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一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件制造技术

技术编号:31718509 阅读:22 留言:0更新日期:2022-01-01 11:27
一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件,用于验证机翼下壁板与中央翼盒下壁板连接强度,包括蒙皮、长桁、三叉接头、支撑肋、加强片及连接带板;蒙皮设为哑铃状;长桁铺设在蒙皮上表面,长桁与蒙皮为共固化结构;三叉接头位于蒙皮长度方向中间位置,三叉接头设在长桁上表面;连接带板位于蒙皮长度方向中间位置,连接带板设在蒙皮下表面;三叉接头、长桁、蒙皮及连接带板之间设有紧固件;加强片位于蒙皮长度方向端部位置,长桁上表面及蒙皮下表面均设有加强片;支撑肋位于蒙皮长度方向上哑铃变截面位置,支撑肋位于三叉接头与加强片之间,支撑肋设在长桁上表面,支撑肋、长桁及蒙皮之间设有紧固件;蒙皮及长桁为复合材料,其余为金属材料。为金属材料。为金属材料。

【技术实现步骤摘要】
一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件


[0001]本专利技术属于商用飞机制造
,特别是涉及一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件。

技术介绍

[0002]在商用飞机研制中,由于制造技术、维修成本等因素,决定了机体结构要分解成几个主要的部件,然后通过铆钉、螺栓、耳片接头等连接在一起。以目前的研制技术,商用飞机整机依旧采用分部段、多组件研发设计和生产装配。那么,在飞机结构研发过程中,就必须要考虑机械连接的强度设计和验证。一方面,从连接结构形式来说,商用飞机中连接结构通常比较复杂,在连接形式上包括单剪、双剪,还会存在多层连接;在被连接件上,存在单一材料属性结构,可能包含金属与复合材料的混杂连接。另一方面,机械连接区通常表现为载荷类型和传递路径复杂,多向载荷会导致连接区紧固件剪切或拉脱失效、连接件挤压或挤压旁路失效。机体结构的连接区往往是强度分析中关键的破坏源,单纯依靠现有的解析计算或有限元仿真很难对其进行准确的评估,更不能满足商用飞机的适航要求。
[0003]商用飞机机翼是机体结构中重要的结构部段,飞机在服役期间,主要的升力由机翼产生,机翼所产生的升力转化为结构内载荷并通过机翼翼根连接区传递到中机身。翼根连接区的主要特性体现为:首先,翼根连接区为机体中结构形式最复杂的区域,结构组件包含上下壁板、三叉接头、十字接头、长桁接头以及连接带板等,多组件在此进行连接,各组件包括紧固件的强度和刚度均需要考核。其次,翼根连接区载荷传递形式复杂,外翼所有载荷都要通过此处传递给中机身和中央翼盒,弯矩、剪力以及扭矩的联合作用,使得翼根连接处为飞机强度比较薄弱的位置。最后,无论是波音系列飞机广泛采用的“土字形接头+下对接带板”的连接方案(如图1所示),还是空客系列飞机广泛采用的“下三叉接头+下对接带板”的连接方案(如图2所示),均习惯采用工程分析方法结合精细有限元模型进行验证计算。
[0004]复合材料由于具有比强度高、比刚度大、可设计性强等优点,已经广泛的应用到航空航天领域。在民用航空领域,复合材料占民用飞机结构重量的使用量百分比从空客A380的22%,到波音B787、中国商飞CR929的50%,再到空客A350XWB的52%,标志着复合材料已经与铝合金一起成为现代大型民用飞机结构的首选材料。包含C系列、A380、B777以及B787飞机的翼根连接区均采用了混杂结构连接形式,即复合材料和金属连接。区别于金属材料的设计准则,复合材料损伤容限设计中,通常采用“损伤无扩展”原则,认为结构包含目视勉见损伤(BVID)和制造缺陷损伤在整个服役寿命周期不发生损伤繁衍与扩展。基于此原则,就需要在静强度设计许用值中考虑损伤对结构的强度降,必须通过有效的验证方法来证明复合材料内部损伤对强度的影响,工程分析方法中并不能考虑损伤的影响,有限元分析方法对损伤的考虑偏于保守,不能给出精准的评定结论。
[0005]针对商用飞机翼根连接区的强度验证,现有技术更多是依赖于工程解析分析以及有限元仿真。首先,工程解析分析方法中,并没有形成标准的混杂结构分析方法,特别是针对钉载分配的计算、长桁收尾区的计算以及损伤强度评估均需要依靠工程假设,工程半经
验与工程假设叠加势必会降低分析的准确率。其次,采用有限元分析,计算结果精度受限于单元类型、边界条件因素影响,钉载分布数值分散性较大,通常预测混杂结构复杂连接区的钉载分布误差较大,同时采用实体进行复合材料单元仿真会导致非线性分析迭代不宜收敛,不能得到分析结果。因此,解析算法和有限元仿真在计算混杂结构复杂连接区上都存在问题。

