機(jī)身壁板內(nèi)壓剪切聯(lián)合加載試驗(yàn)研究

臧偉鋒, 李磊, 張海英

(強(qiáng)度與結(jié)構(gòu)完整性全國(guó)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 西安 710065)

機(jī)身壁板由蒙皮、長(zhǎng)桁和框裝配而成,是運(yùn)輸類飛機(jī)重要的承力結(jié)構(gòu),強(qiáng)度試驗(yàn)是獲取其力學(xué)性能最可靠的途徑。機(jī)身壁板試驗(yàn)屬于次部件級(jí)試驗(yàn),在積木式強(qiáng)度試驗(yàn)體系中占有重要地位,是型號(hào)技術(shù)攻關(guān)的重點(diǎn)。型號(hào)研制時(shí),通常規(guī)劃多種構(gòu)型、多種載荷機(jī)身壁板靜力/疲勞試驗(yàn),對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)選型研究和優(yōu)化研究也更細(xì)致、更全面[1-3]。

機(jī)身除承受其自身氣動(dòng)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(jī)翼、尾翼、發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)身筒段進(jìn)行試驗(yàn)研究費(fèi)用昂貴,而機(jī)身壁板正好可以反映機(jī)身筒段的載荷響應(yīng),因此選用機(jī)身壁板進(jìn)行機(jī)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(fù)性載荷,是客艙舒適性的保證,對(duì)機(jī)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(jī)械載荷,是運(yùn)輸類飛機(jī)機(jī)身承受的主要載荷。內(nèi)壓剪切聯(lián)合載荷是運(yùn)輸類飛機(jī)承受重要的聯(lián)合載荷,開展機(jī)身壁板內(nèi)壓剪切聯(lián)合載荷試驗(yàn)研究對(duì)優(yōu)化機(jī)身結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能和提高機(jī)身結(jié)構(gòu)完整性具有重要意義。

外國(guó)學(xué)者進(jìn)行了大量機(jī)身壁板聯(lián)合加載試驗(yàn)技術(shù)研究,具有代表性的試驗(yàn)裝置是美國(guó)NASA開發(fā)的COLTS(combined loads test system)裝置,該裝置構(gòu)造了機(jī)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(guó)機(jī)身壁板試驗(yàn)技術(shù)研究始于2006年,起初開展了機(jī)身壁板內(nèi)壓、拉伸和剪切載荷靜力/疲勞試驗(yàn)[8];現(xiàn)階段已具備聯(lián)合加載試驗(yàn)?zāi)芰?。陳安等[9]完成了尺寸2 840 mm×2 054 mm機(jī)身壁板內(nèi)壓拉伸聯(lián)合加載損傷容限性能試驗(yàn),其內(nèi)壓載荷0.077 MPa,拉伸載荷為127.1 kN。

基于此,研究機(jī)身壁板內(nèi)壓剪切聯(lián)合加載試驗(yàn)的邊界模擬方法和載荷施加方法,設(shè)計(jì)加工了邊界模擬夾具、試驗(yàn)裝置和試驗(yàn)件,并完成了內(nèi)壓試驗(yàn)、剪切試驗(yàn)和內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗(yàn),試驗(yàn)揭示了內(nèi)壓剪切聯(lián)合加載狀態(tài)下機(jī)身壁板的承力特性,試驗(yàn)結(jié)果可為運(yùn)輸類飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供支撐。

1 試驗(yàn)件邊界模擬

飛機(jī)結(jié)構(gòu)地面強(qiáng)度試驗(yàn)中的邊界模擬狀態(tài)決定著試驗(yàn)件的應(yīng)力特征(包括應(yīng)力類型、應(yīng)力水平和應(yīng)力分布),試驗(yàn)夾具不僅需將載荷按照要求的分布施加到試驗(yàn)件合理位置上,而且試驗(yàn)夾具不能限制試驗(yàn)件的合理變形。機(jī)身壁板內(nèi)壓剪切聯(lián)合加載試驗(yàn),試驗(yàn)夾具要求模擬機(jī)身壁板邊界條件,保證與使用柱型殼加載具有相同應(yīng)力場(chǎng)[10]。按照機(jī)身結(jié)構(gòu)原理和構(gòu)造,設(shè)計(jì)D夾具模擬承受內(nèi)壓剪切聯(lián)合載荷機(jī)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(jī)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(zhǎng)度可調(diào)鋼構(gòu)件,裝配龍骨兩端,用于加強(qiáng)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(gè)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(jìn)出D夾具的人孔和施加內(nèi)壓載荷的充壓孔和測(cè)壓孔。機(jī)身壁板裝配于D夾具上方,兩直邊與D夾具通過兩列合頁(yè)連接,兩曲邊通過弓形角盒與氣密端板連接[14-15]。

