夏佳丽，叶 彬，黄晓霞，李 彬

（航空工业洪都，江西 南昌，330024）

0 引 言

飞机结构在重复载荷作用下经常因疲劳而产生裂纹，最终导致疲劳破坏[1]，那些承受飞行载荷、地面载荷、增压载荷的主要结构件，更有可能过早出现疲劳破坏[2]。机身加强框作为多承力结构，除了维持机身外形，防止纵向结构在纵向压缩载荷下发生弹性失稳；还要将装载的质量力和机翼、尾翼、起落架、发动机等部件通过接头传来的集中力进行扩散[3]。 机体结构的主要疲劳危险部位均在机翼根部和与之相连的机身加强框[2]，因此，机身加强框的疲劳分析具有重要工程意义。飞机结构疲劳破坏的部位常出现于紧固孔、圆角、几何不连续处及耳片处[4]。 对机体各部件进行结构布局时，应合理安排受力构件和传力路线，使载荷合理分配和传递，减少或避免构件受附加载荷，以利于机体结构应力水平的宏观控制，也为结构细节的应力控制创造条件。

1 结构及疲劳破坏部位简介

某型飞机某框为机身加强框，主要承受进气道的较大气动载荷和机身-机翼接头传来的集中载荷。 进气道在此框处的框前和框后通过L 型材对接起来。框上型材1~型材4 材料为LY12， 厚度为1.2mm，采用Φ3.5mm 铆钉与框板和进气道连接。 如图1 所示。裂纹位于型材1/2 圆角上，如图2 所示。

2 模型及疲劳分析

2.1 模型建立及应力分析结果

采用SHELL 单元建立框局部、框前后一小段进气道局部以及与框连接型材的结构细节有限元模型，所有铆钉采用梁单元模拟，有限元模型如图3 所示。……