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按照航空强度积木式验证体系要求,在前期完成

发布时间:2020-01-05 17:35编辑:科技生活浏览(178)

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    在大运研制中,航空工业强度所按照航空强度积木式验证体系, 在前期完成数以万计的元件级试验、上百件组件级试验后,接下来需要在验证过程中逐步增大试验件尺寸和复杂程度,逐步增加试验规模,这就需要进行大部件强度试验。

    典型盒段静力疲劳试验

    在大运研制中共规划了十余项大部件强度试验,包括:机翼刚度、后机身强度和刚度、复合材料垂尾主盒段静力、翼身组合体传力特性、机翼承载能力及机身后段综合试验、结构抗鸟撞、多轮多支柱起落架落震等。这些试验是对前期材料结构选型、设计方案、设计参数、分析模型、制造工艺等的综合验证。通过这些试验研究不仅可以获得大量宝贵的工程数据,化解研制的技术风险,为后续试制阶段奠定坚实的基础, 同时也是对试验技术的全面验证。

    按照航空强度积木式验证体系要求,在型号研制前期需要进行大量的元件、组件以及少量的部件和全尺寸试验,利用低层级试验对高层级试验的信息支撑,保证飞机在早期有效地评定设计风险,达到降低研制费用、缩短研制周期的目的。而在大运研制中,航空工业强度所通过元件级试验这个基石,用数以万计的材料性能试验为大运材料结构的设计和制造提供了最基础的设计参数和依据。接下来,按照要求需要进行组件级试验。

    机翼刚度试验

    而随着新材料、新工艺及新结构的广泛应用,飞机使用载荷/环境更复杂、性能指标更高、疲劳寿命更长,可靠性及安全性要求更严格,这些问题对组件级强度试验提出了更高的要求。

    大运机翼刚度试验目的是测试机翼结构刚度特性,为应力分析、气动弹性和动力响应分析提供试验数据。

    在积木式验证体系中,结构组件试验在飞机重要结构的选型、定型中起着关键作用,大运在研制过程中涉及大量组件级试验,类型主要有接头件、壁板、翼梁、盒段、典型组合件等,涵盖整个机体结构和起落架,涉及多个专业,其代表性的试验项目主要有:

    该试验是近30年来国内首次进行的大展弦比后掠机翼刚度试验,面临着进度紧、试验技术缺失等诸多困难。为了准确、有效地取得大运飞机机翼刚度特性参数,试验团队提前规划, 开展了技术攻关,先后攻克了大展弦比后掠机翼刚度试验支持、纯扭矩和纯弯矩施加、非接触式小位移跟踪测量等关键技术,满足了机翼刚度试验对机身支持模拟、载荷精确和测量精度的要求。

    前起外筒与撑杆连接耳片选型试验

    经过强度所等参试单位的共同努力, 试验于2010年5月10日开始, 仅用时1个月就完成了2种支持、30个工况的试验。通过试验精确地给出了机翼刚度特性参数,并直接被运用于飞机结构建模和分析中,形成的多项研究成果有力支撑了型号研制和强度技术进步。

    这是一类重要的试验项目,大运上有很多接头,且一般为主承力结构,2009年进行的前起外筒与撑杆连接耳片选型试验就很具有代表性。

    后机身(2开门)强度和刚度试验(含复材垂尾)

    作为大运最重要的主承力结构之一,前起外筒与撑杆连接耳片受到载荷较大且复杂,试验加载和试验支持需要同时考虑,还要考虑试验平台单一带来的困难。

    作为大运结构静强度研究中一项重要的试验,后机身强度和刚度试验是为了探索后机身两门结构弯曲、扭转变形规律,研究后机身两门结构、垂尾结构的承载能力,验证后机身两门结构静强度计算方法的正确性,验证舱门的开启/关闭功能、锁闭安全性。

