機身加筋壁板復合加載損傷容限性能試驗

陳安＊，魏玉龍廖江海董登科王旭

機身加筋壁板復合加載損傷容限性能試驗

陳安1，＊，魏玉龍1，廖江海1，董登科1，王旭2

1．中國飛機強度研究所，西安 710065
2．上海飛機設計研究院，上海 201210

為研究機身加筋壁板裂紋擴展規律和剩余強度特性，按照機身壁板承受內壓和軸拉載荷邊界條件的要求，設計并制造試驗裝置，通過靜力試驗驗證了試驗方案的正確性和合理性。損傷容限試驗結果表明：縱向裂紋沿直線擴展，左右兩側裂紋擴展對稱性較好，半裂紋長度小于80mm時呈緩慢裂紋擴展特性，該裂紋可檢性好，檢出概率較高；縱向裂紋失穩擴展導致最終破壞，在最遠的框處呈現“T”字狀的裂紋擴展破壞模式。研究結果可為新型客機機身結構損傷容限分析與設計提供數據支持。

機身壁板；縱向裂紋；裂紋擴展；剩余強度；損傷容限試驗

機身壁板作為飛機結構中主要的承力構件，其幾何形狀和受載情況比較復雜，是飛機結構中主要產生損傷的部位。機身壁板的力學性能和傳力特性是機身結構設計和分析的基礎，結構強度試驗是獲取其力學性能和傳力特性最有效、最可靠的途徑［1－2］。在各類載荷中，增壓載荷是機身壁板承受的最重要的載荷之一，客機增壓載荷通常在0．06～0．07MPa之間［3］。全尺寸機身結構試驗花費昂貴，機身壁板可以較好地反映機身結構的損傷容限特性，所以工程上常用機身壁板替代機身圓筒進行試驗研究［4－5］。

美國航空航天局（NASA）開展機身壁板試驗技術研究已有近20年，積累了豐富的經驗［6－8］。Furukawa等［9］通過有限元計算分析了加筋壁板在增壓載荷作用下裂尖的應力強度因子，并預測了疲勞裂紋擴展壽命。Fossati等［10］對2027－T351鋁合金整體壁板進行三維有限元數值分析，模擬裂紋從蒙皮擴展到筋條的裂紋擴展路徑。Nesterenko［11］對鉚接和整體壁板的疲勞裂紋擴展進行了研究，并通過試驗得到了2024－T3加筋壁板的R曲線，可用于剩余強度分析。李亞智和張向［12］對整體加筋壁板和相同構形的鉚接加筋壁板進行了應力強度因子和剩余強度的計算對比研究。殷之平等［13］對變厚度壁板進行損傷容限特性分析，主要討論結構等重量設計原則下變厚度壁板的可靠性和安全性。臧偉鋒等［14］通過對機身壁板內壓載荷邊界條件模擬分析，設計了“D”字形試驗裝置，該裝置可實現內壓載荷的靜力加載。王生楠等［15］通過有限元方法對機身壁板進行了剩余強度和止裂特性分析。肖群力等［16］通過斷裂力學的方法，應用有限元軟件分析了典型加筋機翼整體壁板幾何參數對止裂特性的影響，并采用遺傳算法對加筋壁板的參數進行優化設計。上述研究大多偏重數值模擬計算，關于機身壁板的損傷容限試驗研究甚少，缺乏試驗結果對理論分析的數據支持。

本文對機身壁板在增壓和軸拉復合載荷作用下進行損傷容限試驗研究。按照機身壁板增壓載荷邊界條件要求，設計試驗裝置，通過靜力試驗驗證試驗方法的合理性。通過裂紋擴展試驗和剩余強度試驗，深入研究了機身壁板的損傷容限性能，為新型客機機身結構損傷容限分析與設計提供數據支持。

1 試驗方法及裝置

1．1 試驗件

機身壁板試驗件是由蒙皮、7根長桁、5個框組成的曲板結構。蒙皮采用德國鋁業生產的AA5024H116（鋁鎂鈧）鋁合金板件銑切而成，長桁材料為7075－T62，框材料為2024－T3。試驗件在3＃和4＃長桁中間沿縱向人工預制初始裂紋，裂紋穿過中央3＃框，并在試件內沿裂紋預擴展區域用橡膠密封。

試驗件幾何尺寸為2 840mm×2 054mm，蒙皮半徑為1 671mm，長桁間距為192mm，框間距為483mm，基本蒙皮厚為1．2mm，預制裂紋長度為2a＝25mm，機身壁板試驗件如圖1所示。

