飞机平尾升降舵接头耳片承载能力分析及试验.pdfVIP

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 00 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 11 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. 1.2 1.2 11..22 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±500kN;轴向LVDT 线性位移传感器位移为±100mm;试验机精度为0.5级. 1.3 1.3 11..33 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. 1.4 1.4 11..44 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 22 有限元分析 2.1 2.1 22..11 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 22..22 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2400个单元,销栓同样用8 节点六面体单元模拟,共2304个单元,整个试验件模型共4704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. 2.3 2.3 22..33 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522MPa;强化切线模量为0. 1E.[3] 2.4 2.4 22..4