趙 翔 ,張妮娜 ,張俊龍
(1.西北工業(yè)大學(xué)工程力學(xué)系,西安 710129;2.中國航天科工集團第六研究院四十一所,呼和浩特 010010;3.中航飛機股份有限公司西安飛機分公司,西安 710089)
在飛機的結(jié)構(gòu)設(shè)計中,搭接接頭常用來連接和組裝飛機的各重要受力結(jié)構(gòu),實現(xiàn)各部件之間的載荷傳遞和分配,飛機結(jié)構(gòu)的破壞多源于這種連接細節(jié)[1]。飛機機翼壁板根部連接處的結(jié)構(gòu)形式對飛機的傳力和承載能力具有重要的影響,而且這些連接通常采用多釘?shù)倪B接方式,正確分析接頭的整體受力特性以及釘孔孔邊應(yīng)力分布特征是減小其應(yīng)力集中的基礎(chǔ)與關(guān)鍵[2-3]。
雖然可以通過試驗的方法得到結(jié)構(gòu)在外載下的受力分布,但是由于測量應(yīng)變的數(shù)量有限,并且載荷的傳遞效率隨結(jié)構(gòu)形式的變化規(guī)律需要通過大量試驗進行測試,需要耗費大量的人力物力和時間。隨著型號研制任務(wù)的日益繁重,完全通過試驗來探索結(jié)構(gòu)的最優(yōu)傳力形式是不現(xiàn)實的[4-5]。有限元方法作為一種數(shù)值計算手段,結(jié)合試驗驗證的方法,在目前的研發(fā)性試驗中具有廣泛的應(yīng)用,例如高揚等[6]使用有限元法對某機翼連接接頭的應(yīng)力進行了分析,并對界面的構(gòu)型進行了優(yōu)化設(shè)計,可有效減少飛機的設(shè)計周期。陳磊等[7]采用有限元方法對飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中的傳力路徑進行了量化,得到了最佳的傳力路徑,對傳統(tǒng)的優(yōu)化方法具有較大的指導(dǎo)作用。邱春圖等[8]研究了有限元模型符合試驗結(jié)果的條件,提出對有限元模型根據(jù)試驗數(shù)據(jù)進行調(diào)整,才能得到可靠的有限元模型。
關(guān)于多釘連接結(jié)構(gòu)的分析,目前有解析法、試驗研究以及有限元計算分析法。由于緊固件與孔邊的變形和應(yīng)力狀態(tài)相當復(fù)雜,難以用數(shù)學(xué)表達式進行描述,且各釘之間相互影響導(dǎo)致旁路載荷與釘載的測定非常困難,有限元方法成為該領(lǐng)域應(yīng)用最為廣泛的研究手段。陳海歡等[9]用4種簡化螺釘單元計算分析了單搭接多排連接結(jié)構(gòu)的釘載分配,并對其進行了對比研究,發(fā)現(xiàn)組合單元可更準確地計算緊固件的釘載。劉向東等[10]通過應(yīng)變電測技術(shù)獲得連接件典型截面應(yīng)變分布,再間接估算釘載分配比例,建立了試驗件二維、三維有限元模型,發(fā)現(xiàn)雖然應(yīng)變的計算與實測值吻合,但是釘載的分配計算結(jié)果與實測結(jié)果存在較大偏差。
本文通過對某飛機機翼上壁板不同形式的根部連接進行壓縮試驗,并加載至破壞,以評定各類型的承載能力及傳力效率。通過有限元方法,建立考慮螺釘?shù)娜S有限元模型,對連接形式進行優(yōu)化并分析破壞的原因,研究各螺釘?shù)尼斴d分配,優(yōu)選出適合某飛機的根部連接形式,為機翼壁板根部連接結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計提供依據(jù)。
上壁板根部的連接形式為3種方案:A類1型、A類2型和B類。通過靜力壓縮試驗研究壁板根部連接處的傳力、變形、承載能力,將載荷加載至破壞,對破壞結(jié)果的原因進行分析,對3種類型進行對比分析,形成優(yōu)選結(jié)果。
應(yīng)變片分布如圖1~2所示,根據(jù)有限元理論計算得到上壁板的估計極限載荷值,然后根據(jù)該極限載荷值制定初步試驗加載方案。試驗過程中,首先按照極限載荷值的5%進行預(yù)加載,逐級加至15%(每級5%),保持30s,卸載至零載荷,檢查試驗件、夾具和儀器,最終確定后面所有試驗件的最后加載方案,根據(jù)理論計算上壁板的極限載荷值為650kN。
圖1 A類1型、A類2型側(cè)面和正面根部連接形式應(yīng)變片分布Fig.1 Frontal and profile view images the strain qaqes distribution of the strain gages distribution of type A-1 and A-2
圖2 B類的側(cè)面和正面根部連接形式應(yīng)變片分布Fig.2 Frontal and profile view images of the strain gages distribution of type B
由于試件的長寬之比較小,因此可以忽略附加彎矩的影響。3種類型的載荷-位移曲線如圖3所示。從圖3中可以得到各型試驗件平均破壞載荷數(shù)據(jù):壓縮A類1型平均破壞載荷為600.75kN;壓縮A類2型平均破壞載荷為640.35kN;壓縮B類平均破壞載荷為563.86kN。
A類1型在初始壓縮加載階段(1~3mm)載荷較高,但是最后破壞載荷最高的是A類2型,其破壞載荷為640.35kN。由于結(jié)構(gòu)主要在彈性范圍內(nèi)工作,因此單憑破壞載荷,并不能代表其承載能力就高,還需要研究結(jié)構(gòu)的應(yīng)力集中、螺釘載荷甚至是屈服載荷來衡量方案的優(yōu)劣。