技术实现思路

[0006]针对现有技术存在的问题,本专利技术提供一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件,目的是确定商用飞机翼翼根连接区强度验证试验件构型,填补国内在商用飞机关键混杂结构试验件设计中的不足,在考虑复合材料损伤容限基础上,提供了一种更准确、通用性更强的机翼翼根连接区试验件构型,有效解决解析算法和有限元仿真方法在计算混杂结构连接不精确的问题,该试验件构型完整且尺寸清晰,同时给出了准确的损伤尺寸以及应变片考核位置,为复合材料产品研发设计提供了有力支持。
[0007]为了实现上述目的,本专利技术采用如下技术方案:一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件,用于验证机翼下壁板与中央翼盒下壁板连接强度,包括蒙皮、长桁、三叉接头、支撑肋、加强片及连接带板;所述蒙皮整体形状为哑铃状;所述长桁铺设在蒙皮上表面,长桁与蒙皮为共固化结构;所述三叉接头位于蒙皮长度方向的中间位置,且三叉接头设置在长桁上表面;所述连接带板位于蒙皮长度方向的中间位置,且连接带板设置在蒙皮下表面;所述三叉接头、长桁、蒙皮及连接带板之间设有紧固件;所述加强片位于蒙皮长度方向的端部位置,且长桁上表面及蒙皮下表面均设有加强片;所述支撑肋位于蒙皮长度方向上的哑铃变截面位置,且支撑肋位于三叉接头与加强片之间,支撑肋设置在长桁上表面,支撑肋、长桁及蒙皮之间设有紧固件;所述蒙皮及长桁为复合材料;所述三叉接头、支撑肋、加强片、连接带板及紧固件为金属材料。
[0008]所述蒙皮与长桁采用ATL工艺铺叠,长桁为热构型,成型后的长桁先放置在未固化的蒙皮上,然后长桁与蒙皮进行共固化成型。
[0009]在所述蒙皮与长桁的界面处设有预埋分层损伤,在蒙皮外表面设有面外冲击损伤;所述预埋分层损伤的位置选择在长桁截止端处,并采用厚度为0.08mm的特氟龙薄膜,预埋分层损伤的大小为12.7
×
12.7mm2;所述面外冲击损伤用于产生目视勉见损伤,面外冲击损伤的施加方式为:通过向蒙皮下表面施加35J的冲击能量,进而使蒙皮下表面产生2.54mm深度的凹坑,并且35J的冲击能量由直径为16
±
0.13mm、半圆形、质量为3.5
±
0.2kg的落锤器施加。
[0010]在所述考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件的表面粘贴有若干应变片,用于检测试验件相应位置处的强度响应值,应变片的位置安装公差允许值为
±
3mm,应变片的角度安装公差允许值为
±5°

