楊鵬飛,付夢思,王 毅
(1.中國飛機(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)試驗(yàn)室,陜西 西安 710065;2.北京航天長征飛行器研究所,北京 100076)
飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計是以保證結(jié)構(gòu)完整性要求為目的的綜合設(shè)計。為了驗(yàn)證飛機(jī)結(jié)構(gòu)是否滿足結(jié)構(gòu)完整性要求,必須進(jìn)行綜合強(qiáng)度評估,即通過有試驗(yàn)依據(jù)的分析,證明結(jié)構(gòu)滿足綜合強(qiáng)度要求[1]。由于分析的局限性,結(jié)構(gòu)綜合強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)顯得尤為重要。試驗(yàn)件支持約束是進(jìn)行靜力試驗(yàn)的基礎(chǔ)和前提條件,也是試驗(yàn)設(shè)計的重要內(nèi)容之一,其約束方式直接關(guān)系到試驗(yàn)質(zhì)量和試驗(yàn)結(jié)果的有效性[2,3]。
試驗(yàn)件的支持約束狀態(tài)應(yīng)盡可能符合飛機(jī)的真實(shí)受載狀態(tài),使被考核的部位能夠得到真實(shí)的考核,并確保試驗(yàn)安全可靠,容易實(shí)施。由于起落架遠(yuǎn)離試驗(yàn)件的主要考核區(qū)域,并且其自身強(qiáng)度大,所以在全機(jī)靜力試驗(yàn)中通常采用起落架支持。但是對于結(jié)構(gòu)組件試驗(yàn),尤其是以運(yùn)輸類飛機(jī)翼身組合體為代表的部件試驗(yàn),試驗(yàn)件在結(jié)構(gòu)上沒有起落架結(jié)構(gòu),并且起落架連接區(qū)是該部件試驗(yàn)的主要考核區(qū)域,所以傳統(tǒng)的起落架約束不能應(yīng)用于該類試驗(yàn)。另外,對于翼身組合體試驗(yàn)件,試驗(yàn)中還需要考慮前機(jī)身及后機(jī)身載荷的傳遞問題。本文以MA700飛機(jī)翼身組合體研發(fā)試驗(yàn)為例,針對翼身組合體試驗(yàn)件,設(shè)計了一種用于支持和載荷傳遞的支持夾具。
MA700飛機(jī)翼身組合體研發(fā)試驗(yàn)件由兩部分組成:飛機(jī)真實(shí)構(gòu)件和過渡結(jié)構(gòu)件。飛機(jī)真實(shí)構(gòu)件包括:中機(jī)身(27框~36框)、左右機(jī)翼0~10肋主盒段;加載過渡段包括:前機(jī)身過渡段(22框~26框)、后機(jī)身過渡段(37框~41框)及左右機(jī)翼10~13肋過渡段,如圖1所示。
圖1 試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)示意圖
MA700飛機(jī)翼身組合體研發(fā)試驗(yàn)主要用來對機(jī)翼、中機(jī)身結(jié)構(gòu)、翼身連接區(qū)、主起連接區(qū)在典型載荷情況下的強(qiáng)度性能、傳力特性進(jìn)行全面的試驗(yàn)研究,同時對機(jī)翼、機(jī)身主承力結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析的方法體系進(jìn)行全面的檢查驗(yàn)證。
由試驗(yàn)件的結(jié)構(gòu)形式及試驗(yàn)加載要求,并結(jié)合支持夾具設(shè)計的一般方法分析可知,試驗(yàn)件的支持位置設(shè)置在前后過渡段上最為合適,支持結(jié)構(gòu)需滿足前后機(jī)身載荷傳遞需求,載荷見表1。
表1 機(jī)身22框及41框載荷
