王彬文，陳向明，鄧凡臣，柴亞南

中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所 全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710065

壁板作為民用飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)最典型的結(jié)構(gòu)形式，是機(jī)體結(jié)構(gòu)的主要承力部件，如機(jī)身壁板、機(jī)翼壁板、尾翼壁板等。壁板結(jié)構(gòu)通常需要考慮在壓縮與剪切載荷下的穩(wěn)定性問(wèn)題，以及在各種復(fù)雜載荷下的疲勞與損傷容限問(wèn)題，壁板試驗(yàn)在整個(gè)積木式驗(yàn)證過(guò)程中占很大比重。

機(jī)身壁板結(jié)構(gòu)按其所處的位置一般可分為頂部壁板、底部壁板和側(cè)壁板；機(jī)翼壁板、平尾壁板按所處位置分為上壁板和下壁板，而垂尾壁板可分為左右壁板，但受力狀態(tài)與平尾和機(jī)翼壁板類似。

壁板結(jié)構(gòu)受力復(fù)雜，機(jī)身壁板主要承受拉伸/壓縮、剪切、彎曲和內(nèi)壓載荷；翼面壁板主要承受拉伸/壓縮、剪切和氣動(dòng)載荷，此外，機(jī)翼壁板還承受燃油引起的油壓載荷。在進(jìn)行壁板強(qiáng)度性能試驗(yàn)評(píng)定時(shí)，必須綜合考慮這些復(fù)雜載荷形式，以盡可能模擬壁板結(jié)構(gòu)真實(shí)受力狀態(tài)。在過(guò)去的幾十年中，由于受試驗(yàn)技術(shù)所限，通常只能通過(guò)筒段、盒段等全尺寸部件結(jié)構(gòu)才能實(shí)現(xiàn)復(fù)雜載荷邊界的模擬。但大型機(jī)身筒段與機(jī)翼、垂尾、平尾盒段制造成本高、生產(chǎn)周期長(zhǎng)，如果新機(jī)研制過(guò)程中所有的壁板選型/選參試驗(yàn)都采用筒段和盒段等全尺寸試驗(yàn)件來(lái)完成，將給飛機(jī)研制帶來(lái)巨大的研制成本。因此，近年來(lái)國(guó)內(nèi)外研究人員與機(jī)構(gòu)開(kāi)展了大量的飛機(jī)壁板復(fù)雜載荷試驗(yàn)技術(shù)研究和試驗(yàn)裝置研發(fā)，并取得了諸多研究成果，為降低飛機(jī)研制成本、加速飛機(jī)研制提供了有力保障。

1 飛機(jī)壁板結(jié)構(gòu)受力狀態(tài)

1.1 翼面壁板

機(jī)翼的外載荷主要包括3類：空氣動(dòng)力載荷、其他部件/裝載的集中載荷、機(jī)翼結(jié)構(gòu)自重。圖1為機(jī)翼結(jié)構(gòu)的受力狀態(tài)，由以上3類外載荷所引起的內(nèi)力包括：剪力、彎矩和扭矩。圖1中,軸為航向,軸為展向,軸垂直向上。機(jī)翼上下翼面的不同壓力差產(chǎn)生升力，氣動(dòng)力使機(jī)翼承受彎矩和扭矩，并在翼根處達(dá)到最大。機(jī)翼彎矩則通過(guò)上翼面的壓縮載荷，下翼面的拉伸載荷，以及梁腹板的剪切載荷來(lái)平衡。一般機(jī)翼具有后掠角，在外載作用下將承受較大的扭矩，需通過(guò)上下翼面壁板和前后梁形成的閉室承剪來(lái)傳遞扭矩，并在機(jī)翼根部與中機(jī)身承受的彎矩平衡。因而，機(jī)翼上壁板通常承受壓剪復(fù)合載荷，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需充分考慮上壁板的穩(wěn)定性問(wèn)題。下壁板通常承受拉剪復(fù)合載荷，通?？己似淦诤蛽p傷容限性能。另外，大部分飛機(jī)的燃油都存儲(chǔ)于機(jī)翼結(jié)構(gòu)中，且具有一定的壓力，在過(guò)載作用下，使得機(jī)翼壁板在承受面內(nèi)載荷的同時(shí)還需承受較大的面外壓力。對(duì)于局部壁板來(lái)說(shuō)氣動(dòng)力屬于小載荷，通常在壁板試驗(yàn)中將其忽略。水平尾翼與機(jī)翼的受力狀態(tài)類似，而垂直尾翼并不產(chǎn)生升力，但會(huì)因飛機(jī)的偏航產(chǎn)生交大的彎矩。

圖1 機(jī)翼壁板受力狀態(tài)Fig.1 Schematic diagram of loads for wing panel

1.2 機(jī)身壁板

機(jī)身壁板的載荷主要來(lái)源于機(jī)身結(jié)構(gòu)自重、艙內(nèi)乘員與貨物重量及其慣性載荷，以及艙內(nèi)增壓產(chǎn)生的增壓載荷，圖2為典型機(jī)身壁板受力狀態(tài)(圖中坐標(biāo)系與圖1相同)。

機(jī)身承受因結(jié)構(gòu)、艙內(nèi)乘員與貨物引起的彎矩和艙內(nèi)外壓力差Δ產(chǎn)生的軸向/環(huán)向拉伸力，頂部壁板承受彎矩引起的軸向拉力，并沿著壁板環(huán)向截面不斷變化，頂部拉伸正應(yīng)力最高，并向機(jī)身兩側(cè)方向逐漸減小。因增壓載荷引起的環(huán)向和軸向拉伸應(yīng)力均勻分布。除此之外，頂部壁板還承受飛機(jī)偏航引起機(jī)身發(fā)生扭轉(zhuǎn)和彎曲產(chǎn)生的剪切應(yīng)力。底部壁板受載形式與機(jī)身頂部壁板類似，只是彎矩引起的軸向載荷由拉伸變?yōu)閴嚎s，其他載荷類型不變。機(jī)身頂部和底部壁板受載如圖2(b)所示。

機(jī)身側(cè)壁板因彎矩產(chǎn)生不同方向的軸向力，從靠近頂部壁板的拉伸逐漸變化到靠近底部壁板的壓縮。增壓載荷導(dǎo)致側(cè)壁板上產(chǎn)生均勻恒定的軸向和環(huán)向載荷，但因舷窗和艙門等開(kāi)口的影響，會(huì)引起應(yīng)力不均勻的分布。側(cè)壁板除了承受因扭轉(zhuǎn)產(chǎn)生的剪切載荷外，還要承受結(jié)構(gòu)、艙內(nèi)乘員與貨物重力引起的剪切載荷，扭轉(zhuǎn)剪切載荷恒定，而重力引起剪切載荷不斷變化，靠近機(jī)翼時(shí)達(dá)到最大。2種剪切載荷相互疊加后，側(cè)壁板承受著不斷變化的剪切載荷。充壓引起的環(huán)向載荷與頂部/底部壁板相同。圖2(b)給出了機(jī)身側(cè)壁板典型受力狀態(tài)。

