郭瓊，劉瑋，裴連杰，郭俊豪

中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所 全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 西安 710065

近年來(lái)，復(fù)合材料越來(lái)越廣泛的應(yīng)用于航天航空飛行器，波音787和空客A380使用復(fù)合材料作為承力結(jié)構(gòu)，不僅減輕了結(jié)構(gòu)重量、降低了耗油量，同時(shí)獲得了優(yōu)異的力學(xué)性能。但另一方面，復(fù)合材料相對(duì)傳統(tǒng)金屬材料在制造工藝和服役歷史上還沒(méi)有足夠的經(jīng)驗(yàn)可循，咨詢(xún)通告AC20-107B對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)驗(yàn)證進(jìn)行了詳細(xì)的說(shuō)明，明確了金字塔式的積木試驗(yàn)方法是可接受的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件試驗(yàn)驗(yàn)證方法，復(fù)合材料部件級(jí)試驗(yàn)作為金字塔的“頂端”，承擔(dān)著復(fù)合材料結(jié)構(gòu)適航符合性驗(yàn)證的重要角色。

國(guó)內(nèi)目前有學(xué)者對(duì)民機(jī)復(fù)合材料適航驗(yàn)證工作做了一些分析研究。李戈嵐和成萬(wàn)植1994年探討了某軍機(jī)機(jī)翼整體油箱靜力、耐久性和損傷容限一體化試驗(yàn)，給出了一整套符合結(jié)構(gòu)完整性大綱要求的驗(yàn)證技術(shù)和工程上實(shí)用的試驗(yàn)程序；湯家力等以某民用飛機(jī)翼梢小翼疲勞與損傷容限試驗(yàn)為例，對(duì)民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件級(jí)疲勞與損傷容限試驗(yàn)的目的、適航要求、驗(yàn)證思路、實(shí)施過(guò)程進(jìn)行了介紹；劉佳根據(jù)國(guó)際先進(jìn)機(jī)型的全尺寸適航驗(yàn)證試驗(yàn)方法，建立了一套民用飛機(jī)復(fù)合材料球面框全尺寸級(jí)適航驗(yàn)證試驗(yàn)方法，通過(guò)研發(fā)試驗(yàn)證實(shí)了此方法的可行性。以上研究主要集中在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)驗(yàn)證試驗(yàn)的規(guī)劃和試驗(yàn)程序，缺少相關(guān)試驗(yàn)的具體研究工作，尤其試驗(yàn)實(shí)施內(nèi)容提及較少，試驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐單薄。

過(guò)去的全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)均以金屬結(jié)構(gòu)為主，已經(jīng)形成了一套完善的全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞試驗(yàn)規(guī)劃和實(shí)施體系，相關(guān)試驗(yàn)技術(shù)也達(dá)到了國(guó)際領(lǐng)先水平。劉冰總結(jié)了國(guó)內(nèi)外全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)支持方案并提出了一種基于起落架的靜定支持與雙向約束技術(shù)；劉瑋等以民機(jī)結(jié)構(gòu)機(jī)身垂向加載方式為研究對(duì)象，分析對(duì)比了3種加載方案并提出了基于地板結(jié)構(gòu)的機(jī)身雙層雙向加載技術(shù)；王逾涯等研究了3種形式的加載塊在某型飛機(jī)減速板上的應(yīng)用；巴曉蕾等主要針對(duì)航天復(fù)合材料機(jī)翼疲勞試驗(yàn)加載技術(shù)開(kāi)展研究，提出了一種可以在結(jié)構(gòu)表面施加多向分布式疲勞載荷的加載系統(tǒng)。以上研究都是以全尺寸整機(jī)靜力/疲勞試驗(yàn)技術(shù)為主，大部件試驗(yàn)方面，Accardo等研制了一套聯(lián)合試驗(yàn)加載裝置，可開(kāi)展直徑1～1.9 m、最大長(zhǎng)度5 m的機(jī)身筒段和壁板結(jié)構(gòu)靜力/疲勞試驗(yàn)，通過(guò)少量作動(dòng)筒以集中加載的方式最大可施加3 000 kN軸向載荷及3 000 kN剪力載荷，并以某一壁板試驗(yàn)為例介紹了試驗(yàn)結(jié)果。Rouse在報(bào)告中也介紹了一種類(lèi)似的加載裝置，可開(kāi)展最大直徑4.6 m、長(zhǎng)度13.7 m的機(jī)身筒段試驗(yàn)；鄭建軍等針對(duì)某翼身組合體試驗(yàn)介紹了一種平面?zhèn)鬏d形式的機(jī)身加載夾具設(shè)計(jì)思路和流程。以上研究均為同類(lèi)問(wèn)題提供了良好的借鑒，但未提及相關(guān)裝置的設(shè)計(jì)細(xì)節(jié)和機(jī)身結(jié)構(gòu)的分布載荷及客/貨艙地板結(jié)構(gòu)載荷施加方法，相關(guān)的邊界模擬、約束、加載等試驗(yàn)技術(shù)研究較少。

