陳秀華　匡國強(qiáng)　汪　海　楊鳳鵬

摘 要：為給飛機(jī)平尾升降舵接頭耳片極限承載能力試驗(yàn)提供參考依據(jù)，指導(dǎo)試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)，采用非線性有限元法，將運(yùn)動(dòng)約束和節(jié)點(diǎn)力作為邊界條件直接施加在產(chǎn)生接觸的節(jié)點(diǎn)上，將加載棒作為剛體，將耳片作為變形體，運(yùn)用MSC Patran和MSC Marc分析某飛機(jī)平尾升降舵鉸鏈接頭耳片在軸向0°，斜向45°和橫向90° 3個(gè)方向的承載能力，并給出對(duì)應(yīng)的極限承載能力和應(yīng)力分布情況，用于指導(dǎo)試驗(yàn)加載方案和應(yīng)變片布置. 通過接頭耳片有限元計(jì)算得到的載荷—位移曲線與試驗(yàn)曲線大致吻合，預(yù)測(cè)出的試件破壞最大應(yīng)力值和最易破壞部位與試驗(yàn)結(jié)果也相符合.

關(guān)鍵詞：飛機(jī)平尾；升降舵；接頭耳片；承載能力；非線性有限元；MSC Patran；MSC Marc

中圖分類號(hào)：V214.1；TU312；TB115

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

Test and analysis on load bearing capability of hinge lug of aircraft horizontal stabilizer elevator

CHEN Xiuhua琣，KUANG Guoqiang琤，WANG Hai琣，YANG Fengpeng琤

(a. Institute of Aerospace Sci. & Tech.；b. School of Naval Architecture，Ocean & Civil Eng.，

Shanghai Jiaotong Univ.，Shanghai 200240，China)

Abstract：To offer references for load bearing capability tests of hinge lug of aircraft horizontal stabilizer elevator and guidelines for the design of test solution，the nonlinear finite element method is adopted. The kinematic constraint and nodal forces are taken as boundary conditions which are applied to the nodes that generate contact directly，the load stick is taken as rigid body，the hinge lugs are taken as deformable body，MSC Patran and MSC Marc are used to analyze the load bearing capability for the hinge lugs of an aircraft horizontal stabilizer elevator in 0°，45° and 90° direction，and the extreme load bearing capability and stress distribution of the three directions are respectively obtained to instruct the test load solution and the layout of strain slices. The load-displacement curves obtained by the finite element computation on lugs are almost in line with the one obtained by the tests. Then the largest stress value and the most vulnerable damage parts are predicted and match the results obtained by the tests.

Key words：aircraft horizontal stabilizer；elevator；hinge lug；load bearing capability；nonlinear finite element；MSC Patran；MSC Marc

0 引 言

耳片連接件是飛機(jī)結(jié)構(gòu)中重要的承力構(gòu)件.由于受力狀態(tài)復(fù)雜，耳片極易產(chǎn)生破壞失效.為分析和測(cè)定厚板機(jī)加而成的鋁合金耳片的許用載荷，考核耳片各個(gè)方向的承載能力，驗(yàn)證平尾升降舵鉸鏈接頭耳片的靜強(qiáng)度，為適航合格審定提供依據(jù).同時(shí)，針對(duì)ARJ21—700飛機(jī)平尾升降舵鉸鏈接頭耳片試驗(yàn)件進(jìn)行極限承載能力分析和試驗(yàn).[1]

耳片連接件雖然結(jié)構(gòu)形式簡單，但耳孔周圍應(yīng)力狀態(tài)復(fù)雜.通過銷栓給耳片傳遞載荷時(shí)，隨著載荷的增加，耳孔和銷栓的接觸由線接觸變化到1/2個(gè)銷栓的面接觸，螺栓和耳孔內(nèi)表面的傳力過程為接觸應(yīng)力問題.連接件通過銷栓向耳片傳遞載荷，在耳片極限承載能力試驗(yàn)中，由于施加載荷超出鋁合金的線彈性變化范圍，鋁合金進(jìn)入塑性屈服階段.因此，耳片試驗(yàn)件的強(qiáng)度分析是包含材料非線性的接觸問題，通過大型通用有限元分析軟件MSC Patran和MSC Marc進(jìn)行數(shù)值模擬指導(dǎo)試驗(yàn)，分別對(duì)耳片試驗(yàn)件進(jìn)行軸向0°，斜向45°和橫向90°的極限承載能力進(jìn)行分析.

1 試驗(yàn)概況

1.1 試驗(yàn)件形式

為測(cè)定由厚板機(jī)加而成的鋁合金耳片的極限承載能力，對(duì)平尾升降舵鉸鏈接頭進(jìn)行軸向載荷、橫向載荷和斜向載荷試驗(yàn)測(cè)試.平尾升降舵鉸鏈接頭試驗(yàn)件形式見圖1.

