陳安＊，魏玉龍廖江海董登科王旭

機身加筋壁板復合加載損傷容限性能試驗

陳安1，＊，魏玉龍1，廖江海1，董登科1，王旭2

1．中國飛機強度研究所，西安 710065
2．上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210

為研究機身加筋壁板裂紋擴展規(guī)律和剩余強度特性，按照機身壁板承受內(nèi)壓和軸拉載荷邊界條件的要求，設(shè)計并制造試驗裝置，通過靜力試驗驗證了試驗方案的正確性和合理性。損傷容限試驗結(jié)果表明：縱向裂紋沿直線擴展，左右兩側(cè)裂紋擴展對稱性較好，半裂紋長度小于80mm時呈緩慢裂紋擴展特性，該裂紋可檢性好，檢出概率較高；縱向裂紋失穩(wěn)擴展導致最終破壞，在最遠的框處呈現(xiàn)“T”字狀的裂紋擴展破壞模式。研究結(jié)果可為新型客機機身結(jié)構(gòu)損傷容限分析與設(shè)計提供數(shù)據(jù)支持。

機身壁板；縱向裂紋；裂紋擴展；剩余強度；損傷容限試驗

機身壁板作為飛機結(jié)構(gòu)中主要的承力構(gòu)件，其幾何形狀和受載情況比較復雜，是飛機結(jié)構(gòu)中主要產(chǎn)生損傷的部位。機身壁板的力學性能和傳力特性是機身結(jié)構(gòu)設(shè)計和分析的基礎(chǔ)，結(jié)構(gòu)強度試驗是獲取其力學性能和傳力特性最有效、最可靠的途徑［1－2］。在各類載荷中，增壓載荷是機身壁板承受的最重要的載荷之一，客機增壓載荷通常在0．06～0．07MPa之間［3］。全尺寸機身結(jié)構(gòu)試驗花費昂貴，機身壁板可以較好地反映機身結(jié)構(gòu)的損傷容限特性，所以工程上常用機身壁板替代機身圓筒進行試驗研究［4－5］。

美國航空航天局（NASA）開展機身壁板試驗技術(shù)研究已有近20年，積累了豐富的經(jīng)驗［6－8］。Furukawa等［9］通過有限元計算分析了加筋壁板在增壓載荷作用下裂尖的應(yīng)力強度因子，并預(yù)測了疲勞裂紋擴展壽命。Fossati等［10］對2027－T351鋁合金整體壁板進行三維有限元數(shù)值分析，模擬裂紋從蒙皮擴展到筋條的裂紋擴展路徑。Nesterenko［11］對鉚接和整體壁板的疲勞裂紋擴展進行了研究，并通過試驗得到了2024－T3加筋壁板的R曲線，可用于剩余強度分析。李亞智和張向［12］對整體加筋壁板和相同構(gòu)形的鉚接加筋壁板進行了應(yīng)力強度因子和剩余強度的計算對比研究。殷之平等［13］對變厚度壁板進行損傷容限特性分析，主要討論結(jié)構(gòu)等重量設(shè)計原則下變厚度壁板的可靠性和安全性。臧偉鋒等［14］通過對機身壁板內(nèi)壓載荷邊界條件模擬分析，設(shè)計了“D”字形試驗裝置，該裝置可實現(xiàn)內(nèi)壓載荷的靜力加載。王生楠等［15］通過有限元方法對機身壁板進行了剩余強度和止裂特性分析。肖群力等［16］通過斷裂力學的方法，應(yīng)用有限元軟件分析了典型加筋機翼整體壁板幾何參數(shù)對止裂特性的影響，并采用遺傳算法對加筋壁板的參數(shù)進行優(yōu)化設(shè)計。上述研究大多偏重數(shù)值模擬計算，關(guān)于機身壁板的損傷容限試驗研究甚少，缺乏試驗結(jié)果對理論分析的數(shù)據(jù)支持。

本文對機身壁板在增壓和軸拉復合載荷作用下進行損傷容限試驗研究。按照機身壁板增壓載荷邊界條件要求，設(shè)計試驗裝置，通過靜力試驗驗證試驗方法的合理性。通過裂紋擴展試驗和剩余強度試驗，深入研究了機身壁板的損傷容限性能，為新型客機機身結(jié)構(gòu)損傷容限分析與設(shè)計提供數(shù)據(jù)支持。

