飛機壁板復(fù)雜載荷試驗技術(shù)

王彬文，陳向明，鄧凡臣，柴亞南

中國飛機強度研究所 全尺寸飛機結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點實驗室，西安 710065

壁板作為民用飛機機體結(jié)構(gòu)最典型的結(jié)構(gòu)形式，是機體結(jié)構(gòu)的主要承力部件，如機身壁板、機翼壁板、尾翼壁板等。壁板結(jié)構(gòu)通常需要考慮在壓縮與剪切載荷下的穩(wěn)定性問題，以及在各種復(fù)雜載荷下的疲勞與損傷容限問題，壁板試驗在整個積木式驗證過程中占很大比重。

機身壁板結(jié)構(gòu)按其所處的位置一般可分為頂部壁板、底部壁板和側(cè)壁板；機翼壁板、平尾壁板按所處位置分為上壁板和下壁板，而垂尾壁板可分為左右壁板，但受力狀態(tài)與平尾和機翼壁板類似。

壁板結(jié)構(gòu)受力復(fù)雜，機身壁板主要承受拉伸/壓縮、剪切、彎曲和內(nèi)壓載荷；翼面壁板主要承受拉伸/壓縮、剪切和氣動載荷，此外，機翼壁板還承受燃油引起的油壓載荷。在進行壁板強度性能試驗評定時，必須綜合考慮這些復(fù)雜載荷形式，以盡可能模擬壁板結(jié)構(gòu)真實受力狀態(tài)。在過去的幾十年中，由于受試驗技術(shù)所限，通常只能通過筒段、盒段等全尺寸部件結(jié)構(gòu)才能實現(xiàn)復(fù)雜載荷邊界的模擬。但大型機身筒段與機翼、垂尾、平尾盒段制造成本高、生產(chǎn)周期長，如果新機研制過程中所有的壁板選型/選參試驗都采用筒段和盒段等全尺寸試驗件來完成，將給飛機研制帶來巨大的研制成本。因此，近年來國內(nèi)外研究人員與機構(gòu)開展了大量的飛機壁板復(fù)雜載荷試驗技術(shù)研究和試驗裝置研發(fā)，并取得了諸多研究成果，為降低飛機研制成本、加速飛機研制提供了有力保障。

1 飛機壁板結(jié)構(gòu)受力狀態(tài)

1.1 翼面壁板

機翼的外載荷主要包括3類：空氣動力載荷、其他部件/裝載的集中載荷、機翼結(jié)構(gòu)自重。圖1為機翼結(jié)構(gòu)的受力狀態(tài)，由以上3類外載荷所引起的內(nèi)力包括：剪力、彎矩和扭矩。圖1中,軸為航向,軸為展向,軸垂直向上。機翼上下翼面的不同壓力差產(chǎn)生升力，氣動力使機翼承受彎矩和扭矩，并在翼根處達到最大。機翼彎矩則通過上翼面的壓縮載荷，下翼面的拉伸載荷，以及梁腹板的剪切載荷來平衡。一般機翼具有后掠角，在外載作用下將承受較大的扭矩，需通過上下翼面壁板和前后梁形成的閉室承剪來傳遞扭矩，并在機翼根部與中機身承受的彎矩平衡。因而，機翼上壁板通常承受壓剪復(fù)合載荷，結(jié)構(gòu)設(shè)計需充分考慮上壁板的穩(wěn)定性問題。下壁板通常承受拉剪復(fù)合載荷，通?？己似淦诤蛽p傷容限性能。另外，大部分飛機的燃油都存儲于機翼結(jié)構(gòu)中，且具有一定的壓力，在過載作用下，使得機翼壁板在承受面內(nèi)載荷的同時還需承受較大的面外壓力。對于局部壁板來說氣動力屬于小載荷，通常在壁板試驗中將其忽略。水平尾翼與機翼的受力狀態(tài)類似，而垂直尾翼并不產(chǎn)生升力，但會因飛機的偏航產(chǎn)生交大的彎矩。

圖1 機翼壁板受力狀態(tài)Fig.1 Schematic diagram of loads for wing panel

1.2 機身壁板

機身壁板的載荷主要來源于機身結(jié)構(gòu)自重、艙內(nèi)乘員與貨物重量及其慣性載荷，以及艙內(nèi)增壓產(chǎn)生的增壓載荷，圖2為典型機身壁板受力狀態(tài)(圖中坐標系與圖1相同)。

機身承受因結(jié)構(gòu)、艙內(nèi)乘員與貨物引起的彎矩和艙內(nèi)外壓力差Δ產(chǎn)生的軸向/環(huán)向拉伸力，頂部壁板承受彎矩引起的軸向拉力，并沿著壁板環(huán)向截面不斷變化，頂部拉伸正應(yīng)力最高，并向機身兩側(cè)方向逐漸減小。因增壓載荷引起的環(huán)向和軸向拉伸應(yīng)力均勻分布。除此之外，頂部壁板還承受飛機偏航引起機身發(fā)生扭轉(zhuǎn)和彎曲產(chǎn)生的剪切應(yīng)力。底部壁板受載形式與機身頂部壁板類似，只是彎矩引起的軸向載荷由拉伸變?yōu)閴嚎s，其他載荷類型不變。機身頂部和底部壁板受載如圖2(b)所示。

