張蕓倩，段世慧，張國凡，聶小華

(中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，陜西 西安 710065)

1 引 言

機(jī)翼作為飛機(jī)最重要的承載部件之一，其強(qiáng)度直接關(guān)系著飛機(jī)的飛行質(zhì)量與安全性能。隨著復(fù)合材料等新技術(shù)在通用航空和民用飛機(jī)等領(lǐng)域內(nèi)的迅速發(fā)展，為了提高結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，降低結(jié)構(gòu)質(zhì)量，復(fù)合材料在航空結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用急劇擴(kuò)大，尤其是在某些小型通用航空器上，復(fù)合材料用量可達(dá)結(jié)構(gòu)整體質(zhì)量的75%[1]。飛機(jī)制造也跨越了基于復(fù)合材料機(jī)體結(jié)構(gòu)的制造技術(shù)，是航空制造技術(shù)發(fā)展的又一個(gè)里程碑。先進(jìn)復(fù)合材料的使用水平已成為現(xiàn)代飛機(jī)生產(chǎn)先進(jìn)性的一項(xiàng)重要標(biāo)志。

飛機(jī)機(jī)翼強(qiáng)度驗(yàn)證技術(shù)研究，對(duì)于發(fā)現(xiàn)機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的薄弱環(huán)節(jié)、指導(dǎo)結(jié)構(gòu)改型和發(fā)展均具有重要的現(xiàn)實(shí)意義[2]。飛機(jī)結(jié)構(gòu)的研制及改進(jìn)，均須經(jīng)過試驗(yàn)驗(yàn)證，以確保結(jié)構(gòu)強(qiáng)度滿足設(shè)計(jì)需求，檢驗(yàn)設(shè)計(jì)分析模型的正確性，并為后續(xù)開展模型修正提供參考依據(jù)。

21世紀(jì)初，高空長航時(shí)飛機(jī)得到了世界各國的普遍重視。由于環(huán)境、用途等要求，該類飛機(jī)通常采用大展弦比的機(jī)翼布局形式，這種形式的突出優(yōu)點(diǎn)就是誘導(dǎo)阻力小和升力線斜率高，有利于省油和提高航程，但其同時(shí)導(dǎo)致飛行過程中機(jī)翼變形幅度大。在強(qiáng)度試驗(yàn)中，采用隨動(dòng)加載技術(shù)可大幅提升大變形條件下機(jī)翼法向載荷加載的準(zhǔn)確性。然而，傳統(tǒng)的試驗(yàn)主要對(duì)飛機(jī)進(jìn)行真實(shí)物理加載，導(dǎo)致出現(xiàn)試驗(yàn)周期長、成本高、難度大等問題。

針對(duì)上述問題，為適應(yīng)現(xiàn)代飛機(jī)高可靠度、短研發(fā)周期的發(fā)展需求，近年來，飛機(jī)設(shè)計(jì)逐漸由以物理樣機(jī)為核心的設(shè)計(jì)向以數(shù)字化為核心的設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)變[3]。在飛機(jī)數(shù)字化設(shè)計(jì)過程中，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度虛擬試驗(yàn)是設(shè)計(jì)研制過程中的重要環(huán)節(jié)，其改變了傳統(tǒng)的試驗(yàn)?zāi)Ｊ?，即從傳統(tǒng)的物理驗(yàn)證模式轉(zhuǎn)向虛實(shí)結(jié)合、反饋迭代的模式，其目的是通過構(gòu)建虛擬加載方式代替真實(shí)結(jié)構(gòu)物理試驗(yàn)，既能減少型號(hào)驗(yàn)證試驗(yàn)的工作量，又能很好地評(píng)估結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度及性能，實(shí)現(xiàn)快速驗(yàn)證分析飛機(jī)設(shè)計(jì)流程中隱含的風(fēng)險(xiǎn)，從而能夠降低研發(fā)風(fēng)險(xiǎn)，縮短研制周期，降低試驗(yàn)成本。

本文針對(duì)飛機(jī)機(jī)翼靜強(qiáng)度試驗(yàn)，分別從復(fù)合材料機(jī)翼、機(jī)翼隨動(dòng)加載技術(shù)和結(jié)構(gòu)虛擬試驗(yàn)三個(gè)角度，闡述了國內(nèi)外在復(fù)合材料、靜強(qiáng)度試驗(yàn)及加載系統(tǒng)、虛擬試驗(yàn)等方面開展的主要研究工作，總結(jié)了機(jī)翼承載能力在飛機(jī)研制中的重要意義，并對(duì)我國飛機(jī)機(jī)翼強(qiáng)度驗(yàn)證能力的發(fā)展提出幾點(diǎn)展望。