1．2 試驗載荷

飛機在不同飛行姿態下，機身和機翼各部位所受的載荷不同，載荷傳遞產生影響也不同。機身主要承受氣密增壓載荷，同時還承受機身其他部位傳遞的氣動載荷以及自身的慣性載荷［17］。增壓載荷由飛機座艙壓力高度及最大飛行高度決定，通常增壓載荷一個起落一次循環，而受突風影響機身法向重心的過載，通常一個起落有很多次循環。疲勞試驗過程中，施加隨機載荷譜可以反映飛機真實的飛行狀態，但由于隨機譜疲勞試驗周期較長，耗費大量的人力物力，通常采用等損傷折損將隨機譜簡化為常幅譜［18］。

本文所研究的機身壁板結構為客機前機身等直段的上壁板，氣動載荷主要為彎曲引起的拉伸載荷。該客機機身艙內壓力高度為2 438m，設計最大飛行高度為13 700m，則使用條件下最大增壓載荷為0．067MPa。根據全機有限元疲勞載荷計算結果，取最嚴重突風情況下最大載荷為110．5kN。進行損傷容限試驗時，裂紋擴展載荷采用簡化的等幅載荷譜，增壓載荷最大值為0．067MPa，軸向拉伸載荷最大值為110．5kN，應力比為0．06。CCAR 25．571對結構的損傷容限和疲勞評定做出了規定，對于增壓艙，剩余強度評定要求結構必須承受1．15倍的最大壓差載荷。因此，剩余強度試驗設計載荷選取1．15倍裂紋擴展試驗載荷，即增壓載荷為0．077MPa，軸拉載荷為127．1kN。

1．3 試驗方案

根據機身壁板承受內壓和軸拉復合載荷邊界條件的要求，設計了臥式、自平衡試驗加載裝置對試驗件進行支持和加載，如圖2所示。試驗裝置主要包括：加載框架、壓力盒、充壓控制系統、加載作動筒、均載器、拉板杠桿系統。試驗時，將已經粘接有氣囊的試驗件放在壓力盒上，通過給氣囊充氣對試驗件施加增壓載荷。

試驗件兩個直邊連接拉板杠桿系統和均載器，用以平衡增壓載荷引起的環向載荷，從而實現直邊切向約束，法向自由。試驗件曲邊兩端連接有拉板杠桿系統，其中一端通過均載器固定在加載力柱上，對試驗件提供軸向支持；而另外一端通過均載器把作動筒和拉板杠桿系統相連，施加軸向載荷。試驗由協調加載系統控制，實現增壓載荷和軸向拉伸載荷同步協調加載。

充壓控制系統由控制計算機、氣源、充壓臺和氣水箱組成。圖3為試驗內壓控制系統原理示意圖，計算機控制充氣臺對粘接有封閉氣囊的試驗件進行充氣和放氣循環，水箱起保護作用。

為測量機身壁板蒙皮的應力狀態，在試驗件外側蒙皮布置應變花片。試驗件應變片分布如圖4所示，應變片位于框和長桁間的蒙皮小格子中心位置，F1～F5為框的編號，S1～S7為長桁的編號。

2 靜力試驗及驗證

靜力試驗分3種工況：增壓載荷試驗、軸拉載荷試驗、增壓和軸拉復合載荷試驗。為保證試驗的合理性，對每種工況進行3次試驗，從應變測量數據的線性和重復性等方面分析試驗數據。

按照二向應力狀態下的胡克定律計算壁板蒙皮的環向應力σh和軸向應力σa，計算公式為［19］

式中：εh為環向應變；εa為軸向應變；ε45為45°方向應變；τ為剪應力。對于蒙皮材料AA5024H116，E＝72GPa，μ＝0．34。

2．1 增壓載荷試驗

增壓載荷為0．067MPa，進行靜力試驗，試驗結果顯示應力應變測量數據的線性和重復性良好。蒙皮的應力計算取3次靜力試驗結果的平均值，增壓載荷試驗蒙皮應力的測量計算結果如圖5所示。從圖5（a）和圖5（b）可以看出，蒙皮的環向應力和軸向應力分布均勻，且對稱性良好，蒙皮中心區域應力略大于四周應力，這是由于邊界效應的影響。從圖5（c）可以看出，在增壓載荷作用下，蒙皮中心區域的剪切應力很小，而壁板四個角剪切應力略大，這是由于四條邊受支持夾具的影響，但數值較小，所以可以接受。根據薄壁容器應力公式計算機身壁板蒙皮的受力狀態，蒙皮厚度為t，半徑為R的均質殼體，由內壓載荷P所引起環向應力和軸向應力的理論值為

