1、某型飞机全尺寸雷达罩静强度分析与试验验证 于海蛟 钱利民 吴志超 王逾涯 陈栋梁 陈群志 北京航空工程技术中心 中航飞机股份有限公司 摘 要： 目的 考核某型飞机全尺寸雷达罩的静强度, 验证其计算模型的准确性。方法 采用有限元计算和静力试验相结合的方法, 对某型飞机全尺寸雷达罩的承载能力进行研究与试验验证。根据雷达罩的结构特点和载荷分布情况建立有限元计算模型, 进行应力应变计算与强度校核, 得到了雷达罩的应力应变云图。在此基础上, 选用最严重载荷工况对雷达罩的承载能力进行试验验证。通过试验总体方案设计及加载实施方案优化设计, 采用矢量加载技术和软硬结合的加载方式对雷达罩施加拉压载荷, 保证各加
2、载点的载荷均与所在表面的法向相同, 与雷达罩实际受载情况一致。结果 雷达罩的应力水平较低, 承载能力较高;试验实测应力结果与理论计算结果有偏差, 但应力分布规律合理, 与理论分析计算结果的趋势基本一致;静力试验结果证明雷达罩及其与机身连接结构能够满足静强度设计要求。结论 雷达罩静力试验测得的应变数据与有限元计算结果吻合较好, 雷达罩本体及其与机身的连接结构满足强度设计要求。关键词： 某型飞机; 雷达罩; 有限元分析; 全尺寸试验; 静力试验; 作者简介：于海蛟 (1982) , 女, 内蒙古人, 博士, 工程师, 主要从事飞机结构疲劳寿命、日历寿命, 以及飞机结构的腐蚀与防护等方面的研究。收稿
3、日期：2017-07-09Static Strength Analysis and Full Scale Test of a Certain Type Aircraft RadomeYU Hai-jiao QIAN Li-min WU Zhi-chao WANG Yu-ya CHEN Dong-liang CHEN Qun-zhi Beijing Aeronautical Technology Research Center; AVIC Aircraft Co., Ltd.; Abstract： Objective To evaluate the static strength of full
4、-scale radome for a certain type aircraft and verify the accuracy of the calculation model. Methods The finite element analysis and static strength test were combined to study, test and verify the bearing capacity of full-scale radome of a certain type aircraft. A finite element module was establish
5、ed based on structure characteristics and load distribution of the radome to calculate stress and strain, check the strain strength and gain stress and stain contours of the radome. On this basis, load-carrying capacity of the radome was tested under the most series load cases. The general scheme of
6、 the test were designed and optimized in advance. As needed, “vector” loading technique and soft the measured stress results was deviated from the theoretical calculation result, but the stress distribution was reasonable, and the theoretical analysis and calculation results had almost the same tren
