于海蛟，錢利民，吳志超，王逾涯，陳棟梁，陳群志

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某型飛機全尺寸雷達(dá)罩靜強度分析與試驗驗證

于海蛟1，錢利民2，吳志超1，王逾涯1，陳棟梁2，陳群志1

（1.北京航空工程技術(shù)中心, 北京 100076；2.中航飛機股份有限公司, 西安 710089）

考核某型飛機全尺寸雷達(dá)罩的靜強度，驗證其計算模型的準(zhǔn)確性。采用有限元計算和靜力試驗相結(jié)合的方法，對某型飛機全尺寸雷達(dá)罩的承載能力進(jìn)行研究與試驗驗證。根據(jù)雷達(dá)罩的結(jié)構(gòu)特點和載荷分布情況建立有限元計算模型，進(jìn)行應(yīng)力應(yīng)變計算與強度校核，得到了雷達(dá)罩的應(yīng)力應(yīng)變云圖。在此基礎(chǔ)上，選用最嚴(yán)重載荷工況對雷達(dá)罩的承載能力進(jìn)行試驗驗證。通過試驗總體方案設(shè)計及加載實施方案優(yōu)化設(shè)計，采用矢量加載技術(shù)和軟硬結(jié)合的加載方式對雷達(dá)罩施加拉壓載荷，保證各加載點的載荷均與所在表面的法向相同，與雷達(dá)罩實際受載情況一致。雷達(dá)罩的應(yīng)力水平較低，承載能力較高；試驗實測應(yīng)力結(jié)果與理論計算結(jié)果有偏差，但應(yīng)力分布規(guī)律合理，與理論分析計算結(jié)果的趨勢基本一致；靜力試驗結(jié)果證明雷達(dá)罩及其與機身連接結(jié)構(gòu)能夠滿足靜強度設(shè)計要求。雷達(dá)罩靜力試驗測得的應(yīng)變數(shù)據(jù)與有限元計算結(jié)果吻合較好，雷達(dá)罩本體及其與機身的連接結(jié)構(gòu)滿足強度設(shè)計要求。

某型飛機；雷達(dá)罩；有限元分析；全尺寸試驗；靜力試驗

為了計算和驗證某型飛機雷達(dá)罩及其與機身連接結(jié)構(gòu)是否滿足靜強度設(shè)計要求[1]，發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)薄弱部位，為設(shè)計改進(jìn)和適航取證提供必要的數(shù)據(jù)和資料，同時也驗證強度計算方法和模型簡化的準(zhǔn)確性，采用有限元計算[2]和靜力試驗相結(jié)合的方法，對某型飛機全尺寸雷達(dá)罩的承載能力進(jìn)行了研究[3]與試驗驗證[4]。

首先根據(jù)雷達(dá)罩為玻璃鋼-紙蜂窩芯夾層結(jié)構(gòu)的特點及面板、面板加強區(qū)的具體鋪層設(shè)計和載荷分布情況劃分單元格，建立了有限元計算模型[5]，得到了雷達(dá)罩的應(yīng)力應(yīng)變云圖。

在有限元計算結(jié)果的基礎(chǔ)上，選用最嚴(yán)重的載荷工況，對雷達(dá)罩的承載能力進(jìn)行驗證試驗。通過試驗總體方案設(shè)計及加載實施方案優(yōu)化設(shè)計，將有限元模型給出的101個加載點進(jìn)行優(yōu)化后等效為67個加載點，創(chuàng)新性地使用矢量加載技術(shù)和軟硬結(jié)合的加載方式對雷達(dá)罩施加拉壓載荷，使作用在各加載點的載荷均沿所在表面的法向，最大限度地貼近雷達(dá)罩實際受載情況。