全尺寸復(fù)合材料機(jī)身筒段靜力/疲勞試驗(yàn)試驗(yàn)件是由19個(gè)復(fù)合材料機(jī)身框考核段和前后分別為兩個(gè)復(fù)合材料機(jī)身框過(guò)渡段組成的等直結(jié)構(gòu)，長(zhǎng)15.6 m，寬6.3 m，高6.5 m。兩年內(nèi)交替完成2倍疲勞試驗(yàn)和13項(xiàng)限制載荷靜力試驗(yàn)及2項(xiàng)極限載荷靜力試驗(yàn)。本文對(duì)試驗(yàn)難點(diǎn)進(jìn)行了分析，提出了適用于民機(jī)復(fù)合材料機(jī)身全尺寸筒段結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度試驗(yàn)驗(yàn)證方案和技術(shù)，解決了超大直徑復(fù)雜載荷邊界模擬、大自重試驗(yàn)系統(tǒng)靜定約束與安全保護(hù)、全復(fù)材結(jié)構(gòu)靜力/疲勞聯(lián)合試驗(yàn)高效實(shí)施三項(xiàng)技術(shù)難題，研制了相關(guān)試驗(yàn)裝置，為后續(xù)同類(lèi)試驗(yàn)及相關(guān)型號(hào)研制打下堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

1 大直徑大載荷機(jī)身特殊邊界模擬

試驗(yàn)件過(guò)渡段以外的載荷包含機(jī)頭和中后機(jī)身載荷，為確保結(jié)構(gòu)考核段承載真實(shí)、考核準(zhǔn)確，必須將機(jī)身結(jié)構(gòu)的慣性載荷、氣動(dòng)載荷及客/貨艙地板慣性載荷都經(jīng)過(guò)渡段準(zhǔn)確傳遞至考核段。復(fù)雜的邊界條件、大量級(jí)的試驗(yàn)載荷以及超大增壓容積使試驗(yàn)載荷的施加面臨很大挑戰(zhàn)。

通過(guò)分布載荷—集中載荷—分布載荷的轉(zhuǎn)換方式實(shí)現(xiàn)過(guò)渡段外載荷的等效施加。如圖1所示，在前后過(guò)渡段處通過(guò)密封蓋設(shè)置承載盒和多組加載接頭，將過(guò)渡段外載荷轉(zhuǎn)變?yōu)榧休d荷和彎矩施加；采用均勻分布的雙排螺栓和過(guò)渡段對(duì)接，經(jīng)對(duì)接螺栓將上述集中載荷轉(zhuǎn)化為分布載荷，傳遞至前后過(guò)渡段。

圖1 密封蓋和機(jī)身對(duì)接示意圖Fig.1 Butt-joint diagram of sealing cover and fuselage

后密封端蓋的結(jié)構(gòu)示意圖如圖2所示，外形尺寸達(dá)到10 m×10 m。將傳統(tǒng)的整塊密封鋼板替換為拼接鋁板，整體結(jié)構(gòu)減重超過(guò)50%，減小了密封端蓋對(duì)試驗(yàn)件造成的附加載荷約400 kN，也極大降低了試驗(yàn)系統(tǒng)的約束及加載難度。加載底座通過(guò)承載盒橫跨對(duì)接螺栓，確保通過(guò)密封蓋將集中載荷轉(zhuǎn)為均布載荷的過(guò)程中對(duì)接螺栓均勻承載，載荷傳遞真實(shí)準(zhǔn)確，可以同時(shí)最大承載航向約700 kN載荷和18 000 kN·m的彎矩，等效優(yōu)化后的邊界載荷在端口處和理論載荷相比誤差小于2%。