7、d; static test results show that radar cover and fuselage connection structure could meet the requirements of static strength design. Conclusion The measured strain data during radome static strength test coincide quite well with the finite element calculation results; and the radome and its connect
8、ing structure with the frame meet the strength design requirements.Keyword： a certain type aircraft; radome; finite element analysis; whole scale test; static strength test; Received： 2017-07-09为了计算和验证某型飞机雷达罩及其与机身连接结构是否满足静强度设计要求1, 发现结构薄弱部位, 为设计改进和适航取证提供必要的数据和资料, 同时也验证强度计算方法和模型简化的准确性, 采用有限元计算2和静力试验相结
9、合的方法, 对某型飞机全尺寸雷达罩的承载能力进行了研究3与试验验证4。首先根据雷达罩为玻璃钢-纸蜂窝芯夹层结构的特点及面板、面板加强区的具体铺层设计和载荷分布情况划分单元格, 建立了有限元计算模型5, 得到了雷达罩的应力应变云图。在有限元计算结果的基础上, 选用最严重的载荷工况, 对雷达罩的承载能力进行验证试验。通过试验总体方案设计及加载实施方案优化设计, 将有限元模型给出的 101 个加载点进行优化后等效为 67 个加载点, 创新性地使用矢量加载技术和软硬结合的加载方式对雷达罩施加拉压载荷, 使作用在各加载点的载荷均沿所在表面的法向, 最大限度地贴近雷达罩实际受载情况。1 有限元计算1.1
10、结构简介某型飞机雷达罩由内外层玻璃钢面板加纸蜂窝芯干法成型6, 玻璃钢面板材料为高温固化聚氰酸酯预浸料, 材料特性:弹性模量为 27.3 GPa, 剪切模量为 4.9 GPa, 泊松比为 0.124。蜂窝芯材料为芳纶纸蜂窝芯材, 内含泡沫填充胶材料9。雷达罩与机身连接的金属结构材料特性见表 1, 雷达罩剖面的典型结构如图 1所示。表 1 金属材料特性 下载原表 图 1 雷达罩剖面的典型结构 下载原图1.2 载荷根据雷达罩的结构特点以及在机身安装的位置可知, 雷达罩所受的力主要为气动载荷和由于飞机过载引起的惯性载荷, 分为飞行载荷和地面载荷两大类, 共26 种情况。其中飞行载荷共 20 种严重情
11、况载荷, 地面情况时气动载荷很小, 计算时只考虑惯性载荷情况, 共 6 种情况。文中选取最严重工况进行分析和试验。1.3 有限元计算模型及边界条件雷达罩及其与机身的对接型材简化为板壳单元 (CShell) , 对接型材与雷达罩和机身下壁的连接简化为连接单元 (CFastener) 。为保证计算结果的合理, 准确模拟雷达罩载荷的传力路线, 计算的边界条件采用与实际情况吻合的机身 12框和 22 框处固支的支持方式12。雷达罩及其与机身结构连接的有限元模型网格划分见图 2, 并将其导入 MSC.Patran 软件进行强度分析计算。图 2 雷达罩及其与机身连接结构有限元模型 下载原图1.4 有限元计
12、算结果雷达罩强度计算分为面板及面板加强区。面板共 6 层, 层号由外向内依次为13 以及 57, 面板加强区共 28 层, 层号由外向内依次为 128。面板、面板加强区和对接型材应力最大的 5 个单元的计算结果分别见表 2表 4, 单元编号分别见图 3图 5。其中, 复材结构输出 1 方向应力 1, 2 方向应力 2, 剪应力 12;板壳元输出单元坐标系下的 x 向正应力 x, y 向正应力 y, 剪应力 xy和综合应力 v。计算的有限元应力云图见图 6。表 2 面板的有限元计算结果 下载原表 表 3 面板加强区的有限元计算结果 下载原表 表 4 对接型材的单元计算结果 下载原表 图 3 雷达
13、罩面板单元编号 下载原图图 4 面板加强区单元编号 下载原图图 5 对接型材的单元编号 下载原图图 6 有限元计算应力 下载原图2 静力试验根据 CCAR-25-R425.305ab、25.307ad13条款要求, 通过对雷达罩及其与机身连接结构进行最严重工况的静力试验, 对设计和计算结果进行验证和对比分析。2.1 试验件及支持试验件包括雷达罩及其与机身连接结构零部件以及机身 12 框22 框间下船体部分 (13 长桁以下的机身结构) 。将雷达罩连接到机身 12 框22 框间下船体上, 再将机身 22 框通过承力钢板与承力墙连接, 同时在机身 12 框下部放置支撑托架。试验件支持示意图见图 7