由試驗(yàn)件的結(jié)構(gòu)狀態(tài),結(jié)合試驗(yàn)支持約束的設(shè)計原則,翼身組合體試驗(yàn)件采用試驗(yàn)件前過渡段前端框、后過渡段后端框進(jìn)行靜定支持最為合適。因此,為進(jìn)一步真實(shí)地模擬試驗(yàn)件的實(shí)際受載狀況,保證試驗(yàn)加載合理有效,需要在試驗(yàn)件前機(jī)身22框?qū)犹幰约爸泻髾C(jī)身41框?qū)犹?,分別設(shè)計前機(jī)身加載端蓋、后機(jī)身加載端蓋,為飛機(jī)提供支持并在端蓋處以集中力的形式施加載荷,保證考核部位的載荷,同時滿足氣密試驗(yàn)中氣密性的要求。綜上可知,前后機(jī)身端蓋應(yīng)當(dāng)滿足約束、加載和氣密性三方面的要求。翼身組合體的約束形式如圖2所示。
圖2 試驗(yàn)件支持狀態(tài)示意圖
由前機(jī)身過渡段對接框的三維數(shù)??芍?,對接面近似為一直徑將近3m的圓環(huán),由6塊圓弧形零件對接組成,形式為兩個半圓,上面3個圓弧的半徑約為1450mm,下面3個圓弧的半徑約為1250mm。
將加載端蓋設(shè)計為類似機(jī)身框盒段結(jié)構(gòu),即在對接端板上添加外側(cè)、內(nèi)側(cè)各兩圈槽鋼,并在槽鋼圈外側(cè)加上蓋板,使得加載點(diǎn)載荷施加到整體盒段上。蓋板由8塊梯形板子組成,其主要作用是加強(qiáng)盒體的剛度。在對接端板的上下設(shè)置垂向約束點(diǎn),在左側(cè)和右側(cè)設(shè)置側(cè)向約束,航向約束設(shè)置在蓋板上。加載點(diǎn)設(shè)置在蓋板上,施加的載荷通過槽鋼圈傳遞,能夠?qū)⒓休d荷有效地分散到對接螺栓上,如圖3所示。圖中,1~6點(diǎn)位置設(shè)置航向加載點(diǎn),7/8點(diǎn)位設(shè)置垂向約束,9/10點(diǎn)位設(shè)置側(cè)向約束,中心位置設(shè)置航向約束。
圖3 前機(jī)身端蓋加載點(diǎn)及約束分布
為加強(qiáng)端板強(qiáng)度及剛度,參照前機(jī)身端蓋設(shè)計,將后機(jī)身加載端蓋設(shè)計為一類機(jī)身框盒段結(jié)構(gòu),即在對接板上添加外側(cè)、內(nèi)側(cè)各兩圈槽鋼,并在槽鋼圈外側(cè)加上蓋板,使得加載點(diǎn)載荷施加到整體盒段上。在端板左側(cè)上下及右側(cè)上下設(shè)置垂向約束點(diǎn),同時考慮到降低對接端蓋重量及預(yù)留螺栓安裝操作區(qū)等因素,在蓋板的相應(yīng)位置挖孔,具體結(jié)構(gòu)如圖4所示。圖中,1~6為航向加載點(diǎn),7/8為側(cè)向加載和約束點(diǎn),9/10、11/12為兩個垂向加載和約束點(diǎn)。
圖4 后機(jī)身端蓋加載點(diǎn)及約束分布
前后機(jī)身加載端蓋由對接端板、蓋板和槽鋼組成。其中,對接端板和蓋板材料為Q345鋼,中間的連接槽鋼材料為Q235鋼。為保證翼身組合體加載段加載的安全可靠,通過有限元分析軟件MSC.Patran/Nastran對MA700飛機(jī)翼身組合體前機(jī)身加載端蓋、后機(jī)身加載端蓋進(jìn)行強(qiáng)度分析與校核。仿真結(jié)果如圖5-圖8所示。
圖5 前機(jī)身加載端蓋應(yīng)力云圖
圖6 前機(jī)身加載端蓋位移云圖
圖7 后機(jī)身加載端蓋應(yīng)力云圖
圖8 后機(jī)身加載端蓋位移云圖
由仿真結(jié)果可知,前機(jī)身加載端蓋最大應(yīng)力為61.6MPa,最大位移為3.09mm,后機(jī)身加載端蓋最大應(yīng)力為65.3MPa,最大位移為2.24mm,能夠滿足試驗(yàn)加載和支持約束要求。
設(shè)計完成的加載端蓋投產(chǎn)后應(yīng)用于MA700飛機(jī)翼身組合體研發(fā)試驗(yàn),現(xiàn)場使用情況如圖9所示。
圖9 試驗(yàn)現(xiàn)場照片
針對翼身組合體試驗(yàn)的特殊結(jié)構(gòu)和試驗(yàn)載荷形式,設(shè)計了一種結(jié)合支持約束和載荷施加的支持夾具,并將其應(yīng)用于MA700飛機(jī)翼身組合體研發(fā)試驗(yàn)。結(jié)果表明,該支持夾具在滿足試驗(yàn)件靜定支持要求的同時,保證了前后機(jī)身載荷的傳遞,試驗(yàn)測量結(jié)果真實(shí)可靠。