民用飞机机身复材-金属壁板混合连接结构的试验与分析.pdf

第 卷 第 期 年 月应用力学学报 .收稿日期:修回日期:基金项目:民机科研资助项目(.)通信作者:韩建工程师:.引用格式:韩建汪远梁珩等.民用飞机机身复材金属壁板混合连接结构的试验与分析.应用力学学报():.():.文章编号:()民用飞机机身复材金属壁板混合连接结构的试验与分析韩建汪远梁珩李卫平(上海飞机设计研究院 上海)摘 要:民用飞机复材壁板与金属壁板的连接是机身结构设计的重要研究内容如何将复材帽形长桁和金属 形/形长桁连接是研究的重点和难点 本研究提出了一种新型混合连接结构同时考虑了预埋缺陷和 损伤对试验件的影响 通过试验、数值仿真等分析方法研究了混合连接结构的静强度特性详细分析了试验件的受力情况、失效模式以及破坏位置很好的解决了复材帽形长桁和金属 形/形长桁连接载荷传递问题 研究结果表明:该混合连接结构满足民用飞机结构与强度的设计要求预埋缺陷和 损伤对试验件的破坏载荷和破坏模式无影响 以上研究结果为型号飞机的研制和发展提供重要的指导作用关键词:混合连接复材壁板连接分析中图分类号:文献标志码:./.():/./.:应用 力 学 学 报第 卷投稿网站:/.微信公众号:应用力学学报 在飞机结构设计领域中连接区域一直都是飞机结构中的关键部位也是飞机结构设计中重点关注的区域 近年来随着复合材料性能和产能的逐步提高其在航天航空领域得到了大范围应用然而由于制造工艺限制以及在复杂结构处复合材料还无法完全替代金属材料从而不可避免的出现了复合材料与金属材料的连接设计 目前针对金属与复材这种不同材料之间的混合连接成为该领域的研究热点吸引了大批学者深入研究 国外 等研究了紧固件材料对复合材料与金属混合结构连接强度的影响发现紧固件材料使用钛 合 金 比 复 合 材 料 连 接 强 度 更 强 此 外 等重点对复合材料与金属材料混合连接结构紧固件载荷分配展开研究研究结果可为复合材料与金属材料连接设计紧固件布置提供帮助 同时 等分析了紧固件应力松弛对复合材料与金属材料连接结构强度性能的影响国内唐华清、刘龙权等提出了一种新型金属与复合材料连接方法通过试验研究了其力学性能杜晨等分析了复合材料与金属毛化连接的力学性能研究表明采用毛化连接设计可以获得较好的受力形式 张旭、汪厚冰等通过试验和数值分析系统地研究了复合材料壁板纵向对缝结构的力学性能为复合材料的连接设计提供了重要参考作用此外钱一彬等研究了复合材料机身壁板的纵向连接设计以及失效分析提出了一种壁板多钉连接区的失效评估方法为复合材料连接结构的失效分析给予帮助 同时刘衰财等分析了复合材料壁板与钛合金接头连接的力学强度为复材与金属连接分析提供帮助 以上研究进展及成果极大地推动了复合材料与金属混合连接结构设计的发展为航天航空等相关产业的发展提供了重要的借鉴和帮助 在民用飞机设计领域长桁连接多为金属与金属长桁连接或者复材与复材长桁连接而金属与复材长桁的连接并不常见 如何更好地将复材帽形长桁和金属 形/形长桁连接是该领域亟需解决的问题需要进行系统深入的研究针对以上研究背景及问题本研究设计了一种适用于机身壁板对接的复材金属壁板混合连接结构 通过试验验证、数值分析等方法考虑()和预埋缺陷情况对连接结构承载性能的影响验证了该结构能够满足复材金属壁板对接连接的设计要求为后续飞机在机身结构设计与优化方面提供重要的指导作用 试验方案.试验件设计试验件数量为 件均为单一拉伸载荷试验试验件结构示意图如图 所示 试验件长度.宽度.件试验件编号分别为 和 试验件 件试验件均由金属壁板、复材壁板和金属对接框组成 金属壁板包括金属蒙皮 根 型长桁和长桁接头蒙皮为 铝合金长桁为 铝合金长桁接头为 铝合金 复材壁板包括复材蒙皮 根帽形长桁和长桁接头蒙皮和长桁为 复合材料单层厚度为.长桁接头为 钛合金 金属对接框由对接带板和框组成对接带板为 钛合金框为 铝合金 其中 试验件同时考虑了预埋缺陷和 损伤预埋缺陷在试验件制造过程中引入 损伤在试验前预置图 试验件示意图.