王明庆

（中国商用飞机有限责任公司，上海飞机设计研究院，上海201210）

民用飞机龙骨梁下纵梁结构优化分析

王明庆

（中国商用飞机有限责任公司，上海飞机设计研究院，上海201210）

在民用飞机结构中，龙骨梁与龙骨梁下纵梁之间一般通过拉杆或角片的方式进行连接，当龙骨梁变形时，龙骨梁下纵梁所受到的附加载荷大小与它们之间的连接方式密切相关，如果连接方式设计不当，龙骨梁下纵梁会出现较为严重的疲劳问题。通过疲劳试验及有限元分析论证了龙骨梁下纵梁疲劳破坏的原因，提出了该处连接需要弱化弯曲刚度的设计要点，可为龙骨梁下纵梁与龙骨梁之间的连接设计提供一定参考。

民用飞机；龙骨梁下纵梁；结构优化；疲劳强度；

民用飞机龙骨梁下纵梁位于机身龙骨梁下方，起到支撑翼身整流罩的作用。龙骨梁下纵梁一般为盒型梁，主要承受翼身整流罩的气动载荷以及龙骨梁变形引起的附加载荷。由于龙骨梁是机身主承力构件，在飞机飞行过程中经常出现较大变形，使得龙骨梁下纵梁也承受较大的附加载荷[1]，而龙骨梁下纵梁属于非主承力部件，仅用以支撑翼身整流罩面板，其结构设计较为单薄[2]。因此，在龙骨梁变形引起的附加载荷作用下，龙骨梁下纵梁容易产生断裂或疲劳裂纹等问题。本文通过试验及理论计算分析了该处的应力及疲劳情况，并提出了龙骨梁下纵梁连接结构的优化设计要点，为龙骨梁下纵梁与龙骨梁之间的连接设计提供一定参考。

1 结构介绍

民用飞机龙骨梁位于中机身底部，是承受机身底部纵向载荷的主要部件。龙骨梁下纵梁位于龙骨梁下方，其顶部与龙骨梁下壁板连接，底部与整流罩面板连接，是整流罩内部主要的金属构件之一，起到支撑整流罩外形的作用。龙骨梁下纵梁承受的最严重的载荷来自于龙骨梁变形引起的附加载荷，该载荷的大小主要与两个因素有关，一是龙骨梁的变形情况，二是龙骨梁下纵梁与龙骨梁之间的连接形式。龙骨梁的变形情况由机身整体的受力情况及结构形式决定，在龙骨梁的变形已经确定的前提下，龙骨梁下纵梁与龙骨梁之间的连接形式决定了下纵梁所受附加载荷的大小。

一般来讲，龙骨梁下纵梁与龙骨梁之间的连接形式分为两种。一种是使用拉杆连接，另一种方式是使用角片连接，如图1（a），（b）所示。使用拉杆连接时，下纵梁受到龙骨梁变形引起的附加载荷很小，基本可以忽略，并且下纵梁腹板高度至少可以降低一半，使得结构重量大大降低，但其缺点在于两侧腹板之间的空间大部分暴露在外，如果有系统管路从此通过，缺少腹板的保护会使得管路受到外来物冲击的风险会大大增加。如果使用角片连接，则下纵梁腹板较高，基本上可以封闭两侧腹板之间的空间，可以对穿过其中的管路起到有效的保护作用，但是在这种情况下，角片受到的龙骨梁附加载荷较大，如果结构设计不合理，容易产生断裂或疲劳损伤等情况。

图1 龙骨梁下纵梁结构示意图

2 试验结果及分析

为了优化角片连接的形式使得其疲劳应力降低，本文给出了相应的试验及计算分析。龙骨梁下纵梁与龙骨梁之间的角片连接形式按角片方向可以分为两类，一是角片弯曲方向垂直于航向，二是角片弯曲方向平行于航向，如图2所示。

图2 龙骨梁下纵梁与龙骨梁之间的两种角片连接方式（下文分别称为A型和B型）

针对这两种角片连接方式，分别进行了疲劳试验。在试验中，龙骨梁下纵梁一共使用了24对角片与龙骨梁连接。试验结果表明，采用A型连接方式时，经过一定的加载次数，部分角片产生了疲劳裂纹（见图3），而采用B型连接方式则没有裂纹出现。另外，采用A型连接方式时，出现裂纹的角片和立柱主要分布在下纵梁的前后两端，而靠近中间的角片和立柱则没有出现裂纹。

