（上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210）

在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中，由蒙皮和長桁組成的加筋壁板是最常見的結(jié)構(gòu)件。加筋壁板有很多結(jié)構(gòu)類型，常見的有T型、I型、J型、π型和Ω型[1-2]。其中，Ω型加筋壁板的長桁與蒙皮形成一個閉合結(jié)構(gòu)，具有很高的受壓穩(wěn)定性，可以承受重載。傳統(tǒng)的飛機結(jié)構(gòu)采用金屬材料制造加筋壁板，Ω型加筋壁板的長桁和蒙皮之間形成封閉結(jié)構(gòu)容易積液形成腐蝕，很少采用這種類型的設(shè)計。近年來，隨著耐腐蝕性優(yōu)良的復(fù)合材料的廣泛應(yīng)用，Ω型加筋壁板有了越來越廣闊的使用前景[3]。

加筋壁板連接是飛機設(shè)計中的關(guān)鍵技術(shù)，針對這一問題，國內(nèi)外學(xué)者進行了諸多的研究[4-9]。由于Ω型加筋壁板在傳統(tǒng)飛機設(shè)計中應(yīng)用較少，關(guān)于Ω型加筋壁板連接方面的研究分析也較少。本文以復(fù)合材料Ω型加筋壁板前后段連接結(jié)構(gòu)為研究對象，用試驗的方法考察在拉伸載荷作用下，前段和后段Ω型復(fù)合材料加筋壁板、前段和后段連接框、連接角盒、連接緊固件的承載能力。

1 試驗件及試驗裝置

1.1 試驗結(jié)構(gòu)件

Ω型加筋壁板前后段連接結(jié)構(gòu)試驗件由前段Ω型復(fù)合材料加筋壁板、后段Ω型復(fù)合材料加筋壁板、前段連接框、后段連接框、連接角盒、連接緊固件組成。試驗件長800mm，寬400mm，高度為260mm。Ω型加筋壁板前后段連接結(jié)構(gòu)試驗件如圖1所示。

模擬飛機機身收縮段形式，金屬框段與復(fù)合材料加筋壁板呈75°的夾角，如圖2所示。

圖1 Ω型加筋壁板前后段連接結(jié)構(gòu)試驗件Fig.1 Specimen of composite Ω type stiffened panels

框和壁板之間用HST11系列鈦合金抗剪型100°沉頭高鎖螺栓連接，配合使用HST79系列抗剪型鋁合金高鎖螺母；前段框和后段框之間用6個NAS68系列鈦合金長螺紋緊公差六角頭螺栓連接，配合使用MS21042系列鋼六角凸緣自鎖螺母[10]。中間兩個螺栓分別連接前后段角盒。試驗件前后段對接區(qū)域如圖3所示。

前段和后段Ω型加筋壁板的復(fù)合材料單向帶鋪覆而成，復(fù)合材料蒙皮的鋪層為[45/-45/0/45/-45/90]2S，復(fù)合材料長桁的鋪層為[45/-45/02/90/0]S，復(fù)合材料蒙皮兩端加厚區(qū)復(fù)合材料鋪層為[（45/-45/0/90）3/0/45/-45/0/90/0]S，復(fù)合材料單向帶的材料性能如表1所示。前段連接框、后段連接框、連接角盒材料采用鋁合金材料7075-T7451。

1.2 試驗裝置

Ω型加筋壁板前后段連接結(jié)構(gòu)試驗件共計3件，共進行3組試驗。試驗在YGD-500型電子試驗機中進行，電子試驗機上下平臺分別裝有加載接頭。為保證加載過程中受力均勻，設(shè)計了金屬材料的加載夾具。試驗件加載端的蒙皮和長桁通過兩排螺栓與加載夾具連接，試驗件與加載夾具連接處的復(fù)合材料蒙皮鋪層加厚。加載接頭與加載夾具中間有連接夾具，如圖4所示。整體Ω型加筋壁板前后段連接結(jié)構(gòu)試驗件裝置要與電子試驗機上下平臺保持垂直，避免引起附加彎曲。加載點要通過Ω型加筋壁板前后段連接結(jié)構(gòu)試驗件裝置的型心，避免引入偏心彎矩[9，11]。

Ω型加筋壁板前后段連接結(jié)構(gòu)試驗件共布置了65個應(yīng)變片，分別測量前段和后段Ω型復(fù)合材料加筋壁板、前段和后段連接框、連接角盒的應(yīng)變水平。

2 試驗分析

2.1 試驗過程

電子試驗機下接頭固定，上平臺向上運動進行加載，按圖4所示方向以恒定速率（使試驗件在3～6min破壞）對試驗件施加拉伸載荷，直至試驗件破壞。試驗過程中記錄破壞載荷值、破壞模式、應(yīng)變及位移，并繪制載荷-位移曲線。試驗過程中當(dāng)施加載荷小于20kN時，每間隔5kN測量一次應(yīng)變；當(dāng)施加載荷大于20kN以后，每隔2kN測量一次應(yīng)變。

