輕型飛機翼肋支柱端與端部配件的配合強度實驗*

曹嘉佳，王佳慶

（蘇州工業園區職業技術學院智能制造學院，江蘇蘇州 215123）

0 引言

飛機通常具有良好的機動性能，然而飛機的機動性能越好，機體結構受力就越大，結構及零部件就越易損傷[1]。飛機在飛行過程中，主要是通過飛機翼肋支柱來支撐機翼，當飛機受到強大的氣流阻力時，翼肋支柱可以幫助緩解飛機所承受的張力和氣流壓縮力，同時由于飛行中翼肋支柱承受了多種負載，也會導致機翼變形影響飛行的安全性[2]。因此，分析與掌握飛機支柱設計特性是解決飛行安全的重要任務，翼肋支柱設計的最重要部分是支柱端與端部配件之接的連接配合[3]。國內外對航空大飛機進行了大量研究，主要研究其機翼結構，但是缺少對輕型飛機機翼支柱的研究，尤其是在機翼支柱端與端部配件的配合強度上缺少具體研究，因而存在一定問題[4-5]。本文主要設計了2種不同方式的機翼支柱端連接，實驗a是將鋁質支柱端直接通過點焊固定在鐵板上；實驗b是將支柱一端套上一個鐵袖套，同樣通過點焊的方式固定在鐵板上。理論計算得出合理的焊點數量，通過重力實驗，收集實驗數據并進行對比，且通過理論計算分析對比實驗數據來驗證實驗的準確性與有效性，最終得出實驗a 的設計方案能夠更好承受壓力，有更高的安全性，更加適合用于飛機機翼支柱設計研究。

1 實驗介紹

機翼支柱是飛機結構的重要組成部分，安裝在機翼和機身之間。在飛行中，它支撐機翼抵抗張力，并承受由空氣引起的壓縮力。一般情況下，由于存在氣流產生的強大阻力，機翼支柱可能會發生彈性變形和屈曲，從而導致機翼出現開裂風險[6]。此外，由于較大的剪切力，連接機翼的支柱端部也會失效。因此，這兩個問題都可能增加飛行事故率。為了提高飛機在飛行過程中的安全性，一個好的撐桿設計是非常重要的[7]。本次實驗設計要求所設計的翼肋支柱能承受最小壓縮載荷2.6 kN，并控制飛機支柱的最大撓度小于5 mm。支柱設計的最重要部分是支柱端與端部配件之接的連接配合。本文主要研究2 種不同支柱端的連接設計，如圖1 所示。2 種支柱材料都為鋁質，區別在于實驗a 設計的支柱末端是將鋁質支柱端直接通過點焊固定在鐵板上，而實驗b 設計將支柱末端一端套上一個鐵袖套，同樣通過點焊的方式固定在鐵板上。實驗設備結構如圖2 所示，將設計好的支柱固定在支架兩端，保證支柱一端與水平支架呈30°角，另一端與墻面呈60°角，在水平支架的一端不斷放上砝碼即模仿飛行中不斷增加的負載，直至支柱彎曲脫落。實驗中記錄數據并分析2 種不同支柱設計的承受力和彎曲度。本文選取實驗a的過程數據進行詳細說明。

圖1 支柱連接端設計

圖2 測試設備

2 支撐設計

2.1 支柱邊界條件

如圖2 所示，通過觀察實驗裝置，確定了實驗的邊界條件；同時表明著在支柱的兩端沒有出現平移和旋轉，因此支柱長度計算公示選擇Leff=0.5L[8]。

2.2 確定焊點數量

從鋁的置信區間范圍表1 來看，為了提高飛機飛行的安全性，95%的置信度表明支柱設計成功的概率較高，因此選擇95%進行設計。此外，設計應涵蓋所有的條件，因此load value（1 297.592）將用來執行以下計算操作[9]。為提高支撐能力的安全性，增加一個安全系數增加預期載荷。參考相關結構設計資料，當載荷和應力可以很容易確定時，可以使用安全值1.5。通過以下計算，在30°側，焊接次數f1為4個點；而另一側（60°）點焊數f2使用3個點就足夠。

