岳寶成，任鋒亮，王征宇,黃鵬

（中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)在強(qiáng)度試驗(yàn)中的應(yīng)用

岳寶成，任鋒亮，王征宇,黃鵬

（中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

隨著結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展與進(jìn)步，高效率、低成本已成為現(xiàn)代試驗(yàn)技術(shù)的主題。本文以某型號(hào)飛機(jī)后邊條盒段靜力試驗(yàn)為例，利用經(jīng)典力學(xué)并結(jié)合CAE軟件及有限元軟件，對(duì)后邊條盒段靜力試驗(yàn)中假件的優(yōu)化設(shè)計(jì)思路以及合理性進(jìn)行了分析闡述，并通過(guò)靜力試驗(yàn)將理論分析與實(shí)際應(yīng)用的效果進(jìn)行了對(duì)比。

結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)；靜力試驗(yàn)；CAE；Patran&Nastran

0 引言

飛機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)是隨著飛機(jī)設(shè)計(jì)思想的演化而不斷發(fā)展和完善的，它是驗(yàn)證飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造的最重要的手段之一，是最早付諸實(shí)施的飛機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)類型，其試驗(yàn)結(jié)果也一直得到設(shè)計(jì)師們的重視和信賴。隨著現(xiàn)代試驗(yàn)技術(shù)的不斷發(fā)展和進(jìn)步，高效率、低成本已經(jīng)成為現(xiàn)代試驗(yàn)技術(shù)的主題，合理利用計(jì)算機(jī)輔助工具對(duì)試驗(yàn)進(jìn)行模擬分析，可以對(duì)強(qiáng)度試驗(yàn)起指導(dǎo)作用，并且能夠有效降低試驗(yàn)成本，提高試驗(yàn)效率。

以飛機(jī)后邊條盒段結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)為例，對(duì)某型號(hào)飛機(jī)后邊條盒段的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度進(jìn)行靜力試驗(yàn)。因后邊條盒段是平尾的支撐結(jié)構(gòu)，主要傳遞平尾載荷。盒段與機(jī)身通過(guò)邊條上緣和下緣的螺栓連接，平尾傳至邊條的載荷將主要由中后機(jī)身框承擔(dān)，并傳遞到機(jī)身上擴(kuò)散開來(lái)。試驗(yàn)中如果使用平尾真件，就會(huì)涉及到載荷處理、膠布帶粘貼、各部門之間協(xié)調(diào)安裝和多份流程文件的簽署等一系列問(wèn)題，這些問(wèn)題勢(shì)必降低工作效率。而使用平尾假件來(lái)代替真件則能有效的簡(jiǎn)化流程，假件的設(shè)計(jì)形式以滿足加載要求為準(zhǔn)，通過(guò)CAE軟件建模，利用有限元軟件Patran進(jìn)行前處理、Nastran軟件進(jìn)行分析計(jì)算。進(jìn)而合理的選擇假件的材料及尺寸。最后對(duì)后邊條盒段進(jìn)行靜力試驗(yàn)，在考核試驗(yàn)件的同時(shí)，驗(yàn)證平尾假件的可行性。

1 載荷處理與結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

1.1 原始載荷

某型飛機(jī)盒段安裝在后機(jī)身左右兩側(cè)，是主傳力結(jié)構(gòu)，主要傳遞平尾載荷。平尾轉(zhuǎn)軸安裝在焊接盒段內(nèi)外壁板的軸承上。平尾通過(guò)平尾轉(zhuǎn)軸將載荷傳遞到平尾根部，平尾根部彎矩主要通過(guò)安裝在盒段內(nèi)外兩側(cè)的兩個(gè)軸承轉(zhuǎn)換成盒段內(nèi)外兩側(cè)的參差剪力，從而使盒段受扭，此扭矩主要通過(guò)機(jī)身框傳到機(jī)體結(jié)構(gòu)，平尾傳來(lái)的集中力通過(guò)盒段以剪力形式向前傳遞，通過(guò)機(jī)身擴(kuò)散開。該試驗(yàn)主要考核右側(cè)盒段的某項(xiàng)工藝是否滿足強(qiáng)度要求。

