飛機平尾升降舵接頭耳片承載能力分析與試驗

陳秀華　匡國強　汪　?！铠P鵬

摘 要：為給飛機平尾升降舵接頭耳片極限承載能力試驗提供參考依據(jù)，指導(dǎo)試驗方案設(shè)計，采用非線性有限元法，將運動約束和節(jié)點力作為邊界條件直接施加在產(chǎn)生接觸的節(jié)點上，將加載棒作為剛體，將耳片作為變形體，運用MSC Patran和MSC Marc分析某飛機平尾升降舵鉸鏈接頭耳片在軸向0°，斜向45°和橫向90° 3個方向的承載能力，并給出對應(yīng)的極限承載能力和應(yīng)力分布情況，用于指導(dǎo)試驗加載方案和應(yīng)變片布置. 通過接頭耳片有限元計算得到的載荷—位移曲線與試驗曲線大致吻合，預(yù)測出的試件破壞最大應(yīng)力值和最易破壞部位與試驗結(jié)果也相符合.

關(guān)鍵詞：飛機平尾；升降舵；接頭耳片；承載能力；非線性有限元；MSC Patran；MSC Marc

中圖分類號：V214.1；TU312；TB115

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

Test and analysis on load bearing capability of hinge lug of aircraft horizontal stabilizer elevator

CHEN Xiuhua琣，KUANG Guoqiang琤，WANG Hai琣，YANG Fengpeng琤

(a. Institute of Aerospace Sci. & Tech.；b. School of Naval Architecture，Ocean & Civil Eng.，

Shanghai Jiaotong Univ.，Shanghai 200240，China)

Abstract：To offer references for load bearing capability tests of hinge lug of aircraft horizontal stabilizer elevator and guidelines for the design of test solution，the nonlinear finite element method is adopted. The kinematic constraint and nodal forces are taken as boundary conditions which are applied to the nodes that generate contact directly，the load stick is taken as rigid body，the hinge lugs are taken as deformable body，MSC Patran and MSC Marc are used to analyze the load bearing capability for the hinge lugs of an aircraft horizontal stabilizer elevator in 0°，45° and 90° direction，and the extreme load bearing capability and stress distribution of the three directions are respectively obtained to instruct the test load solution and the layout of strain slices. The load-displacement curves obtained by the finite element computation on lugs are almost in line with the one obtained by the tests. Then the largest stress value and the most vulnerable damage parts are predicted and match the results obtained by the tests.

Key words：aircraft horizontal stabilizer；elevator；hinge lug；load bearing capability；nonlinear finite element；MSC Patran；MSC Marc

0 引 言

耳片連接件是飛機結(jié)構(gòu)中重要的承力構(gòu)件.由于受力狀態(tài)復(fù)雜，耳片極易產(chǎn)生破壞失效.為分析和測定厚板機加而成的鋁合金耳片的許用載荷，考核耳片各個方向的承載能力，驗證平尾升降舵鉸鏈接頭耳片的靜強度，為適航合格審定提供依據(jù).同時，針對ARJ21—700飛機平尾升降舵鉸鏈接頭耳片試驗件進(jìn)行極限承載能力分析和試驗.[1]

耳片連接件雖然結(jié)構(gòu)形式簡單，但耳孔周圍應(yīng)力狀態(tài)復(fù)雜.通過銷栓給耳片傳遞載荷時，隨著載荷的增加，耳孔和銷栓的接觸由線接觸變化到1/2個銷栓的面接觸，螺栓和耳孔內(nèi)表面的傳力過程為接觸應(yīng)力問題.連接件通過銷栓向耳片傳遞載荷，在耳片極限承載能力試驗中，由于施加載荷超出鋁合金的線彈性變化范圍，鋁合金進(jìn)入塑性屈服階段.因此，耳片試驗件的強度分析是包含材料非線性的接觸問題，通過大型通用有限元分析軟件MSC Patran和MSC Marc進(jìn)行數(shù)值模擬指導(dǎo)試驗，分別對耳片試驗件進(jìn)行軸向0°，斜向45°和橫向90°的極限承載能力進(jìn)行分析.