由圖5可計算出蒙皮環向應力和軸向應力的平均值，作為增壓載荷試驗應力。機身壁板增壓載荷試驗應力與理論應力對比見表1。

表1 增壓載荷試驗應力與理論應力對比Table 1 Comparison between test stress and theoretic stress under internal pressure load test

從表1可以看出，試驗測量的蒙皮環向應力和軸向應力均值均小于理論值，這是因為機身壁板的長桁和框對蒙皮局部有加強作用，承受了部分載荷。環向應力和軸向應力的試驗值與理論值的誤差均小于5%，滿足工程要求。剪切應力均值為0．16MPa，可以認為不受剪切應力，符合薄壁結構受內壓不承受剪切應力的要求。

2．2 軸拉載荷試驗

軸向拉伸載荷為110．5kN，進行靜力試驗，試驗蒙皮應力的測量計算結果如圖6所示。從圖6（a）可以看出，軸向應力的線性和對稱性良好，應力平均值為26．8MPa。圖6（b）顯示環向應力很小，平均值為0．13MPa，這與軸拉載荷不會引起蒙皮環向應力的理論是一致的。

軸向拉伸應力的計算公式為

式中：F為軸向拉伸載荷；A為壁板沿軸向等效截面積。

機身壁板軸拉載荷試驗應力與理論應力對比見表2。

從表2可以看出，試驗測量的蒙皮軸向應力略小于理論值，這是因為試驗過程中機械連接和摩擦力損耗的影響。試驗測量的蒙皮軸向應力均值和理論值的誤差為4．6%，滿足工程要求。

表2 軸拉載荷試驗應力與理論應力對比Table 2 Comparison between test stress and theoretic stress under axial tension load test

2．3 增壓和軸拉復合載荷試驗

復合加載時，增壓載荷為0．067MPa，軸拉載荷最大值為110．5kN。增壓和軸拉復合載荷試驗蒙皮應力的測量計算結果如圖7所示。從圖7可以看出，蒙皮環向應力平均值為89．1MPa，軸向應力為71．2MPa，這是增壓載荷和軸拉載荷耦合的結果。機身壁板增壓和軸拉復合加載的試驗應力與理論應力對比見表3。

表3 復合載荷試驗應力與理論應力對比Table 3 Comparison between test stress and theoretic stress under complex load test

從表3可以看出，試驗測量的蒙皮環向應力與理論值的誤差為4．4%，試驗測量的蒙皮軸向應力與理論值的誤差均為4．7%，均滿足工程要求。因此，通過靜力試驗的3種工況的分析，驗證了本文設計的試驗裝置是正確和合理的。

3 損傷容限試驗結果

3．1 裂紋擴展試驗

進行裂紋擴展試驗時，每1 000次循環測量一次應變，期間產生了大量數據。通過計算分析測量的應變數據，蒙皮環向應力始終保持在89．1MPa，軸向應力保持在71．2MPa，說明協調加載疲勞試驗可靠、穩定，滿足試驗要求。裂紋擴展試驗過程中，采用貼標尺和讀數顯微鏡目測的方法對裂紋長度a進行測量。圖8為裂紋擴展路徑，從圖中可以看出縱向裂紋基本沿直線擴展，沒有發生拐彎和轉折現象。每循環一定次數，記錄a和循環次數N，圖9為裂紋擴展試驗的a－N曲線。從圖9可以看出：兩件試驗件的裂紋擴展壽命相當，左右兩側裂紋擴展對稱性較好，總體擴展趨勢一致。裂紋從半長12．5mm擴展到80mm的過程中呈現明顯的緩慢裂紋擴展特性；裂紋擴展到半長80mm以后，呈快速擴展趨勢。但全長160 mm的裂紋，其檢出概率非常高，滿足文獻［20］中對損傷容限關鍵結構的要求。

表4列出了兩件試驗件的裂紋擴展壽命，對于1＃試驗件，當左側裂紋擴展至166．5mm，右側裂紋擴展至164．5mm，裂紋擴展速率達到每10次循環擴展10mm，有失穩擴展跡象。此時裂紋擴展壽命為28 381，停止裂紋擴展試驗。對于2＃試驗件，當左側裂紋擴展至165mm，右側裂紋擴展至164mm，裂紋擴展速率達到每10次循環擴展9mm，有失穩擴展跡象。此時裂紋擴展壽命為27 663，停止裂紋擴展試驗。

