機身壁板內(nèi)壓剪切聯(lián)合加載試驗研究

臧偉鋒, 李磊, 張海英

(強度與結(jié)構(gòu)完整性全國重點實驗室, 西安 710065)

機身壁板由蒙皮、長桁和框裝配而成,是運輸類飛機重要的承力結(jié)構(gòu),強度試驗是獲取其力學性能最可靠的途徑。機身壁板試驗屬于次部件級試驗,在積木式強度試驗體系中占有重要地位,是型號技術(shù)攻關(guān)的重點。型號研制時,通常規(guī)劃多種構(gòu)型、多種載荷機身壁板靜力/疲勞試驗,對機身結(jié)構(gòu)選型研究和優(yōu)化研究也更細致、更全面[1-3]。

機身除承受其自身氣動和慣性載荷外,承受的主要載荷是與其相連的其他部件(如機翼、尾翼、發(fā)動機架、起落架)傳來的,載荷類型包括拉伸(或壓縮)載荷、剪切載荷、內(nèi)壓載荷及這些載荷的聯(lián)合[4]。采用全尺寸機身筒段進行試驗研究費用昂貴,而機身壁板正好可以反映機身筒段的載荷響應,因此選用機身壁板進行機身結(jié)構(gòu)選型和優(yōu)化研究[5-6]。

內(nèi)壓是一種非常重要的重復性載荷,是客艙舒適性的保證,對機身結(jié)構(gòu)疲勞和損傷容限性能影響很大。剪切是一種非常重要的機械載荷,是運輸類飛機機身承受的主要載荷。內(nèi)壓剪切聯(lián)合載荷是運輸類飛機承受重要的聯(lián)合載荷,開展機身壁板內(nèi)壓剪切聯(lián)合載荷試驗研究對優(yōu)化機身結(jié)構(gòu)的力學性能和提高機身結(jié)構(gòu)完整性具有重要意義。

外國學者進行了大量機身壁板聯(lián)合加載試驗技術(shù)研究,具有代表性的試驗裝置是美國NASA開發(fā)的COLTS(combined loads test system)裝置,該裝置構(gòu)造了機身圓筒結(jié)構(gòu),通過充氣施加內(nèi)壓載荷,通過扭轉(zhuǎn)施加剪切載荷,可施加內(nèi)壓載荷0.138 MPa,剪切載荷2 720 kN[7]。中國機身壁板試驗技術(shù)研究始于2006年,起初開展了機身壁板內(nèi)壓、拉伸和剪切載荷靜力/疲勞試驗[8];現(xiàn)階段已具備聯(lián)合加載試驗能力。陳安等[9]完成了尺寸2 840 mm×2 054 mm機身壁板內(nèi)壓拉伸聯(lián)合加載損傷容限性能試驗,其內(nèi)壓載荷0.077 MPa,拉伸載荷為127.1 kN。

基于此,研究機身壁板內(nèi)壓剪切聯(lián)合加載試驗的邊界模擬方法和載荷施加方法,設(shè)計加工了邊界模擬夾具、試驗裝置和試驗件,并完成了內(nèi)壓試驗、剪切試驗和內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗,試驗揭示了內(nèi)壓剪切聯(lián)合加載狀態(tài)下機身壁板的承力特性,試驗結(jié)果可為運輸類飛機機身結(jié)構(gòu)設(shè)計提供支撐。

1 試驗件邊界模擬

飛機結(jié)構(gòu)地面強度試驗中的邊界模擬狀態(tài)決定著試驗件的應力特征(包括應力類型、應力水平和應力分布),試驗夾具不僅需將載荷按照要求的分布施加到試驗件合理位置上,而且試驗夾具不能限制試驗件的合理變形。機身壁板內(nèi)壓剪切聯(lián)合加載試驗,試驗夾具要求模擬機身壁板邊界條件,保證與使用柱型殼加載具有相同應力場[10]。按照機身結(jié)構(gòu)原理和構(gòu)造,設(shè)計D夾具模擬承受內(nèi)壓剪切聯(lián)合載荷機身壁板直邊的邊界條件,采用弓形角盒模擬承受內(nèi)壓剪切聯(lián)合載荷機身壁板曲邊的邊界條件,采用氣密端板模擬柱型殼端部結(jié)構(gòu)[11-13],如圖1所示。

