飛機結構平面應力狀態疲勞試驗系統的設計

黃旌，王行江，魏東

（空軍第一航空學院航空機械工程系，河南信陽464000）

飛機結構平面應力狀態疲勞試驗系統的設計

黃旌，王行江，魏東

（空軍第一航空學院航空機械工程系，河南信陽464000）

在對飛機結構健康監控研究過程中的結構受力形式、應力應變形式等分析基礎上，針對傳統試驗手段存在的缺點，設計、制作了“飛機結構平面應力狀態疲勞試驗系統”，為材料的平面應力狀態測試或相應傳感器的測試、標定提供方便、可靠的平臺。

健康監控；平面應力；懸臂梁

戰斗機在使用過程中，具有使用環境惡劣、工況復雜、結構設計安全儲備小的特點。在受各種載荷的作用以及自然條件的影響下，機體結構的強度和剛度會逐漸降低，有可能出現變形、裂紋等損傷故障。若主承力結構發生的嚴重損傷不能被及時發現并得以修復，往往會導致災難性的后果。為及時發現機體結構的損傷情況，實現單機壽命的有效控制和管理，美國空軍在先進的F-22和F-35戰斗機上均裝備了用于飛機結構監測的光纖系統[1]，將光纖傳感器敷設于飛機結構的關鍵、危險部位，準確記錄各部位的疲勞損傷程度[2]。

在采用光纖傳感對飛機結構健康監控技術研究過程中，開展上機試驗之前的主要技術工作之一就是“以部件/功能模塊為載體通過典型模擬環境驗證”，這就要求設計、構建的試驗環境能達到“典型模擬環境能體現一定的使用環境要求”[3]。因此本文在對戰斗機光纖結構健康監控研究過程中結構受力形式、應力應變形式等分析的基礎上，設計、制作了“飛機結構平面應力狀態疲勞試驗系統”試驗平臺，以滿足試驗研究需要，為光纖傳感技術在飛機結構健康監測中的應用研究提供了部分方法手段和技術基礎。

1 飛機結構受力特點及試驗需求分析

飛機結構復雜，但在設計中，由于減重要求苛刻，承力結構形式基本上均為梁、墻、框、桁、壁板、肋等結構。下面由繁到簡依次分析其各結構類型的受力特點及應力、應變狀態。

梁是飛機結構的主要承載部附件，以某型飛機為例，其機翼主梁約承擔機翼總彎矩的78%、總剪力的40%，可見對梁的關鍵點應力、應變監測在飛機單機壽命監控中的重要性。梁的結構從受力分析上可以分解為上、下緣條和中間腹板等三部分組成。上、下緣條在使用中主要承擔彎矩引起的拉、壓力，剪力主要由腹板承擔，因此其應力狀態主要形式為上、下緣條為單向應力狀態，腹板為平面應力狀態。墻、框等結構形式與梁類似，也可把體積較大、形式較復雜的墻、框通過在結構構成方面分解，而得到單向和平面應力狀態。桁結構在飛機使用過程中主要承受拉、壓力，其相應的為單向應力狀態。壁板為薄板結構，在使用過程中主要承擔其它結構傳遞過來的剪力，在剪力作用下，處于平面應力狀態。肋結構中的加強肋主要承擔扭矩，因此也為平面應力狀態。

通過以上分析可知，在“以部件/功能模塊為載體通過典型模擬環境驗證”時，需要模擬飛機在使用中的應力、應變狀態，即單向應力狀態和平面應力狀態，其中應以較復雜的平面應力狀態測試為主，并能實現單向應力狀態測試。

2 傳統試驗方法特點分析

傳統的試驗加載方法是采用通用的萬能試驗機或疲勞試驗機加載，這兩類試驗設備較為通用常見，可有效降低試驗成本和難度，但對于這些通用的試驗設備，其加載的可控制性、針對性都不理想。如果使用一般的萬能試驗機試驗，一方面在對光纖傳感器標定、測試時，施加的是位移載荷，且為非靜態載荷，載荷大小不方便準確控制，不便于標定、測試；另一方面，當需要對材料進行疲勞試驗時，萬能試驗機不方便施加疲勞載荷。如果使用疲勞試驗機試驗，雖然循環疲勞外載荷容易實現，但對材料不方便復現平面應力狀態，且無法施加靜載荷以對光纖傳感器標定、測試。