1 有限元計算

1.1 結(jié)構(gòu)簡介

某型飛機雷達(dá)罩由內(nèi)外層玻璃鋼面板加紙蜂窩芯干法成型[6]，玻璃鋼面板材料為高溫固化聚氰酸酯預(yù)浸料[7―8]，材料特性：彈性模量為27.3 GPa，剪切模量為4.9 GPa，泊松比為0.124。蜂窩芯材料為芳綸紙蜂窩芯材，內(nèi)含泡沫填充膠材料[9]。雷達(dá)罩與機身連接的金屬結(jié)構(gòu)材料特性見表1，雷達(dá)罩剖面的典型結(jié)構(gòu)如圖1所示。

表1 金屬材料特性

圖1 雷達(dá)罩剖面的典型結(jié)構(gòu)

1.2 載荷

根據(jù)雷達(dá)罩的結(jié)構(gòu)特點以及在機身安裝的位置可知，雷達(dá)罩所受的力主要為氣動載荷和由于飛機過載引起的慣性載荷，分為飛行載荷和地面載荷兩大類，共26種情況。其中飛行載荷共20種嚴(yán)重情況載荷，地面情況時氣動載荷很小，計算時只考慮慣性載荷情況，共6種情況。文中選取最嚴(yán)重工況進(jìn)行分析和試驗。

1.3 有限元計算模型及邊界條件

雷達(dá)罩及其與機身的對接型材簡化為板殼單元（CShell）[10―11]，對接型材與雷達(dá)罩和機身下壁的連接簡化為連接單元（CFastener）。為保證計算結(jié)果的合理，準(zhǔn)確模擬雷達(dá)罩載荷的傳力路線，計算的邊界條件采用與實際情況吻合的機身12框和22框處固支的支持方式[12]。雷達(dá)罩及其與機身結(jié)構(gòu)連接的有限元模型網(wǎng)格劃分見圖2，并將其導(dǎo)入MSC.Patran軟件進(jìn)行強度分析計算。

圖2 雷達(dá)罩及其與機身連接結(jié)構(gòu)有限元模型

1.4 有限元計算結(jié)果

雷達(dá)罩強度計算分為面板及面板加強區(qū)。面板共6層，層號由外向內(nèi)依次為1—3以及5—7，面板加強區(qū)共28層，層號由外向內(nèi)依次為1—28。面板、面板加強區(qū)和對接型材應(yīng)力最大的5個單元的計算結(jié)果分別見表2—表4，單元編號分別見圖3—圖5。其中，復(fù)材結(jié)構(gòu)輸出1方向應(yīng)力1，2方向應(yīng)力2，剪應(yīng)力12；板殼元輸出單元坐標(biāo)系下的向正應(yīng)力σ，向正應(yīng)力σ，剪應(yīng)力τ和綜合應(yīng)力v。計算的有限元應(yīng)力云圖見圖6。

表2 面板的有限元計算結(jié)果

表3 面板加強區(qū)的有限元計算結(jié)果

表4 對接型材的單元計算結(jié)果

圖3 雷達(dá)罩面板單元編號

圖5 對接型材的單元編號

圖6 有限元計算應(yīng)力

2 靜力試驗

根據(jù)CCAR-25-R4§25.305ab、25.307ad[13]條款要求，通過對雷達(dá)罩及其與機身連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行最嚴(yán)重工況的靜力試驗，對設(shè)計和計算結(jié)果進(jìn)行驗證和對比分析。

2.1 試驗件及支持

試驗件包括雷達(dá)罩及其與機身連接結(jié)構(gòu)零部件以及機身12框—22框間下船體部分（13長桁以下的機身結(jié)構(gòu)）。將雷達(dá)罩連接到機身12框—22框間下船體上，再將機身22框通過承力鋼板與承力墻連接，同時在機身12框下部放置支撐托架。試驗件支持示意圖見圖7。

圖7 試驗件支持

2.2 試驗載荷

對雷達(dá)罩及其與機身連接結(jié)構(gòu)選擇最嚴(yán)重工況（最大Q）進(jìn)行靜力試驗驗證，分別進(jìn)行了67%極限載荷試驗和100%極限載荷試驗。