表4 裂紋擴展試驗結果Table 4 Results of crack propagation test

3．2 剩余強度試驗

剩余強度試驗結果見表5，對于1＃試驗件，在裂紋總長度為331mm時停止裂紋擴展試驗，進行剩余強度試驗。加載至116%剩余強度試驗載荷時試驗件破壞。對于2＃試驗件，在裂紋總長度為329mm時停止裂紋擴展試驗，進行剩余強度試驗。加載至120%剩余強度試驗載荷時試驗件破壞。

剩余強度試驗破壞結果如圖10所示，從圖10（a）可以看出，試驗件沿縱向裂紋失穩擴展，穿過F2和F4框，到達F1和F5框時，裂紋發生接近90度的轉折，在F1和F5框處呈現“T”字狀的裂紋擴展破壞模式。剩余強度試驗裂紋沿縱向失穩擴展主要是增壓載荷導致的，而最終的裂紋轉折則是增壓和軸拉載荷耦合作用導致的破壞。從圖10（b）可以看出機身壁板的長桁、框和連接角片也均有不同程度破壞。

表5 剩余強度試驗結果Table 5 Results of residual strength test

4 結 論

1）按照增壓和軸拉載荷邊界條件要求，設計了機身壁板復合加載試驗裝置，通過靜力試驗驗證了該裝置加載的正確性和合理性。該試驗方法和試驗裝置也可用于其它增壓和軸拉載荷組合情況的損傷容限試驗。

2）通過對前機身上壁板試驗件進行損傷容限試驗，獲得了機身壁板的裂紋擴展規律和剩余強度特性。在裂紋擴展試驗中縱向裂紋基本沿直線擴展，左右兩側裂紋擴展對稱性較好，總體擴展趨勢一致，半裂紋長度小于80mm時呈緩慢裂紋擴展特性，該裂紋可檢性好，檢出概率較高，滿足適航規章對損傷容限關鍵結構的要求。剩余強度試驗結果表明機身壁板沿縱向裂紋失穩擴展導致最終破壞，在遠端的框處呈現“T”字狀的裂紋擴展破壞模式。兩件試驗件的剩余強度載荷分別為設計載荷的116%和120%，滿足機身壁板設計要求。但是，此結論僅限于本次損傷容限試驗條件，對于機身其他部位壁板以及其他載荷組合情況的研究將在后續的工作中進一步完善。

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Damage tolerance test of stiffened fuselage panel under complex load

CHEN An1，＊，WEI Yulong1，LIAO Jianghai1，DONG Dengke1，WANG Xu2
1．Aircraft Strength Research Institute of China，Xi’an 710065，China
2．Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China

To investigate the behaviors of the crack propagation and characteristics of the residual strength of the stiffened fuselage panel，a equipment is designed and manufactured based on boundary requirements for internal pressure and axial tension loads of the panel．Static test results prove the rationality and validity of the test．The results of damage tolerance test show that longitudinal crack progresses along nearly straight line．The left and the right cracks are symmetrical．The crack propagation is slow when the crack length is less than 80mm，which can be detected easily．Longitudinal crack propagating unstably leads to eventual destruction in the farthest frame shown as the T－shaped crack failure mode．The results can provide data for damage tolerance design and fuselage structure assessment．

fuselage panel；longitudinal crack；crack propagation；residual strength；damage tolerance test

2016－01－21；Revised：2016－02－16；Accepted：2016－03－30；Published online：2016－04－07 13：44

V216．1＋1

A

1000－6893（2017）01－420093－08

http：／hkxb．buaa．edu．cn hkxb＠buaa．edu．cn

10．7527／S1000－6893．2016．0106

2016－01－21；退修日期：2016－02－16；錄用日期：2016－03－30；網絡出版時間：2016－04－07 13：44

www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20160407．1344．004．html

＊通訊作者 ．E－mail：andychen1986＠163．com

陳安，魏玉龍，廖江海，等．機身加筋壁板復合加載損傷容限性能試驗［J］．航空學報，2017，38（1）：420093．CHEN A，WEI Y L，LIAO J H，et al．Damage tolerance test of stiffened fuselage panel under complex load［J］．Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2017，38（1）：420093．

（責任編輯：李世秋）

URL：www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20160407．1344．004．html

＊Corresponding author．E－mail：andychen1986＠163．com