機身側(cè)壁板因彎矩產(chǎn)生不同方向的軸向力，從靠近頂部壁板的拉伸逐漸變化到靠近底部壁板的壓縮。增壓載荷導(dǎo)致側(cè)壁板上產(chǎn)生均勻恒定的軸向和環(huán)向載荷，但因舷窗和艙門等開口的影響，會引起應(yīng)力不均勻的分布。側(cè)壁板除了承受因扭轉(zhuǎn)產(chǎn)生的剪切載荷外，還要承受結(jié)構(gòu)、艙內(nèi)乘員與貨物重力引起的剪切載荷，扭轉(zhuǎn)剪切載荷恒定，而重力引起剪切載荷不斷變化，靠近機翼時達到最大。2種剪切載荷相互疊加后，側(cè)壁板承受著不斷變化的剪切載荷。充壓引起的環(huán)向載荷與頂部/底部壁板相同。圖2(b)給出了機身側(cè)壁板典型受力狀態(tài)。

圖2 機身壁板受力狀態(tài)Fig.2 Schematic diagram of loads for fuselage panel

2 翼面平直壁板試驗技術(shù)研究進展

翼面壁板復(fù)雜載荷試驗通常是通過由上下壁板和2個前后梁假件組成的封閉盒段進行試驗，如圖3所示。通過對盒段施加彎扭載荷實現(xiàn)對上壁板的壓剪復(fù)合和下壁板的拉剪復(fù)合載荷的施加，做密封處理后還可以施加內(nèi)壓。由于盒段下壁板處于拉剪狀態(tài)，而拉伸會提高剪切屈曲載荷，通常是上壁板先失穩(wěn)破壞，下壁板達不到考核目的，造成試驗件的浪費，試驗成本較高。因而，近年來越來越多的研究人員和機構(gòu)開展了大量低成本的壁板復(fù)雜載荷試驗技術(shù)研究。

Cordisco和Abramovich等利用4塊壁板組成的封閉盒段進行了壓扭耦合試驗研究，封閉盒段由2塊含4筋條的大壁板和2塊含1根筋條的小壁板在4個角通過螺栓連接而成，通過對封閉盒子(圖4(a))施加壓縮和扭轉(zhuǎn)載荷，實現(xiàn)壁板的壓剪復(fù)合載荷施加，試驗裝置如圖4(b)。類似地，Bisagni和Cordisco還進行了圓筒的壓/扭及其復(fù)合試驗，研究了加筋壁板在壓剪復(fù)合載荷下的后屈曲承載特性。

Serra等將壁板試驗件用螺栓固定在由2個工字梁組成的箱體的上表面，并在箱體兩端連接2個縱向的盒段用來施加彎曲載荷，在兩端連接面上伸出2個橫梁用來施加扭轉(zhuǎn)載荷，橫梁一端連接作動筒，一邊與地面固定。試驗件處于四點彎曲狀態(tài)，使試驗件只承受面內(nèi)壓縮/拉伸和剪切。為了使施加的彎曲載荷盡可能的小，縱向盒段被設(shè)計得很長。另外，封閉的箱體中還可以充壓，實現(xiàn)面外載荷的施加。該試驗裝置是為驗證復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在復(fù)雜載荷下的建模與分析方法而設(shè)計的，被簡稱為VERTEX(如圖5)，事實上與盒段彎扭試驗并沒有本質(zhì)區(qū)別，其優(yōu)點是可以重復(fù)利用，但試驗件尺寸和加載能力受限，并且由于大量的結(jié)構(gòu)冗余，使得傳進試驗件的載荷無法準確確定。

圖3 盒段彎扭試驗Fig.3 Bending and torsion test of box

圖4 盒段壓扭試驗[24]Fig.4 Closed box compression and torsion test[24]

圖5 VERTEX試驗裝置[29]Fig.5 VERTEX test facilities[29]

美國NASA蘭利研究中心Donald研發(fā)了一套稱為CLTF(Combined Load Test Fixture)的壁板壓剪復(fù)合試驗裝置，如圖6所示,圖中為壓力,為用于產(chǎn)生剪切的橫向載荷。其剪切施加方法是基于參考文獻[31]中介紹的方法，將剪切載荷直接施加到試驗件的兩側(cè)邊上，并通過一個力臂來平衡產(chǎn)生的彎矩，使得施加壓縮載荷時不產(chǎn)生額外用來平衡彎矩的支反力，從而實現(xiàn)了壓縮與剪切的解耦。另外，為了避免施加壓縮載荷時試驗件夾具“吃載”，試驗件在非剪切加載邊上的連接孔均設(shè)計為長條孔。但長條孔會影響剪切載荷的施加，這樣處理的效果是存疑的，而文獻[30]中也沒有給出試驗結(jié)果。

圖6 CLTF壁板壓剪復(fù)合試驗裝置[30]Fig.6 CLTF panel combined compression-shear loads testfacilities[30]