1 試驗概況

1.1 試驗件形式

為測定由厚板機加而成的鋁合金耳片的極限承載能力，對平尾升降舵鉸鏈接頭進(jìn)行軸向載荷、橫向載荷和斜向載荷試驗測試.平尾升降舵鉸鏈接頭試驗件形式見圖1.

圖 1 平尾升降舵鉸鏈接頭試驗件形式

1.2 試驗測量裝置

試驗采用美國制造的MTS 880材料試驗系統(tǒng)(Material Test System，MTS).性能指標(biāo)：軸向最大靜態(tài)載荷值為±500 kN；軸向LVDT線性位移傳感器位移為±100 mm；試驗機精度為0.5級.

1.3 試驗加載方案

圖2給出詳細(xì)的應(yīng)變片布置點位置和載荷施加方向，其中將沿著軸向定義為0°，沿著橫向定義為90°，0°與90°之間的斜向外載定義為45°.相應(yīng)的應(yīng)變片布置見圖2.[2]

(a)

(b)

(c)

圖 2 試驗件應(yīng)變片布置和加載方向示意圖

在試驗前載荷初始施加15%的理論極限載荷，符合試驗條件時再進(jìn)行試驗.每次加載步長為5%，載荷施加到67%以后載荷步長變?yōu)?%，直到試件被拉斷.加載速率為每分鐘5%理論極限載荷值.

1.4 試驗現(xiàn)象及結(jié)果

在軸向拉伸過程中(0°載荷)，試件都是沿著B和D兩點首先被破壞(B和D兩點位置見圖2).在橫向拉伸過程中(90°載荷)，試件破壞點首先出現(xiàn)在受力點沿著C點方向大約45°位置點.在斜向拉伸中(45°載荷)，試件破壞點出現(xiàn)在A點沿著受力點方向大約90°位置點，即B點或D點.

2 有限元分析

2.1 接觸問題描述

接觸是邊界條件高度非線性的復(fù)雜問題，需要準(zhǔn)確追蹤接觸前多個物體的運動以及接觸后這些物體之間的相互作用.這里選用直接約束法處理接觸問題，追蹤物體的運動軌跡；探測接觸的發(fā)生，將接觸所需的運動約束和節(jié)點力作為邊界條件直接施加在產(chǎn)生接觸的節(jié)點上.在建模過程中，因加載棒彈性模量比較大，故將其近似作為剛體考慮；而耳片作為變形體考慮.定義加載棒與耳片相鄰面為接觸面；定義剛體中心為參考點，給定位移描述剛體的運動.

2.2 模型簡化

整個耳片包含如圖1所示的右側(cè)圓環(huán)、中間的梯臺過渡段和左側(cè)的連接部分.重點考察部位是耳片圓環(huán)部分的承載能力，因此對非主承力結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡化.建立如圖3所示的有限元模型.

圖 3 耳片有限元實體模型

整個模型采用接觸分析進(jìn)行模擬計算.耳片用8節(jié)點六面體單元模擬，共2 400個單元，銷栓同樣用8節(jié)點六面體單元模擬，共2 304個單元，整個試驗件模型共4 704個單元.定義耳片內(nèi)孔為彈性接觸體單元、銷栓外表面為剛體接觸單元，圖中圓圈部分均為接觸單元.

2.3 材料本構(gòu)關(guān)系的選取

隨著載荷的增加，材料進(jìn)入塑性屈服階段.采用線性強化模型的應(yīng)力—應(yīng)變曲線描述材料本構(gòu)方程.材料(鋁合金7050—T7451)的屈服強度為427 MPa，破壞強度為522 MPa；強化切線模量為0.1E.[3]

2.4 邊界條件和加載方式

模型的邊界條件應(yīng)根據(jù)實際試驗情況而定.試驗中，耳片左側(cè)被完全固定在儀器上，在耳片左端施加固支約束，約束x，y，z 3個方向位移；試驗時加載棒的移動方向和距離是可控的.因此，通過在中間圓周區(qū)域單元上施加0°，45°和90°方向強制位移[4，5]來模擬試驗過程.

