專利名稱：飛機整體翼梁損傷容限試驗方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛機疲勞損傷容限試驗技術(shù)，涉及一種飛機整體翼梁損 傷容限試驗方法。
背景技術(shù)：
飛機結(jié)構(gòu)一般可分為整體結(jié)構(gòu)和組合式結(jié)構(gòu)。目前國內(nèi)外對組合式 結(jié)構(gòu)的應(yīng)力強度因子計算和損傷容限性能應(yīng)用研究的比較深入也比較 廣泛，而對于整體結(jié)構(gòu)的相關(guān)研究還很少，應(yīng)用就更談不上了；有的國 外文獻通過試驗及有限元分析對整體加筋板及變厚度整體壁板進行了 斷裂特性研究，還有的文獻通過有限元分析對整體翼梁應(yīng)力強度因子及 裂紋軌跡進行了研究；但從目前查到的文獻資料來看，對整體翼梁結(jié)構(gòu) 的損傷容限試驗研究尚未見到，對整體結(jié)構(gòu)損傷容限的理論研究也很匱 乏，專項試驗研究基本上沒有，非常缺乏理論計算分析、缺乏試驗數(shù)據(jù) 的支持和對比分析，在結(jié)構(gòu)設(shè)計時尚不能對整體翼梁結(jié)構(gòu)損傷容限特性 的規(guī)律性有足夠的認識和把握，與工程應(yīng)用的要求仍然有相當大的差 距。因此，對飛機整體結(jié)構(gòu)進行損傷容限試驗及方法研究更具有很強的 工程實際應(yīng)用價值。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提出一種對整體翼梁應(yīng)力強度因子及裂紋擴展規(guī) 律進行試驗的飛機整體翼梁損傷容限試驗方法。本發(fā)明的技術(shù)解決方案 是，(一)選擇整體翼梁中的載荷大的部位做為試驗件考核段；(二)依 照考核段制做兩件相同的試驗件；(三)將兩件試驗件背靠背相距20 30mm且上、下各加一塊蒙皮，蒙皮與上梁緣條、下梁緣條連接，構(gòu)成 一個盒段；(四)將組合完成的試驗件的根部固定在承力墻上；(五)在 試驗件的一端施加集中載荷模擬試驗段梁的彎矩和梁腹板的剪力，不考 慮蒙皮的剪流影響；(六)用有限元方法對試驗件進行損傷容限分析并 與試驗結(jié)果對比。
所述的對試驗件進行損傷容限分析首先采用最大拉應(yīng)力理論計算 應(yīng)力強度因子，再計算裂紋擴展壽命，最后計算剩余強度載荷。將組合完成的試驗件的根部采用與飛機受力狀態(tài)相反的形式倒裝 固定在承力墻上。
本發(fā)明具有的優(yōu)點和有益效果，本發(fā)明解決了目前飛機整體翼梁結(jié) 構(gòu)裂紋擴展和剩余強度缺乏理論依據(jù)的難題；試驗件設(shè)計中采用背靠背 二件試驗件同時進行試驗的方法，消除了單梁扭曲現(xiàn)象，同時也節(jié)省的 近一半的試驗時間和費用；形成了一套完整的整體翼梁損傷容限分析計 算軟件，為以后該類結(jié)構(gòu)的損傷容限分析和提供了可靠的試驗數(shù)據(jù)和計 算方法。


圖1本發(fā)明試驗件組合示意圖； 圖2是本發(fā)明試驗件安裝示意圖3是本發(fā)明實施例的試驗件初始預(yù)制裂紋示意圖，其中，a是調(diào) 試件，b是正式件。
具體實施例方式
本發(fā)明的試驗方法是，(一)選擇整體翼梁中載荷大的部位做為試 驗件考核段；載荷較大，其裂紋擴展速率也會較快，這樣能節(jié)省試驗時 間；(二)依照考核段制做兩件相同的試驗件1和2;(三)將兩件試驗
