大型飞机是指起飞总重超过100 t的运输类飞机,包括军用大型运输机和民用大型运输机,也包括150座以上的干线客机
[1],机身壁板是大型飞机重要承力构件,其力学性能直接影响飞机的安全性、经济性和舒适性。随着新材料、新工艺、新结构在大型飞机上的应用,加上大型飞机粗大机身、巨型平尾和巨型垂尾的结构特点,以及大型飞机长寿命、高可靠性、低维修成本的设计要求,迫切需要精准掌握机身壁板的承力和传力特性
[2]。
地面强度试验是获取机身壁板承载特性最可靠途径。采用机身筒段开展试验研究费用昂贵,周期冗长,而机身壁板较好地反映了机身结构的载荷响应,因此通常选用机身壁板开展地面强度试验研究
[3-4]。机身壁板试验通常按静力、疲劳、损伤容限和剩余强度的历程进行,其中静力试验中的压缩稳定性试验、剪切稳定性试验、压缩剪切联合稳定性试验以及疲劳试验、损伤容限试验是比较重要的,而压缩剪切联合稳定性试验的难度最大,因此这些试验规划的试验件数量通常较多
[5-6]。
机身壁板结构细节涉及蒙皮、长桁、隔框、连接角片和铆钉的材料、结构尺寸、构型和装配关系。基于机身壁板结构细节的试验件构型较多,型号研制时,通常规划多种构型、多种载荷工况的机身壁板试验,对机身结构选型研究和优化研究也更细致、更全面
[7]。机身壁板试验中,试验件很难单独承力,内压载荷需要构造封闭空间,拉伸和压缩载荷需要考虑试验件的支持和加载,剪切载荷需要施加剪流或扭矩,如果没有边界模拟夹具这些载荷将无法施加
[8-10]。
机身壁板试验属于次部件级试验,在积木式强度试验体系中占有重要地位,包括机身壁板在内的次部件级试验的费用是仅次于全机试验的费用,约占整个飞机研制试验费用的18%,这些次部件级试验技术难度通常较大,试验结果直接影响飞机新结构、新功能的设计落实,也是机体结构关键技术攻关的重点
[11]。
机身壁板试验技术是运输类飞机强度研究的重要内容,近年来国内外研究机构开展了大量机身壁板联合加载试验研究和试验装置研发,取得了诸多成果。美国航空航天局(National Aeronautics and Space Administration,NASA)、波音公司、欧洲空客公司、中国航空工业集团等研究机构具有机身壁板联合加载试验能力,日本、巴西、瑞典等国研究机构具有机身壁板单项载荷或简单联合载荷施加能力。
现按照机身壁板联合加载试验研究的技术路线和研究历程,依据机身壁板承力特性和力学模型,结合国内外研究现状,揭示内压-拉伸-剪切载荷试验和内压-压缩-剪切载荷试验两项技术攻关的状况,系统论述机身壁板联合加载试验结构创新、功能创新和装置研发的技术细节,研究状况和研发历程可供试验类研究借鉴。
1 研究现状
1.1 国外研究现状
国外各航空强国非常注重机身壁板试验研究,组建专业研究团队,试验装置系列化,具备联合加载试验能力
[12-13]。从技术成熟度和装置加载能力方面评定,美国、空客公司、德国处于世界领先地位,法国、荷兰、日本、巴西处于世界先进水平,而且空客公司还按照机身壁板几何尺寸和载荷工况研发了多系列的针对具体飞机型号的机身壁板试验装置。
图1为美国NASA Langley Research Center结构与材料试验室研制的联合加载试验装置(combined loads test system,COLTS),该装置可施加压缩载荷12 250 kN、剪切载荷2 720 kN、扭转载荷1 360 kN、内压载荷0.138 MPa,机身壁板半径3 175 mm,长度3 048 mm。该装置可完成机身壁板压缩、剪切、压缩-内压、压缩-剪切共4种载荷工况试验
