大型機(jī)身壁板復(fù)雜應(yīng)力場試驗(yàn)技術(shù)

李崇，柴亞南,*，王彬文，陳向明，于振波，周紅

1. 中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，西安 710065 2. 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210

飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)主要由各種形式的加筋壁板組成，這些壁板同時(shí)也是機(jī)身結(jié)構(gòu)的主要承載構(gòu)件，并且在整個(gè)積木式強(qiáng)度試驗(yàn)過程中占有很大的比重。在飛機(jī)研制過程中，機(jī)身壁板通常需要考慮在拉伸/壓縮、彎曲、剪切、內(nèi)壓單一或聯(lián)合載荷下的穩(wěn)定性及耐久性與損傷容限等問題，對(duì)單一載荷而言，尤其是剪切或壓縮載荷下的加筋板屈曲/后屈曲國內(nèi)外已經(jīng)開展了很多相關(guān)研究并取得了很好的進(jìn)展，復(fù)合載荷下的加筋壁板試驗(yàn)研究，尤其是軸向載荷與剪切載荷的復(fù)合加載，因加筋板的壓心和剪心不共面，無法利用標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)機(jī)或者簡單的作動(dòng)筒來實(shí)現(xiàn)加載，需要研發(fā)專用的試驗(yàn)裝置。機(jī)身壁板試驗(yàn)技術(shù)的研究，按試驗(yàn)件的構(gòu)型主要分為兩大類：一類是將曲面壁板簡化為平直壁板的壓剪穩(wěn)定性試驗(yàn)；另一類是機(jī)身曲板復(fù)合加載試驗(yàn)技術(shù)。根據(jù)國內(nèi)外公開的技術(shù)資料和報(bào)道，目前僅有航空技術(shù)先進(jìn)的歐美國家和中國才具備3種載荷以上的復(fù)合加載試驗(yàn)技術(shù)能力與裝置，且已經(jīng)開展了許多壁板結(jié)構(gòu)靜力、疲勞和損傷容限試驗(yàn)，積累了大量經(jīng)驗(yàn)，其中有代表性的是美國國家航空航天局(NASA)的COLTS(Combined Loads Test System)裝置，可聯(lián)合施加軸壓、扭轉(zhuǎn)、內(nèi)壓載荷；美國聯(lián)邦航空管理局(FAA)的FASTER裝置可聯(lián)合施加內(nèi)壓、拉伸及剪切載荷；法國和荷蘭合作開發(fā)的試驗(yàn)設(shè)備能夠施加機(jī)身彎曲和座艙增壓載荷。Boeing公司公開的關(guān)于E-fixture機(jī)身壁板綜合試驗(yàn)的一項(xiàng)專利，可模擬施加實(shí)際飛行載荷狀態(tài)下的機(jī)身曲壁板蒙皮-長桁-框載荷。還有中國自主研發(fā)的大型機(jī)身壁板復(fù)雜載荷靜力/疲勞試驗(yàn)裝置、機(jī)身壁板綜合試驗(yàn)裝置(FPTS)。李真等基于FTPS對(duì)復(fù)合材料機(jī)身壁板進(jìn)行了強(qiáng)度分析及驗(yàn)證，王彬文等對(duì)國際上近年來的曲板技術(shù)發(fā)展進(jìn)行了詳盡的綜述。

以上試驗(yàn)裝置均只能模擬壁板均勻的應(yīng)力場，對(duì)于艙門和舷窗附近的復(fù)雜結(jié)構(gòu)的復(fù)雜應(yīng)力則無法模擬。以往此類試驗(yàn)只能通過機(jī)身桶段或在全機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)中來考核，因而，為尋求一種低成本且有效的模擬機(jī)身曲板復(fù)雜載荷、復(fù)雜應(yīng)力的試驗(yàn)方法，必須發(fā)展專門的試驗(yàn)技術(shù)和裝置。據(jù)公開資料，目前世界上只有德國IMA公司的第5代機(jī)身壁板試驗(yàn)裝置能夠模擬出復(fù)雜應(yīng)力/應(yīng)變場，但其最終試驗(yàn)效果尚未見公開報(bào)道。