2 復(fù)合材料機(jī)翼靜力試驗(yàn)

2.1 復(fù)合材料機(jī)翼

目前，隨著復(fù)合材料技術(shù)的不斷成熟，以波音787、空客A380和空客A350等為代表的新型民機(jī)在機(jī)體結(jié)構(gòu)上大量使用了先進(jìn)的輕質(zhì)材料和復(fù)合材料，在保證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的同時(shí)，顯著減輕了客機(jī)整體結(jié)構(gòu)重量。自1970年以來，各類典型的大型民機(jī)復(fù)合材料使用占比情況對(duì)比如圖1[4]所示。

圖1 大型民用飛機(jī)復(fù)合材料的使用情況對(duì)比

機(jī)翼是民用飛機(jī)的重要結(jié)構(gòu)，其通過產(chǎn)生升力平衡飛機(jī)自重，實(shí)現(xiàn)在空中長航時(shí)飛行，同時(shí)具有穩(wěn)定和控制飛行姿態(tài)的功能。因此，在機(jī)翼結(jié)構(gòu)中應(yīng)用復(fù)合材料，對(duì)于提升民用飛機(jī)安全性與飛行質(zhì)量尤為關(guān)鍵。

近年來，國內(nèi)外針對(duì)復(fù)合材料機(jī)翼開展了大量的研究工作。在國外，HARRIS等[5]對(duì)大型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)和制造技術(shù)水平進(jìn)行了評(píng)估，評(píng)估的重點(diǎn)是復(fù)合材料在大型商用運(yùn)輸機(jī)、通用航空飛機(jī)、旋翼機(jī)、軍用飛機(jī)和無人運(yùn)載火箭上的應(yīng)用以及材料和工藝方法的突破、下一代設(shè)計(jì)工具和無損檢測方法。PANTELAKIS[6]等研究了復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)中粘接技術(shù)的發(fā)展和應(yīng)用，介紹了一種用于實(shí)現(xiàn)粘接的復(fù)合材料連接型材的數(shù)值設(shè)計(jì)方法，表明環(huán)境老化和粘接表面的粘接前污染可能會(huì)使粘接界面的斷裂嚴(yán)重惡化。KUMARI[7]對(duì)機(jī)翼碳纖維復(fù)合材料丁字接頭進(jìn)行了數(shù)值研究，在研究中專門開發(fā)了復(fù)合材料厚板殼體有限元，將其用于復(fù)合材料丁字接頭的有限元分析，確定強(qiáng)度并研究了丁字接頭的性能。Simpson[8]開發(fā)了一種單件共固化復(fù)合材料機(jī)翼，并研究了一種制造單件共固化機(jī)翼的方法。

針對(duì)復(fù)合材料機(jī)翼，國內(nèi)學(xué)術(shù)界也開展了大量的研究工作。張馳等[9]對(duì)兩種機(jī)翼剖面構(gòu)型的機(jī)翼應(yīng)力分布分別進(jìn)行了計(jì)算，在三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)條件下提供了一個(gè)符合強(qiáng)度要求且結(jié)構(gòu)效率較高的全復(fù)合材料輕型機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案。鄭曉玲[4]對(duì)波音787和空客A350復(fù)合材料機(jī)翼的制造工藝進(jìn)行了對(duì)比分析，發(fā)現(xiàn)自動(dòng)化鋪層和成型技術(shù)是影響復(fù)合材料機(jī)翼制造質(zhì)量的重要因素。針對(duì)復(fù)合材料大展弦比機(jī)翼結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性問題，夏盛來等[10]在考慮幾何非線性的前提下對(duì)大展弦比機(jī)翼的屈曲和后屈曲進(jìn)行了有限元分析，得出了結(jié)構(gòu)中的失穩(wěn)路徑。劉峰等[11]對(duì)某型無人機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼大梁進(jìn)行了強(qiáng)度設(shè)計(jì)與優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)了對(duì)機(jī)翼梁的分段鋪層設(shè)計(jì)優(yōu)化和結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性校核。

2.2 機(jī)翼結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)

機(jī)翼靜強(qiáng)度試驗(yàn)在飛機(jī)研制流程中扮演著不可或缺的角色，用于檢驗(yàn)不同試驗(yàn)工況載荷下飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度是否滿足設(shè)計(jì)要求。

