条件

摘　要：以某型无人直升机机身框架为研究对象，分析断裂原因，采用三维建模，并应用有限元方法进行分析计算，得出断裂主要由应力集中所造成，与金相分析得出的结论一致。同时，采用增加腹板形式进行优化改进，并进行静态与动态分析。结果表明，应变明显减小，应力分布均匀且没有影响整体动态性能。分析和实际使用表明，框架强度明显提高，应力集中情况得到明显改善。

关键词：机身框架 断裂 有限元分析

呈45°角。由于框架底部还有滑橇部分连接，所以计算时将框架底部自由度全部约束。

2.4　静态计算结果分析

静力分析主要考虑模型的应力应变情况。将原有模型和改进模型进行对比，分析多次优化后的模型是否在应变上减小、是否应力也减小且应力分布更加均匀。

应力云图如图4、图5所示。可以看出，原框架在断裂位置出现明显应力集中，在循环应力作用下很可能出现疲劳破坏而产生断裂。具体地，最大等效应力为339MPa，最大应变为2.11mm。

图４　原框架应力云图

图５　原框架应变云图度不小于885MPa，这样优化前最大等效应力339MPa和优化后最大等效应力235MPa都远小于材料的强度极限，进一步说明材料并没有达到屈服极限，而断裂是由于应力集中造成疲劳破坏造成的。

４　结语

框架断裂是由于受力最大处的应力集中造成的。当受到循环动态载荷或交变应力作用时，容易在应力集中处发生疲劳破坏。而实验分析得出，局部焊缝和断裂源区存在焊渣，会在该处产生应力集中，并在交变应力的作用下易引起疲劳开裂。可见，两者的结论是一致的。针对这一情况，可通过在应力最大部位设置加强腹板，以有效改善应力集中情况，使应力分布尽量均匀。

参考文献

[1]王志瑾，姚卫星.飞机结构设计[M].北京：国防工业出版社，

2004.

[2]张呈林，郭才根.直升机总体设计[M].北京：国防工业出版社，

2006.

[3]孙之钊，萧秋庭，徐桂祺.直升机强度[M].北京：南京航空

航天大学，2008.

Fracture Analysis and Optimization Calculation of Fuselage Frame of An Unmanned Helicopter

MA Jingzhi, Zhang Zhiqing, Wu Kaichun

(the sixtieth Institute of the general staff, Nanjing 210016)

Abstract: An unmanned helicopter fuselage frame as the research object, analyze the reason of the fracture by three-dimensional modeling and application of finite element method for calculation and analysis, the fracture mainly by the stress concentration caused by the metallographic analysis, the conclusion is consistent. Then, the optimization and improvement of the web form are carried out, and the static and dynamic analysis is carried out. The results show that the strain is obviously reduced, the stress distribution is uniform, and the overall dynamic performance is not affected. Analysis and practical application show that the strength of the frame is obviously improved, and the stress concentration situation has been improved obviously.

Key words: fuselage frame, fracture, finite element analysis