復(fù)合材料壁板結(jié)構(gòu)選型試驗研究

江姍 陳海波

摘 要：隨著科技的發(fā)展，復(fù)合材料越來越廣泛地應(yīng)用于現(xiàn)代飛機上。本文對某型機的復(fù)合材料壁板結(jié)構(gòu)進行了選型試驗研究，并對試驗結(jié)果進行了分析，為復(fù)合材料壁板結(jié)構(gòu)的設(shè)計提供了參考和依據(jù)。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料;選型試驗;結(jié)構(gòu)

中圖分類號：V214 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2020）12-0081-02

0引言

隨著科技的發(fā)展，復(fù)合材料已廣泛應(yīng)用于軍用飛機和民用飛機上，對要求具有高強度重量比和高剛度重量比的結(jié)構(gòu)，復(fù)合材料是最理想的材料。復(fù)合材料已逐漸取代鋁合金，成為結(jié)構(gòu)設(shè)計的主要材料[3]。

復(fù)合材料壁板為結(jié)構(gòu)的主承力部件，其所占的重量比例較大，對于結(jié)構(gòu)減重具有重要的意義，因此，對于復(fù)合材料壁板結(jié)構(gòu)，在既定材料、外形、結(jié)構(gòu)布置和載荷前提條件下，需要通過結(jié)構(gòu)選型試驗，結(jié)合優(yōu)化分析，設(shè)計出滿足結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性、強度等性能要求的重量最輕的壁板結(jié)構(gòu)形式[1]。

1 試驗?zāi)康?/p>

復(fù)合材料壁板結(jié)構(gòu)選型試驗件采用復(fù)合材料層壓平板類試驗件，試驗件長度和寬度尺寸各取某型機襟、副翼前后梁之間最大長度和典型肋距，平板試驗件選取四種類型（三種尺寸類型和一種加筋板類型），每種類型的壁板包括3種鋪層厚度形式。

本次試驗研究和比較三種厚度、兩種類型（加筋板和不加筋板）下的壁板剪切屈曲情況，找出最有效、最合理的結(jié)構(gòu)形式，為強度校核提供試驗數(shù)據(jù)，為壁板結(jié)構(gòu)選型提供依據(jù)，同時，在既定材料、外形、結(jié)構(gòu)布置和載荷前提條件下，設(shè)計出滿足結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性、強度等性能要求的重量最輕的機襟、副翼壁板結(jié)構(gòu)形式。

2 試驗設(shè)計及結(jié)果分析

2.1適航要求

復(fù)合材料壁板結(jié)構(gòu)強度試驗要符合MIL-HDBK-17中所推薦的方法，并且需滿足適用的CCAR 25（FAR 25）適航條款以及相應(yīng)的咨詢通報（AC）的要求。

適用的CCAR 25（FAR 25）適航條款包括[2]：

（1）§25.601總則;

（2）§25.603材料;

（3）§25.605制造方法;

（4）§25.613材料的強度性能和設(shè)計值;

（5）AC 20-107BComposite Aircraft Structures;

（6）AC 21-26Quality Control for the Manufacture of Composite Materials。

2.2試驗概述

試驗件所用材料與某型機襟、副翼復(fù)合材料壁板選用的材料完全相同，為碳纖維織物，試驗件中間為試驗區(qū)，周邊為加載區(qū)。為了保證試驗件在試驗區(qū)發(fā)生破壞，在四邊加載區(qū)增加了鋪層，同時在加載區(qū)壁板兩面用鋁板進行了加固，鋁板材料為鋁合金。

2.3試驗內(nèi)容

2.3.1試驗加載

復(fù)合材料壁板結(jié)構(gòu)選型試驗是面內(nèi)剪切試驗，剪切載荷是在試驗件四邊通過螺栓施加與試驗件邊界平行的載荷，在對角線上再由螺栓合成為一個合力，使試驗件處于對角拉伸狀態(tài)，載荷方向過試驗件形心，受力形式及加載方式如圖1所示。

本試驗中，試驗件最大承載能力由試驗確定。因此，試驗前按照經(jīng)驗初步確定一個加載步長ΔP=4kN，以此載荷增量逐級加載并進行應(yīng)變測量。

2.3.2試驗測量

壁板剪切試驗受力形式是壁板的加載對角線方向受拉伸載荷作用，另一個對角線方向受壓縮載荷作用。因此，壓縮一般會使壁板局部或整體較早進入屈曲狀態(tài)，繼續(xù)加載可引起壁板發(fā)生壓縮和拉伸破壞，所以，屈曲載荷要比破壞載荷小很多。布置應(yīng)變片時應(yīng)在壁板容易發(fā)生彎曲部位的正、反兩個面的對應(yīng)點上粘貼，通過應(yīng)變測量可以觀測屈曲位置、屈曲載荷以及壁板在極限載荷下的破壞應(yīng)變。