圖2 機(jī)身壁板受力狀態(tài)Fig.2 Schematic diagram of loads for fuselage panel

2 翼面平直壁板試驗(yàn)技術(shù)研究進(jìn)展

翼面壁板復(fù)雜載荷試驗(yàn)通常是通過(guò)由上下壁板和2個(gè)前后梁假件組成的封閉盒段進(jìn)行試驗(yàn)，如圖3所示。通過(guò)對(duì)盒段施加彎扭載荷實(shí)現(xiàn)對(duì)上壁板的壓剪復(fù)合和下壁板的拉剪復(fù)合載荷的施加，做密封處理后還可以施加內(nèi)壓。由于盒段下壁板處于拉剪狀態(tài)，而拉伸會(huì)提高剪切屈曲載荷，通常是上壁板先失穩(wěn)破壞，下壁板達(dá)不到考核目的，造成試驗(yàn)件的浪費(fèi)，試驗(yàn)成本較高。因而，近年來(lái)越來(lái)越多的研究人員和機(jī)構(gòu)開(kāi)展了大量低成本的壁板復(fù)雜載荷試驗(yàn)技術(shù)研究。

Cordisco和Abramovich等利用4塊壁板組成的封閉盒段進(jìn)行了壓扭耦合試驗(yàn)研究，封閉盒段由2塊含4筋條的大壁板和2塊含1根筋條的小壁板在4個(gè)角通過(guò)螺栓連接而成，通過(guò)對(duì)封閉盒子(圖4(a))施加壓縮和扭轉(zhuǎn)載荷，實(shí)現(xiàn)壁板的壓剪復(fù)合載荷施加，試驗(yàn)裝置如圖4(b)。類似地，Bisagni和Cordisco還進(jìn)行了圓筒的壓/扭及其復(fù)合試驗(yàn)，研究了加筋壁板在壓剪復(fù)合載荷下的后屈曲承載特性。

Serra等將壁板試驗(yàn)件用螺栓固定在由2個(gè)工字梁組成的箱體的上表面，并在箱體兩端連接2個(gè)縱向的盒段用來(lái)施加彎曲載荷，在兩端連接面上伸出2個(gè)橫梁用來(lái)施加扭轉(zhuǎn)載荷，橫梁一端連接作動(dòng)筒，一邊與地面固定。試驗(yàn)件處于四點(diǎn)彎曲狀態(tài)，使試驗(yàn)件只承受面內(nèi)壓縮/拉伸和剪切。為了使施加的彎曲載荷盡可能的小，縱向盒段被設(shè)計(jì)得很長(zhǎng)。另外，封閉的箱體中還可以充壓，實(shí)現(xiàn)面外載荷的施加。該試驗(yàn)裝置是為驗(yàn)證復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在復(fù)雜載荷下的建模與分析方法而設(shè)計(jì)的，被簡(jiǎn)稱為VERTEX(如圖5)，事實(shí)上與盒段彎扭試驗(yàn)并沒(méi)有本質(zhì)區(qū)別，其優(yōu)點(diǎn)是可以重復(fù)利用，但試驗(yàn)件尺寸和加載能力受限，并且由于大量的結(jié)構(gòu)冗余，使得傳進(jìn)試驗(yàn)件的載荷無(wú)法準(zhǔn)確確定。

圖3 盒段彎扭試驗(yàn)Fig.3 Bending and torsion test of box

圖4 盒段壓扭試驗(yàn)[24]Fig.4 Closed box compression and torsion test[24]

圖5 VERTEX試驗(yàn)裝置[29]Fig.5 VERTEX test facilities[29]

美國(guó)NASA蘭利研究中心Donald研發(fā)了一套稱為CLTF(Combined Load Test Fixture)的壁板壓剪復(fù)合試驗(yàn)裝置，如圖6所示,圖中為壓力,為用于產(chǎn)生剪切的橫向載荷。其剪切施加方法是基于參考文獻(xiàn)[31]中介紹的方法，將剪切載荷直接施加到試驗(yàn)件的兩側(cè)邊上，并通過(guò)一個(gè)力臂來(lái)平衡產(chǎn)生的彎矩，使得施加壓縮載荷時(shí)不產(chǎn)生額外用來(lái)平衡彎矩的支反力，從而實(shí)現(xiàn)了壓縮與剪切的解耦。另外，為了避免施加壓縮載荷時(shí)試驗(yàn)件夾具“吃載”，試驗(yàn)件在非剪切加載邊上的連接孔均設(shè)計(jì)為長(zhǎng)條孔。但長(zhǎng)條孔會(huì)影響剪切載荷的施加，這樣處理的效果是存疑的，而文獻(xiàn)[30]中也沒(méi)有給出試驗(yàn)結(jié)果。

圖6 CLTF壁板壓剪復(fù)合試驗(yàn)裝置[30]Fig.6 CLTF panel combined compression-shear loads testfacilities[30]

德國(guó)宇航中心(DLR)的Wilckens等自研的壓剪復(fù)合試驗(yàn)裝置載荷施加原理與CLTF裝置類似。軸向載荷利用一個(gè)垂向液壓作動(dòng)筒通過(guò)試驗(yàn)件底部的平臺(tái)來(lái)施加。剪切載荷通過(guò)連接在底部平臺(tái)上的水平液壓作動(dòng)筒來(lái)施加，壓縮位移和剪切位移通過(guò)滑動(dòng)軸承來(lái)實(shí)現(xiàn)解耦，如圖7所示。為確保施加剪切載荷時(shí)底部和頂部平臺(tái)保持平行，作動(dòng)筒通過(guò)一定力臂的“L”形杠桿與底部平臺(tái)連接，在施加剪切載荷的同時(shí)會(huì)形成一個(gè)彎矩來(lái)抵消試驗(yàn)件底部受橫向剪切載荷時(shí)產(chǎn)生的彎矩。然而由于試驗(yàn)件兩側(cè)沒(méi)有主動(dòng)施加剪切載荷，只能在試驗(yàn)件中間區(qū)域得到一個(gè)較為均勻的剪應(yīng)力場(chǎng)。但好處是試驗(yàn)件兩側(cè)邊處于自由狀態(tài)，側(cè)邊既不受約束也不施加任何載荷，這樣可以得到一個(gè)可復(fù)制的恒定邊界條件，以便于分析方法的驗(yàn)證和確認(rèn)。該試驗(yàn)裝置可以進(jìn)行壓剪復(fù)合試驗(yàn)，但在該文獻(xiàn)中并未給出壓剪復(fù)合的試驗(yàn)結(jié)果。

