CN108507764A - 一种用于复合材料结构装配填隙补偿分析的方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于复合材料结构装配填隙补偿分析的方法和装置，包括：确定能够反映飞机复合材料结构装配过程中受力特征的等效装配模型；基于等效装配模型确定实验用试件，所述试件代替真实结构，用于飞机复合材料结构装配连接过程的模拟；实验装置为所述试件加载夹紧力，并获取所述夹紧力对应的构件表面应变。本发明提供了从飞机装配的角度研究填隙补偿问题的方法，能够为探索填隙补偿各影响因素的作用规律提供数据支持。

Description

一种用于复合材料结构装配填隙补偿分析的方法和装置

技术领域

本发明涉及飞行器装配技术，尤其涉及在飞行器的复合材料结构装配时的一种用于复合材料结构装配填隙补偿分析的方法和装置

背景技术

先进复合材料因在减重、抗疲劳、耐腐蚀、可设计性等方面的巨大优势而广泛应用于航空制造领域。然而复合材料在工程应用中也暴露出许多问题。因复合材料较低的制造精度，构件配合面间可能会出现装配间隙。如果进行强迫装配或者采用不恰当的填隙补偿方法，会使装配构件中产生较大的应力和应变，进而引起复合材料的分层、裂纹扩展等损伤，最终会削弱连接结构的承载能力。因此，有必要对复合材料构件装配的填隙补偿问题研究。

实际装配结构各区域装配间隙的高度分布多种多样，形成间隙的两个构件间的厚度也存在差异，而目前工程中使用的填隙补偿工艺的制定缺少理论依据。若要优化现行的填隙补偿工艺，使之适应各种复杂的装配间隙情形，首先应探索上述因素对装配质量的影响规律。

目前，关于填隙补偿问题的研究方法局限于填隙补偿方法对复合材料接头的拉伸性能的影响，并没有研究人员从飞机构件装配过程的角度来研究填隙补偿问题。

发明内容

本发明提供了一种用于复合材料结构装配填隙补偿分析的方法和装置，能够考虑多个填隙补偿效果的影响因素。基于等效装配模型，通过所述实验装置模拟飞机复合材料构件的装配连接过程，进而获取构件表面应变，为探索填隙补偿的各影响因素与装配质量的关系提供数据支持。

本发明第一方面提供了一种用于复合材料结构装配填隙补偿分析的方法，包括：

确定能够反映飞机复合材料结构装配过程中受力特征的等效装配模型。

基于等效装配模型确定所述实验用试件，所述试件代替真实结构，用于飞机复合材料结构装配连接过程的模拟。

实验装置为所述试件加载夹紧力，并获取所述夹紧力对应的构件表面应变。

所述第一方面的方法还包括：根据研究需要，可对所述等效装配模型采用不同的填隙补偿参数。例如，装配间隙大小、填隙补偿物的材料、构件厚度等。

其中，确定所述实验用的试件包括：

基于所述等效装配模型，按照相关原则确定几何尺寸进而生成实验所用的试件。

其中，所述等效装配模型包括上下两片复合材料平板，所述上下复合材料平板的相对位置通过两端的螺栓孔进行固定。所述上下两片复合材料平板的两端填充有刚性垫片，所述上下两片复合材料片之间的中间部分为待填充区域，且包括多个连接孔。

本发明第二方面提供一种实验装置，所述实验装置通过模拟紧固件预紧力，将根据所述等效装配模型确定的试件作为实验对象进行装配模拟实验。

其中，所述装置包括多个加载螺钉、多个滑块、多个压头、多个力传感器、挡板、框架和试件支撑板；

其中，所述多个加载螺钉、多个滑块、多个压头和多个力传感器组成加载装置，所述加载装置通过框架上的插槽与框架相连，插槽下半部分内表面是圆柱形，起到导向和定位的作用，加载装置可沿圆柱形内表面滑动。插槽上半部分为键槽结构，阻止加载装置旋转。

其中，所述装置还包括多个显示器，所述多个显示器与所述多个力传感器一一对应，用于指示通过所述多个加载螺钉加载在所述试件上的夹紧力。

本发明实施例提供了从飞机装配的角度研究填隙补偿问题的方法，根据所述等效装配模型生成所述实验用试件，基于该试件，通过所述实验装置完成装配连接实验进而得到对应的构件表面应变数据，能够为进一步探索填隙补偿各影响因素的作用规律提供数据支持。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。

