CN106596003A - 一种复合材料飞机机身段充压试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种复合材料飞机机身段充压试验方法，包括准备试验件，所述试验件包括复合材料机身试验段和金属试验夹具，其中所述复合材料机身试验段进一步包括复合材料蒙皮、复合材料骨架和金属连接件，所述金属试验夹具加持在复合材料机身试验段的两端；在试验件上布置应变采集装置及位移采集装置，用于采集所述复合材料机身试验段的应变及位移；对复合材料机身试验件进行内部填充及密封工序后，进行压力检测。本发明的复合材料飞机机身段充压试验方法测量准确，可为国产大型民用飞机及新支线客机机身段充压试验提供参考，从而提升国产民机结构应用复合材料的技术水平及成熟度。

Description

一种复合材料飞机机身段充压试验方法

技术领域

本发明属于飞机设计技术领域，尤其涉及一种复合材料飞机机身段充压试验方法。

背景技术

众所周知，在飞机设计中，复合材料以其比刚度/比强度高、耐腐蚀、抗疲劳等优异性能，越来越广泛的应用于飞机结构中。复合材料可有效降低飞机结构重量，提高飞机商用载荷；或者增加燃油量，提高飞机航程。另一方面，复合材料的应用可减少飞机结构检查次数，提高检查间隔，降低飞机维护成本，从而从根本上提高民用飞机在整个寿命服役期内的经济效益。

国外先进民用飞机如空客A350及波音B787等飞机，其复合材料用量已占飞机结构重量的50％以上，部位包括机身、机翼、尾翼蒙皮，机身隔框、地板梁、地板支柱、舷窗口框，机翼翼梁、翼肋等结构。伴随着型号研制，已经形成了一套完整的飞机复合材料结构设计、制造及试验验证的方法及流程。

国内目前在役的飞机结构中，90％以上都是铝合金，复合材料用量极少，且均应用在次承力结构中，尚无飞机主承力结构应用复合材料的经验，更缺乏复材结构设计制造及验证的方法。因此，开展复合材料在民机结构中的应用技术研究，是提高我国民用飞机性能及市场竞争力的重要手段。

发明内容

本发明的目的是提供一种复合材料飞机机身充压试验方法，提升我国民用飞机结构应用复合材料的技术水平及成熟度，为我国在研型号的改进及在役型号的改型提供技术支撑。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种复合材料飞机机身段充压试验方法，包括

准备试验件，所述试验件包括复合材料机身试验段和金属试验夹具，其中所述复合材料机身试验段进一步包括复合材料蒙皮、复合材料骨架和金属连接件，所述金属试验夹具加持在复合材料机身试验段的两端，；

在试验件上布置应变采集装置及位移采集装置，用于采集所述复合材料机身试验段的应变及位移；

对复合材料机身试验件进行内部填充及密封工序后，进行压力检测，试验过程中对复合材料机身试验件施加预定要求的压差载荷，并在规定的检查点时保持压差并进行应变及位移测量，待测量完毕后继续加载至下一检查点，循环若干后试验结束，并对复合材料机身试验件进行损伤检查及无损检测，确定试验件是否产生损伤；若试验过程中若发现损伤，应立即停止试验。

进一步地，所述复合材料机身试验段由多块壁板拼接而成，壁板由纵横交错的复合材料骨架支撑复合材料蒙皮，复合材料骨架包括长珩和缘条，纵向布置的长珩采用“Ω”形结构并与复合材料蒙皮胶接共固化，横向布置的缘条采用环框结构并与复合材料蒙皮用金属连接件连接。

进一步地，所述应变采集装置为应变片，布置的位置包括在复合材料蒙皮上和长珩的底边、侧边、立边及顶边和隔框缘条、腹板上，舷窗口框和地板梁缘条、腹板和地板梁支柱缘条、腹板和隔框连接件及加强隔框；所述位移采集装置为位移传感器，布置在上、侧、下的复合材料机身试验件中部。

进一步地，所述压力检测过程中，在复合材料机身试验段内部布置至少5个压力传感器，其中至少2个压力传感器位于2个气源进气口附近，用于监测试验段内进气口附近压力，防止复合材料机身试验件超压；至少1个压力传感器位于复合材料机身试验段中部，用于测量复合材料机身试验段内部压力，并作为试验压力同目标压力进行对比；至少2个压力传感器各位于复合材料机身试验段长度两侧1/4处，其值作为参考处理，用于防止复合材料机身试验件超压及中部压力传感器出现意外时的读数备份。

