CN101561459A - 飞机外翼下壁板损伤容限试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞机疲劳损伤容限试验技术，涉及一种飞机外翼下壁板损伤容限试验方法。本发明的方法是(一)制做试验件，(二)试验实施，(三)有限元计算。本发明在试验件设计上，考虑试验室和工艺条件，利用简单结构的试验件反映下壁板复杂结构，既保证了传力路线和结构特点的真实性，又有利于试验的易实施性；在预制裂纹时，既考虑单一部位损伤的情形，又考虑多部位损伤情形，有利于下壁板广布损伤的研究；利用有限元软件进行对比分析，采用有限元软件计算了综合修正因子随裂纹扩展变化曲线，并对比分析了凸台的影响，结合试验结果对方法进行了完善，给出了有限元方法的修正系数，为该部位的损伤容限分析提供了技术支持。
Description
技术领域
本发明属于飞机疲劳损伤容限试验技术，涉及一种飞机外翼下壁板损伤容限试验方法。
背景技术
二十世纪七十年代后期，飞机设计逐步由破损安全设计思想向损伤容限/耐久性设计思想转变。损伤容限技术是一项复杂的系统工程，它是以断裂力学为基础，以保证结构安全为目标，以损伤检查为手段，确保飞机机体结构在使用寿命期内不因疲劳、腐蚀、意外和离散源等损伤导致飞机发生灾难性破坏。
飞机外翼下壁板的蒙皮是变厚度的，从前梁到后梁逐渐增厚，沿翼展厚度也是变化的，且在与每根长桁、肋的连接处都布置有凸台。这种结构形式的裂纹扩展特性还不清楚，损伤容限分析方法目前还不完善，波音系列飞机机翼壁板长桁、肋处的蒙皮全部都有为凸台，但是与其相关的分析手册对凸台效应没有反映，为此需要进行试验研究。
发明内容
本发明的目的是提出一种能对凸台效应及针对变厚度壁板进行损伤容限分析的飞机外翼下壁板损伤容限试验方法。本发明的技术解决方案是，
(一)制做试验件，
依照飞机外翼下壁板结构特点制做蒙皮和长桁，通过铆钉将蒙皮和长桁连接，并在位于蒙皮中央的长桁下缘条的中心的铆钉孔两边各开一个2mm的穿透裂纹；在蒙皮两端，上面外加装指形垫板，指形垫板的端头与蒙皮外端平齐，指形垫板上面铺有方形垫板，方形垫上铺装长方形垫板，长方形垫板与方形垫板在长桁端相错30～40mm，两板的末端平齐；蒙皮下面与蒙皮上面铺装的方形板与长方形板相对应的位置处铺装方形板及长方形板；在上、下两块方形板之间插入夹板，夹板与蒙皮相距8～10mm；蒙皮与指形垫板、上面的方形垫板和长方形垫板及蒙皮下面的方形垫板和长方形垫板用螺栓固定，夹板与上、下两面的方形垫板和长方形垫板用螺栓固定，夹板的外端开有加载安装孔；
(二)试验，
将制做好的试验件一端通过夹板上的加载安装孔固定在试验台架上，另一端夹板的加载安装孔上安装加载作动器；根据试验件的剖面应力的要求及剖面面积确定试验载荷，将该载荷以每分钟20次的频率施加在试验件上进行裂纹扩展试验，直至预制的穿透裂纹扩展至临近的长桁处终止裂纹扩展试验；再施加静力载荷，直至试验件破坏；
(三)有限元计算
用有限元软件对试验件建模，进行损伤容限计算，将计算结果与试验结果对比，得到计算方法的修正系数。
依照飞机外翼下壁板结构特点制做试验件时，在位于蒙皮中央的长桁下缘条的中心的铆钉孔两边各开一个2mm的穿透裂纹，同时，在左右相临近长桁中心位置处铆钉孔两边各开1mm的穿透裂纹。
本发明具有的优点和有益效果，本发明在试验件设计上，考虑试验室和工艺条件，利用简单结构的试验件反映下壁板复杂结构，既保证了传力路线和结构特点的真实性，又有利于试验的易实施性；在预制裂纹时，既考虑单一部位损伤的情形，又考虑多部位损伤情形，有利于下壁板广布损伤的研究；利用有限元软件进行对比分析，采用有限元软件计算了综合修正因子随裂纹扩展变化曲线，并对比分析了凸台的影响，结合试验结果对方法进行了完善，给出了有限元方法的修正系数，为该部位的损伤容限分析提供了技术支持。
附图说明
图1是本发明试验件结构示意图；
图2是图1的A-A剖面图；
图3是图1的B-B剖面图；
图4是试验件安装示意图。
具体实施方式
(一)制做试验件，
依照飞机外翼下壁板结构特点制做蒙皮1和长桁2，通过铆钉3将蒙皮1和长桁2连接，并在位于蒙皮1中央的长桁2下缘条的中心的铆钉孔两边各开一个1mm的穿透裂纹10；在蒙皮1两端，上面外加装指形垫板4，指形垫板4的端头与蒙皮1外端平齐，指形垫板4上面铺有方形垫板8，方形垫板8上铺装长方形垫板5，长方形垫板5与方形垫板8在长桁2端相错30～40mm，两板的末端平齐；蒙皮1下面与蒙皮上面铺装的方形垫板8与长方形垫板5相对应的位置处铺装方形垫板12及长方形垫板13；在上、下两块方形板之间插入夹板6，夹板6与蒙皮1相距8～10mm；蒙皮1与指形垫板4、上面的方形垫板8和长方形垫板5及蒙皮1下面的方形垫板12和长方形垫板13用螺栓7固定，夹板6与上、下两面的方形垫板8和12及长方形垫板5和13用螺栓14固定，夹板6的外端开有加载安装孔9；
