張洪濤，陳向明，楊鈞超

(中國飛機強度研究所 全尺寸飛機結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點實驗室，陜西 西安 710065)

1 引 言

復(fù)合材料具有比強度和比剛度高、可設(shè)計性強、疲勞性能好、重量輕、耐腐蝕等優(yōu)異性能，廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域[1，2]。復(fù)合材料加筋壁板是飛機結(jié)構(gòu)中常見的結(jié)構(gòu)形式，例如機身壁板、機翼壁板及梁腹板等。

機翼下壁板作為機翼結(jié)構(gòu)最重要的組成部分，其安全直接關(guān)系到整個飛機的安全。因此，在出現(xiàn)大面積脫粘的情況下，應(yīng)及時進行可靠的修理。

作為機翼的主承力結(jié)構(gòu)，下壁板傳遞載荷較高，修理方法首先應(yīng)考慮機械連接修理方式。美國Boeing公司在AST研究計劃中，在復(fù)合材料蒙皮壁板上引入一個7英寸寬的鋸縫來模擬離散源損傷，并采用金屬補片螺接方式對其進行了修理[3]。B777復(fù)合材料垂尾盒段蒙皮壁板的修理也是采用機械連接補片修理[4]。國內(nèi)，陳向明[5,6]等針對民機復(fù)合材料機翼下蒙皮壁板結(jié)構(gòu)的離散源損傷開展了修理方案設(shè)計、試驗驗證、有限元分析及改進設(shè)計研究。

本文針對長桁-蒙皮大面積脫粘的大開口復(fù)合材料機翼下壁板，通過有限元建模分析，提出了多釘機械連接的修理方法，并通過物理試驗驗證了修理方案的可靠性。

2 試 驗

2.1 試驗件

試驗件含兩根長桁、兩個檢修口。其中，1#長桁中間1050mm范圍內(nèi)與蒙皮脫粘；檢修口為橢圓形，長軸380mm，短軸230mm。試件兩端灌封，灌封長度為120mm。機翼下壁板外形尺寸如圖1所示，圖中還給出了靠近檢修孔邊5mm處的應(yīng)變片編號，括號內(nèi)為蒙皮光面應(yīng)變片的編號。

圖1 機翼下壁板外形尺寸

試驗件材料為單向纖維增強復(fù)合材料X850，單層名義厚度為0.191mm，材料性能見表1，各部位鋪層順序見表2。

表1 復(fù)合材料性能參數(shù)

表2 試驗件鋪層順序

試驗件共1件，長桁未脫粘時，設(shè)計限制載荷(DLL)為647kN。連接螺釘材料為鈦合金，牌號為Ti-6Al-4V，直徑6mm，彈性模量為179340MPa，泊松比為0.3。

2.2 試驗方法

試驗在500t壓縮試驗機上進行。試驗時，為避免試驗件出現(xiàn)橫向翹曲變形，采用專用夾具模擬翼肋支持，試驗件安裝狀態(tài)如圖2所示。試驗采用力控加載，加載到165%限制載荷(DLL)前加載級為5%DLL，之后按2%DLL逐級加載。

圖2 試驗件安裝狀態(tài)

2.3 試驗結(jié)果

試驗件脫粘區(qū)初始布釘方案如圖3(a)所示，螺釘對稱分布。試驗中發(fā)現(xiàn)，加載到90%限制載荷后，試驗件檢修口處靠近1#長桁位置發(fā)生明顯局部屈曲。隨著載荷繼續(xù)增加，屈曲愈發(fā)劇烈，遂停止試驗，增加螺釘。最終布釘方案如圖3(b)所示，屈曲載荷、破壞載荷分別提高到了限制載荷的291%、323%，完全滿足設(shè)計要求。

(a)初始布釘狀態(tài)

3 有限元模型

3.1 材料失效模型

復(fù)合材料選用Tsai-Wu失效準則[7]來判斷其是否失效。主要失效模式包括：纖維拉伸失效、纖維壓縮失效、基體拉伸或壓縮失效。具體失效準則如下：

(1)

其中，張量系數(shù)計算公式如下[7]：

(2)

(3)

式中，XT、XC、YT、YC、SL、ST分別表示縱向拉伸/壓縮強度、橫向拉伸/壓縮強度、縱向/橫向剪切強度。

式(1)中，與纖維方向相關(guān)的各項之和記為FF，與基體失效相關(guān)的各項之和記為FM。當FF>FM時，認為纖維優(yōu)先失效；反之，基體優(yōu)先失效。纖維失效后，所有材料參數(shù)折減為無損材料值的(1-dFF)倍；基體失效后，與基體對應(yīng)的材料參數(shù)E2，G12，ν12折減為無損材料值的(1-dIFF)倍。dFF、dIFF定義如(4)式所示：

