民用飛機(jī)后機(jī)身全尺寸靜力試驗與有限元分析

朱正義，任宇康

(上海飛機(jī)設(shè)計研究院，上海 201210)

近年來，復(fù)合材料大量應(yīng)用于民用飛機(jī)，以波音787和空客A350為代表的新一代民用飛機(jī)復(fù)合材料用量已超過50%。相對于金屬材料結(jié)構(gòu)，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)性能受制造和環(huán)境影響較大，分析方法成熟度相對較低，目前復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度驗證還需要依賴于大量的試驗[1]。國內(nèi)民用飛機(jī)復(fù)合材料應(yīng)用技術(shù)迅速提高，已經(jīng)取得型號合格證的ARJ21-700飛機(jī)主要在翼梢小翼、方向舵、翼身整流罩、雷達(dá)罩等部位使用了復(fù)合材料[2]。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度試驗是通過給試驗件施加靜態(tài)載荷的方法研究和驗證飛機(jī)結(jié)構(gòu)在靜載荷作用下的強(qiáng)度特性[3]。結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度研究有分析和試驗兩種方法，它們相輔相成，試驗結(jié)果可作為結(jié)構(gòu)強(qiáng)度性能的依據(jù)，同時可為建立精確的分析模型提供數(shù)據(jù)支持[4]。劉佳[5]針對某民用飛機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)特點和受載形式，設(shè)計了相應(yīng)的靜力試驗方案；鄭建軍等[6]從試驗飛機(jī)支持、試驗加載及控制、試驗測量及監(jiān)控、損傷檢測及狀態(tài)監(jiān)測等方面制定了總體的技術(shù)實現(xiàn)方案；何志全等[7]研究了大型民用飛機(jī)前緣縫翼靜力試驗載荷設(shè)計技術(shù)，提出了基于最小安全裕度原則的試驗基準(zhǔn)載荷篩選方法；劉瑋等[8]開發(fā)了一種機(jī)身載荷施加策略及配套的加載裝置設(shè)計技術(shù),解決了固定杠桿比加載系統(tǒng)難以對不同工況機(jī)身進(jìn)行有效加載的問題。以上學(xué)術(shù)論文研究了民用飛機(jī)靜強(qiáng)度試驗技術(shù)，為本文的研究提供了重要技術(shù)參數(shù)。

民用飛機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)的適航驗證可以通過理論分析和試驗來共同表明符合性，因此對某型飛機(jī)后機(jī)身部段進(jìn)行全尺寸試驗驗證和理論分析具有重要工程意義。

1 后機(jī)身簡介

某大型民用飛機(jī)復(fù)合材料后機(jī)身為平尾、垂尾及后壓力框支持結(jié)構(gòu)，分為前段、后段兩個分段，后機(jī)身結(jié)構(gòu)采用常規(guī)的半硬殼式結(jié)構(gòu)，尾椎結(jié)構(gòu)中未布置長桁，從后壓力框結(jié)構(gòu)到尾錐后端框結(jié)構(gòu)共布置12個框段。后機(jī)身結(jié)構(gòu)分段圖如圖1所示，其中平尾懸掛框為前、后段分離面。

圖1 后機(jī)身結(jié)構(gòu)分段圖

2 試驗支持和試驗加載

2.1 試驗支持

后機(jī)身全尺寸試驗采用全機(jī)支持方式，即對前起落架約束垂向位移，對左、右主起落架約束垂向位移和航向位移，對左起落架約束側(cè)向位移，約束狀態(tài)如圖2所示。

圖2 試驗約束狀態(tài)

2.2 試驗加載

試驗采用膠布帶杠桿系統(tǒng)、雙層地板梁、假件接頭加載等加載方式。垂尾側(cè)向、垂向及后機(jī)身垂向、側(cè)向載荷通過膠布帶杠桿系統(tǒng)加載，如圖3所示。機(jī)身垂向載荷通過機(jī)身地板梁加載裝置加載，雙層地板結(jié)構(gòu)加載系統(tǒng)能夠更真實地模擬機(jī)身客載和商載。平尾垂向、側(cè)向載荷在相應(yīng)加載接頭上施加，由于平尾為靜定結(jié)構(gòu)，本文通過假件模擬來獲取平尾傳遞的真實載荷。

圖3 膠布帶-杠桿系統(tǒng)加載示意圖

2.3 試驗設(shè)備

試驗加載設(shè)備采用液壓作動筒和測力傳感器。對每一級載荷值，均滿足力控加載點動態(tài)誤差不大于2.5%Pmax，靜態(tài)誤差不大于1.0%Pmax，Pmax為最大加載載荷。

應(yīng)變片采用BE系列應(yīng)變片，其精度等級為A級。位移傳感器采用電流型拉繩式/拉桿式位移傳感器，其允許誤差不大于0.5%FS，F(xiàn)S為位移測量值。試驗數(shù)據(jù)采集使用HBM、ST18數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其精度為1%。

所有在試驗過程中使用到的位移傳感器、測力傳感器、MTSFlexTest200試驗加載控制系統(tǒng)、HBM、ST18數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)等設(shè)備均經(jīng)過校準(zhǔn)、檢定，在有效期內(nèi)使用，且具有合格證。

