飛機(jī)機(jī)翼下壁板初步設(shè)計(jì)方法探討

趙謀周，劉 存

(中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，陜西 西安 710089)

飛機(jī)機(jī)翼下壁板初步設(shè)計(jì)方法探討

趙謀周，劉 存

(中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，陜西 西安 710089)

機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)最核心內(nèi)容之一,機(jī)翼下壁板設(shè)計(jì)是機(jī)翼中的關(guān)鍵內(nèi)容之一，其設(shè)計(jì)水平直接影響整個(gè)飛機(jī)研制的周期、費(fèi)用和可靠性，甚至關(guān)系到飛機(jī)使用壽命。在飛機(jī)初步設(shè)計(jì)階段，亟需快速有效的機(jī)翼下壁板設(shè)計(jì)方法作為指導(dǎo)，以便實(shí)現(xiàn)快速迭代，縮短研制周期，減少研制費(fèi)用?；谝陨闲枨?，對(duì)機(jī)翼下壁板初步設(shè)計(jì)方法進(jìn)行探討。

機(jī)翼；下壁板；設(shè)計(jì)；疲勞；損傷容限

1 引 言

對(duì)于單塊式機(jī)翼下壁板而言，按受拉設(shè)計(jì)，受壓穩(wěn)定性校核。按古老的設(shè)計(jì)思想，以極限強(qiáng)度控制，而現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)則根據(jù)使用壽命，按控制應(yīng)力水平設(shè)計(jì)，按穩(wěn)定性校核[1]。在使用環(huán)境中，對(duì)受拉下壁板不僅要選取抗拉比強(qiáng)度高，而且還要有比較高的抗疲勞額定值的材料。

何宇廷[2]對(duì)某機(jī)翼下壁板的疲勞特性進(jìn)行分析并提出了改進(jìn)設(shè)計(jì)方案。申德紅[3]對(duì)飛機(jī)機(jī)翼上壁板結(jié)構(gòu)初步設(shè)計(jì)進(jìn)行了闡述，提出了一種有效的飛機(jī)機(jī)翼上壁板結(jié)構(gòu)初步設(shè)計(jì)方法。李慶飛[4]通過某型民機(jī)復(fù)合材料中央翼上壁板設(shè)計(jì)，闡述了復(fù)合材料鋪層優(yōu)化設(shè)計(jì)過程，總結(jié)了一定的工程經(jīng)驗(yàn)。袁新浩[5]結(jié)合民用飛機(jī)中央翼下壁板的設(shè)計(jì)過程，在相同的設(shè)計(jì)依據(jù)和結(jié)構(gòu)環(huán)境下，從結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的角度對(duì)兩者進(jìn)行對(duì)比?？轮緩?qiáng)[6]通過3種典型斜削角度的長(zhǎng)桁梢部結(jié)構(gòu)的靜力試驗(yàn)，分析了失效模式和傳力特性，為某型飛機(jī)機(jī)翼下壁板長(zhǎng)桁梢部設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。

以上研究分析均未涉及機(jī)翼下壁板的總體設(shè)計(jì)方法和步驟，針對(duì)這一問題，本文對(duì)飛機(jī)機(jī)翼下壁板初步設(shè)計(jì)進(jìn)行探討，為飛機(jī)研制中的快速設(shè)計(jì)與快速迭代提供支持。