圖7 DLR壓剪復(fù)合試驗(yàn)裝置Fig.7 Combined compression-shear loads test facilities of DLR

童賢鑫在國(guó)內(nèi)最早探索了通過(guò)單軸載荷實(shí)現(xiàn)壁板壓剪復(fù)合加載的試驗(yàn)技術(shù)，并研發(fā)了一套壁板壓剪復(fù)合試驗(yàn)裝置(如圖8所示)，但該裝置受到結(jié)構(gòu)本身的限制，壓縮載荷和剪切載荷中心不能共面，邊框效應(yīng)明顯，并且載荷壓-剪比調(diào)整難度很大等問(wèn)題無(wú)法得到廣泛應(yīng)用。

圖8 童賢鑫壓剪復(fù)合試驗(yàn)方案[33]Fig.8 Combined compression-shear loads test facilities of Tong Xianxin[33]

Zhu等在傳統(tǒng)對(duì)角拉伸施加剪切載荷試驗(yàn)方法的基礎(chǔ)上，通過(guò)一個(gè)曲杠桿將一對(duì)拉伸載荷分解成一個(gè)對(duì)角的拉伸載荷和一個(gè)試驗(yàn)件軸向的壓縮載荷，對(duì)角拉伸載荷通過(guò)連接在試驗(yàn)件四邊的框架傳遞到試驗(yàn)件上形成剪力，加載方案如圖9所示。該試驗(yàn)方法的優(yōu)點(diǎn)在于通過(guò)單向的拉伸載荷可以實(shí)現(xiàn)壁板壓剪復(fù)合載荷的施加，但缺點(diǎn)也很明顯，其壓剪比不可調(diào)，且由于杠桿比例的限制，其施加的剪切載荷始終大于壓縮載荷。另外還受限于杠桿強(qiáng)度，其加載能力也很有限。

中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所(強(qiáng)度所)柴亞南等研發(fā)了一種全新的壓剪復(fù)合載荷壁板試驗(yàn)裝置，如圖10所示。該試驗(yàn)裝置分壓縮加載組件和剪切加載組件，2部分可以分別獨(dú)立施加壓縮和剪切載荷，又可以協(xié)調(diào)施加任意比例的壓剪復(fù)合荷載。剪切組件是一個(gè)自平衡的加載框架，在試驗(yàn)件兩側(cè)邊通過(guò)均載器主動(dòng)施加均勻分布剪切載荷，而上下兩端則通過(guò)自平衡框架被動(dòng)施加剪切載荷。試驗(yàn)裝置的載荷施加原理見(jiàn)參考文獻(xiàn)[36]。為防止試驗(yàn)件在試驗(yàn)過(guò)程中發(fā)生不必要的整體彎曲或失穩(wěn)，加筋壁板框兩端連接有面外隨動(dòng)支持裝置，可以在與蒙皮平行的平面內(nèi)自由移動(dòng)，只約束框架端部的面外位移。

圖9 Zhu等壓剪復(fù)合試驗(yàn)方案[34]Fig.9 Combined compression-shear loads test scheme of Zhu et al.[34]

圖10 強(qiáng)度所壓剪復(fù)合試驗(yàn)裝置Fig.10 Combined compression-shear loads test facilities of ASRIC

3 機(jī)身曲壁板試驗(yàn)技術(shù)研究進(jìn)展

機(jī)身曲壁板可簡(jiǎn)化成平直壁板，采用第2節(jié)所述的平直壁板試驗(yàn)方法進(jìn)行試驗(yàn)。但要考慮艙內(nèi)氣壓等更真實(shí)的載荷和邊界條件，則需要一定尺寸的曲板試驗(yàn)。

機(jī)身曲板復(fù)雜載荷下的性能考核早期只能通過(guò)機(jī)身筒段施加拉伸/壓縮、扭轉(zhuǎn)及增壓載荷來(lái)進(jìn)行試驗(yàn)，該試驗(yàn)方案成本較高，在飛機(jī)研發(fā)設(shè)計(jì)階段無(wú)法大量開(kāi)展，迫切需要一種低成本的復(fù)雜載荷機(jī)身曲板試驗(yàn)技術(shù)。

3.1 美國(guó)機(jī)身壁板試驗(yàn)技術(shù)

美國(guó)NASA蘭利中心結(jié)構(gòu)與材料試驗(yàn)室為了完成大型寬體飛機(jī)機(jī)身壁板在軸壓、剪切和增壓載荷下的聯(lián)合加載試驗(yàn)，開(kāi)展了機(jī)身壁板復(fù)雜載荷試驗(yàn)技術(shù)研究，研發(fā)了如圖11所示的聯(lián)合加載試驗(yàn)裝置COLTS(Combined Loads Test System)。該裝置通過(guò)4個(gè)平行試驗(yàn)件軸線方向的作動(dòng)缸實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)件的軸向載荷施加，4個(gè)垂直試驗(yàn)件軸線方向的作動(dòng)缸施加扭轉(zhuǎn)載荷，通過(guò)對(duì)密閉空腔充壓來(lái)模擬客艙的增壓載荷。該裝置還被用于了翼身融合寬體客機(jī)(Hybrid Wing Body,HWB)的多隔間(Bay)盒段的機(jī)械載荷與內(nèi)壓復(fù)合加載試驗(yàn)中，如圖12所示。

COLTS試驗(yàn)裝置的剪切載荷通過(guò)一個(gè)名為D-box的組件(如圖13(a))來(lái)施加。D-box 組件用于在曲板上施加邊界載荷，以模擬機(jī)身圓柱殼的變形行為和應(yīng)力狀態(tài)。D-box組件由工字型梁組成的弧形結(jié)構(gòu)與曲板形成一個(gè)封閉的盒子，從而可以通過(guò)扭轉(zhuǎn)D-box組件對(duì)曲板施加剪切載荷，但這樣也無(wú)法完全模擬機(jī)身圓柱殼繞中心軸的轉(zhuǎn)動(dòng)行為。在施加軸向載荷時(shí)，因?yàn)镈-box組件具有小的軸向剛度和大的剪切剛度，使得試驗(yàn)板承受了大部分的軸向載荷，并能傳遞剪切載荷。而內(nèi)部增壓載荷則是直接在試驗(yàn)件與D-box組件形成的封閉腔體中充壓，氣壓由圖13(b)所示的橫向撐桿來(lái)平衡，但橫向撐桿并不能提供一個(gè)沿曲板環(huán)向的支反力，因而其所施加的增壓載荷會(huì)有很大的邊界效應(yīng)。