根據(jù)氣動(dòng)力布局，在右平尾上施加某工況一載荷，原點(diǎn)O在盒段外軸承座軸線與外壁板外側(cè)相交處；X軸與飛機(jī)水平基準(zhǔn)線平行，逆航向?yàn)檎?；Y軸垂直于X軸向右為正；Z軸按右手定則確定。其中表中給出的為限制載荷，載荷不確定系數(shù)為1.5。

1.2 載荷處理原則

載荷處理應(yīng)本著傳遞給試驗(yàn)件的力、彎矩、扭矩的大小、方向不變的原則盡量縮短傳力路徑，使得夾具加工方便、節(jié)約材料，并在降低重量的同時(shí)方便安裝。

1.3 載荷處理過(guò)程

根據(jù)1.2所述的載荷處理原則，對(duì)原始載荷進(jìn)行處理，原始載荷如圖1所示。原始載荷大小及作用點(diǎn)見表1。

圖1 原始載荷大小及作用點(diǎn)

表1 原始載荷大小及作用點(diǎn)

原始載荷：

優(yōu)化后載荷：

在距離原點(diǎn)O處施加P1，且P1偏X距離為-53mm，偏Z為-500mm；

在距離原點(diǎn)0處施加P2，偏移Z為115mm；

計(jì)算可得P1=78300.15N；P2=40913.59N。

處理后的載荷如圖2所示。

圖2 載荷優(yōu)化處理過(guò)程

1.4 結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

因?yàn)轱w機(jī)零部件設(shè)計(jì)涉及減重設(shè)計(jì)和操控性設(shè)計(jì)等一系列問(wèn)題，所以水平尾翼真件的結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，而試驗(yàn)假件只需滿足加載要求即可，由此，可簡(jiǎn)化假件的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，降低加工難度和裝配難度。圖3為優(yōu)化后試驗(yàn)假件設(shè)計(jì)思路。通過(guò)此種結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)，同樣可以滿足強(qiáng)度試驗(yàn)要求，節(jié)省真件平尾的投產(chǎn)，方便了安裝，提高了工作效率。

圖3 水平尾翼假件與盒段連接方式

優(yōu)化設(shè)計(jì)后的三維平尾假件模型如圖4所示，其設(shè)計(jì)是通過(guò)CAE軟件完成的，在此使用的是Catia V5R18軟件，按照與后邊條盒段的真實(shí)裝配形式和位置進(jìn)行裝配。

2 有限元分析

通過(guò)MSC.Patran2005軟件的導(dǎo)入接口導(dǎo)入由Catia軟件生成的Model模型，采用mm單位制，即力的單位為N，應(yīng)力單位為MPa。

圖4 水平尾翼假件

根據(jù)實(shí)際裝配關(guān)系，對(duì)模型進(jìn)行了簡(jiǎn)化，通過(guò)幾何模型編輯中的布爾運(yùn)算，默認(rèn)接觸部位為一體。使用網(wǎng)格生成器對(duì)水平尾翼假件進(jìn)行網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格單元為4個(gè)結(jié)點(diǎn)的四面體單元格，如圖5所示。假件材料為steel，將設(shè)置好的材料的彈性模型及泊松比附給所有的零部件，約束其邊界條件及施加試驗(yàn)載荷。

材料的彈性模量為2×105MPa，泊松比為0.3。

圖5 有限元網(wǎng)格劃分

在真實(shí)的平尾與邊條盒段的接觸部位是兩個(gè)軸承和一個(gè)舵機(jī)，在模擬邊界條件時(shí)，按限制與邊條盒段接觸部位來(lái)對(duì)平尾假件的自由度進(jìn)行設(shè)置。約束結(jié)果如圖6所示。

圖6 邊界條件設(shè)置

參考1.3載荷處理過(guò)程施加試驗(yàn)載荷，如圖7所示。在此施加的是force節(jié)點(diǎn)力，并考慮了載荷不確定系數(shù)，即施加極限載荷。