进一步地，所述内部填充工序中，对复合材料机身试验件内部进行填充，填充物体积不低于复合材料机身试验件内部容积的预定值。

进一步地，所述预定值为70％。

进一步地，所述密封工序中，在试验开始之前应先对试验件进行气密性检查，检查方法采用向复合材料机身试验件内充气，当复合材料机身试验件的内外压差达到额定值时关断气源并保压预定时间后，若复合材料机身试验件的内压力未降低则试验件气密合格；若复合材料机身试验件的内压力低于预定值则试验件气密不合格，找到漏气部位并消除渗漏后重新做密封检测，直至试验件达到密封要求。

本发明的复合材料飞机机身段充压试验方法简单高效，测量精度高，可为国产大型民用飞机及新支线客机机身段充压试验提供参考，从而提升国产民机结构应用复合材料的技术水平及成熟度。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1为本发明的复合材料机身段试验件示意图，

图2为本发明的试验件示意图，

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

本发明的复合材料飞机机身段充压试验方法的试验目的是

(1)考核整个机身段对模拟客舱增压的充压载荷的承载能力；

(2)来自于FEM(Finite Element Method)中应变/位移的预测与应变片/

位移传感器读数之间的校对；

(3)确认整个机身段充压试验分析方法的有效性；

(4)验证试验对《运输类飞机适航标准》中第25.843(a)条款的符合性。

本发明的复合材料飞机机身段充压试验方法，过程包括：

准备试验件，所述试验件包括复合材料机身试验段和金属试验夹具，其中所述复合材料机身试验段进一步包括复合材料蒙皮、复合材料骨架和金属连接件，所述金属试验夹具加持在复合材料机身试验段的两端；

在试验件上布置应变采集装置及位移采集装置，用于采集所述复合材料机身试验段的应变及位移；

对复合材料机身试验件进行内部填充及密封工序后，进行压力检测，试验过程中对复合材料机身试验件施加预定要求的压差载荷，并在规定的检查点时保持压差并进行应变及位移测量，待测量完毕后继续加载至下一检查点，循环若干后试验结束，并对复合材料机身试验件进行损伤检查及无损检测，确定试验件是否产生损伤；若试验过程中若发现损伤，应立即停止试验。

其中本发明中的试验件具体由两部分组成：一部分是复材机身试验段，另一部分是金属试验夹具。复合材料机身试验段由复合材料蒙皮、复合材料骨架及金属连接件组成。每块壁板采用复合材料蒙皮加纵横的复合材料骨架支撑结构，纵向骨架采用“Ω”形长桁并与蒙皮胶接共固化，横向骨架采用环框，其下框缘与蒙皮连接，复合材料机身试验段示意图见附图1。试验件还包括一部分试验夹具，试验夹具由钢板及工字钢焊接构成，整个试验件(包含试验夹具)示意图见附图2。

本发明中的应变采集装置主要为应变片，布置在机身壁板蒙皮上，长桁底边、侧边、立边及顶边上，隔框缘条、腹板上，舷窗口框上，地板梁缘条、腹板上，地板梁支柱缘条、腹板上，隔框连接件上，加强隔框上。位移采集装置为位移传感器，布置在上、侧、下复合材料蒙皮构成的壁板外侧试验件中部。

本发明中的压力检测：在试验段内部布置5个压力传感器，其中2个位于2个气源进气口附近，用于监测试验段内进气口附近压力，防止试验件超压；第3个位于试验段中部，用于测量试验段内部压力，并作为试验压力同目标压力进行对比；剩下2个各位于试验段长度两侧1/4处，作为中部压力传感器的备份，其值作为参考处理，防止试验件超压及中部压力传感器出现意外时的读数备份。其中上述压力传感器数量均为最少个数，为了保证测量精度或准确性，可适当增加个数。

本发明中的试验件内部填充：为减小试验时的供气量、降低供气系统负荷及提高试验安全性，要求使用填充物对试验件内部进行填充。考虑到填充物对试验件内及压力测量点处气流的影响以及填充物本身自重对试验测量结果的影响，要求填充物体积达到试验件内部容积的70％以上。填充物均应按摆放位置进行编号，保证由于堵漏或维修等原因重新填充时能快速恢复原位。

本发明中的试验件密封：在正式试验开始之前应先对试验件进行气密性检查，以确保后续试验的顺利进行。检查方法采用向试验件内充气，当试验件内外压差达到额定值时关断气源并保压1小时，若其间试验件内压力未降低则试验件气密合格。若未达到预定值(如额定值的95％)则需检查试验件所有可能漏气的部位。漏气检查采用涂肥皂水的方法，在检查出漏气部位后需消除渗漏，直至试验件达到密封要求。