图1为本发明实施例提供的一种装配间隙示意图；

图2为本发明实施例提供的另一种装配间隙示意图；

图3为本发明实施例提供的复合材料结构装配填隙补偿分析方法的流程示意图；

图4为本发明实施例提供的试件模型的结构示意图；

图5为本发明实施例提供的被连接板几何参数；

图6为本发明实施例提供的试件的尺寸选择示意图；

图7为本发明实施例提供的实验装置的正面结构示意图；

图8为本发明实施例提供的实验装置的背面结构示意图；

图9为本发明实施例提供的加载装置的结构示意图。

具体实施方式

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描述。

飞行器结构装配过程中，装配间隙广泛存在于构件间的贴合面。如图1所示，为本发明实施例提供的一种装配间隙示意图。图1具体为小型飞行器机身典型尾段搭接处的贴合面。又如图2所示，为发明实施例提供的另一种装配间隙示意图。图2具体示出了翼盒结构壁板与梁缘条的贴合面。

装配间隙的形状通常是不规则的，并且为大范围分布、跨越多个紧固件。由于飞行器构件以板件、段件为主，所以构件间的接触面形态主要为长条形，如图1和2所示。下面以翼盒结构为例加以说明：翼盒由上下壁板、前后梁、翼肋三部分组成，如图2所示为复合材料上壁板和前梁。复合材料壁板是典型的薄壁零件，采用蒙皮和长桁共固化成型工艺，其在制造过程中，形状和尺寸会产生一定偏差。复合材料前梁的缘条与腹板间的角度参数也不易控制，因此当前梁与壁板装配后，壁板下表面与前梁缘条上表面的长条形贴合面处，就会产生装配间隙。

为了提升飞行器的安全性，需要对这些装配间隙填充补偿材料进行补偿。

如图3所示，为本发明实施例复合材料结构装配填隙补偿分析方法的流程示意图。

在S310中，确定等效装配模型。

由于实际装配结构作为一个确定的状态无法考虑多种因素，出于功能性和经济性等方面的考虑，决定采用所述等效模型进行实验研究。确定所述等效模型的基本结构时，考虑长条形的贴合面形态、实际结构的受力特征、装配间隙的跨距和高度、构件的厚度等因素。

当复合材料构件进行装配连接时，主要承受紧固件产生的夹紧力。在较长的间隙跨距内，紧固件与装配间隙的相对位置不同，紧固件附近材料受力和变形状况受装配间隙的影响显然也不同。处在间隙区域中间位置处的材料缺少支撑，在紧固件夹紧力的作用下，该区域的装配间隙可能会减小甚至消失。靠近固定端的紧固件可能因为靠近支撑点而产生夹紧力倾斜加载的情形，所以所述等效装配模型应该跨越多个紧固件，通过使装配间隙区域包含多个紧固件来表征间隙跨距，每个紧固件对应一个孔。

尽管实际装配间隙厚度并不均匀，但为了探究不同高度装配间隙对结构的影响规律，将具有不均匀高度的间隙等效为均匀间隙，间隙的高度通过在模型两端塞入刚性垫片来控制。

基于以上设计思路，本发明实施例提供了如图4所示的等效装配模型。所述等效装配模型包括两个复合材料板，分别简称为上板和下板。其中，上板和下板的相对位置通过两端的螺栓孔进行固定，所述上板和下板的两端之间分别垫有刚性垫片，以在所述上板和下板之间形成间隙，并可以通过改变所述刚性垫片的高度来控制装配间隙高度。所述装配间隙即需要补偿的区域跨越多个固定孔。

在图4中，孔1、孔3靠近间隙边缘，其附近区域编号为区域1，孔2处在间隙中间位置，其附近区域编号区域2。作为示例，图4中的试件模型包括了3个孔，在实际的应用中，试件的孔的数量可以酌情设置。图4中试件模型两端的孔起固定试件的作用。

在S320中，基于所述等效装配模型，根据机械连接结构的尺寸设计原则生成实验用试件。

为防止出现低强度的破坏模式，并具有较高的强度，被连接板的几何参数应满足一定要求。作为一种实现方式，试件尺寸的确定可以遵循这些原则。复合材料连接手册中对被连接板几何参数的规定如图5所示。即，列距S应该大于等于孔径D的5倍，排距p应该大于等于孔径D的4倍，边距Sw应该大于等于孔径D的2.5倍，端距e应该大于等于孔径D的3倍；孔径D和厚度t的比值应该大于等于1且小于等于2。

基于图5所示的参数，如图6所示，从被连接板中选取部分区域作为试件的尺寸，即图6中的简化试件区。可见，其尺寸主要跟列距和行距有关。首先，孔径尺寸的确定要考虑到试件的厚度，其中，试件的厚度可以根据需要进行确定，本发明不做限制。孔径确定后，再通过列距，行距与孔径的关系确定试件的长宽。试件宽度采用与列距相同的尺寸，孔间距采用与行距相同的尺寸，端距取行距的一半。上述尺寸确定原则仅作参考，可根据实际需要进行相应修改。

通过上述方式，即可确定所述实验用试件。

在S330中，将所述试件设置于实验装置上。

本发明实施例中，如图7所示，所述实验装置包括：多个加载螺钉1、多个滑块2、多个压头3、多个力传感器4、挡板5、框架6和试件支撑板7，试件8通过螺栓固定在所述实验装置的试件支撑板7上。