國內(nèi)針對(duì)機(jī)翼靜力試驗(yàn)，同樣開展了一定的研究工作。毛一青等[14]進(jìn)行了M2“風(fēng)翎號(hào)”輕型水陸兩棲飛機(jī)機(jī)翼各項(xiàng)載荷工況靜力試驗(yàn)的驗(yàn)證，結(jié)果表明，該飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)符合設(shè)計(jì)要求。劉嘉等[1]通過商用軟件，構(gòu)建了某通用飛機(jī)全復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的有限元?dú)んw模型，并對(duì)該機(jī)翼進(jìn)行了極限載荷作用下有限元模擬，評(píng)估其靜強(qiáng)度，設(shè)計(jì)生產(chǎn)了機(jī)翼的測試部件和試驗(yàn)裝置，并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。試驗(yàn)結(jié)果與理論計(jì)算值基本吻合，證明了機(jī)翼有限元建模和分析方法是合理有效的，為結(jié)構(gòu)的進(jìn)一步優(yōu)化與改進(jìn)提供了依據(jù)。

3 大展弦比機(jī)翼的試驗(yàn)加載技術(shù)

3.1 機(jī)翼隨動(dòng)加載技術(shù)

近年來，高空長航時(shí)飛行器在長時(shí)間偵察監(jiān)控、通信中繼等軍民用方面都有著廣闊的發(fā)展前景[15]，這類飛機(jī)機(jī)翼通常采用大展弦比布局形式。試驗(yàn)中，加載方向會(huì)隨著機(jī)翼的變形而發(fā)生變化，造成試驗(yàn)加載方向的偏差[16]，導(dǎo)致試驗(yàn)結(jié)果不準(zhǔn)確。因此，加載系統(tǒng)設(shè)計(jì)的科學(xué)性及合理性決定了大展弦比機(jī)翼試驗(yàn)的成敗。

近幾年，國外對(duì)飛機(jī)機(jī)翼試驗(yàn)的加載方式開展了初步的研究，但公開研究資料很少。國內(nèi)也開展了相關(guān)的綜合研究。覃湘桂等[17]從大變形機(jī)翼受力的實(shí)際情況考慮，設(shè)計(jì)了一種新型的試驗(yàn)加載方式，即隨動(dòng)加載系統(tǒng)(如圖2所示[17])。機(jī)翼負(fù)載變形后，通過調(diào)整作動(dòng)筒位置控制加載方向，提高了對(duì)機(jī)翼在大變形情況下法向載荷施加的準(zhǔn)確度。通過試驗(yàn)，驗(yàn)證了隨動(dòng)加載系統(tǒng)的效能。陳建國[18]對(duì)飛機(jī)襟縫翼隨動(dòng)加載關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了研究攻關(guān)，設(shè)計(jì)了一個(gè)高位擺梁隨動(dòng)加載機(jī)構(gòu)(如圖3所示[18])。該機(jī)構(gòu)利用位移式作動(dòng)筒推動(dòng)擺梁擺動(dòng)，實(shí)現(xiàn)隨動(dòng)跟蹤及載荷動(dòng)態(tài)加載，保障飛機(jī)襟縫翼收放功能，試驗(yàn)成功進(jìn)行且結(jié)果真實(shí)可靠，表明該機(jī)構(gòu)可推廣于其他活動(dòng)翼面試驗(yàn)中的隨動(dòng)加載控制系統(tǒng)研究。

圖2 隨動(dòng)加載系統(tǒng)

圖3 高位擺梁隨動(dòng)加載系統(tǒng)