2 機(jī)翼下壁板強(qiáng)度設(shè)計(jì)方法

下壁板在危險(xiǎn)載荷情況下主要承受拉伸應(yīng)力，初步設(shè)計(jì)主要按疲勞準(zhǔn)則進(jìn)行。盡管清楚這一點(diǎn)，但是卻不知從何下手，總不能一開始連結(jié)構(gòu)都沒有就進(jìn)行疲勞細(xì)節(jié)分析吧。這里采用了疲勞應(yīng)力許用值(即疲勞應(yīng)力控制)的概念，極限載荷情況下的應(yīng)力水平不應(yīng)超過疲勞應(yīng)力許用值，這樣就可以用靜強(qiáng)度的方法進(jìn)行結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)，這在機(jī)翼下壁板結(jié)構(gòu)初步設(shè)計(jì)階段是一個(gè)有效的方法。疲勞應(yīng)力許用值與所用材料、結(jié)構(gòu)形式、結(jié)構(gòu)經(jīng)驗(yàn)有關(guān)，是在進(jìn)行高度工程判斷后給出的一個(gè)經(jīng)驗(yàn)值。在缺乏結(jié)構(gòu)應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)時(shí)，借鑒成熟結(jié)構(gòu)的經(jīng)驗(yàn)，該機(jī)所用的疲勞應(yīng)力許用值為337MPa。

3 機(jī)翼下壁板計(jì)算方法

機(jī)翼下壁板的初步設(shè)計(jì)，按結(jié)構(gòu)重量最輕原則，盡可能使安全裕度等于0。計(jì)算針對(duì)每一個(gè)長(zhǎng)桁及其兩相鄰的蒙皮進(jìn)行，如圖1所示。

圖1 壁板典型剖面

3.1 機(jī)翼下壁板內(nèi)力計(jì)算

壁板內(nèi)力Ptotal由NASTRAN應(yīng)力分析結(jié)果導(dǎo)出：

Ptotal=Pst+Ps1+Ps2

其中:

Pst=σst×Ast

Ps1=σs1×b1×t1/2

Ps2=σs2×b2×t2/2

式中：Pst為危險(xiǎn)載荷情況下長(zhǎng)桁軸向載荷；σst為危險(xiǎn)載荷情況下長(zhǎng)桁的應(yīng)力；Ast為有限元模型中長(zhǎng)桁的面積；Ps1、Ps2為危險(xiǎn)載荷情況下長(zhǎng)桁兩相鄰蒙皮承受的載荷；σs1、σs2為危險(xiǎn)載荷情況長(zhǎng)桁兩相鄰蒙皮的應(yīng)力；b1、b2為該長(zhǎng)桁與兩相鄰長(zhǎng)桁的間距；t1、t2為有限元模型中長(zhǎng)桁兩相鄰蒙皮的厚度。

3.2 機(jī)翼壁板優(yōu)化面積

優(yōu)化的壁板截面積由下式給出：

Aopt=Ptotal/σallow

σallow——疲勞應(yīng)力許用值，337MPa。

3.3 機(jī)翼壁板長(zhǎng)桁與蒙皮面積分配

已知壁板的優(yōu)化面積后，接下來(lái)的工作是在蒙皮與長(zhǎng)桁之間如何分配優(yōu)化面積，即壁板設(shè)計(jì)中的最小剛度比(AEstringer/AEskin+stringer)要求。

蒙皮和桁條的面積分配比不僅會(huì)影響機(jī)翼的彎曲剛度和扭轉(zhuǎn)剛度，也會(huì)影響壁板的損傷容限性能。如何確定蒙皮和桁條的面積分配比與結(jié)構(gòu)經(jīng)驗(yàn)有關(guān)，在缺乏結(jié)構(gòu)應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)和工程判斷力時(shí)，借鑒成熟結(jié)構(gòu)的經(jīng)驗(yàn)不失為一條行之有效的途徑。為此，根據(jù)掌握的國(guó)外某成熟飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)剛度數(shù)據(jù)，對(duì)其機(jī)翼下壁板的蒙皮和桁條的面積分配比進(jìn)行了研究，結(jié)果見圖2。

圖2 某飛機(jī)機(jī)翼下壁板各肋站位蒙皮桁條面積比

通過對(duì)該飛機(jī)機(jī)翼壁板參數(shù)的研究可知，下壁板蒙皮桁條面積分配比在4.8∶5.2～6∶4之間，下壁板桁條面積最低占壁板剖面面積的40%。

