電動通用飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計及驗證技術(shù)

（遼寧通用航空研究院，沈陽 110136）

隨著國內(nèi)市場對通航飛機的強烈需求，輕型運動飛機的發(fā)展就顯得十分緊迫和格外重要。特別是電動輕型飛機，它在飛行時沒有污染氣體排放，對環(huán)境影響小，且噪聲低，不影響居民的正常生活?；谏鲜鰞?yōu)點，許多國家對輕型運動飛機展開了大量的研究與探討。輕型運動飛機對復(fù)合材料的使用以及本身高結(jié)構(gòu)效率的特點，對結(jié)構(gòu)設(shè)計和制造工藝提出了更高的要求。

關(guān)于輕型飛機的發(fā)展?fàn)顩r，國內(nèi)外學(xué)者做了比較廣泛的研究。黃俊等[1]對新能源電動飛機的發(fā)展與挑戰(zhàn)做出了相關(guān)的探討與分析，指出輕型運動飛機是前途光明的綠色航空飛行器。言金等[2]研究了我國的輕型運動飛機市場的發(fā)展，為國內(nèi)相關(guān)企業(yè)提供了一些參考。顧超等[3-4]對輕型復(fù)合材料飛機的重量估算方法進行了研究，給出了在總體方案設(shè)計階段輕型復(fù)合材料飛機的全機重量及飛機的各部分重量的估算方法。郭佳[5]研究了輕型運動飛機的生產(chǎn)線構(gòu)建及關(guān)鍵技術(shù)，建立了先進的質(zhì)量控制體系、進度計劃體系及供應(yīng)鏈管理體系。馬清[6]對某輕型運動飛機雙梁式機翼結(jié)構(gòu)進行了相關(guān)的研究與分析，總結(jié)了該飛機機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計的優(yōu)缺點，提出了該種翼型的結(jié)構(gòu)特點及設(shè)計方法。王俊等[7]研究了基于人機工程學(xué)的輕型運動飛機座椅設(shè)計方法，為輕型運動飛機的座艙布局設(shè)計提供了一定的參考。朱君等[8]探討了初級類及輕型運動飛機適航管理，介紹了初級類和限用類航空器中的固定翼飛機的適航法規(guī)概念。

有關(guān)飛機復(fù)合材料技術(shù)的應(yīng)用，陳紹杰[9]介紹了航空復(fù)合材料技術(shù)的近期發(fā)展，描述了歐洲2005年JEC復(fù)合材料展覽會概況，包括應(yīng)用、材料、制造技術(shù)等方面的近期發(fā)展趨勢。賀旺等[10-11]探討了飛機復(fù)合材料修理工藝研究的思路，簡要概述了飛機復(fù)合材料修理工藝研究在整個修理技術(shù)研究中的地位及意義，提出了開展工藝研究的主要思路。孫立[12]介紹了復(fù)合材料修理技術(shù)的最新變革。朱晨等[13]敘述了復(fù)合材料在航空工程中的應(yīng)用研究現(xiàn)狀，并對此作出了相關(guān)展望。張暉等[14]研究了輕型飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件工裝的設(shè)計與制造，探討了輕型飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件制造工裝的設(shè)計與制造技術(shù)，論述了傳統(tǒng)工藝的利與弊，介紹了全金屬結(jié)構(gòu)工裝制造的幾種方法。江毅等[15]分析了復(fù)合材料層合板階梯式挖補修理的屈曲問題，利用有限元軟件Patran/Nastran，建立了復(fù)合材料層合板階梯式挖補的三維有限元分析模型，對其穩(wěn)定性進行了分析，并通過分析得到的屈曲特征值，擬合得到了不同筋距、加筋數(shù)、挖補階數(shù)和膠層厚度對復(fù)合材料層合板階梯式挖補修理結(jié)構(gòu)屈曲的影響規(guī)律。劉禮平等[16]對復(fù)合材料膠鉚混合修理應(yīng)力特性進行了分析，針對飛機復(fù)合材料機身蒙皮，應(yīng)用ANSYS建立了碳纖維復(fù)合材料層合板膠接修理和膠鉚混合修理仿真模型，對比分析兩種修理方式對修理效果的影響，并分析鉚釘對膠鉚混合修理膠層應(yīng)力分布的影響。彭名鵬[17]對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷檢查作了研究，提出了多種實用的檢查方法，如敲擊、超聲波、X-射線和紅外成像等。孫立[18]研究了復(fù)合材料在發(fā)動機短艙中的應(yīng)用，為短艙的修理提供了一定的參考。劉淵等[19]對A320升降舵復(fù)合材料層壓板修理強度進行了分析，并驗證了其經(jīng)過實際修理后的強度恢復(fù)情況。Chen等[20]對一種輕型的復(fù)合材料飛機進行了碰撞仿真，結(jié)果表明該飛機的復(fù)合材料駕駛艙的安全事故區(qū)比鋁合金的要高160%。Kopecki等[21]研究了復(fù)合材料薄壁的飛機承載結(jié)構(gòu)的后臨界變形形態(tài)，為整體蒙皮硬化元素的改進方案提供了一定的參考。劉善國[22]介紹了國外飛機先進復(fù)合材料技術(shù)，可作為我國新一代飛機結(jié)構(gòu)采用復(fù)合材料技術(shù)的借鑒。