2.3.3試驗結(jié)果及分析

（1）破壞載荷。按照加載步長ΔP=4kN將試驗件加載至破壞，記錄對應(yīng)的載荷值與應(yīng)變值。

（2）屈曲載荷。在本試驗中，因為試驗件試驗區(qū)較薄，長寬比大，各試驗件平面度也不盡相同，受載后會產(chǎn)生多個屈曲波（即半波），因此，不同位置應(yīng)變片會有不同的屈曲載荷，使屈曲載荷的確定變得很困難。從強度角度來說，屈曲載荷應(yīng)該是壁板中的最小屈曲載荷，但是薄板中個別點屈曲載荷太小，對應(yīng)著數(shù)十個微應(yīng)變，與破壞應(yīng)變比較過于保守，故在確定屈曲載荷時采用多個位置綜合考慮。一般位于板邊界支持附近點的屈曲載荷高，距離邊界遠點的區(qū)域屈曲載荷低，因此，用全部測量點上屈曲載荷平均值作為該試驗件的屈曲載荷，實際屈曲載荷應(yīng)該低于此值或在此值附近。

測量點屈曲載荷的確定，是以該測量點屈曲時，載荷——應(yīng)變曲線上的某點應(yīng)變的絕對值大于其前后兩點應(yīng)變的絕對值，將此點作為屈曲點。如圖2所示，將A點定義為屈曲點，A點前后兩點的應(yīng)變絕對值均小于A點。

如果試驗件初始就不平，也就是說，壁板中面在自然狀態(tài)下不是平面，特別是薄板，則初始受載時壁板就會產(chǎn)生彎曲，在剪切力產(chǎn)生的拉、壓應(yīng)變上就疊加了彎曲應(yīng)變，因此，從一開始加載測量點上正反面兩個應(yīng)變片應(yīng)變值便朝著正、負兩個方向變化（屈曲前應(yīng)該是一致的），使屈曲載荷很小（如圖3中的曲線A-5和B-5）。顯然，用此兩點來確定壁板的屈曲載荷是不合適的，低于真實的屈曲載荷。因此，壁板的平面度對薄板的剪切屈曲影響很大。

對破壞載荷與屈曲載荷進行了對比，可以看出，隨著鋪層數(shù)增加，屈曲載荷增大，二者比值下降，表明增加鋪層對提高屈曲載荷的作用超過了對破壞載荷作用。

比較加筋板與不加筋板試驗件，可以看出，同樣的鋪層，加筋后屈曲載荷可提高1倍左右，但不會提高破壞載荷。從試驗結(jié)果還可以看出，在結(jié)構(gòu)長寬尺寸允許情況下，適當增大長寬比能顯著提高壁板的屈曲載荷。

（3）破壞模式。從破壞模式看，絕大部分試驗件破壞時的斷口在力作用線方向，主要是彎曲破壞。部分壁板中有多個屈曲波，導(dǎo)致斷口并不在試驗件對角線上。由于屈曲產(chǎn)生彎曲，夾具限制了壁板自由邊的轉(zhuǎn)動，使板在夾具邊界附近折斷。另外，彎曲破壞的同時也伴有拉伸破壞，如長寬比較大的第一類試驗件。

2.4試驗結(jié)果分析

通過對試驗件數(shù)據(jù)進行對比，得出在剪切載荷作用下，相對于增加兩層鋪層，增加長桁能更有效地提高試驗件的屈曲載荷。

根據(jù)《飛機設(shè)計手冊》第九冊，正交各向異性矩形平板的剪切屈曲受載情況，計算剪切屈曲載荷，并將計算值與試驗測量值進行對比，發(fā)現(xiàn)所有類型試驗件的試驗平均測量值均低于理論計算值，這是因為，剪切屈曲載荷計算公式基于四邊剪流均勻分布，矩形板為理想平板，而實際試驗加載過程中，由于局部出現(xiàn)應(yīng)力集中，導(dǎo)致加載點附近釘載高于其他位置釘載，而且矩形板也不是理想的平板，所以在實際加載過程中，試驗件上某些點可能提前進入屈曲，導(dǎo)致試驗測量值低于理論計算值。

通過復(fù)合材料壁板選型試驗，可以了解到，相同鋪層條件下，長寬比大的試驗件屈曲載荷高于長寬比小的試驗件，特別是對于長寬比小的薄板，另一方面，壁板中面初始平整度對屈曲載荷影響很大，對同一尺寸試驗件，鋪層增加兩層，可提高屈曲載荷1倍左右，且有筋條的屈曲載荷大約比無筋條的提高近1倍，但筋條對破壞載荷沒有影響。

3結(jié)論

復(fù)合材料壁板選型試驗對于強度校核以及后續(xù)飛機結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計具有重要意義。在進行飛機壁板結(jié)構(gòu)設(shè)計時，要綜合考慮鋪層條件、尺寸條件、以及板面平整度條件，力求設(shè)計出滿足結(jié)構(gòu)、強度等性能要求的重量最輕的壁板結(jié)構(gòu)形式。

參考文獻

[1] 《飛機設(shè)計手冊》總編委會.飛機設(shè)計手冊 第10冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[2] CCAR-25-R4，運輸類飛機適航標準[S].2011.

[3] 牛春勻，程小全，張紀奎.實用飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計與制造[M].北京：航空工業(yè)出版社，2010.