[14-15]。
2006年,波音公司申请了一套机身壁板试验装置专利,称为E装置,如
图2所示。机身壁板一侧曲边装配在试验装置一端,形成固定支持,另一侧曲边装配加载端头,加载端头另一侧安装扭转加载盒。该装置通过加载端头施加机身壁板轴向载荷,通过扭转加载端头施加剪切载荷,机身壁板内压载荷施加在三角形夹具形成的压力盒内,该试验装置可完成机身壁板内压-轴向载荷-剪切工况强度试验
[16]。
1.2 国内研究现状
中国机身壁板试验技术研究从21世纪初伴随民机立项研制开始,由中国飞机强度研究所主导研究,近年来,中国商用飞机有限责任公司也开始研究机身壁板试验技术,未见成型的试验技术和试验装备。中国机身壁板试验技术经过20多年研究,开发了系列化的机身壁板试验装置,能够满足机身壁板联合加载试验研究的要求
[17-18]。
图3(a)为1 500 kN立式机身壁板拉伸载荷试验装置,该装置可以进行机身壁板拉伸载荷试验,试验载荷可达1 500 kN,机身壁板尺寸2 900 mm×1 260 mm,疲劳试验加载速度可达20次/min,该装置完成了国内所有运输类飞机的机身壁板损伤容限试验。
图3(b)为机身壁板内压-拉伸载荷试验装置,该装置可完成机身壁板内压-拉伸载荷试验,疲劳试验速度达到5次/min
[19-21]。
中国在两型支线客机机身壁板剪切稳定性试验中,采用扭转盒段的方式施加剪切载荷,盒段由两块机身壁板通过槽型梁相连组成,盒段两端设计有与机身壁板长度尺寸相近的过渡段和加载段
[22],某支线客机机身壁板剪切稳定性试验如
图4所示。
近年来,中国飞机强度研究所开发了一套机身壁板复合载荷试验装置,可施加机身壁板拉伸、压缩、剪切与内压载荷,以及由内压产生的环向平衡载荷,可施加拉伸载荷4 000 kN,压缩载荷5 600 kN,剪切载荷6 000 kN·m,内压载荷0.15 MPa,该装置显著特征是机身壁板的剪切载荷是通过自平衡剪切框架主动施加的
[23-25]。
2 机身壁板结构
机身壁板由蒙皮、长桁和隔框装配而成,可分为金属材料机身壁板和复合材料机身壁板,如
图5所示。大型飞机金属材料蒙皮一般经过化铣加工,长桁和隔框下面的蒙皮不化铣,因此蒙皮有两种厚度,一种是基本厚度,一种是化铣厚度。
3 力学模型
机身筒段结构除承受其自身惯性载荷和气动载荷外,承受的机械载荷主要是其他部件和货物传来的,这些部件主要是机翼、平尾、垂尾和起落架等。机身截面上的气动载荷是自平衡载荷,只是在校核蒙皮和口盖时,才以气动载荷作为设计载荷。机身惯性载荷来源于结构重量和货物,惯性载荷以分布载荷的形式施加在机身筒段上
[26-27]。
由飞机各部件和货物传来的载荷直接作用于机身隔框上,再由隔框以剪流的形式传递给蒙皮,蒙皮承受这种剪流后,整个机身犹如一个薄壁的筒段梁,承受着不同方向的横向载荷产生的弯矩、扭矩和剪切载荷。弯矩产生轴向载荷,即长桁和蒙皮的正应力;扭矩和剪切载荷使蒙皮产生剪应力。从结构细节考虑,蒙皮与长桁一起承受弯矩产生的轴向载荷及由扭矩产生的剪切应力,并承受垂向和侧向剪切载荷
[28-29]。
试验研究中,通常将机身承受的弯矩、扭矩载荷,按照拉伸、压缩、剪切载荷方式等效施加。为更加准确掌握机身结构承受弯矩、扭矩载荷的力学特性,在规划机身壁板试验的同时,还规划了部件级的机身筒段试验,并且在全机试验中还进一步规划了考虑弯矩、扭矩等载荷工况以便对整个机身段进行验证和优化
[28-29]。
运输类客机采用气密机舱,气密机舱充气导致机身结构承受一种非常重要的重复性载荷——内压载荷,内压载荷对机身结构疲劳和损伤容限特性有很大影响。