德國宇航中心(DLR)的Wilckens等自研的壓剪復(fù)合試驗裝置載荷施加原理與CLTF裝置類似。軸向載荷利用一個垂向液壓作動筒通過試驗件底部的平臺來施加。剪切載荷通過連接在底部平臺上的水平液壓作動筒來施加，壓縮位移和剪切位移通過滑動軸承來實現(xiàn)解耦，如圖7所示。為確保施加剪切載荷時底部和頂部平臺保持平行，作動筒通過一定力臂的“L”形杠桿與底部平臺連接，在施加剪切載荷的同時會形成一個彎矩來抵消試驗件底部受橫向剪切載荷時產(chǎn)生的彎矩。然而由于試驗件兩側(cè)沒有主動施加剪切載荷，只能在試驗件中間區(qū)域得到一個較為均勻的剪應(yīng)力場。但好處是試驗件兩側(cè)邊處于自由狀態(tài)，側(cè)邊既不受約束也不施加任何載荷，這樣可以得到一個可復(fù)制的恒定邊界條件，以便于分析方法的驗證和確認。該試驗裝置可以進行壓剪復(fù)合試驗，但在該文獻中并未給出壓剪復(fù)合的試驗結(jié)果。

圖7 DLR壓剪復(fù)合試驗裝置Fig.7 Combined compression-shear loads test facilities of DLR

童賢鑫在國內(nèi)最早探索了通過單軸載荷實現(xiàn)壁板壓剪復(fù)合加載的試驗技術(shù)，并研發(fā)了一套壁板壓剪復(fù)合試驗裝置(如圖8所示)，但該裝置受到結(jié)構(gòu)本身的限制，壓縮載荷和剪切載荷中心不能共面，邊框效應(yīng)明顯，并且載荷壓-剪比調(diào)整難度很大等問題無法得到廣泛應(yīng)用。

圖8 童賢鑫壓剪復(fù)合試驗方案[33]Fig.8 Combined compression-shear loads test facilities of Tong Xianxin[33]

Zhu等在傳統(tǒng)對角拉伸施加剪切載荷試驗方法的基礎(chǔ)上，通過一個曲杠桿將一對拉伸載荷分解成一個對角的拉伸載荷和一個試驗件軸向的壓縮載荷，對角拉伸載荷通過連接在試驗件四邊的框架傳遞到試驗件上形成剪力，加載方案如圖9所示。該試驗方法的優(yōu)點在于通過單向的拉伸載荷可以實現(xiàn)壁板壓剪復(fù)合載荷的施加，但缺點也很明顯，其壓剪比不可調(diào)，且由于杠桿比例的限制，其施加的剪切載荷始終大于壓縮載荷。另外還受限于杠桿強度，其加載能力也很有限。

中國飛機強度研究所(強度所)柴亞南等研發(fā)了一種全新的壓剪復(fù)合載荷壁板試驗裝置，如圖10所示。該試驗裝置分壓縮加載組件和剪切加載組件，2部分可以分別獨立施加壓縮和剪切載荷，又可以協(xié)調(diào)施加任意比例的壓剪復(fù)合荷載。剪切組件是一個自平衡的加載框架，在試驗件兩側(cè)邊通過均載器主動施加均勻分布剪切載荷，而上下兩端則通過自平衡框架被動施加剪切載荷。試驗裝置的載荷施加原理見參考文獻[36]。為防止試驗件在試驗過程中發(fā)生不必要的整體彎曲或失穩(wěn)，加筋壁板框兩端連接有面外隨動支持裝置，可以在與蒙皮平行的平面內(nèi)自由移動，只約束框架端部的面外位移。

圖9 Zhu等壓剪復(fù)合試驗方案[34]Fig.9 Combined compression-shear loads test scheme of Zhu et al.[34]

圖10 強度所壓剪復(fù)合試驗裝置Fig.10 Combined compression-shear loads test facilities of ASRIC

3 機身曲壁板試驗技術(shù)研究進展

機身曲壁板可簡化成平直壁板，采用第2節(jié)所述的平直壁板試驗方法進行試驗。但要考慮艙內(nèi)氣壓等更真實的載荷和邊界條件，則需要一定尺寸的曲板試驗。

機身曲板復(fù)雜載荷下的性能考核早期只能通過機身筒段施加拉伸/壓縮、扭轉(zhuǎn)及增壓載荷來進行試驗，該試驗方案成本較高，在飛機研發(fā)設(shè)計階段無法大量開展，迫切需要一種低成本的復(fù)雜載荷機身曲板試驗技術(shù)。

3.1 美國機身壁板試驗技術(shù)

美國NASA蘭利中心結(jié)構(gòu)與材料試驗室為了完成大型寬體飛機機身壁板在軸壓、剪切和增壓載荷下的聯(lián)合加載試驗，開展了機身壁板復(fù)雜載荷試驗技術(shù)研究，研發(fā)了如圖11所示的聯(lián)合加載試驗裝置COLTS(Combined Loads Test System)。該裝置通過4個平行試驗件軸線方向的作動缸實現(xiàn)試驗件的軸向載荷施加，4個垂直試驗件軸線方向的作動缸施加扭轉(zhuǎn)載荷，通過對密閉空腔充壓來模擬客艙的增壓載荷。該裝置還被用于了翼身融合寬體客機(Hybrid Wing Body,HWB)的多隔間(Bay)盒段的機械載荷與內(nèi)壓復(fù)合加載試驗中，如圖12所示。

COLTS試驗裝置的剪切載荷通過一個名為D-box的組件(如圖13(a))來施加。D-box 組件用于在曲板上施加邊界載荷，以模擬機身圓柱殼的變形行為和應(yīng)力狀態(tài)。D-box組件由工字型梁組成的弧形結(jié)構(gòu)與曲板形成一個封閉的盒子，從而可以通過扭轉(zhuǎn)D-box組件對曲板施加剪切載荷，但這樣也無法完全模擬機身圓柱殼繞中心軸的轉(zhuǎn)動行為。在施加軸向載荷時，因為D-box組件具有小的軸向剛度和大的剪切剛度，使得試驗板承受了大部分的軸向載荷，并能傳遞剪切載荷。而內(nèi)部增壓載荷則是直接在試驗件與D-box組件形成的封閉腔體中充壓，氣壓由圖13(b)所示的橫向撐桿來平衡，但橫向撐桿并不能提供一個沿曲板環(huán)向的支反力，因而其所施加的增壓載荷會有很大的邊界效應(yīng)。

