張園麗

(中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所 強(qiáng)度與結(jié)構(gòu)完整性全國重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,陜西 西安 710065)

1 引 言

飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度地面試驗(yàn)工作是在實(shí)驗(yàn)室通過科學(xué)合理的手段來模擬飛機(jī)在使用中的受載情況,對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度進(jìn)行考核,驗(yàn)證飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度是否符合設(shè)計(jì)指標(biāo)及是否滿足規(guī)范和標(biāo)準(zhǔn)的要求。由于邊界支持條件對(duì)試驗(yàn)結(jié)果影響很大,試驗(yàn)件邊界條件的模擬和支持夾具是飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度地面試驗(yàn)的關(guān)鍵。國內(nèi)對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的質(zhì)量要求愈來愈高,對(duì)試驗(yàn)件的邊界條件模擬和支持夾具設(shè)計(jì)也提出了更高的要求。

試驗(yàn)件的邊界支持不可能與其在飛機(jī)上的連接情況一致,可采取工程簡(jiǎn)化方案實(shí)現(xiàn),或者采取有限元分析的方法對(duì)邊界支持的模擬狀態(tài)進(jìn)行判斷。本文以某型飛機(jī)的起落架連接區(qū)地面靜力試驗(yàn)為例,針對(duì)前起落架艙的部分傳力結(jié)構(gòu),設(shè)計(jì)兩種支持夾具,分析其強(qiáng)度及穩(wěn)定性。

2 試驗(yàn)介紹

2.1 試驗(yàn)件

試驗(yàn)件為前起落架艙,由前起艙前后端框和前起艙側(cè)壁、前起艙上壁及相關(guān)加強(qiáng)組件構(gòu)成。前起艙側(cè)壁布置主交點(diǎn)接頭和前交點(diǎn)接頭,分別與前起落架主交點(diǎn)和前撐桿交點(diǎn)相連。

飛機(jī)的起落架通常固定在起落架艙內(nèi)。起落架支柱、作動(dòng)筒、撐桿上的力和力矩通過前起落架艙兩側(cè)腹板傳遞到兩端的機(jī)身加強(qiáng)框上,故起落架艙的兩側(cè)腹板需承受起落架傳遞來的沖擊載荷,并將載荷擴(kuò)散到機(jī)身中去。

2.2 試驗(yàn)?zāi)康?/h3>

前起落架連接區(qū)地面靜力試驗(yàn)主要研究前起落架艙側(cè)壁主交點(diǎn)區(qū)域的應(yīng)力分布、傳載形式和承載能力,驗(yàn)證側(cè)壁強(qiáng)度的計(jì)算方法是否合理。

3 試驗(yàn)支持

在試驗(yàn)件側(cè)壁兩邊設(shè)置過渡段,模擬機(jī)身加強(qiáng)框與試驗(yàn)件鉚接,避免夾具剛度過強(qiáng)干涉起落架載荷在側(cè)壁的傳遞,同時(shí)在過渡段兩側(cè)安裝約束盒段。為了準(zhǔn)確計(jì)算側(cè)壁主交點(diǎn)處的垂向、側(cè)向及扭轉(zhuǎn)剛度,應(yīng)盡可能地加強(qiáng)約束盒段的剛度,減少對(duì)測(cè)量數(shù)據(jù)的干擾。試驗(yàn)件上的載荷見表1。

表1 試驗(yàn)件上的載荷

根據(jù)試驗(yàn)件的結(jié)構(gòu)狀態(tài)、加載形式及試驗(yàn)支持的約束要求,設(shè)計(jì)兩種支持方式:一種為前端固支、后端側(cè)向約束;一種為前、后端固支約束。

3.1 前端固支、后端側(cè)向約束

將試驗(yàn)件的前端框與前端約束盒段用56個(gè)Φ10的螺栓固定,用12個(gè)Φ36的螺栓將前端約束盒段固定在兩個(gè)立柱頂端,立柱固定在廠房地軌上,對(duì)前端約束盒段進(jìn)行垂向約束。再使用4個(gè)4.5m立柱與約束盒段的航向、側(cè)向接頭進(jìn)行約束,使用若干個(gè)專用滾輪頂壓在后端框的側(cè)壁隔板上,再將滾輪安裝于垂向滑軌。

3.2 前、后端固支約束

將試驗(yàn)件的前端框與前端約束盒段用56個(gè)Φ10的螺栓固定,后端框與后端約束盒段用116個(gè)Φ10的螺栓固定,再將前、后端約束盒段分別固定在4個(gè)立柱頂端,對(duì)其進(jìn)行垂向約束,再使用立柱對(duì)前、后端約束盒段的側(cè)向、航向接頭進(jìn)行約束。