以上研究涵蓋了輕型運動飛機和復(fù)合材料的諸多方面，如輕型飛機生產(chǎn)線的構(gòu)建、雙梁式機翼結(jié)構(gòu)的研究，以及復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的制造與維修等，但是在復(fù)合材料飛機整體結(jié)構(gòu)設(shè)計方面還有研究者未涉足的很大的余地，同時還缺乏在產(chǎn)品飛機上的驗證。本文試圖從研制滿足市場需求的復(fù)合材料輕型運動飛機的角度出發(fā)，提出一種新型的硬殼式結(jié)構(gòu)設(shè)計方法，并在成品飛機中加以試驗驗證。

1 主傳力路線分析及其材料

本文的研究對象為RX1E飛機，其采用了上單翼大展弦比的常規(guī)氣動布局。該機載荷、分布和傳遞較為簡單，主要是機翼和機身連接部分載荷的傳遞。機翼采用了單梁結(jié)構(gòu)，左右翼梁對接用于傳遞由機翼氣動載荷產(chǎn)生的彎矩?？紤]到座艙布置和結(jié)構(gòu)共用，翼梁和機身不直接連接。機身內(nèi)部不布置相應(yīng)的加強框，機身的慣性載荷則由本身結(jié)構(gòu)較強的機翼機身分離面和機翼根部加強肋來傳遞。圖1是其主要傳力分析的示意圖。

為實現(xiàn)高結(jié)構(gòu)效率的設(shè)計，RX1E飛機的主要結(jié)構(gòu)均采用碳纖維泡沫夾心蒙皮和碳纖維層壓框架組成的硬殼式結(jié)構(gòu)。機翼蒙皮大面積采用碳纖維或玻璃纖維與PVC泡沫夾層的結(jié)構(gòu)形式，這種結(jié)構(gòu)形式在滿足蒙皮強度要求的同時達到了一定的剛度水平，該結(jié)構(gòu)形式材料與工藝成本較低，十分適合輕型飛機應(yīng)用；對于像機翼主梁這樣的集中受力部件則采用碳纖維織布、碳纖維預(yù)浸料和高壓成型的碳纖維預(yù)制板組合結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)具有良好的集中載荷分散能力。此外還少量應(yīng)用了玻璃纖維層壓和金屬焊接框架等結(jié)構(gòu)形式。

圖1 飛機載荷傳遞分析示意圖Fig.1 Sketch of load transfer analysis

2 研究方法

綜合采用建模、仿真和試驗的方法來完成輕型運動飛機復(fù)合材料工藝的制造過程。首先根據(jù)飛機氣動構(gòu)形的幾何數(shù)據(jù)，使用CATIA軟件為飛機的各個部件建立三維模型并完成裝配；再使用PATRAN+ NASTRAN對整機三維模型進行強度計算，對翼梁的變形、拉伸應(yīng)變、壓縮應(yīng)變以及剪切應(yīng)變分別進行仿真計算，對機翼的壓縮和拉伸應(yīng)變進行計算；最后對所應(yīng)用材料的基本力學(xué)性能、材料的工藝性、零部件的強度剛度性能，整機結(jié)構(gòu)強度剛度性能等方面進行系統(tǒng)全面的試驗。

2.1 設(shè)計發(fā)圖

RX1E飛機的結(jié)構(gòu)采用CATIA全數(shù)字化三維設(shè)計軟件進行設(shè)計，由于通用飛機所采用的制造工藝在生產(chǎn)過程中不涉及自動下料、自動鋪放等設(shè)備，結(jié)合通用輕型飛機的工藝特點，在設(shè)計發(fā)圖上進行了簡化和優(yōu)化以適合產(chǎn)品特點，使輕型飛機的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計更加快速和準確，既保證了產(chǎn)品質(zhì)量又提高了研發(fā)效率。結(jié)構(gòu)打樣設(shè)計如圖2所示。