圖11 COLTS試驗裝置[38]Fig.11 Test facilities of COLTS[38]

圖12 安裝于COLTS試驗裝置中的HWB試驗件[41]Fig.12 HWB testpieces installed in COLTS facilities[41]

圖13 D-box試驗組件[47]Fig.13 D-box testfacilities[47]

為解決阿洛哈航空公司(Aloha Airlines)一架Boeing737飛機機身頂部壁板因搭接處鉚釘孔產(chǎn)生小裂紋而斷裂的問題。聯(lián)邦航空管理局(FAA)、NASA研發(fā)了一種全尺寸飛機結(jié)構(gòu)試驗評估和研究裝置(Full-Scale Aircraft Structural Test Evaluation and Research，F(xiàn)ASTER)，如圖14所示。該裝置可將實際飛行載荷條件施加到大型全尺寸機身壁板上，包括氣密壓差、縱向拉/壓、蒙皮和框架環(huán)向及剪切的靜態(tài)和疲勞載荷，用于驗證疲勞分析方法。試驗裝置由2組7個軸向作動器，分別與壁板長桁的中性軸對齊，以施加軸向拉/壓載荷。7個環(huán)向作動器與壁板蒙皮直邊連接，5個框作動器直接與機身框兩端連接，分別用于施加蒙皮和框的環(huán)向載荷以平衡增壓載荷。剪切載荷則通過壁板試驗件上方的矩形框架與試驗件四邊相連，同時利用一個作動器通過杠桿在曲板直邊上施加剪切載荷，利用矩形框架的轉(zhuǎn)動從而對試驗件四邊施加平衡的剪力，但由于空間所限，其剪切加載能力有限。另外，F(xiàn)ASTER試驗裝置盡管可以施加剪切載荷，但其限制了曲板繞中心軸的轉(zhuǎn)動自由度，不能模擬壁板在機身筒段上的真實剪切變形。

FASTER試驗裝置還被用于了HWB飛機的拉擠桿縫合高效一體化結(jié)構(gòu)(Pultruded Rod Stitched Efficient Unitized Structure,PRSEUS)的軸向拉伸和內(nèi)壓聯(lián)合載荷試驗，如圖15所示。該試驗在FAA飛機結(jié)構(gòu)試驗評估研究中心進行，為了提高軸向拉伸載荷的施加能力，在試驗件上方增加了2個用于平衡軸向載荷的橫梁。另外，該試驗裝置還被用于了蜂窩夾層曲板在復(fù)雜載荷下的損傷容限和修理方案的驗證。

美國西南研究院(SWRI)研發(fā)的復(fù)雜載荷試驗裝置(如圖16所示)可以考慮溫度環(huán)境的影響。該裝置機械載荷具有與FASTER試驗裝置類似的試驗原理，能夠給機身曲板施加軸向拉伸載荷、環(huán)向拉伸載荷、內(nèi)壓載荷以及溫度載荷。溫度載荷則通過向試驗件外表面的環(huán)境箱中充氮氣或鼓熱風(fēng)來實現(xiàn)。該試驗裝置被用于了復(fù)合材料修理金屬壁板的試驗驗證中。

圖14 FASTER壁板試驗裝置[50]Fig.14 FASTER panel test facilities[50]

圖15 FASTER試驗裝置用于PRSEUS曲板試驗[51]Fig.15 FASTER test facilities for PRSEUS curved panel test[51]

2006年Boeing公司公開了一項關(guān)于機身壁板綜合試驗裝置的技術(shù)專利，提供了一套稱作E-fixture的試驗裝置，如圖17所示，用于模擬機身壁板在實際飛行狀態(tài)下的載荷。E-fixture具備以不同組合形式給機身壁板施加拉伸/壓縮、剪切和增壓載荷的試驗?zāi)芰Γ捎脕碓u價飛機機身壁板的靜強度及疲勞性能。E-fixture加載原理具有一定的先進性，將在第4節(jié)中做詳細評述。

圖16 SWRI考慮溫度的壁板試驗裝置[54]Fig.16 SWRI panel test facilities considering temperature environment[54]

圖17 E-fixture試驗裝置[55]Fig.17 E-fixture test facilities[55]

3.2 歐洲機身壁板試驗技術(shù)

歐洲機身壁板試驗技術(shù)的發(fā)展主要依托于空客公司系列飛機的研制驗證需求。為驗證GLARE (Glass Fibre Reinforced Aluminum Laminate)材料機身壁板的靜強度和疲勞性能，荷蘭宇航研究院(NLR)設(shè)計研發(fā)了一套機身壁板復(fù)合載荷試驗裝置，如圖18所示，可以模擬機艙在徑向和軸向上的增壓以及機身彎曲引起的軸向拉伸載荷。利用這套裝置完成了Airbus公司多種系列飛機的機身壁板設(shè)計方案試驗驗證，也包括大量采用GLARE材料的A380機身壁板。