圖2 后密封端蓋示意圖Fig.2 Schematic diagram of rear sealing cover

與以往類(lèi)似結(jié)構(gòu)試驗(yàn)不同，試驗(yàn)中要同步施加機(jī)身增壓載荷，保障氣密的同時(shí)還要方便試驗(yàn)期間艙內(nèi)作業(yè)。因此，在前密封蓋設(shè)置了專(zhuān)用密封門(mén)直達(dá)客艙和貨艙，如圖 1所示。密封門(mén)設(shè)置為內(nèi)開(kāi)模式，采用專(zhuān)用鉸鏈和開(kāi)啟鎖，確保了增壓試驗(yàn)后開(kāi)啟的安全性和便捷性；實(shí)現(xiàn)了400 m、90 kPa機(jī)身艙快速充卸壓。最大增壓載荷為138 kPa， 試驗(yàn)中氣密艙門(mén)最大變形小于5 mm，經(jīng)試驗(yàn)后開(kāi)關(guān)檢查表明密封門(mén)功能不受影響。

2 撐桿-差動(dòng)組合靜定約束系統(tǒng)

全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞試驗(yàn)中合理的約束設(shè)置是試驗(yàn)安全、順利進(jìn)行的根本保障，是試驗(yàn)設(shè)計(jì)過(guò)程的重要環(huán)節(jié)。和文獻(xiàn)[12-14]中研究的整機(jī)試驗(yàn)不同，試驗(yàn)系統(tǒng)停機(jī)狀態(tài)重達(dá)800 kN，加之1 500 kN垂向載荷，并且無(wú)起落架或其他可承載結(jié)構(gòu)，必須在非重點(diǎn)考核且承載能力較大的部位設(shè)置約束。此外，好的約束系統(tǒng)還應(yīng)具備方便調(diào)整試驗(yàn)件姿態(tài)、精確施加邊界載荷、可實(shí)時(shí)監(jiān)控約束點(diǎn)載荷用以評(píng)估試驗(yàn)載荷施加準(zhǔn)確性的功能。相關(guān)文獻(xiàn)以及過(guò)去的大多數(shù)此類(lèi)試驗(yàn)中的試驗(yàn)件至少有一端整體安裝在承力墻實(shí)現(xiàn)約束，大量級(jí)試驗(yàn)載荷和大自重試驗(yàn)系統(tǒng)使得現(xiàn)有的承力墻承載能力均不滿足試驗(yàn)要求；基于一體化承載框架軟式吊裝約束方式也需要強(qiáng)度和尺寸較大的專(zhuān)用結(jié)構(gòu)，試驗(yàn)過(guò)程中換裝難度大，風(fēng)險(xiǎn)高。

撐桿式約束是一種新型約束，結(jié)構(gòu)形式簡(jiǎn)單、承載能力強(qiáng)、單點(diǎn)雙向可調(diào)節(jié)高度，如圖3所示。在、、點(diǎn)分別設(shè)置1個(gè)撐桿式垂向約束，提供試驗(yàn)系統(tǒng)垂向、俯仰、滾轉(zhuǎn)約束；在點(diǎn)采用位控作動(dòng)筒提供試驗(yàn)系統(tǒng)航向約束；在、點(diǎn)設(shè)置側(cè)向向左約束，、點(diǎn)設(shè)置側(cè)向向右約束，在試驗(yàn)初始階段給定預(yù)緊力，試驗(yàn)中一組對(duì)稱(chēng)的側(cè)向約束如、兩點(diǎn)的合力提供前端蓋處的側(cè)向雙向約束；共組成兩組側(cè)向雙向差動(dòng)軟約束，提供試驗(yàn)系統(tǒng)側(cè)向及偏航約束。以上約束點(diǎn)組成一套6自由度撐桿-差動(dòng)式組合支持系統(tǒng)，每個(gè)約束點(diǎn)上均安裝有測(cè)力傳感器，記錄試驗(yàn)中約束點(diǎn)的載荷。

圖3 靜定支持系統(tǒng)示意圖Fig.3 Schematic diagram of statically determinate support system