為滿足中國寬體客機(jī)含艙門、舷窗等大開口機(jī)身壁板在復(fù)雜應(yīng)力場下的強(qiáng)度驗(yàn)證需求，本文開展了大型機(jī)身壁板復(fù)雜應(yīng)力場試驗(yàn)技術(shù)研究，研發(fā)了具備拉伸/壓縮、彎曲、面內(nèi)剪切、端部剪切、氣壓、地板梁(拉伸/壓縮/彎矩)加載功能的試驗(yàn)裝置，可通過壁板試驗(yàn)?zāi)M機(jī)身壁板在真實(shí)受力狀態(tài)下的復(fù)雜應(yīng)力分布，相對(duì)于中國以往的試驗(yàn)裝置，該裝置增加了彎曲、端部剪切以及地板梁載荷的施加功能，而且該裝置能夠通過調(diào)節(jié)各加載點(diǎn)的比例系數(shù)，模擬試驗(yàn)件考核區(qū)的均勻或復(fù)雜應(yīng)力場。該技術(shù)降低了傳統(tǒng)通過機(jī)身桶段試驗(yàn)的驗(yàn)證成本和效率，為中國寬體客機(jī)的設(shè)計(jì)與研發(fā)驗(yàn)證提供了技術(shù)支撐。

1 機(jī)身壁板試驗(yàn)件

大型復(fù)合材料機(jī)身側(cè)壁板試驗(yàn)件選取了前機(jī)身艙門31框～39框的機(jī)身壁板，如圖1所示。

圖1 試驗(yàn)件對(duì)應(yīng)的前機(jī)身區(qū)域示意圖Fig.1 Schematic diagram of front fuselage area corresponding to specimen

試驗(yàn)件總長度5 700 mm，總寬度4 119 mm(弦長)，如圖2所示，包含2個(gè)舷窗和1個(gè)艙門，以艙門開口為中心，左右兩側(cè)3個(gè)完整框，上下側(cè)各4根完整長桁，其中蒙皮、長桁、普通框及窗框?yàn)閺?fù)合材料，蒙皮、長桁材料為IMA/M21C。試驗(yàn)件蒙皮典型鋪層為12層，厚度為2.21 mm，長桁為帽型長桁；門框、上下檻梁以及艙門為金屬結(jié)構(gòu)。試驗(yàn)件的考核區(qū)域如圖2所示。

圖2 復(fù)材機(jī)身大開口曲面壁板結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Structural diagram of curved panel with large opening of composite fuselage

2 復(fù)雜載荷施加方法

圖3為民機(jī)前機(jī)身含艙門和舷窗的側(cè)壁板受力狀態(tài)，主要包括軸向拉伸/壓縮、彎曲、面內(nèi)剪切、端部集中剪切、內(nèi)壓及地板梁載荷等。

圖3 受力狀態(tài)示意圖Fig.3 Schematic diagram of stress state

根據(jù)機(jī)身壁板受力狀態(tài)，設(shè)計(jì)研發(fā)了機(jī)身壁板復(fù)雜載荷試驗(yàn)裝置。裝置按結(jié)構(gòu)可分為試驗(yàn)件組件、軸向及彎曲加載系統(tǒng)、剪切及端部剪切加載系統(tǒng)、環(huán)向及地板梁加載系統(tǒng)、充壓系統(tǒng)、換裝系統(tǒng)等，裝置整體結(jié)構(gòu)見圖4，各組件的分解如圖5所示。

圖4 復(fù)雜載荷機(jī)身壁板試驗(yàn)裝置Fig.4 Fuselage panel test facility under combined loads

圖5 試驗(yàn)裝置分解圖Fig.5 Decomposition diagram of test facility

軸向載荷施加組件如圖6所示，軸向載荷及彎曲載荷加載系統(tǒng)為相對(duì)獨(dú)立的自平衡加載系統(tǒng)，由2個(gè)2 000 kN作動(dòng)筒施加拉伸/壓縮載荷，試驗(yàn)件周邊均通過螺接的方式與支持夾具連接，加載端組件可在直線導(dǎo)軌上軸向(軸)和橫向(軸)滑動(dòng)，不限制試驗(yàn)件軸向和彎曲位移。

圖6 軸向載荷及彎曲載荷加載系統(tǒng)Fig.6 Loading system of axial load and bending load

剪切載荷施加：如圖7所示，剪切加載系統(tǒng)“懸浮”在試件上方，是相對(duì)獨(dú)立的自平衡加載系統(tǒng)。如圖8所示，系統(tǒng)兩側(cè)框架上的若干個(gè)均載器輸出軸向載荷，軸向載荷通過曲杠桿和固定支點(diǎn)將載荷方向轉(zhuǎn)換為沿試驗(yàn)件長度方向，再經(jīng)過直杠桿和可動(dòng)支點(diǎn)，施加在試驗(yàn)件的直邊上，從而實(shí)現(xiàn)了對(duì)試驗(yàn)件直邊施加多點(diǎn)分布的剪切載荷(見圖7)。剪切框架的支持端，通過關(guān)節(jié)軸承與軸向加載系統(tǒng)的固定端鉸支，直邊剪力的施加使框架產(chǎn)生轉(zhuǎn)動(dòng)的趨勢(shì)，根據(jù)力矩的平衡原理可知，試驗(yàn)件兩個(gè)曲邊必然受到大小相等、方向相反的剪切力，試件受到純剪切的作用。

