飛機(jī)結(jié)構(gòu)平面應(yīng)力狀態(tài)疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)

黃旌，王行江，魏東

（空軍第一航空學(xué)院航空機(jī)械工程系，河南信陽(yáng)464000）

飛機(jī)結(jié)構(gòu)平面應(yīng)力狀態(tài)疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)

黃旌，王行江，魏東

（空軍第一航空學(xué)院航空機(jī)械工程系，河南信陽(yáng)464000）

在對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控研究過(guò)程中的結(jié)構(gòu)受力形式、應(yīng)力應(yīng)變形式等分析基礎(chǔ)上，針對(duì)傳統(tǒng)試驗(yàn)手段存在的缺點(diǎn)，設(shè)計(jì)、制作了“飛機(jī)結(jié)構(gòu)平面應(yīng)力狀態(tài)疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)”，為材料的平面應(yīng)力狀態(tài)測(cè)試或相應(yīng)傳感器的測(cè)試、標(biāo)定提供方便、可靠的平臺(tái)。

健康監(jiān)控；平面應(yīng)力；懸臂梁

戰(zhàn)斗機(jī)在使用過(guò)程中，具有使用環(huán)境惡劣、工況復(fù)雜、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)安全儲(chǔ)備小的特點(diǎn)。在受各種載荷的作用以及自然條件的影響下，機(jī)體結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和剛度會(huì)逐漸降低，有可能出現(xiàn)變形、裂紋等損傷故障。若主承力結(jié)構(gòu)發(fā)生的嚴(yán)重?fù)p傷不能被及時(shí)發(fā)現(xiàn)并得以修復(fù)，往往會(huì)導(dǎo)致災(zāi)難性的后果。為及時(shí)發(fā)現(xiàn)機(jī)體結(jié)構(gòu)的損傷情況，實(shí)現(xiàn)單機(jī)壽命的有效控制和管理，美國(guó)空軍在先進(jìn)的F-22和F-35戰(zhàn)斗機(jī)上均裝備了用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)監(jiān)測(cè)的光纖系統(tǒng)[1]，將光纖傳感器敷設(shè)于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵、危險(xiǎn)部位，準(zhǔn)確記錄各部位的疲勞損傷程度[2]。

在采用光纖傳感對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)研究過(guò)程中，開(kāi)展上機(jī)試驗(yàn)之前的主要技術(shù)工作之一就是“以部件/功能模塊為載體通過(guò)典型模擬環(huán)境驗(yàn)證”，這就要求設(shè)計(jì)、構(gòu)建的試驗(yàn)環(huán)境能達(dá)到“典型模擬環(huán)境能體現(xiàn)一定的使用環(huán)境要求”[3]。因此本文在對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)光纖結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控研究過(guò)程中結(jié)構(gòu)受力形式、應(yīng)力應(yīng)變形式等分析的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)、制作了“飛機(jī)結(jié)構(gòu)平面應(yīng)力狀態(tài)疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)”試驗(yàn)平臺(tái)，以滿足試驗(yàn)研究需要，為光纖傳感技術(shù)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)中的應(yīng)用研究提供了部分方法手段和技術(shù)基礎(chǔ)。

1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)受力特點(diǎn)及試驗(yàn)需求分析

飛機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，但在設(shè)計(jì)中，由于減重要求苛刻，承力結(jié)構(gòu)形式基本上均為梁、墻、框、桁、壁板、肋等結(jié)構(gòu)。下面由繁到簡(jiǎn)依次分析其各結(jié)構(gòu)類(lèi)型的受力特點(diǎn)及應(yīng)力、應(yīng)變狀態(tài)。

梁是飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主要承載部附件，以某型飛機(jī)為例，其機(jī)翼主梁約承擔(dān)機(jī)翼總彎矩的78%、總剪力的40%，可見(jiàn)對(duì)梁的關(guān)鍵點(diǎn)應(yīng)力、應(yīng)變監(jiān)測(cè)在飛機(jī)單機(jī)壽命監(jiān)控中的重要性。梁的結(jié)構(gòu)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(dān)彎矩引起的拉、壓力，剪力主要由腹板承擔(dān)，因此其應(yīng)力狀態(tài)主要形式為上、下緣條為單向應(yīng)力狀態(tài)，腹板為平面應(yīng)力狀態(tài)。墻、框等結(jié)構(gòu)形式與梁類(lèi)似，也可把體積較大、形式較復(fù)雜的墻、框通過(guò)在結(jié)構(gòu)構(gòu)成方面分解，而得到單向和平面應(yīng)力狀態(tài)。桁結(jié)構(gòu)在飛機(jī)使用過(guò)程中主要承受拉、壓力，其相應(yīng)的為單向應(yīng)力狀態(tài)。壁板為薄板結(jié)構(gòu)，在使用過(guò)程中主要承擔(dān)其它結(jié)構(gòu)傳遞過(guò)來(lái)的剪力，在剪力作用下，處于平面應(yīng)力狀態(tài)。肋結(jié)構(gòu)中的加強(qiáng)肋主要承擔(dān)扭矩，因此也為平面應(yīng)力狀態(tài)。