試驗件軸向拉伸載荷通過固定于承載框架上的作動筒直接施加，內(nèi)壓通過一個由內(nèi)部密封氣囊和固定于承力框架上的支撐結(jié)構(gòu)組成的壓力腔施加，而內(nèi)壓產(chǎn)生的環(huán)向載荷通過被動約束的方式平衡，為不約束蒙皮和框結(jié)構(gòu)由氣壓產(chǎn)生的膨脹變形，NLR選擇對蒙皮和框使用了不同的約束方式，蒙皮由柔性的單向玻璃纖維布與主承力框架連接，而機身框則直接與支持框架連接。

圖18 NLR壁板試驗裝置[56]Fig.18 NLR panel test facilities[56]

德國IMA公司多年來一直研究和探索機身壁板試驗技術(shù)，研發(fā)了系列化的壁板試驗裝置，如圖19所示。圖20為最新一代的機身壁板試驗裝置，可用于模擬實際飛行狀態(tài)下的機身各部位壁板的復(fù)雜載荷。該裝置具有以不同組合形式施加拉伸/壓縮、剪切、彎曲和增壓載荷的能力，對于側(cè)壁板還可以施加地板梁載荷，可用來評價飛機機身壁板的靜強度與疲勞性能。

圖19 IMA公司系列化機身壁板試驗裝置[59]Fig.19 Series fuselage panel test facilities of IMA company[59]

圖20 IMA公司第五代機身壁板試驗裝置[59]Fig.20 Generation 5 fuselage panel test facilities of IMA company[59]

3.3 國內(nèi)機身壁板試驗技術(shù)

針對中國民用客機的發(fā)展需求，國內(nèi)近年來積極開展了大量的飛機壁板試驗驗證技術(shù)相關(guān)研究工作，取得了諸多研究成果。目前已經(jīng)具備進行機身曲面壁板軸向拉/壓、剪切和內(nèi)壓載荷復(fù)合加載的試驗?zāi)芰Α?/p>

針對機身壁板的復(fù)雜載荷試驗技術(shù)，臧偉鋒等設(shè)計了一套機身壁板復(fù)合載荷試驗裝置，如圖21所示。該試驗裝置借鑒了D-box試驗裝置的加載原理，能夠施加軸向拉/壓、剪切及增壓載荷的聯(lián)合加載，當然也存在D-box試驗方案的優(yōu)點和缺點。

柴亞南等研發(fā)了一套基于自平衡剪切框架主動施加剪切載荷的機身壁板復(fù)雜載荷試驗裝置，如圖22所示。該試驗裝置同樣可以施加機身壁板的軸向拉壓、剪切與內(nèi)壓載荷，以及由內(nèi)壓產(chǎn)生的環(huán)向平衡載荷，細節(jié)將在第4.3節(jié)中討論。此外還對此試驗裝置進行了改進升級，使其具備了更大的試驗件尺寸、更大的加載能力。

圖21 國內(nèi)基于D形盒的機身壁板試驗裝置[60]Fig.21 Chinese fuselage panel test facilities based on D-box[60]

圖22 中國機身壁板軸向拉/壓、剪與內(nèi)壓復(fù)合載荷試驗裝置Fig.22 Chinese test facilities for axial tension/compression, shear and internal pressure combined load test of fuselage panel

4 3種先進壁板試驗技術(shù)與裝置的對比分析

4.1 E-fixture機身壁板試驗技術(shù)與裝置

4.1.1 E-fixture軸向載荷施加方法

E-fixture試驗裝置主要由整體外部框架、軸向載荷施加組件、剪切加載組件、增壓載荷施加組件及環(huán)向載荷施加組件5部分組成。其中，施加軸向載荷的液壓作動筒被安裝在一個如圖23所示的轉(zhuǎn)動盒內(nèi)。轉(zhuǎn)動盒采用圓柱滾珠軸承安裝在圖中的橫梁軸承安裝孔內(nèi)。試驗件曲邊一端與固定過渡段相連，一端與轉(zhuǎn)動盒相連。

轉(zhuǎn)動盒由2部分組成，其中圖24為滑動構(gòu)件，圖25為轉(zhuǎn)動構(gòu)件?；瑒訕?gòu)件與轉(zhuǎn)動構(gòu)件采用4個直線運動軸承相連。液壓作動筒底座與轉(zhuǎn)動構(gòu)件相連，活塞桿端部與滑動構(gòu)件相連，當作動筒伸長或縮短時滑動構(gòu)件可沿著直線軸承軸向移動，從而施加壓縮或拉伸載荷。

圖23 E-fixture內(nèi)部結(jié)構(gòu)[55]Fig.23 E-fixture internal structure[55]

圖24 軸向加載組件[55]Fig.24 Axial load head assembly[55]

圖25 E-fixture扭轉(zhuǎn)載荷施加系統(tǒng)[55]Fig.25 Axial-torsion reaction box and load systems of E-fixture[55]

4.1.2 E-fixture剪切載荷施加方法

給機身圓筒施加扭轉(zhuǎn)載荷時，會在機身蒙皮上產(chǎn)生均勻的剪切載荷。E-fixture試驗裝置采用施加扭轉(zhuǎn)載荷的方式給機身壁板施加剪切載荷。如圖26所示，在圖25的扭轉(zhuǎn)載荷施加系統(tǒng)兩側(cè)分別安裝一個液壓作動筒，用來給機身壁板施加扭轉(zhuǎn)載荷。但由于如圖26所示的V型件并不能傳遞剪力，因而只能通過曲板試驗件兩直邊的加強區(qū)和最外側(cè)的長桁來平衡剪力，從而試驗件只能在中間一定區(qū)域內(nèi)得到較為均勻的剪力場，這與圖7的DLR壓剪復(fù)合試驗裝置的剪切加載方式類似。