2 試驗(yàn)裝置和載荷施加

試驗(yàn)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(jī)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(dòng)筒,一只作動(dòng)筒施加拉伸載荷,另一只作動(dòng)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(jī)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(yàn)裝置Fig.2 Test fixture

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

3 試驗(yàn)實(shí)施

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

試驗(yàn)件是由蒙皮、7根長(zhǎng)桁、5個(gè)框裝配而成,如圖4所示。試驗(yàn)件長(zhǎng)2 520 mm,寬2 000 mm,長(zhǎng)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(zhǎng)桁和框的材料為L(zhǎng)Y12-CZ,長(zhǎng)桁截面積Ast=177 mm2,框截面積Afr=417 mm2。

圖4 試驗(yàn)件Fig.4 Fuselage panel specimen

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

圖5 應(yīng)變片布置Fig.5 Strain-foils layout for skin

運(yùn)輸類飛機(jī)內(nèi)壓載荷通常為0.06～0.07 MPa,選取0.06 MPa作為試驗(yàn)載荷。經(jīng)典板殼理論表明機(jī)身壁板剪切屈曲有3個(gè)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(jī)身壁板完全線彈性階段承受的最大剪切應(yīng)力40 MPa作為試驗(yàn)載荷,按照式(1)計(jì)算試驗(yàn)剪切載荷為350 kN·m。試驗(yàn)載荷如表1所示。

表1 試驗(yàn)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(yīng)力;t為蒙皮厚度;ω為單閉室盒段橫截面積;α為試驗(yàn)件扭轉(zhuǎn)角,可通過位移測(cè)量計(jì)算得到,試驗(yàn)時(shí),試驗(yàn)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(yàn),試驗(yàn)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(shí)進(jìn)行應(yīng)變測(cè)量。

4 試驗(yàn)結(jié)果

4.1 內(nèi)壓試驗(yàn)

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

(2)

式(2)中:σ0°為蒙皮周向應(yīng)力;σ90°為蒙皮縱向應(yīng)力;τ為蒙皮剪切應(yīng)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(yīng)變花0°、45°、90°方向的應(yīng)變測(cè)量值。

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

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

承受內(nèi)壓載荷時(shí),機(jī)身壁板蒙皮連同長(zhǎng)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(zhǎng)桁和蒙皮傳給隔框,產(chǎn)生框的周向張力,機(jī)身壁板蒙皮總的效應(yīng)是周向拉伸和縱向拉伸共同作用。計(jì)算機(jī)身壁板蒙皮的理論應(yīng)力時(shí),既要考慮長(zhǎng)桁和框的加強(qiáng)作用,又不能完全按照當(dāng)量蒙皮厚度來計(jì)算,因?yàn)閼?yīng)變片粘貼在隔框和長(zhǎng)桁中央的蒙皮處,隔框和長(zhǎng)桁在該位置的加強(qiáng)作用最弱[18-19],蒙皮理論計(jì)算應(yīng)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(zhǎng)桁間距和隔框間距;Afr、Ast分別為隔框和長(zhǎng)桁面積。

取試驗(yàn)區(qū)蒙皮8個(gè)應(yīng)變花粘貼位置內(nèi)外兩側(cè)平均應(yīng)力的均值作為試驗(yàn)應(yīng)力。機(jī)身壁板蒙皮試驗(yàn)應(yīng)力與理論應(yīng)力對(duì)比如表2所示。可以看出,內(nèi)壓載荷試驗(yàn)的試驗(yàn)應(yīng)力與理論應(yīng)力吻合較好。

表2 內(nèi)壓試驗(yàn)蒙皮理論應(yīng)力與試驗(yàn)應(yīng)力對(duì)比Table 2 Comparison between test stress and theoretic results of skin for internal pressure load test

4.2 剪切試驗(yàn)

剪切載荷試驗(yàn)機(jī)身壁板蒙皮應(yīng)力分布如圖7所示?？梢钥闯?試驗(yàn)件剪應(yīng)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(yàn)件剪應(yīng)力大小比較接近,表明試驗(yàn)件變形比較協(xié)調(diào)。