在上述研究結(jié)果的基礎(chǔ)上，對(duì)MD結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)手冊(cè)(道格拉斯飛機(jī)公司，該手冊(cè)凝聚了大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)和具體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析經(jīng)驗(yàn))進(jìn)行了研究，研究結(jié)果表明：對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)，加筋比(長(zhǎng)桁面積與蒙皮總面積比)A2/A1小于54%是不允許的，即桁條面積最低要占壁板剖面面積的35%，這與該飛機(jī)機(jī)翼下壁板的研究結(jié)論是一致的。

根據(jù)研究結(jié)果，下壁板的最小剛度比(AEstringer/AEskin+stringer)為0.35，這一要求是為了防止離散元損傷擴(kuò)展超出相鄰長(zhǎng)桁而引起災(zāi)難性破壞，在下壁板面積分配時(shí)必須要滿足這一設(shè)計(jì)原則。

3.4 機(jī)翼下壁板長(zhǎng)桁與蒙皮的幾何尺寸

已知壁板的面積分配，下一步的工作便是如何確定蒙皮和長(zhǎng)桁的幾何尺寸。為了弄清楚這一問題，同樣根據(jù)掌握的國(guó)外某成熟飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)剛度數(shù)據(jù)，對(duì)該飛機(jī)機(jī)翼下壁板蒙皮和桁條幾何尺寸進(jìn)行了研究，同時(shí)將研究結(jié)果與道格拉斯飛機(jī)公司的優(yōu)化設(shè)計(jì)理論及試驗(yàn)結(jié)果做了對(duì)比，給出了下壁板幾何尺寸應(yīng)遵循的設(shè)計(jì)原則。

某飛機(jī)機(jī)翼下壁板典型剖面如圖3所示。

圖3 下壁板尺寸剖面圖

通過對(duì)某飛機(jī)機(jī)翼下壁板參數(shù)搭配進(jìn)行研究，得到下壁板參數(shù)典型比值如下：

tw≈tf

ba/ta<10

bw/tw=18～22

bf/tf=6～8

ta≥0.7ts

bf/bw=0.35～0.5

根據(jù)優(yōu)化設(shè)計(jì)理論確定的壁板典型比值已在道格拉斯公司做了試驗(yàn)，其遵循設(shè)計(jì)原則為tw≈tf。

在壁板設(shè)計(jì)中，取tw≈tf，優(yōu)化設(shè)計(jì)理論表明，tw比tf稍大一些可得到最好的壁板效率。

ba/ta<10 ；

bw/tw=18～22 ；

bf/tf=6～8 ；

ta≥0.7ts(為了防止強(qiáng)迫壓損和防止裂紋擴(kuò)展)；

bf/bw=0.4～0.5(為防止長(zhǎng)桁起伏)。

可見，該飛機(jī)機(jī)翼下壁板是符合優(yōu)化設(shè)計(jì)理論(道格拉斯公司)設(shè)計(jì)要求的。

最大寬厚比限制主要是為了防止長(zhǎng)桁板元在壁板單元發(fā)生總體破壞之前局部屈曲發(fā)生，否則將降低長(zhǎng)桁的壓損應(yīng)力和壁板單元總體失穩(wěn)臨界應(yīng)力。由于下壁板的設(shè)計(jì)是以疲勞和損傷容限為重點(diǎn)，因此下壁板結(jié)構(gòu)單元在保證壁板穩(wěn)定性的前提下，應(yīng)盡量使材料向外分布，以便獲得最有效的截面慣性矩和最小的偏心距，同時(shí)可增加上下壁板單元剖面形心間距值，降低結(jié)構(gòu)的工作應(yīng)力。