[0011]所述考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件的长度为2560mm,哑铃变截面处的扩张段宽度为330mm,哑铃变截面处的收缩段宽度为230mm,左右两处支撑肋的间距为1190mm。
[0012]所述蒙皮长度方向的中间位置用于连接三叉接头和连接带板、蒙皮长度方向的端部位置用于连接加强片的区域厚度为9.3mm,蒙皮长度方向的其他区域厚度为5.58mm;所述
长桁的高度为50.8mm,长桁的腹板厚度为5.95mm,长桁的缘条厚度为2.97mm,长桁的缘条宽度为71.12mm。
[0013]所述蒙皮的铺层参数为:蒙皮长度方向的中间位置用于连接三叉接头和连接带板、蒙皮长度方向的端部位置用于连接加强片的区域铺层数为50,此区域的蒙皮内各层的单向纤维与蒙皮长度方向的夹角包含三种类型,分别为0
°
、45
°
和90
°
,且0...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件,其特征在于:用于验证机翼下壁板与中央翼盒下壁板连接强度,包括蒙皮、长桁、三叉接头、支撑肋、加强片及连接带板;所述蒙皮整体形状为哑铃状;所述长桁铺设在蒙皮上表面,长桁与蒙皮为共固化结构;所述三叉接头位于蒙皮长度方向的中间位置,且三叉接头设置在长桁上表面;所述连接带板位于蒙皮长度方向的中间位置,且连接带板设置在蒙皮下表面;所述三叉接头、长桁、蒙皮及连接带板之间设有紧固件;所述加强片位于蒙皮长度方向的端部位置,且长桁上表面及蒙皮下表面均设有加强片;所述支撑肋位于蒙皮长度方向上的哑铃变截面位置,且支撑肋位于三叉接头与加强片之间,支撑肋设置在长桁上表面,支撑肋、长桁及蒙皮之间设有紧固件;所述蒙皮及长桁为复合材料;所述三叉接头、支撑肋、加强片、连接带板及紧固件为金属材料。2.根据权利要求1所述的一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件,其特征在于:所述蒙皮与长桁采用ATL工艺铺叠,长桁为热构型,成型后的长桁先放置在未固化的蒙皮上,然后长桁与蒙皮进行共固化成型。3.根据权利要求1所述的一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件,其特征在于:在所述蒙皮与长桁的界面处设有预埋分层损伤,在蒙皮外表面设有面外冲击损伤;所述预埋分层损伤的位置选择在长桁截止端处,并采用厚度为0.08mm的特氟龙薄膜,预埋分层损伤的大小为12.7
×
12.7mm2;所述面外冲击损伤用于产生目视勉见损伤,面外冲击损伤的施加方式为:通过向蒙皮下表面施加35J的冲击能量,进而使蒙皮下表面产生2.54mm深度的凹坑,并且35J的冲击能量由直径为16
±
0.13mm、半圆形、质量为3.5
±
0.2kg的落锤器施加。4.根据权利要求1所述的一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件,其特征在于:在所述考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件的表面粘贴有若干应变片,用于检测试验件相应位置处的强度响应值,应变片的位置安装公差允许值为
±
3mm,应变片的角度安装公差允许值为
±5°
。5.根据权利要求1所述的一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件,其特征在于:所述考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件的长度为2560mm,哑铃变截面处的扩张段宽度为330mm,哑铃变截面处的收缩段宽度为230mm,左右两处支撑肋的间距为1190mm。6.根据权利要求1所述的一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件,其特征在于:所述蒙皮长度方向的中间位置用于连接三叉接头和连接带板、蒙皮长度方向的端部位置用于连接加强片的区域厚度为9.3mm,蒙皮长度方向的其他区域厚度为5.58mm;所述长桁的高度为50.8mm,长桁的腹板厚度为5.95mm,长桁的缘条厚度为2.97mm,长桁的缘条宽度为71.12mm。7.根据权利要求1所述的一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件,其特征在于:所述蒙皮的铺层参数为:蒙皮长度方向的中间位置用于连接三叉接头和连接带板、蒙皮长度方向的端部位置用于连接加强片的区域铺层数为50,此区域的蒙皮内各层的单向纤维与蒙皮长度方向的夹角包含三种类型,分别为0

【专利技术属性】
技术研发人员:黄文超谢里阳李常有张修路许梦涛张红状
申请(专利权)人:东北大学
类型:发明
国别省市:

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