试验装置本试验使用的是壁板静力载荷试验装置试验件在试验装置的支持与加载方式如图()所示试验时首先通过螺栓装配试验件与角型连接件如图()所示角型连接件只与试验件蒙皮及加强垫片连接 再通过螺栓将角型连接件固定至试验装置的横梁上如图()所示横梁上连接角型件的孔设计为槽型孔以调节试验件的压心与载荷合力作用点一致 然后安装侧向支持组件如图()所示框左右两侧与侧向支持组件连接侧向支持组件下方为滑轨保证试验件受载时框沿加载方向的变形不受约束为了研究预埋缺陷和 损伤对试验结果的第 期韩建 等:民用飞机机身复材金属壁板混合连接结构的试验与分析 投稿网站:/.微信公众号:应用力学学报影响本试验设置 试验件无任何损伤试验件考虑了预埋缺陷和 损伤其中预埋缺陷材料为聚四氟乙烯薄膜预埋损伤在试验件制造过程中引入试验件的 损伤通过冲击试验装置引入图 支持与加载方式示意图.试验件 损伤及预埋缺陷布置如图 所示 试验件分布 个冲击点编号为 和 冲击损伤位置:复材壁板长桁接头与带板连接的第一颗钉与第二颗钉之间冲击位置在蒙皮侧损伤冲击能量为 冲击损伤位置:复材壁板长桁接头与帽型长桁连接的第一颗钉与第二颗钉之间冲击位置在蒙皮侧损伤冲击能量为 试验件预埋 处缺陷预埋缺陷位置为帽型长桁与蒙皮胶接面预埋缺陷长为 宽为长桁单侧帽底整个宽度图 试验件损伤布置图.试验测量试验件测量包括位移测量和应变测量 应变测量采用电测法位移测量采用千分表 应变片及位移测量点布置如图 所示共设置 个载荷检测剖面 个位移测量点 每个剖面长桁贴单片蒙皮贴花片图 试验件贴片及位移测量点布置.试验步骤通过前期对某型号飞机的研究设置本试验的载荷如表 所示表 试验载荷.试验件编号限制载荷/极限载荷/试验件试验件 具体的加载方案如下)限制载荷试验:以限制载荷的 为级差从逐级加载至 限制载荷逐级测量之后以限制载荷的 为级差逐级加载到 限制载荷逐级测量)极限载荷试验:以限制载荷的 为级差从逐级加载到 限制载荷逐级测量之后以限制载荷的 为级差逐级加载到 限制载荷逐级测量)破坏载荷试验:如果极限载荷静力试验后试验件未破坏则以限制载荷的 为级差从 逐级加载到 限制载荷逐级测量之后以限制载荷的 为级差逐级加载到 限制载荷逐级测量最后再以限制载荷的 为级差从 限制载荷逐级加载到试验件发生破坏 应用 力 学 学 报第 卷投稿网站:/.微信公众号:应用力学学报 试验结果分析两件试验件的载荷位移曲线如图 所示从图中可以发现随着载荷的增大试验件逐渐从弹性阶段进入塑性阶段载荷继续增大材料达到极限拉伸许用值试验件发生破坏 此外还可以发现两件试验件的破坏载荷一样说明预埋缺陷和冲击损伤对试验件的破坏载荷无影响图 试验件载荷位移曲线.试验件具体的破坏模式如下金属端金属蒙皮在长桁截止处(金属端金属接头第四排钉位置)先发生钉孔挤压破坏之后导致金属端金属接头第五排钉位置相继发生钉孔挤压破坏、最后在对接区对接带板和金属蒙皮连接对接带板截止处(金属蒙皮第二排钉位置)发生金属蒙皮净面积拉断同时金属接头发生钉孔挤压破坏附近的紧固件被剪断试验件蒙皮对接区域被拉开如图 所示图 试验件破坏模式.试验件具体的破坏模式如下从图 可以观察到 试验件的破坏位置与 试验件的一致在对接区金属蒙皮净截面拉断图 试验件破坏模式.本试验采用的无损检测设备是超声波探伤仪 在试验开始前通过超声波探伤仪扫描确认预埋缺陷的位置和大小能被检测到 试验完成后再次对 试验件进行无损检测重点关注预埋缺陷和冲击损伤的位置是否有扩展 根据无损检测结果可知做完试验后关注区域没有出现损伤扩展如图 所示由于 试验件的破坏模式为对接区金属蒙皮净截面拉断与 试验件的破坏模式一致 结合试验件的预埋缺陷和冲击损伤引入位置分析 结果表明:预埋缺陷和冲击损伤在极限载荷内损伤无扩展 且预埋缺陷和冲击损伤对试验件的破坏模式无影响第 期韩建 等:民用飞机机身复材金属壁板混合连接结构的试验与分析 投稿网站:/.微信公众号:应用力学学报图 超声波探伤检测结果.