(4)

式中，LC為單元特征長度，E1、E2分別表示縱向、橫向拉壓彈性模量，GFC為縱向斷裂韌性，GMC為橫向斷裂韌性。

3.2 機翼下壁板有限元模型

采用有限元軟件ABAQUS對機翼下壁板進行失效分析。模型中復(fù)合材料均采用S4R單元，蒙皮和長桁之間的完好界面采用COHESIVE單元模擬。COHESIVE單元選用ABAQUS自帶的失效模型，損傷起始選用二次應(yīng)力準則，損傷擴展選用BK準則。蒙皮、界面、長桁之間均為TIE連接。釘連接通過梁單元模擬，梁單元端點分別與長桁、蒙皮綁定，長桁-蒙皮脫粘處設(shè)置通用接觸，防止相互入侵。有限元模型網(wǎng)格尺寸為5mm。有限元模型如圖4所示，兩端灌封段分別與一個控制點耦合。模型施加的邊界條件如下：約束兩個控制點所有自由度，翼肋支持處約束長桁和蒙皮的面外位移，加載時，施加x軸方向壓縮位移。

圖4 有限元模型

4 結(jié)果討論

4.1 試驗與有限元結(jié)果對比

在初始布釘方案下，有限元分析得到的屈曲模態(tài)如圖5所示，檢修孔邊的應(yīng)變曲線如圖6所示。可以看出，試驗和有限元分析得到的屈曲載荷十分接近，均為85%限制載荷；檢修孔邊應(yīng)變結(jié)果與分析結(jié)果吻合良好。

圖5 試驗件屈曲模態(tài)(初始布釘狀態(tài))

圖6 載荷-應(yīng)變曲線(初始布釘狀態(tài))

在最終布釘方案下，有限元分析得到的屈曲載荷、破壞載荷為1823kN、2181kN，分別為限制載荷的282%、337%，與試驗結(jié)果一致。破壞模式如圖7所示，試驗照片見圖8。與有限元分析結(jié)果一致，主要失效模式均為檢修孔邊蒙皮和長桁斷裂。

(a)纖維損傷

(a)長桁斷裂

4.2 布釘方案對壓縮性能的影響

圖9所示的4種布釘方案均是在初始布釘狀態(tài)的基礎(chǔ)上等距地增加多排螺釘，且螺釘均對稱分布。單側(cè)增加的螺釘排數(shù)和間距分別為m、d，則每種布釘方案可以記為：m×d，圖中11×45即為試驗采用的修理方案。

(a)方案1(11×45)

圖10為屈曲載荷、壓縮強度隨不同布釘方案的變化曲線。圖中，F(xiàn)cr表示屈曲載荷，F(xiàn)ph表示破壞載荷，DLL表示設(shè)計限制載荷。從圖中可以看到，隨著螺釘間距增大，數(shù)量減少，1#長桁對局部蒙皮的支持作用減弱，機翼下壁板結(jié)構(gòu)的抗屈曲性能、承載能力均有不同幅度的降低。此外，相比試驗采用的布釘方案，采用方案2時機翼下壁板的抗屈曲性能、承載能力沒有明顯降低，可以滿足設(shè)計要求，但使用的螺釘數(shù)量大幅減少。由此可知，原試驗中選用的修理方案偏于保守。

圖10 布釘方案對壓縮性能的影響

5 結(jié) 論

以長桁-蒙皮大面積脫粘的大開口復(fù)合材料機翼下壁板為研究對象，進行了修理方案的設(shè)計、試驗驗證和計算分析研究，并對原修理方案進行了改進，得出了以下結(jié)論：

(1)本文的機械連接修理方法對長桁-蒙皮大面積脫粘的大開口復(fù)合材料機翼下壁板具有良好的修理效果，修理后屈曲載荷、破壞載荷分別提高到了限制載荷的291%、323%；

(2)本文建立的有限元模型可以有效地模擬大開口復(fù)合材料機翼下壁板結(jié)構(gòu)的后屈曲失效過程，在最終布釘方案下，有限元分析得到的屈曲載荷、破壞載荷分別為限制載荷的282%、337%；

(3)通過計算分析，試驗所采用的修理方案相對保守，基于分析結(jié)果得到的修理方案抗屈曲性能、承載能力無明顯降低，但使用的螺釘數(shù)量大幅減少，降低了結(jié)構(gòu)重量，提高了承載效率。