針對(duì)大展弦比機(jī)翼試驗(yàn)任務(wù)，李小歡等[19]開發(fā)了一套雙作動(dòng)筒隨動(dòng)加載控制系統(tǒng)，如圖4所示[19]。該系統(tǒng)將機(jī)翼變形分割為N個(gè)特征飛行點(diǎn)來確定各加載點(diǎn)與翼面的垂直度，實(shí)現(xiàn)垂直跟隨加載。試驗(yàn)結(jié)果表明，使用該加載系統(tǒng)可以順利完成大展弦比無人機(jī)機(jī)翼的試驗(yàn)工作。劉冰等[20]針對(duì)大展弦比機(jī)翼試驗(yàn)載荷的處理技術(shù)，提供了一套全新的試驗(yàn)載荷處理方法流程。以某大型客機(jī)大展弦比機(jī)翼為研究對(duì)象，對(duì)其負(fù)荷進(jìn)行分區(qū)及調(diào)整，該技術(shù)能夠有效準(zhǔn)確地進(jìn)行試驗(yàn)加載。龐寶才等[21]為保證試驗(yàn)滿足可動(dòng)翼面真實(shí)受載情況，提出了一種單點(diǎn)雙作動(dòng)筒隨動(dòng)加載方法(如圖5所示[21])，從兩個(gè)方向?qū)攣韺?shí)現(xiàn)運(yùn)動(dòng)舵面載荷的動(dòng)態(tài)變化，保證其合力方向始終垂直于舵面，能夠有效實(shí)現(xiàn)可動(dòng)翼面加載。

圖4 飛行點(diǎn)隨動(dòng)加載系統(tǒng)

圖5 對(duì)頂?shù)刃щS動(dòng)加載機(jī)構(gòu)

3.2 試驗(yàn)實(shí)時(shí)監(jiān)測系統(tǒng)

除設(shè)計(jì)合理的機(jī)翼加載系統(tǒng)外，需同時(shí)配備試驗(yàn)監(jiān)測系統(tǒng)，從而實(shí)時(shí)獲取加載情況以及機(jī)翼變形情況。韓濤等[22]通過研究某翼型結(jié)構(gòu)隨動(dòng)加載技術(shù)的運(yùn)動(dòng)及邊界保護(hù)機(jī)制，實(shí)現(xiàn)在試驗(yàn)過程中對(duì)隨動(dòng)加載設(shè)備工作狀態(tài)的實(shí)時(shí)監(jiān)測。該系統(tǒng)可實(shí)時(shí)監(jiān)測加載裝置的工作狀態(tài)，其具體功能如圖6所示[22]。設(shè)備數(shù)據(jù)終端利用上位機(jī)實(shí)現(xiàn)人機(jī)交互，便于試驗(yàn)人員對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)測。通過機(jī)械保護(hù)、紅外保護(hù)兩種監(jiān)測手段結(jié)合，大幅度提高該試驗(yàn)的操作安全性和試驗(yàn)可靠性。范海濤等[23]對(duì)國產(chǎn)新型支線客機(jī)ARJ21-700全機(jī)靜力試驗(yàn)數(shù)字采集實(shí)時(shí)監(jiān)測系統(tǒng)進(jìn)行了研究。該系統(tǒng)以應(yīng)力、應(yīng)變、位移等特征為監(jiān)控對(duì)象，通過數(shù)據(jù)庫存儲(chǔ)有限元及試驗(yàn)測量數(shù)據(jù)，將兩者互為參照，完成了對(duì)ARJ21-700型飛機(jī)全機(jī)靜力試驗(yàn)的高效實(shí)時(shí)監(jiān)測。

圖6 監(jiān)測系統(tǒng)功能示意圖

4 機(jī)翼強(qiáng)度驗(yàn)證的虛擬試驗(yàn)技術(shù)

大型飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)通常具有巨大的設(shè)計(jì)參數(shù)組合，因此物理試驗(yàn)通常僅能通過對(duì)極其局限的典型設(shè)計(jì)參數(shù)開展研究以驗(yàn)證飛行載荷的安全性，試驗(yàn)成本高昂，且通常并不做到最終破壞。然而在進(jìn)行虛擬試驗(yàn)的過程中，只需一個(gè)分析模型就可以進(jìn)行多個(gè)試驗(yàn)任務(wù)。以全尺寸飛機(jī)靜強(qiáng)度試驗(yàn)為例，建立一個(gè)全機(jī)有限元模型，給定相應(yīng)的載荷及約束條件即可完成各種載荷工況下的靜力試驗(yàn)，試驗(yàn)不受場地、時(shí)間和次數(shù)的限制，設(shè)計(jì)者可盡早發(fā)現(xiàn)并解決試驗(yàn)過程中存在的潛在問題。虛擬試驗(yàn)要求能夠準(zhǔn)確模擬試驗(yàn)對(duì)象的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和變形，精確判斷結(jié)構(gòu)真實(shí)的失效模式，鎖定結(jié)構(gòu)中最薄弱的部位，并且虛擬仿真結(jié)果具備工程上可以接受的精度[24]。實(shí)時(shí)、精確、快速地收集并分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對(duì)于試驗(yàn)結(jié)果具有重要的意義。