2.2 試驗結(jié)果

Ω型加筋壁板前后段連接結(jié)構(gòu)在拉伸載荷下的破壞試驗一共進行了3組，每組試驗件的破壞載荷和破壞模式見表2。

以第2組試驗為例說明試驗過程：試驗開始后，隨著拉伸載荷的增大，試驗件承受的載荷逐步增加。當(dāng)載荷達(dá)到4.5kN時，試驗裝置發(fā)出響聲，觀察試驗件，未發(fā)現(xiàn)任何裂紋。載荷繼續(xù)增大，在到達(dá)41.7kN前，能聽到零星微弱響聲，試驗件皆未出現(xiàn)裂紋。當(dāng)載荷增大至41.7kN時，試驗件前后段連接區(qū)域發(fā)出很大響聲，同時冒出白色煙霧，前后段連接框分開。近距離觀察看到2個角盒的連接螺栓均斷裂，同時框的轉(zhuǎn)角區(qū)域發(fā)生斷裂，如圖5所示。

圖2 傾斜結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Sloping structure

圖3 試驗件前后段對接區(qū)域Fig.3 Connection region of specimen

圖4 試驗件裝置示意圖Fig.4 Experiment equipment for specimen

表1 復(fù)合材料單向帶性能數(shù)據(jù)

表2 試驗件破壞載荷和破壞模式

匯總試驗數(shù)據(jù)，繪制載荷-位移曲線，如圖6所示。

觀測整個Ω型加筋壁板前后段連接結(jié)構(gòu)試驗件的應(yīng)變水平，在38kN載荷下，加筋壁板、連接高鎖螺栓的后段框的應(yīng)變水平較低，全部低于1000με；螺栓連接的前后段對接處框的應(yīng)變水平最高，高于3000με；其他位置應(yīng)變水平介于1000～3000με之間。

3 結(jié)論

（1） 試驗件中破壞的螺栓都是連接角盒的螺栓，表明中間兩個連接角盒的螺栓在傳遞前后段載荷中起主要作用，兩側(cè)的4個螺栓在傳遞前后段載荷中起次要作用。

（2） 從Ω型加筋壁板前后段連接結(jié)構(gòu)試驗件的應(yīng)變水平看出，載荷通過角盒傳遞到框上，角盒改變了載荷的分布，在傳遞載荷中起了很大作用。

（3） 試驗件的破壞形式都是中間的抗拉螺栓破壞，并且連接框的轉(zhuǎn)角處斷裂，表明這兩處地方是結(jié)構(gòu)最薄弱環(huán)節(jié)。如需增加試驗件的承載能力，考慮選用抗拉能力更強的緊固件，并增大框的轉(zhuǎn)角半徑。

圖5 試驗件破壞示意圖Fig.5 Specimen failure state

圖6 載荷-位移曲線Fig.6 Load-displacement curve

參 考 文 獻

[1] NIU MICHAEL C Y. 實用飛機結(jié)構(gòu)工程設(shè)計[M]. 程小全,譯.北京:航空工業(yè)出版社, 2008.NIU MICHAEL C Y. Airframe structural design[M]. CHENG Xiaoquan, trans. Beijing: Aviation Industry Press, 2008.

[2] 陶梅貞. 現(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計[M]. 西安: 西北工業(yè)大學(xué)出版社, 2001.TAO Meizhen. Modern ariplane structural design[M]. Xi’an:Northwestern Polytechnical University Press, 2001.

[3] NIU MICHAEL C Y. 實用飛機復(fù)合材料材料結(jié)構(gòu)設(shè)計與制造[M]. 程小全,張記奎,譯. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2010.NIU MICHAEL C Y. Composite airframe structures[M]. CHENG Xiaoquan, ZHANG Jikui, trans. Beijing: Aviation Industry Press, 2010.

[4] 趙麗濱,彭雷,張建宇,等. 復(fù)合材料π接頭拉伸力學(xué)性能的試驗和計算研究[J]. 復(fù)合材料學(xué)報, 2009, 26(2): 181-186.ZHAO Libin, PENG Lei, ZHANG Jianyu, et al. Experimental and numerical research on mechanics performance of composite π joint under tensile loading[J]. Acta Materiae Compositae Sinica, 2009, 26(2): 181-186.

[5] 錢一彬,鐘小丹,陳普會,等. 復(fù)合材料機身壁板的縱向連接設(shè)計與失效分析[J]. 航空學(xué)報, 2012,33(8): 1427-1433.QIAN Yibin, ZHONG Xiaodan, CHEN Puhui, et al. Longitudinal panel splice design and failure analysis of composite fuselage structures[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(8): 1427-1433.

[6] PHILIPS H J, SHENOI R A. Damage tolerance of laminated tee joints in FRP structures[J]. Composites Part A, 1998, 29(4): 465-478.

[7] DAMODAR R Ambur, NAVIN Jaunky, MARK W Hilburger.Progressive failure studies of stiffened panels subjected to shear loading[J].Composite Structures, 2004, 65: 129-142.

[8] IRISARRI F X, LAURIN F, CARRERE N, et al. Progressive damage and failure of mechanically fastened joints in CFRP laminates (part II: failure prediction of an industrial junction)[J]. Composite Structures,2012, 94(8): 2278-2284.

[9] YI Xiao, TAKASHI Ishikawa. Bearing strength and failure behavior of bolted composite joints (part I: experimental investigation)[J].Composites Science and Technology, 2005,65(7):1022-1031.

[10] 中國航空研究院. 復(fù)合材料連接手冊[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社,1994．Chinese Aeronautical Establishment. Composite connection manual[M].Beijing: Aviation Industry Press, 1994.

[11] IRISARRI F X, LAURIN F, CARRERE N, et al. Progressive damage and failure of mechanically fastened joints in CFRP laminates (part I: refined finite element modeling of single-fastener joints original research article)[J]. Composite Structures, 2012, 94(8):2269-2277.