14、。图 7 试验件支持 下载原图2.2 试验载荷对雷达罩及其与机身连接结构选择最严重工况 (最大 Qy) 进行静力试验验证, 分别进行了 67%极限载荷试验和 100%极限载荷试验。雷达罩试验件形状不规则, 载荷分布复杂, 加载点密集且不对称, 同时分布着拉伸载荷与压缩载荷, 加载精度要求高。为保证试验加载与实际受力的贴合程度和加载精度, 通过试验总体方案设计及加载实施方案优化设计, 将有限元模型给出的 101 个加载点优化合并为 67 个加载点, 其中 61 个拉载点, 6 个压载点。加载点位置见图 8, 三角框标记的为压载点, 部分代表性加载点的极限载荷与载荷法向矢量见表 5。图 8 雷达罩
15、试验加载点位置示意 下载原图表 5 极限载荷与载荷法向矢量 下载原表 2.3 试验情况试验过程中, 为使作用在各加载点的载荷均沿所在表面的法向, 最大限度地贴近雷达罩实际受载情况, 创新性地使用矢量加载技术和软硬结合的加载方式对雷达罩施加拉压载荷, 满足了试验加载精度要求。其中, 拉载通过胶布带-杠杆-作动筒系统进行加载, 共 8 个拉载作动筒;压载通过拉压块-杠杆-作动筒系统进行加载, 共 2 个压载作动筒。施加的载荷值和矢量以及各级杠杆比例通过第一级载荷值和矢量值逐级计算得到, 按照结果进行杠杆、钢索和拉板的设计和组装, 保证使雷达罩上每一级的载荷值和矢量与计算得到的值一致。加载示意图见图
16、 9。图 9 雷达罩试验件加载 下载原图2.4 试验结果某型飞机雷达罩及其与机身连接结构完成了 67%极限载荷试验, 目视检查试验件无残余变形;完成 100%极限载荷试验, 卸载后目视检查试验件未破坏, 也无残余变形。应变片编号示意见图 10。由于数据量较大, 下面选取应力应变较大的几个具有代表性的测量点 100%极限载荷情况进行对比分析, 图 11 为这些测量点的载荷-最大主应变测量曲线。3 试验测量数据处理与计算结果对比由于试验测量结果数据量较大, 根据应变丛在雷达罩内表面分布情况, 仅列出不同曲率处具有代表性的部分应变片测量结果, 将其转化为主应力, 并与有限元分析计算结果进行对比分析,
17、 见表 6。得到的试验加载计算应力见图 12。图 1 0 应变片编号示意 下载原图图 1 1 雷达罩 100%极限载荷下的载荷-最大主应变曲线 下载原图表 6 100%极限载荷试验应变丛的测量结果和计算结果对比 下载原表 图 1 2 试验加载计算应力 下载原图由图 12、图 13 和表 6 可以看出, 载荷-应变曲线线性度很好, 虽然应变丛主应力的测量和计算结果有一定的偏差, 但应力变化趋势与理论计算结果一致。造成计算结果偏差的原因主要为:雷达罩是由玻璃钢面板加纸蜂窝芯干法成型的复合材料构成, 其材料的工艺制造分散性较大, 实际的力学性能参数和有限元计算参数之间也存在一定偏差;雷达罩外形为多曲
18、度形状, 结构表面所受气动载荷分布较为复杂, 静力试验是通过在其外表面上加载的方式来模拟雷达罩所受的气动载荷, 与雷达罩真实的受力尽量接近, 但仍有一定偏差。通过对雷达罩及其与机身连接结构静力试验实测数据与理论计算数据的对比分析可知:雷达罩的应力水平较低, 承载能力较高;试验实测应力结果与理论计算结果有偏差, 但应力分布规律合理, 与理论分析计算结果的趋势基本一致;静力试验结果证明雷达罩及其与机身连接结构能够满足静强度设计要求。4 结语根据某型飞机雷达罩的结构特点及面板、面板加强区的具体铺层设计和承载特点划分单元格、设定了边界条件, 建立了有限元计算模型, 得到了严重工况下雷达罩的应力应变云图
19、。在雷达罩载荷分布复杂、加载点密集且不对称、同时分布着拉伸载荷与压缩载荷、加载精度要求高的前提下, 创新性地使用矢量加载技术和软硬结合的加载方式对雷达罩进行静力试验, 对计算结果进行验证。结果证明, 某型飞机雷达罩的静力试验应力应变数据与有限元计算结果吻合较好, 雷达罩及其与机身连接结构具有承受 100%极限载荷的能力, 满足强度设计要求。参考文献1沙利平.某外贸型飞机雷达罩的设计与分析J.科技传播, 2013 (19) :8687. 2王峰, 丁晓红, 陈建来.ANSYS 参数化有限元技术在板壳结构拓扑优化设计中的应用J.机械设计与制造, 2008 (1) :27 29. 3周春苹, 李兴德
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