圖26 E-fixture部分截面圖[55]Fig.26 Partial cross-sectional view of E-fixture[55]

4.1.3 E-fixture增壓載荷施加方法

E-fixture試驗裝置試驗件與圖27所示的端部擋板、V型件組成一個可以密封的空間，利用空氣壓縮設(shè)備對試驗件進行充氣。增壓載荷引起的蒙皮環(huán)向力采用圖27所示的液壓作動筒施加主動載荷來平衡。V型件可繞圖27軸心轉(zhuǎn)動。每個V型件在軸心處安裝關(guān)節(jié)軸承，當施加軸向載荷時，V型件可繞關(guān)節(jié)軸承擺動，不會限制軸向載荷施加。

圖27 增壓載荷施加組件[55]Fig.27 Air pressurization load application assembly[55]

4.1.4 E-fixture試驗裝置的優(yōu)點與不足

E-fixture試驗裝置施加軸向載荷的液壓作動筒被安裝在一個轉(zhuǎn)動盒內(nèi)，當試驗件因施加剪切載荷而發(fā)生扭轉(zhuǎn)變形時，液壓作動筒隨之發(fā)生轉(zhuǎn)動，軸向載荷施加方向始終與試驗件曲邊端面垂直，軸向載荷不會引起機身壁板的剪切變形。相對于D-box，E-fixture試驗裝置施加氣壓時可以通過V型件直接施加環(huán)向平衡載荷，加載剪切載荷時可以繞圓心轉(zhuǎn)動，可以較為準確地模擬機身圓筒的扭轉(zhuǎn)變形。

但在施加剪切載荷時由于曲板兩側(cè)直邊連接的V型件不能傳遞剪切載荷，在對試驗件施加扭轉(zhuǎn)載荷時只能通過試驗件直邊的加強區(qū)和最外側(cè)的長桁傳遞剪切載荷以平衡施加的扭轉(zhuǎn)載荷，因此試驗件兩側(cè)邊均為參與區(qū)，只能在試驗件的中間區(qū)域得到有限范圍的均勻應(yīng)力場。

4.2 IMA公司第五代機身壁板試驗技術(shù)與裝置

根據(jù)德國IMA公司宣傳資料顯示，其第五代機身壁板試驗裝置主要由活動加載端、液壓作動筒組件、加載框架、固定加載端、增壓載荷施加組件及活動端支架組成，6個液壓作動筒組件將活動加載端和加載框架連接，固定加載端采用螺栓與加載框架側(cè)邊與底部連接。并且固定端位置可變，可適應(yīng)不同尺寸的機身壁板，如圖28所示。

圖28 IMA第五代機身壁板試驗裝置加載示意圖Fig.28 Loading diagram of generation 5 fuselage panel testfacilities of IMA company

4.2.1 軸向載荷及垂向彎矩施加方法

該試驗裝置每種載荷都需要6個液壓作動筒同時協(xié)調(diào)加載完成。根據(jù)圖29作動筒的組合與安裝方式，當施加軸向載荷時，3#～4#作動筒在垂直地面方向產(chǎn)生的推力與活動加載端重力平衡，消除試驗裝置重力對試驗結(jié)果的影響。同時，1#～2#作動筒要施加拉力平衡3#～4#作動筒在水平方向上的分力。再根據(jù)試驗加載要求控制1#～2#、5#～6#作動筒對試驗件施加軸向載荷及垂向彎矩，加載示意如圖29所示?？赏ㄟ^6個作動筒的相互協(xié)調(diào)和平衡來實現(xiàn)壁板不均勻軸向載荷的施加，能夠更真實地模擬機身壁板的受力狀態(tài)。

圖29 軸向載荷及垂向彎矩加載示意圖Fig.29 Schematic diagram of axial load and vertical bending moment loading

4.2.2 剪切載荷施加方法

該試驗裝置通過施加扭矩來給機身壁板施加剪力，如圖30所示。試驗時，3#作動筒施加推力，4#作動筒施加拉力。3#～4#作動筒在豎直方向的分力形成一對力偶，從而給加載的活動端施加扭矩。而3#～4#作動筒在水平方向上產(chǎn)生的分力由1#～2#作動筒來平衡。5#～6#作動筒隨動，不施加載荷。與D-box的剪力施加原理類似，在曲板試驗件下部連接一個低軸向剛度，但能傳剪的玻璃鋼弧形構(gòu)件，形成一個封閉的盒子來傳遞剪力。

圖30 剪切載荷加載示意圖Fig.30 Schematic diagram of shear load application

4.2.3 增壓載荷及環(huán)向平衡載荷施加方法

該試驗裝置將圖31所示的試驗件、壓力盒及端部連接板組成一個密閉的腔體。在端部上留有充氣口及密封操作通道門。試驗時采用氣壓系統(tǒng)對空腔充壓。而環(huán)向平衡載荷完全由中間的橫向撐桿來平衡，與圖13(b)中D-box的方式類似。