圖1 邊界模擬Fig.1 Boundary condition simulation

D夾具由龍骨、頂桿和橡膠墊裝配而成。龍骨為“H”形截面的半圓形焊接構(gòu)件。頂桿為長度可調(diào)鋼構(gòu)件,裝配龍骨兩端,用于加強龍骨。橡膠板為厚度15 mm的圓弧形橡膠制品,用于密封相鄰的兩個龍骨。龍骨與龍骨間粘接橡膠板后依次通過螺栓裝配成D夾具。弓形角盒為直角橫截面的圓弧形鋼構(gòu)件。氣密端板為兩塊40 mm厚的方形鋼板,其板上布置有人員進出D夾具的人孔和施加內(nèi)壓載荷的充壓孔和測壓孔。機身壁板裝配于D夾具上方,兩直邊與D夾具通過兩列合頁連接,兩曲邊通過弓形角盒與氣密端板連接[14-15]。

2 試驗裝置和載荷施加

試驗裝置由支持框架、加載框架和旋轉(zhuǎn)軸組成,如圖2所示。旋轉(zhuǎn)軸安裝在支持框架上,加載框架安裝在旋轉(zhuǎn)軸上,加載框架可圍繞旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)。機身壁板和D夾具通過氣密端板安裝在支持框架上,通過另一塊氣密端板安裝在加載框架上。加載框架兩端各安裝一只作動筒,一只作動筒施加拉伸載荷,另一只作動筒施加壓縮載荷,以扭轉(zhuǎn)單閉室盒段的方式施加剪切載荷。D夾具、氣密端板和機身壁板圍成一封閉空間,通過氣密端板上的充壓孔以充氣方式施加內(nèi)壓載荷。加載原理如圖3所示。

圖2 試驗裝置Fig.2 Test fixture

τ為機身壁板施加的剪切載荷;ΔP為機身壁板施加的內(nèi)壓載荷圖3 加載原理Fig.3 Loading principle

3 試驗實施

設(shè)計制造了試驗件、邊界模擬夾具和試驗裝置,并完成了內(nèi)壓試驗、剪切試驗和內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗。

試驗件是由蒙皮、7根長桁、5個框裝配而成,如圖4所示。試驗件長2 520 mm,寬2 000 mm,長桁間距200 mm,框距500 mm,蒙皮半徑2 730 mm,厚度1.8 mm,材料2024-T3。長桁和框的材料為LY12-CZ,長桁截面積Ast=177 mm2,框截面積Afr=417 mm2。

圖4 試驗件Fig.4 Fuselage panel specimen

試驗件內(nèi)側(cè)和外側(cè)各布置8個應變花(A1～A4、B1～B4),粘貼在長桁和隔框之間蒙皮的中央,內(nèi)側(cè)和外側(cè)應變花方向相同,應變片布置及位置編號如圖5所示。

圖5 應變片布置Fig.5 Strain-foils layout for skin

運輸類飛機內(nèi)壓載荷通常為0.06～0.07 MPa,選取0.06 MPa作為試驗載荷。經(jīng)典板殼理論表明機身壁板剪切屈曲有3個階段:完全線彈性穩(wěn)定階段、非線彈性后屈曲階段和塑性大變形階段[16],選取典型機身壁板完全線彈性階段承受的最大剪切應力40 MPa作為試驗載荷,按照式(1)計算試驗剪切載荷為350 kN·m。試驗載荷如表1所示。

表1 試驗載荷Table 1 Test load

T=2ωtτcosα

(1)

式(1)中:T為扭轉(zhuǎn)外力偶矩;τ為蒙皮剪切應力;t為蒙皮厚度;ω為單閉室盒段橫截面積;α為試驗件扭轉(zhuǎn)角,可通過位移測量計算得到,試驗時,試驗件垂向位移47.25 mm,載荷間距L=3.75 m,因此cosα≈1°。