圖7 剪切加載系統(tǒng)Fig.7 Shear loading system

圖8 二級(jí)杠桿系統(tǒng)Fig.8 Two-level lever system

端部剪切載荷施加：仍然利用上述剪切框架，對(duì)試驗(yàn)件施加端部剪切載荷。端部剪切作動(dòng)筒固定在固定端的橫梁上，其前端與剪切框架連接，2個(gè)作動(dòng)筒通過施加大小相等、方向相反的推拉載荷來實(shí)現(xiàn)加載，如圖9所示。

圖9 試件端部剪切加載示意圖Fig.9 Schematic diagram of shear loading at front end of specimen

地板梁載荷施加：試驗(yàn)件9個(gè)地板梁封閉在氣囊中，9組地板梁加載組件分別固定在對(duì)應(yīng)位置的V形組件的水平橫梁處，如圖10所示，可以施加拉伸、壓縮及彎矩載荷。

圖10 地板梁加載組件示意圖Fig.10 Schematic diagram of floor beam loading modules

氣密載荷施加：如圖11所示，充壓加載技術(shù)已相對(duì)成熟，充壓時(shí)引起的環(huán)向載荷采用V形件的水平載荷進(jìn)行平衡，密封采用離散式懸浮支撐板作為氣囊的支撐。集線出口采用“卡扣鎖”式的密封方案，內(nèi)部油路出口采用整體式集管板將內(nèi)部油管輸送至外部，有效避免內(nèi)部漏油。

圖11 氣密載荷施加系統(tǒng)示意圖Fig.11 Schematic diagram of airtight load application system

試驗(yàn)采用穆格(MOOG)協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)進(jìn)行控制加載，該系統(tǒng)控制精度為1%。剪切加載系統(tǒng)和V形組件中分別設(shè)置有若干個(gè)“均載器”，鑒于油壓相等，各個(gè)均載器活塞桿的面積相等，因此各個(gè)系統(tǒng)內(nèi)所有均載器的輸出載荷分別近似相等，控制上采用單點(diǎn)控制，減少控制通道。

3 載荷優(yōu)化方法

3.1 載荷等效目標(biāo)

為了保證各個(gè)工況的試驗(yàn)狀態(tài)與全機(jī)在真實(shí)受載狀態(tài)下的應(yīng)力分布盡可能一致，還需要一種根據(jù)全機(jī)有限元解確定試驗(yàn)件各加載點(diǎn)試驗(yàn)載荷的方案。

由于機(jī)身艙門及舷窗附近的受力狀態(tài)十分復(fù)雜，其真實(shí)的受力狀態(tài)并不是幾種單一工況的簡單疊加，需通過優(yōu)化計(jì)算得到一組試驗(yàn)載荷，使得試驗(yàn)件的關(guān)注部位在該組載荷下的應(yīng)力、應(yīng)變分布與全機(jī)有限元解一致。因此，優(yōu)化目標(biāo)可以概括為：將單工況的載荷通過一定形式的組合，實(shí)現(xiàn)各個(gè)考核點(diǎn)的應(yīng)變與全機(jī)解對(duì)應(yīng)點(diǎn)應(yīng)變的平方差之和最小。

3.2 數(shù)學(xué)模型

在試驗(yàn)件的考核關(guān)注區(qū)取若干個(gè)取樣點(diǎn)，同時(shí)將有限元結(jié)構(gòu)文件中對(duì)應(yīng)位置的應(yīng)變值作為參考應(yīng)變，可表示為一個(gè)列向量：

式中：、分別為、方向的應(yīng)變；為平面內(nèi)的切應(yīng)變；為取樣點(diǎn)數(shù)量。

在全機(jī)有限元模型中截取與試驗(yàn)件尺寸一致的局部模型，并保證其幾何形式、單元?jiǎng)澐趾筒牧箱亴拥刃畔⑼耆恢?。在局部模型的邊界上施加?shí)際試驗(yàn)中可實(shí)施的單一形式載荷(例如拉/壓、剪切、彎曲等)，計(jì)算得到對(duì)應(yīng)取樣點(diǎn)上的應(yīng)變分量，寫成向量組的形式為

