基于光学的金属/复材混合结构热变形试验研究

邓文亮，王彬文，吴敬涛，成竹

（中国飞机强度研究所，西安 710065）

引言

为了提升民机型号竞争性和运输市场占有率，国内外民用飞机制造商针对降低飞机结构重量、提升结构使用效率和延长飞机服役寿命等方面一直开展着相关研究。复合材料凭借优异比强度、比刚度的力学性能[1]大量应用于民用飞机结构中，新一代大型民用飞机波音787和空客A350则最具有代表性，其复合材料用量分别占机体结构重量的50 %和52 %[2]，从而使得B787、A350等先进民机机体结构寿命大大延长，甚至达到90 000飞行小时以上[3]，远高于国内支线客机ARJ21-700飞机和MA700飞机及干线客机C919飞机。可以说复合材料在民机结构中大量应用是争夺国际民机市场占有率的关键因素之一，已成为衡量新一代民机先进性与经济性的重要标志。然而由于复合材料和金属两者之间的热膨胀系数存在巨大差异，金属热膨胀系数是复合材料结构的10～20倍。在飞机运营环境中温差条件下，环境温度的突然变化或者循环变化等情况下，金属与复合材料混合结构必然产生显著的热应力，也称之为热应力[4]，这种热应力随之结构尺寸长度而增长，有时甚至可能达到结构力学载荷应力的40 %左右，忽略热应力必将导致飞机在运营过程中存在极大的安全隐患，当热应力增加到一定载荷值后，混合结构壁板会产生很大的横向和纵向变形，使得混合结构发生鼓包或翘曲，这种现象称为热屈曲。一方面，结构热屈曲变化常常具有突发性，严重时则会加剧破坏结构稳定性；另一方面在温度环境下，金属与复合材料本身的力学性能与热物性具有明显的非线性，变得十分复杂，增加了结构热屈曲演变行为规律的复杂性。同时结构热屈曲将减弱飞机结构的载荷承受能力，甚至严重威胁飞行器的结构完整性与安全性，因此复合材料与金属混合结构设计的关键问题之一是热应力问题，亟需采用有效的技术手段开展热环境下飞行器壁板结构热变形性能测试研究。

Gossard等人[5]采用Rayleigh-Ritz方法在冯卡门大变形方程的基础上计算了结构热屈曲变形规律，但是温度差异引起材料塑性变形及非线性并未研究；Tauchert[6]和Huang[7]采用Reissner-Mindlin平板理论方法探究了结构均匀热分布载荷下不同铺设角复材层合板的热屈曲演变行为；Sun和Hsu[8]基于Kirchhoff 理论研究了多种温度条件下复材层合板的横向变形与热屈曲变化规律特性。Whitney和Ashton[9]基于能量方程和利兹法分析了不同铺设角复合材料板的临界热屈曲温度；Chen等人[10]利用位移平衡方程和迦辽金法面向固支和简支两种约束条件下的复材层合板，分析了复材层合板的热屈曲变化关键参数；Meyers和Hyer[11]利用利兹法计算分析了对称铺设角复材层合板的临界热屈曲值和后屈曲演变规律；Abramovich[12]基于一阶变形理论分析了不同边界约束条件下两种正交铺层复合材料结构的热屈曲变化行为。目前采用试验方法研究飞行器壁板结构热屈曲行为的工作很少，Jin等[13,14]在数字图像相关基础技术上围绕150 ℃下热环境分别研究了钛合金和复合材料板热屈曲行为规律。袁武等[15]采用DIC图像相关技术围绕800 ℃环境温度研究了点阵金属夹层板的热屈曲演变规律。

本文从试验测试开展研究混合结构热屈曲行为，针对混合结构从常温（20 ～ -55）℃的热屈曲行为，采用非接触式光学测试技术获取整个温度历程的热屈曲变形参数，并通过数据分析了混合结构临界热变形，揭示了飞机温度包线下混合结构壁板的热屈曲变形规律。

1 试验对象与试验过程

1.1 试验测试区域

本文测试对象为飞机金属/复材混合结构局部壁板区域，测量区域如图1所示，在试验测试区域选取了若干重点关注的变形特征点，在试验过程需要持续关注其变形过程。在被测区域共选取7个点（A、B、C、D、E、F、G）进行变形曲线观测。测试特征点分布如图2所示。

图1 测试区域

图2 测试特征点分布图

1.2 试验测试过程

为了获取结构在低温-55 ℃情况的热变形及屈曲行为规律，提出了非接触式三维变形测量方法应用于低温情况下飞机结构三维形变测量。该测量的基本原理是基于摄像测量和数字图像相关技术，测量系统主要由硬件设备和后处理软件组成。由于测试是在低温、大视场环境下进行，对试验设备性能、试验过程的图像采集和数据后处理等都有一定的挑战。因此，试验前针对该特殊测量场景制定详细的试验方案，包括试验方案制定、试验前多轮调试及正式试验时跟踪测量。

试验总体分为降温、浸泡、回温三个阶段。分别对试验过程中降/回温各个节点进行了测量，具体的测量节点如下：低温试验：21 ℃、10 ℃、0 ℃、-5 ℃、-10 ℃、-15 ℃、-20 ℃、-25 ℃、-30 ℃、-35 ℃、-40 ℃、-45 ℃、-50 ℃、-55 ℃、回温-50 ℃、回温-45 ℃、回温-40 ℃、回温-30 ℃、回温-20 ℃、回温-10 ℃、回温0 ℃、回温10 ℃、回温21 ℃。

2 实验结果与数据

根据试验过程，获取了混合结构壁板不同温度点下X方向、Y方向及Z方向的变形结果，其中Z方向为结构离面位移。各个温度节点对应的变形场云图见图3（从左至右依次为X方向变形场，Y方向变形场，Z方向变形场，纵坐标单位mm），特征点处的变形-温度曲线见图4。根据试验数据分析可知，最大长壁板结构X方向、Y方向的变形相对较小，均不超过2 mm，特征B点处离面位移（Z方向）最大，达到了4 mm；因此混合结构壁板变形应关注离面位移历程的变化，离面位移变化是结构屈曲失稳的表现，当温度逐渐回至常温21 ℃时，结构的变形也随之恢复，说明壁板结构在降温过程中虽然产生屈曲失稳现象，但是结构仍可恢复至正常状态，并未产生后屈曲现象；从图5中分析可知，结构特征B点变形的变化斜率在-15 ℃之后发生了巨大的变化，并且结构离面位移变化基本呈现线性关系。

图4 不同温度点下结构特征点变形曲线

图5 不同温度点下结构最大变形特征点降温-变形曲线

3 总结

本文从试验测试开展研究混合结构热屈曲行为，针对混合结构从常温（20 ～ -55）℃的热屈曲行为，采用非接触式光学测试技术获取整个温度历程的热屈曲变形参数，揭示了飞机温度包线下混合结构壁板的热屈曲变形规律：根据试验数据分析可知，长壁板结构X方向、Y方向的变形相对较小，均不超过2 mm，Z方向离面位移则达到4 mm；离面位移变化是结构屈曲失稳的表现，壁板结构在降温过程中虽然产生屈曲失稳现象，但是结构仍可恢复至正常状态，并未产生后屈曲现象。