順利完成了3種載荷工況試驗,試驗加載平穩(wěn),載荷協(xié)調(diào),加載到表1所示的載荷,保載30 s,同時進行應變測量。

4 試驗結(jié)果

4.1 內(nèi)壓試驗

將機身蒙皮環(huán)向的切線方向稱為周向,長桁方向稱為縱向。按照二向應力狀態(tài)下的胡克定律公式[式(2)]將應變花測量到的應變數(shù)據(jù)換算為蒙皮應力[17],采用內(nèi)外兩側(cè)應力的均值表征應變花粘貼位置蒙皮的應力。

(2)

式(2)中:σ0°為蒙皮周向應力;σ90°為蒙皮縱向應力;τ為蒙皮剪切應力;E、υ分別為蒙皮材料的彈性模量和泊松比,E=71GPa,υ=0.33;ε0°、ε45°、ε90°分別為應變花0°、45°、90°方向的應變測量值。

內(nèi)壓試驗機身壁板蒙皮應力分布如圖6所示,可以看出,周向應力約為縱向應力的2倍,而蒙皮幾乎沒有產(chǎn)生剪切應力,機身壁板蒙皮應力分布附合其承受內(nèi)壓載荷的力學特征。

圖6 內(nèi)壓試驗蒙皮應力分布Fig.6 Stress distribution of skin under internal pressure load test

承受內(nèi)壓載荷時,機身壁板蒙皮連同長桁一起向外膨脹,大部分內(nèi)壓載荷由蒙皮周向張力所承受,余下部分則由長桁和蒙皮傳給隔框,產(chǎn)生框的周向張力,機身壁板蒙皮總的效應是周向拉伸和縱向拉伸共同作用。計算機身壁板蒙皮的理論應力時,既要考慮長桁和框的加強作用,又不能完全按照當量蒙皮厚度來計算,因為應變片粘貼在隔框和長桁中央的蒙皮處,隔框和長桁在該位置的加強作用最弱[18-19],蒙皮理論計算應力如式(3)所示。

(3)

式(3)中:P為內(nèi)壓載荷;t、R分別為蒙皮厚度和半徑;b、L分別為長桁間距和隔框間距;Afr、Ast分別為隔框和長桁面積。

取試驗區(qū)蒙皮8個應變花粘貼位置內(nèi)外兩側(cè)平均應力的均值作為試驗應力。機身壁板蒙皮試驗應力與理論應力對比如表2所示。可以看出,內(nèi)壓載荷試驗的試驗應力與理論應力吻合較好。

表2 內(nèi)壓試驗蒙皮理論應力與試驗應力對比Table 2 Comparison between test stress and theoretic results of skin for internal pressure load test

4.2 剪切試驗

剪切載荷試驗機身壁板蒙皮應力分布如圖7所示。可以看出,試驗件剪應力分布較為均勻,未出現(xiàn)大起大落、中間高兩側(cè)低或一邊高一邊低的分布狀況,并且試驗件剪應力大小比較接近,表明試驗件變形比較協(xié)調(diào)。

圖7 剪切試驗蒙皮應力分布Fig.7 Stress distribution of skin under shear load test

應用單閉室結(jié)構(gòu)剪切應力公式[式(4)]計算試驗件剪切理論應力,其值為39.94 MPa[20]。

(4)

取試驗區(qū)蒙皮8個應變花粘貼位置內(nèi)外兩側(cè)平均剪切應力的均值作為試驗應力。試驗區(qū)蒙皮試驗應力與理論應力對比如表3所示。

表3 剪切試驗蒙皮理論應力與試驗應力對比Table 3 Comparison between test stress and theoretic results of skin for shear load test

在純剪狀態(tài)下,機身壁板剪切載荷主要依靠蒙皮承受,長桁和隔框承受的剪切載荷有限,在理論計算時忽略了長桁和隔框?qū)γ善さ募訌娮饔?因此剪切應力的理論應力較39.94 MPa要小一點,試驗實際誤差也小于5.61%。

4.3 內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗

內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗蒙皮應力分布如圖8所示,可以看出,內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗機身壁板蒙皮周向應力和縱向應力分布表現(xiàn)為內(nèi)壓載荷試驗機身壁板蒙皮周向應力和縱向應力分布、蒙皮剪切應力分布表現(xiàn)為剪切載荷試驗機身壁板蒙皮剪切應力分布,即機身壁板內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗的應力分布是內(nèi)壓試驗和剪切試驗應力分布的疊加。內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗機身壁板蒙皮應力分布的特征符合其承受內(nèi)壓剪切聯(lián)合載荷的力學特性。