=1,2,…,

式中：為工況數(shù)。

在復(fù)合載荷作用下，取樣點(diǎn)的各應(yīng)變分量應(yīng)當(dāng)滿足疊加原理，即

(1)

對(duì)單個(gè)取樣點(diǎn)，將式(1)寫成矩陣形式：

(2)

將所有取樣點(diǎn)寫成矩陣的形式：

(3)

式中：

定義函數(shù)向量函數(shù)為

(4)

這樣，向量函數(shù)中一共有3個(gè)方程，每個(gè)方程中都有個(gè)自變量，即載荷系數(shù)。因此，優(yōu)化問題可以表述為：求得一組合適的解向量，使得向量函數(shù)各函數(shù)值的平方之和最小，即滿足：

(5)

表1為通過優(yōu)化計(jì)算得到的某一工況的各加載點(diǎn)限制載荷。

表1 某工況試驗(yàn)限制載荷Table 1 Limit load of certain condition test

4 試驗(yàn)測(cè)量

為了獲取考核區(qū)部位的應(yīng)變分布，在試驗(yàn)件上粘貼了一定數(shù)量的應(yīng)變計(jì),下面列舉幾個(gè)分別粘貼在蒙皮、長桁、艙門、艙門開口區(qū)附近以及舷窗上等典型位置的應(yīng)變計(jì)粘貼位置,如圖12、圖13所示。試驗(yàn)測(cè)量系統(tǒng)為中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所研發(fā)的ST24數(shù)采系統(tǒng)，按加載級(jí)別逐級(jí)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集。

圖12 長桁面應(yīng)變計(jì)位置及編號(hào)Fig.12 Location and number of strain gauges on stringer face

圖13 蒙皮面應(yīng)變計(jì)位置及編號(hào)Fig.13 Location and number of strain gauges on skin face

5 試驗(yàn)誤差和結(jié)果分析

5.1 試驗(yàn)誤差

首先根據(jù)表1試驗(yàn)載荷，分別進(jìn)行每種載荷單一工況、兩種載荷復(fù)合工況以及多種載荷復(fù)合工況調(diào)試，檢驗(yàn)試驗(yàn)數(shù)據(jù)多次加載的重復(fù)性誤差均在5%以內(nèi)。

為驗(yàn)證復(fù)合加載時(shí)各加載模塊和組件間是否存在干涉，先以兩種載荷復(fù)合加載得到的應(yīng)變值與這兩種載荷單一施加得到的應(yīng)變值之和進(jìn)行比較，本文給出了拉伸+充壓、拉伸+彎曲的工況，如表2、表3所示。再將施加3種復(fù)合載荷的應(yīng)變值與施加對(duì)應(yīng)單一載荷得到的應(yīng)變值之和進(jìn)行比較，如表4所示。最后以拉伸+彎曲+端部剪切+剪切工況為典型工況進(jìn)行評(píng)估，各個(gè)位置的疊加性誤差均在5%左右(見表5)，疊加性誤差的計(jì)算方法為：將各單一工況的應(yīng)變相加后減去復(fù)合工況的應(yīng)變，再將得到的差除以復(fù)合工況的應(yīng)變并將結(jié)果寫為百分比的形式。

表2 拉伸+充壓復(fù)合工況應(yīng)變數(shù)據(jù)Table 2 Strain data under tension-internal pressure composite conditions

表3 拉伸+彎曲復(fù)合工況應(yīng)變數(shù)據(jù)Table 3 Strain data under tension-bending composite conditions

表4 拉伸+彎曲+端部剪切復(fù)合工況應(yīng)變數(shù)據(jù)Table 4 Strain data under tension-bending-end shearing composite conditions

表2～表5中均剔除了小于100 με的應(yīng)變數(shù)據(jù)。各載荷下的應(yīng)變疊加性絕對(duì)值平均誤差為3.15%，證明了各加載系統(tǒng)間基本不存在干涉，能夠獨(dú)立施加載荷，滿足復(fù)雜載荷聯(lián)合施加的試驗(yàn)要求。

表5 全部載荷復(fù)合工況應(yīng)變數(shù)據(jù)Table 5 Strain data under all loads combination

5.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

在進(jìn)行試驗(yàn)裝置各載荷施加的干涉驗(yàn)證后，利用本文機(jī)身壁板試驗(yàn)裝置進(jìn)行了含艙門、舷窗大型復(fù)合材料機(jī)身壁板復(fù)雜載荷下的靜力、損傷容限及耐久性試驗(yàn)。

