結構優化設計在強度試驗中的應用

岳寶成，任鋒亮，王征宇,黃鵬

（中航工業洪都，江西南昌330024）

結構優化設計在強度試驗中的應用

岳寶成，任鋒亮，王征宇,黃鵬

（中航工業洪都，江西南昌330024）

隨著結構強度試驗技術的發展與進步，高效率、低成本已成為現代試驗技術的主題。本文以某型號飛機后邊條盒段靜力試驗為例，利用經典力學并結合CAE軟件及有限元軟件，對后邊條盒段靜力試驗中假件的優化設計思路以及合理性進行了分析闡述，并通過靜力試驗將理論分析與實際應用的效果進行了對比。

結構優化設計；靜力試驗；CAE；Patran&Nastran

0 引言

飛機地面強度試驗是隨著飛機設計思想的演化而不斷發展和完善的，它是驗證飛機結構設計與制造的最重要的手段之一，是最早付諸實施的飛機地面強度試驗類型，其試驗結果也一直得到設計師們的重視和信賴。隨著現代試驗技術的不斷發展和進步，高效率、低成本已經成為現代試驗技術的主題，合理利用計算機輔助工具對試驗進行模擬分析，可以對強度試驗起指導作用，并且能夠有效降低試驗成本，提高試驗效率。

以飛機后邊條盒段結構強度試驗為例，對某型號飛機后邊條盒段的結構強度進行靜力試驗。因后邊條盒段是平尾的支撐結構，主要傳遞平尾載荷。盒段與機身通過邊條上緣和下緣的螺栓連接，平尾傳至邊條的載荷將主要由中后機身框承擔，并傳遞到機身上擴散開來。試驗中如果使用平尾真件，就會涉及到載荷處理、膠布帶粘貼、各部門之間協調安裝和多份流程文件的簽署等一系列問題，這些問題勢必降低工作效率。而使用平尾假件來代替真件則能有效的簡化流程，假件的設計形式以滿足加載要求為準，通過CAE軟件建模，利用有限元軟件Patran進行前處理、Nastran軟件進行分析計算。進而合理的選擇假件的材料及尺寸。最后對后邊條盒段進行靜力試驗，在考核試驗件的同時，驗證平尾假件的可行性。

1 載荷處理與結構優化設計

1.1 原始載荷

某型飛機盒段安裝在后機身左右兩側，是主傳力結構，主要傳遞平尾載荷。平尾轉軸安裝在焊接盒段內外壁板的軸承上。平尾通過平尾轉軸將載荷傳遞到平尾根部，平尾根部彎矩主要通過安裝在盒段內外兩側的兩個軸承轉換成盒段內外兩側的參差剪力，從而使盒段受扭，此扭矩主要通過機身框傳到機體結構，平尾傳來的集中力通過盒段以剪力形式向前傳遞，通過機身擴散開。該試驗主要考核右側盒段的某項工藝是否滿足強度要求。

根據氣動力布局，在右平尾上施加某工況一載荷，原點O在盒段外軸承座軸線與外壁板外側相交處；X軸與飛機水平基準線平行，逆航向為正；Y軸垂直于X軸向右為正；Z軸按右手定則確定。其中表中給出的為限制載荷，載荷不確定系數為1.5。

1.2 載荷處理原則

載荷處理應本著傳遞給試驗件的力、彎矩、扭矩的大小、方向不變的原則盡量縮短傳力路徑，使得夾具加工方便、節約材料，并在降低重量的同時方便安裝。

1.3 載荷處理過程

根據1.2所述的載荷處理原則，對原始載荷進行處理，原始載荷如圖1所示。原始載荷大小及作用點見表1。

圖1 原始載荷大小及作用點

表1 原始載荷大小及作用點

原始載荷：

優化后載荷：

在距離原點O處施加P1，且P1偏X距離為-53mm，偏Z為-500mm；

在距離原點0處施加P2，偏移Z為115mm；

計算可得P1=78300.15N；P2=40913.59N。

處理后的載荷如圖2所示。

圖2 載荷優化處理過程

1.4 結構優化設計

因為飛機零部件設計涉及減重設計和操控性設計等一系列問題，所以水平尾翼真件的結構比較復雜，而試驗假件只需滿足加載要求即可，由此，可簡化假件的結構設計，降低加工難度和裝配難度。圖3為優化后試驗假件設計思路。通過此種結構優化設計，同樣可以滿足強度試驗要求，節省真件平尾的投產，方便了安裝，提高了工作效率。

