基于光學的金屬/復材混合結構熱變形試驗研究

鄧文亮，王彬文，吳敬濤，成竹

（中國飛機強度研究所，西安 710065）

引言

為了提升民機型號競爭性和運輸市場占有率，國內外民用飛機制造商針對降低飛機結構重量、提升結構使用效率和延長飛機服役壽命等方面一直開展著相關研究。復合材料憑借優異比強度、比剛度的力學性能[1]大量應用于民用飛機結構中，新一代大型民用飛機波音787和空客A350則最具有代表性，其復合材料用量分別占機體結構重量的50 %和52 %[2]，從而使得B787、A350等先進民機機體結構壽命大大延長，甚至達到90 000飛行小時以上[3]，遠高于國內支線客機ARJ21-700飛機和MA700飛機及干線客機C919飛機。可以說復合材料在民機結構中大量應用是爭奪國際民機市場占有率的關鍵因素之一，已成為衡量新一代民機先進性與經濟性的重要標志。然而由于復合材料和金屬兩者之間的熱膨脹系數存在巨大差異，金屬熱膨脹系數是復合材料結構的10～20倍。在飛機運營環境中溫差條件下，環境溫度的突然變化或者循環變化等情況下，金屬與復合材料混合結構必然產生顯著的熱應力，也稱之為熱應力[4]，這種熱應力隨之結構尺寸長度而增長，有時甚至可能達到結構力學載荷應力的40 %左右，忽略熱應力必將導致飛機在運營過程中存在極大的安全隱患，當熱應力增加到一定載荷值后，混合結構壁板會產生很大的橫向和縱向變形，使得混合結構發生鼓包或翹曲，這種現象稱為熱屈曲。一方面，結構熱屈曲變化常常具有突發性，嚴重時則會加劇破壞結構穩定性；另一方面在溫度環境下，金屬與復合材料本身的力學性能與熱物性具有明顯的非線性，變得十分復雜，增加了結構熱屈曲演變行為規律的復雜性。同時結構熱屈曲將減弱飛機結構的載荷承受能力，甚至嚴重威脅飛行器的結構完整性與安全性，因此復合材料與金屬混合結構設計的關鍵問題之一是熱應力問題，亟需采用有效的技術手段開展熱環境下飛行器壁板結構熱變形性能測試研究。

Gossard等人[5]采用Rayleigh-Ritz方法在馮卡門大變形方程的基礎上計算了結構熱屈曲變形規律，但是溫度差異引起材料塑性變形及非線性并未研究；Tauchert[6]和Huang[7]采用Reissner-Mindlin平板理論方法探究了結構均勻熱分布載荷下不同鋪設角復材層合板的熱屈曲演變行為；Sun和Hsu[8]基于Kirchhoff 理論研究了多種溫度條件下復材層合板的橫向變形與熱屈曲變化規律特性。Whitney和Ashton[9]基于能量方程和利茲法分析了不同鋪設角復合材料板的臨界熱屈曲溫度；Chen等人[10]利用位移平衡方程和迦遼金法面向固支和簡支兩種約束條件下的復材層合板，分析了復材層合板的熱屈曲變化關鍵參數；Meyers和Hyer[11]利用利茲法計算分析了對稱鋪設角復材層合板的臨界熱屈曲值和后屈曲演變規律；Abramovich[12]基于一階變形理論分析了不同邊界約束條件下兩種正交鋪層復合材料結構的熱屈曲變化行為。目前采用試驗方法研究飛行器壁板結構熱屈曲行為的工作很少，Jin等[13,14]在數字圖像相關基礎技術上圍繞150 ℃下熱環境分別研究了鈦合金和復合材料板熱屈曲行為規律。袁武等[15]采用DIC圖像相關技術圍繞800 ℃環境溫度研究了點陣金屬夾層板的熱屈曲演變規律。