圖11 COLTS試驗(yàn)裝置[38]Fig.11 Test facilities of COLTS[38]

圖12 安裝于COLTS試驗(yàn)裝置中的HWB試驗(yàn)件[41]Fig.12 HWB testpieces installed in COLTS facilities[41]

圖13 D-box試驗(yàn)組件[47]Fig.13 D-box testfacilities[47]

為解決阿洛哈航空公司(Aloha Airlines)一架Boeing737飛機(jī)機(jī)身頂部壁板因搭接處鉚釘孔產(chǎn)生小裂紋而斷裂的問(wèn)題。聯(lián)邦航空管理局(FAA)、NASA研發(fā)了一種全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)評(píng)估和研究裝置(Full-Scale Aircraft Structural Test Evaluation and Research，F(xiàn)ASTER)，如圖14所示。該裝置可將實(shí)際飛行載荷條件施加到大型全尺寸機(jī)身壁板上，包括氣密壓差、縱向拉/壓、蒙皮和框架環(huán)向及剪切的靜態(tài)和疲勞載荷，用于驗(yàn)證疲勞分析方法。試驗(yàn)裝置由2組7個(gè)軸向作動(dòng)器，分別與壁板長(zhǎng)桁的中性軸對(duì)齊，以施加軸向拉/壓載荷。7個(gè)環(huán)向作動(dòng)器與壁板蒙皮直邊連接，5個(gè)框作動(dòng)器直接與機(jī)身框兩端連接，分別用于施加蒙皮和框的環(huán)向載荷以平衡增壓載荷。剪切載荷則通過(guò)壁板試驗(yàn)件上方的矩形框架與試驗(yàn)件四邊相連，同時(shí)利用一個(gè)作動(dòng)器通過(guò)杠桿在曲板直邊上施加剪切載荷，利用矩形框架的轉(zhuǎn)動(dòng)從而對(duì)試驗(yàn)件四邊施加平衡的剪力，但由于空間所限，其剪切加載能力有限。另外，F(xiàn)ASTER試驗(yàn)裝置盡管可以施加剪切載荷，但其限制了曲板繞中心軸的轉(zhuǎn)動(dòng)自由度，不能模擬壁板在機(jī)身筒段上的真實(shí)剪切變形。

FASTER試驗(yàn)裝置還被用于了HWB飛機(jī)的拉擠桿縫合高效一體化結(jié)構(gòu)(Pultruded Rod Stitched Efficient Unitized Structure,PRSEUS)的軸向拉伸和內(nèi)壓聯(lián)合載荷試驗(yàn)，如圖15所示。該試驗(yàn)在FAA飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)評(píng)估研究中心進(jìn)行，為了提高軸向拉伸載荷的施加能力，在試驗(yàn)件上方增加了2個(gè)用于平衡軸向載荷的橫梁。另外，該試驗(yàn)裝置還被用于了蜂窩夾層曲板在復(fù)雜載荷下的損傷容限和修理方案的驗(yàn)證。

美國(guó)西南研究院(SWRI)研發(fā)的復(fù)雜載荷試驗(yàn)裝置(如圖16所示)可以考慮溫度環(huán)境的影響。該裝置機(jī)械載荷具有與FASTER試驗(yàn)裝置類似的試驗(yàn)原理，能夠給機(jī)身曲板施加軸向拉伸載荷、環(huán)向拉伸載荷、內(nèi)壓載荷以及溫度載荷。溫度載荷則通過(guò)向試驗(yàn)件外表面的環(huán)境箱中充氮?dú)饣蚬臒犸L(fēng)來(lái)實(shí)現(xiàn)。該試驗(yàn)裝置被用于了復(fù)合材料修理金屬壁板的試驗(yàn)驗(yàn)證中。

圖14 FASTER壁板試驗(yàn)裝置[50]Fig.14 FASTER panel test facilities[50]

圖15 FASTER試驗(yàn)裝置用于PRSEUS曲板試驗(yàn)[51]Fig.15 FASTER test facilities for PRSEUS curved panel test[51]

2006年Boeing公司公開(kāi)了一項(xiàng)關(guān)于機(jī)身壁板綜合試驗(yàn)裝置的技術(shù)專利，提供了一套稱作E-fixture的試驗(yàn)裝置，如圖17所示，用于模擬機(jī)身壁板在實(shí)際飛行狀態(tài)下的載荷。E-fixture具備以不同組合形式給機(jī)身壁板施加拉伸/壓縮、剪切和增壓載荷的試驗(yàn)?zāi)芰Γ捎脕?lái)評(píng)價(jià)飛機(jī)機(jī)身壁板的靜強(qiáng)度及疲勞性能。E-fixture加載原理具有一定的先進(jìn)性，將在第4節(jié)中做詳細(xì)評(píng)述。

圖16 SWRI考慮溫度的壁板試驗(yàn)裝置[54]Fig.16 SWRI panel test facilities considering temperature environment[54]

圖17 E-fixture試驗(yàn)裝置[55]Fig.17 E-fixture test facilities[55]

3.2 歐洲機(jī)身壁板試驗(yàn)技術(shù)

歐洲機(jī)身壁板試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展主要依托于空客公司系列飛機(jī)的研制驗(yàn)證需求。為驗(yàn)證GLARE (Glass Fibre Reinforced Aluminum Laminate)材料機(jī)身壁板的靜強(qiáng)度和疲勞性能，荷蘭宇航研究院(NLR)設(shè)計(jì)研發(fā)了一套機(jī)身壁板復(fù)合載荷試驗(yàn)裝置，如圖18所示，可以模擬機(jī)艙在徑向和軸向上的增壓以及機(jī)身彎曲引起的軸向拉伸載荷。利用這套裝置完成了Airbus公司多種系列飛機(jī)的機(jī)身壁板設(shè)計(jì)方案試驗(yàn)驗(yàn)證，也包括大量采用GLARE材料的A380機(jī)身壁板。

試驗(yàn)件軸向拉伸載荷通過(guò)固定于承載框架上的作動(dòng)筒直接施加，內(nèi)壓通過(guò)一個(gè)由內(nèi)部密封氣囊和固定于承力框架上的支撐結(jié)構(gòu)組成的壓力腔施加，而內(nèi)壓產(chǎn)生的環(huán)向載荷通過(guò)被動(dòng)約束的方式平衡，為不約束蒙皮和框結(jié)構(gòu)由氣壓產(chǎn)生的膨脹變形，NLR選擇對(duì)蒙皮和框使用了不同的約束方式，蒙皮由柔性的單向玻璃纖維布與主承力框架連接，而機(jī)身框則直接與支持框架連接。