1 試驗方法及裝置

1．1 試驗件

機身壁板試驗件是由蒙皮、7根長桁、5個框組成的曲板結(jié)構(gòu)。蒙皮采用德國鋁業(yè)生產(chǎn)的AA5024H116（鋁鎂鈧）鋁合金板件銑切而成，長桁材料為7075－T62，框材料為2024－T3。試驗件在3＃和4＃長桁中間沿縱向人工預(yù)制初始裂紋，裂紋穿過中央3?？?，并在試件內(nèi)沿裂紋預(yù)擴展區(qū)域用橡膠密封。

試驗件幾何尺寸為2 840mm×2 054mm，蒙皮半徑為1 671mm，長桁間距為192mm，框間距為483mm，基本蒙皮厚為1．2mm，預(yù)制裂紋長度為2a＝25mm，機身壁板試驗件如圖1所示。

1．2 試驗載荷

飛機在不同飛行姿態(tài)下，機身和機翼各部位所受的載荷不同，載荷傳遞產(chǎn)生影響也不同。機身主要承受氣密增壓載荷，同時還承受機身其他部位傳遞的氣動載荷以及自身的慣性載荷［17］。增壓載荷由飛機座艙壓力高度及最大飛行高度決定，通常增壓載荷一個起落一次循環(huán)，而受突風影響機身法向重心的過載，通常一個起落有很多次循環(huán)。疲勞試驗過程中，施加隨機載荷譜可以反映飛機真實的飛行狀態(tài)，但由于隨機譜疲勞試驗周期較長，耗費大量的人力物力，通常采用等損傷折損將隨機譜簡化為常幅譜［18］。

本文所研究的機身壁板結(jié)構(gòu)為客機前機身等直段的上壁板，氣動載荷主要為彎曲引起的拉伸載荷。該客機機身艙內(nèi)壓力高度為2 438m，設(shè)計最大飛行高度為13 700m，則使用條件下最大增壓載荷為0．067MPa。根據(jù)全機有限元疲勞載荷計算結(jié)果，取最嚴重突風情況下最大載荷為110．5kN。進行損傷容限試驗時，裂紋擴展載荷采用簡化的等幅載荷譜，增壓載荷最大值為0．067MPa，軸向拉伸載荷最大值為110．5kN，應(yīng)力比為0．06。CCAR 25．571對結(jié)構(gòu)的損傷容限和疲勞評定做出了規(guī)定，對于增壓艙，剩余強度評定要求結(jié)構(gòu)必須承受1．15倍的最大壓差載荷。因此，剩余強度試驗設(shè)計載荷選取1．15倍裂紋擴展試驗載荷，即增壓載荷為0．077MPa，軸拉載荷為127．1kN。

1．3 試驗方案

根據(jù)機身壁板承受內(nèi)壓和軸拉復合載荷邊界條件的要求，設(shè)計了臥式、自平衡試驗加載裝置對試驗件進行支持和加載，如圖2所示。試驗裝置主要包括：加載框架、壓力盒、充壓控制系統(tǒng)、加載作動筒、均載器、拉板杠桿系統(tǒng)。試驗時，將已經(jīng)粘接有氣囊的試驗件放在壓力盒上，通過給氣囊充氣對試驗件施加增壓載荷。

試驗件兩個直邊連接拉板杠桿系統(tǒng)和均載器，用以平衡增壓載荷引起的環(huán)向載荷，從而實現(xiàn)直邊切向約束，法向自由。試驗件曲邊兩端連接有拉板杠桿系統(tǒng)，其中一端通過均載器固定在加載力柱上，對試驗件提供軸向支持；而另外一端通過均載器把作動筒和拉板杠桿系統(tǒng)相連，施加軸向載荷。試驗由協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)控制，實現(xiàn)增壓載荷和軸向拉伸載荷同步協(xié)調(diào)加載。