3 后機(jī)身全尺寸試驗

3.1 試驗工況、載荷

某大型民用飛機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)的載荷來源主要為飛機(jī)垂尾與平尾載荷，后機(jī)身結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度考核工況需要通過載荷篩選來進(jìn)行確認(rèn)。

根據(jù)飛機(jī)側(cè)向剪力累計包線、機(jī)身側(cè)向彎矩包線和機(jī)身扭矩包線來篩選機(jī)身側(cè)向嚴(yán)重工況。側(cè)向剪力包線如圖4所示，機(jī)身側(cè)向彎矩包線如圖5所示，機(jī)身扭矩包線如圖6所示。

圖4 后機(jī)身側(cè)向剪力包線

圖5 后機(jī)身側(cè)向彎矩包線

圖6 后機(jī)身扭矩包線

根據(jù)飛機(jī)垂向剪力累計包線、機(jī)身垂向彎矩包線篩選出后機(jī)身垂向嚴(yán)重工況。垂向剪力包線如圖7所示，垂向彎矩包線如圖8所示。

圖7 后機(jī)身垂向剪力包線

圖8 后機(jī)身垂向彎矩包線

經(jīng)過包線綜合篩選，得到后機(jī)身結(jié)構(gòu)的側(cè)向嚴(yán)重工況和垂向嚴(yán)重工況分別為機(jī)動平衡工況和發(fā)動機(jī)失效工況。

機(jī)動平衡工況的主要載荷為平尾載荷，其試驗載荷見表1，表中X,Y,Z分別為載荷的作用坐標(biāo)，F(xiàn)x,Fy,Fz分別為逆航向、側(cè)向、垂向載荷。

表1 機(jī)動平衡工況平尾載荷

發(fā)動機(jī)失效工況的主要載荷為垂尾載荷，其試驗載荷見表2。

表2 發(fā)動機(jī)失效工況垂尾載荷

3.2 試驗狀態(tài)理論分析

根據(jù)試驗加載點載荷進(jìn)行了試驗狀態(tài)的有限元模擬分析，在有限元模型中，后機(jī)身所有壁板蒙皮均簡化為殼單元，長桁簡化為桿單元。一方面有限元模型可以用于試驗應(yīng)力、位移的預(yù)測，對試驗風(fēng)險進(jìn)行排查；另一方面試驗只能驗證最為典型的嚴(yán)重工況，需要通過全尺寸試驗和理論分析的對比進(jìn)行有限元模型建模的驗證，驗證后的模型和計算方法可以用于進(jìn)行全面的工況分析。后機(jī)身有限元模型如圖9所示，有2 741個節(jié)點，5 406個單元。

圖9 后機(jī)身有限元模型

經(jīng)過計算得到機(jī)動平衡工況的位移如圖10所示，Von Mises應(yīng)力如圖11所示。

圖10 機(jī)動平衡工況位移

圖11 機(jī)動平衡工況Von Mises應(yīng)力

經(jīng)過計算得到發(fā)動機(jī)失效工況的位移如圖12所示，Von Mises應(yīng)力如圖13所示。

圖12 發(fā)動機(jī)失效工況位移結(jié)果

圖13 發(fā)動機(jī)失效工況Von Mises應(yīng)力結(jié)果

3.3 試驗與分析結(jié)果對比

機(jī)動平衡工況試驗數(shù)據(jù)與有限元分析數(shù)據(jù)對比結(jié)果如圖14所示。位移測量點布置均為后機(jī)身部段垂向測量點。

圖14 機(jī)動平衡工況位移對比

發(fā)動機(jī)失效工況試驗數(shù)據(jù)與有限元分析數(shù)據(jù)對比結(jié)果如圖15所示。位移測量點布置均為垂尾側(cè)向測量點。

圖15 發(fā)動機(jī)失效工況位移對比

機(jī)動平衡工況為垂向嚴(yán)重工況，后機(jī)身前段復(fù)合材料壁板為受力嚴(yán)重部件，復(fù)材壁板的試驗測量應(yīng)變和有限元分析值的對比如圖16所示。

圖16 工況應(yīng)變數(shù)據(jù)對比

發(fā)動機(jī)失效工況為側(cè)向嚴(yán)重工況，后機(jī)身前段垂尾連接框為受力嚴(yán)重部件，垂尾連接框的試驗測量應(yīng)變和有限元分析值的對比如圖17所示。

圖17 發(fā)動機(jī)失效工況應(yīng)變數(shù)據(jù)對比

4 結(jié)束語

本文提出了一套民用飛機(jī)后機(jī)身大部段試驗方案，對后機(jī)身嚴(yán)重工況按飛機(jī)的包線進(jìn)行了載荷篩選，確定了后機(jī)身結(jié)構(gòu)的垂向嚴(yán)重工況為機(jī)動平衡工況，側(cè)向嚴(yán)重工況為發(fā)動機(jī)失效工況。有限元分析和試驗測量結(jié)果對比可知，位移的誤差在3%以內(nèi)，應(yīng)變的誤差在10%以內(nèi)，表明建立的有限元模型較為合理，經(jīng)過試驗驗證的有限元模型可用于飛機(jī)的強(qiáng)度分析和優(yōu)化設(shè)計。