圖18 NLR壁板試驗(yàn)裝置[56]Fig.18 NLR panel test facilities[56]

德國(guó)IMA公司多年來(lái)一直研究和探索機(jī)身壁板試驗(yàn)技術(shù)，研發(fā)了系列化的壁板試驗(yàn)裝置，如圖19所示。圖20為最新一代的機(jī)身壁板試驗(yàn)裝置，可用于模擬實(shí)際飛行狀態(tài)下的機(jī)身各部位壁板的復(fù)雜載荷。該裝置具有以不同組合形式施加拉伸/壓縮、剪切、彎曲和增壓載荷的能力，對(duì)于側(cè)壁板還可以施加地板梁載荷，可用來(lái)評(píng)價(jià)飛機(jī)機(jī)身壁板的靜強(qiáng)度與疲勞性能。

圖19 IMA公司系列化機(jī)身壁板試驗(yàn)裝置[59]Fig.19 Series fuselage panel test facilities of IMA company[59]

圖20 IMA公司第五代機(jī)身壁板試驗(yàn)裝置[59]Fig.20 Generation 5 fuselage panel test facilities of IMA company[59]

3.3 國(guó)內(nèi)機(jī)身壁板試驗(yàn)技術(shù)

針對(duì)中國(guó)民用客機(jī)的發(fā)展需求，國(guó)內(nèi)近年來(lái)積極開(kāi)展了大量的飛機(jī)壁板試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)相關(guān)研究工作，取得了諸多研究成果。目前已經(jīng)具備進(jìn)行機(jī)身曲面壁板軸向拉/壓、剪切和內(nèi)壓載荷復(fù)合加載的試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

針對(duì)機(jī)身壁板的復(fù)雜載荷試驗(yàn)技術(shù)，臧偉鋒等設(shè)計(jì)了一套機(jī)身壁板復(fù)合載荷試驗(yàn)裝置，如圖21所示。該試驗(yàn)裝置借鑒了D-box試驗(yàn)裝置的加載原理，能夠施加軸向拉/壓、剪切及增壓載荷的聯(lián)合加載，當(dāng)然也存在D-box試驗(yàn)方案的優(yōu)點(diǎn)和缺點(diǎn)。

柴亞南等研發(fā)了一套基于自平衡剪切框架主動(dòng)施加剪切載荷的機(jī)身壁板復(fù)雜載荷試驗(yàn)裝置，如圖22所示。該試驗(yàn)裝置同樣可以施加機(jī)身壁板的軸向拉壓、剪切與內(nèi)壓載荷，以及由內(nèi)壓產(chǎn)生的環(huán)向平衡載荷，細(xì)節(jié)將在第4.3節(jié)中討論。此外還對(duì)此試驗(yàn)裝置進(jìn)行了改進(jìn)升級(jí)，使其具備了更大的試驗(yàn)件尺寸、更大的加載能力。

圖21 國(guó)內(nèi)基于D形盒的機(jī)身壁板試驗(yàn)裝置[60]Fig.21 Chinese fuselage panel test facilities based on D-box[60]

圖22 中國(guó)機(jī)身壁板軸向拉/壓、剪與內(nèi)壓復(fù)合載荷試驗(yàn)裝置Fig.22 Chinese test facilities for axial tension/compression, shear and internal pressure combined load test of fuselage panel

4 3種先進(jìn)壁板試驗(yàn)技術(shù)與裝置的對(duì)比分析

4.1 E-fixture機(jī)身壁板試驗(yàn)技術(shù)與裝置

4.1.1 E-fixture軸向載荷施加方法

E-fixture試驗(yàn)裝置主要由整體外部框架、軸向載荷施加組件、剪切加載組件、增壓載荷施加組件及環(huán)向載荷施加組件5部分組成。其中，施加軸向載荷的液壓作動(dòng)筒被安裝在一個(gè)如圖23所示的轉(zhuǎn)動(dòng)盒內(nèi)。轉(zhuǎn)動(dòng)盒采用圓柱滾珠軸承安裝在圖中的橫梁軸承安裝孔內(nèi)。試驗(yàn)件曲邊一端與固定過(guò)渡段相連，一端與轉(zhuǎn)動(dòng)盒相連。

轉(zhuǎn)動(dòng)盒由2部分組成，其中圖24為滑動(dòng)構(gòu)件，圖25為轉(zhuǎn)動(dòng)構(gòu)件。滑動(dòng)構(gòu)件與轉(zhuǎn)動(dòng)構(gòu)件采用4個(gè)直線運(yùn)動(dòng)軸承相連。液壓作動(dòng)筒底座與轉(zhuǎn)動(dòng)構(gòu)件相連，活塞桿端部與滑動(dòng)構(gòu)件相連，當(dāng)作動(dòng)筒伸長(zhǎng)或縮短時(shí)滑動(dòng)構(gòu)件可沿著直線軸承軸向移動(dòng)，從而施加壓縮或拉伸載荷。

圖23 E-fixture內(nèi)部結(jié)構(gòu)[55]Fig.23 E-fixture internal structure[55]

圖24 軸向加載組件[55]Fig.24 Axial load head assembly[55]

圖25 E-fixture扭轉(zhuǎn)載荷施加系統(tǒng)[55]Fig.25 Axial-torsion reaction box and load systems of E-fixture[55]

4.1.2 E-fixture剪切載荷施加方法

給機(jī)身圓筒施加扭轉(zhuǎn)載荷時(shí)，會(huì)在機(jī)身蒙皮上產(chǎn)生均勻的剪切載荷。E-fixture試驗(yàn)裝置采用施加扭轉(zhuǎn)載荷的方式給機(jī)身壁板施加剪切載荷。如圖26所示，在圖25的扭轉(zhuǎn)載荷施加系統(tǒng)兩側(cè)分別安裝一個(gè)液壓作動(dòng)筒，用來(lái)給機(jī)身壁板施加扭轉(zhuǎn)載荷。但由于如圖26所示的V型件并不能傳遞剪力，因而只能通過(guò)曲板試驗(yàn)件兩直邊的加強(qiáng)區(qū)和最外側(cè)的長(zhǎng)桁來(lái)平衡剪力，從而試驗(yàn)件只能在中間一定區(qū)域內(nèi)得到較為均勻的剪力場(chǎng)，這與圖7的DLR壓剪復(fù)合試驗(yàn)裝置的剪切加載方式類似。

