CN101561365A - 飞机整体翼梁损伤容限试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞机疲劳损伤容限试验技术，涉及一种飞机整体翼梁损伤容限试验方法。(一)选择整体翼梁中载荷大的部位做为试验件考核段；(二)依照考核段生产两件相同的试验件；(三)将两件试验件背靠背相距20～30mm且上、下各加一块蒙皮，蒙皮与上、下梁缘条连接，构成一个盒段；(四)将组合完成的试验盒段根部固定在承力墙上；(五)在试验件的一端施加集中载荷模拟试验段梁的弯矩和梁腹板的剪力，不考虑蒙皮剪流的影响；(六)用有限元方法对试验件进行损伤容限分析并与试验结果对比。本发明解决了目前飞机整体翼梁结构裂纹扩展和剩余强度缺乏理论依据的难题，试验件设计采用背靠背2件试验件同时进行试验的方法，消除了单梁扭曲现象。
Description
技术领域
本发明属于飞机疲劳损伤容限试验技术，涉及一种飞机整体翼梁损伤容限试验方法。
背景技术
飞机结构一般可分为整体结构和组合式结构。目前国内外对组合式结构的应力强度因子计算和损伤容限性能应用研究的比较深入也比较广泛，而对于整体结构的相关研究还很少，应用就更谈不上了；有的国外文献通过试验及有限元分析对整体加筋板及变厚度整体壁板进行了断裂特性研究，还有的文献通过有限元分析对整体翼梁应力强度因子及裂纹轨迹进行了研究；但从目前查到的文献资料来看，对整体翼梁结构的损伤容限试验研究尚未见到，对整体结构损伤容限的理论研究也很匮乏，专项试验研究基本上没有，非常缺乏理论计算分析、缺乏试验数据的支持和对比分析，在结构设计时尚不能对整体翼梁结构损伤容限特性的规律性有足够的认识和把握，与工程应用的要求仍然有相当大的差距。因此，对飞机整体结构进行损伤容限试验及方法研究更具有很强的工程实际应用价值。
发明内容
本发明的目的是提出一种对整体翼梁应力强度因子及裂纹扩展规律进行试验的飞机整体翼梁损伤容限试验方法。本发明的技术解决方案是，(一)选择整体翼梁中的载荷大的部位做为试验件考核段；(二)依照考核段制做两件相同的试验件；(三)将两件试验件背靠背相距20～30mm且上、下各加一块蒙皮，蒙皮与上梁缘条、下梁缘条连接，构成一个盒段；(四)将组合完成的试验件的根部固定在承力墙上；(五)在试验件的一端施加集中载荷模拟试验段梁的弯矩和梁腹板的剪力，不考虑蒙皮的剪流影响；(六)用有限元方法对试验件进行损伤容限分析并与试验结果对比。
所述的对试验件进行损伤容限分析首先采用最大拉应力理论计算应力强度因子，再计算裂纹扩展寿命，最后计算剩余强度载荷。
将组合完成的试验件的根部采用与飞机受力状态相反的形式倒装固定在承力墙上。
本发明具有的优点和有益效果，本发明解决了目前飞机整体翼梁结构裂纹扩展和剩余强度缺乏理论依据的难题；试验件设计中采用背靠背二件试验件同时进行试验的方法，消除了单梁扭曲现象，同时也节省的近一半的试验时间和费用；形成了一套完整的整体翼梁损伤容限分析计算软件，为以后该类结构的损伤容限分析和提供了可靠的试验数据和计算方法。
附图说明
图1本发明试验件组合示意图；
图2是本发明试验件安装示意图；
图3是本发明实施例的试验件初始预制裂纹示意图，其中，a是调试件，b是正式件。
具体实施方式
本发明的试验方法是，(-)选择整体翼梁中载荷大的部位做为试验件考核段；载荷较大，其裂纹扩展速率也会较快，这样能节省试验时间；(二)依照考核段制做两件相同的试验件1和2；(三)将两件试验件背靠背相距20～30mm且上、下各加一块蒙皮5和6，蒙皮与上梁缘条3、下梁缘条4连接，构成一个盒段；这样不但可以防止单梁扭曲的现象，可以同时进行2件试验，节省试验时间和费用；(四)将组合完成的试验件的根部固定在承力墙9上；(五)在试验件的一端施加集中载荷模拟试验段梁的弯矩和梁腹板8的剪力，不考虑蒙皮的剪流影响；蒙皮的剪流对试验结果的影响是非常小的，因此可以不加以考虑；(六)用有限元方法对试验件进行损伤容限分析并与试验结果对比，在试验进行的同时进行有限元分析既可以和试验结果相互验证，又能根据有限元结果对后续试验进行指导。
实施例一
试验件的示意图可以见图1；试验件初始预制裂纹可见图2。