通過(guò)以上分析可知，在“以部件/功能模塊為載體通過(guò)典型模擬環(huán)境驗(yàn)證”時(shí)，需要模擬飛機(jī)在使用中的應(yīng)力、應(yīng)變狀態(tài)，即單向應(yīng)力狀態(tài)和平面應(yīng)力狀態(tài)，其中應(yīng)以較復(fù)雜的平面應(yīng)力狀態(tài)測(cè)試為主，并能實(shí)現(xiàn)單向應(yīng)力狀態(tài)測(cè)試。

2 傳統(tǒng)試驗(yàn)方法特點(diǎn)分析

傳統(tǒng)的試驗(yàn)加載方法是采用通用的萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)或疲勞試驗(yàn)機(jī)加載，這兩類(lèi)試驗(yàn)設(shè)備較為通用常見(jiàn)，可有效降低試驗(yàn)成本和難度，但對(duì)于這些通用的試驗(yàn)設(shè)備，其加載的可控制性、針對(duì)性都不理想。如果使用一般的萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)試驗(yàn)，一方面在對(duì)光纖傳感器標(biāo)定、測(cè)試時(shí)，施加的是位移載荷，且為非靜態(tài)載荷，載荷大小不方便準(zhǔn)確控制，不便于標(biāo)定、測(cè)試；另一方面，當(dāng)需要對(duì)材料進(jìn)行疲勞試驗(yàn)時(shí)，萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)不方便施加疲勞載荷。如果使用疲勞試驗(yàn)機(jī)試驗(yàn)，雖然循環(huán)疲勞外載荷容易實(shí)現(xiàn)，但對(duì)材料不方便復(fù)現(xiàn)平面應(yīng)力狀態(tài)，且無(wú)法施加靜載荷以對(duì)光纖傳感器標(biāo)定、測(cè)試。

3 系統(tǒng)功能需求分析

經(jīng)過(guò)以上飛機(jī)結(jié)構(gòu)受力特點(diǎn)、系統(tǒng)功能需求分析及傳統(tǒng)試驗(yàn)、加載手段特點(diǎn)的比較分析可知，既需要能模擬飛機(jī)在使用中的應(yīng)力、應(yīng)變狀態(tài)，又能克服傳統(tǒng)的使用萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)或疲勞試驗(yàn)機(jī)加載的不足，設(shè)計(jì)、制作“飛機(jī)結(jié)構(gòu)平面應(yīng)力狀態(tài)疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)”，其功能應(yīng)主要包括以下4點(diǎn)：

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

（2）形成的應(yīng)力狀態(tài)是能逐級(jí)加載、大小可控，直至加載到結(jié)構(gòu)材料本身屈服或破壞，便于對(duì)結(jié)構(gòu)材料性能試驗(yàn)進(jìn)行研究；

（3）能對(duì)該結(jié)構(gòu)材料施加交變載荷，便于研究其動(dòng)態(tài)及疲勞性能；

（4）當(dāng)結(jié)構(gòu)材料等條件是已知時(shí)，反過(guò)來(lái)也能通過(guò)該裝置對(duì)傳感器的性能測(cè)試及標(biāo)定等。

其性能指標(biāo)主要有靜載時(shí)的平面應(yīng)力狀態(tài)的大小、主應(yīng)力的方向等，施加疲勞載荷時(shí)的最大應(yīng)力、最小應(yīng)力、平均應(yīng)力、幅值比、頻率、循環(huán)次數(shù)等。

4 系統(tǒng)設(shè)計(jì)及實(shí)現(xiàn)