在本实施例中，还有安全防护：试验时应对试验现场的人员及设备进行安全防护，当试验件出现超压情况时应立即关断供气气源，并打开泄压阀进行泄压。

本发明的试验过程：由于本发明的试验为静力试验，试验过程中对试验件施加要求的压差载荷，并在规定的检查点时保持压差并进行应变及位移测量，待测量完毕后继续加载至下一检查点。最终试验结束后，对试验件进行详细目视检查及NDI(无损检测)检查，确定试验件是否产生损伤。

试验过程中，若发现损伤，应立即停止试验，并对损伤进行记录。

本发明的检查：在气密性检查之前及正式试验完成之后应对试验件进行详细目视检查及无损检测。详细目视检查应对试验件、试验夹具及试验设备所有可检部位进行检查，主要检查内容包括试验件是否出现目视可检损伤(必要情况下可使用放大镜检查)、永久变形、紧固件脱落等，各应变片/位移传感器连接是否正常、试验夹具与试验件间连接是否完好、各试验设备与试验件间连接是否完好，工作状态是否正常等。无损检测应检查试验件所有可检部位。气密性检查前试验件不应含有任何损伤。正式试验之后详细目视检查及无损检测检查到的损伤应记录其位置、大小、类型、数量等。

本发明的有益效果为：

本发明的复合材料飞机机身端冲压试验方法简单高效，测量精度高，可为国产大型民用飞机及新支线客机机身段充压试验提供参考，从而提升国产民机结构应用复合材料的技术水平及成熟度。本发明已应用于某复合材料民用飞机项目研制中，完成复合材料机身段的设计分析及制造，并通过机身段充压试验考核验证。

以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种复合材料飞机机身段充压试验方法，其特征在于，包括

准备试验件，所述试验件包括复合材料机身试验段和金属试验夹具，其中所述复合材料机身试验段进一步包括复合材料蒙皮、复合材料骨架和金属连接件，所述金属试验夹具加持在复合材料机身试验段的两端；

在试验件上布置应变采集装置及位移采集装置，用于采集所述复合材料机身试验段的应变及位移；

对复合材料机身试验件进行内部填充及密封工序后，进行压力检测，试验过程中对复合材料机身试验件施加预定要求的压差载荷，并在规定的检查点时保持压差并进行应变及位移测量，待测量完毕后继续加载至下一检查点，循环若干后试验结束，并对复合材料机身试验件进行损伤检查及无损检测，确定试验件是否产生损伤；若试验过程中若发现损伤，应立即停止试验。

2.根据权利要求1所述的复合材料飞机机身段充压试验方法，其特征在于，所述复合材料机身试验段由多块壁板拼接而成，壁板由纵横交错的复合材料骨架支撑复合材料蒙皮，复合材料骨架包括长珩和缘条，纵向布置的长珩采用“Ω”形结构并与复合材料蒙皮胶接共固化，横向布置的缘条采用环框结构并与复合材料蒙皮用金属连接件连接。

3.根据权利要求2所述的复合材料飞机机身段充压试验方法，其特征在于，所述应变采集装置为应变片，布置的位置包括在复合材料蒙皮上和长珩的底边、侧边、立边及顶边和隔框缘条、腹板上，舷窗口框和地板梁缘条、腹板和地板梁支柱缘条、腹板和隔框连接件及加强隔框；所述位移采集装置为位移传感器，布置在上、侧、下的复合材料机身试验件中部。

4.根据权利要求3所述的复合材料飞机机身段充压试验方法，其特征在于，所述压力检测过程中，在复合材料机身试验段内部布置至少5个压力传感器，其中至少2个压力传感器位于2个气源进气口附近，用于监测试验段内进气口附近压力，防止复合材料机身试验件超压；至少1个压力传感器位于复合材料机身试验段中部，用于测量复合材料机身试验段内部压力，并作为试验压力同目标压力进行对比；至少2个压力传感器各位于复合材料机身试验段长度两侧1/4处，其值作为参考处理，用于防止复合材料机身试验件超压及中部压力传感器出现意外时的读数备份。

5.根据权利要求4所述的复合材料飞机机身段充压试验方法，其特征在于，所述内部填充工序中，对复合材料机身试验件内部进行填充，填充物体积不低于复合材料机身试验件内部容积的预定值。

6.根据权利要求5所述的复合材料飞机机身段充压试验方法，其特征在于，所述预定值为70％。

7.根据权利要求5所述的复合材料飞机机身段充压试验方法，其特征在于，所述密封工序中，在试验开始之前应先对试验件进行气密性检查，检查方法采用向复合材料机身试验件内充气，当复合材料机身试验件的内外压差达到额定值时关断气源并保压预定时间后，若复合材料机身试验件的内压力未降低则试验件气密合格；若复合材料机身试验件的内压力低于预定值则试验件气密不合格，找到漏气部位并消除渗漏后重新做密封检测，直至试验件达到密封要求。