考慮溫度影響的復合材料結構載荷測量方法

李文龍, 李 俊, 劉敬禮, 唐 寧

(中國飛行試驗研究院飛機所,西安,710089)

飛機飛行載荷測量試飛是驗證飛機載荷和結構設計是否合理的有力方法,不僅是飛機設計定型的重要依據,還可為飛機的改進與優化提供數據支撐[1-2]。目前,飛機飛行載荷測量方法主要有應變法和壓力法[3]。應變法是通過對加裝有應變電橋的飛機結構進行地面載荷校準試驗,建立載荷與應變響應之間的關系——載荷模型,將飛行中的應變響應代入該模型,即可得到飛機的飛行載荷。壓力法是通過測量結構表面壓力分布,進行積分得到氣動載荷。壓力法具有改裝施工困難、需研制試驗假件、成本高等缺點。因此,工程中,飛機飛行載荷測量常采用應變法。

復合材料具有比強度高、比剛度大、可設計性強等優點,因此,被廣泛地應用于航空、航天等領域[4-5]。目前,國內外軍民用飛機的復合材料用量不斷增加,B787飛機的復合材料用量達到飛機結構總重量的50%,同時,復合材料的使用部位已經從次承力部件逐步擴展到主承力結構了,飛機結構上使用最多的復合材料結構是纖維增強型復合材料層合板結構。溫度等環境條件對碳纖維復合材料層合板力學性能有很大影響,目前,國內外學者關于溫度等環境條件對復合材料力學性能影響研究主要集中在理論分析、數值仿真與典型試驗件的強度試驗方面[6-11],對溫度影響復合材料結構載荷測量方面研究較少。

在飛機使用過程中,主翼面復合材料結構會暴露于低溫(-55 ℃)和高溫環境條件(70 ℃)[12]中。溫度環境可能會影響復合材料層合板結構的剛度,進而會影響加裝在復合材料主翼面結構關鍵部位的應變電橋的載荷響應特性。在飛行過程中如果使用常溫下載荷校準試驗所建立的載荷模型,可能會產生較大誤差,影響飛機結構載荷測量精度,嚴重的會造成飛機結構損傷。

針對以上問題,本文提出了一種考慮溫度影響的復合材料結構載荷測量方法。以某型飛機碳纖維復合材料平尾盒段結構剪力測量為例,設計并完成不同溫度環境下的復合材料平尾盒段地面試驗,分析了復合材料剛度和應變電橋響應隨溫度變化的關系,并成功測量了各溫度下的復合材料平尾盒段的剪力,驗證了該方法的有效性。

1 研究思路

step1分析復合材料平尾盒段的結構形式和受力特點,在關鍵部位布置應變電橋;

step2設計并開展不同溫度環境(常溫、高溫、低溫)下的平尾盒段結構載荷校準試驗;

step3基于多元線性回歸法[13]建立常溫條件下的載荷模型(載荷與應變的關系);

step4利用常溫、高溫和低溫環境下的驗模工況試驗數據對常溫下的載荷模型進行檢驗。如果誤差不滿足技術,分析應變電橋響應系數隨溫度變化規律,修正常溫下的載荷模型,再進行不同溫度下的載荷模型驗證。

圖1 復合材料結構載荷測量流程圖

2 地面試驗

2.1 應變電橋加裝

某型飛機復合材料平尾盒段主承力結構梁、肋布局如圖2所示。平尾盒段采用雙梁式結構形式,沿翼展方向有5個互相平行的翼肋,盒段各部分均為碳纖維復合材料層合板結構。在平尾盒段根部4肋和5肋之間布置一個載荷測量剖面,該位置處前梁、后梁是平尾的主承力結構。在平尾前梁和后梁緣條加裝彎矩全橋[14],在前梁和后梁腹板加裝剪力全橋[13]。前、后梁彎矩電橋編號分別為B1和B2,前、后梁剪力電橋編號分別為S1和S2。

圖2 復合材料平尾盒段結構示意圖

2.2 地面載荷校準試驗

某型飛機復合材料平尾盒段載荷校準試驗如圖3所示,在復合材料平尾盒段根部設計一個金屬過渡段,將其用螺栓固定在試驗室承力墻上,試驗加載點共6個。飛機在飛行過程中,平尾主要產生負升力,因此采用液壓作動器在加載點施加向下的拉力,每個液壓作動器上安裝力傳感器作為實際加載載荷。常溫(18 ℃,無環境箱)條件試驗時,加載點采用1～6號,試驗工況包括單點加載和多點協調加載工況,工況壓心位置覆蓋了空中飛行時平尾典型嚴重受載狀態的壓心范圍。