数值仿真分析采用 软件对试验件进行建模前处理模型网格采用 单元单元大小约 紧固件采用 单元复材长桁与蒙皮使用 单元连接最后使用 软件进行非线性求解试验件的材料属性和复合材料铺层见表 和表 首先为了验证有限元模型的可靠性本研究将有限元模型计算的载荷位移曲线与试验结果进行了对比 如图 所示 从载荷位移曲线可以直观的观察到有限元计算数据与试验数据在线性段和非线性段都能很好地吻合从而有效的证明了有限元模型的可靠性 同时从图 中可以发现金属蒙皮发生屈曲的载荷是 限制载荷是 极限载荷是 试验破坏载荷是 试验载荷加载到限制载荷时试验件结构变形处于弹性变形阶段结构未发生塑性变形试验载荷加载到极限载荷时试验件结构变形处于塑性变形阶段结构发生塑性变形但是未发生破坏试验结果符合预期的强度设计要求表 试验件材料属性.材料弹性模量/极限拉伸应力(应变)钉孔挤压应力/.表 复材壁板铺层信息.分类材料铺层顺序铺层数蒙皮/长桁/图 试验与有限元载荷位移曲线对比.为了进一步验证有限元模型的可靠性本研究选取 截面位置长桁与蒙皮的贴片应变数据进行对比 如图 所示可以直观地发现试验数值与有限元计算数值在定性和定量上都能很好地重合再一次验证了有限元模型的可靠性接着研究了试验件整体的应力分布云图如图 所示 由图可以观察到 在连接区域有明显的应力集中现象 这是因为高锁螺栓连接多层材料在钉孔周围会有钉孔挤压 特别是在连接的一排钉的头钉与尾钉位置钉孔挤压最明显 如图所示 长桁接头与框缘连接的第一颗钉位置钉孔挤压应力最大 应用 力 学 学 报第 卷投稿网站:/.微信公众号:应用力学学报图 试验与有限元长桁与蒙皮位置应变对比.同时本研究分析了试验件的失效模式如图 所示 通过理论分析可知由于金属蒙皮材料 的屈服应力最小所以观察到随着载荷的增大金属蒙皮最先发生屈曲 图 云图显示金属蒙皮应力最大值区域一直在金属蒙皮第二排钉附近且此处蒙皮的截面积最小即导致金属蒙皮第二排钉位置更易发生破坏金属蒙皮发生屈曲的位置在长桁截止处(金属端金属接头第四排钉位置)先发生钉孔挤压破坏 此外从试验结果图()也可以验证该位置有严重的钉孔挤压从而导致金属蒙皮发生屈曲 再一次验证了分析结果与试验结果的破坏现象一致图 试验件应力分布云图.图 试验件蒙皮应力分布云图.此外本研究分析了长桁接头的破坏位置 如图 所示金属端长桁接头由于设计为变厚度的形状所以在厚度变化的台阶位置会有明显的应力集中 此外根据前面的分析可知金属长桁截止端位置是净截面最小的位置该位置受力最大所以从图 可以观察到长桁截止端位置应力最大 随着试验载荷的加载最终长桁接头在以上应力最大的位置发生破坏从图()所示的试验结果可以很好地验证这一点证明了数值分析与试验结果的一致性最后本研究分析了金属蒙皮的破坏位置 如图 所示根据前面的分析可知金属长桁截止端位置是净截面最小的位置该位置受力最大所以从图 可以观察到金属蒙皮在长桁截止端位置这个截面应力最大 随着试验载荷的加载最终金属蒙皮会在该位置发生破坏破坏的失效模式为金属蒙皮净截面拉伸破坏从图()所示的试验结果可以很好地验证这一点验证了数值分析与试验结果的一致性第 期韩建 等:民用飞机机身复材金属壁板混合连接结构的试验与分析 投稿网站:/.微信公众号:应用力学学报图 试验件金属端长桁接头应力分布云图和破坏示意图.图 试验件金属端金属蒙皮应力分布云图.结 论本研究提出了一种新型机身复材壁板与金属壁板长桁框上混合连接结构该结构主要解决复材壁板与金属壁板传力路径偏心问题 通过结合试验、有限元仿真分析可知该结构满足民用飞机机身复材壁板与金属壁板连接结构的强度和结构设计要求主要结论如下)试验件(无损伤)和 试验件(预埋损伤)完成限制载荷和极限载荷工况后均未破坏表明这种金属与复材连接结构满足设计载荷要求)两件试验件拉伸破坏的第一失效模式均为金属长桁截止端钉孔挤压失效破坏模式为对接区金属蒙皮净截面拉断)完成限制载荷和极限载荷试验后试验件预埋缺陷和 损伤无扩展同时结合破坏载荷试验数据表明预埋缺陷和 损伤对试验件的破坏载荷和破坏模式无影响)本试验结果可为民用飞机机身复材壁板与金属壁板连接结构设计与优化提供重要的指导意义参考文献:.():.:.:():.():.:.():.牛春匀.实用飞机结构工程设计.程小全译.北京:航空工业出版社.杨旭章怡宁许希武.复合材料层板多钉机械连接强度计算 应用 力 学 学 报第 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