圖7 施加試驗(yàn)載荷

通過(guò)MSC.Nastran2015軟件分析得出結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力水平為299MPa，發(fā)生在水平尾翼假件與邊條盒段接觸的部位。應(yīng)力云圖如圖8所示，變形云圖如圖9所示。假件的選材可從30CrMnSiA材料、45鋼、Q235鋼中進(jìn)行選取。

圖8 應(yīng)力云圖

其中平尾轉(zhuǎn)軸假件可以選擇30CrMnSiA，其淬火后的

故轉(zhuǎn)軸假件的安全系數(shù)為：

按照應(yīng)力云圖對(duì)各個(gè)零部件進(jìn)行選取材料，使其滿足安全系數(shù)大于等于3即可。

圖9 變形云圖

3 靜力試驗(yàn)

新工藝的盒段試驗(yàn)件安裝在該型號(hào)靜力試驗(yàn)機(jī)機(jī)身上，用優(yōu)化設(shè)計(jì)后的平尾假件代替飛機(jī)右平尾安裝在新盒段試驗(yàn)件上，利用假舵機(jī)將平尾假件固定，機(jī)身固定在固定夾具上，固定夾具通過(guò)立柱和地腳螺栓固定在地軌上，進(jìn)行靜力試驗(yàn)。試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)照片如圖10所示。

試驗(yàn)結(jié)果表明，結(jié)構(gòu)在100%限制載荷、115%限制載荷下結(jié)構(gòu)無(wú)有害變形及破壞，極限載荷下結(jié)構(gòu)無(wú)破壞，能夠滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

圖10 靜力試驗(yàn)中的右水平尾翼假件

同時(shí)，平尾假件修正后的最大撓度變形5mm，與計(jì)算結(jié)果4.2mm接近。

4 結(jié)論

通過(guò)研究現(xiàn)代飛機(jī)靜力試驗(yàn)技術(shù)中的典型案例，得出以下結(jié)論：

1)當(dāng)試驗(yàn)假件可滿足試驗(yàn)要求時(shí)候，可使用假件代替真件，節(jié)約經(jīng)濟(jì)成本，縮短試驗(yàn)周期；

2)假件的設(shè)計(jì)形式，可不必拘泥于真實(shí)試驗(yàn)件的外形，滿足試驗(yàn)要求即可；

3)假件的設(shè)計(jì)尺寸，可不必參考真件尺寸，滿足加載要求即可；

4)利用有限元軟件對(duì)試驗(yàn)件假件進(jìn)行分析時(shí)，可做適當(dāng)?shù)暮?jiǎn)化；

5)由于假件結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，利用MSC.Patran、MSC. Nastran有限元軟件進(jìn)行分析計(jì)算的結(jié)果有較高的準(zhǔn)確性。

[1]張聚恩,王旭東,趙隴.新航空概論[M].北京：航空工業(yè)出版社，2010.

[2]張自立.機(jī)械制造技術(shù)[M].大連：大連理工大學(xué)出版社，2005.

[3]蘇建修.機(jī)械制造基礎(chǔ)[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2005.

[4]龍凱，賈長(zhǎng)治，等.Patran2010[M].北京：機(jī)械工程出版社，2011.

[5]龍凱，等.Patran2010與Nastran2010有限元分析從入門到精通.北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2011，10.

>>>作者簡(jiǎn)介

岳寶成，男，1984年出生，2012年畢業(yè)于哈爾濱工程大學(xué)，碩士，工程師，現(xiàn)從事飛機(jī)強(qiáng)度試驗(yàn)工作。

Application of Structure Optimum Design in Strength Test

Yue Baocheng,Ren Fengliang,Wang Zhengyu,Huang Peng
(AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024)

As the development and improvement of structure strength test techniques,high-efficiency and low cost become the topic of the modern test technique.Taking static test of box section on rear strap of an aircraft as the example and utilizing the typical mechanics with considerations on CAE software and finite element software,this paper makes an analysis and depiction on optimum design thought and reasonability of pseudo part used in static test of box section on rear strap of an aircraft,it also makes a comparison between theoretical analysis and actual practice via the static test.

Structure optimum design;Static test;CAE;Patran&Nastran

2016-07-23）