飞机平尾升降舵接头耳片承载能力分析与试验飞机平尾升降舵接头耳片承载能力分析与试验摘要:为给飞机平尾升降舵接头耳片极限承载能力试验提供参考依据,指导试验方案设计,采用 非线性有限元法,将运动约束和节点力作为边界条件直接施加在产生接触的节点上,将加载棒作 为刚体,将耳片作为变形体,运用MSC Patran和MSCMarc分析某飞机平尾升降舵铰链接头耳片在 轴向0°,斜向45°和横向90°3个方向的承载能力,并给出对应的极限承载能力和应力分布情况,用于 指导试验加载方案和应变片布置.通过接头耳片有限元计算得到的载荷—位移曲线与试验曲线 大致吻合,预测出的试件破坏最大应力值和最易破坏部位与试验结果也相符合.0 0 0 0 引言引言耳片连接件是飞机结构中重要的承力构件.由于受力状态复杂,耳片极易产生破坏失效.为分析 和测定厚板机加而成的铝合金耳片的许用载荷,考核耳片各个方向的承载能力,验证平尾升降舵 铰链接头耳片的静强度,为适航合格审定提供依据.同时,针对 ARJ21—700飞机平尾升降舵铰链 接头耳片试验件进行极限承载能力分析和试验.[1]耳片连接件虽然结构形式简单,但耳孔周围应力状态复杂.通过销栓给耳片传递载荷时,随着载荷 的增加,耳孔和销栓的接触由线接触变化到1/2个销栓的面接触,螺栓和耳孔内表面的传力过程为 接触应力问题.连接件通过销栓向耳片传递载荷,在耳片极限承载能力试验中,由于施加载荷超出 铝合金的线弹性变化范围,铝合金进入塑性屈服阶段.因此,耳片试验件的强度分析是包含材料非 线性的接触问题,通过大型通用有限元分析软件MSC Patran和MSC Marc进行数值模拟指导试验, 分别对耳片试验件进行轴向0°,斜向45°和横向90°的极限承载能力进行分析.1 1 1 1 试验概括试验概括1. 1试验件形式为测定由厚板机加而成的铝合金耳片的极限承载能力,对平尾升降舵铰链接头 进行轴向载荷、横向载荷和斜向载荷试验测试.平尾升降舵铰链接头试验件形式见图1.1. 1. 1. 1. 2 2 2 2试验测量装置试验测量装置 试验采用美国制造的 MTS 880材料试验系统(MaterialTestSystem,MTS).性能指标:轴向最大静态 载荷值为±500 kN;轴向 LVDT 线性位移传感器位移为±100 mm;试验机精度为0. 5级.1. 1. 1. 1. 3 3 3 3试验加载方案试验加载方案 图2给出详细的应变片布置点位置和载荷施加方向,其中将沿着轴向定义为0°,沿着横向定义为90°,0°与90°之间的斜向外载定义为45°.相应的应变片布置见图2.[2]在试验前载荷初始施加15% 的理论极限载荷,符合试验条件时再进行试验.每次加载步长为5%,载荷施加到67%以后载荷步长 变为2%,直到试件被拉断.加载速率为每分钟5%理论极限载荷值.1. 1. 1. 1. 4 4 4 4试验现象及结果试验现象及结果在轴向拉伸过程中(0°载荷),试件都是沿着 B 和 D 两点首先被破坏(B 和 D 两点位置见图2).在横 向拉伸过程中(90°载荷),试件破坏点首先出现在受力点沿着 C 点方向大约45°位置点.在斜向拉伸 中(45°载荷),试件破坏点出现在 A 点沿着受力点方向大约90°位置点,即 B 点或 D 点. [page] 2 2 2 2 有限元分析有限元分析2. 2. 2. 2. 1 1 1 1接触问题描述接触问题描述 接触是边界条件高度非线性的复杂问题,需要准确追踪接触前多个物体的运动以及接触后这些 物体之间的相互作用.这里选用直接约束法处理接触问题,追踪物体的运动轨迹;探测接触的发生, 将接触所需的运动约束和节点力作为边界条件直接施加在产生接触的节点上.