圖26 E-fixture部分截面圖[55]Fig.26 Partial cross-sectional view of E-fixture[55]

4.1.3 E-fixture增壓載荷施加方法

E-fixture試驗(yàn)裝置試驗(yàn)件與圖27所示的端部擋板、V型件組成一個(gè)可以密封的空間，利用空氣壓縮設(shè)備對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行充氣。增壓載荷引起的蒙皮環(huán)向力采用圖27所示的液壓作動(dòng)筒施加主動(dòng)載荷來(lái)平衡。V型件可繞圖27軸心轉(zhuǎn)動(dòng)。每個(gè)V型件在軸心處安裝關(guān)節(jié)軸承，當(dāng)施加軸向載荷時(shí)，V型件可繞關(guān)節(jié)軸承擺動(dòng)，不會(huì)限制軸向載荷施加。

圖27 增壓載荷施加組件[55]Fig.27 Air pressurization load application assembly[55]

4.1.4 E-fixture試驗(yàn)裝置的優(yōu)點(diǎn)與不足

E-fixture試驗(yàn)裝置施加軸向載荷的液壓作動(dòng)筒被安裝在一個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)盒內(nèi)，當(dāng)試驗(yàn)件因施加剪切載荷而發(fā)生扭轉(zhuǎn)變形時(shí)，液壓作動(dòng)筒隨之發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)，軸向載荷施加方向始終與試驗(yàn)件曲邊端面垂直，軸向載荷不會(huì)引起機(jī)身壁板的剪切變形。相對(duì)于D-box，E-fixture試驗(yàn)裝置施加氣壓時(shí)可以通過(guò)V型件直接施加環(huán)向平衡載荷，加載剪切載荷時(shí)可以繞圓心轉(zhuǎn)動(dòng)，可以較為準(zhǔn)確地模擬機(jī)身圓筒的扭轉(zhuǎn)變形。

但在施加剪切載荷時(shí)由于曲板兩側(cè)直邊連接的V型件不能傳遞剪切載荷，在對(duì)試驗(yàn)件施加扭轉(zhuǎn)載荷時(shí)只能通過(guò)試驗(yàn)件直邊的加強(qiáng)區(qū)和最外側(cè)的長(zhǎng)桁傳遞剪切載荷以平衡施加的扭轉(zhuǎn)載荷，因此試驗(yàn)件兩側(cè)邊均為參與區(qū)，只能在試驗(yàn)件的中間區(qū)域得到有限范圍的均勻應(yīng)力場(chǎng)。

4.2 IMA公司第五代機(jī)身壁板試驗(yàn)技術(shù)與裝置

根據(jù)德國(guó)IMA公司宣傳資料顯示，其第五代機(jī)身壁板試驗(yàn)裝置主要由活動(dòng)加載端、液壓作動(dòng)筒組件、加載框架、固定加載端、增壓載荷施加組件及活動(dòng)端支架組成，6個(gè)液壓作動(dòng)筒組件將活動(dòng)加載端和加載框架連接，固定加載端采用螺栓與加載框架側(cè)邊與底部連接。并且固定端位置可變，可適應(yīng)不同尺寸的機(jī)身壁板，如圖28所示。

圖28 IMA第五代機(jī)身壁板試驗(yàn)裝置加載示意圖Fig.28 Loading diagram of generation 5 fuselage panel testfacilities of IMA company

4.2.1 軸向載荷及垂向彎矩施加方法

該試驗(yàn)裝置每種載荷都需要6個(gè)液壓作動(dòng)筒同時(shí)協(xié)調(diào)加載完成。根據(jù)圖29作動(dòng)筒的組合與安裝方式，當(dāng)施加軸向載荷時(shí)，3#～4#作動(dòng)筒在垂直地面方向產(chǎn)生的推力與活動(dòng)加載端重力平衡，消除試驗(yàn)裝置重力對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響。同時(shí)，1#～2#作動(dòng)筒要施加拉力平衡3#～4#作動(dòng)筒在水平方向上的分力。再根據(jù)試驗(yàn)加載要求控制1#～2#、5#～6#作動(dòng)筒對(duì)試驗(yàn)件施加軸向載荷及垂向彎矩，加載示意如圖29所示。可通過(guò)6個(gè)作動(dòng)筒的相互協(xié)調(diào)和平衡來(lái)實(shí)現(xiàn)壁板不均勻軸向載荷的施加，能夠更真實(shí)地模擬機(jī)身壁板的受力狀態(tài)。

圖29 軸向載荷及垂向彎矩加載示意圖Fig.29 Schematic diagram of axial load and vertical bending moment loading

4.2.2 剪切載荷施加方法

該試驗(yàn)裝置通過(guò)施加扭矩來(lái)給機(jī)身壁板施加剪力，如圖30所示。試驗(yàn)時(shí)，3#作動(dòng)筒施加推力，4#作動(dòng)筒施加拉力。3#～4#作動(dòng)筒在豎直方向的分力形成一對(duì)力偶，從而給加載的活動(dòng)端施加扭矩。而3#～4#作動(dòng)筒在水平方向上產(chǎn)生的分力由1#～2#作動(dòng)筒來(lái)平衡。5#～6#作動(dòng)筒隨動(dòng)，不施加載荷。與D-box的剪力施加原理類似，在曲板試驗(yàn)件下部連接一個(gè)低軸向剛度，但能傳剪的玻璃鋼弧形構(gòu)件，形成一個(gè)封閉的盒子來(lái)傳遞剪力。

圖30 剪切載荷加載示意圖Fig.30 Schematic diagram of shear load application

4.2.3 增壓載荷及環(huán)向平衡載荷施加方法

該試驗(yàn)裝置將圖31所示的試驗(yàn)件、壓力盒及端部連接板組成一個(gè)密閉的腔體。在端部上留有充氣口及密封操作通道門。試驗(yàn)時(shí)采用氣壓系統(tǒng)對(duì)空腔充壓。而環(huán)向平衡載荷完全由中間的橫向撐桿來(lái)平衡，與圖13(b)中D-box的方式類似。

圖31 增壓載荷施加方法Fig.31 Air pressurization load application scheme

4.2.4 側(cè)壁板側(cè)彎曲載荷施加方法

該試驗(yàn)裝置可對(duì)機(jī)身側(cè)壁板施加彎曲載荷。彎曲載荷作用在機(jī)身側(cè)壁板上，使得側(cè)壁板上側(cè)受拉，下側(cè)受壓。試驗(yàn)時(shí)，3#～4#液壓作動(dòng)筒施加推力，平衡試驗(yàn)裝置活動(dòng)端的載荷，1#～2#液壓作動(dòng)筒施加軸向載荷，以部分用于平衡3#～4#液壓作動(dòng)筒向試驗(yàn)件軸向的分力，另一部分形成一對(duì)垂直試驗(yàn)件弦向的力偶。提供試驗(yàn)所需的彎矩。試驗(yàn)加載原理如圖32所示。

