垂尾动态疲劳试验一体化框架设计

李洪文+刘崇锐+李扬眉+姜小玉+王凯+贺伟

摘 要：针对现代战机垂尾动态疲劳试验设计一套一体化加载框架，主要介绍了一体化框架在飞机结构强度试验中的设计流程及要点，验证了一体式框架在动态疲劳试验中的可行性。

关键词：一体化框架;垂尾;动态疲劳;抖振试验

中图分类号：TP393                 文献标识码：A       文章编号：2095-1302（2015）01-00-04

0  引  言

现代战机结构强度试验需要模拟大攻角飞行时飞机尾翼及后机身结构产生强烈振动情况，即尾翼、后机身抖振试验，澳大利亚就针对F/A-18后机身和尾翼进行了动态疲劳试验，如图1。在飞机垂尾动态疲劳试验中，一体化框架是很重要的结构，既要解决加载设备的固定、载荷的施加等问题，又要方便试验件的安装、检测，同时需要结构紧凑，美观实用。本文以我国某型飞机动态疲劳试验为例，介绍在抖振试验中一体化框架设计流程和思路。

图1  F/A-18后机身和尾翼进行了动态疲劳试验

1  一体化框架技术指标

某型飞机动态疲劳试验加载结构如图2 所示，试验条件如下：加载设备，每套自重G（左右垂尾各一套）;加载设备施加静载（合力）F1，沿翼面垂直方向;加载设备施加振动推力F2，工作频率：f ，沿翼面垂直方向;垂尾外倾a（°）。

图2  加载结构示意图

根据图2加载结构，通过比较选择双跨双坡固定支座钢架门式结构，加载设备吊装在龙门架上，结构简化示意如图3所示，沿飞机航向前后共三排，将整套加载设备包含在内。

图3  一体化框架结构简化示意图

2  详细设计

一体化框架设计重点要把所受载荷进行简化、分解，确定每个部件所受载荷情况，进而细化到部件内部型材、连接件等基本单元受力情况，据此就可以选择合适材料及结构。以此框架为例：

2.1  分析主要部件受载情况

框架为左右对称结构，试验过程中受载也是对称的，所以此处可以选取半结构进行受力分析，钢结构框架可以忽略自身重力情况下，受载如图4。

图4  结构受力简化分析图

可知梁共承受G，F，M三种载荷，可分别计算然后叠加主要有两种计算方法：

（1）以加载设备自重载荷G为例，因为受力情况典型且简单，可以直接运用公式求得：

弯矩：

剪力：

挠度：

式中：FP为垂直杆分力;E为材料弹性模量;I为截面的轴惯性矩。

根据结果可以画出剪力-弯矩图

（2）非典型情况也可以利用力法典型方程：同样以加载设备自重载荷G为例，取悬臂梁为基本系，解除超静定，可知为3次超静定结构，建立力法典型方程：

式中：Fi为待求解的未知力;δxy为外载荷单独作用在基本系上且Fi=1时，作用点沿Fi方向的位移;Δip为外载荷单独作用在基本系上时，作用点沿Fi方向位移。综上所述，系数和自由项都表示位移，可用位移计算公式进行计算。

求得多余未知力后，结合计算过程中已做出的单位弯矩图和载荷弯矩图，根据叠加原理可求出内力并绘制内力图。

在进行超静定结构的位移计算时，由于基本结构在外载荷及多余未知力的工作作用下的受力情况和变形情况与原结构完全相同，故计算原结构的位移就可直接在基本系上进行。这样，超静定结构的位移计算转化为静定问题，用图乘法就可以求解了。

由于柱-梁采用固支，求得主要梁两端支点受力情况，根据作用力与反作用力原则，可知立柱顶端受载情况，同理，其他部件的受载可利用该原则递次顺序确定。

2.2  分析主要构件受载情况

如3.1所求得主要部件受力情况，分解到基本单元——型材的受载情况，计算弯曲应力，剪切应力。可简化成超静定结构下杆件的拉-弯-扭等组合受力情况，根据不同情况校核拉伸（压缩）、挤压、剪切、弯曲、扭转、压杆稳定以及多向应力下强度条件等，这些都是典型且基本的力学问题，本文不做过多介绍。

2.3  连接设计

部件之间、型材之间连接很重要，构架的失效往往出现在连接部位，同时，有限元分析有时不能很好模拟连接部位的实际情况及边界条件，存在很大的不确定性，所以设计过程中要有足够的考虑。