圖 1 平尾升降舵鉸鏈接頭試驗(yàn)件形式

1.2 試驗(yàn)測(cè)量裝置

試驗(yàn)采用美國制造的MTS 880材料試驗(yàn)系統(tǒng)(Material Test System，MTS).性能指標(biāo)：軸向最大靜態(tài)載荷值為±500 kN；軸向LVDT線性位移傳感器位移為±100 mm；試驗(yàn)機(jī)精度為0.5級(jí).

1.3 試驗(yàn)加載方案

圖2給出詳細(xì)的應(yīng)變片布置點(diǎn)位置和載荷施加方向，其中將沿著軸向定義為0°，沿著橫向定義為90°，0°與90°之間的斜向外載定義為45°.相應(yīng)的應(yīng)變片布置見圖2.[2]

(a)

(b)

(c)

圖 2 試驗(yàn)件應(yīng)變片布置和加載方向示意圖

在試驗(yàn)前載荷初始施加15%的理論極限載荷，符合試驗(yàn)條件時(shí)再進(jìn)行試驗(yàn).每次加載步長為5%，載荷施加到67%以后載荷步長變?yōu)?%，直到試件被拉斷.加載速率為每分鐘5%理論極限載荷值.

1.4 試驗(yàn)現(xiàn)象及結(jié)果

在軸向拉伸過程中(0°載荷)，試件都是沿著B和D兩點(diǎn)首先被破壞(B和D兩點(diǎn)位置見圖2).在橫向拉伸過程中(90°載荷)，試件破壞點(diǎn)首先出現(xiàn)在受力點(diǎn)沿著C點(diǎn)方向大約45°位置點(diǎn).在斜向拉伸中(45°載荷)，試件破壞點(diǎn)出現(xiàn)在A點(diǎn)沿著受力點(diǎn)方向大約90°位置點(diǎn)，即B點(diǎn)或D點(diǎn).

2 有限元分析

2.1 接觸問題描述

接觸是邊界條件高度非線性的復(fù)雜問題，需要準(zhǔn)確追蹤接觸前多個(gè)物體的運(yùn)動(dòng)以及接觸后這些物體之間的相互作用.這里選用直接約束法處理接觸問題，追蹤物體的運(yùn)動(dòng)軌跡；探測(cè)接觸的發(fā)生，將接觸所需的運(yùn)動(dòng)約束和節(jié)點(diǎn)力作為邊界條件直接施加在產(chǎn)生接觸的節(jié)點(diǎn)上.在建模過程中，因加載棒彈性模量比較大，故將其近似作為剛體考慮；而耳片作為變形體考慮.定義加載棒與耳片相鄰面為接觸面；定義剛體中心為參考點(diǎn)，給定位移描述剛體的運(yùn)動(dòng).

2.2 模型簡化

整個(gè)耳片包含如圖1所示的右側(cè)圓環(huán)、中間的梯臺(tái)過渡段和左側(cè)的連接部分.重點(diǎn)考察部位是耳片圓環(huán)部分的承載能力，因此對(duì)非主承力結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡化.建立如圖3所示的有限元模型.

圖 3 耳片有限元實(shí)體模型

整個(gè)模型采用接觸分析進(jìn)行模擬計(jì)算.耳片用8節(jié)點(diǎn)六面體單元模擬，共2 400個(gè)單元，銷栓同樣用8節(jié)點(diǎn)六面體單元模擬，共2 304個(gè)單元，整個(gè)試驗(yàn)件模型共4 704個(gè)單元.定義耳片內(nèi)孔為彈性接觸體單元、銷栓外表面為剛體接觸單元，圖中圓圈部分均為接觸單元.

2.3 材料本構(gòu)關(guān)系的選取

隨著載荷的增加，材料進(jìn)入塑性屈服階段.采用線性強(qiáng)化模型的應(yīng)力—應(yīng)變曲線描述材料本構(gòu)方程.材料(鋁合金7050—T7451)的屈服強(qiáng)度為427 MPa，破壞強(qiáng)度為522 MPa；強(qiáng)化切線模量為0.1E.[3]

2.4 邊界條件和加載方式

模型的邊界條件應(yīng)根據(jù)實(shí)際試驗(yàn)情況而定.試驗(yàn)中，耳片左側(cè)被完全固定在儀器上，在耳片左端施加固支約束，約束x，y，z 3個(gè)方向位移；試驗(yàn)時(shí)加載棒的移動(dòng)方向和距離是可控的.因此，通過在中間圓周區(qū)域單元上施加0°，45°和90°方向強(qiáng)制位移[4，5]來模擬試驗(yàn)過程.