    为此,强度所设计了斜口字形专用试验夹具,通过试验件与口字形试验夹具4个边组合,调整加载角度,在此过程中,载荷与400吨静力/疲劳试验装置始终不变,通过在试验夹具组件中设置左旋螺纹与右旋螺纹组合的方式,调整连接件长度,确保试验过程中试验装置上的杠杆处于水平位置。

    强度所面临着试验件体积大、载荷大、风险大及试验规模大、加载复杂、安全防护要求高等诸多技术难点和风险。而没有试验场地是当时遇到的最大困难,强度所不等不靠、主动作为, 自筹资金紧急修建了121厂房和2100吨米的承力墙,顺利推进了大运研制进程。

    通过试验得到了几种不同形状、不同的耳片-筒体过渡R角及不同受载方向组合的几种前起外筒与撑杆连接耳片承载能力试验,得到每种设计方案下的结构强度许用值,验证所采用分析方法及所选参数的合理性,进而为后继展开的大运前起落架详细设计、研制提供必要的技术支持。

    从2010年6月23日开始到10月25日,强度所完成了后机身、复材垂尾17个工况试验,取得了宝贵的试验数据,对比了垂尾盒段左右不同复合材料壁板的结构强度特性,发现了结构薄弱部位,为该型号的设计改进提供了重要依据, 也为后续大部件试验积累了宝贵的经验,同时形成了承力墙减载方法等专利。

    机身与机翼连接接头静力、疲劳与损伤容限试验

    机翼刚度试验

    机身与机翼连接接头是飞机结构设计的一个重要环节,其设计关系到飞行性能和使用安全。大运飞机机翼与机身是采用4组连接接头将机身与中央翼盒进行连接。由于翼身连接部位是机翼机身结构承力交互作用区,且内力量级大,故成为结构中的关键部位和重要考核结构。

    翼身组合体传力特性试验和机翼承载能力试验

    作为大运最重要的主承力结构之一,大运飞机机身与机翼连接接头受力复杂、载荷量级大,给试验带来很大难度。不仅需要考虑试验加载和支持,同时由于机翼接头和机身接头是偏心连接,对航向约束的边界模拟也成为一大难点。强度所组织攻关,例如,采用多个载荷传感器组合解决了超出载荷传感器量程的大吨位载荷测量与控制难题;采用自平衡框架解决大载荷加载支反力平衡问题,同时采用可调节顶轮监测装置解决航向约束力测量和监控问题等。通过该项试验暴露出一些结构设计中的薄弱部位,为后续研制提供了大量的试验数据支持。

    翼身组合体传力特性试验是大运研制过程中最重要的一项研发试验。国外大飞机研制经验表明,机翼与机身连接区的载荷分布和传力路径复杂, 仅靠分析是无法得到真实特性,因此翼身组合体试验是大飞机研制过程中的重要环节,是大运部件试验项目中最为复杂的一项试验,也是国内规模最大的部件静力试验。

    壁板静力、疲劳与损伤容限试验

    翼身组合体传力特性试验和机翼承载能力试验目的是全面研究机翼、中机身结构以及翼身连接区在典型载荷情况下的强度性能、传力特性,全面检查和验证机翼、机身主承力结构强度分析的方法体系,同时达到对机翼外翼盒段承载能力的验证目的。

    壁板试验是组件试验中最多的一类。按照壁板在飞机结构中不同部位,受到的载荷可以是拉伸、压缩、剪切、弯曲、内压一种或者多种载荷的叠加,再加上壁板选取部位的不同、结构细节较多、设计思想不同等因素,试验项目较多。以大运飞机机身壁板纵、环向连接疲劳与损伤容限试验在内的壁板试验项目多、数量大,再加上大运尺寸和载荷较大,面临试验能力、技术与进度多方面困难和压力。

    从2009年开始,强度所突破了大吨位、大尺寸、复杂边界条件模拟等诸多关键技术,研发了系列化飞机壁板试验装置,获得多项国家专利,满足了大运研制对壁板试验的各种要求。

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