孫喜桂，聶小華，常 亮，韓 濤

（中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，陜西?西安?710065）

全機(jī)靜力試驗是新研飛機(jī)首飛和定型的先決條件之一，其主要目的是驗證結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度是否滿足設(shè)計要求；驗證強(qiáng)度和剛度計算方法的合理性；檢驗制造工藝；確定結(jié)構(gòu)的可增潛力（提高承載能力或減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量）；減輕和預(yù)防結(jié)構(gòu)可能發(fā)生的維修問題；為結(jié)構(gòu)改型、改進(jìn)提供數(shù)據(jù)和資料[1]。

大型飛機(jī)全尺寸試驗機(jī)成本高昂，為了充分利用試驗機(jī)，在進(jìn)行試驗論證時，結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度驗證試驗任務(wù)幾乎全部規(guī)劃在全機(jī)靜力試驗中完成。但有時為了縮短試驗周期，摸清結(jié)構(gòu)承載能力和傳力特性，降低全機(jī)試驗風(fēng)險，也會規(guī)劃一些強(qiáng)度驗證試驗和強(qiáng)度研發(fā)試驗。某型飛機(jī)后機(jī)身靜力試驗用于驗證該型飛機(jī)復(fù)合材料后機(jī)身、垂尾（含方向舵）的靜強(qiáng)度，其試驗結(jié)果對預(yù)測全機(jī)試驗具有較高的參考價值，因此一直備受關(guān)注[2-5]。

目前，國內(nèi)對飛機(jī)結(jié)構(gòu)地面驗證試驗越來越重視，對在研型號地面試驗的規(guī)劃也越來越規(guī)范。因此，對某型飛機(jī)的后機(jī)身規(guī)劃并實(shí)施了地面靜強(qiáng)度研發(fā)試驗。該類試驗通常采用加載端板對試驗件進(jìn)行靜定支持，同時也能滿足后機(jī)身靜力試驗的加載需求。本文對加載端蓋設(shè)計時需要考慮的強(qiáng)度問題進(jìn)行了探討，同時制定了有限元建模方案，并對其進(jìn)行了有限元分析和強(qiáng)度校核，根據(jù)強(qiáng)度校核結(jié)果，發(fā)現(xiàn)“工”字型鋼框架的安全系數(shù)比較低，不滿足設(shè)計要求。針對該問題，對“工”字型鋼框架進(jìn)行了優(yōu)化，最終使其滿足設(shè)計要求。

1 加載端蓋模型

1.1 加載端蓋結(jié)構(gòu)設(shè)計

加載端蓋的作用是在靜力試驗時為后機(jī)身提供約束，同時也要滿足靜力試驗時的加載需求。在結(jié)構(gòu)設(shè)計時既要考慮后機(jī)身框的結(jié)構(gòu)形式，以便實(shí)現(xiàn)后機(jī)身框與端蓋的對接，同時也要考慮試驗工況的載荷特點(diǎn)，方便載荷施加。

某型飛機(jī)后機(jī)身靜力試驗加載端蓋由對接端板、“工”字型鋼框架和蓋板等結(jié)構(gòu)組成。對接端板是1塊40 mm厚的平板，其主要作用是連接后機(jī)身。因此，平板上有1圈對接螺栓孔，通過對接螺栓與后機(jī)身連接，試驗載荷經(jīng)對接螺栓傳遞到對接端板上；“工”字型鋼框架厚度為14 mm，內(nèi)外“工”字型鋼分別圍成2個八邊形框架結(jié)構(gòu)，可以將后機(jī)身試驗載荷傳遞到蓋板上，同時也可對對接端板起到支持作用；蓋板是1塊50 mm厚的平板，為減輕整個端蓋的重量以便于安裝，蓋板上有9個開口。中間的“工”字型鋼框架通過直徑為24 mm的螺栓分別與對接端板和蓋板相連，“工”字型鋼之間也通過直徑為24 mm的螺栓連接，形成內(nèi)外兩圈八邊形框架。加載端蓋整體通過直徑為70 mm的螺栓與承力墻相連。連接螺栓材料為30CrMnSiA，加載端蓋的材料為Q345鋼。結(jié)構(gòu)形式如圖1所示。

1.2 加載端蓋有限元模型

加載端蓋的對接端板、“工”字型鋼框架以及蓋板承受來自后機(jī)身傳遞過來的載荷，受力嚴(yán)重且形式復(fù)雜，可采用板殼元模擬；加載端蓋和蓋板與中間的“工”字型鋼框架的連接全部用螺栓連接，也是重點(diǎn)考核區(qū)域，因此用梁單元模擬這些螺栓[6-8]。

建模時按照加載點(diǎn)、對接孔中心點(diǎn)以及各螺栓孔中心點(diǎn)的實(shí)際位置預(yù)留有限元節(jié)點(diǎn)。經(jīng)過折算，將后機(jī)身傳遞到對接螺栓的載荷施加到對接蓋板的中心點(diǎn)，因此在對接蓋板的中心點(diǎn)建立1個節(jié)點(diǎn)作為載荷的加載點(diǎn)，并用MPC將該節(jié)點(diǎn)和對接孔對應(yīng)的節(jié)點(diǎn)連接起來，用來將載荷傳遞到對接孔處。在蓋板與承力墻連接處施加約束。施加了載荷和約束的加載端蓋的有限元模型如圖2所示。