2.2 強度計算

對于輕型運動飛機這種低雷諾數(shù)的飛行器，不存在氣彈或顫震等太復(fù)雜的工況，所以RX1E飛機的結(jié)構(gòu)強度全部采用NASTRAN+PATRAN軟件進行簡單的靜強度分析。翼梁和起落架等關(guān)鍵承力件由于結(jié)構(gòu)形式相對簡單，受力情況比較單一，同時采用工程計算方式進行強度校核，對比兩者計算結(jié)果，優(yōu)化鋪層設(shè)計，更好地指導(dǎo)設(shè)計和試驗。由于復(fù)合材料疲勞性能優(yōu)異同時輕型飛機的應(yīng)力水平低、使用環(huán)境簡單等特點，在設(shè)計階段關(guān)于疲勞壽命方面不做過多考慮。

圖2 結(jié)構(gòu)打樣設(shè)計圖Fig.2 Structural proofing design

2.3 試驗設(shè)計

采用的試驗體系在大飛機的復(fù)合材料試驗體系基礎(chǔ)上進行了簡化，由于輕型飛機的結(jié)構(gòu)試驗件制造快速、成本低廉等因素，在試驗策劃中省略了元件及次組合件級別的試驗，大大縮短了試驗周期，降低了試驗成本。試驗體系如圖3所示。

為得到滿足RX1E雙座電動飛機設(shè)計所需復(fù)合材料的力學(xué)性能數(shù)據(jù)，按照飛機的選材目錄對復(fù)合材料各項基本性能進行前期試驗，包括拉伸、壓縮、剪切、膠接試驗等項目，為飛機的結(jié)構(gòu)強度設(shè)計、材料選用匹配和適航驗證工作提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。針對飛機制造工藝體系下生產(chǎn)的復(fù)合材料制件的基本力學(xué)性能數(shù)據(jù)，開展了碳纖維單向預(yù)浸帶拉伸、壓縮，碳纖維織布樹脂層壓板拉伸、壓縮和剪切，碳纖維泡沫夾心板拉伸、壓縮和剪切,玻璃纖維材料單向預(yù)浸帶拉伸、壓縮等方面的試驗工作，積累了大量不同纖維和樹脂試件的材料力學(xué)性能數(shù)據(jù)。試驗件的設(shè)計參照美國材料協(xié)會相關(guān)標(biāo)準[23-25]，每項試驗的試驗件均采用多種鋪層方式，每種鋪層方式進行5組試驗，每組7個試驗件。典型的試驗件如圖4所示。

圖3 試驗體系圖Fig.3 Test system diagram

圖4 材料的拉伸試驗件Fig.4 Tensile test piece of material

為了評估主要零部件的不同結(jié)構(gòu)形式的優(yōu)缺點，找出最適合的結(jié)構(gòu)形式以優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計，需要對翼梁等關(guān)鍵零部件進行組合件級別的試驗，這些試驗?zāi)苡行П苊獯蟛考囼灥姆磸?fù)并確定主結(jié)構(gòu)形式，在輕型飛機復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)試驗驗證中起著重要的作用，是輕型飛機結(jié)構(gòu)快速試驗驗證體系中不可省略的一步，此類試驗所涉及的零部件相對重要，試驗件更改方便、快速，試驗方案實施相對簡單。翼梁組合件試驗加載方案如圖5所示。

圖5 翼梁組合件靜力試驗Fig.5 Static test of wing beam

在科研驗證和適航驗證中，結(jié)構(gòu)部件試驗被視為最全面和最有效的驗證方法，RX1E飛機的結(jié)構(gòu)部件試驗普遍采用了一種多功能試驗臺架的快速試驗方法，即利用輕型飛機尺寸小、重量輕、表面載荷小等特點，通過試驗臺架的變換和沙袋加載的方法完成各部件的靜力試驗，同時為了得到不同載荷下結(jié)構(gòu)材料的應(yīng)力應(yīng)變數(shù)據(jù)，采用動態(tài)應(yīng)變儀采集被測部件傳力路線上的應(yīng)力應(yīng)變水平，這樣可以將實際試驗狀態(tài)下的應(yīng)力應(yīng)變曲線和設(shè)計進行對比，優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計。垂尾部件靜力試驗如圖6所示。