圖8 內(nèi)壓剪切試驗蒙皮應力分布Fig.8 Stress distribution of skin under combined internal pressure and shear load test

內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗蒙皮理論應力與試驗應力對比如表4所示,可以看出,機身壁板內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗的試驗應力大小是內(nèi)壓載荷試驗和剪切載荷試驗試驗應力大小的疊加,但理論應力與試驗應力的誤差較單獨載荷工況的誤差略有增大。

表4 內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗蒙皮理論應力與試驗應力對比Table 4 Comparison between test stress and theoretic results of skin for combined internal pressure and shear load test

從圖6～圖8可以看出, 內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗蒙皮實測應力的分布精密度較內(nèi)壓試驗和剪切試驗蒙皮實測應力的分布精密度略微變差,采用應力精密度進一步表征試驗實測應力分布的集中程度,如式(5)所示[21]。

(5)

式(5)中:Pr為精密度;Sd為標準差;Me為均值。

內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗蒙皮周向應力和縱向應力與內(nèi)壓試驗蒙皮周向應力和縱向應力的對比如表5所示;內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗蒙皮剪切應力與剪切試驗蒙皮剪切應力對比如表5所示。從表5可以看出,內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗蒙皮實測應力的精密度較內(nèi)壓試驗和剪切試驗蒙皮實測應力的精密度變差,這種精密度變化與承受內(nèi)壓載荷和剪切載荷時,機身壁板的變形方向有關(guān)。

表5 蒙皮周向應力、縱向應力和剪切應力對比Table 5 Comparison of hoop stress, axial stress and shear stress

4.4 試驗件變形疊加

機身壁板承受內(nèi)壓載荷時,蒙皮連同長桁一起沿機身壁板外法線方向膨脹變形,如圖9所示,大部分內(nèi)壓載荷由蒙皮周向張力所承受,余下部分則由長桁和蒙皮傳給隔框,產(chǎn)生框的周向張力[22]。

圖9 內(nèi)壓載荷試驗機身壁板外法線方向的變形Fig.9 Outer normal direction deformation of the fuselage panel under internal pressure load

機身壁板承受剪切載荷時,蒙皮連同長桁一起沿機身壁板內(nèi)法線方向向內(nèi)變形,如圖10所示,大部分剪切載荷由蒙皮所承受,一部分剪切載荷由蒙皮傳遞給長桁,產(chǎn)生長桁的軸向載荷,長桁和蒙皮聯(lián)合在一起傳給隔框很小一部分剪切載荷。

圖10 剪切試驗機身壁板內(nèi)法線方向的變形Fig.10 Normal direction deformation of the fuselage panel under shear load

內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗時,由于剪切載荷試驗機身壁板外法線變形和內(nèi)壓載荷試驗機身壁板外法線變形的相互疊加,導致機身壁板沿內(nèi)法線變形較單獨剪切載荷試驗時小,沿外法線變形較單獨內(nèi)壓試驗時小,因此內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗蒙皮的周向應力、縱向應力和剪切應力與理論應力的誤差略微增大,分布精密度也變差。

5 結(jié)論

通過3種工況地面強度試驗得出以下結(jié)論。

(1)D夾具很好地模擬了承受內(nèi)壓剪切聯(lián)合載荷機身壁板的邊界條件,通過充氣的方式施加內(nèi)壓載荷、通過扭轉(zhuǎn)單閉室盒段的方式施加剪切載荷可有效施加機身壁板內(nèi)壓剪切聯(lián)合載荷。

(2)機身壁板內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗蒙皮應力水平和應力分布是內(nèi)壓試驗和剪切試驗蒙皮應力水平和應力分布的疊加。但由于內(nèi)壓載荷作用下機身壁板外法線方向的變形和剪切載荷作用下機身壁板內(nèi)法線方向的變形的相互疊加,導致內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗中試驗應力與理論應力較單獨載荷工況的誤差略微增大,應力分布精密度也略微變差。