雷達(dá)罩試驗件形狀不規(guī)則，載荷分布復(fù)雜，加載點密集且不對稱，同時分布著拉伸載荷與壓縮載荷，加載精度要求高。為保證試驗加載與實際受力的貼合程度和加載精度，通過試驗總體方案設(shè)計及加載實施方案優(yōu)化設(shè)計，將有限元模型給出的101個加載點優(yōu)化合并為67個加載點，其中61個拉載點，6個壓載點。加載點位置見圖8，三角框標(biāo)記的為壓載點，部分代表性加載點的極限載荷與載荷法向矢量見表5。

圖8 雷達(dá)罩試驗加載點位置示意

表5 極限載荷與載荷法向矢量

注：極限載荷Fr沿雷達(dá)罩表面法向，向外拉為正，向里壓為負(fù)

2.3 試驗情況

試驗過程中，為使作用在各加載點的載荷均沿所在表面的法向，最大限度地貼近雷達(dá)罩實際受載情況，創(chuàng)新性地使用矢量加載技術(shù)和軟硬結(jié)合的加載方式對雷達(dá)罩施加拉壓載荷，滿足了試驗加載精度要求。其中，拉載通過膠布帶-杠桿-作動筒系統(tǒng)進(jìn)行加載，共8個拉載作動筒；壓載通過拉壓塊-杠桿-作動筒系統(tǒng)進(jìn)行加載，共2個壓載作動筒。施加的載荷值和矢量以及各級杠桿比例通過第一級載荷值和矢量值逐級計算得到，按照結(jié)果進(jìn)行杠桿、鋼索和拉板的設(shè)計和組裝，保證使雷達(dá)罩上每一級的載荷值和矢量與計算得到的值一致。加載示意圖見圖9。

圖9 雷達(dá)罩試驗件加載

2.4 試驗結(jié)果

某型飛機雷達(dá)罩及其與機身連接結(jié)構(gòu)完成了67%極限載荷試驗，目視檢查試驗件無殘余變形；完成100%極限載荷試驗，卸載后目視檢查試驗件未破壞，也無殘余變形。

應(yīng)變片編號示意見圖10。由于數(shù)據(jù)量較大，下面選取應(yīng)力應(yīng)變較大的幾個具有代表性的測量點100%極限載荷情況進(jìn)行對比分析，圖11為這些測量點的載荷-最大主應(yīng)變測量曲線。

3 試驗測量數(shù)據(jù)處理與計算結(jié)果對比

由于試驗測量結(jié)果數(shù)據(jù)量較大，根據(jù)應(yīng)變叢在雷達(dá)罩內(nèi)表面分布情況，僅列出不同曲率處具有代表性的部分應(yīng)變片測量結(jié)果，將其轉(zhuǎn)化為主應(yīng)力，并與有限元分析計算結(jié)果進(jìn)行對比分析，見表6。得到的試驗加載計算應(yīng)力見圖12。

圖11 雷達(dá)罩100%極限載荷下的載荷-最大主應(yīng)變曲線

表6 100%極限載荷試驗應(yīng)變叢的測量結(jié)果和計算結(jié)果對比

圖12 試驗加載計算應(yīng)力

由圖12、圖13和表6可以看出，載荷-應(yīng)變曲線線性度很好，雖然應(yīng)變叢主應(yīng)力的測量和計算結(jié)果有一定的偏差，但應(yīng)力變化趨勢與理論計算結(jié)果一致。造成計算結(jié)果偏差的原因主要為：雷達(dá)罩是由玻璃鋼面板加紙蜂窩芯干法成型的復(fù)合材料構(gòu)成，其材料的工藝制造分散性較大，實際的力學(xué)性能參數(shù)和有限元計算參數(shù)之間也存在一定偏差；雷達(dá)罩外形為多曲度形狀，結(jié)構(gòu)表面所受氣動載荷分布較為復(fù)雜，靜力試驗是通過在其外表面上加載的方式來模擬雷達(dá)罩所受的氣動載荷，與雷達(dá)罩真實的受力盡量接近，但仍有一定偏差。

