淺議飛機結(jié)構(gòu)靜強度試驗與應(yīng)力分析一體化技術(shù)

【摘 要】對靜強度試驗與應(yīng)力分析一體化技術(shù)中試驗測量值與理論分析結(jié)果相關(guān)性分析評估進行重點闡述，并通過實例說明試驗與應(yīng)力分析一體化技術(shù)中試驗與分析相關(guān)性評估過程。

【關(guān)鍵詞】靜力試驗、應(yīng)力分析、結(jié)構(gòu)響應(yīng)、相關(guān)性

一、引言

隨著航空技術(shù)的發(fā)展，對飛機結(jié)構(gòu)的安全性要求越來越高，新機型的研制、新結(jié)構(gòu)和新材料的應(yīng)用都需要進行充分的試驗加以驗證。

飛機結(jié)構(gòu)靜力試驗是保證飛機結(jié)構(gòu)完整性的最重要的手段之一。目前，飛機結(jié)構(gòu)分析還不能完全驗證飛機結(jié)構(gòu)的強度，只有通過飛機結(jié)構(gòu)試驗最終確定飛機結(jié)構(gòu)強度是否滿足設(shè)計要求，同時驗證強度計算分析的合理性。

結(jié)構(gòu)靜強度是驗證結(jié)構(gòu)在限制載荷和極限載荷下的結(jié)構(gòu)強度和剛度是否滿足設(shè)計要求，從本質(zhì)上講，是驗證飛機結(jié)構(gòu)是否具有足夠的安全裕度，以保證飛機結(jié)構(gòu)遇到突然高載時是安全的，為飛機長期使用提供強度儲備。

《軍用飛機強度和剛度規(guī)范》（GJB67.9A—2008）中3.2設(shè)計研制試驗的3.2.1靜強度設(shè)計研制試驗和3.3全尺寸結(jié)構(gòu)靜強度試驗對飛機結(jié)構(gòu)靜力試驗作了具體規(guī)定。

飛機結(jié)構(gòu)靜強度試驗與應(yīng)力分析一體化技術(shù)一般包含三個部分：第一，結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析；第二，計算機輔助試驗設(shè)計，試驗數(shù)據(jù)處理及實時顯示，并結(jié)合分析結(jié)果解釋結(jié)構(gòu)響應(yīng)；第三，試驗結(jié)果與理論分析結(jié)果相關(guān)性分析評估，對于不一致狀態(tài)，尋找原因，改進分析模型，對于一致狀態(tài)，給出結(jié)構(gòu)強度結(jié)論，并提出改進設(shè)計意見。本文重點闡述試驗與應(yīng)力分析一體化技術(shù)第三個部分。

二、試驗載荷下的試驗件結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析

飛機結(jié)構(gòu)靜力分析是制定靜力試驗方案、編制試驗任務(wù)書的基礎(chǔ)。在規(guī)劃靜強度試驗之前，需要完成飛機結(jié)構(gòu)強度校核分析工作，確定試驗考核部位，選取試驗載荷情況，掌握結(jié)構(gòu)考核部位的應(yīng)力水平。

試驗機的結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析的技術(shù)和方法與結(jié)構(gòu)強度校核分析基本相同，分析模型也來源于結(jié)構(gòu)強度分析模型，但試驗機的結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析與結(jié)構(gòu)強度校核分析也存在較大的差異。

試驗機的結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析，首先一般需進行總體有限元應(yīng)力分析，施加在模型上的載荷，特別是節(jié)點載荷要求盡量模擬試驗載荷進行施加，采用載荷等效技術(shù)將試驗設(shè)計的膠布帶載荷分配到有限元網(wǎng)格的節(jié)點上。

結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析模型的邊界約束要盡量模擬試驗機的支持狀態(tài)，對于試驗件采用支持夾具固定的試驗，模型中應(yīng)該包含夾具的模型。全機懸浮支持狀態(tài)試驗，以起落架及對稱軸上的點作為剛性限制點。對需要進一步考慮細節(jié)受力時，支持夾具與結(jié)構(gòu)的連接要仔細模擬，考慮釘載分配、接觸等因素。

為了后續(xù)進行試驗結(jié)果與理論分析的相關(guān)性分析，需要試驗的一個測量點能對應(yīng)理論分析的一個計算結(jié)果，為此一般在結(jié)構(gòu)強度校核分析模型的基礎(chǔ)上，根據(jù)試驗測量點布置情況，修改、調(diào)整有限元模型。一種方法是調(diào)整有限元網(wǎng)格，使節(jié)點對應(yīng)于應(yīng)變或位移測量點，另一種方法是適當修改有限元輸出請求，通過插值處理使試驗測量點有對應(yīng)的輸出結(jié)果。