充壓控制系統(tǒng)由控制計算機、氣源、充壓臺和氣水箱組成。圖3為試驗內(nèi)壓控制系統(tǒng)原理示意圖，計算機控制充氣臺對粘接有封閉氣囊的試驗件進行充氣和放氣循環(huán)，水箱起保護作用。

為測量機身壁板蒙皮的應(yīng)力狀態(tài)，在試驗件外側(cè)蒙皮布置應(yīng)變花片。試驗件應(yīng)變片分布如圖4所示，應(yīng)變片位于框和長桁間的蒙皮小格子中心位置，F(xiàn)1～F5為框的編號，S1～S7為長桁的編號。

2 靜力試驗及驗證

靜力試驗分3種工況：增壓載荷試驗、軸拉載荷試驗、增壓和軸拉復合載荷試驗。為保證試驗的合理性，對每種工況進行3次試驗，從應(yīng)變測量數(shù)據(jù)的線性和重復性等方面分析試驗數(shù)據(jù)。

按照二向應(yīng)力狀態(tài)下的胡克定律計算壁板蒙皮的環(huán)向應(yīng)力σh和軸向應(yīng)力σa，計算公式為［19］

式中：εh為環(huán)向應(yīng)變；εa為軸向應(yīng)變；ε45為45°方向應(yīng)變；τ為剪應(yīng)力。對于蒙皮材料AA5024H116，E＝72GPa，μ＝0．34。

2．1 增壓載荷試驗

增壓載荷為0．067MPa，進行靜力試驗，試驗結(jié)果顯示應(yīng)力應(yīng)變測量數(shù)據(jù)的線性和重復性良好。蒙皮的應(yīng)力計算取3次靜力試驗結(jié)果的平均值，增壓載荷試驗蒙皮應(yīng)力的測量計算結(jié)果如圖5所示。從圖5（a）和圖5（b）可以看出，蒙皮的環(huán)向應(yīng)力和軸向應(yīng)力分布均勻，且對稱性良好，蒙皮中心區(qū)域應(yīng)力略大于四周應(yīng)力，這是由于邊界效應(yīng)的影響。從圖5（c）可以看出，在增壓載荷作用下，蒙皮中心區(qū)域的剪切應(yīng)力很小，而壁板四個角剪切應(yīng)力略大，這是由于四條邊受支持夾具的影響，但數(shù)值較小，所以可以接受。根據(jù)薄壁容器應(yīng)力公式計算機身壁板蒙皮的受力狀態(tài)，蒙皮厚度為t，半徑為R的均質(zhì)殼體，由內(nèi)壓載荷P所引起環(huán)向應(yīng)力和軸向應(yīng)力的理論值為

由圖5可計算出蒙皮環(huán)向應(yīng)力和軸向應(yīng)力的平均值，作為增壓載荷試驗應(yīng)力。機身壁板增壓載荷試驗應(yīng)力與理論應(yīng)力對比見表1。

表1 增壓載荷試驗應(yīng)力與理論應(yīng)力對比Table 1 Comparison between test stress and theoretic stress under internal pressure load test

從表1可以看出，試驗測量的蒙皮環(huán)向應(yīng)力和軸向應(yīng)力均值均小于理論值，這是因為機身壁板的長桁和框?qū)γ善ぞ植坑屑訌娮饔?，承受了部分載荷。環(huán)向應(yīng)力和軸向應(yīng)力的試驗值與理論值的誤差均小于5%，滿足工程要求。剪切應(yīng)力均值為0．16MPa，可以認為不受剪切應(yīng)力，符合薄壁結(jié)構(gòu)受內(nèi)壓不承受剪切應(yīng)力的要求。

2．2 軸拉載荷試驗

軸向拉伸載荷為110．5kN，進行靜力試驗，試驗蒙皮應(yīng)力的測量計算結(jié)果如圖6所示。從圖6（a）可以看出，軸向應(yīng)力的線性和對稱性良好，應(yīng)力平均值為26．8MPa。圖6（b）顯示環(huán)向應(yīng)力很小，平均值為0．13MPa，這與軸拉載荷不會引起蒙皮環(huán)向應(yīng)力的理論是一致的。