如图8所示，所述实验装置还包括多个显示器9，用于分别与所述多个力传感器相连。

本发明实施例中的多个加载螺钉1、多个滑块2、多个压头3和多个力传感器4合起来又可以称为加载装置，该加载装置的结构示意图如图9所示。

本发明实施例中，加载装置通过框架上的插槽与框架6相连，插槽下半部分内表面是圆柱形，起到导向和定位的作用，加载装置可沿圆柱形内表面滑动。插槽上半部分为键槽结构，阻止加载装置旋转。每个力传感器4直接将加载装置施加的载荷传递给对应的显示器9。每个显示器9用于显示通过对应的加载螺钉1加载在所述试件8上的夹紧力。

本发明实施例中，加载装置的数量与试件包含的孔的数量相对应。例如，当试件包含5个孔时，中间三个孔用于测量，两个端孔用于固定试件。则该实例所用的检测装置需要包含6个加载装置，相应的，所述检测装置需要与所述6个加载装置一一对应的6个显示器。但本申请并不局限于试件包含5个孔的情形。

首先调整试件支撑板7在框架凹槽中的位置，然后使用螺栓根据确定的力矩将试片固定于试件支撑板7上。所述力矩是根据需要为每个加载装置施加的夹紧力确定。

在S340中，通过实验装置模拟装配连接过程中紧固件预紧力，进而测量试件表面应变数据。

固定试件后为中间三个孔的加载夹紧力。加载顺序遵循先中间，后两边的原则。加载时需要使用扳手同时旋转试件上下两侧加载装置上的加载螺钉1。因为挡板5限制了加载螺钉1移动，于是与加载螺钉1通过螺纹相连的滑块2便开始向下滑动，此时加载螺钉1的转动通过螺旋传动转换为滑块2的滑动。压头3通过力传感器4间接与滑块2相连。力传感器4能够实时检测夹紧力的大小并通过与之相连的显示器9显示数值。加载螺钉1推动滑块2向下移动时便带动传感器4和压头3一起向试件方向移动。当压头3与试件接触后，便可以通过显示器9的读数监控夹紧力的变化。加载过程中，需实时关注显示器的读数以保证同一个孔对应的两个压头对施加相同的夹紧力。

在加载过程中可使用应变测量仪或数字相关技术记录试件表面应变数据。可按照载荷增量记录数据，例如夹紧力每增加1000N，记录一次表面应变数据。

通过步骤S310-S340，即可获得填隙补偿各个影响因素组合条件下复合材料构件表面应变数据。

进一步的，本发明还可以包括S350，根据所述复合材料构件表面应变数据进行分析，进而总结各填隙补偿影响因素对复合材料构件装配质量的影响规律。

可见，本发明实施例提供了从飞机装配的角度研究填隙补偿问题的方法，根据所述等效装配模型生成所述实验用试件，基于该试件，通过所述实验装置完成装配连接实验进而得到对应的构件表面应变数据，能够为进一步探索填隙补偿各影响因素的作用规律提供数据支持。

Claims (7)

1.一种用于复合材料结构装配填隙补偿分析的方法和装置，其特征在于，包括：

确定能够反映飞机复合材料结构装配过程中受力特征的等效装配模型。

基于等效装配模型确定所述实验用试件，所述试件代替真实结构，用于飞机复合材料结构装配连接过程的模拟。

实验装置为所述试件加载夹紧力，并获取所述夹紧力对应的构件表面应变。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

根据研究需要，可对所述等效装配模型采用不同的填隙补偿参数。例如，装配间隙大小、填隙补偿物的材料、构件厚度等。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，确定所述试件包括：

基于所述等效装配模型，按照相关原则确定几何尺寸进而生成实验所用的试件。

4.一种等效装配模型，其特征在于，所述模型包括上下两片复合材料平板，所述上下复合材料平板的相对位置通过两端的螺栓孔进行固定。所述上下两片复合材料平板的两端填充有刚性垫片，所述上下两片复合材料片之间的中间部分为待填充区域，且包括多个连接孔。

5.一种实验装置，其特征在于，所述实验装置通过模拟紧固件预紧力，将根据权利要求4所述等效装配模型确定的试件作为实验对象进行装配模拟实验。

6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，包括多个加载螺钉1、多个滑块2、多个压头3、多个力传感器4、挡板5、框架6和试件支撑板7；

其中，所述多个加载螺钉1、多个滑块2、多个压头3和多个力传感器4组成加载装置，所述加载装置通过框架6上的插槽与框架6相连，插槽下半部分内表面是圆柱形，起到导向和定位的作用，加载装置可沿圆柱形内表面滑动。插槽上半部分为键槽结构，阻止加载装置旋转。

7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，还包括多个显示器9，所述多个显示器9与所述多个力传感器4一一对应，用于指示通过所述多个加载螺钉1加载在所述试件上的夹紧力。