通常将机身壁板承受的拉伸、压缩、剪切、内压载荷以及这4种载荷的组合称为联合载荷,机身壁板力学模型如
图6所示。
机身壁板设计与选型试验共涉及11种载荷工况,试验类型涉及静力、疲劳、损伤容限和稳定性,如
表1所示。机身结构承力复杂,通常承受联合载荷,强度选型和强度验证试验依据机身壁板在机身筒段的分布确定典型机身壁板的载荷工况。
4 内压-拉伸-剪切联合加载技术
运输类飞机机身结构详细设计,需要开展大量内压-拉伸-剪切联合加载机身壁板级别的裂纹扩展损伤容限试验,包含纵向裂纹板试验、环向裂纹板试验和自由角度裂纹板试验,因此首先开展了机身壁板内压-拉伸-剪切联合加载技术研究。
4.1 试验方法
2002年,结合支线客机研制需求,机身壁板内压-拉伸-剪切载荷试验成功实施,如
图7所示。内压-拉伸-剪切联合加载技术不仅具有独特的载荷施加特点,而且将机身壁板试验件的支持系统和加载系统有效结合在一起
[30-31],其加载方式如
图8所示,具体的试验方法如下。
步骤1 内压载荷采用充水方式施加。试验件放置在压力盒上,试验件和压力盒之间为充水加压空间,试验件内侧粘贴有密封的水囊,水囊四周粘贴在试验件四周并用钢带和螺栓压紧。试验时,通过液压作动器活塞杆的伸缩调节增压器的输出压力。机身壁板两侧直边通过杠杆系统实现被动约束,通过调节杠杆系统中松紧螺套的长度就可以调整机身壁板在充水台上的位置,机身壁板内压载荷施加方式如
图9所示。
步骤2 机身壁板一侧曲边采用杠杆系统铰支在承力墙上,另一侧曲边采用杠杆系统和液压作动器施加拉伸载荷。
步骤3 机身壁板的剪切载荷以剪流的方式施加。在机身壁板外侧四周粘贴聚氨酯板,聚氨酯板外侧粘贴雪橇板,雪橇板中央设计有加载接头,机身壁板直边的雪橇板是直板的,曲边的雪橇板是圆弧形的。直边两块雪橇板加载接头上部通过菱形件与中央框架上的液压作动筒连接,通过液压作动筒反向施加剪切载荷,两曲边的加载接头与中央框架固定连接,其剪切载荷被动产生
[32-34]。
4.2 应力分布
应用该试验技术完成了某支线飞机单独内压载荷静力试验和内压-拉伸-剪切载荷疲劳试验,试验件包括原始尺寸机身壁板、损伤修理机身壁板、含裂纹机身壁板等共21件。
机身壁板承受剪切载荷时,蒙皮剪切载荷的应力分布不均匀,呈现两对角应力水平高,另两对角应力水平低,中央应力比较均匀的现象,机身壁板蒙皮剪切应力如
表2所示,这种分布的原因为剪切载荷是以雪橇板的方式仅加载在机身壁板直边导致的,即该加载方式剪切载荷在机身壁板四周存在明显的边界效应。
4.3 试验结论
在机身壁板试验技术研究中,试验件的边界效应区域,在长桁方向上不应超过一个隔框间距,在环向不应超过一个长桁间距。内压-拉伸-剪切联合加载技术的虽然剪切应力不均匀,但没有超出边界效应的范围,因此应用该技术完成了某支线飞机机身壁板结构试验21件。
5 内压-压缩-剪切联合加载技术
机身壁板承受压缩载荷和剪切载荷时存在稳定性问题,导致机身壁板在临界压缩极限和临界剪切极限前承受很小压缩应力和很小剪切应力的情况下发生稳定性破坏;另一方面,施加压缩载荷和剪切载荷时,机身壁板存在比较严重的载荷干涉难题;因此,迫切需要攻破机身壁板内压-压缩-剪切联合加载技术难题。
5.1 机身壁板验证件
为验证试验夹具模拟机身筒段的可行性,并探索随动、平动加载的可行性,生产了几何尺寸较小机身壁板验证件,验证件长1 540 mm,宽1 462 mm,半径1 100 mm,由3个隔框、9个长桁和一块蒙皮铆接成。
5.2 边界模拟方法