圖31 增壓載荷施加方法Fig.31 Air pressurization load application scheme

4.2.4 側(cè)壁板側(cè)彎曲載荷施加方法

該試驗裝置可對機身側(cè)壁板施加彎曲載荷。彎曲載荷作用在機身側(cè)壁板上，使得側(cè)壁板上側(cè)受拉，下側(cè)受壓。試驗時，3#～4#液壓作動筒施加推力，平衡試驗裝置活動端的載荷，1#～2#液壓作動筒施加軸向載荷，以部分用于平衡3#～4#液壓作動筒向試驗件軸向的分力，另一部分形成一對垂直試驗件弦向的力偶。提供試驗所需的彎矩。試驗加載原理如圖32所示。

圖32 側(cè)彎載荷加載示意圖Fig.32 Schematic diagram of side bending load application

4.2.5 IMA公司第五代機身壁板試驗裝置優(yōu)點與不足

IMA公司第五代機身壁板試驗裝置能夠施加軸向的梯度載荷，還可為機身壁板施加彎曲載荷，能夠更為真實地模擬機身壁板的受力狀態(tài)。由于試驗件一端處于自由狀態(tài)，完全可以通過6個作動筒控制其6個自由度，理論上可以實現(xiàn)任一載荷的施加。

但剪切和增壓載荷施加方法存在與D-box試驗裝置同樣的問題。另外，其試驗件下方的壓力盒是由玻璃鋼制成，在要求其具有低軸向剛度的同時，還具有大的剪切剛度和面外承壓剛度，這給設(shè)計和制造帶來很大困難和風(fēng)險。

4.3 國內(nèi)機身壁板試驗技術(shù)與裝置

為滿足國內(nèi)飛機機身壁板試驗的需求，中國飛機強度研究所研制了一套能夠施加機身壁板復(fù)雜載荷的試驗裝置，如圖22所示。試驗裝置分為軸向載荷加載組件、剪切載荷加載組件、增壓載荷及環(huán)向平衡載荷加載組件。

4.3.1 軸向載荷施加方法

軸向載荷施加組件如圖33所示，由固定端支架、作動筒、支持端梁、加載端梁、支撐梁、支撐手輪、直線導(dǎo)軌及底座組成。液壓作動筒分別與支持端梁與加載端梁連接?；瑒佣肆和ㄟ^支撐梁及其附屬組件與底座上的直線滑軌相連。當液壓作動筒伸長或縮短時，帶動滑動端梁沿著直線滑軌移動。試驗件分別于固定端梁與加載端梁連接，通過液壓作動筒通過橫梁給試驗件施加拉伸或壓縮載荷。

滑動端梁可繞圖33所示的轉(zhuǎn)動軸轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)動軸與機身壁板同軸，當機身壁板因施加剪切載荷發(fā)生扭轉(zhuǎn)變形時，加載端梁不會限制試驗件的轉(zhuǎn)動。

圖33 軸向載荷施加方法Fig.33 Axial load application scheme

4.3.2 剪切載荷施加方法

剪切載荷具體施加方法見圖34，整個剪切框架組成包括3部分：直邊剪切組件、曲邊剪切組件及二力桿。

直邊剪切組件對試驗件直邊施加主動剪切載荷，每個直邊布置均載器，通過曲杠桿在試驗件兩直邊施加大小相等，方向相反的剪流。曲邊在剪心處與剪切組件相連，通過曲邊合力點對試驗件施加被動剪切載荷。

圖34 剪切載荷施加方法Fig.34 Shear load application scheme

4.3.3 增壓載荷及環(huán)向平衡載荷施加方法

該試驗裝置通過由V形件和曲板試驗件連接組成的封閉空間充氣來施加增壓載荷，如圖35所示。增壓載荷會導(dǎo)致機身蒙皮產(chǎn)生環(huán)向張力，平衡環(huán)向力目前主要有被動約束平衡(如D-box)和主動施加載荷平衡2種方式。當采用類似D-box的橫向撐桿來被動平衡環(huán)向載荷時，無法得到準確的沿曲板環(huán)向的平衡載荷，不能模擬機身壁板的真實變形過程。該試驗裝置采用主動平衡方法，通過在V型件中間的作動筒施加載荷，使V型件擾軸心轉(zhuǎn)動，從而在試驗件直邊施加了所需環(huán)向載荷。

圖35 增壓與環(huán)向載荷的施加方法Fig.35 Air pressurization and hoop load application scheme

4.3.4 國內(nèi)機身壁板試驗裝置優(yōu)點與不足

由中國飛機強度研究所研制的國產(chǎn)機身壁板復(fù)雜載荷試驗裝置利用載荷自平衡可隨動組件主動施加剪切載荷，實現(xiàn)了范圍更大、分布更均勻的應(yīng)力/應(yīng)變場，對壁板施加的內(nèi)壓完全由壁板兩側(cè)的環(huán)向載荷主動平衡，實現(xiàn)了與真實機身圓筒增壓的同等效果；基于可隨動支點杠桿系統(tǒng)、軸承及運動導(dǎo)軌等運動機構(gòu)的單傳力路徑結(jié)構(gòu)設(shè)計，有效避免了大型整體結(jié)構(gòu)復(fù)雜載荷聯(lián)合施加的變形協(xié)調(diào)與載荷非線性耦合效應(yīng)問題。