表6給出了表1中限制載荷下的試驗(yàn)應(yīng)變值，及其與全機(jī)精細(xì)有限元解的對(duì)比，誤差值基本在15%以內(nèi)，能夠滿足試驗(yàn)要求，應(yīng)變具體位置見圖12、圖13。

表6 限制載荷工況應(yīng)變數(shù)據(jù)Table 6 Strain data under limited load conditions

試驗(yàn)裝置首先完成了機(jī)身壁板5種載荷工況的限制載荷靜力試驗(yàn)，5種工況包含了飛機(jī)的空中突風(fēng)、空中機(jī)動(dòng)、地面機(jī)動(dòng)等各種嚴(yán)重受載情況。然后進(jìn)行了2倍壽命的疲勞試驗(yàn)，疲勞載荷采用了飛-續(xù)-飛載荷譜，截除了對(duì)復(fù)合材料損傷不敏感的低水平載荷幅值。載荷譜中1倍疲勞壽命為34 000次飛行，每次飛行包含14個(gè)載荷峰谷點(diǎn)，試驗(yàn)裝置需要施加6種載荷來模擬，包含對(duì)艙內(nèi)的充壓、放壓。在試驗(yàn)過程中按照一定周期對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行目視和超聲無損檢測(cè)，檢查試驗(yàn)件有無新增損傷或預(yù)埋缺陷、目視勉強(qiáng)可見損傷(BVID)是否擴(kuò)展，同時(shí)還對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行靜態(tài)測(cè)量，觀察應(yīng)變值以確認(rèn)試驗(yàn)件的剛度變化。完成2倍疲勞壽命試驗(yàn)后，進(jìn)行1次各工況的極限載荷靜力試驗(yàn)。然后，引入目視可見損傷(VID)，并進(jìn)行2倍檢查間隔的損傷容限試驗(yàn)，驗(yàn)證在1次漏檢的情況下VID有無擴(kuò)展，施加的載荷譜與疲勞試驗(yàn)譜相同。此后，引入離散源損傷，并進(jìn)行返航載荷靜力試驗(yàn)，驗(yàn)證飛機(jī)在遭受離散源損傷后能否安全返航。最后，對(duì)離散源損傷修理后進(jìn)行極限載荷靜力試驗(yàn)，試驗(yàn)流程如圖14所示。

圖14 復(fù)合材料機(jī)身壁板復(fù)合載荷試驗(yàn)流程Fig.14 Combined loads test process of composite fuselage panel

經(jīng)過以上試驗(yàn)的驗(yàn)證，本試驗(yàn)裝置(見圖15)完全可以滿足含大開口大型復(fù)合材料機(jī)身壁板的復(fù)雜應(yīng)力場試驗(yàn)需求，可用于未來寬體客機(jī)等型號(hào)研制的選型和驗(yàn)證試驗(yàn)。

圖15 復(fù)合材料機(jī)身壁板復(fù)合載荷試驗(yàn)Fig.15 Combined loads test of composite fuselage panel

6 結(jié) 論

1) 為了實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)身壁板大開口結(jié)構(gòu)周圍應(yīng)力分布的準(zhǔn)確模擬，開展了大型機(jī)身壁板復(fù)雜應(yīng)力場試驗(yàn)技術(shù)研究，并研發(fā)了機(jī)身壁板復(fù)雜載荷試驗(yàn)裝置。該試驗(yàn)裝置可以施加軸向(拉伸/壓縮)、剪切、彎曲、氣壓、端部剪切、地板梁(軸向及彎曲)等6種單一載荷，還可以施加這幾種載荷的任意組合載荷，各載荷加載互相不干涉，具有良好的疊加性。

2) 經(jīng)靜力和疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證，通過機(jī)身壁板復(fù)雜應(yīng)力場試驗(yàn)技術(shù)和裝置，能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)機(jī)身壁板復(fù)雜結(jié)構(gòu)復(fù)雜應(yīng)力/應(yīng)變狀態(tài)的準(zhǔn)確模擬。

3) 機(jī)身壁板復(fù)雜應(yīng)力場試驗(yàn)技術(shù)和裝置可達(dá)到全尺寸機(jī)身筒段試驗(yàn)的同等效果，且能夠大大降低試驗(yàn)成本，提高驗(yàn)證效率，可用于未來寬體客機(jī)等型號(hào)研制的選型和驗(yàn)證試驗(yàn)。