典型復合材料襟翼結構強度設計

萬建平，李朝光，杜 龍

(1.海裝武漢地區(qū)軍代局， 湖北 武漢 430011；2.中航工業(yè)洪都， 江西 南昌330024)

現(xiàn)代飛機為了增加升力， 提高機動性， 減小大迎角下失速速度， 改善起飛和著陸性能， 在機翼前、 后緣除布置橫向操縱用的副翼和擾流片外， 還布置了大量的增升裝置， 其形式很多， 包括各類襟翼和縫翼[1]。

飛機的性能與飛機結構的重量密切相關， 減輕結構重量是飛機研制工作中的主要目標之一。 復合材料具有比剛度和比強度高、 抗疲勞和抗腐蝕性能好等優(yōu)點，在航空、航天結構中得到了廣泛的應用，其應用范圍已由最初的次承力結構擴展到主承力結構。 目前，在新研飛機的翼面結構中大量采用復合材料，有些翼面結構甚至采用全復合材料設計[2]。

以往飛機襟翼多采用全金屬結構，重量大，且裝配變形較難控制，表面質量不高。 本文采用等剛度設計原則， 提出了一種典型復合材料襟翼結構設計方案，并進行了強度分析。

1 復合材料襟翼結構設計

1.1 結構形式

在確定復合材料襟翼的結構形式時， 對兩種方案進行了詳細的對比分析：一種采用梁式結構，另一種為全高度蜂窩夾層結構。 梁式結構主要由上下蒙皮、金屬梁、長桁和若干翼肋組成：蒙皮只承受剪應力；金屬梁緣條承受絕大部分彎矩引起的正應力，剪力由梁腹板傳遞； 扭矩由蒙皮和金屬梁組成的閉室來傳遞；翼肋支持蒙皮和梁腹板并傳遞集中載荷。

全高度蜂窩夾層結構主要由上下蒙皮、 金屬梁和少量翼肋組成： 彎曲載荷由金屬梁緣條和被蜂窩芯材密集支撐的蒙皮共同傳遞； 剪力由梁腹板和蜂窩芯傳遞；扭矩由蒙皮和梁組成的閉室來傳遞。 由于有蜂窩芯對蒙皮的密集支持， 因此除端部接頭處安排翼肋外，可以取消其它普通肋。

對比兩種結構形式， 梁式結構的抗彎材料都集中在翼梁緣條上，結構形式和裝配工藝簡單；全高度蜂窩夾層結構具有比強度高、 成本低、 工藝方法成熟、零件數(shù)量少和裝配工作量少等優(yōu)點，但蜂窩夾層結構對密封防潮要求較高，且為傳遞集中載荷，復合材料襟翼上布置了幾個加強肋， 導致蜂窩芯分為多段，增加了夾層結構的制造難度。 經綜合分析，最終選擇采用梁式結構。

復合材料襟翼的結構簡圖如圖1 所示。

圖1 復合材料襟翼結構簡圖

復合材料襟翼為復合材料與金屬混合結構，通過4個懸掛接頭和兩個操縱作動筒連接在機翼上?；诘葎偠仍O計原則， 并考慮不改變原翼盒接頭設計及裝配關系， 承受集中載荷作用的加強肋仍沿用金屬結構設計，而蒙皮和普通肋采用復合材料結構。復合材料蒙皮分為上、下蒙皮，在襟翼前緣與前緣條通過鈦合金抽釘機械連接，上、下蒙皮與肋、梁用鈦合金抽釘機械連接。

1.2 結構選材

翼梁分為內段梁和外段梁， 材料分別選用航空上常用的LC9 和7050-T7451 鋁合金，長桁和加強肋選用LY12 鋁合金（表1）；蒙皮和普通肋選用國產碳纖維復合材料CCF300/BA9916-II（表2），單層厚度為0.125mm，纖維體積含量60%，密度為1.59g·cm-3。

表1 金屬材料參數(shù)

表2 CCF300/BA9916-Ⅱ復合材料性能參數(shù)

1.3 鋪層設計

1）蒙皮

蒙皮的功用主要為維持襟翼外形， 直接承受氣動載荷并把它傳遞到襟翼的梁和肋上。 上蒙皮主要承受壓應力， 為穩(wěn)定性約束； 下蒙皮主要承受拉應力，為應變約束。 上蒙皮設計成分段變厚度，下蒙皮為等厚度。 蒙皮鋪層參數(shù)見表3。

表3 蒙皮鋪層參數(shù)