從測試結(jié)果來看,結(jié)構(gòu)的應(yīng)力集中均發(fā)生在長桁與壁板根部的連接位置,也就是3號、10號應(yīng)變片的位置,破壞載荷時應(yīng)力水平可達到370MPa。壓縮試驗中,試驗件失效都是由于螺栓受剪斷裂導(dǎo)致,根據(jù)應(yīng)變測試結(jié)果可以得到A類1型鉚釘之間的載荷分配更均勻。相比A類1型試件,雖然A類2型試件的破壞載荷較高,但是在同一載荷水平下,其變形更大。在飛機結(jié)構(gòu)中,考慮強度因素的同時,還需要考慮結(jié)構(gòu)剛度的因素。因此,A類1型試件的結(jié)構(gòu)更趨合理。
圖3 上壁板壓縮試驗載荷-位移曲線Fig.3 Load-displacement curve of the outboard wing panels in compressive tests
采用Abaqus有限元軟件進行模擬,上壁板3種選型方案CAE模型,固支底面,上面通過耦合方法施加向下的位移邊界條件(壓縮),如圖4所示,最大位移為6mm。長桁根部與連接處采用螺栓連接,蒙皮和長桁螺栓半徑為4mm,螺栓的剪切力為41.386kN;其余螺栓半徑為4.5mm,其剪切力為64.944kN;結(jié)構(gòu)各個零部件的材料性能如表1所示。
圖4 上壁板壓縮有限元模型示意Fig.4 FEM of the top panel
表1 各部件的力學(xué)性能
計算得到3種方案結(jié)構(gòu)的載荷-位移曲線如圖5所示,在最開始加載階段(1~3mm)時,A類1型方案的載荷較高;當超過3mm時,A類2型方案的載荷超過1號方案成為最高,B類方案始終載荷較小。根據(jù)載荷-位移曲線可以預(yù)估結(jié)構(gòu)的破壞載荷,A類1型方案破壞載荷約在600kN左右,A類2型方案破壞載荷約在700kN左右,B類方案破壞載荷約在600kN左右。由于在結(jié)構(gòu)中不能允許材料發(fā)生塑性變形,所以只看破壞載荷的大小是不夠的,需要衡量它們屈服載荷的大小,如表2所示。在上壁板A類1型方案的MISES應(yīng)力云如圖6所示,可以看出,螺栓對上壁板結(jié)構(gòu)的承載有較大的影響。
由于上壁板破壞方式為螺栓剪斷,因此提取壓縮載荷對應(yīng)的螺栓載荷如果達到螺栓的剪切載荷,則說明試件破壞斷裂。螺釘編號A類2型方案的壓縮載荷達到600kN 左右時,6、7、10、11號螺釘其剪切載荷達到破壞值64.944kN,說明這4個螺栓的承載比較大。A類1型與B類、A類2型方案類似,都是6、7、10、11號螺釘首先達到破壞載荷,當達到屈服載荷時各方案的螺釘載荷數(shù)據(jù)如表3所示,計算得到的螺釘載荷之和約等于施加的屈服載荷。
針對3種方案,比較每種方案各個螺栓之間最小剪切力與最大剪切力之比(設(shè)計時盡可能滿足最小值與最大值的比接近1,以使各個螺栓之間的剪切力分布更均勻)。3種方案各自螺栓所受剪力的最小值與最大值之比分別為0.831(26.399kN/31.789kN)、0.826(23.442kN/28.387kN)、0.707(20.415kN/28.878kN),從比值的大小可以說明為什么上壁板A類1型方案的承載能力最好。
圖5 有限元計算得到結(jié)構(gòu)的載荷-位移曲線Fig.5 Load-displacement curve of the top panel calculated by FE
表2 有限元計算得到各方案的屈服載荷大小
表3 3種方案的螺釘載荷
通過計算和試驗均得到A類1型方案的承載能力較強,由于本試驗?zāi)康闹饕强疾旄看罱拥男问綄Y(jié)果的影響。A類1型的原始方案中的斜角角度為30°,這里考察斜角為20°、25°、35°時(相應(yīng)的,接頭長度、螺釘位置都會有變化),A類1型方案結(jié)構(gòu)的屈服載荷和應(yīng)力分布。
對于A類1型方案,考慮長桁根部斜角的變化,原始斜角為30°,這里考察斜角為20°、25°、35°時(相應(yīng)的接頭長度、螺釘位置都會有變化),結(jié)構(gòu)的屈服載荷和應(yīng)力分布通過計算得到,20°斜角結(jié)構(gòu)的屈服載荷為236kN,相應(yīng)的位移為1mm;斜角為25°、30°、35°時結(jié)構(gòu)的屈服載荷分別為294kN、354kN、306kN,屈服載荷隨斜角角度變化如圖7所示,說明試驗中選擇的30°斜角是最好的。
圖6 A類1型達到屈服載荷時的等效應(yīng)力云Fig.6 Cloud of equivalent stress of A-1 while the panel is led to the yielded state
圖7 屈服載荷隨斜角角度的變化Fig.7 Yield load changes with angle
本文通過試驗測試和有限元計算的方法,對某飛機機翼根部典型長桁與蒙皮壁板根部連接的承載能力、釘載、失效模式進行了分析。通過試驗發(fā)現(xiàn),上壁板A類1型方案的綜合承載能力最好,其主要破壞方式為螺栓的剪切斷裂。根據(jù)有限元計算結(jié)果發(fā)現(xiàn),A類1型方案的屈服載荷為354kN,在3種方案中最高,并且各螺栓的受力更為均勻。通過對長桁根部不同斜角的計算發(fā)現(xiàn),當斜角為30°時,A類1型方案的屈服載荷最高。
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