圖7 剪切試驗(yàn)蒙皮應(yīng)力分布Fig.7 Stress distribution of skin under shear load test

應(yīng)用單閉室結(jié)構(gòu)剪切應(yīng)力公式[式(4)]計(jì)算試驗(yàn)件剪切理論應(yīng)力,其值為39.94 MPa[20]。

(4)

取試驗(yàn)區(qū)蒙皮8個(gè)應(yīng)變花粘貼位置內(nèi)外兩側(cè)平均剪切應(yīng)力的均值作為試驗(yàn)應(yīng)力。試驗(yàn)區(qū)蒙皮試驗(yàn)應(yīng)力與理論應(yīng)力對(duì)比如表3所示。

表3 剪切試驗(yàn)蒙皮理論應(yīng)力與試驗(yàn)應(yīng)力對(duì)比Table 3 Comparison between test stress and theoretic results of skin for shear load test

在純剪狀態(tài)下,機(jī)身壁板剪切載荷主要依靠蒙皮承受,長(zhǎng)桁和隔框承受的剪切載荷有限,在理論計(jì)算時(shí)忽略了長(zhǎng)桁和隔框?qū)γ善さ募訌?qiáng)作用,因此剪切應(yīng)力的理論應(yīng)力較39.94 MPa要小一點(diǎn),試驗(yàn)實(shí)際誤差也小于5.61%。

4.3 內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗(yàn)

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

圖8 內(nèi)壓剪切試驗(yàn)蒙皮應(yīng)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(yàn)蒙皮理論應(yīng)力與試驗(yàn)應(yīng)力對(duì)比如表4所示,可以看出,機(jī)身壁板內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗(yàn)的試驗(yàn)應(yīng)力大小是內(nèi)壓載荷試驗(yàn)和剪切載荷試驗(yàn)試驗(yàn)應(yīng)力大小的疊加,但理論應(yīng)力與試驗(yàn)應(yīng)力的誤差較單獨(dú)載荷工況的誤差略有增大。

表4 內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗(yàn)蒙皮理論應(yīng)力與試驗(yàn)應(yīng)力對(duì)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(yàn)蒙皮實(shí)測(cè)應(yīng)力的分布精密度較內(nèi)壓試驗(yàn)和剪切試驗(yàn)蒙皮實(shí)測(cè)應(yīng)力的分布精密度略微變差,采用應(yīng)力精密度進(jìn)一步表征試驗(yàn)實(shí)測(cè)應(yīng)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(biāo)準(zhǔn)差;Me為均值。

內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗(yàn)蒙皮周向應(yīng)力和縱向應(yīng)力與內(nèi)壓試驗(yàn)蒙皮周向應(yīng)力和縱向應(yīng)力的對(duì)比如表5所示;內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗(yàn)蒙皮剪切應(yīng)力與剪切試驗(yàn)蒙皮剪切應(yīng)力對(duì)比如表5所示。從表5可以看出,內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗(yàn)蒙皮實(shí)測(cè)應(yīng)力的精密度較內(nèi)壓試驗(yàn)和剪切試驗(yàn)蒙皮實(shí)測(cè)應(yīng)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(shí),機(jī)身壁板的變形方向有關(guān)。

表5 蒙皮周向應(yīng)力、縱向應(yīng)力和剪切應(yīng)力對(duì)比Table 5 Comparison of hoop stress, axial stress and shear stress

4.4 試驗(yàn)件變形疊加

機(jī)身壁板承受內(nèi)壓載荷時(shí),蒙皮連同長(zhǎng)桁一起沿機(jī)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(zhǎng)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(yàn)機(jī)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(jī)身壁板承受剪切載荷時(shí),蒙皮連同長(zhǎng)桁一起沿機(jī)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(zhǎng)桁,產(chǎn)生長(zhǎng)桁的軸向載荷,長(zhǎng)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(yàn)機(jī)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(yàn)時(shí),由于剪切載荷試驗(yàn)機(jī)身壁板外法線變形和內(nèi)壓載荷試驗(yàn)機(jī)身壁板外法線變形的相互疊加,導(dǎo)致機(jī)身壁板沿內(nèi)法線變形較單獨(dú)剪切載荷試驗(yàn)時(shí)小,沿外法線變形較單獨(dú)內(nèi)壓試驗(yàn)時(shí)小,因此內(nèi)壓剪切聯(lián)合試驗(yàn)蒙皮的周向應(yīng)力、縱向應(yīng)力和剪切應(yīng)力與理論應(yīng)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(qiáng)度試驗(yàn)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(jī)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(jī)身壁板內(nèi)壓剪切聯(lián)合載荷。

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