2）翼肋

翼肋是橫向受力構件， 主要支持蒙皮維持氣動外形。 因此，普通肋的鋪層要按對蒙皮壁板的支持剛度要求設計，其鋪層為：［±45/±45/±45/90/0］S。

2 有限元模型的建立

復合材料襟翼有限元模型如圖2 所示。

圖2 復合材料襟翼有限元模型

2.1 網格劃分

在復合材料襟翼結構有限元建模過程中，根據各元件的承載特點，分別選用以下幾種單元：

1）金屬梁緣條、長桁和所有肋緣條選用桿元；

2）蒙皮和普通肋腹板選用殼元；

3）金屬梁腹板和加強肋腹板選用純剪板元。

2.2 約束和載荷

為了盡可能地求得復合材料襟翼在設計載荷作用下真實的內力值， 應盡量保證模型的約束條件和真實情況一樣。 因此，將復合材料襟翼模型支持在機翼模型上進行有限元分析。

在保證總載荷、總壓心不變的條件下，根據靜力等效原則， 采用多點排方案將分布的氣動載荷分配到復合材料襟翼有限元模型的上翼面節(jié)點上。

3 強度分析

3.1 有限元分析結果

采用NASTRAN 軟件進行計算，結果如圖3～圖6所示。

圖3 復合材料襟翼上蒙皮應變云圖

圖4 復合材料襟翼下蒙皮應變云圖

圖5 復合材料肋應變云圖

圖6 斜梁和金屬翼肋平均剪應力云圖

圖3 為復合材料襟翼上蒙皮應變云圖，最大主應變?yōu)?150με，出現(xiàn)在20 肋～21 肋之間上蒙皮后緣位置；最小主應變?yōu)?260με，出現(xiàn)在18 肋～19 肋之間上蒙皮后緣位置；最大剪應變?yōu)?310με，出現(xiàn)在18 肋～19 肋之間上蒙皮后緣位置。

圖4 為復合材料襟翼下蒙皮應變云圖， 最大主應變?yōu)?490με，出現(xiàn)在19 肋～20 肋之間下蒙皮前緣位置；最小主應變?yōu)?84με，出現(xiàn)在15 肋～16 肋之間下蒙皮后緣位置；最大剪應變?yōu)?230με，出現(xiàn)在19肋～20 肋之間下蒙皮前緣位置。

圖5 為復合材料肋應變云圖， 最大主應變?yōu)?490με， 出現(xiàn)在20 肋前緣位置； 最小主應變?yōu)?310με， 出現(xiàn)在20 肋后緣位置； 最大剪應變?yōu)?230με，出現(xiàn)在20 肋后緣位置。

圖6 為斜梁和金屬翼肋平均剪應力云圖， 最大平均剪應力為43.8MPa， 出現(xiàn)在16 肋～17 肋之間的斜梁腹板上。

3.2 總體強度校核

Hoffman 失效判據考慮了單層拉壓強度不同的特點，因此本文采用Hoffman 失效判據計算復合材料的單層失效系數(shù)。 Hoffman 失效判據的表達式為[3]：

上式中：Xt、Xc、Yt、Yc、St和Sc分別為軸向拉伸、軸向壓縮、橫向拉伸、橫向壓縮、橫向剪切和軸向剪切強度。

當某位置F≥1 時，認為該處層合板失效，而當某位置F＜1 時，認為該處層合板是安全的。

圖7 為復合材料襟翼結構最大失效系數(shù)云圖，上蒙皮最大失效系數(shù)為0.17， 出現(xiàn)在18 肋～19 肋之間上蒙皮后緣位置； 下蒙皮最大失效系數(shù)為0.129，出現(xiàn)在20 肋～21 肋之間下蒙皮前緣位置； 復合材料肋最大失效系數(shù)為0.129，出現(xiàn)在20 肋前緣位置。

本文對于金屬結構件的強度校核使用最大應力準則。

分析結果見表4，可以看到復合材料襟翼結構滿足總體強度設計要求。

表4 總體強度校核結果

圖7 復合材料襟翼結構最大失效系數(shù)

3.3 穩(wěn)定性分析

本文采用工程算法計算了復合材料襟翼蒙皮在雙向受壓情況下的失穩(wěn)臨界載荷， 計算時采用四邊簡支約束。 計算公式如下式[4]：

式中：D11，D22，D12，D66為復合材料層合板的彎曲剛度系數(shù)；

Nx，Ny為單位長度上的軸壓屈曲載荷；

a 為板的長度；

b 為板的寬度；

m 和n 分別為沿板的x 軸方向和y 軸方向屈曲半波數(shù)。

對于已知比值Ny/Nx，m=1，2，3，…，n=1，2，3，…，上式可以算出一系列Nx，最小值即為臨界失效載荷Nx,cr。

經計算， 復合材料襟翼上蒙皮在18 肋～19 肋之間受載最嚴重，穩(wěn)定性剩余強度系數(shù)為1.51，滿足設計要求。

3.4 變形分析

圖8 為復合材料襟翼和金屬襟翼位移云圖，在相同載荷情況下，復合材料襟翼最大位移為220mm，金屬襟翼最大位移為322mm，均出現(xiàn)在翼尖處。 計算結果表明， 復合材料襟翼結構的剛度高于原金屬襟翼結構。

圖8 復合材料襟翼和金屬襟翼位移云圖

4 結 論

提出了一種復合材料襟翼結構設計方案， 與原金屬方案相比減重達11.47%。強度分析表明，該方案合理可行，滿足強度設計要求。

[1]陶梅貞．現(xiàn)代飛機結構綜合設計[M]．西安：西北工業(yè)大學出版社，2001．

[2]陳紹杰． 無人機上復合材料的應用與研究[J]．飛機設計，2003，（3）：26-30．

[3]中國航空研究院．復合材料結構設計手冊[M]．北京：航空工業(yè)出版社，2004．

[4]中國航空研究院． 復合材料結構穩(wěn)定性分析指南[M]．北京：航空工業(yè)出版社，2002．