后机身静力试验加载端盖设计与优化

全机静力试验是新研飞机首飞和定型的先决条件之一，其主要目的是验证结构静强度是否满足设计要求；验证强度和刚度计算方法的合理性；检验制造工艺；确定结构的可增潜力（提高承载能力或减轻结构质量）；减轻和预防结构可能发生的维修问题；为结构改型、改进提供数据和资料[1]。

大型飞机全尺寸试验机成本高昂，为了充分利用试验机，在进行试验论证时，结构静强度验证试验任务几乎全部规划在全机静力试验中完成。但有时为了缩短试验周期，摸清结构承载能力和传力特性，降低全机试验风险，也会规划一些强度验证试验和强度研发试验。某型飞机后机身静力试验用于验证该型飞机复合材料后机身、垂尾（含方向舵）的静强度，其试验结果对预测全机试验具有较高的参考价值，因此一直备受关注[2-5]。

目前，国内对飞机结构地面验证试验越来越重视，对在研型号地面试验的规划也越来越规范。因此，对某型飞机的后机身规划并实施了地面静强度研发试验。该类试验通常采用加载端板对试验件进行静定支持，同时也能满足后机身静力试验的加载需求。本文对加载端盖设计时需要考虑的强度问题进行了探讨，同时制定了有限元建模方案，并对其进行了有限元分析和强度校核，根据强度校核结果，发现“工”字型钢框架的安全系数比较低，不满足设计要求。针对该问题，对“工”字型钢框架进行了优化，最终使其满足设计要求。

1 加载端盖模型

1.1 加载端盖结构设计

加载端盖的作用是在静力试验时为后机身提供约束，同时也要满足静力试验时的加载需求。在结构设计时既要考虑后机身框的结构形式，以便实现后机身框与端盖的对接，同时也要考虑试验工况的载荷特点，方便载荷施加。

某型飞机后机身静力试验加载端盖由对接端板、“工”字型钢框架和盖板等结构组成。对接端板是1块40 mm厚的平板，其主要作用是连接后机身。因此，平板上有1圈对接螺栓孔，通过对接螺栓与后机身连接，试验载荷经对接螺栓传递到对接端板上；“工”字型钢框架厚度为14 mm，内外“工”字型钢分别围成2个八边形框架结构，可以将后机身试验载荷传递到盖板上，同时也可对对接端板起到支持作用；盖板是1块50 mm厚的平板，为减轻整个端盖的重量以便于安装，盖板上有9个开口。中间的“工”字型钢框架通过直径为24 mm的螺栓分别与对接端板和盖板相连，“工”字型钢之间也通过直径为24 mm的螺栓连接，形成内外两圈八边形框架。加载端盖整体通过直径为70 mm的螺栓与承力墙相连。连接螺栓材料为30CrMnSiA，加载端盖的材料为Q345钢。结构形式如图1所示。

1.2 加载端盖有限元模型

加载端盖的对接端板、“工”字型钢框架以及盖板承受来自后机身传递过来的载荷，受力严重且形式复杂，可采用板壳元模拟；加载端盖和盖板与中间的“工”字型钢框架的连接全部用螺栓连接，也是重点考核区域，因此用梁单元模拟这些螺栓[6-8]。

建模时按照加载点、对接孔中心点以及各螺栓孔中心点的实际位置预留有限元节点。经过折算，将后机身传递到对接螺栓的载荷施加到对接盖板的中心点，因此在对接盖板的中心点建立1个节点作为载荷的加载点，并用MPC将该节点和对接孔对应的节点连接起来，用来将载荷传递到对接孔处。在盖板与承力墙连接处施加约束。施加了载荷和约束的加载端盖的有限元模型如图2所示。

图1   加载端盖结构形式

图2   加载端盖有限元模型

后机身静力试验有多种工况，本文选择其中最严重的工况来分析，该工况的载荷上下对称，沿加载端盖的上下对称轴方向的弯矩最大。根据得到的分析结果，按照参考文献中介绍的强度校核方法进行校核并对安全系数低的“工”字型钢框架进行优化，最后给出优化后的校核结论。