飞机结构试验中的边界条件,是指结构边界的支持、连接和运动自由度的约束,即建立试验件真实内力和外力之间的联系条件,边界条件模拟包括边界对接、载荷传递和刚度模拟
[35]。
边界模拟夹具要求在长桁方向刚度很弱,使拉伸和压缩载荷全部施加到机身壁板上,而不需要考虑拉伸和压缩载荷在机身壁板和边界模拟夹具上的分配问题。边界模拟夹具要求在环向和弦向刚度很强,方便将机身壁板和边界模拟夹具组建成闭合的回路,并通过扭转的方式施加剪切载荷。安装在机身壁板下方的边界模拟夹具需设计成类似机身筒段的结构,所以边界模拟夹具被形象地刻画为字母D,也称D夹具,如
图10所示。
边界模拟依托夹具设计完成,在长桁方向采用了分段设计方法,研发了多C形曲梁结构,弦向研发了多顶杆结构,以降低刚度为目的橡胶板的加入,D夹具设计理念成型。
D夹具由C形曲梁、顶杆和橡胶板装配而成,如
图11所示。C形曲梁为加工成半圆弧形状的80型槽钢,用于模拟机身筒段结构。顶杆按螺套的原理设计,其长度可以调节,装配于C形曲梁的两端,可顶紧或拉紧C形曲梁的两端,并增加C形曲梁的弦向刚度。橡胶板为圆弧形状橡胶制品。
两根C形曲梁之间粘接橡胶板,橡胶板一方面可以密封两根C形曲梁,使其在充内压时不漏气,另一方面可以降低D夹具的轴向刚度,确保拉伸和压缩载荷全部协调的施加到机身壁板上。D夹具两端的C形曲梁由于有附近气密端板的加强,可不装配顶杆
[36]。
机身壁板装配于D夹具上方,两直边与D夹具通过合页连接,两曲边通过弓形角盒与气密端板连接。机身壁板和D夹具实物如
图12所示。
5.3 加载方式
机身壁板内压-压缩-剪切联合加载方式如
图13所示。内压载荷采用充气方式加载;压缩载荷采用拉伸气密端板方式施加;在D夹具弦长中央的加载框架位置设置旋转轴,封闭盒段模拟机身筒段,剪切载荷通过扭矩气密端板方式施加
[37-38]。
机身壁板与D夹具一端的气密端板安装在后承力框架上,后承力框架安装在两根承载立柱上;机身壁板与D夹具另一端的气密端安装加载框架,加载框架可以绕一根安装在立柱上的轴旋转。加载框架上安装有两个施加剪切载荷的作动筒,剪切载荷通过两只作动筒施加的扭矩产生;压缩载荷通过3只作动筒施加,3只作动筒的一端安装在加载框架上,另一端安装在后端板上,3只作动筒施加压缩载荷的压心就是机身壁板压缩载荷的压心。内压载荷通过气密端板上的充压孔通过充气的方式施加
[39]。
内压载荷通过气密端板上的充压孔施加,施加方式如
图14所示。试验时,计算机控制充气台通过充压管道施加内压载荷,通过安装在测压孔上的气压反馈传感器测量内压载荷的反馈,通过控制泄压阀卸掉内压载荷,试验管路上还安装具有超压保护装置和现场监控气压表。
5.4 应力分布
应用该试验技术完成了某三项运输类飞机内压-压缩-剪切载荷机身壁板疲劳试验,试验件共12件。机身壁板蒙皮剪切应力如
表3所示。
5.5 试验结论
该项加载技术证明D夹具边界条件模拟正确,试验方案可行,有效解决了压缩载荷和剪切载荷加载干涉的难题。并且剪切载荷通过扭转的方式施加,有效降低了剪切载荷施加的边界效应。
6 联合加载试验技术
两项联合加载攻关完成后,技术融合程度较好。按照试验装置规范化和集成化以及最大限度提高技术成熟度的原则,通过优化改进,最终开发一套机身壁板联合加载试验装置。
6.1 试验方法
机身壁板联合加载试验装置继续采用D夹具模拟机身壁板边界条件,机身壁板和D夹具一端的气密端板安装在支持框架上形成固定支持,另一端的气密端板安装在加载框架上形成加载端,如
图15所示。
机身壁板联合加载试验的加载方式如