長(zhǎng)試驗(yàn)周期要求試驗(yàn)過(guò)程中約束系統(tǒng)傳感器可以隨時(shí)安全便捷換裝，給安全試驗(yàn)帶來(lái)挑戰(zhàn)。由支撐托架和千斤頂升降結(jié)構(gòu)組成的試驗(yàn)系統(tǒng)專(zhuān)用保護(hù)及換裝系統(tǒng)，和前后密封蓋設(shè)有專(zhuān)用接觸槽，如圖4所示。保護(hù)系統(tǒng)可以通過(guò)千斤頂結(jié)構(gòu)調(diào)節(jié)總重800 kN的試驗(yàn)系統(tǒng)高度，將試驗(yàn)系統(tǒng)的所有重量穩(wěn)定地轉(zhuǎn)移到自身承載，滿足約束系統(tǒng)傳感器換裝需求。試驗(yàn)正常運(yùn)行時(shí)，重量均在約束系統(tǒng)，保護(hù)系統(tǒng)接觸槽和前后密封蓋接觸部位結(jié)構(gòu)間距調(diào)整為試驗(yàn)中最大位移1.3倍。若試驗(yàn)過(guò)程中約束系統(tǒng)出現(xiàn)意外，試驗(yàn)系統(tǒng)重量將會(huì)迅速主動(dòng)轉(zhuǎn)移到保護(hù)系統(tǒng)，確保試驗(yàn)件姿態(tài)不發(fā)生較大變化，為試驗(yàn)的順暢、安全運(yùn)行提供重要保障。

圖4 專(zhuān)用保護(hù)及換裝系統(tǒng)示意圖Fig.4 Schematic diagram of dedicated system for protection and changeover

前后密封蓋超大自重會(huì)對(duì)試驗(yàn)件造成嚴(yán)重的附加載荷，上述約束系統(tǒng)的3個(gè)垂向約束點(diǎn)可以自平衡密封蓋重量，不需單獨(dú)設(shè)置向上的扣重點(diǎn)就可以消除附加載荷影響。過(guò)渡段外結(jié)構(gòu)的側(cè)向和垂向邊界載荷可以通過(guò)此約束系統(tǒng)被動(dòng)加載。如圖5所示，通過(guò)約束載荷動(dòng)態(tài)誤差實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)與評(píng)估程序，在試驗(yàn)中實(shí)時(shí)監(jiān)控被動(dòng)加載點(diǎn)誤差實(shí)現(xiàn)邊界載荷的準(zhǔn)確施加。程序?qū)⒓s束點(diǎn)載荷施加誤差引入控制系統(tǒng)，解決了試驗(yàn)過(guò)程中需要人工監(jiān)控約束點(diǎn)載荷的難題，尤其在疲勞試驗(yàn)中解放了大量的人力勞動(dòng)，提高了試驗(yàn)運(yùn)行效率。某工況試驗(yàn)主動(dòng)加載點(diǎn)滿足誤差要求，選擇圖3中、點(diǎn)處垂向約束的邊界載荷施加結(jié)果如圖6所示，最大誤差不超過(guò)2%。結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位應(yīng)變符合預(yù)期，證明此系統(tǒng)可以同時(shí)實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)系統(tǒng)靜定約束及試驗(yàn)邊界載荷準(zhǔn)確模擬。

圖5 約束點(diǎn)載荷誤差監(jiān)控原理圖Fig.5 Schematic diagram of restraint load error monitoring

圖6 垂向約束點(diǎn)被動(dòng)加載結(jié)果Fig.6 Results of vertical restraint passive load

3 靜力/疲勞試驗(yàn)一體化加載系統(tǒng)

減少各項(xiàng)試驗(yàn)間頻繁換裝、提高疲勞試驗(yàn)運(yùn)行速度都是高效快速完成試驗(yàn)的手段。因此，在整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中使用同一套加載系統(tǒng)，采用前后端蓋接頭加載、新型雙層地板梁雙向加載、大曲面剪力塊-杠桿系統(tǒng)等硬式雙向加載。整套加載系統(tǒng)在試驗(yàn)全周期內(nèi)不需換裝，120 s即可完成一次飛行起落。

3.1 試驗(yàn)載荷優(yōu)化

為了使用同一套加載系統(tǒng)完成所有試驗(yàn)項(xiàng)目，將疲勞試驗(yàn)和靜力試驗(yàn)總計(jì)128個(gè)工況合并處理，將各工況有限元節(jié)點(diǎn)載荷轉(zhuǎn)化為同一種載荷分布。載荷處理由三部分組成：前端密封蓋載荷處理、機(jī)身考核段載荷處理和后端密封蓋載荷處理，流程如圖7所示。