為模擬飛機飛行時的真實溫度環境,并考慮環境箱的尺寸、液壓作動器的布置空間等方面問題,高溫和低溫條件試驗時,在平尾盒段中間部位放置如圖2和圖3所示的環境試驗箱,試驗過程中將環境箱密封,加載點使用1～4號,試驗工況包括單點加載和多點協調加載工況。

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高、低溫條件下的試驗溫度共有8個:70 ℃、65 ℃、57 ℃、50 ℃、40 ℃、-25 ℃、-38 ℃、-55 ℃,為保證環境試驗箱內平尾盒段各部分的溫度相同,在平尾盒段的不同位置加裝熱電偶傳感器進行溫度測量。每組溫度試驗時,先將環境箱以3 ℃/min的速率降溫/升溫至指定溫度,待環境箱溫度穩定后,開始進行機械加載試驗。機械加載試驗包括1次預加載和1次正式加載,預加載分2級緩慢加載至校準載荷的40%,到達每級目標載荷后保持10 s,再卸載至0。正式加載分5級進行,按校準載荷的20%、40%、60%、80%、100%分級緩慢加載,卸載為加載逆過程。到達每級目標載荷后保持10 s。試驗過程中,同步記錄試驗溫度、加載載荷和應變數據。

圖3 復合材料平尾盒段載荷校準試驗

3 載荷模型建立與分析

3.1 載荷模型初步建立與檢驗

以常溫條件下1號加載點單點加載試驗為例,各應變電橋隨校準載荷變化的響應曲線如圖4所示,從圖中可看出,各應變電橋響應隨載荷變化成明顯的線性關系,且穩定性和重復性均很好,可用于載荷模型的建立。

圖4 應變電橋響應隨校準載荷的變化關系

本文以平尾盒段的剪力測量為例進行說明。建模工況選用常溫條件下的1～6號加載點的單點和兩點加載工況,采用多元線性回歸法(見式(1))建立載荷模型,并通過均方根誤差(見式(2))進行載荷模型篩選。

(1)

式中:L為計算的平尾剖面載荷(此處指剪力);μi為應變電橋的響應;ki為載荷模型的系數;n為應變電橋個數。

(2)

式中:E為誤差;Lj為實際的平尾剖面剪力;μji為應變電橋的響應;ki為載荷模型的系數;m為數據點個數。

建立的常溫下的剪力模型見式(3),利用載荷模型計算的載荷與實際加載載荷之間的誤差僅為0.35%。分別選擇常溫下的四點和六點加載工況、低溫-55 ℃和高溫70 ℃下的四點加載工況作為驗模工況。對常溫剪力模型進行檢驗,檢驗誤差如表1所示。目前,現有的飛機載荷與強度試飛標準和規范中對載荷測量誤差的大小沒有明確的規定。一般根據工程經驗,認為飛機主翼面結構剪力的測量誤差在3%以內是令人滿意的。常溫剪力模型的計算剪力與常溫試驗實際加載剪力誤差僅為0.31%,說明建模方法可行,且常溫模型檢驗常溫試驗工況具有較高的精度。

L=0.001 6μB1-0.002 8μB2+

0.016 5μS1-0.017 3μS2

(3)

式中:L為計算的剖面剪力(kN);μB1、μB2、μS1和μS2分別為應變電橋編號B1、B2、S1和S2的響應(με)。

表1 常溫剪力模型在各溫度下的檢驗誤差 %

分別采用常溫剪力模型對-55 ℃和70 ℃下四點加載工況進行檢驗。如圖5和表1可知,低溫條件下常溫模型的預測剪力低于實際加載剪力,檢驗誤差達到了5.57%;高溫條件下常溫模型的預測剪力高于實際加載剪力,檢驗誤差為3.99%。采用常溫剪力模型檢驗低溫和高溫條件試驗數據誤差均不滿足剪力測量誤差小于3%的工程要求,這說明常溫剪力模型不適用于預測低溫和高溫條件下復合材料平尾盒段的剪力。在飛機實際飛行時,由于飛行高度、飛行速度和外界大氣等條件變化,飛機各部件結構溫度會不斷發生變化。在飛機載荷與強度試飛時,如果忽略溫度對復合材料結構載荷響應特性的影響,可能會使測量載荷與飛機實際受載產生較大的偏差,嚴重情況下會造成飛機結構損傷。