图16所示。拉伸载荷采用一只100 t拉伸作动筒和两只200 t拉伸作动筒通过拉伸加载框架将拉伸载荷施加在机身壁板形心上。压缩载荷采用一只100 t压缩作动筒和两只200 t压缩作动筒通过拉伸加载框架将压缩载荷施加在机身壁板形心上。在D夹具弦长中央对应的加载框架位置设置旋转轴,剪切载荷采用两只100 t剪切作动筒施加,一只作动筒收缩,另一只作动筒外伸,通过扭转加载框架以剪流方式施加机身壁板剪切载荷。D夹具、气密端板和机身壁板组成封闭空间,通过支持端气密端板上的充压孔以充气方式施加内压载荷。
6.2 边界模拟夹具优化
机身壁板联合加载试验装置研发过程中,D夹具进行两次优化,共形成了三代D夹具。
图12为机身壁板内压-压缩-剪切联合加载项目设计的第一代D夹具,
图17(a)为某型飞机机身壁板疲劳/损伤容限试验设计的第二代D夹具,
图17(b)为某型民机机身壁板剪切稳定性试验设计的第三代D夹具。
第三代D夹具的三维视图和主体部位实物图分别如
图18、
图19所示。
第三代C形曲梁在由缘板、钢管和对接螺栓装配成的焊接夹具中焊接加工,再铣削加工C形曲梁缘板外侧两端面和C形曲梁两端头,所有C形曲梁缘板的通孔通过同一块钻模板配钻加工而成,C形曲梁如
图20(a)所示,C形曲梁夹具如
图20(b)所示。所有C形曲梁外端面平整、孔位相同,曲率相同,可顺利完成装配。第三代C形曲梁的宽度可根据机身壁板试验件的长度来设计,很好满足装配的需求
[40]。
第三代顶杆按照双螺纹连接原理设计,如
图21所示,主要构件为左旋凸台管件、方头长杆双螺柱和右旋凸台构件。方头长杆双螺柱一端加工左旋外螺纹、一端加工右旋外螺纹,左旋螺纹端加工圆形延伸段,延伸段端头加工成方形。左旋凸台管件为中空构件,一端凸台加工左旋内螺纹,中部加工有方形四孔连接板。右旋凸台构件的凸台端加工右旋内螺纹,平台端加工有方形四孔连接板
[41]。第三代顶杆仅需一人在D夹具外侧就可调节顶杆,且顶杆两端与C形曲梁的连接位置固定,密封效果好。
6.3 装置研制
机身壁板联合加载试验装置如
图22所示,试验装置长10.25 m,宽5.87 m,高6.16 m,分固定框架系统、随动框架系统、加载系统、扣重系统四部分。试验装置由机身壁板和D夹具、200 t压缩作动筒、100 t压缩作动筒、后承力框架、后底座、小凳、小配重、短过渡段、托架、大配重、中央框架、100 t剪切作动筒、拉板、长过渡段、杠杆、60 t拉伸作动筒、拉伸框架、前底座、前承力框架、拉伸旋转轴、200 t拉伸作动筒、100 t拉伸作动筒、5.8 m扣重横梁、7.4 m扣重横梁、7 m扣重横梁、加载随动轴、伸缩轴套、加载框架、500 mm旋转轴套、700 mm旋转轴套、200 mm旋转轴套等共31种部件装配而成
[42],如
图23所示。
固定框架系统由后承力框架、后底座、短过渡段、中央框架、长过渡段、前底座、前承力框架通过对接螺栓装配而成, 如
图24所示。固定框架为双框架结构,其核心是中央框架。中央框架结有四项功能:一是连接装配固定框架,二是通过中央框架上安装的加载随动轴安装加载框架;三是安装剪切作动筒;四是中央框架上部加工有两只长条孔,用于加载框架扣重。
随动框架系统由加载框架、加载随动轴、拉伸旋转轴、拉伸框架、伸缩轴套装配而成, 如
图25所示。首先将加载随动轴安装在中央框架上,将拉伸旋转轴安装在前承力框架上;随后将加载框架安装在加载随动轴上,将拉伸框架的两端分别安装在拉伸旋转轴和加载随动轴上;最后用两套伸缩轴套将加载框架与拉伸框架连接。伸缩轴套由大轴套和小轴套装配而成,可以伸长或缩短;当机身壁板伸长变形时,伸缩轴套缩短;当机身壁板缩短变形时,伸缩轴套伸长;当机身壁板旋转时,加载框架和拉伸框架一同旋转。