軸向拉伸應(yīng)力的計算公式為

式中：F為軸向拉伸載荷；A為壁板沿軸向等效截面積。

機身壁板軸拉載荷試驗應(yīng)力與理論應(yīng)力對比見表2。

從表2可以看出，試驗測量的蒙皮軸向應(yīng)力略小于理論值，這是因為試驗過程中機械連接和摩擦力損耗的影響。試驗測量的蒙皮軸向應(yīng)力均值和理論值的誤差為4．6%，滿足工程要求。

表2 軸拉載荷試驗應(yīng)力與理論應(yīng)力對比Table 2 Comparison between test stress and theoretic stress under axial tension load test

2．3 增壓和軸拉復合載荷試驗

復合加載時，增壓載荷為0．067MPa，軸拉載荷最大值為110．5kN。增壓和軸拉復合載荷試驗蒙皮應(yīng)力的測量計算結(jié)果如圖7所示。從圖7可以看出，蒙皮環(huán)向應(yīng)力平均值為89．1MPa，軸向應(yīng)力為71．2MPa，這是增壓載荷和軸拉載荷耦合的結(jié)果。機身壁板增壓和軸拉復合加載的試驗應(yīng)力與理論應(yīng)力對比見表3。

表3 復合載荷試驗應(yīng)力與理論應(yīng)力對比Table 3 Comparison between test stress and theoretic stress under complex load test

從表3可以看出，試驗測量的蒙皮環(huán)向應(yīng)力與理論值的誤差為4．4%，試驗測量的蒙皮軸向應(yīng)力與理論值的誤差均為4．7%，均滿足工程要求。因此，通過靜力試驗的3種工況的分析，驗證了本文設(shè)計的試驗裝置是正確和合理的。

3 損傷容限試驗結(jié)果

3．1 裂紋擴展試驗

進行裂紋擴展試驗時，每1 000次循環(huán)測量一次應(yīng)變，期間產(chǎn)生了大量數(shù)據(jù)。通過計算分析測量的應(yīng)變數(shù)據(jù)，蒙皮環(huán)向應(yīng)力始終保持在89．1MPa，軸向應(yīng)力保持在71．2MPa，說明協(xié)調(diào)加載疲勞試驗可靠、穩(wěn)定，滿足試驗要求。裂紋擴展試驗過程中，采用貼標尺和讀數(shù)顯微鏡目測的方法對裂紋長度a進行測量。圖8為裂紋擴展路徑，從圖中可以看出縱向裂紋基本沿直線擴展，沒有發(fā)生拐彎和轉(zhuǎn)折現(xiàn)象。每循環(huán)一定次數(shù)，記錄a和循環(huán)次數(shù)N，圖9為裂紋擴展試驗的a－N曲線。從圖9可以看出：兩件試驗件的裂紋擴展壽命相當，左右兩側(cè)裂紋擴展對稱性較好，總體擴展趨勢一致。裂紋從半長12．5mm擴展到80mm的過程中呈現(xiàn)明顯的緩慢裂紋擴展特性；裂紋擴展到半長80mm以后，呈快速擴展趨勢。但全長160 mm的裂紋，其檢出概率非常高，滿足文獻［20］中對損傷容限關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的要求。

表4列出了兩件試驗件的裂紋擴展壽命，對于1＃試驗件，當左側(cè)裂紋擴展至166．5mm，右側(cè)裂紋擴展至164．5mm，裂紋擴展速率達到每10次循環(huán)擴展10mm，有失穩(wěn)擴展跡象。此時裂紋擴展壽命為28 381，停止裂紋擴展試驗。對于2＃試驗件，當左側(cè)裂紋擴展至165mm，右側(cè)裂紋擴展至164mm，裂紋擴展速率達到每10次循環(huán)擴展9mm，有失穩(wěn)擴展跡象。此時裂紋擴展壽命為27 663，停止裂紋擴展試驗。

表4 裂紋擴展試驗結(jié)果Table 4 Results of crack propagation test

3．2 剩余強度試驗

剩余強度試驗結(jié)果見表5，對于1＃試驗件，在裂紋總長度為331mm時停止裂紋擴展試驗，進行剩余強度試驗。加載至116%剩余強度試驗載荷時試驗件破壞。對于2＃試驗件，在裂紋總長度為329mm時停止裂紋擴展試驗，進行剩余強度試驗。加載至120%剩余強度試驗載荷時試驗件破壞。