結(jié)構(gòu)總體應(yīng)力分析可以得到結(jié)構(gòu)總體應(yīng)力分布和傳力路徑，但飛機很多結(jié)構(gòu)細節(jié)部位受力復(fù)雜，加之材料非線性、幾何非線性、失穩(wěn)、接觸、制造缺陷、應(yīng)力集中等因素的影響，無法得到細節(jié)部位的應(yīng)力分布，需要采用“二次分析”技術(shù)，即在總體應(yīng)力分析基礎(chǔ)上，建立細節(jié)分析模型，根據(jù)總體分析結(jié)果確定細節(jié)模型的邊界條件（一般采用邊界位移法或邊界力法）進行進一步分析。

三、飛機結(jié)構(gòu)靜力試驗與應(yīng)力分析相關(guān)性評估

飛機結(jié)構(gòu)靜力試驗與應(yīng)力分析相關(guān)性評估，是通過對試驗及考核部位的測量結(jié)果，主要是位移、應(yīng)變或應(yīng)力與結(jié)構(gòu)理論分析結(jié)果的綜合評估，找出測量值和計算值的一致與不一致之處，并對不一致的數(shù)據(jù)，從試驗和理論分析兩方面尋找原因，從而改進試驗方法和理論分析的建模方法，使兩者得到的結(jié)果趨于一致，提高結(jié)構(gòu)分析和試驗質(zhì)量。

（一）測量數(shù)據(jù)的處理和分析

試驗測量數(shù)據(jù)的準確性直接關(guān)系到試驗的成敗。試驗數(shù)據(jù)的處理宗旨是對測量數(shù)據(jù)進行計算，得到所需要的結(jié)果，通過數(shù)據(jù)處理，利用處理結(jié)果解釋結(jié)構(gòu)的應(yīng)力、應(yīng)變、變形等結(jié)構(gòu)響應(yīng)，判斷結(jié)構(gòu)的受力狀態(tài)以及損傷模式。

試驗測量數(shù)據(jù)處理和分析主要包括測量數(shù)據(jù)中無效數(shù)據(jù)的判別和剔除、測點數(shù)據(jù)回歸分析，測點應(yīng)力計算等工作。

靜強度試驗中，由于試驗機的自重和加載系統(tǒng)附加重量的存在，即使試驗中進行了扣重（扣除試驗機的自重和加載系統(tǒng)附加重量），也存在扣重位置分布問題，導(dǎo)致理想的零載實際不存在。因此，試驗過程中初始的兩三個加載階段測量的數(shù)據(jù)并不能代表結(jié)構(gòu)的真實應(yīng)變和撓度，要給出結(jié)構(gòu)實際應(yīng)變及撓度需要經(jīng)過數(shù)據(jù)處理并加以修正。在結(jié)構(gòu)線彈性范圍內(nèi)，應(yīng)變、撓度的增量與載荷增量成正比，采用線性回歸方法，取線性階段數(shù)據(jù)反推出坐標原點，即結(jié)構(gòu)的零載狀態(tài)。

對于結(jié)構(gòu)試驗中的位移測量，必須要消除試驗件的剛體位移，即消除實驗中機體結(jié)構(gòu)的平移、俯仰、滾轉(zhuǎn)對位移測量的影響。

（二）試驗與應(yīng)力分析相關(guān)性評估

在進行試驗與應(yīng)力分析相關(guān)性評估前，一般需要進行結(jié)果的可比性處理。

因試驗測量點與分析計算輸出點位置差異，結(jié)果評估前需進行一定的處理，即利用插值方法對分析結(jié)果進行可比性處理。對于應(yīng)力狀態(tài)復(fù)雜部位，試驗件結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析模型選用元素時就需注意選取相應(yīng)應(yīng)力狀態(tài)的有限元素，用以表征應(yīng)力狀態(tài)。

試驗與應(yīng)力分析相關(guān)性評估一般分為線性加載階段評估和非線性加載階段評估。線性加載階段評估主要采用兩種評估方法：統(tǒng)計評估和區(qū)域評估。

統(tǒng)計評估方法就是在統(tǒng)計技術(shù)的基礎(chǔ)上建立理論分析結(jié)果與試驗測量結(jié)果之間的關(guān)系，對測量結(jié)果與計算值進行評估，宏觀上給出試驗與分析的一致性程度。特別是對重點考核部位進行評估。

區(qū)域評估是通過繪制響應(yīng)分布曲線、等高線等，將計算結(jié)果和試驗結(jié)果相互比較，根據(jù)區(qū)域變化趨勢、誤差大小判別區(qū)域試驗與分析的一致性程度，找出局部響應(yīng)的差異，給出試驗曲線和理論計算曲線的方差，作為相關(guān)性評估的參數(shù)，從而指導(dǎo)局部模型的修正。

試驗進入高載階段，結(jié)構(gòu)有可能局部進入塑性，測量應(yīng)變需要按非線性處理，在非線性求解的基礎(chǔ)上進行相關(guān)性評估，即非線性加載階段評估?？梢钥疾旌吞岣邔Y(jié)構(gòu)在高載階段的內(nèi)力重新分布、結(jié)構(gòu)破壞模式分析預(yù)估的能力。