（1）焊缝连接：承受振动载荷的框架，部件之间主要连接方式采用螺栓连接，部件本身需要采用焊缝工艺的，建议采用深熔角焊缝，要求必须焊透。避免用焊角大于135°小于60°的斜角焊缝。如图5：

图5  焊缝结构简化示意图

其中hf为焊角尺寸，也叫焊缝厚度，取值一般，t为母材厚度;he有效焊缝厚度角焊缝强度计算公式如下：

式中：M为焊缝所受弯矩;We全部焊缝有效截面模量;N⊥为垂直于焊缝长度方向作用力;N∥为平行于焊缝长度方向作用力;βf正面角焊缝的强度设计增大系数：对承受静力荷载和间接动力荷载的结构， βf=1.22，对直接承受动力荷载的结构，βf=1.0;lw焊缝计算长度，一般取值实际长度减去2hf，同时要求满足8hf≤lw≤60hf;f wf为角焊缝强度设计值，可以查手册得出。

（2）螺栓连接：采用高强度螺栓的摩擦型连接设计方法，它依靠连接板件间的摩擦阻力来承受荷载，并以剪力不超过接触面摩擦力作为设计准则。简单受力情况下螺栓校核受拉、受剪、以及接触面的挤压，此处不做过多介绍。主要介绍在高强度螺栓摩擦型连接设计原则下，螺栓群同时承受拉压载荷的计算过程。如图6所示。

图6  螺栓群连接示意图

要求螺栓强度满足：

式中：m为螺栓的列数;y1为最上端螺栓至中和轴距离，坐标原点在螺栓群中心;P为高强螺栓预紧力，可查手册得出;nf为传力摩擦面数目，单剪时取1，双剪时取2;μ为摩擦面抗滑移系数，可查手册得出。

2.4  结构优化

根据受力情况及计算结果，最终优化设计结构如图7。

图7  一体化框架三维模型图及实际安装图

主要部件功能：

上固定盘——主要承受加载设备重量及大部分试验载荷，同时承担安装过程中加载设备的起吊工作，型钢之间可以安装气囊加载设备的辅助工具如储气罐等;

下支撑盘——主要承受侧向试验载荷，避免较大弯矩的传递对上固定盘影响，辅助承担垂向载荷，同时作为检查平台可以方便人员就近观察试验件情况;

坡式横梁——起主要梁作用，同时满足加载设备对试验角度要求;

前、后排立柱——起主要立柱作用，承担加载设备重量、试验载荷及构架自身重量，同时承担与地面固定作用;

中间立柱——主要支撑下支撑盘作用，考虑加载设备侧向进出安装，降低对厂房高度的要求，故优化降低中间立柱高度，不承担支撑上固定盘的作用。

中间外伸梁——承担坡式横梁一侧支撑作用，同时让出试验件空间，方便试验件的固定及进出。

用Abaqus进行有限元分析，强度安全系数在4以上，刚度及模态分析如图8所示。

图8  一体化框架刚度及模态分析图

3  设计要点

（1）材料的选择。比较常用的是Q235和Q345，当强度起控制作用时，可选择Q345;稳定控制时，宜使用Q235。通常主结构使用单一钢种以便于工程管理。从经济考虑，也可以选择不同强度钢材的焊接组合截面（翼缘Q345，腹板Q235）。另外，焊接结构宜选择Q235B或Q345B。

（2）通过选取截面尺寸大、壁较薄型材，设计合适位置的支托以及斜撑等措施，增加框架刚度，避免影响加载设备的安装及对加载精度的影响。

（3）尽量增加框架底部柱脚间斜撑及压梁，一个作用增加整体稳定性，降低振动影响;另一个作用在于降低整体重心，提高自身模态，避免引起工作区域频率的共振。

（4）框架本身结构性质决定其自身模态不会很高，通过结构上的改进只能达到事倍功半的效果，且失去了钢结构轻便的优点。在避免引起共振的措施上采用在振动设备上安装空气减振器的方法解决，通过2 Hz频率的隔振，可以有效避免框架对自身模态的影响（自身频率高于其频率的3倍以上）。

（5）在螺栓连接的接触面上，采用喷砂（丸）处理，以增加摩擦面的抗滑移系数μ值;采用承托板或挂钩结构，避免螺栓受全部剪力。常用高强螺栓在M16～M30之间选择，超大规格的螺栓性能不稳定，应慎重使用，如图9所示。