圖3 水平尾翼假件與盒段連接方式

優化設計后的三維平尾假件模型如圖4所示，其設計是通過CAE軟件完成的，在此使用的是Catia V5R18軟件，按照與后邊條盒段的真實裝配形式和位置進行裝配。

2 有限元分析

通過MSC.Patran2005軟件的導入接口導入由Catia軟件生成的Model模型，采用mm單位制，即力的單位為N，應力單位為MPa。

圖4 水平尾翼假件

根據實際裝配關系，對模型進行了簡化，通過幾何模型編輯中的布爾運算，默認接觸部位為一體。使用網格生成器對水平尾翼假件進行網格劃分，網格單元為4個結點的四面體單元格，如圖5所示。假件材料為steel，將設置好的材料的彈性模型及泊松比附給所有的零部件，約束其邊界條件及施加試驗載荷。

材料的彈性模量為2×105MPa，泊松比為0.3。

圖5 有限元網格劃分

在真實的平尾與邊條盒段的接觸部位是兩個軸承和一個舵機，在模擬邊界條件時，按限制與邊條盒段接觸部位來對平尾假件的自由度進行設置。約束結果如圖6所示。

圖6 邊界條件設置

參考1.3載荷處理過程施加試驗載荷，如圖7所示。在此施加的是force節點力，并考慮了載荷不確定系數，即施加極限載荷。

圖7 施加試驗載荷

通過MSC.Nastran2015軟件分析得出結構的最大應力水平為299MPa，發生在水平尾翼假件與邊條盒段接觸的部位。應力云圖如圖8所示，變形云圖如圖9所示。假件的選材可從30CrMnSiA材料、45鋼、Q235鋼中進行選取。

圖8 應力云圖

其中平尾轉軸假件可以選擇30CrMnSiA，其淬火后的

故轉軸假件的安全系數為：

按照應力云圖對各個零部件進行選取材料，使其滿足安全系數大于等于3即可。

圖9 變形云圖

3 靜力試驗

新工藝的盒段試驗件安裝在該型號靜力試驗機機身上，用優化設計后的平尾假件代替飛機右平尾安裝在新盒段試驗件上，利用假舵機將平尾假件固定，機身固定在固定夾具上，固定夾具通過立柱和地腳螺栓固定在地軌上，進行靜力試驗。試驗現場照片如圖10所示。

試驗結果表明，結構在100%限制載荷、115%限制載荷下結構無有害變形及破壞，極限載荷下結構無破壞，能夠滿足強度設計要求。

圖10 靜力試驗中的右水平尾翼假件

同時，平尾假件修正后的最大撓度變形5mm，與計算結果4.2mm接近。

4 結論

通過研究現代飛機靜力試驗技術中的典型案例，得出以下結論：

1)當試驗假件可滿足試驗要求時候，可使用假件代替真件，節約經濟成本，縮短試驗周期；

2)假件的設計形式，可不必拘泥于真實試驗件的外形，滿足試驗要求即可；

3)假件的設計尺寸，可不必參考真件尺寸，滿足加載要求即可；

4)利用有限元軟件對試驗件假件進行分析時，可做適當的簡化；

5)由于假件結構簡單，利用MSC.Patran、MSC. Nastran有限元軟件進行分析計算的結果有較高的準確性。

[1]張聚恩,王旭東,趙隴.新航空概論[M].北京：航空工業出版社，2010.

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[4]龍凱，賈長治，等.Patran2010[M].北京：機械工程出版社，2011.

[5]龍凱，等.Patran2010與Nastran2010有限元分析從入門到精通.北京：機械工業出版社，2011，10.

>>>作者簡介

岳寶成，男，1984年出生，2012年畢業于哈爾濱工程大學，碩士，工程師，現從事飛機強度試驗工作。

Application of Structure Optimum Design in Strength Test

Yue Baocheng,Ren Fengliang,Wang Zhengyu,Huang Peng
(AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024)

As the development and improvement of structure strength test techniques,high-efficiency and low cost become the topic of the modern test technique.Taking static test of box section on rear strap of an aircraft as the example and utilizing the typical mechanics with considerations on CAE software and finite element software,this paper makes an analysis and depiction on optimum design thought and reasonability of pseudo part used in static test of box section on rear strap of an aircraft,it also makes a comparison between theoretical analysis and actual practice via the static test.

Structure optimum design;Static test;CAE;Patran&Nastran

2016-07-23）