圖7 載荷處理流程圖Fig.7 Flow-process diagram of load calculation

前密封蓋載荷處理將機(jī)頭到前過(guò)渡段的分布載荷等效為前密封蓋10個(gè)接頭集中載荷，通過(guò)有限元計(jì)算過(guò)渡段對(duì)接螺栓群載荷和應(yīng)變，與理論結(jié)果對(duì)比后確認(rèn)接頭最終載荷。

機(jī)身考核段分布載荷處理將所有工況載荷優(yōu)化為同一種分布，并求出每個(gè)工況滿足誤差條件的最優(yōu)解，主要包含以下步驟：

1) 載荷分區(qū)，依據(jù)結(jié)構(gòu)傳載特性和載荷分布規(guī)律對(duì)試驗(yàn)中每個(gè)加載點(diǎn)施加載荷的范圍做出規(guī)定。

2) 為每個(gè)載荷分區(qū)確定一個(gè)載荷分布規(guī)律，本文通過(guò)最小二乘法構(gòu)造了一種典型載荷分布，作為該區(qū)杠桿設(shè)計(jì)的依據(jù)。

3) 根據(jù)結(jié)構(gòu)形式確認(rèn)載荷分布是否可實(shí)現(xiàn)。

4) 通過(guò)設(shè)定關(guān)鍵剖面累計(jì)損傷誤差和最小為目標(biāo)函數(shù)，總載荷總壓心和理論載荷相同為等式約束，各關(guān)鍵剖面剪力、彎矩誤差在要求范圍為不等式約束，采用非線性規(guī)劃算法得到各工況各加載點(diǎn)載荷。

5) 對(duì)處理結(jié)果進(jìn)行誤差評(píng)估，關(guān)鍵考核剖面的彎矩誤差要求小于2%，剪力誤差小于3%。

將優(yōu)化后的前密封蓋加載點(diǎn)載荷和機(jī)身加載點(diǎn)載荷累計(jì)到后過(guò)渡段得到后密封蓋載荷；結(jié)合加載接頭位置和傳力路徑將累計(jì)載荷等效為接頭集中載荷。對(duì)每個(gè)加載點(diǎn)對(duì)應(yīng)承載立柱、承載梁進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算，滿足條件后通過(guò)有限元分析密封蓋過(guò)渡段對(duì)接螺栓的載荷和應(yīng)變，對(duì)加載接頭載荷進(jìn)行反復(fù)迭代和優(yōu)化直到滿足試驗(yàn)要求。

經(jīng)過(guò)上述流程優(yōu)化后所有工況關(guān)鍵剖面剪力誤差均在3%以?xún)?nèi)、彎矩誤差均在2%以?xún)?nèi)。選擇某試驗(yàn)工況，對(duì)比機(jī)身每個(gè)框站位的剪力和彎矩，具體如圖8所示。剪力最大誤差2.7%，彎矩最大誤差1.8%。

圖8 某工況理論載荷和試驗(yàn)載荷Fig.8 Theoretical load and test load of a case

3.2 雙層地板梁雙向加載系統(tǒng)

試驗(yàn)要求對(duì)客艙8條滑軌及貨艙4條滑軌同時(shí)加載，每個(gè)框站位上的末級(jí)加載節(jié)點(diǎn)數(shù)量是C919飛機(jī)的1.5倍；客貨艙層間距從C919的約1.4 m增加至約2.0 m，層間加載協(xié)調(diào)難度明顯增大。繼續(xù)沿用 C919飛機(jī)全機(jī)靜力試驗(yàn)中的加載形式將導(dǎo)致加載裝置大型化、粗重化，難以在機(jī)艙環(huán)境下安裝，無(wú)法滿足試驗(yàn)加載要求。

針對(duì)上述難點(diǎn)，用部分地板梁代替末級(jí)杠桿，通過(guò)獨(dú)創(chuàng)的二級(jí)斜撐桿實(shí)現(xiàn)了客貨艙加載杠桿的硬式聯(lián)合，形成了寬體機(jī)身地板梁加載裝裝置設(shè)計(jì)技術(shù)，在試驗(yàn)中取得了良好的使用效果。復(fù)合材料機(jī)身筒段地板梁加載裝置如圖9所示，實(shí)物照片如圖10所示。