在RX1E飛機的部件試驗中完成了包括單邊機翼、尾翼、座艙、后機身、前機身、各個操縱面等在內(nèi)的靜力試驗，而在傳力路徑上機身和機翼的連接強度和剛度是至關(guān)重要的問題。另外在適航相關(guān)審定基礎(chǔ)中對機翼提出需要考慮上下過載、前后過載、彎扭組合等各種復(fù)合工況，所以需要系統(tǒng)地對整機進行相應(yīng)的靜力試驗。部件試驗所使用的多功能試驗臺架同時具備進行整機靜力試驗的功能，作為輕型飛機結(jié)構(gòu)快速試驗方法中最重要的一項試驗，整機靜力試驗完全模擬了飛機機身機翼的真實受力狀態(tài)，為飛機的首飛和科研試飛奠定了基礎(chǔ)。垂尾部件靜力試驗如圖7所示。

圖6 垂尾部件靜力試驗Fig.6 Static test of the tail part

圖7 整機靜力試驗Fig.7 Static test of aircraft

3 結(jié)果與分析

3.1 三維模型和圖紙

根據(jù)RX1E飛機的幾何構(gòu)形數(shù)據(jù)建立了CATIA三維模型，裝配效果如圖8所示，機體結(jié)構(gòu)主要包括機身、機翼、尾翼、起落架等部件，采用碳纖維復(fù)合材料硬殼式結(jié)構(gòu)。座艙采用了整體式結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)強度好、美觀，座椅設(shè)計符合人體工程學(xué)，乘坐舒適，座艙視野開闊。三維模型能夠在設(shè)計階段更好地起到協(xié)調(diào)作用，使設(shè)計周期縮短，設(shè)計錯誤率減少，但是三維設(shè)計手段卻不適用于通用飛機此類產(chǎn)品的生產(chǎn)工藝。根據(jù)工藝和制造情況，RX1E飛機的零件采用傳統(tǒng)的二維工程圖紙進行發(fā)圖，主要包括復(fù)合材料零件鋪層圖、金屬零件工程圖等類型，此傳統(tǒng)方式更適用于通用飛機，復(fù)材零件鋪層圖如圖9所示。

圖8 飛機的三維模型Fig.8 3D model of aircraft

3.2 強度計算結(jié)果與分析

采用NASTRAN軟件對RX1E飛機的結(jié)構(gòu)強度進行靜強度計算，其結(jié)果如圖10所示?？梢钥闯觯冃沃饕l(fā)生在機翼上，體現(xiàn)了此類大展弦比飛機結(jié)構(gòu)效率高，柔性大的特點。對翼梁進行了剩余強度、拉伸應(yīng)變、剪切應(yīng)變及壓縮應(yīng)變計算，其結(jié)果如圖11～14所示。可以看出，翼梁主要承受集中載荷和沖擊載荷，其變形形式與機翼的保持一致。從拉伸應(yīng)變圖和剪切應(yīng)變圖可以看出翼梁的抗拉伸能力很強。從壓縮應(yīng)變圖可以看出，靠近翼尖處翼梁和翼根處的翼梁承受了較大的應(yīng)力，這為翼梁的進一步優(yōu)化設(shè)計提供了參考。綜上所述，RX1E飛機的結(jié)構(gòu)設(shè)計滿足強度要求。

圖9 飛機機翼工程圖Fig.9 Drawing of the wing

圖10 極限載荷飛機結(jié)構(gòu)變形Fig.10 Deformation of aircraft structure under ultimate load

圖11 翼梁剩余強度分布Fig.11 Reserve factor of spar

圖12 翼梁最大拉應(yīng)變分布圖Fig.12 Maximum tensile strain distribution of spar

3.3 試驗結(jié)果與分析

根據(jù)RX1E飛機的復(fù)合材料體系，進行了相關(guān)的復(fù)合材料基本力學(xué)性能試驗，圖15是部分試驗圖片，從破壞的試驗件可以看出，試驗件的設(shè)計合理，工藝一致性好，達到了預(yù)期效果。部分應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系圖如圖16所示，從這3個曲線可以看出，應(yīng)力隨應(yīng)變的增大而增大，不同結(jié)構(gòu)形式和材料種類體現(xiàn)出不同規(guī)律的應(yīng)力應(yīng)變變化趨勢，為強度計算和結(jié)構(gòu)試驗提供了有效依據(jù)。

圖13 翼梁最大剪切應(yīng)變分布Fig.13 Maximum shear strain distribution of spar

圖14 翼梁最大壓切應(yīng)變分布Fig.14 Maximum compress strain distribution of spar

圖15 翼梁材料及典型結(jié)構(gòu)試驗Fig.15 Spar material and typical structural test

圖16 應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系曲線Fig.16 Stress-strain curves