剩余強度試驗破壞結(jié)果如圖10所示，從圖10（a）可以看出，試驗件沿縱向裂紋失穩(wěn)擴展，穿過F2和F4框，到達F1和F5框時，裂紋發(fā)生接近90度的轉(zhuǎn)折，在F1和F5框處呈現(xiàn)“T”字狀的裂紋擴展破壞模式。剩余強度試驗裂紋沿縱向失穩(wěn)擴展主要是增壓載荷導致的，而最終的裂紋轉(zhuǎn)折則是增壓和軸拉載荷耦合作用導致的破壞。從圖10（b）可以看出機身壁板的長桁、框和連接角片也均有不同程度破壞。

表5 剩余強度試驗結(jié)果Table 5 Results of residual strength test

4 結(jié) 論

1）按照增壓和軸拉載荷邊界條件要求，設(shè)計了機身壁板復合加載試驗裝置，通過靜力試驗驗證了該裝置加載的正確性和合理性。該試驗方法和試驗裝置也可用于其它增壓和軸拉載荷組合情況的損傷容限試驗。

2）通過對前機身上壁板試驗件進行損傷容限試驗，獲得了機身壁板的裂紋擴展規(guī)律和剩余強度特性。在裂紋擴展試驗中縱向裂紋基本沿直線擴展，左右兩側(cè)裂紋擴展對稱性較好，總體擴展趨勢一致，半裂紋長度小于80mm時呈緩慢裂紋擴展特性，該裂紋可檢性好，檢出概率較高，滿足適航規(guī)章對損傷容限關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的要求。剩余強度試驗結(jié)果表明機身壁板沿縱向裂紋失穩(wěn)擴展導致最終破壞，在遠端的框處呈現(xiàn)“T”字狀的裂紋擴展破壞模式。兩件試驗件的剩余強度載荷分別為設(shè)計載荷的116%和120%，滿足機身壁板設(shè)計要求。但是，此結(jié)論僅限于本次損傷容限試驗條件，對于機身其他部位壁板以及其他載荷組合情況的研究將在后續(xù)的工作中進一步完善。

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Damage tolerance test of stiffened fuselage panel under complex load

CHEN An1，＊，WEI Yulong1，LIAO Jianghai1，DONG Dengke1，WANG Xu2
1．Aircraft Strength Research Institute of China，Xi’an 710065，China
2．Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China

To investigate the behaviors of the crack propagation and characteristics of the residual strength of the stiffened fuselage panel，a equipment is designed and manufactured based on boundary requirements for internal pressure and axial tension loads of the panel．Static test results prove the rationality and validity of the test．The results of damage tolerance test show that longitudinal crack progresses along nearly straight line．The left and the right cracks are symmetrical．The crack propagation is slow when the crack length is less than 80mm，which can be detected easily．Longitudinal crack propagating unstably leads to eventual destruction in the farthest frame shown as the T－shaped crack failure mode．The results can provide data for damage tolerance design and fuselage structure assessment．

fuselage panel；longitudinal crack；crack propagation；residual strength；damage tolerance test

2016－01－21；Revised：2016－02－16；Accepted：2016－03－30；Published online：2016－04－07 13：44

V216．1＋1

A

1000－6893（2017）01－420093－08

http：／hkxb．buaa．edu．cn hkxb＠buaa．edu．cn

10．7527／S1000－6893．2016．0106

2016－01－21；退修日期：2016－02－16；錄用日期：2016－03－30；網(wǎng)絡(luò)出版時間：2016－04－07 13：44

www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20160407．1344．004．html

＊通訊作者 ．E－mail：andychen1986＠163．com

陳安，魏玉龍，廖江海，等．機身加筋壁板復合加載損傷容限性能試驗［J］．航空學報，2017，38（1）：420093．CHEN A，WEI Y L，LIAO J H，et al．Damage tolerance test of stiffened fuselage panel under complex load［J］．Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2017，38（1）：420093．

（責任編輯：李世秋）

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＊Corresponding author．E－mail：andychen1986＠163．com