本試驗(yàn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)思路是以懸臂梁為基礎(chǔ)，在梁的末端安裝托盤(pán)，在托盤(pán)上通過(guò)砝碼對(duì)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)靜態(tài)加載，以保證所施加靜態(tài)載荷的準(zhǔn)確性；在懸臂梁的上表面附加安裝座，根據(jù)飛機(jī)各部分、各結(jié)構(gòu)材料、結(jié)構(gòu)形式不同，選取相應(yīng)的材料，并加工成合適尺寸的測(cè)試板安裝在懸臂梁上，測(cè)試板在梁載荷作用下產(chǎn)生主應(yīng)力方向的平面應(yīng)力；梁上由于有安裝座的支撐，測(cè)試板到梁中性層的距離較遠(yuǎn)，因此梁上的載荷傳遞到被測(cè)試板上的應(yīng)力及相應(yīng)的應(yīng)變具有放大作用，可在保證裝置本身結(jié)構(gòu)安全的情況下，對(duì)被測(cè)試板施加較大的載荷直到其屈服或破壞；安裝座與測(cè)試板間通過(guò)螺栓固定，便于根據(jù)需要方便更換被測(cè)材料以對(duì)不同的材料進(jìn)行測(cè)試；在懸臂梁的末端安裝帶離心振子的電機(jī)及相應(yīng)的電機(jī)調(diào)速器，偏心電機(jī)工作時(shí)配合砝碼，即可實(shí)現(xiàn)指定頻率的動(dòng)態(tài)載荷，從而達(dá)到對(duì)測(cè)試板疲勞試驗(yàn)測(cè)試的目的。系統(tǒng)的設(shè)計(jì)效果圖如圖1所示。

圖1 試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)效果圖

試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)、實(shí)現(xiàn)過(guò)程如下：

系統(tǒng)主要結(jié)構(gòu)由4部分組成：（1）懸臂梁一套，包括等強(qiáng)度梁一個(gè)、底座一個(gè)、支架一個(gè)、若干固定配件等等；（2）靜態(tài)加載模塊一套，包括加載砝碼一組，掛鉤及托盤(pán)等等；（3）動(dòng)態(tài)加載模塊一套，包括帶離心振子的電機(jī)一個(gè)、電機(jī)調(diào)速器一個(gè)、若干安裝固定配件等等；（4）測(cè)試板模塊一套，包括安裝座一組，各種材料測(cè)試板等等。

（1）系統(tǒng)的主體為等強(qiáng)度懸臂梁，采用普通結(jié)構(gòu)鋼，梁的形式為梯形加矩形，主體部分長(zhǎng)1150 mm，為梯形結(jié)構(gòu)，在加載使懸臂梁各個(gè)橫截面上表面的應(yīng)力、應(yīng)變沿軸向?yàn)閱蜗驊?yīng)力，且大小相等；左端為了便于固定，為矩形，通過(guò)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(shí)支撐，防止其長(zhǎng)期在非測(cè)試狀態(tài)變形損壞。懸臂梁的結(jié)構(gòu)如圖2所示。底座在4個(gè)角部各自使用可調(diào)節(jié)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(yàn)系統(tǒng)懸臂梁頂試圖

（2）靜態(tài)加載模塊的加載砝碼采用不銹鋼，通過(guò)帶掛鉤的托盤(pán)懸吊在加載點(diǎn)的下部對(duì)懸臂梁加載，通過(guò)增減砝碼對(duì)懸臂梁逐級(jí)施加靜態(tài)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(duì)懸臂梁中性層的上、下部分各自產(chǎn)生拉應(yīng)力、壓應(yīng)力，其最大應(yīng)力分別為上、下表面，且在上、下表面的應(yīng)力狀態(tài)為單向應(yīng)力狀態(tài)。試驗(yàn)系統(tǒng)靜態(tài)加載模塊如圖3所示。

圖3 試驗(yàn)系統(tǒng)加載模塊圖

（3）動(dòng)態(tài)加載模塊中的離心振子電機(jī)通過(guò)安裝固定配件安裝在懸臂梁的加載點(diǎn)上部，不用時(shí)可以方便拆卸，并通過(guò)電機(jī)調(diào)速器實(shí)現(xiàn)對(duì)電機(jī)開(kāi)關(guān)控制和對(duì)電機(jī)速度的控制。當(dāng)離心振子電機(jī)旋轉(zhuǎn)時(shí)，由于離心振子的作用，會(huì)對(duì)梁產(chǎn)生與電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)速度相等頻率的周期性動(dòng)態(tài)載荷，動(dòng)態(tài)載荷的大小由離心振子電機(jī)決定，頻率由控制器控制決定，并且在施加動(dòng)態(tài)載荷時(shí)，還可配合靜態(tài)加載砝碼實(shí)現(xiàn)不同形式的載荷。