在當(dāng)今國際航空領(lǐng)域，結(jié)構(gòu)虛擬試驗(yàn)因其在降低設(shè)計(jì)成本、縮短設(shè)計(jì)周期方面的巨大優(yōu)勢而受到了廣泛的關(guān)注。近年來，在歐美一些發(fā)達(dá)國家，無論是軍方還是各航空公司，都投入了大量的人力和經(jīng)費(fèi)進(jìn)行虛擬試驗(yàn)技術(shù)的研究，并取得了豐富的研究成果。美國波音公司建立了多層次、多尺度虛擬試驗(yàn)分析驗(yàn)證平臺(tái)GENOA[25]。該軟件將微觀力學(xué)和整體分析相結(jié)合，基于漸進(jìn)失效分析方法，對(duì)微型空間飛機(jī)X-37的性能及設(shè)計(jì)壽命進(jìn)行了評(píng)估[26]。美國Collier公司和波音公司、NASA蘭利研發(fā)中心開發(fā)了一個(gè)基于高保真破壞分析方法的軟件HyperSizer[27]。該軟件將局部損傷分析與全尺寸有限元結(jié)構(gòu)分析相結(jié)合，從而確定結(jié)構(gòu)可能出現(xiàn)的破壞模式。歐洲空客公司根據(jù)前期試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)，對(duì)A340、A380、A300等機(jī)體部件作了相應(yīng)的分析驗(yàn)證，并提出了虛擬試驗(yàn)的目標(biāo)及未來發(fā)展路線。OSTERGAARD等[28]研究了空客飛機(jī)結(jié)構(gòu)在靜載荷條件下的虛擬試驗(yàn)技術(shù)，采用多尺度分析描述了在不同尺度和保真度水平下順序耦合不同分析模型的過程，特別關(guān)注材料和緊固件的詳細(xì)失效預(yù)測方法。

國內(nèi)研究起步較晚，但目前在航空領(lǐng)域，虛擬試驗(yàn)技術(shù)在多個(gè)科研項(xiàng)目中得到積極嘗試，并取得了一定成果。孫俠生等[29]綜述了國外在該領(lǐng)域進(jìn)行的科學(xué)研究工作，并提出了積木式的試驗(yàn)與分析相結(jié)合的認(rèn)證策略(如圖7所示[29])，即以大量結(jié)構(gòu)與材料試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析為基礎(chǔ)，通過多層次建模方法，進(jìn)行精確的漸進(jìn)式破壞模擬。但因?yàn)槟壳胺治瞿Ｐ筒⒉荒艹浞帜M構(gòu)件細(xì)節(jié)的不確定影響，且部分構(gòu)件損傷機(jī)制還未進(jìn)行完全證實(shí)，因此，虛擬試驗(yàn)無法徹底擺脫常規(guī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)。趙謀周等[30]以大型飛機(jī)物理試驗(yàn)為基礎(chǔ)，開發(fā)了以機(jī)翼壁板和翼梁為基礎(chǔ)的虛擬結(jié)構(gòu)強(qiáng)度技術(shù)。該技術(shù)通過建立層次化應(yīng)力分析模型系統(tǒng)，考慮翼梁彎曲失穩(wěn)的影響及翼肋剛度，為機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析及優(yōu)化提供了參考。楊全等[31]采用漸進(jìn)式分析策略，首先判斷整體結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布及變形，篩選出危險(xiǎn)部位，建立局部細(xì)化子模型，獲取總體分析邊界條件，形成子模型的連續(xù)約束。該子模型可對(duì)破壞形態(tài)及損傷演化進(jìn)行模擬，該策略合理、有效且可將結(jié)構(gòu)失效模式可視化。

圖7 “積木塊”結(jié)構(gòu)認(rèn)證過程

從現(xiàn)實(shí)意義上講，虛擬試驗(yàn)與物理試驗(yàn)可進(jìn)行相互印證，在虛擬試驗(yàn)技術(shù)逐步完善成熟的前提下，完全可以由其取代組件部件一級(jí)的部分物理試驗(yàn)，在降低試驗(yàn)成本、縮短試驗(yàn)周期方面具有重要意義。虛擬試驗(yàn)主要是建立準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型，結(jié)構(gòu)化管理試驗(yàn)過程中的仿真數(shù)據(jù)和物理數(shù)據(jù)。金士兵等[32]根據(jù)虛擬試驗(yàn)的特點(diǎn)，依據(jù)飛行器試驗(yàn)技術(shù)研究的發(fā)展要求，通過虛擬仿真、虛實(shí)對(duì)比等手段，進(jìn)行試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷尿?yàn)證和校核，最終得到一個(gè)型號(hào)可信的虛擬樣機(jī)，為后續(xù)的研發(fā)與試驗(yàn)提供依據(jù)。其原理圖如圖8所示[32]。