(a)-55 ℃下的剪力檢驗曲線

(b)70 ℃下的剪力檢驗曲線

3.2 溫度對載荷測量結果的影響

應變電橋響應系數是指載荷校準試驗時單位加載載荷產生的應變電橋響應。2號點單點加載試驗時,各應變電橋的響應系數隨溫度變化如圖6所示。從圖6中可看出:與常溫下的響應系數相比,各應變電橋響應系數的絕對值隨溫度的降低而降低。從宏觀角度來說,這說明低溫下復合材料平尾盒段測載部位的剛度增大;相反地,大部分應變電橋響應系數的絕對值隨溫度的升高而增大,說明高溫下復合材料平尾盒段測載部位的剛度降低。這也是造成常溫剪力模型預測低溫條件下的剪力低于實際加載剪力,而預測高溫條件下的剪力高于實際加載剪力的原因。圖6中應變電橋響應系數隨溫度的變化近似成線性關系,對各應變電橋的響應系數R和溫度T進行線性回歸見表2,采用擬合優度R2(式(4))進行診斷檢驗,R2越接近1,表示線性回歸預測的響應系數越接近真實值,由表2可知,各應變電橋響應系數的擬合優度R2均大于0.85,線性回歸效果較好。

(4)

圖6 應變電橋響應系數隨溫度變化曲線

表2 應變電橋響應系數與溫度的擬合方程

3.3 載荷模型修正與檢驗

基于以上分析,利用應變電橋響應系數隨溫度變化的規律對常溫下的載荷模型進行修正。首先,將常溫下各單點工況的應變電橋響應系數除以各溫度下對應的應變電橋響應系數作為各單點工況的響應系數修正系數,再對各單點工況的響應系數修正系數取平均,可得到各溫度下載荷模型的修正系數;然后,給常溫載荷模型中各應變電橋響應的系數乘以對應的修正系數,即可得到各溫度下修正的載荷模型。采用以上載荷模型修正方法,得到-55 ℃和70 ℃條件下修正的剪力模型如表3所示,同樣地,分別用-55 ℃和70 ℃條件下四點加載工況作為驗模工況,對比剪力模型修正前后的檢驗誤差如表4所示。分別采用修正后的剪力模型對-55 ℃和70 ℃下四點加載工況進行檢驗如圖7所示。

由表4可知,修正前-55 ℃低溫下的檢驗誤差為5.57%,修正后的檢驗誤差僅為1.42%;修正前70 ℃高溫下的檢驗誤差為3.99%,修正后的檢驗誤差僅為0.50%。與修正前相比,不管是低溫條件還是高溫條件,采用修正后的剪力模型預測的剪力與實際加載剪力都很接近,檢驗誤差均很小,滿足復合材料主翼面結構的載荷測量要求。說明本文提出的考慮溫度影響的復合材料結構載荷測量方法可行,精度較高。

表3 不同溫度條件下的剪力模型

表4 修正前、后剪力模型的檢驗誤差 %

(a)-55 ℃下的剪力檢驗曲線

(b)70 ℃下的剪力檢驗曲線

4 結論

本文提出了一種考慮溫度影響的復合材料結構載荷測量方法,該方法解決了溫度變化導致應變法測量復合材料載荷時精度下降的問題。以某型飛機復合材料平尾盒段剪力測量為例,結果證明該方法的正確性與有效性。主要得到以下結論:

1)設計并完成了不同溫度環境下的復合材料平尾盒段載荷校準試驗,模擬了真實飛行時平尾結構的環境溫度和受力情況,可為類似大型部件結構的環境與機械力耦合試驗提供參考;

2)與常溫相比,低溫下復合材料平尾盒段的剛度增大,應變電橋的響應系數降低;高溫下復合材料平尾盒段的剛度降低,大部分應變電橋的響應系數增大;

3)建立了不同溫度下的復合材料平尾盒段剪力測量模型,結果表明各溫度下剪力測量誤差均小于2%,驗證了本文方法的可行性與有效性。本文方法對于復合材料主翼面結構的飛行載荷測量有一定的借鑒意義。