(1)试验件设计：如图1所示，整体梁试件外行尺寸为1000×310×55mm，材料为7050-T7451；整体梁由上缘条3、下缘条4、腹板8、止裂筋条7组成。为了防止单翼梁受载的扭曲现象，试验件采用两个整体梁试件1和2，背靠背且离开一个距离，离开距离约30mm，上下用蒙皮5和6连接起来，构成一个盒段；
(2)试验件安装及其加载：根据试验加载实施的方便性，试验件采用倒装形式(注意前面定义的上下蒙皮是指倒装后的上下蒙皮)，在根部由承受弯曲载荷和剪切载荷的夹具与厚度为30mm的钢板相连，然后再把钢板安装在承力墙9上，加载端通过作动筒加载；
(3)裂纹扩展试验：在裂纹扩展寿命试验过程中测定裂纹扩展寿命，记录下每一加载周期的裂纹扩展量(裂纹长度)，准确可靠的测量出a～N曲线。由a～N曲线确定出在谱载作用下，由初始裂纹长度扩展至裂纹容限(或临界裂纹长度)的裂纹扩展寿命；
(4)剩余强度试验：在裂纹扩展寿命试验到接近规定的裂纹容限时，进行剩余强度试验，施加静力载荷到试件破坏；
(5)试验结果处理：与试验同步进行有限元分析，具体方法可按照下列步骤进行。
(a)使用试验模型进行有限元计算，将计算结果和试验结果进行对比分析，依据试验结果对理论分析进行必要的修正，实现对分析方法的修改完善；
(b)采用飞机的整体梁结构和实际使用的载荷谱，按照上述理论方法进行分析得到的结果以供结构设计使用；
(c)大量计算各种结构参数的有限元结果形成数据库，并编制相应的程序，形成一套完整的整体翼梁损伤容限特性分析软件。
实施例二
(1)试验件设计：整体梁试件外行尺寸为1500×500×55，材料为7050-T7451；整体梁由上缘条3、下缘条4、腹板8、止裂筋条7组成，止裂筋条的位置有所改变。为了防止单翼梁受载的扭曲现象，试验件采用两个整体梁试件1和2，背靠背且离开一个距离，离开距离约30mm，上下用蒙皮5和6连接起来，构成一个盒段；
(2)试验件安装及其加载：根据试验加载实施的方便性，试验件采用倒装形式(注意前面定义的上下蒙皮是指倒装后的上下蒙皮)，在根部由承受弯曲载荷和剪切载荷的夹具与厚度为30mm的钢板相连，然后再把钢板安装在承力墙9上，加载端通过作动筒加载；
(3)裂纹扩展试验：在裂纹扩展寿命试验过程中测定裂纹扩展寿命，记录下每一加载周期的裂纹扩展量(裂纹长度)，准确可靠的测量出a～N曲线。由a～N曲线确定出在谱载作用下，由初始裂纹长度扩展至裂纹容限(或临界裂纹长度)的裂纹扩展寿命；
(4)剩余强度试验：在裂纹扩展寿命试验到接近规定的裂纹容限时，进行剩余强度试验，施加静力载荷到试件破坏；
(5)试验结果处理：与试验同步进行有限元分析，具体方法可按照下列步骤进行。
(a)使用试验模型进行有限元计算，将计算结果和试验结果进行对比分析，依据试验结果对理论分析进行必要的修正，实现对分析方法的修改完善；
(b)采用飞机的整体梁结构和实际使用的载荷谱，按照上述理论方法进行分析得到的结果以供结构设计使用；
(c)大量计算各种结构参数的有限元结果形成数据库，并编制相应的程序，形成一套完整的整体翼梁损伤容限特性分析软件。
Claims (3)
1.飞机整体翼梁损伤容限试验方法，其特征在于，
(一)选择整体翼梁中载荷大的部位做为试验件考核段；(二)依照考核段制做两件相同的试验件1和2；(三)将两件试验件背靠背相距20～30mm且上、下各加一块蒙皮5和6，蒙皮与梁上缘条3、梁下缘条4连接，构成一个盒段；(四)将组合完成的试验件盒段根部固定在承力墙9上；(五)在试验件的一端施加集中载荷模拟试验段梁的弯矩和梁腹板8的剪力，不考虑蒙皮的剪流影响；(六)用有限元方法对试验件进行损伤容限分析并与试验结果对比。
2.根据权利要求1所述的飞机整体翼梁损伤容限试验方法，其特征在于，所述的对试验件进行损伤容限分析首先采用用最大拉应力理论计算应力强度因子，再计算裂纹扩展寿命，最后计算剩余强度载荷。
3.根据权利要求1所述的飞机整体翼梁损伤容限试验方法，其特征在于，将组合完成的试验件的根部采用与飞机受力状态相反的形式倒装固定在承力墙上。
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