圖8 虛擬試驗(yàn)原理圖

在結(jié)構(gòu)分析與數(shù)據(jù)庫方面，有較好的基礎(chǔ)和條件，國內(nèi)研發(fā)了若干大型結(jié)構(gòu)分析軟件。中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所具備10年以上的虛擬試驗(yàn)技術(shù)經(jīng)驗(yàn)，建立了積木式靜力虛擬試驗(yàn)流程，打通了數(shù)據(jù)傳遞的瓶頸，實(shí)現(xiàn)了以數(shù)據(jù)庫支持的積木式虛擬試驗(yàn)技術(shù)，成功完成了對(duì)ARJ21-700、AG600、C919等國產(chǎn)飛機(jī)的全機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度虛擬試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)虛擬測試與物理試驗(yàn)并行開展，如圖9所示[33]。王海燕等[33]結(jié)合國內(nèi)開展的靜強(qiáng)度虛擬試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)，對(duì)虛擬試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜆?gòu)建、虛擬裝配、模型評(píng)估及修正等關(guān)鍵技術(shù)開展了深入研究，形成了一套航空結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度虛擬試驗(yàn)通用要求，顯著提升了飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

圖9 與物理試驗(yàn)并行的靜強(qiáng)度虛擬試驗(yàn)

5 總結(jié)與展望

從目前飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)技術(shù)的研究現(xiàn)狀來看，其未來發(fā)展的趨勢主要包括以下幾部分內(nèi)容：

(1)復(fù)合材料技術(shù)。在材料科學(xué)領(lǐng)域，可能會(huì)出現(xiàn)由發(fā)展金屬材料、高分子聚合物、陶瓷和復(fù)合材料的傳統(tǒng)單一角色轉(zhuǎn)變?yōu)榘l(fā)展納米結(jié)構(gòu)、功能化、自組裝和自修復(fù)材料的革命性轉(zhuǎn)變，因此未來民機(jī)結(jié)構(gòu)中復(fù)合材料的應(yīng)用將進(jìn)一步深入。然而，在將復(fù)合材料大規(guī)模應(yīng)用于新型民機(jī)研制之前，應(yīng)對(duì)復(fù)合材料關(guān)鍵特性進(jìn)行全面深入的前期調(diào)研與論證。對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的應(yīng)用必須以積木式驗(yàn)證試驗(yàn)為框架，由材料組分級(jí)的集成復(fù)合材料分析方法確定復(fù)合材料結(jié)構(gòu)纖維和基體的力學(xué)性能，最終，將材料組分性能拓寬至復(fù)合材料元件、結(jié)構(gòu)件及全尺寸結(jié)構(gòu)的破壞分析，為復(fù)合材料全尺寸結(jié)構(gòu)的驗(yàn)證試驗(yàn)提供思路。

(2)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)。結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)是保證民機(jī)強(qiáng)度、降低結(jié)構(gòu)重量的關(guān)鍵途徑。隨著機(jī)器學(xué)習(xí)、有限元分析等先進(jìn)理論體系的逐步完善，傳統(tǒng)的經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)方法將被可靠、先進(jìn)的數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)分析方法替代。利用高精度有限元模型與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)深度融合，從而為高效精確預(yù)測損傷起始和增長、結(jié)構(gòu)失效模式和損傷結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度提供技術(shù)支撐。

(3)結(jié)構(gòu)虛擬試驗(yàn)技術(shù)。在虛擬試驗(yàn)建模中，一些難以確定的參數(shù)可通過物理試驗(yàn)確定，并將這些試驗(yàn)測量數(shù)據(jù)作為虛擬試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷妮斎霔l件，提升虛擬試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目尚哦?。同時(shí)，在已有型號(hào)研制中積累的大量結(jié)構(gòu)試驗(yàn)數(shù)據(jù)能夠通過知識(shí)遷移等方式應(yīng)用于新型民機(jī)虛擬試驗(yàn)中，從而形成一種新型飛機(jī)設(shè)計(jì)高效的驗(yàn)證范式。