本文從試驗測試開展研究混合結構熱屈曲行為，針對混合結構從常溫（20 ～ -55）℃的熱屈曲行為，采用非接觸式光學測試技術獲取整個溫度歷程的熱屈曲變形參數，并通過數據分析了混合結構臨界熱變形，揭示了飛機溫度包線下混合結構壁板的熱屈曲變形規律。

1 試驗對象與試驗過程

1.1 試驗測試區域

本文測試對象為飛機金屬/復材混合結構局部壁板區域，測量區域如圖1所示，在試驗測試區域選取了若干重點關注的變形特征點，在試驗過程需要持續關注其變形過程。在被測區域共選取7個點（A、B、C、D、E、F、G）進行變形曲線觀測。測試特征點分布如圖2所示。

圖1 測試區域

圖2 測試特征點分布圖

1.2 試驗測試過程

為了獲取結構在低溫-55 ℃情況的熱變形及屈曲行為規律，提出了非接觸式三維變形測量方法應用于低溫情況下飛機結構三維形變測量。該測量的基本原理是基于攝像測量和數字圖像相關技術，測量系統主要由硬件設備和后處理軟件組成。由于測試是在低溫、大視場環境下進行，對試驗設備性能、試驗過程的圖像采集和數據后處理等都有一定的挑戰。因此，試驗前針對該特殊測量場景制定詳細的試驗方案，包括試驗方案制定、試驗前多輪調試及正式試驗時跟蹤測量。

試驗總體分為降溫、浸泡、回溫三個階段。分別對試驗過程中降/回溫各個節點進行了測量，具體的測量節點如下：低溫試驗：21 ℃、10 ℃、0 ℃、-5 ℃、-10 ℃、-15 ℃、-20 ℃、-25 ℃、-30 ℃、-35 ℃、-40 ℃、-45 ℃、-50 ℃、-55 ℃、回溫-50 ℃、回溫-45 ℃、回溫-40 ℃、回溫-30 ℃、回溫-20 ℃、回溫-10 ℃、回溫0 ℃、回溫10 ℃、回溫21 ℃。

2 實驗結果與數據

根據試驗過程，獲取了混合結構壁板不同溫度點下X方向、Y方向及Z方向的變形結果，其中Z方向為結構離面位移。各個溫度節點對應的變形場云圖見圖3（從左至右依次為X方向變形場，Y方向變形場，Z方向變形場，縱坐標單位mm），特征點處的變形-溫度曲線見圖4。根據試驗數據分析可知，最大長壁板結構X方向、Y方向的變形相對較小，均不超過2 mm，特征B點處離面位移（Z方向）最大，達到了4 mm；因此混合結構壁板變形應關注離面位移歷程的變化，離面位移變化是結構屈曲失穩的表現，當溫度逐漸回至常溫21 ℃時，結構的變形也隨之恢復，說明壁板結構在降溫過程中雖然產生屈曲失穩現象，但是結構仍可恢復至正常狀態，并未產生后屈曲現象；從圖5中分析可知，結構特征B點變形的變化斜率在-15 ℃之后發生了巨大的變化，并且結構離面位移變化基本呈現線性關系。

圖4 不同溫度點下結構特征點變形曲線

圖5 不同溫度點下結構最大變形特征點降溫-變形曲線

3 總結

本文從試驗測試開展研究混合結構熱屈曲行為，針對混合結構從常溫（20 ～ -55）℃的熱屈曲行為，采用非接觸式光學測試技術獲取整個溫度歷程的熱屈曲變形參數，揭示了飛機溫度包線下混合結構壁板的熱屈曲變形規律：根據試驗數據分析可知，長壁板結構X方向、Y方向的變形相對較小，均不超過2 mm，Z方向離面位移則達到4 mm；離面位移變化是結構屈曲失穩的表現，壁板結構在降溫過程中雖然產生屈曲失穩現象，但是結構仍可恢復至正常狀態，并未產生后屈曲現象。