根據(jù)上述研究結(jié)果可以看出，長(zhǎng)桁典型比值主要是從長(zhǎng)桁對(duì)蒙皮的支持、板元相互支持以及止裂的角度考慮的。在下壁板設(shè)計(jì)中，壁板幾何尺寸應(yīng)遵循如下原則：

tw≈tf；

ba/ta<10；

bw/tw=18～22；

bf/tf=6～8；

ta≥0.7ts(為了防止強(qiáng)迫壓損和防止裂紋擴(kuò)展)；

bf/bw=0.4～0.5(為防止長(zhǎng)桁起伏)。

上面主要是按疲勞和損傷容限、穩(wěn)定性考慮了長(zhǎng)桁與蒙皮的面積分配，另外從動(dòng)彈考慮，按空客經(jīng)驗(yàn)，綜合上翼面結(jié)構(gòu)，整個(gè)翼剖面的彎曲和扭轉(zhuǎn)剛度分配也有一個(gè)原則：GJ/EI=0.6。長(zhǎng)桁與蒙皮的面積分配關(guān)系影響這個(gè)值。如果設(shè)計(jì)滿足彎扭剛度比要求，則初步設(shè)計(jì)完成， 否則調(diào)整長(zhǎng)桁與蒙皮的幾何尺寸，直至滿足要求。至此,機(jī)翼下壁板初步設(shè)計(jì)就完成了。

4 結(jié) 論

機(jī)翼下壁板結(jié)構(gòu)的初步設(shè)計(jì)是機(jī)翼初步設(shè)計(jì)的重要組成部分，一個(gè)有效的設(shè)計(jì)方法能夠大大縮短初期研制周期,減少研制費(fèi)用。本文從該需求出發(fā)，提出了一種有效的飛機(jī)機(jī)翼下壁板結(jié)構(gòu)初步設(shè)計(jì)方法，供其初步設(shè)計(jì)所用。

需要說明的是，在下壁板初步設(shè)計(jì)中，疲勞應(yīng)力許用值概念盡管實(shí)用，這樣一來(lái)使得下壁板初步設(shè)計(jì)比上壁板還要簡(jiǎn)單，但在疲勞結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上，仍須做許多工作，特別是對(duì)疲勞應(yīng)力許用值如何導(dǎo)出，還須做大量的研究和試驗(yàn)。

[1]飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)(10)[M].北京:航空工業(yè)出版社,2000:414-415.

[2]何宇廷,馮立富,何衛(wèi)鋒,等.機(jī)翼下壁板的疲勞特性分析及改進(jìn)設(shè)計(jì)方案[C].力學(xué)與西部開發(fā)會(huì)議,2001:126-127.

[3]申德紅.飛機(jī)機(jī)翼上壁板結(jié)構(gòu)初步設(shè)計(jì)技術(shù)[J].科技信息,2013,16:351-352.

[4]李慶飛.復(fù)合材料中央翼上壁板結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[J].民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究,2011,(3):17-19.

[5]袁新浩,葛建彪.中央翼下壁板金屬和復(fù)合材料設(shè)計(jì)方案對(duì)比[J].航空制造技術(shù),2015,14:90-93.

[6]柯志強(qiáng).金屬機(jī)翼長(zhǎng)桁梢部拉伸試驗(yàn)研究[J].民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究,2015,118(3):40-43.

Discussion on Preliminary Design Method for Lower Wing Panel of Aircraft

Zhao Mouzhou, Liu Cun

(AVIC the First Aircraft Institute, Xi′an 710089, Shaanxi, China)

Wing structure design is one of the most important parts of aircraft structure design. The lower wing panel is one of the key parts in wing design. The design level of the aircraft has a direct influence on the development cycle, cost and reliability of the aircraft, even directly related to the aircraft life. In the aircraft preliminary design phase, the rapid and efficient design guidance method for the lower wing panel is urgent needed, in order to achieve rapid iteration, shorten development cycle, and reduce development cost. Based on the above requirements, the preliminary design method for lower wing panel is discussed.

wing; lower panel; design; fatigue; damage tolerance

2016-10-24

趙謀周(1969-)，男，漢族，高級(jí)工程師，研究方向：飛行器結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)。

V224

B

10.3969/j.issn.1674-3407.2016.04.022