加载随动轴仅与加载框架装配在一起,并未与D夹具连接,在D夹具连接一侧,加载随动轴并未凸出加载框架外端面。加载框架可以连同加载随动轴一起左右移动各100 mm。
加载系统包括3只压缩作动筒、4只拉伸作动筒、两只剪切作动筒、40号槽钢焊接杠杆和拉板等。
拉伸作动筒包括2只200 t作动筒和1只100 t作动筒,3只作动筒收缩将拉伸载荷施加到机身壁板形心上。拉伸旋转轴布置在机身壁板形心处,3只作动筒施加拉伸载荷时,加载框架相对于拉伸旋转轴会产生不平衡的弯矩,该弯矩通过布置在拉伸框架下方的一个60 t作动筒施加的载荷来配平,该作动筒另一端通过40号槽钢焊接杠杆和拉板连接到固定框架系统的后底座上。
压缩作动筒组包括两个200 t作动筒和一个100 t作动筒,3只作动筒收缩将压缩载荷施加到机身壁板形心上。
剪切作动筒组包括两个载荷100 t作动筒,一只作动筒收缩,另一只作动筒外伸,以扭矩形式施加机身壁板剪切载荷。
扣重系统由7.4 m重横梁、7 m扣重横梁、5.8 m扣重横梁、小配重、大配重和5根钢索组成,包含加载框架扣重、拉伸框架连同拉伸作动筒扣重、压缩作动筒扣重、D夹具连同机身壁板扣重四部分。加载框架采用滑轮组导向的方式扣重。拉伸框架连同拉伸作动筒扣重采用导向悬挂方式扣重。压缩作动筒采用滑轮组导向的方式扣重。
托架放置在机身壁板和D夹具的下面,托架即可扣除机身壁板和D夹具重量,又可保证机身壁板和D夹具在剪切载荷作用下旋转变形和在拉伸/压缩载荷作用下水平移动。
6.4 试验结论
验证实验表明,试验装置可施加内压载荷0.15 MPa,拉伸载荷4 000 kN,压缩载荷4 000 kN,剪切载荷3 750 kN·m;机身壁板试验件长度可达4 200 mm,弦长可达3 100 mm;试验装置可完成机身壁板11种载荷工况强度试验。
7 结论
机身壁板联合加载试验技术创新点共有如下4项。
(1)D夹具边界条件模拟技术:基于机身壁板结构和力学特性,按照机身筒段构型设计的半圆形D夹具,很好地模拟了机身壁板的边界条件。
(2)载荷分离技术:一是载荷分离施加,3只拉伸作动筒通过拉伸加载框架将拉伸载荷施加在机身壁板的形心上;3只压缩作动筒通过拉伸加载框架将压缩载荷施加在机身壁板的形心上;2只剪切作动筒通过扭转加载框架施加机身壁板剪切载荷;内压载荷通过充气方式施加。二是载荷分离传递,拉伸和压缩载荷通过加载框架水平传递到机身壁板形心上,剪切载荷通过扭转气密端板以剪流方式传递到机身壁板上,内压载荷通过充气方式传递到机身壁板内壁上。
(3)压心随动加载技术:在剪切载荷的作用下,机身壁板和D夹具的旋转变形,与拉伸作动筒组、压缩作动筒组的旋转变形一致,确保拉伸-压缩载荷始终施加在机身壁板的形心上。加载框架即可围绕加载随动轴旋转,也可以连同加载随动轴一起左右移动各100 mm。
(4)拉伸/压缩平动加载技术:加载框架可在拉伸或压缩载荷的作用下沿加载随动轴水平移动左右各100 mm,试验装置不限制机身壁板在拉伸或压缩载荷作用下变形。
机身壁板联合加载试验研究结果表明,试验加载能力由原本200 t级提升到400 t级,试验工况由单一工况或简单联合工况拓展至复杂联合工况,试验技术大幅度提高了中国机身壁板试验能力,满足了中国支线飞机、单通道飞机、双通道飞机和大型飞机结构选型和强度验证需求。
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