圖1 ??加載端蓋結(jié)構(gòu)形式

圖2 ??加載端蓋有限元模型

后機(jī)身靜力試驗有多種工況，本文選擇其中最嚴(yán)重的工況來分析，該工況的載荷上下對稱，沿加載端蓋的上下對稱軸方向的彎矩最大。根據(jù)得到的分析結(jié)果，按照參考文獻(xiàn)中介紹的強(qiáng)度校核方法進(jìn)行校核并對安全系數(shù)低的“工”字型鋼框架進(jìn)行優(yōu)化，最后給出優(yōu)化后的校核結(jié)論。

2 有限元分析結(jié)果

2.1 位移結(jié)果

加載端蓋的最大位移為1.19 mm，位于對接端板的上對接孔和下對接孔處，如圖3所示。因為該工況繞Z軸的彎矩最大，因此加載端蓋的上、下對接孔處的位移最大。

圖3 ??加載端蓋位移云圖

2.2 應(yīng)力結(jié)果

在該工況下，對接端板的最大Von Mises應(yīng)力為132 MPa，位于上對接孔和下對接孔處；“工”字型鋼框架的最大Von Mises應(yīng)力為258 MPa；蓋板的最大Von Mises應(yīng)力為31.5 MPa，如圖4、圖5和圖6所示。應(yīng)力較大部位均集中在螺栓連接處。

圖4 ??對接端板應(yīng)力云圖

圖5 ??“工”字型鋼框架應(yīng)力云圖

圖 6??蓋板應(yīng)力云圖

3 強(qiáng)度校核

對接端板、“工”字型鋼框架和蓋板的材料均為Q345鋼，強(qiáng)度極限為510 MPa?；趹?yīng)力對其進(jìn)行強(qiáng)度校核，取各個部件的最大工作應(yīng)力與材料強(qiáng)度極限進(jìn)行比較[2]，則對接端板、“工”字型鋼框架和蓋板的安全系數(shù)分別為：

按照工程經(jīng)驗，一般要求靜力試驗中的夾具具有至少2.5倍的安全系數(shù)，由式（2）可知，“工”字型鋼框架的安全系數(shù)為1.98，小于要求的安全系數(shù)，這是由于“工”字型鋼框架的厚度較小，需要對其進(jìn)行優(yōu)化。

經(jīng)過優(yōu)化，將“工”字型框架的厚度由14 mm增加到20 mm，將蓋板的厚度由50 mm減少到30 mm，得到的各部件的最大Von Mises應(yīng)力為：對接端板的最大Von Mises應(yīng)力為115 MPa，“工”字型鋼框架的最大Von Mises應(yīng)力為168 MPa，蓋板的最大Von Mises應(yīng)力為34 MPa，如圖7、圖8和圖9所示。

圖7 ??優(yōu)化后對接端板應(yīng)力云圖

圖8 ??優(yōu)化后“工”字型鋼框架應(yīng)力云圖

圖9 ??優(yōu)化后蓋板應(yīng)力云圖

取優(yōu)化后各部件最大工作應(yīng)力與材料的強(qiáng)度極限進(jìn)行比較，則優(yōu)化后對接端板、“工”字型鋼框架和蓋板的安全系數(shù)為：

由式（4）～式（6）可知，優(yōu)化后，對接端板和“工”字型鋼框架的安全系數(shù)均有所提升，并且“工”字型鋼框架的安全系數(shù)大于2.5，滿足工程要求，蓋板的安全系數(shù)下降得并不多，這說明蓋板承受的載荷不大，還有很大的優(yōu)化空間。

連接螺栓的材料為30CrMnSiA，強(qiáng)度極限為1080 MPa，剪切極限取為648 MPa。按照參考文獻(xiàn)[2]的校核方法，直徑為24 mm的螺栓最小破壞拉力為488332 N，最小破壞剪力為293000 N；直徑為70 mm的螺栓最小破壞拉力為4154220 N，最小破壞剪力為2492532 N。

在有限元仿真結(jié)果中提取該工況下模擬螺栓的梁單元的單元力作為螺栓受到的拉伸和剪切載荷，直徑為24 mm的螺栓受到的最大軸向拉力為35700 N，最大剪切力為12600 N，則螺栓受拉、受剪的安全系數(shù)分別為：

直徑為70 mm的螺栓受到的最大軸向拉力為127000 N，最大剪切力為39800 N，根據(jù)上述校核方法可以得到直徑70 mm螺栓的校核結(jié)果，如表1所示。

表 1??直徑 70?mm 螺栓校核結(jié)果

由式（4）～式（9）以及表1可知，優(yōu)化后，對接端板、“工”字型鋼框架、蓋板和連接螺栓的安全系數(shù)均大于2.5，強(qiáng)度足夠，可以滿足試驗需求。

4 結(jié)束語

加載端蓋在飛機(jī)組合體試驗中是常用的支持夾具，能夠滿足飛機(jī)組合體在靜力試驗中的加載和約束需求。本文給出了此類型加載端蓋在設(shè)計中需要關(guān)注的部位以及此類結(jié)構(gòu)有限元模型簡化原則和建模方法，并針對設(shè)計出來的某型飛機(jī)后機(jī)身靜力試驗的加載端蓋進(jìn)行了強(qiáng)度分析，根據(jù)得到的校核結(jié)果對加載端蓋進(jìn)行了優(yōu)化，使其能夠滿足試驗需求。本文的計算結(jié)果為該型飛機(jī)后機(jī)身靜力試驗加載端蓋的設(shè)計提供了重要支持，同時也為此類加載端蓋結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析與校核提供了一整套方法。