3 系統功能需求分析

經過以上飛機結構受力特點、系統功能需求分析及傳統試驗、加載手段特點的比較分析可知，既需要能模擬飛機在使用中的應力、應變狀態，又能克服傳統的使用萬能試驗機或疲勞試驗機加載的不足，設計、制作“飛機結構平面應力狀態疲勞試驗系統”，其功能應主要包括以下4點：

（1）能在指定的材料上有效的形成單向應力狀態和平面應力狀態，且方便更換材料便于對不同的材料進行研究；

（2）形成的應力狀態是能逐級加載、大小可控，直至加載到結構材料本身屈服或破壞，便于對結構材料性能試驗進行研究；

（3）能對該結構材料施加交變載荷，便于研究其動態及疲勞性能；

（4）當結構材料等條件是已知時，反過來也能通過該裝置對傳感器的性能測試及標定等。

其性能指標主要有靜載時的平面應力狀態的大小、主應力的方向等，施加疲勞載荷時的最大應力、最小應力、平均應力、幅值比、頻率、循環次數等。

4 系統設計及實現

本試驗系統的設計思路是以懸臂梁為基礎，在梁的末端安裝托盤，在托盤上通過砝碼對系統實現靜態加載，以保證所施加靜態載荷的準確性；在懸臂梁的上表面附加安裝座，根據飛機各部分、各結構材料、結構形式不同，選取相應的材料，并加工成合適尺寸的測試板安裝在懸臂梁上，測試板在梁載荷作用下產生主應力方向的平面應力；梁上由于有安裝座的支撐，測試板到梁中性層的距離較遠，因此梁上的載荷傳遞到被測試板上的應力及相應的應變具有放大作用，可在保證裝置本身結構安全的情況下，對被測試板施加較大的載荷直到其屈服或破壞；安裝座與測試板間通過螺栓固定，便于根據需要方便更換被測材料以對不同的材料進行測試；在懸臂梁的末端安裝帶離心振子的電機及相應的電機調速器，偏心電機工作時配合砝碼，即可實現指定頻率的動態載荷，從而達到對測試板疲勞試驗測試的目的。系統的設計效果圖如圖1所示。

圖1 試驗系統設計效果圖

試驗系統設計、實現過程如下：

系統主要結構由4部分組成：（1）懸臂梁一套，包括等強度梁一個、底座一個、支架一個、若干固定配件等等；（2）靜態加載模塊一套，包括加載砝碼一組，掛鉤及托盤等等；（3）動態加載模塊一套，包括帶離心振子的電機一個、電機調速器一個、若干安裝固定配件等等；（4）測試板模塊一套，包括安裝座一組，各種材料測試板等等。

（1）系統的主體為等強度懸臂梁，采用普通結構鋼，梁的形式為梯形加矩形，主體部分長1150 mm，為梯形結構，在加載使懸臂梁各個橫截面上表面的應力、應變沿軸向為單向應力，且大小相等；左端為了便于固定，為矩形，通過2排螺栓固定在底座、支架上；右端為自由端，為加載端，為了便于加載也為矩形。懸臂梁的下表面可用撐桿在不工作時支撐，防止其長期在非測試狀態變形損壞。懸臂梁的結構如圖2所示。底座在4個角部各自使用可調節高度的螺絲作為支撐。支柱與底座的一端焊接，另一端加工安裝孔，便于懸臂梁的固定、安裝及更換懸臂梁。

圖2 試驗系統懸臂梁頂試圖

（2）靜態加載模塊的加載砝碼采用不銹鋼，通過帶掛鉤的托盤懸吊在加載點的下部對懸臂梁加載，通過增減砝碼對懸臂梁逐級施加靜態載荷。懸臂梁左端固定，右端自由并加載力F，則在其載荷作用下，對懸臂梁中性層的上、下部分各自產生拉應力、壓應力，其最大應力分別為上、下表面，且在上、下表面的應力狀態為單向應力狀態。試驗系統靜態加載模塊如圖3所示。