4 仿真分析及應(yīng)用

4.1 前端固支、后端側(cè)向約束仿真分析

工況1～9采用的是前端固支、后端側(cè)向約束,各工況均沒有側(cè)向載荷,故無需對(duì)后端框側(cè)向約束部分進(jìn)行強(qiáng)度校核。對(duì)采用前端框固支約束的9個(gè)工況進(jìn)行載荷處理,計(jì)算出每個(gè)工況中前端框約束盒段的載荷,見表2。

表2 前端框約束盒段的受載情況

計(jì)算后可知,工況1的受載最為嚴(yán)重。采用CATIA有限元分析模塊對(duì)前端框固支支持進(jìn)行建模和分析,約束垂向約束立柱和航向約束立柱的底面,在前端框約束盒段與試驗(yàn)件對(duì)接的56個(gè)Φ10的螺栓孔上施加工況1的載荷,計(jì)算結(jié)果如圖1、圖2所示。

圖1 工況1的前端框固支支持的位移云圖

圖2 工況1的前端框固支支持的應(yīng)力云圖

前端框固支約束除螺栓的材料為30CrMnSiA外,其余材料均為Q345。由應(yīng)力及位移云圖可以看出,前端框固支約束最大應(yīng)力σ=22.9MPa,最大變形量為0.454mm。前端框約束盒段與試驗(yàn)件之間由56個(gè)Φ10的螺栓連接,計(jì)算得工況1中螺栓最大承載F=9589N,σ=61MPa,滿足前端框固支約束的剛度及強(qiáng)度需求。

4.2 前、后端固支約束仿真分析

工況10～16采用的是前、后端固支約束,對(duì)前、后端框約束部分均需進(jìn)行強(qiáng)度校核。對(duì)采用前、后端框固支約束的7個(gè)工況進(jìn)行載荷處理,計(jì)算出每個(gè)工況中前端框約束盒段的載荷(見表3)及后端框約束盒段的載荷(見表4)。

表3 前端框約束盒段的受載情況

表4 后端框約束盒段的受載情況

計(jì)算后可知,工況16的受載最為嚴(yán)重。采用CATIA有限元分析模塊對(duì)前、后端框固支支持進(jìn)行建模和分析,約束垂向約束立柱和航向約束立柱的底面,在前端框約束盒段與試驗(yàn)件對(duì)接的56個(gè)Φ10的螺栓孔及后端框約束盒段與試驗(yàn)件對(duì)接的116個(gè)Φ10的螺栓孔上施加工況16的載荷,計(jì)算結(jié)果如圖3-圖6所示。

圖3 工況16前端框的應(yīng)力云圖

圖4 工況16后端框的應(yīng)力云圖

圖5 工況16前端框的位移云圖

圖6 工況16后端框的位移云圖

前、后端框固支約束除螺栓的材料為30CrMnSiA外,其余材料均為Q345。由應(yīng)力及位移云圖可以看出,前端框固支約束最大應(yīng)力σ=63.6MPa,最大變形量為0.142mm;后端框固支約束最大應(yīng)力σ=122MPa,最大變形量為0.589mm。

前端框約束盒段與試驗(yàn)件之間由56個(gè)Φ10的螺栓連接,計(jì)算得工況16中螺栓最大承載F=11220N,σ=71MPa。后端框約束盒段與試驗(yàn)件之間由116個(gè)Φ10的螺栓連接,計(jì)算得工況16中螺栓最大承載F=11673N,σ=74MPa,滿足前、后端框固支約束的剛度及強(qiáng)度需求。

5 試驗(yàn)中的應(yīng)用

設(shè)計(jì)的兩種支持方式應(yīng)用于某型飛機(jī)的前起落架機(jī)身連接區(qū)地面靜力試驗(yàn),在位移云圖高點(diǎn)處設(shè)置航向位移點(diǎn),進(jìn)行工況1試驗(yàn)時(shí)測(cè)得前端框最大位移值為1.14mm,進(jìn)行工況16試驗(yàn)時(shí)測(cè)得前端框最大位移值為1.29mm,后端框最大位移值為1.94mm,與理論計(jì)算值較為接近?，F(xiàn)場(chǎng)使用情況如圖7所示。

圖7 試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)照片

6 結(jié)束語

針對(duì)前起落架連接區(qū)的特殊結(jié)構(gòu)和加載方式,設(shè)計(jì)了兩種支持方式,并將其應(yīng)用于試驗(yàn)中。結(jié)果表明,這兩種支持夾具在滿足試驗(yàn)件的靜定要求的同時(shí),也保證了剛度需求,降低了夾具的穩(wěn)定性帶來的干擾,使得試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)更真實(shí)有效。