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(guó)航天科工集團(tuán)第六研究院四十一所，呼和浩特 010010；3.中航飛機(jī)股份有限公司西安飛機(jī)分公司，西安 710089）

在飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，搭接接頭常用來連接和組裝飛機(jī)的各重要受力結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)各部件之間的載荷傳遞和分配，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的破壞多源于這種連接細(xì)節(jié)[1]。飛機(jī)機(jī)翼壁板根部連接處的結(jié)構(gòu)形式對(duì)飛機(jī)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(yàn)的方法得到結(jié)構(gòu)在外載下的受力分布，但是由于測(cè)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(yàn)進(jìn)行測(cè)試，需要耗費(fèi)大量的人力物力和時(shí)間。隨著型號(hào)研制任務(wù)的日益繁重，完全通過試驗(yàn)來探索結(jié)構(gòu)的最優(yōu)傳力形式是不現(xiàn)實(shí)的[4-5]。有限元方法作為一種數(shù)值計(jì)算手段，結(jié)合試驗(yàn)驗(yàn)證的方法，在目前的研發(fā)性試驗(yàn)中具有廣泛的應(yīng)用，例如高揚(yáng)等[6]使用有限元法對(duì)某機(jī)翼連接接頭的應(yīng)力進(jìn)行了分析，并對(duì)界面的構(gòu)型進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，可有效減少飛機(jī)的設(shè)計(jì)周期。陳磊等[7]采用有限元方法對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的傳力路徑進(jìn)行了量化，得到了最佳的傳力路徑，對(duì)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(yàn)結(jié)果的條件，提出對(duì)有限元模型根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)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(yàn)研究以及有限元計(jì)算分析法。由于緊固件與孔邊的變形和應(yīng)力狀態(tài)相當(dāng)復(fù)雜，難以用數(shù)學(xué)表達(dá)式進(jìn)行描述，且各釘之間相互影響導(dǎo)致旁路載荷與釘載的測(cè)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(jiǎn)化螺釘單元計(jì)算分析了單搭接多排連接結(jié)構(gòu)的釘載分配，并對(duì)其進(jìn)行了對(duì)比研究，發(fā)現(xiàn)組合單元可更準(zhǔn)確地計(jì)算緊固件的釘載。劉向東等[10]通過應(yīng)變電測(cè)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(yàn)件二維、三維有限元模型，發(fā)現(xiàn)雖然應(yīng)變的計(jì)算與實(shí)測(cè)值吻合，但是釘載的分配計(jì)算結(jié)果與實(shí)測(cè)結(jié)果存在較大偏差。

本文通過對(duì)某飛機(jī)機(jī)翼上壁板不同形式的根部連接進(jìn)行壓縮試驗(yàn)，并加載至破壞，以評(píng)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(duì)連接形式進(jìn)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(jī)的根部連接形式，為機(jī)翼壁板根部連接結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

1 外翼上壁板的壓縮對(duì)比試驗(yàn)

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(yàn)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(duì)破壞結(jié)果的原因進(jìn)行分析，對(duì)3種類型進(jìn)行對(duì)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(jì)算得到上壁板的估計(jì)極限載荷值，然后根據(jù)該極限載荷值制定初步試驗(yàn)加載方案。試驗(yàn)過程中，首先按照極限載荷值的5%進(jìn)行預(yù)加載，逐級(jí)加至15%（每級(jí)5%），保持30s，卸載至零載荷，檢查試驗(yàn)件、夾具和儀器，最終確定后面所有試驗(yàn)件的最后加載方案，根據(jù)理論計(jì)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

2 試驗(yàn)結(jié)果

由于試件的長(zhǎng)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(yàn)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?jí)嚎s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(cè)試結(jié)果來看，結(jié)構(gòu)的應(yīng)力集中均發(fā)生在長(zhǎng)桁與壁板根部的連接位置，也就是3號(hào)、10號(hào)應(yīng)變片的位置，破壞載荷時(shí)應(yīng)力水平可達(dá)到370MPa。壓縮試驗(yàn)中，試驗(yàn)件失效都是由于螺栓受剪斷裂導(dǎo)致，根據(jù)應(yīng)變測(cè)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(jī)結(jié)構(gòu)中，考慮強(qiáng)度因素的同時(shí)，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(yàn)載荷-位移曲線Fig.3 Load-displacement curve of the outboard wing panels in compressive tests

3 外翼上壁板的有限元模擬

3.1 模型參數(shù)

采用Abaqus有限元軟件進(jìn)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(zhǎng)桁根部與連接處采用螺栓連接，蒙皮和長(zhǎng)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(gè)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

3.2 計(jì)算結(jié)果

計(jì)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(shí)，A類1型方案的載荷較高；當(dāng)超過3mm時(shí)，A類2型方案的載荷超過1號(hào)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(duì)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(duì)應(yīng)的螺栓載荷如果達(dá)到螺栓的剪切載荷，則說明試件破壞斷裂。螺釘編號(hào)A類2型方案的壓縮載荷達(dá)到600kN 左右時(shí)，6、7、10、11號(hào)螺釘其剪切載荷達(dá)到破壞值64.944kN，說明這4個(gè)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(hào)螺釘首先達(dá)到破壞載荷，當(dāng)達(dá)到屈服載荷時(shí)各方案的螺釘載荷數(shù)據(jù)如表3所示，計(jì)算得到的螺釘載荷之和約等于施加的屈服載荷。

針對(duì)3種方案，比較每種方案各個(gè)螺栓之間最小剪切力與最大剪切力之比（設(shè)計(jì)時(shí)盡可能滿足最小值與最大值的比接近1，以使各個(gè)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(jì)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

3.3 長(zhǎng)桁根部形狀的影響

表2 有限元計(jì)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(jì)算和試驗(yàn)均得到A類1型方案的承載能力較強(qiáng)，由于本試驗(yàn)?zāi)康闹饕强疾旄看罱拥男问綄?duì)結(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(shí)（相應(yīng)的，接頭長(zhǎng)度、螺釘位置都會(huì)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(duì)于A類1型方案，考慮長(zhǎng)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(shí)（相應(yīng)的接頭長(zhǎng)度、螺釘位置都會(huì)有變化），結(jié)構(gòu)的屈服載荷和應(yīng)力分布通過計(jì)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(shí)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(yàn)中選擇的30°斜角是最好的。

圖6 A類1型達(dá)到屈服載荷時(shí)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

4 結(jié)論

本文通過試驗(yàn)測(cè)試和有限元計(jì)算的方法，對(duì)某飛機(jī)機(jī)翼根部典型長(zhǎng)桁與蒙皮壁板根部連接的承載能力、釘載、失效模式進(jìn)行了分析。通過試驗(yàn)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(jì)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(duì)長(zhǎng)桁根部不同斜角的計(jì)算發(fā)現(xiàn)，當(dāng)斜角為30°時(shí)，A類1型方案的屈服載荷最高。

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