民用飛機機翼下壁板連接強度試驗方案研究

葉聰杰　龔德志　陸慧蓮 /

(上海飛機設計研究院，上海201210)

0　引言

機翼的連接是飛機結構設計最重要的環節之一[1-3]，集中承受了整個外翼傳遞來的彎矩、扭矩以及剪力的耦合效應，疲勞因素尤為重要。從機翼根部連接的受力來看，拉伸載荷作用在機翼下壁板的連接處，疲勞強度應是其設計重點。現代成熟的民機結構下壁板連接形式主要采用墊板式的連接，如圖1、圖2所示。由于機翼下壁板連接的復雜性以及疲勞可靠性要求，理論分析往往需要輔以試驗驗證其強度性能。

目前，機翼下壁板連接試驗的設計忽略了外翼上反角的影響以及翼根肋的支持作用。然而，外翼上反角產生局部彎矩和翼根肋的支持均會對下壁板連接區的應力分布造成不同的影響。本文通過PATRAN/NASTRAN有限元軟件，就上反角和翼根肋對下壁板連接區靜強度試驗的影響進行分析。

圖1　機翼下壁板連接形式I[1]

圖2機翼下壁板連接形式II[4]

1　模型說明

本文選用典型的機翼下壁板連接形式II作為研究對象，外翼一側與中央翼一側的壁板載荷交換是通過翼根肋緣條和下對接帶板進行的，長桁在翼根處進行斜削，導致長桁載荷的形心在翼根處發生變化，因此會在翼根連接區形成局部的彎矩。此外，由于外翼上反角的存在，外翼沿長桁方向的載荷在翼根處分解，一部分與中央翼沿長桁方向的載荷平衡，另一部分傳遞至翼根肋腹板上，若無翼根肋的支持，則會放大翼根連接區的載荷。根據翼根下壁板連接的載荷傳遞特性，設計三種狀態的試驗件，見表1。模型3是最接近真實狀態的構型，但模型1和模型2在試驗中往往較容易實現加載。

表1　三種下壁板連接試驗件設計

模型中各零件材料均為鋁合金。緊固件均采用CFAST進行模擬，緊固件剛度根據PATRAN提供的“Huth Hi-Lok in metal”計算。

2　計算結果對比分析

2.1變形及內力

三個模型“Z”向的變形和內力對比分別如圖3、圖4和圖5所示，內力對比見表2。

圖3　模型1“Z”向變形

圖4　模型2“Z”向變形

圖5　模型3“Z”向變形表2　模型內力對比

模型內力模型1模型2模型3

由于模型1無面外約束，其“Z”向變形遠高于模型2和模型3；模型2與模型3無論是“Z”向變形還是波形都較為相似。

模型2的內力要高于模型1和模型3，表明模型2沿X向的剛度較大；模型1和模型3內力接近，但模型3由于上反角的影響，翼根肋腹板的內力遠高于模型1和模型2，造成外翼一側內力高于中央翼一側。

2.2應力分布

翼根連接區應力分布對比如圖6～圖9所示。

圖6　翼根肋緣條應力分布

圖7　長桁應力分布

圖8　蒙皮應力分布

圖9　下對接帶板應力分布

模型3中，翼根肋緣條在與肋腹板相交位置應力達174 MPa，遠高于模型1和模型2，從表2的變形對比可以看出，模型3在相交處的變形較大。且由于變形的原因，模型3中翼根肋緣條缺口處的應力也遠高于模型1和模型2，達140 MPa左右。

三個模型中，長桁變截面R區處應力基本相當，緊固件位置的高應力排布為：模型3>模型2?模型1；與之相反，蒙皮上緊固件位置的高應力排布為：模型1?模型2>模型3。

模型3中，下對接帶板對稱面處的應力由于局部變形導致較高的彎曲應力，在緊固件位置的高應力也高于模型1和模型2。

2.3緊固件載荷分配

翼根連接區緊固件的載荷分配對比見表3。

表3　緊固件載荷分配

從表3可看出，模型1的緊固件載荷分布明顯區別于模型2和模型3，具體表現為：

模型1中翼根肋緣條的緊固件總載荷相比于模型2和模型3偏小，而下對接帶板的載荷則偏大；

模型1中長桁和蒙皮的緊固件載荷基本相當，而模型2和模型3中長桁的緊固件載荷明顯高于蒙皮；

模型2和模型3的緊固件載荷分配關系較為接近。

三個模型中疲勞危險細節的緊固件載荷分配比例對比如圖10所示，模型2和模型3中的載荷分配比例較為接近，與模型1中有一定差別。

圖10　疲勞危險細節緊固件載荷分配比例

3　結論

本文基于三個模型，對翼根處機翼下壁板連接靜強度進行了分析，對比其變形、應力分布以及緊固件載荷，得到以下結論：

1) 在不考慮翼根肋腹板的支持及上反角影響的情況下，結果顯示無論是變形、應力分布還是緊固件載荷分配比例都與實際情況不同；

2) 在考慮翼根肋腹板的支持，但不考慮上反角影響的情況下，結果顯示變形、應力分布以及緊固件載荷分配比例與實際情況較為接近，但無法模擬外翼一側由于上反角引起的應力分量；

3) 在進行翼根處機翼下壁板連接強度試驗設計時，應根據實際結構的形式充分評估面外支持和結構偏角等因素對試驗的影響，合理設計試驗方案。