图3A型连接方式下的角片及立柱裂纹

接下来对这两种连接方式进行理论计算以分析上述试验结果出现的原因。计算采用有限元分析的方法，首先对立柱与角片连接处的紧固件施加沿航向的1 mm强迫位移，然后计算立柱上的应力分布[3]。两种连接方式下的立柱应力分布如图4所示。

图4 两种角片连接方式的应力分布情况

由计算结果可以看出，采用A型连接方式时，立柱上的最大应力区的位置与试验中裂纹出现的位置完全吻合，这也验证了计算结果的正确性，此时立柱的最大拉应力为722 MPa.角片上的最大应力位于钉孔边缘处，但在试验中该处并没有出现裂纹，这可能是由于紧固件的夹紧作用而阻止了该处的裂纹产生。除了钉孔周围以外，其他位置的最大应力为497 MPa，其位置也刚好对应于试验中裂纹出现的位置。采用B型连接时，立柱的最大应力为179 MPa，仅为A型连接方式的24.79%.

在航向1 mm强迫位移下，两种连接方式下龙骨梁下纵梁跟随龙骨梁变形而引起的附加载荷（立柱与角片连接的紧固件处的支反力）经计算分别为2 737 N和28 N.根据试验测得的A型连接立柱应变数据以及有限元分析可以反推出每个立柱上的附加载荷，如图5所示。从图中可以看出，附加载荷呈现出两端大、中间小的状态，即靠近龙骨梁下纵梁前后两端的立柱附加载荷较大，而中间的立柱附加载荷较小，这与前文所述裂纹主要出现在两端的立柱上的试验结果相符，最大的附加载荷为2 123 N，出现在龙骨梁下纵梁最前端的立柱上。

图5A型连接立柱附加载荷分布情况

由以上分析结果可以看出，A型连接方式立柱出现疲劳裂纹的主要原因在于，连接角片和立柱具有较高的弯曲刚度，导致龙骨梁下纵梁跟随龙骨梁变形时，受到了较大的附加载荷，造成多处部位应力较高而产生了疲劳问题。

3 结束语

龙骨梁下纵梁与龙骨梁之间的连接方式主要分为拉杆连接和角片连接两种形式，采用拉杆连接时，龙骨梁下纵梁受到龙骨梁变形所产生的附加载荷较少，不易出现疲劳裂纹。采用角片连接时，由于连接角片以及与之相连的立柱有一定的弯曲刚度，使得龙骨梁变形时产生的附加载荷较大，角片及立柱上的应力水平较高，容易出现疲劳裂纹。如果使用角片连接，应注意将连接处的结构设计成弯曲刚度尽量小的形式，以降低附加载荷，避免出现结构疲劳问题。

[1]牛春匀.实用飞机结构工程设计[M].北京：航空工业出版社，2008.

[2]《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册第10册（结构设计）[M].北京：航空工业出版社，2001.

[3]陈海欢，刘汉旭，李泽江.飞机结构多钉连接有限元计算与分析[J].航空工程进展，2012，3（4）：457-462.

Structure Optimization Analysis of Longitudinal Beam Under Civil Aircraft Keel

WANG Ming-qing
（Shanghai Aircraft Design&Research Institute，Commercial Aircraft Corporation of China，Shanghai 201210，China）

In a civil aircraft，the keel and the longitude beam under the keel is usually connected by means of rods or clips.When the keel is deformed，the additional load on the longitude beam under the keel beam is closely related to the connection between them.If the design is improper，there will be more serious problems of fatigue.In this paper，the fatigue failure of the longitude beam is demonstrated by fatigue test and finite element analysis.The key points of weakening bending rigidity are put forward，which can be used to design the connection between the keel girder and the longitude beam under the keel.

civil aircraft；longitude beam under the keel；structure optimization；fatigue strength

V223.6

A

1672-545X（2017）03-0047-03

2016-12-08

王明庆（1985-），男，上海人，硕士研究生，工程师，主要从事飞行器结构设计工作。