飞机结构强度试验局部约束装置设计

2020-06-18王鑫涛

工程与试验 2020年1期

王鑫涛

（中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室，陕西西安 710065）

在全尺寸飞机结构强度试验中，试验对象并不一定是整个飞机。对于一些非主要考核部件，在试验件生产过程中可不予生产，可采用夹具进行替代。夹具既要尽可能模拟真实试验件的传载状态，又要便于对接部位的载荷施加，且安装工艺、夹具强度和刚度等必须符合要求[1-2]。

1 设计背景

文章所针对的试验件缺少右外翼部分，试验件外翼与中央翼对接接头共3组，6个接头分别为前上接头、前下接头、中上接头、中下接头、后上接头、后下接头。由于对接接头载荷较大，无法直接进行载荷施加，故采用夹具来延伸垂直机翼加载间距的方式，减小试验的加载载荷。由于前接头和中接头只能承受垂向和侧向载荷，在试验过程中，中央翼发生航向变形，而垂向和侧向加载作动筒安装底端未动，导致夹具加载接头与对接接头存在角度，在对接接头处产生航向载荷分量。同时，由于对接接头处本身载荷较大，容易对接头造成不可预估损伤，因此需采取相应的保护措施，以防止损伤产生[3-4]。图1为机翼变形后示意图。

图1 机翼变形后示意图

2 设计原理

2.1 思路分析

由于机翼发生变形后，加载夹具与接头连接处出现航向附加载荷，导致接头出现损伤。因此，需将航向产生的附加载荷进行转移，使其远离接头处，将载荷传递至承载较大、且不影响试验考核的部位。经分析，整个中央翼盒段承载较大，且受力面积较广，航向载荷分量传递至盒段后，分载至翼根连接处后，各连接点处载荷较小，可以忽略。因此考虑设计一种局部约束装置，以限制加载夹具与中央翼之间的相对变形，使中央翼发生变形后，夹具加载接头与对接接头不形成角度，保证夹具加载接头与中央翼对接接头之间不产生相对变形，以避免两接头之间产生多余的航向附加载荷。图2为采用局部约束装置后机翼变形后示意图。

图2 采用局部约束装置后机翼变形后示意图

2.2 实现原理

局部约束装置通过卡板安装在中央翼上，卡板分为上下两部分，与机翼贴合面按照翼面形状进行修型，并粘贴橡胶皮，尽可能地增大卡板与翼面之间的摩擦力。同时对试验件进行保护，上下两部分通过连接螺栓进行卡紧，每个夹具两侧上下均安装有限制撑杆，一端与卡板用螺栓进行固定连接，另一端延伸至夹具两侧，限制撑杆依靠斜撑进行加固，斜撑与限制撑杆和卡板均为铰接，提高其承载能力。每个限制撑杆端头安装两个调节螺杆，保证夹具不会发生转动，调节螺杆内侧安装牛眼轮，其与夹具两侧为滚动摩擦，摩擦力较小，可忽略限制面内产生的摩擦力，达到仅对航向相对变形限制的目的。通过调节螺杆、牛眼轮与夹具之间的间隙，有效保护对接接头不受损伤。图3为其实现原理图。

图3 局部约束装置实现原理图

3 具体设计

3.1 结构设计

根据设计思路，局部约束装置主要分为6部分：卡板1、连接螺杆2、斜撑3、限制撑杆4、牛眼轮5、调节螺杆6。其中，卡板采用硬质木料材质，根据所安装翼面进行修型，在翼面贴合面粘贴橡胶皮；卡板固定装置采用T型钢，保证结构弯矩的情况下，降低其重量；限制撑杆与斜撑杆均采用钢管，保证装置整体刚度。其基本设计图如图4所示。

图4 局部约束装置主要结构图

由于该机翼对接处结构较为复杂，加载点较多，因此将装置设计为分体式结构，便于装置的安装与拆卸。

3.2 实施方式

为了保证整个装置的稳定性，采用两套卡板进行固定安装，卡板分为上下两部分，分别安装在中央翼的上下表面，用连接螺杆2卡紧上下卡板与中央翼，限制撑杆4尾部与内侧卡板1进行铰接，用压板在外侧卡板上进行固定，同时用斜撑3进行加固，以保证限制撑杆的航向稳定性，调节螺杆6采用螺纹安装在限制撑杆4外侧端头，牛眼轮5安装在调节螺杆内侧，调节螺杆外侧设置调节手柄，用调节螺纹消除牛眼轮5与夹具之间的间隙，以确保航向载荷分量能够通过局部约束装置传递至中央翼盒段，从而保护对接接头不受损伤。根据基本设计图最终设计了局部约束装置三维模型（如图5所示），并应用于飞机结构强度试验。