表1 鋁的置信區間范圍 N

2.3 焊點分布設計

根據經驗三角形是最穩定的結構，所以將板中心對稱的兩排單列應用于30° 支柱一端，焊點分布如圖3 所示，而另一端使用三角形排列的方法，如圖4 所示。此外，考慮到板的承載能力，可能會出現板的剪切破壞問題，為避免這一問題，從壓扁邊緣到第1 個焊接點中心的距離應大于焊接點直徑的2 倍。根據測量，焊點的尺寸接近5 mm，因此距離至少為10 mm。在本設計中，該距離如圖4 所示為10 mm，同時，利用偏心撓度公式可以確定4點分布中心到平板金屬內沿的距離L[10]。

圖3 焊點設計為30°

圖4 焊點設計為60°

偏心撓度公式為：

4點分布中心到平板金屬內沿的距離L為：

2.4 支柱設計合理性驗證

為保證實驗的有效性，通過理論計算來判斷支柱設計的合理性，為實驗奠定基礎。已知實驗要求中支柱的最大撓度vmax=5 mm，通過式（3）推導從而計算出偏心載荷p≈4.608 kN，數據分析得到p＞2.6 kN，比對實驗要求，該設計滿足實驗要求，是合理的[11]。

偏心荷載為：

2.4.1 支撐彎曲理論計算預測

通過理論計算來預測實驗a 設計的支撐彎曲是否能達到實驗要求。有歐拉（Euler）和佩里-羅伯遜（Perry-Robertson）2 種計算屈曲應力的方法[12]。由于要求長細比小于140，與佩里-羅伯遜屈（Perry-Robertson）曲應力計算方法相比，歐拉（Euler）屈曲應力方法嚴重高估了壓縮應力[13]。因此理論上給出的壓縮應力為135.82 MPa。理論上，根據Perry-Robertson 的理論計算方法，實驗a設計的支柱末端是將鋁質支柱端直接通過點焊固定在鐵板上，鋁支柱可以承受8 kN。因此，通過計算，在30°一側的支柱的剪切應力為4kN，在60°一側的支柱的剪切應力為4 kN，大于設計支柱所能承受的力（3.9 kN）。因此，可以認為，在達到設計剪切破壞要求之前，支柱可能會發生屈曲。

長細比計算公式為：

臨界載荷計算公式為：

歐拉（Euler）屈曲應力計算公式為：

佩里-羅伯遜（Perry-Robertson）屈曲應力計算公式為：

理論最大載荷計算公式為：

2.4.2 旋轉剪切破壞檢查

實驗中鋁支柱一端與鋼鐵板之間會產生旋轉剪切力，旋轉剪切破壞情況會影響支柱的承載負荷情況。通過公式（10）可計算出實驗剪切應力為54 MPa，設計值為50 MPa，對比可知實驗剪切應力大于設計值。因此，可以認為實驗中焊接點不會與鋼板分離[14-15]。

3 支柱試驗結果與討論

圖5 所示為實現現場實物支柱和測試設備，在測試過程中，一個人在吊架上連續增加質量（質量分別為6、9、23 kg），另一個人讀取圓規上的撓度并記錄（圓外：1個圓為1 mm；內部：1網格為1 mm）。試驗完成后支架的屈曲情況如圖5所示。圖6為支架焊接點產生屈曲時與鋼襯板分離的情況。

圖5 支柱屈曲情況

圖6 支架焊接點產生屈曲時與鋼襯板分離

3.1 單組支柱試驗結果及誤差討論

表2 所示為施加的力F1和實驗后撓度的實驗記錄。此外，根據圖7 所示，沿支柱的軸向力F3也可以通過公式（13）計算[16]。通過分析實驗結果數據可知，隨著載荷的增加，撓度明顯增大，支柱破壞前最大軸向力達到3 963.2 N，已經達到了壓縮載荷2.6 kN的實驗目標。