其不足主要是剪切加載系統(tǒng)過于復(fù)雜，制造和安裝成本高，通用性差。相對于IMA公司第五代壁板試驗裝置還無法實現(xiàn)壁板彎曲載荷的施加，但這一問題已在改進的下一代機身壁板復(fù)雜載荷試驗裝置中得到解決。

5 總結(jié)與展望

翼面類平直壁板主要以壓剪復(fù)合載荷下的穩(wěn)定性試驗為主，主要考核機翼受壓面壁板的穩(wěn)定性是否滿足設(shè)計要求。目前平直壁板壓剪試驗主要有3類：第1類是通過壁板組成的盒段施加彎曲和扭轉(zhuǎn)載荷來實現(xiàn)壁板的壓剪復(fù)合載荷，這類試驗方法的試驗件制造成本較高；第2類是利用單軸試驗機施加單向載荷，并通過夾具設(shè)計進行載荷的分解，實現(xiàn)壁板的壓剪復(fù)合載荷施加，但此類方法由于夾具尺寸和強度的限制使得施加的載荷和適用的試驗件尺寸均比較小，限制了其在大壁板結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用，另外，壓剪比也不易調(diào)節(jié)；第3類則通過專用試驗裝置實現(xiàn)壓縮和剪切的單獨加載，可實現(xiàn)任意比例的壓剪復(fù)合載荷施加，是目前最先進的壁板壓剪復(fù)合試驗技術(shù)，但依然存在載荷相互耦合的問題，試驗結(jié)果還需要專門處理。

對于機身頂部/底部壁板主要承受軸向拉/壓-剪切和增壓載荷。軸向拉/壓載荷的施加方案，國內(nèi)外比較統(tǒng)一，一端固定另一端通過作動筒施加拉/壓載荷，兩端通過承力框架相連，使施加的軸向載荷能夠通過框架自平衡。施加拉伸載荷時，通常與試驗件進行軟連接，以避免約束試驗件的環(huán)向泊松效應(yīng)。施加壓縮載荷則必須與試驗件進行硬式連接，但同時也必然會造成試驗件邊界的過約束。剪切載荷的施加是曲板復(fù)雜載荷試驗的難點，其施加方法主要有3類：第1類是基于D-Box的扭轉(zhuǎn)加載方法，但這種施加方法不能完全模擬機身圓筒繞中心軸的轉(zhuǎn)動行為，代表試驗裝置有NASA的COLTS裝置及IMA公司的第五代試驗裝置等；第2類也通過扭轉(zhuǎn)施加剪切，不同的是沒有用于傳遞剪力的類似D-Box的組件，僅通過試驗件兩側(cè)的長桁和加強區(qū)來傳遞剪力，與圖6和圖7所示的平板剪切試驗方法類似，代表試驗裝置有Boeing公司的E-fixture試驗裝置；第3類為通過一個自平衡的載荷施加框架，在試驗件兩側(cè)邊主動施加剪切載荷，代表試驗裝置有中國強度研究所的機身壁板試驗裝置和FAA、NASA聯(lián)合研發(fā)的FASTER試驗裝置。而對于機身曲板增壓載荷的施加主要是通過支持裝置與試驗件形成的密閉空腔施加氣壓來實現(xiàn)，其關(guān)鍵技術(shù)是增壓載荷施加產(chǎn)生的環(huán)向載荷的平衡。主要有被動和主動平衡2種方式，比如D-Box裝置通過撐桿、NLR通過軟纖維布連接試驗件兩側(cè)邊來平衡環(huán)向載荷；Boeing公司的E-fixture試驗裝置和強度所的機身壁板試驗裝置則通過一個V型件主動施加環(huán)向載荷來平衡。

機身側(cè)壁板則具有更復(fù)雜的載荷邊界，除了軸向拉/壓、剪切和增壓載荷外，還有彎曲和地板梁等載荷。目前僅有德國IMA公司的第五代壁板試驗裝置可以施加以上各種載荷，代表了復(fù)雜載荷壁板試驗技術(shù)的國際先進水平。

不管是翼面平直壁板壓剪復(fù)合試驗，還是機身曲板復(fù)雜載荷試驗，均存在各種復(fù)雜載荷的耦合和干涉問題。在平直壁板施加壓剪復(fù)合載荷時，如在壁板試驗件兩側(cè)主動施加剪力，則勢必會造成壓縮載荷的“吃載”，如僅在上下邊施加剪力，則只能通過試驗件的兩側(cè)邊很大區(qū)域作為參與區(qū)來平衡剪力，使得試驗件考核區(qū)變小，曲板壓剪復(fù)合加載也存在同樣的問題。另外，對曲板施加增壓載荷，試驗件四邊的約束會限制試驗件的自由膨脹，造成額外的約束應(yīng)力。因此，解決各載荷之間的耦合效應(yīng)將是未來需要重點研究和解決的技術(shù)難題。

國內(nèi)在壁板試驗技術(shù)研究具有很好的研究基礎(chǔ)，同時也具有很大的應(yīng)用需求，但目前國內(nèi)復(fù)雜載荷試驗裝置，尤其是曲板試驗裝置通用性較差，不能滿足不同型號不同構(gòu)型壁板的試驗任務(wù)，因此，實現(xiàn)試驗裝置的通用化、多功能化是國內(nèi)壁板試驗技術(shù)的發(fā)展方向，也是實現(xiàn)復(fù)雜的載荷邊界壁板試驗技術(shù)低成本的必然趨勢。