圖9 加載裝置示意圖Fig.9 Sketch of loading device

圖10 加載系統(tǒng)實(shí)物圖Fig.10 Physical picture of loading device

本套加載裝置將客貨艙聯(lián)合加載杠桿放置于貨艙地板，通過(guò)二級(jí)斜撐桿組件在客艙與貨艙加載組件之間建立靜定剛性連接，用以分配和傳遞載荷。如圖11所示，在聯(lián)合二級(jí)杠桿上放設(shè)置兩根斜撐桿，將杠桿末端的載荷傳遞至客艙4級(jí)杠桿，再通過(guò)上方的4根斜撐桿將載荷分配至客艙三級(jí)杠桿。兩級(jí)斜撐桿正交布置，雙向加載保持結(jié)構(gòu)穩(wěn)定。此外，考慮到試驗(yàn)中主要考核復(fù)合材料地板橫梁，金屬的縱梁(滑軌)不在本試驗(yàn)中考核；縱梁剛度較小，真實(shí)滑軌結(jié)構(gòu)的有限元模型分析表明圖12中一級(jí)杠桿加載節(jié)點(diǎn)95%以上的載荷分配至前后相鄰兩框的地板橫梁，對(duì)更遠(yuǎn)處的地板橫梁產(chǎn)生的影響較小。因此，如圖12所示選擇部分客艙地板梁替代末級(jí)杠桿，單套加載系統(tǒng)最多可覆蓋7個(gè)機(jī)身框；縮小了杠桿系統(tǒng)規(guī)模、減輕了重量、降低了試驗(yàn)實(shí)施難度。

圖11 二級(jí)斜撐桿示意圖Fig.11 Sketch of brace as-secondary

圖12 客艙加載杠桿組示意圖Fig.12 Sketch of cabin loading lever group

3.3 大曲面剪力塊-杠桿加載系統(tǒng)

過(guò)去試驗(yàn)中機(jī)身側(cè)向載荷通過(guò)膠布帶在構(gòu)水面(由側(cè)向和航向坐標(biāo)軸構(gòu)成的平面)與機(jī)身結(jié)構(gòu)相交附近施加單側(cè)拉向載荷，但垂直于全復(fù)合材料機(jī)身當(dāng)前結(jié)構(gòu)表面的拉向載荷會(huì)增加局部結(jié)構(gòu)分層風(fēng)險(xiǎn)。在遠(yuǎn)離構(gòu)水面接近機(jī)身上下表面處采用硬式雙向加載是減少加載點(diǎn)數(shù)量、提高試驗(yàn)運(yùn)行效率的關(guān)鍵之一。

文獻(xiàn)[23]中提到的大傾角膠布帶拉壓墊加載系統(tǒng)是以膠布帶為基底，結(jié)合木塊在某一平面結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)了斜加載；文獻(xiàn)[16]中3種加載塊和試驗(yàn)件貼合部分均為剛支座，雖然都可以實(shí)現(xiàn)曲面雙向拉壓載荷，但是只能實(shí)現(xiàn)垂直方向的載荷施加，鋼板底座強(qiáng)化了試驗(yàn)件局部剛度，影響局部變形；文獻(xiàn)[17]中提到的航天器的復(fù)合材料機(jī)翼加載方案加載塊大面積覆蓋試驗(yàn)件表面，只適合試驗(yàn)件表面為平面或近乎平面且結(jié)構(gòu)剛度較大的結(jié)構(gòu)。

本試驗(yàn)中采用曲面剪力塊-杠桿系統(tǒng)加載，如圖13所示。剪力塊材料為聚氨酯板，根據(jù)節(jié)點(diǎn)處曲面形狀采用三維設(shè)計(jì)及數(shù)控加工，確保了剪力塊與機(jī)身曲面的貼合。剪力塊通過(guò)粘接劑、按照剪力塊粘貼工藝粘貼到試驗(yàn)件表面；固化7 d后通過(guò)粘接劑將鋁板粘接到剪力塊的平面一側(cè)，48 h后連接杠桿系統(tǒng)投入使用，全程9 d時(shí)間，相比文獻(xiàn)[16]固化20 d，縮短了11 d的準(zhǔn)備時(shí)間。加載系統(tǒng)中杠桿均采用硬鋁機(jī)加完成，與剪力塊通過(guò)螺栓-單耳連接。各連接處采用關(guān)節(jié)軸承，合理釋放自由度，以避免杠桿系統(tǒng)限制試驗(yàn)件自身變形。