圖3 試驗系統加載模塊圖

（3）動態加載模塊中的離心振子電機通過安裝固定配件安裝在懸臂梁的加載點上部，不用時可以方便拆卸，并通過電機調速器實現對電機開關控制和對電機速度的控制。當離心振子電機旋轉時，由于離心振子的作用，會對梁產生與電機轉動速度相等頻率的周期性動態載荷，動態載荷的大小由離心振子電機決定，頻率由控制器控制決定，并且在施加動態載荷時，還可配合靜態加載砝碼實現不同形式的載荷。

（4）測試板通過螺栓、墊片保持與懸臂梁平面平行安裝在4個安裝座上，此時對懸臂梁加載，即可在測試板表面產生相應的應力、應變，測試板在遠離4個安裝座的部位，應力狀態為典型平面應力狀態，且應力主方向為分別為沿梁的軸向和梁的橫向，在使用中，如果需要對單向應力－應變測試，只需沿著梁的軸線方向敷設傳感器或測試，即可得到單向應力－應變狀態；如果傳感器的敷設方向或測試方向不是沿平行著梁的軸線方向即可得到平面應力－應變狀態，并且平面應力狀態和測試方向與梁軸線間夾角有關。

安裝座具有一定的高度，測試板距懸臂梁中性層的距離要大于懸臂梁上表面到中性層的距離，根據力學原理，傳遞到測試板上的應力、應變要大于懸臂梁上的最大應力、應變，這樣，即測試板的應力、應變相對于懸臂梁有了放大作用，在使用時可以通過對懸臂梁加載直到測試板屈服或破壞，而懸臂梁及裝置本身仍然完好，其具體應力、應變值可以通過計算分析或有限元分析得到，或可通過標準傳感器測試得到；同理當測試板材料等條件已知時也可對相關傳感器進行測試即標定。試驗系統測試板如圖4所示。

圖4 試驗系統測試板圖

5 結束語

本文設計并制作的“飛機結構平面應力狀態疲勞試驗系統”有力的支撐了相關項目、課題的研究，并在課題實施過程中得到了測試、驗證[4]，通過試驗驗證可知與傳統測試設備及方法相比，本系統具有以下功能及優點[5]：

（1）可方便在測試板上產生準確可控的靜態平面應力，直到測試板材料本身屈服或破壞（>2000 με），克服了萬能試驗機等傳統設備施加位移載荷不便于準確試驗的問題；

（2）可施加疲勞載荷，并根據需要控制調節疲勞載荷的大小、周期等，解決了疲勞試驗機使用標準試件不便于實現平面應力；

（3）可由需要方便更換測試板尺寸、材料等，根據課題研究可選取不同飛機相關材料進行性能測試研究；

（4）如果測試板材料已知，結合分析計算和標準傳感器，可對平面應變傳感器如電阻應變片、光纖傳感器等進行性能測試及標定等。

[1]常飛，韓慶，尚柏林.光纖技術在軍用飛機結構健康監控中的研究[J].科學技術與工程，2008，8（10）：2641-2644.

[2]尚柏林，宋筆鋒，萬方義.光纖傳感器在飛行器結構健康監測中的應用[J].光纖與電纜及其應用技術，2008，（3）：7-10.

[3]張泰峰，孫文勝，張曉華，等.飛機結構單機壽命監控的幾個關鍵問題的研究[J].裝備環境工程，2011，8（6）：6-9.

[4]黃旌，劉成武，魏東.光纖FBG傳感器實施大應變標定方法的探討[J].裝備環境工程，2013，10（08）：86-89.

[5]中國人民解放軍空軍第一航空學院.一種用于平面應力狀態疲勞測試的裝置：中國，ZL201320188336.6[P].2013-8-21.Design of Plane Stress State Fatigue Test System for Aircraft Structure

HUANG Jing，WANG Xing-Jiang，WEI Dong
（Aviation Mechanical Engineering Department，Air Force Academy of Air Force，Xinyang Henan 464000，China）

In this work，based on the analysis of the structural force form and the stress strain form during aircraft structural health monitoring，an "aircraft structure plane stress fatigue test system" is designed and manufactured to overcome the shortcoming of traditional test methods. It provides a convenient and reliable platform for the measurement of the status of material plane stress and the measurement and calibration of the corresponding sensors. Key words：health monitoring；plane stress；cantilever beam

TP391

A

1672-545X（2016）09-0096-03

2016-06-09

黃旌（1975-），男，廣東揭陽人，講師，碩士，主要研究方向：航空維修工程、測試教學與研究。