表2 實驗結果

圖7 軸向力對比偏轉撓度

由表2 可知，支柱能夠承受最小的目標力2.6 kN，但在達到最大預測值8 kN 之前很早就發生了屈曲和剪切破壞。通過研究知導致桿件失效的主要原因有3個。

第一個原因與錯誤的計算有關。焊接點號2.6 kN×1.5×cos 30°/1297.592×2 ≠4 應等于5.2。因此，焊接點的個數至少為6個，比4個點能夠承受更大的壓縮力。

第二個原因是在操作焊接點位置相對于原設計和焊機的操作誤差。觀察圖6 中已焊接完成的支柱端可明顯看出，由于人為操作誤差，有4 個焊接點過于靠近，但理論上，2個焊接點之間的距離至少應為11 mm。

此外還可以看出，當支柱發生屈曲時，它與鋼板分離。由于沒有焊機操作的經驗，沒有清理板面，導致板面與點焊機焊頭之間存在一定的微小間隙，然后長時間壓焊機，產生大電流，導致了高溫。因此如圖6所示，焊接時在板上產生了孔洞，可能導致板內鋁變形，嚴重降低了板的阻力。

第三個是影響實驗結果的最重要因素，是對邊界條件的錯誤假設。實驗結果如圖5 所示，壓桿屈曲形態為銷-銷邊界條件，而不是圖6所示的固定狀態，導致檢驗計算錯誤。因此，對于銷銷連接的邊界條件，Leff=L（支柱長度）；理論最大荷載[12]為σmax×A支柱≈3.889 kN。因此，本文設計的支柱是成功的，即使是由于缺乏經驗的人工操作造成的誤差也可使實驗結果達到理論載荷值。

3.2 支柱試驗結果比較

圖8所示為多組實驗a下支柱的不同軸向力。由圖可知，幾乎所有組的設計都達到了最小目標（2.6 kN），但均不滿足理論值（8 kN），支柱能承受的最大荷載為5.691 8 kN。圖9 所示為實驗b 設計方案的實驗結果。由圖可知，全部組屈曲前的力都達到了最小載荷要求，但也沒有達到最終的理論計算要求（9.625 kN）。在圖9中收集的所有數據中，支柱能夠承受的最大荷載為8.358 kN。實驗a 將鋁質支柱端直接通過點焊固定在鐵板上，相比實驗b 設計是將支柱一端套上一個鐵袖套，同樣通過點焊的方式固定在鐵板上；鐵材料似乎能承受更大的載荷量。然而實驗b 數據中，大部分支柱在約5 705 kN 處失效，這接近于實驗a中5 691 kN；并且，兩側帶鐵套的支柱制造比純鋁支柱更加復雜、耗時，將鋁質支柱端直接通過點焊固定在鐵板上比鐵套便宜、質量輕[17]。因此，實驗a 的飛機翼肋支柱端與端部配件的配合強度更穩定，更加適合輕型機翼支柱的設計。

圖8 沿支柱的軸向力（實驗a）

圖9 沿支柱的軸向力（實驗b）

4 結束語

通過數據分析和誤差分析，建議飛機翼肋支柱研究采用將鋁質支柱端直接通過點焊固定在鐵板上的設計。實驗前期通過正確的計算得到了焊接設計所需的6 點，實驗中采用了4 個焊點的設計，然而考慮財務和制造成本問題，若較少焊接點可以達到目標，降低制造成本，同時降低操作過程的復雜性。因此，后期改進的支柱焊接設計將使用5 點。另外，需要注意的是，焊鉗的壓緊時機對每個焊點應施加多大的力起著關鍵作用。因此，應加快壓緊動作，避免因電流過大而導致材料過度熔化。本文實驗結果可為后期進一步機翼支柱研究提供參考。