圖13 側(cè)向剪力塊杠桿系統(tǒng)示意圖Fig.13 Sketch of lateral-directional shear-block lever system

4 試驗(yàn)結(jié)果

試驗(yàn)已順利完成，選擇結(jié)構(gòu)的重點(diǎn)考核部位、主要傳力路徑上的應(yīng)變片，經(jīng)統(tǒng)計(jì)試驗(yàn)實(shí)測(cè)值和有限元計(jì)算值誤差均在10%以?xún)?nèi)，部分?jǐn)?shù)據(jù)如圖14～圖16所示。圖14為某靜力試驗(yàn)工況中4個(gè)應(yīng)變片隨加載級(jí)數(shù)變化曲線，線性度良好。圖15為某一靜力試驗(yàn)工況關(guān)鍵剖面峰值載荷時(shí)蒙皮最大主應(yīng)力有限元計(jì)算和25個(gè)應(yīng)變片實(shí)測(cè)值曲線，符合性較好。圖16為疲勞試驗(yàn)運(yùn)行中某一飛行起落中同一應(yīng)變片在飛行全程中的試驗(yàn)值和計(jì)算值曲線，起落1～7表示同一個(gè)飛行起落在試驗(yàn)運(yùn)行的不同時(shí)間段重復(fù)出現(xiàn)。圖中各起落應(yīng)變曲線重合度良好，表明同一部位應(yīng)變值隨著試驗(yàn)運(yùn)行重復(fù)性良好，試驗(yàn)運(yùn)行穩(wěn)定；計(jì)算值和試驗(yàn)值應(yīng)變曲線符合性較好，變化趨勢(shì)一致。

圖14 結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位應(yīng)變曲線Fig.14 Strain curves of key parts of the structure

圖15 某關(guān)鍵剖面計(jì)算和試驗(yàn)應(yīng)變值Fig.15 Theoretical and test strain value of key section

圖16 某應(yīng)變片試驗(yàn)值和計(jì)算值曲線Fig.16 Strain curves of theoretical value and test value

5 結(jié) 論

全尺寸復(fù)合材料機(jī)身筒段靜力/疲勞試驗(yàn)是國(guó)內(nèi)首次開(kāi)展的大型全復(fù)材機(jī)身部件試驗(yàn)，采用了先進(jìn)的試驗(yàn)方案和技術(shù)，經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證形成了一套完整有效的全尺寸復(fù)合材料筒段大部件試驗(yàn)技術(shù)。

1) 大直徑大載荷機(jī)身特殊邊界模擬技術(shù)在國(guó)內(nèi)首次實(shí)現(xiàn)了直徑大于6 m的機(jī)身端口對(duì)接處的邊界載荷精確模擬，實(shí)現(xiàn)了航向載荷700 kN、彎矩18 000 kN·m、400 m機(jī)身艙快速充放氣耦合載荷同時(shí)施加；

2) 撐桿式雙向大載荷可調(diào)節(jié)約束裝置及保護(hù)換裝系統(tǒng)減少了試驗(yàn)通道、優(yōu)化了試驗(yàn)資源、保障了試驗(yàn)安全，實(shí)現(xiàn)了800 kN的試驗(yàn)系統(tǒng)垂向約束及1 500 kN約束載荷雙向精確施加，約束點(diǎn)載荷誤差控制在2%以?xún)?nèi)。

3) 試驗(yàn)載荷優(yōu)化計(jì)算結(jié)果應(yīng)用于靜力/疲勞試驗(yàn)中，關(guān)鍵剖面誤差良好，結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位應(yīng)力、應(yīng)變符合預(yù)期；靜力/疲勞試驗(yàn)一體化全硬式雙向加載系統(tǒng)準(zhǔn)確將理論載荷轉(zhuǎn)化為實(shí)施載荷，極大提高了疲勞試驗(yàn)的運(yùn)行速度。

試驗(yàn)的開(kāi)展綜合驗(yàn)證了國(guó)內(nèi)復(fù)合材料設(shè)計(jì)、分析和制造方法，扮演著復(fù)合材料結(jié)構(gòu)適航符合性驗(yàn)證的重要角色，為寬體客機(jī)的機(jī)身復(fù)合材料應(yīng)用和驗(yàn)證試驗(yàn)奠定了良好的基礎(chǔ)。