（4）測(cè)試板通過(guò)螺栓、墊片保持與懸臂梁平面平行安裝在4個(gè)安裝座上，此時(shí)對(duì)懸臂梁加載，即可在測(cè)試板表面產(chǎn)生相應(yīng)的應(yīng)力、應(yīng)變，測(cè)試板在遠(yuǎn)離4個(gè)安裝座的部位，應(yīng)力狀態(tài)為典型平面應(yīng)力狀態(tài)，且應(yīng)力主方向?yàn)榉謩e為沿梁的軸向和梁的橫向，在使用中，如果需要對(duì)單向應(yīng)力－應(yīng)變測(cè)試，只需沿著梁的軸線方向敷設(shè)傳感器或測(cè)試，即可得到單向應(yīng)力－應(yīng)變狀態(tài)；如果傳感器的敷設(shè)方向或測(cè)試方向不是沿平行著梁的軸線方向即可得到平面應(yīng)力－應(yīng)變狀態(tài)，并且平面應(yīng)力狀態(tài)和測(cè)試方向與梁軸線間夾角有關(guān)。

安裝座具有一定的高度，測(cè)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(jù)力學(xué)原理，傳遞到測(cè)試板上的應(yīng)力、應(yīng)變要大于懸臂梁上的最大應(yīng)力、應(yīng)變，這樣，即測(cè)試板的應(yīng)力、應(yīng)變相對(duì)于懸臂梁有了放大作用，在使用時(shí)可以通過(guò)對(duì)懸臂梁加載直到測(cè)試板屈服或破壞，而懸臂梁及裝置本身仍然完好，其具體應(yīng)力、應(yīng)變值可以通過(guò)計(jì)算分析或有限元分析得到，或可通過(guò)標(biāo)準(zhǔn)傳感器測(cè)試得到；同理當(dāng)測(cè)試板材料等條件已知時(shí)也可對(duì)相關(guān)傳感器進(jìn)行測(cè)試即標(biāo)定。試驗(yàn)系統(tǒng)測(cè)試板如圖4所示。

圖4 試驗(yàn)系統(tǒng)測(cè)試板圖

5 結(jié)束語(yǔ)

本文設(shè)計(jì)并制作的“飛機(jī)結(jié)構(gòu)平面應(yīng)力狀態(tài)疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)”有力的支撐了相關(guān)項(xiàng)目、課題的研究，并在課題實(shí)施過(guò)程中得到了測(cè)試、驗(yàn)證[4]，通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證可知與傳統(tǒng)測(cè)試設(shè)備及方法相比，本系統(tǒng)具有以下功能及優(yōu)點(diǎn)[5]：

（1）可方便在測(cè)試板上產(chǎn)生準(zhǔn)確可控的靜態(tài)平面應(yīng)力，直到測(cè)試板材料本身屈服或破壞（>2000 με），克服了萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)等傳統(tǒng)設(shè)備施加位移載荷不便于準(zhǔn)確試驗(yàn)的問(wèn)題；

（2）可施加疲勞載荷，并根據(jù)需要控制調(diào)節(jié)疲勞載荷的大小、周期等，解決了疲勞試驗(yàn)機(jī)使用標(biāo)準(zhǔn)試件不便于實(shí)現(xiàn)平面應(yīng)力；

（3）可由需要方便更換測(cè)試板尺寸、材料等，根據(jù)課題研究可選取不同飛機(jī)相關(guān)材料進(jìn)行性能測(cè)試研究；

（4）如果測(cè)試板材料已知，結(jié)合分析計(jì)算和標(biāo)準(zhǔn)傳感器，可對(duì)平面應(yīng)變傳感器如電阻應(yīng)變片、光纖傳感器等進(jìn)行性能測(cè)試及標(biāo)定等。

[1]常飛，韓慶，尚柏林.光纖技術(shù)在軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控中的研究[J].科學(xué)技術(shù)與工程，2008，8（10）：2641-2644.

[2]尚柏林，宋筆鋒，萬(wàn)方義.光纖傳感器在飛行器結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)中的應(yīng)用[J].光纖與電纜及其應(yīng)用技術(shù)，2008，（3）：7-10.

[3]張?zhí)┓?，孫文勝，張曉華，等.飛機(jī)結(jié)構(gòu)單機(jī)壽命監(jiān)控的幾個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題的研究[J].裝備環(huán)境工程，2011，8（6）：6-9.

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

[5]中國(guó)人民解放軍空軍第一航空學(xué)院.一種用于平面應(yīng)力狀態(tài)疲勞測(cè)試的裝置：中國(guó)，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(yáng)人，講師，碩士，主要研究方向：航空維修工程、測(cè)試教學(xué)與研究。