另外，考慮到復(fù)合材料裝配所需的補充試驗，部分試樣的試驗結(jié)果如表1所示。在輕型飛機的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配中最常用的一種裝配方式為膠接，而膠接的強度受工藝影響極大，所以有必要通過元件試驗找出各項工藝參數(shù)（如溫度、厚度、混合物比例、膠接面狀態(tài)等因素）對膠接強度的影響，以及最佳的工藝參數(shù)和相應(yīng)的膠接力學(xué)性能數(shù)據(jù)，以指導(dǎo)設(shè)計和制造。

RX1E飛機的重要組合件試驗主要包括了翼梁和起落架板簧等部分，其中翼梁的破壞試驗如圖17所示，從試驗件破壞形式和試驗數(shù)據(jù)結(jié)果可以看出，翼梁在105%的設(shè)計載荷加載過程中，緣條由于壓縮產(chǎn)生分層，致結(jié)構(gòu)失去主要承力結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞。這證明翼梁整體強度滿足設(shè)計要求，破壞發(fā)生在距離翼梁根部約300mm位置處，為下凸緣壓縮破壞，從其他部位的應(yīng)變采集數(shù)據(jù)來看，在滿足整體剛度要求的情況下還有一定的強度余量。實際結(jié)果與計算機分析結(jié)果稍有差別，分析原因主要為翼梁緣條結(jié)構(gòu)厚度大，考慮到低成本復(fù)材工藝鋪層操作時間長和樹脂固化時間短的特點，選用的材料單層厚度較厚，在鋪層臨界處存在應(yīng)力集中點，但從強度、剛度、重量、工藝和成本多方面看，翼梁的設(shè)計是合理的。

根據(jù)試驗任務(wù)書對RX1E飛機的所有結(jié)構(gòu)部件都進行靜力試驗，由于飛機為復(fù)合材料一體式結(jié)構(gòu)，所以幾乎所有部件試驗都可以在一個試驗件上完成，試驗驗證周期從計劃的一年縮短至兩個月，大大降低了試驗成本和周期。部件靜力試驗如圖18所示。

由于部件試驗并不能表明一些關(guān)鍵連接部分的實際狀態(tài)，由于飛機在空中是一個獨立的質(zhì)量體，在部件試驗中離夾具部位越近的部分受力狀態(tài)越失真，而這些部位很多又是飛機的關(guān)鍵連接部位，尤其對于電動力飛機這種對重量要求嚴苛的通用飛機來說，整機靜力試驗意義重大，整機靜力試驗如圖19所示。試驗結(jié)果為，100%設(shè)計載荷時機翼機身連接處金屬連接件逐漸變形脫出，導(dǎo)致局部結(jié)構(gòu)失穩(wěn)，以上試驗結(jié)果滿足設(shè)計要求和適航有關(guān)在100%載荷下結(jié)構(gòu)保持3s以上的標(biāo)準。

機翼結(jié)構(gòu)試驗結(jié)果與分析結(jié)果對比如表2所示，通過應(yīng)力應(yīng)變數(shù)據(jù)可以看出，各部分結(jié)構(gòu)滿足強度要求，并與設(shè)計分析結(jié)果相近，最大誤差4%，等強度設(shè)計良好，將機翼結(jié)構(gòu)重量控制在了5kg/m2以內(nèi)，達到了7kg/m2的設(shè)計指標(biāo)。從工藝和成本綜合考慮，各部件的結(jié)構(gòu)設(shè)計較為合理。

表1 試樣的試驗結(jié)果

圖17 翼梁靜力破壞性試驗Fig.17 Static destructive test of spar

圖18 后機身靜力試驗Fig.18 Static test of rear fuselage

圖19 整機靜力試驗Fig.19 Static test of aircraft

表2 后機機身靜力試驗應(yīng)變數(shù)據(jù)

4 結(jié)論

提出了一整套新的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計、試驗驗證以及工藝匹配的方法，使飛機達到了減輕重量、簡化工藝、降低成本和縮短研發(fā)周期等目的。通過該方法研制的產(chǎn)品性能優(yōu)越、質(zhì)量穩(wěn)定可靠。為電動通用飛機的結(jié)構(gòu)設(shè)計和復(fù)合材料的應(yīng)用提供了工程參考。

銳翔RX1E雙座電動輕型飛機性能優(yōu)越，滿足設(shè)計和實用化要求，現(xiàn)已投入運營。其成功研制為此類飛機在國內(nèi)的推廣應(yīng)用提供了廣泛的借鑒和參考，將在通航產(chǎn)業(yè)示范推進中起到重要的作用。

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