(二)试验，
将制做好的试验件一端通过夹板6上的加载安装孔9固定在试验台架15上，另一端夹板的加载安装孔上安装加载作动器16上；根据试验件的剖面应力的要求及剖面面积确定试验载荷，将该载荷以每分钟20次的频率施加在试验件上进行裂纹扩展试验，直至预制的穿透裂纹扩展至临近的长桁处终止裂纹扩展试验；裂纹扩展试验完成后，再施加静力载荷，完成剩余强度试验，直至试验件破坏；
(三)有限元计算
用有限元软件对试验件建模，进行损伤容限计算，将计算结果与试验结果对比，得到计算方法的修正系数。
依照飞机外翼下壁板结构特点制做试验件时，在位于蒙皮中央的长桁下缘条的中心的铆钉孔两边各开一个2mm的穿透裂纹，同时，在左右相临近长桁中心位置处铆钉孔两边各开1mm的穿透裂纹。
实施例
具体试验件设计为：试验件由蒙皮和五条加筋长桁组成，其中蒙皮材料为LY12CZ，其基本厚度为1.5mm，长桁处的蒙皮厚度为1.8mm，需要采用化铣工艺进行加工。加筋长桁均为‘Z’字型型材，牌号是XC411-3，加筋长桁需要切削过渡到平板状态；壁板端头需要加强，首先采用1.5mm厚的LY12指形垫板将蒙皮与长桁底边垫平，然后再用1.5mm厚的方形垫板和3mm的长方形垫板加在指形垫板上面；同样，用1.5mm厚的方形垫板和3mm的长方形垫板装在壁板下面，通过螺栓将壁板与这些垫板固定。将夹板插入中间，与壁板相距8mm，也采用螺栓固定。试验件的剖面示意图见图1、图2和图3。
初始裂纹预制是裂纹扩展的前提，它的位置及大小对裂纹扩展寿命影响很大。根据外翼下壁板结构特点，每类试验件中央长桁均带有初始的预制裂纹，并分为单部位裂纹损伤和多部位裂纹损伤两种损伤情况，裂纹分别位于桁条与蒙皮孔边。
飞机外翼下壁板结构主要承受由机翼弯曲产生的面内拉伸载荷，所以，试验段两端由多层铝板夹持并与加载接头连接，通过加载接头施加面内载荷。图4是试验件安装简图。
按照上面所述试验件安装情况，对每个试验件进行等幅载荷下的裂纹扩展试验。最大载荷除为100KN，应力比为0.06，试验频率20次/分钟。在进行裂纹扩展试验时，记录载荷循环次数以及对应的裂纹长度，绘制出a～N曲线。当蒙皮裂纹由初始长度扩展至裂纹容限时(裂纹扩展至两跨距时)，停止裂纹扩展试验，转入剩余强度试验。在剩余强度试验中，施加静力拉伸载荷到试验件破坏，记录静力破坏载荷。
Claims (2)
1.飞机外翼下壁板损伤容限试验方法，其特征在于，
(一)制做试验件
依照飞机外翼下壁板结构特点制做蒙皮(1)和长桁(2)，通过铆钉(3)将蒙皮(1)和长桁(2)连接，并在位于蒙皮(1)中央的长桁(2)下缘条的中心的铆钉孔两边各开一个2mm的穿透裂纹(10)；在蒙皮(1)两端，上面外加装指形垫板(4)，指形垫板(4)的端头与蒙皮(1)外端平齐，指形垫板(4)上面铺有方形垫板(8)，方形垫板(8)上铺装长方形垫板(5)，长方形垫板(5)与方形垫板(8)在长桁(2)端相错30～40mm，两板的末端平齐；蒙皮(1)下面与蒙皮上面铺装的方形垫板(8)与长方形垫板(5)相对应的位置处铺装方形垫板(12)及长方形垫板(13)；在上、下两块方形板之间插入夹板(6)，夹板(6)与蒙皮(1)相距8～10mm；蒙皮(1)与指形垫板(4)、上面的方形垫板(8)和长方形垫板(5)及蒙皮(1)下面的方形垫板(12)和长方形垫板(13)用螺栓(7)固定，夹板(6)与上、下两面的方形垫板(8)和(12)及长方形垫板(5)和(13)用螺栓(14)固定，夹板(6)的外端开有加载安装孔(9)；
(二)试验
将制做好的试验件一端通过夹板(6)上的加载安装孔(9)固定在试验台架(15)上，另一端夹板的加载安装孔上安装加载作动器(16)上；根据试验件的剖面应力的要求及剖面面积确定试验载荷，将该载荷以每分钟20次的频率施加在试验件上进行裂纹扩展试验，直至预制的穿透裂纹扩展至临近的长桁处终止裂纹扩展试验；再施加静力载荷，直至试验件破坏；
(三)有限元计算
用有限元软件对试验件建模，进行损伤容限计算，将计算结果与试验结果对比，得到计算方法的修正系数。
2.根据权利要求1所述的飞机外翼下壁板损伤容限试验方法，其特征在于，依照飞机外翼下壁板结构特点制做试验件时，在位于蒙皮中央的长桁下缘条的中心的铆钉孔两边各开一个2mm的穿透裂纹，同时，在左右相临近长桁中心位置处铆钉孔两边各开1mm的穿透裂纹。
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