3 有限元計算結(jié)果比較

3.1 應(yīng)力云圖

圖4~6給出試驗件分別在0°，45°和90°方向受載時，有限元計算的應(yīng)力云圖及相應(yīng)的破壞試驗件照片.

(a)應(yīng)力云圖

(b)拉伸破壞后的試件

圖 4 試驗件沿0°方向加載的最終變形和最大應(yīng)力結(jié)果

(a)應(yīng)力云圖

(b)拉伸破壞后的試件

圖 5 試驗件沿45°方向加載的最終變形和最大應(yīng)力結(jié)果

(a)應(yīng)力云圖

(b)拉伸破壞后的試件

圖 6 試驗件沿90°方向加載的最終變形和最大應(yīng)力結(jié)果

采用有限元軟件分析3種不同加載方向受力情況，試件破壞時的最大主應(yīng)力在520 MPa左右.最大主應(yīng)力出現(xiàn)的位置正好與試驗中斷口位置相吻合，能有效指導(dǎo)試驗規(guī)劃.

3.2 載荷—位移曲線圖

圖7給出耳片在3個方向試驗和有限元計算值的載荷—位移曲線圖.從圖中可以看出：耳片的有限元計算曲線與試驗的全過程曲線大體一致，線性段的變化趨勢一致.雖然試驗值的曲線線性段斜率偏小，但試驗最關(guān)心的極限承載能力，兩者結(jié)果十分接近；除90°的誤差在13%左右比較大，0°和45°的誤差都在10%以內(nèi)，能夠滿足工程設(shè)計的需要.

(a)0°方向

(b)45°方向

(c)90°方向

圖 7 耳片在3個方向的有限元計算值與試驗值的載荷—位移曲線

計算結(jié)果與試驗結(jié)果誤差的主要原因為：(1)試驗中機夾具裝置與試驗件固定安裝誤差，初始加載時有微小滑移；(2)假設(shè)加載棒為剛性體，忽略加載棒的形變；耳片形變量減小，耳片彈性模量夸大；(3)90°方向受載時，試件受到固支邊界的影響較大，完全固支的簡化偏保守，預(yù)測結(jié)果偏低.

盡管上述原因造成有限元計算與試驗的誤差，但誤差仍在可接受范圍內(nèi).

3.3 試驗與有限元分析結(jié)果比較

表1列出耳片的有限元計算值和試驗測量值的極限強度.從表中可以看出；有限元分析結(jié)果與試驗結(jié)果更為接近，相對于傳統(tǒng)經(jīng)驗公式計算值的預(yù)測精度要高.有限元預(yù)測結(jié)果對0°和45°方向相對誤差小，在10%以內(nèi)；對90°方向的計算誤差較大，超過13%，但仍在工程允許的誤差范圍內(nèi).因此，本方法有應(yīng)用價值.

4 結(jié) 論

(1)耳片在3個方向的承載能力均在90 kN附近，較為相近；耳片的承載能力無方向性，能夠滿足復(fù)雜載荷的設(shè)計要求.

(2)通過有限元模擬試驗全過程，耳片有限元計算出的載荷—位移曲線與試驗的全過程曲線大致吻合，同時預(yù)測出試件破壞最大應(yīng)力值和最易破壞的部位，且與試驗結(jié)果相符合，表明采用的有限元預(yù)測方法有效.

參考文獻(xiàn)：

[1] 《飛機設(shè)計手冊》總編委會. 飛機設(shè)計手冊9——載荷、強度和剛度[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，2001：653-667.

[2] 徐浩，吳存利. 復(fù)合材料副翼試驗仿真及試驗與分析一致性評估[J]. 計算機輔助工程，2006，15(S1)：27-28.

[3] 《飛機設(shè)計手冊》總編委會. 飛機設(shè)計手冊3——材料[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，1997.

[4] 陳火紅. MSC Marc有限元實例分析教程[M]. 北京：機械工業(yè)出版社，2002.

[5] 楊貴春，何鋒，陳茜，等. 基于MSC Marc的空氣彈簧垂向特性有限元分析[J]. 計算機輔助工程，2006，15(S1)：297-299.

(編輯 廖粵新)