（三）飛機結(jié)構(gòu)分析模型修改

根據(jù)試驗與應(yīng)力分析相關(guān)性評估結(jié)果，當一致性程度較差時，考慮測量技術(shù)改進及計算分析模型修改。

測量技術(shù)改進，主要從加載系統(tǒng)和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)著手，檢查儀器、傳感器、應(yīng)變片的標定結(jié)果及有效性以及數(shù)據(jù)采集、信號調(diào)節(jié)系統(tǒng)是否存在不當?shù)闹噶?、操作；改進測量方式及測量點布置，根據(jù)試驗?zāi)Ｐ团c計算模型的差異，針對具體結(jié)構(gòu)，改變應(yīng)變片布置，使測量應(yīng)變既真實反映結(jié)構(gòu)局部受力特性，又便于相關(guān)性評估。

模型修改是理論分析指導(dǎo)下，以試驗數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)對結(jié)構(gòu)分析模型進行修正、完善和提高。主要針對模型輸入數(shù)據(jù)，如材料性質(zhì)、幾何數(shù)據(jù)、物理特性、邊界條件等。

模型的材料性質(zhì)一般取自材料手冊或供貨商提供的數(shù)據(jù)，與實際結(jié)構(gòu)材料會有一定的差異，最好采用材料試驗標定；幾何數(shù)據(jù)修改包括網(wǎng)格的細化、元素形狀的修改；物理特性修改主要修改元素類型、元素的等效面積和偏心等參數(shù)。

有限元分析中的鉸支或固支約束是理想的約束條件，與試驗的邊界約束存在一定差異，一般通過多測量邊界點位移值，修正測量數(shù)據(jù)，或用測量結(jié)果作為邊界約束重新進行計算分析。

四、相關(guān)性評估實例

下面以機身結(jié)構(gòu)油箱艙氣密側(cè)墻為例，說明試驗與應(yīng)力分析一體化技術(shù)的一般過程。

機身結(jié)構(gòu)中的氣密側(cè)墻主要承受氣密載荷，以單獨氣密情況進行結(jié)構(gòu)設(shè)計，側(cè)墻為梁板結(jié)構(gòu)，在總體有限元模型中，氣密側(cè)墻簡化為板元與梁元的組合，即腹板取為板元，立柱、側(cè)墻緣條取為梁元，側(cè)墻模型的節(jié)點設(shè)置在腹板的中性面上，側(cè)墻模型見圖1。

圖1 總體有限元模型中氣密側(cè)墻模型

首先對試驗測量值與分析結(jié)果可比性處理，確定測量點與有限元模型單元對照，同時對取極限載荷30%～67%試驗測量數(shù)據(jù)進行線性擬合，推算0%～67%的試驗值，并以相關(guān)參數(shù)對測量數(shù)據(jù)進行判別，確定對比分析的測量點數(shù)據(jù)。

以確定的測量點數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，從材料性質(zhì)、幾何數(shù)據(jù)、物理特性方面著手，通過多輪計算與模型修改，逐步達到分析結(jié)果與試驗測量值趨于一致，模型修改包括：

對總體模型中氣密側(cè)墻進行局部細化，增加了實際結(jié)構(gòu)中的小開口；

根據(jù)實際結(jié)構(gòu)，修改立柱型材的剖面特性，同時考慮立柱梁元偏心；

為保證立柱梁元界面應(yīng)力恢復(fù)點與應(yīng)變測量點位置一致，對立柱梁元應(yīng)力恢復(fù)點坐標進行了修改。

通過繪制應(yīng)力的統(tǒng)計評估曲線，可以得到計算結(jié)果與試驗結(jié)果在總體上是一致的，下表1為測量值與模型修改后的理論分析結(jié)果比較（測量點位于在立柱自由凸緣中間位，測量的立柱最大壓應(yīng)力σmin，σN、σMax為立柱軸力和最大拉應(yīng)力，單位：MPa）。

表1 有限元計算結(jié)果以及與試驗測量值比較

五、結(jié)束語

通過對靜強度試驗與應(yīng)力分析相關(guān)性評估，利用評估結(jié)果解釋結(jié)構(gòu)響應(yīng)，修正、完善計算分析模型，提高結(jié)構(gòu)強度設(shè)計、計算分析能力，為后續(xù)改進設(shè)計提供依據(jù)，同時在驗證理論分析正確性的基礎(chǔ)上，積累經(jīng)驗，總結(jié)提高。

作者簡介：

羅樹東（1974—），男，漢族，安徽舒城人，高級工程師，研究方向為強度設(shè)計和驗證技術(shù).

劉明明（1985—），男，漢族，湖北棗陽人，工程師，研究方向為強度設(shè)計和驗證技術(shù)