圖32 側(cè)彎載荷加載示意圖Fig.32 Schematic diagram of side bending load application

4.2.5 IMA公司第五代機(jī)身壁板試驗(yàn)裝置優(yōu)點(diǎn)與不足

IMA公司第五代機(jī)身壁板試驗(yàn)裝置能夠施加軸向的梯度載荷，還可為機(jī)身壁板施加彎曲載荷，能夠更為真實(shí)地模擬機(jī)身壁板的受力狀態(tài)。由于試驗(yàn)件一端處于自由狀態(tài)，完全可以通過(guò)6個(gè)作動(dòng)筒控制其6個(gè)自由度，理論上可以實(shí)現(xiàn)任一載荷的施加。

但剪切和增壓載荷施加方法存在與D-box試驗(yàn)裝置同樣的問(wèn)題。另外，其試驗(yàn)件下方的壓力盒是由玻璃鋼制成，在要求其具有低軸向剛度的同時(shí)，還具有大的剪切剛度和面外承壓剛度，這給設(shè)計(jì)和制造帶來(lái)很大困難和風(fēng)險(xiǎn)。

4.3 國(guó)內(nèi)機(jī)身壁板試驗(yàn)技術(shù)與裝置

為滿足國(guó)內(nèi)飛機(jī)機(jī)身壁板試驗(yàn)的需求，中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所研制了一套能夠施加機(jī)身壁板復(fù)雜載荷的試驗(yàn)裝置，如圖22所示。試驗(yàn)裝置分為軸向載荷加載組件、剪切載荷加載組件、增壓載荷及環(huán)向平衡載荷加載組件。

4.3.1 軸向載荷施加方法

軸向載荷施加組件如圖33所示，由固定端支架、作動(dòng)筒、支持端梁、加載端梁、支撐梁、支撐手輪、直線導(dǎo)軌及底座組成。液壓作動(dòng)筒分別與支持端梁與加載端梁連接。滑動(dòng)端梁通過(guò)支撐梁及其附屬組件與底座上的直線滑軌相連。當(dāng)液壓作動(dòng)筒伸長(zhǎng)或縮短時(shí)，帶動(dòng)滑動(dòng)端梁沿著直線滑軌移動(dòng)。試驗(yàn)件分別于固定端梁與加載端梁連接，通過(guò)液壓作動(dòng)筒通過(guò)橫梁給試驗(yàn)件施加拉伸或壓縮載荷。

滑動(dòng)端梁可繞圖33所示的轉(zhuǎn)動(dòng)軸轉(zhuǎn)動(dòng)，轉(zhuǎn)動(dòng)軸與機(jī)身壁板同軸，當(dāng)機(jī)身壁板因施加剪切載荷發(fā)生扭轉(zhuǎn)變形時(shí)，加載端梁不會(huì)限制試驗(yàn)件的轉(zhuǎn)動(dòng)。

圖33 軸向載荷施加方法Fig.33 Axial load application scheme

4.3.2 剪切載荷施加方法

剪切載荷具體施加方法見(jiàn)圖34，整個(gè)剪切框架組成包括3部分：直邊剪切組件、曲邊剪切組件及二力桿。

直邊剪切組件對(duì)試驗(yàn)件直邊施加主動(dòng)剪切載荷，每個(gè)直邊布置均載器，通過(guò)曲杠桿在試驗(yàn)件兩直邊施加大小相等，方向相反的剪流。曲邊在剪心處與剪切組件相連，通過(guò)曲邊合力點(diǎn)對(duì)試驗(yàn)件施加被動(dòng)剪切載荷。

圖34 剪切載荷施加方法Fig.34 Shear load application scheme

4.3.3 增壓載荷及環(huán)向平衡載荷施加方法

該試驗(yàn)裝置通過(guò)由V形件和曲板試驗(yàn)件連接組成的封閉空間充氣來(lái)施加增壓載荷，如圖35所示。增壓載荷會(huì)導(dǎo)致機(jī)身蒙皮產(chǎn)生環(huán)向張力，平衡環(huán)向力目前主要有被動(dòng)約束平衡(如D-box)和主動(dòng)施加載荷平衡2種方式。當(dāng)采用類似D-box的橫向撐桿來(lái)被動(dòng)平衡環(huán)向載荷時(shí)，無(wú)法得到準(zhǔn)確的沿曲板環(huán)向的平衡載荷，不能模擬機(jī)身壁板的真實(shí)變形過(guò)程。該試驗(yàn)裝置采用主動(dòng)平衡方法，通過(guò)在V型件中間的作動(dòng)筒施加載荷，使V型件擾軸心轉(zhuǎn)動(dòng)，從而在試驗(yàn)件直邊施加了所需環(huán)向載荷。

圖35 增壓與環(huán)向載荷的施加方法Fig.35 Air pressurization and hoop load application scheme

4.3.4 國(guó)內(nèi)機(jī)身壁板試驗(yàn)裝置優(yōu)點(diǎn)與不足

由中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所研制的國(guó)產(chǎn)機(jī)身壁板復(fù)雜載荷試驗(yàn)裝置利用載荷自平衡可隨動(dòng)組件主動(dòng)施加剪切載荷，實(shí)現(xiàn)了范圍更大、分布更均勻的應(yīng)力/應(yīng)變場(chǎng)，對(duì)壁板施加的內(nèi)壓完全由壁板兩側(cè)的環(huán)向載荷主動(dòng)平衡，實(shí)現(xiàn)了與真實(shí)機(jī)身圓筒增壓的同等效果；基于可隨動(dòng)支點(diǎn)杠桿系統(tǒng)、軸承及運(yùn)動(dòng)導(dǎo)軌等運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的單傳力路徑結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，有效避免了大型整體結(jié)構(gòu)復(fù)雜載荷聯(lián)合施加的變形協(xié)調(diào)與載荷非線性耦合效應(yīng)問(wèn)題。

其不足主要是剪切加載系統(tǒng)過(guò)于復(fù)雜，制造和安裝成本高，通用性差。相對(duì)于IMA公司第五代壁板試驗(yàn)裝置還無(wú)法實(shí)現(xiàn)壁板彎曲載荷的施加，但這一問(wèn)題已在改進(jìn)的下一代機(jī)身壁板復(fù)雜載荷試驗(yàn)裝置中得到解決。