通過對雷達(dá)罩及其與機身連接結(jié)構(gòu)靜力試驗實測數(shù)據(jù)與理論計算數(shù)據(jù)的對比分析可知：雷達(dá)罩的應(yīng)力水平較低，承載能力較高；試驗實測應(yīng)力結(jié)果與理論計算結(jié)果有偏差，但應(yīng)力分布規(guī)律合理，與理論分析計算結(jié)果的趨勢基本一致；靜力試驗結(jié)果證明雷達(dá)罩及其與機身連接結(jié)構(gòu)能夠滿足靜強度設(shè)計要求。

4 結(jié)語

根據(jù)某型飛機雷達(dá)罩的結(jié)構(gòu)特點及面板、面板加強區(qū)的具體鋪層設(shè)計和承載特點劃分單元格、設(shè)定了邊界條件，建立了有限元計算模型，得到了嚴(yán)重工況下雷達(dá)罩的應(yīng)力應(yīng)變云圖。在雷達(dá)罩載荷分布復(fù)雜、加載點密集且不對稱、同時分布著拉伸載荷與壓縮載荷、加載精度要求高的前提下，創(chuàng)新性地使用矢量加載技術(shù)和軟硬結(jié)合的加載方式對雷達(dá)罩進(jìn)行靜力試驗，對計算結(jié)果進(jìn)行驗證。結(jié)果證明，某型飛機雷達(dá)罩的靜力試驗應(yīng)力應(yīng)變數(shù)據(jù)與有限元計算結(jié)果吻合較好，雷達(dá)罩及其與機身連接結(jié)構(gòu)具有承受100%極限載荷的能力，滿足強度設(shè)計要求。

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Static Strength Analysis and Full Scale Test of a Certain Type Aircraft Radome

YU Hai-jiao,QIAN Li-min,WU Zhi-chao,WANG Yu-ya,CHEN Dong-liang,CHEN Qun-zhi

(1. Beijing Aeronautical Technology Research Center, Beijing 100076, China; 2. AVIC Aircraft Co., Ltd., Xi'an 710089, China)

To evaluate the static strength of full-scale radome for a certain type aircraft and verify the accuracy of the calculation model.The finite element analysis and static strength test were combined to study, test and verify the bearing capacity of full-scale radome of a certain type aircraft. A finite element module was established based on structure characteristics and load distribution of the radome to calculate stress and strain, check the strain strength and gain stress and stain contours of the radome. On this basis, load-carrying capacity of the radome was tested under the most series load cases. The general scheme of the test were designed and optimized in advance. As needed, “vector” loading technique and soft & hard-loading manner were adopted to apply the tensile load and pressure load on the radome, which made sure that the load of each point and the normal of its location surface were in the same direction. That means, the load-carrying conditions were consistent with the actual ones.The stress of the radome was low, the carrying capacity was high; the measured stress results was deviated from the theoretical calculation result, but the stress distribution was reasonable, and the theoretical analysis and calculation results had almost the same trend; static test results show that radar cover and fuselage connection structure could meet the requirements of static strength design.The measured strain data during radome static strength test coincide quite well with the finite element calculation results; and the radome and its connecting structure with the frame meet the strength design requirements.

a certain type aircraft; radome; finite element analysis; whole scale test; static strength test

10.7643/ issn.1672-9242.2017.12.011

TJ85

A

1672-9242(2017)12-0055-06

2017-07-09；

2017-08-09

于海蛟（1982—），女，內(nèi)蒙古人，博士，工程師，主要從事飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命、日歷壽命，以及飛機結(jié)構(gòu)的腐蝕與防護(hù)等方面的研究。