3 有限元計(jì)算結(jié)果比較

3.1 應(yīng)力云圖

圖4~6給出試驗(yàn)件分別在0°，45°和90°方向受載時(shí)，有限元計(jì)算的應(yīng)力云圖及相應(yīng)的破壞試驗(yàn)件照片.

(a)應(yīng)力云圖

(b)拉伸破壞后的試件

圖 4 試驗(yàn)件沿0°方向加載的最終變形和最大應(yīng)力結(jié)果

(a)應(yīng)力云圖

(b)拉伸破壞后的試件

圖 5 試驗(yàn)件沿45°方向加載的最終變形和最大應(yīng)力結(jié)果

(a)應(yīng)力云圖

(b)拉伸破壞后的試件

圖 6 試驗(yàn)件沿90°方向加載的最終變形和最大應(yīng)力結(jié)果

采用有限元軟件分析3種不同加載方向受力情況，試件破壞時(shí)的最大主應(yīng)力在520 MPa左右.最大主應(yīng)力出現(xiàn)的位置正好與試驗(yàn)中斷口位置相吻合，能有效指導(dǎo)試驗(yàn)規(guī)劃.

3.2 載荷—位移曲線圖

圖7給出耳片在3個(gè)方向試驗(yàn)和有限元計(jì)算值的載荷—位移曲線圖.從圖中可以看出：耳片的有限元計(jì)算曲線與試驗(yàn)的全過程曲線大體一致，線性段的變化趨勢(shì)一致.雖然試驗(yàn)值的曲線線性段斜率偏小，但試驗(yàn)最關(guān)心的極限承載能力，兩者結(jié)果十分接近；除90°的誤差在13%左右比較大，0°和45°的誤差都在10%以內(nèi)，能夠滿足工程設(shè)計(jì)的需要.

(a)0°方向

(b)45°方向

(c)90°方向

圖 7 耳片在3個(gè)方向的有限元計(jì)算值與試驗(yàn)值的載荷—位移曲線

計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果誤差的主要原因?yàn)椋?1)試驗(yàn)中機(jī)夾具裝置與試驗(yàn)件固定安裝誤差，初始加載時(shí)有微小滑移；(2)假設(shè)加載棒為剛性體，忽略加載棒的形變；耳片形變量減小，耳片彈性模量夸大；(3)90°方向受載時(shí)，試件受到固支邊界的影響較大，完全固支的簡化偏保守，預(yù)測(cè)結(jié)果偏低.

盡管上述原因造成有限元計(jì)算與試驗(yàn)的誤差，但誤差仍在可接受范圍內(nèi).

3.3 試驗(yàn)與有限元分析結(jié)果比較

表1列出耳片的有限元計(jì)算值和試驗(yàn)測(cè)量值的極限強(qiáng)度.從表中可以看出；有限元分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果更為接近，相對(duì)于傳統(tǒng)經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算值的預(yù)測(cè)精度要高.有限元預(yù)測(cè)結(jié)果對(duì)0°和45°方向相對(duì)誤差小，在10%以內(nèi)；對(duì)90°方向的計(jì)算誤差較大，超過13%，但仍在工程允許的誤差范圍內(nèi).因此，本方法有應(yīng)用價(jià)值.

4 結(jié) 論

(1)耳片在3個(gè)方向的承載能力均在90 kN附近，較為相近；耳片的承載能力無方向性，能夠滿足復(fù)雜載荷的設(shè)計(jì)要求.

(2)通過有限元模擬試驗(yàn)全過程，耳片有限元計(jì)算出的載荷—位移曲線與試驗(yàn)的全過程曲線大致吻合，同時(shí)預(yù)測(cè)出試件破壞最大應(yīng)力值和最易破壞的部位，且與試驗(yàn)結(jié)果相符合，表明采用的有限元預(yù)測(cè)方法有效.

參考文獻(xiàn)：

[1] 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì). 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)9——載荷、強(qiáng)度和剛度[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，2001：653-667.

[2] 徐浩，吳存利. 復(fù)合材料副翼試驗(yàn)仿真及試驗(yàn)與分析一致性評(píng)估[J]. 計(jì)算機(jī)輔助工程，2006，15(S1)：27-28.

[3] 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì). 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)3——材料[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，1997.

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[5] 楊貴春，何鋒，陳茜，等. 基于MSC Marc的空氣彈簧垂向特性有限元分析[J]. 計(jì)算機(jī)輔助工程，2006，15(S1)：297-299.

(編輯 廖粵新)