5 總結(jié)與展望

翼面類平直壁板主要以壓剪復(fù)合載荷下的穩(wěn)定性試驗(yàn)為主，主要考核機(jī)翼受壓面壁板的穩(wěn)定性是否滿足設(shè)計(jì)要求。目前平直壁板壓剪試驗(yàn)主要有3類：第1類是通過(guò)壁板組成的盒段施加彎曲和扭轉(zhuǎn)載荷來(lái)實(shí)現(xiàn)壁板的壓剪復(fù)合載荷，這類試驗(yàn)方法的試驗(yàn)件制造成本較高；第2類是利用單軸試驗(yàn)機(jī)施加單向載荷，并通過(guò)夾具設(shè)計(jì)進(jìn)行載荷的分解，實(shí)現(xiàn)壁板的壓剪復(fù)合載荷施加，但此類方法由于夾具尺寸和強(qiáng)度的限制使得施加的載荷和適用的試驗(yàn)件尺寸均比較小，限制了其在大壁板結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用，另外，壓剪比也不易調(diào)節(jié)；第3類則通過(guò)專用試驗(yàn)裝置實(shí)現(xiàn)壓縮和剪切的單獨(dú)加載，可實(shí)現(xiàn)任意比例的壓剪復(fù)合載荷施加，是目前最先進(jìn)的壁板壓剪復(fù)合試驗(yàn)技術(shù)，但依然存在載荷相互耦合的問(wèn)題，試驗(yàn)結(jié)果還需要專門處理。

對(duì)于機(jī)身頂部/底部壁板主要承受軸向拉/壓-剪切和增壓載荷。軸向拉/壓載荷的施加方案，國(guó)內(nèi)外比較統(tǒng)一，一端固定另一端通過(guò)作動(dòng)筒施加拉/壓載荷，兩端通過(guò)承力框架相連，使施加的軸向載荷能夠通過(guò)框架自平衡。施加拉伸載荷時(shí)，通常與試驗(yàn)件進(jìn)行軟連接，以避免約束試驗(yàn)件的環(huán)向泊松效應(yīng)。施加壓縮載荷則必須與試驗(yàn)件進(jìn)行硬式連接，但同時(shí)也必然會(huì)造成試驗(yàn)件邊界的過(guò)約束。剪切載荷的施加是曲板復(fù)雜載荷試驗(yàn)的難點(diǎn)，其施加方法主要有3類：第1類是基于D-Box的扭轉(zhuǎn)加載方法，但這種施加方法不能完全模擬機(jī)身圓筒繞中心軸的轉(zhuǎn)動(dòng)行為，代表試驗(yàn)裝置有NASA的COLTS裝置及IMA公司的第五代試驗(yàn)裝置等；第2類也通過(guò)扭轉(zhuǎn)施加剪切，不同的是沒(méi)有用于傳遞剪力的類似D-Box的組件，僅通過(guò)試驗(yàn)件兩側(cè)的長(zhǎng)桁和加強(qiáng)區(qū)來(lái)傳遞剪力，與圖6和圖7所示的平板剪切試驗(yàn)方法類似，代表試驗(yàn)裝置有Boeing公司的E-fixture試驗(yàn)裝置；第3類為通過(guò)一個(gè)自平衡的載荷施加框架，在試驗(yàn)件兩側(cè)邊主動(dòng)施加剪切載荷，代表試驗(yàn)裝置有中國(guó)強(qiáng)度研究所的機(jī)身壁板試驗(yàn)裝置和FAA、NASA聯(lián)合研發(fā)的FASTER試驗(yàn)裝置。而對(duì)于機(jī)身曲板增壓載荷的施加主要是通過(guò)支持裝置與試驗(yàn)件形成的密閉空腔施加氣壓來(lái)實(shí)現(xiàn)，其關(guān)鍵技術(shù)是增壓載荷施加產(chǎn)生的環(huán)向載荷的平衡。主要有被動(dòng)和主動(dòng)平衡2種方式，比如D-Box裝置通過(guò)撐桿、NLR通過(guò)軟纖維布連接試驗(yàn)件兩側(cè)邊來(lái)平衡環(huán)向載荷；Boeing公司的E-fixture試驗(yàn)裝置和強(qiáng)度所的機(jī)身壁板試驗(yàn)裝置則通過(guò)一個(gè)V型件主動(dòng)施加環(huán)向載荷來(lái)平衡。

機(jī)身側(cè)壁板則具有更復(fù)雜的載荷邊界，除了軸向拉/壓、剪切和增壓載荷外，還有彎曲和地板梁等載荷。目前僅有德國(guó)IMA公司的第五代壁板試驗(yàn)裝置可以施加以上各種載荷，代表了復(fù)雜載荷壁板試驗(yàn)技術(shù)的國(guó)際先進(jìn)水平。

不管是翼面平直壁板壓剪復(fù)合試驗(yàn)，還是機(jī)身曲板復(fù)雜載荷試驗(yàn)，均存在各種復(fù)雜載荷的耦合和干涉問(wèn)題。在平直壁板施加壓剪復(fù)合載荷時(shí)，如在壁板試驗(yàn)件兩側(cè)主動(dòng)施加剪力，則勢(shì)必會(huì)造成壓縮載荷的“吃載”，如僅在上下邊施加剪力，則只能通過(guò)試驗(yàn)件的兩側(cè)邊很大區(qū)域作為參與區(qū)來(lái)平衡剪力，使得試驗(yàn)件考核區(qū)變小，曲板壓剪復(fù)合加載也存在同樣的問(wèn)題。另外，對(duì)曲板施加增壓載荷，試驗(yàn)件四邊的約束會(huì)限制試驗(yàn)件的自由膨脹，造成額外的約束應(yīng)力。因此，解決各載荷之間的耦合效應(yīng)將是未來(lái)需要重點(diǎn)研究和解決的技術(shù)難題。

國(guó)內(nèi)在壁板試驗(yàn)技術(shù)研究具有很好的研究基礎(chǔ)，同時(shí)也具有很大的應(yīng)用需求，但目前國(guó)內(nèi)復(fù)雜載荷試驗(yàn)裝置，尤其是曲板試驗(yàn)裝置通用性較差，不能滿足不同型號(hào)不同構(gòu)型壁板的試驗(yàn)任務(wù)，因此，實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)裝置的通用化、多功能化是國(guó)內(nèi)壁板試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展方向，也是實(shí)現(xiàn)復(fù)雜的載荷邊界壁板試驗(yàn)技術(shù)低成本的必然趨勢(shì)。