在建模过程中,因 加载棒弹性模量比较大,故将其近似作为刚体考虑;而耳片作为变形体考虑.定义加载棒与耳片相 邻面为接触面;定义刚体中心为参考点,给定位移描述刚体的运动.2. 2. 2. 2. 2 2 2 2模型简化模型简化 整个耳片包含如图1所示的右侧圆环、中间的梯台过渡段和左侧的连接部分.重点考察部位 是耳片圆环部分的承载能力,因此对非主承力结构进行简化.建立如图3所示的有限元模型.整个模型采用接触分析进行模拟计算.耳片用8节点六面体单元模拟,共2 400个单元,销栓同样用8 节点六面体单元模拟,共2 304个单元,整个试验件模型共4 704个单元.定义耳片内孔为弹性接触 体单元、销栓外表面为刚体接触单元,图中圆圈部分均为接触单元.2. 2. 2. 2. 3 3 3 3材料本构关系的选取材料本构关系的选取随着载荷的增加,材料进入塑性屈服阶段.采用线性强化模型的应力—应变曲线描述材料本构方 程.材料(铝合金7050—T7451)的屈服强度为427MPa,破坏强度为522 MPa;强化切线模量为0. 1E.[3]2. 2. 2. 2. 4 4 4 4边界条件和加载方式边界条件和加载方式 模型的边界条件应根据实际试验情况而定.试验中,耳片左侧被完全固定在仪器上,在耳片左端施 加固支约束,约束 x,y,z3个方向位移;试验时加载棒的移动方向和距离是可控的.因此,通过在中间 圆周区域单元上施加0°, 45°和90°方向强制位移[4, 5]来模拟试验过程.3 3 3 3 有限元计算结果比较有限元计算结果比较3. 3. 3. 3. 1 1 1 1应力云图应力云图 图4~6给出试验件分别在0°, 45°和90°方向受载时,有限元计算的应力云图及相应的破坏试验件照 片.采用有限元软件分析3种不同加载方向受力情况,试件破坏时的最大主应力在520MPa 左右.最大 主应力出现的位置正好与试验中断口位置相吻合,能有效指导试验规划.[page]3. 3. 3. 3. 2 2 2 2载荷载荷————位移曲线图位移曲线图 图7给出耳片在3个方向试验和有限元计算值的载荷—位移曲线图.从图中可以看出:耳片的有限 元计算曲线与试验的全过程曲线大体一致,线性段的变化趋势一致.虽然试验值的曲线线性段斜 率偏小,但试验最关心的极限承载能力,两者结果十分接近;除90°的误差在13%左右比较大, 0°和 45°的误差都在10%以内,能够满足工程设计的需要.计算结果与试验结果误差的主要原因为: (1)试验中机夹具装置与试验件固定安装误差,初始加载 时有微小滑移; (2)假设加载棒为刚性体,忽略加载棒的形变;耳片形变量减小,耳片弹性模量夸 大;(3)90°方向受载时,试件受到固支边界的影响较大,完全固支的简化偏保守,预测结果偏低.尽管 上述原因造成有限元计算与试验的误差,但误差仍在可接受范围内.3. 3. 3. 3. 3 3 3 3试验与有限元分析结果试验与有限元分析结果 比较表1列出耳片的有限元计算值和试验测量值的极限强度.从表中可以看出;有限元分析结果与 试验结果更为接近,相对于传统经验公式计算值的预测精度要高.有限元预测结果对0°和45°方向 相对误差小,在10%以内;对90°方向的计算误差较大,超过13%,但仍在工程允许的误差范围内.因 此,本方法有应用价值。
[page](1)耳片在3个方向的承载能力均在90 kN 附近,较为相近;耳片的承载能力无方向性,能够满 足复杂载荷的设计要求.(2)通过有限元模拟试验全过程,耳片有限元计算出的载荷—位移曲线与 试验的全过程曲线大致吻合,同时预测出试件破坏最大应力值和最易破坏的部位,且与试验结果 相符合,表明采用的有限元预测方法有效.。