件背靠背相距20 30mm且上、下各加一塊蒙皮5和6，蒙皮與上梁緣 條3、下梁緣條4連接，構(gòu)成一個盒段；這樣不但可以防止單梁扭曲的 現(xiàn)象，可以同時進行2件試驗，節(jié)省試驗時間和費用；(四)將組合完 成的試驗件的根部固定在承力墻9上；(五)在試驗件的一端施加集中 載荷模擬試驗段梁的彎矩和梁腹板8的剪力，不考慮蒙皮的剪流影響； 蒙皮的剪流對試驗結(jié)果的影響是非常小的，因此可以不加以考慮；(六) 用有限元方法對試驗件進行損傷容限分析并與試驗結(jié)果對比，在試驗進 行的同時進行有限元分析既可以和試驗結(jié)果相互驗證，又能根據(jù)有限元 結(jié)果對后續(xù)試驗進行指導。 實施例一
試驗件的示意圖可以見圖1;試驗件初始預(yù)制裂紋可見圖2。 (1)試驗件設(shè)計如圖1所示，整體梁試件外行尺寸為1000X310 X55mm，材料為7050-T7451;整體梁由上緣條3、下緣條4、腹板8、 止裂筋條7組成。為了防止單翼梁受載的扭曲現(xiàn)象，試驗件采用兩個整體梁試件1和2，背靠背且離開一個距離，離開距離約30mm，上下用蒙 皮5和6連接起來，構(gòu)成一個盒段；
(2) 試驗件安裝及其加載根據(jù)試驗加載實施的方便性，試驗件
采用倒裝形式(注意前面定義的上下蒙皮是指倒裝后的上下蒙皮)，在
根部由承受彎曲載荷和剪切載荷的夾具與厚度為30ww的鋼板相連，然后 再把鋼板安裝在承力墻9上，加載端通過作動筒加載；
(3) 裂紋擴展試驗在裂紋擴展壽命試驗過程中測定裂紋擴展壽
命，記錄下每一加載周期的裂紋擴展量(裂紋長度)，準確可靠的測量
出a N曲線。由a N曲線確定出在譜載作用下，由初始裂紋長度擴展 至裂紋容限(或臨界裂紋長度)的裂紋擴展壽命；
(4) 剩余強度試驗在裂紋擴展壽命試驗到接近規(guī)定的裂紋容限 時，進行剩余強度試驗，施加靜力載荷到試件破壞；
(5) 試驗結(jié)果處理與試驗同步進行有限元分析，具體方法可按 照下列步驟進行。
(a)使用試驗?zāi)Ｐ瓦M行有限元計算，將計算結(jié)果和試驗結(jié)果進行對 比分析，依據(jù)試驗結(jié)果對理論分析進行必要的修正，實現(xiàn)對分析方法的 修改完善；
(b) 采用飛機的整體梁結(jié)構(gòu)和實際使用的載荷譜，按照上述理論 方法進行分析得到的結(jié)果以供結(jié)構(gòu)設(shè)計使用；
(c) 大量計算各種結(jié)構(gòu)參數(shù)的有限元結(jié)果形成數(shù)據(jù)庫，并編制相應(yīng) 的程序，形成一套完整的整體翼梁損傷容限特性分析軟件。
實施例二
(1) 試驗件設(shè)計整體梁試件外行尺寸為1500X500X55，材料為 7050-T7451;整體梁由上緣條3、下緣條4、腹板8、止裂筋條7組成， 止裂筋條的位置有所改變。為了防止單翼梁受載的扭曲現(xiàn)象，試驗件采 用兩個整體梁試件1和2，背靠背且離開一個距離，離開距離約30mm， 上下用蒙皮5和6連接起來，構(gòu)成一個盒段；
(2) 試驗件安裝及其加載根據(jù)試驗加載實施的方便性，試驗件 采用倒裝形式(注意前面定義的上下蒙皮是指倒裝后的上下蒙皮)，在 根部由承受彎曲載荷和剪切載荷的夾具與厚度為30mm的鋼板相連，然 后再把鋼板安裝在承力墻9上，加載端通過作動筒加載；
5(3) 裂紋擴展試驗在裂紋擴展壽命試驗過程中測定裂紋擴展壽 命，記錄下每一加載周期的裂紋擴展量(裂紋長度)，準確可靠的測量