图9  连接示意图

（6）采用对接焊缝的结构件，要求二级探伤标准，由于焊缝质量为一级、二级的对接焊缝的强度与母材相等，即只要钢材强度已经满足要求，则焊缝强度同样能满足要求（有引弧板时），故只有三级质量的焊缝在受拉时才需要进行焊缝抗拉强度计算。如果直缝不能满足要求，可采用斜对接焊缝，当焊缝与作用力之间的夹角θ满足tan θ≤1.5时（θ≤56.3°），斜焊缝的强度不低于母材，可不必再验算焊缝。焊条的选用应和被连接金属材质适应。E43对应Q235，E50对应Q345， Q235与Q345连接时，应该选择低强度的E43，而不是E50。

（7） 设计要考虑在起吊安装过程中上固定盘会单独承担加载设备及自身重量，强度及刚度要满足，同时，吊环的位置也很重要，不能产生吊装变形，防止与坡式横梁上安装孔不能很好对接。也要考虑一体式框架在安装工程中，会是半结构承载形式，与试验过程中的对称受载情况不同，在这种情况下，对框架的强度及刚度要单独验算符合承力要求或对构架采取临时支托与保护。

（8）在设计过程中，要充分考虑运输、安装的方便性，在不影响强度等的条件下，减小单个零部件的尺寸，这样也可降低采购及加工费用，同时可降低吊装过程中对环境空间的要求，包括厂房高度，吊车吨位，地面强度等。

（9）刚接柱脚的构造要求是能同时传递轴力N和弯矩M。柱脚构造要保证传力明确，它与基础的连接要坚固，并要便于制造和安装，柱脚设计要充分考虑混凝土及灰土层承载能力。

（10）节点设计必须考虑安装螺栓、现场焊接等的施工空间及构件吊装顺序等。构件运到现场无法安装是初学者长犯的错误。此外，还应尽可能使工人能方便的进行现场定位与临时固定。

（11）本次设计一体化框架用于振动疲劳试验，设计过程除了考虑静载荷作用，也不能忽略动载荷的影响。结构的动力反应与结构的动力特性密切相关，而结构的动力特性是结构其本身的固有性质，与载荷无关，因此，分析结构的自由振动是动力计算的前提，其基本原理是达朗贝尔原理，也称动静法。本次一体化框架设计采用软件有限元分析整体结构前十阶模态作为设计依据。

（12）一体化框架设计软件的选择，较全面及专业的国内软件是PKPM，界面清晰易懂，内容权威，另外就是3D3S，建模方便，国外软件可选用SAP2000;侧重绘图一般可优选AUTOCAD，TSSD;侧重平面杆系结构内力位移计算的可采用清华大学袁驷教授研制的结构力学求解器。优秀的结构软件可以为设计人员降低工作量，需要强调的是，任何一款软件在优化设计或复杂连接处的验算都存在不同程度的问题，工程师们过分信任与依赖结构软件有可能带来结构灾难，所以，尤其对于节点连接情况复杂或变截面的构件，我们应该逐个检查。本次一体化框架设计由于考虑与试验件模型的兼容，三维建模选用了CATIA，二维绘图选用了AUTOCAD及CAXA。

4  创新点

（1）首次将一体式框架引入动态疲劳试验中，验证了一体化框架在振动试验中使用的可行性，梳理了设计设计流程和设计要点;

（2）首次将坡式结构龙门架引入飞机强度试验中，为一体式框架的结构形式提供了更多的选择思路;

（3）首次采取将框架搭建好，最后将飞机推入的工作顺序，为试验件的安全防护提出了新的解决方案

5  结  语

一体化框架主要部件及型材的受力，复杂情况下也无非是弯—剪—扭组合，可逐一计算进行叠加，绘制出剪力弯矩图即可弄清各结构的受力情况。设计重点还是要关注连接部位及节点，该处是很复杂也是最容易出现失效情况的部位，必要时要进行验证性试验，取得关键数据。

一体化框架技术在飞机结构强度试验中的应用是一种发展趋势，以往的使用经验都是在静力/疲劳试验中的应用，此次首次应用于抖振试验，通过新的设计流程及方法，验证了一体式框架在飞机结构试验中的可行性和先进性，为以后该项技术的进一步发展应用提供了思路。

参考文献

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