2 有限元分析结果

2.1 位移结果

加载端盖的最大位移为1.19 mm，位于对接端板的上对接孔和下对接孔处，如图3所示。因为该工况绕Z轴的弯矩最大，因此加载端盖的上、下对接孔处的位移最大。

图3   加载端盖位移云图

2.2 应力结果

在该工况下，对接端板的最大Von Mises应力为132 MPa，位于上对接孔和下对接孔处；“工”字型钢框架的最大Von Mises应力为258 MPa；盖板的最大Von Mises应力为31.5 MPa，如图4、图5和图6所示。应力较大部位均集中在螺栓连接处。

图4   对接端板应力云图

图5   “工”字型钢框架应力云图

图 6  盖板应力云图

3 强度校核

对接端板、“工”字型钢框架和盖板的材料均为Q345钢，强度极限为510 MPa。基于应力对其进行强度校核，取各个部件的最大工作应力与材料强度极限进行比较[2]，则对接端板、“工”字型钢框架和盖板的安全系数分别为：

按照工程经验，一般要求静力试验中的夹具具有至少2.5倍的安全系数，由式（2）可知，“工”字型钢框架的安全系数为1.98，小于要求的安全系数，这是由于“工”字型钢框架的厚度较小，需要对其进行优化。

经过优化，将“工”字型框架的厚度由14 mm增加到20 mm，将盖板的厚度由50 mm减少到30 mm，得到的各部件的最大Von Mises应力为：对接端板的最大Von Mises应力为115 MPa，“工”字型钢框架的最大Von Mises应力为168 MPa，盖板的最大Von Mises应力为34 MPa，如图7、图8和图9所示。

图7   优化后对接端板应力云图

图8   优化后“工”字型钢框架应力云图

图9   优化后盖板应力云图

取优化后各部件最大工作应力与材料的强度极限进行比较，则优化后对接端板、“工”字型钢框架和盖板的安全系数为：

由式（4）～式（6）可知，优化后，对接端板和“工”字型钢框架的安全系数均有所提升，并且“工”字型钢框架的安全系数大于2.5，满足工程要求，盖板的安全系数下降得并不多，这说明盖板承受的载荷不大，还有很大的优化空间。

连接螺栓的材料为30CrMnSiA，强度极限为1080 MPa，剪切极限取为648 MPa。按照参考文献[2]的校核方法，直径为24 mm的螺栓最小破坏拉力为488332 N，最小破坏剪力为293000 N；直径为70 mm的螺栓最小破坏拉力为4154220 N，最小破坏剪力为2492532 N。

在有限元仿真结果中提取该工况下模拟螺栓的梁单元的单元力作为螺栓受到的拉伸和剪切载荷，直径为24 mm的螺栓受到的最大轴向拉力为35700 N，最大剪切力为12600 N，则螺栓受拉、受剪的安全系数分别为：

直径为70 mm的螺栓受到的最大轴向拉力为127000 N，最大剪切力为39800 N，根据上述校核方法可以得到直径70 mm螺栓的校核结果，如表1所示。

表 1  直径 70 mm 螺栓校核结果

由式（4）～式（9）以及表1可知，优化后，对接端板、“工”字型钢框架、盖板和连接螺栓的安全系数均大于2.5，强度足够，可以满足试验需求。

4 结束语

加载端盖在飞机组合体试验中是常用的支持夹具，能够满足飞机组合体在静力试验中的加载和约束需求。本文给出了此类型加载端盖在设计中需要关注的部位以及此类结构有限元模型简化原则和建模方法，并针对设计出来的某型飞机后机身静力试验的加载端盖进行了强度分析，根据得到的校核结果对加载端盖进行了优化，使其能够满足试验需求。本文的计算结果为该型飞机后机身静力试验加载端盖的设计提供了重要支持，同时也为此类加载端盖结构强度分析与校核提供了一整套方法。