出a N曲線。由a N曲線確定出在譜載作用下，由初始裂紋長度擴展 至裂紋容限(或臨界裂紋長度)的裂紋擴展壽命；
(4) 剩余強度試驗在裂紋擴展壽命試驗到接近規(guī)定的裂紋容限 時，進行剩余強度試驗，施加靜力載荷到試件破壞；
(5) 試驗結(jié)果處理與試驗同步進行有限元分析，具體方法可按 照下列步驟進行。
(a) 使用試驗?zāi)Ｐ瓦M行有限元計算，將計算結(jié)果和試驗結(jié)果進行對 比分析，依據(jù)試驗結(jié)果對理論分析進行必要的修正，實現(xiàn)對分析方法的 修改完善；
(b) 采用飛機的整體梁結(jié)構(gòu)和實際使用的載荷譜，按照上述理論 方法進行分析得到的結(jié)果以供結(jié)構(gòu)設(shè)計使用；
(c) 大量計算各種結(jié)構(gòu)參數(shù)的有限元結(jié)果形成數(shù)據(jù)庫，并編制相應(yīng) 的程序，形成一套完整的整體翼梁損傷容限特性分析軟件。
權(quán)利要求
1.飛機整體翼梁損傷容限試驗方法，其特征在于，(一)選擇整體翼梁中載荷大的部位做為試驗件考核段；(二)依照考核段制做兩件相同的試驗件1和2；(三)將兩件試驗件背靠背相距20～30mm且上、下各加一塊蒙皮5和6，蒙皮與梁上緣條3、梁下緣條4連接，構(gòu)成一個盒段；(四)將組合完成的試驗件盒段根部固定在承力墻9上；(五)在試驗件的一端施加集中載荷模擬試驗段梁的彎矩和梁腹板8的剪力，不考慮蒙皮的剪流影響；(六)用有限元方法對試驗件進行損傷容限分析并與試驗結(jié)果對比。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機整體翼梁損傷容限試驗方法，其特 征在于，所述的對試驗件進行損傷容限分析首先采用用最大拉應(yīng)力理論 計算應(yīng)力強度因子，再計算裂紋擴展壽命，最后計算剩余強度載荷。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機整體翼梁損傷容限試驗方法，其特 征在于，將組合完成的試驗件的根部采用與飛機受力狀態(tài)相反的形式倒 裝固定在承力墻上。
全文摘要
本發(fā)明屬于飛機疲勞損傷容限試驗技術(shù)，涉及一種飛機整體翼梁損傷容限試驗方法。(一)選擇整體翼梁中載荷大的部位做為試驗件考核段；(二)依照考核段生產(chǎn)兩件相同的試驗件；(三)將兩件試驗件背靠背相距20～30mm且上、下各加一塊蒙皮，蒙皮與上、下梁緣條連接，構(gòu)成一個盒段；(四)將組合完成的試驗盒段根部固定在承力墻上；(五)在試驗件的一端施加集中載荷模擬試驗段梁的彎矩和梁腹板的剪力，不考慮蒙皮剪流的影響；(六)用有限元方法對試驗件進行損傷容限分析并與試驗結(jié)果對比。本發(fā)明解決了目前飛機整體翼梁結(jié)構(gòu)裂紋擴展和剩余強度缺乏理論依據(jù)的難題，試驗件設(shè)計采用背靠背2件試驗件同時進行試驗的方法，消除了單梁扭曲現(xiàn)象。
文檔編號G01M99/00GK101561365SQ200910147120
公開日2009年10月21日 申請日期2009年6月4日 優(yōu)先權(quán)日2009年6月4日
發(fā)明者峰 王, 王新波, 翟新康 申請人:中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設(shè)計研究所