基于氣囊加載的某型飛機(jī)復(fù)合材料平尾翼根整流罩試驗(yàn)與分析

姜成杰

【摘 要】復(fù)合材料具有良好的設(shè)計(jì)性、工藝性，其比強(qiáng)度高、比剛度大的優(yōu)點(diǎn)對(duì)于結(jié)構(gòu)減重效果明顯，目前空客和波音最新機(jī)型復(fù)合材料占比均超過(guò)50%。某型飛機(jī)復(fù)合材料平尾整流罩采用復(fù)合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)取代鋁合金結(jié)構(gòu)，在重量、防火性和抗破壞等方面優(yōu)勢(shì)明顯。本文基于新穎的氣囊加載方式，采用了封閉金屬容器限制方法，對(duì)整流罩進(jìn)行了加載試驗(yàn)。通過(guò)對(duì)比基于Hypermesh的有限元整流罩建模分析結(jié)果，驗(yàn)證了某型飛機(jī)復(fù)合材料平尾整流罩結(jié)構(gòu)滿足剛度設(shè)計(jì)要求，為復(fù)合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中廣泛應(yīng)用，提供了試驗(yàn)和理論依據(jù)。

【關(guān)鍵詞】復(fù)合材料；翼根整流罩；氣囊加載；有限元分析

0 引言

近些年來(lái)，復(fù)合材料技術(shù)在各國(guó)的航空工業(yè)中得到了迅猛的發(fā)展，波音和空客的最新機(jī)型復(fù)合材料占比均超過(guò)了50%。二十世紀(jì)的飛機(jī)多采用金屬材料，相比金屬材料，復(fù)合材料不僅具有人們熟知的比強(qiáng)度高、比剛度大以及抗疲勞性好和耐腐蝕性好等優(yōu)點(diǎn)，其良好的工藝性和設(shè)計(jì)性亦是其巨大的優(yōu)點(diǎn)，二十一世紀(jì)越來(lái)越多的飛機(jī)采用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，這已成為提升飛機(jī)結(jié)構(gòu)效率和設(shè)計(jì)工藝性的重要方式。目前，飛機(jī)的多個(gè)結(jié)構(gòu)部位應(yīng)用復(fù)合材料均取得成功，例如飛機(jī)水平尾翼與機(jī)身對(duì)接區(qū)域的整流罩就采用復(fù)合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)。本文基于氣囊加載技術(shù)，對(duì)該整流罩進(jìn)行試驗(yàn)研究，并通過(guò)hypermesh有限元建模分析，驗(yàn)證該結(jié)構(gòu)剛度滿足設(shè)計(jì)要求。

1 翼根整流罩結(jié)構(gòu)概述

水平安定面翼根整流罩位于水平安定面上下壁板根部，用于維持后機(jī)身側(cè)壁板大開(kāi)口的密封性，提高飛機(jī)的氣動(dòng)性能。單側(cè)翼根整流罩分為上罩體與下罩體，上下罩體均為“L”型整體式結(jié)構(gòu)，包括內(nèi)外面板、泡沫芯、密封件等。罩體一側(cè)通過(guò)托板螺母安裝于水平安定面上下壁板處，另一側(cè)通過(guò)P型密封件接觸后機(jī)身壁板，以達(dá)到后機(jī)身開(kāi)口密封效果。水平安定面翼根整流罩主要承擔(dān)自身的氣動(dòng)載荷。

如圖1所示為單側(cè)上下整流罩，面板材料為高溫固化的標(biāo)模高強(qiáng)碳纖維增韌環(huán)氧樹(shù)脂預(yù)浸料織物，CMS-CP-304規(guī)格，37型280級(jí)3K-5H；泡沫芯材料聚甲基丙烯酰亞胺閉孔剛性泡沫，CMS-CP-403，C級(jí)3類(lèi)，厚度為12.7mm；連接緊固件牌號(hào)為NAS1580V3及NAS8803A。整流罩剖面圖如圖2所示。

2 基于氣囊加載的試驗(yàn)技術(shù)

在結(jié)構(gòu)模型試驗(yàn)或全尺寸試驗(yàn)中，通常利用分布載荷演化而將載荷等效離散到有限個(gè)結(jié)點(diǎn)上，并通過(guò)杠桿系統(tǒng)來(lái)實(shí)施加載[1-4]。為了同時(shí)對(duì)各加載點(diǎn)實(shí)施按比例加載，還必須設(shè)計(jì)復(fù)雜的加載控制與協(xié)調(diào)系統(tǒng)[5-9]。該方法對(duì)于大型飛機(jī)系統(tǒng)試驗(yàn)仍是不可取代的方法，它具有原理簡(jiǎn)單、加載技術(shù)成熟等優(yōu)點(diǎn)，弊端是具有高昂的成本和復(fù)雜的加載系統(tǒng)。此外，受限于試驗(yàn)條件試驗(yàn)環(huán)境，不能對(duì)于理論設(shè)計(jì)的每個(gè)加載點(diǎn)都實(shí)施加載，因而存在一些過(guò)度的簡(jiǎn)化。特別是對(duì)于均布載荷的施加，該方法顯得力不從心。氣囊加載系統(tǒng)具有施加均布載荷的優(yōu)點(diǎn)，對(duì)于傳統(tǒng)的杠桿系統(tǒng)加載優(yōu)勢(shì)明顯。

一個(gè)典型的氣囊加載裝置包括加載氣囊，限制結(jié)構(gòu)等裝置，如圖3所示。其工作原理為：首先將氣囊通過(guò)特制的限制結(jié)構(gòu)和加載面保持貼合，通過(guò)在氣囊中充氣使其具有相應(yīng)的壓力，該壓力通過(guò)兩者的貼合面?zhèn)鬟f到被加載結(jié)構(gòu)中，并形成相應(yīng)的法向力，控制氣囊內(nèi)外壓差即可控制施加的局部載荷。

圖3 氣囊加載裝置示意圖

下面通過(guò)受力分析來(lái)研究氣囊加載的控制律。為了進(jìn)行一般性分析，我們假設(shè)：（1）氣囊織布忽略其他受力僅考察表面張力；（2）氣囊織布緊貼加載面，無(wú)任何空隙，無(wú)摩擦力損耗；（3）忽略不計(jì)氣囊織布厚度對(duì)試驗(yàn)的影響；（4）忽略不計(jì)因?yàn)闅饽页錃鈮毫Φ脑龃蠖鴮?dǎo)致的織布本身變形；（5）忽略不計(jì)氣流運(yùn)動(dòng)對(duì)壓力的影響。

由于與加載面緊貼的氣囊負(fù)責(zé)傳遞載荷，因而取其為研究對(duì)象，建立相應(yīng)的力學(xué)分析模型，如圖3所示。其中，氣囊壓力差值設(shè)為p，方向沿加載面表面內(nèi)法向；在給定加載面及充氣壓力的條件下，織布的張力大小與位置有關(guān)，另其為位置坐標(biāo)（x， y， z）函數(shù)，方向沿囊壁表面切向張拉的方向；限制織布沿加載面運(yùn)動(dòng)的支持力，即被加載結(jié)構(gòu)的反作用力，大小等于加載載荷數(shù)值，方向沿加載面表面外法向。

對(duì)圖3中選取的研究對(duì)象進(jìn)行受力分析，得：

對(duì)式（1）積分，得：

其中： t 為氣囊織布的厚度； S 為所研究織布的曲面； s 為所研究織布的邊界。由式（2）可知，對(duì)結(jié)構(gòu)施加的載荷 fN 不僅與壓強(qiáng) p及織布張力 fT 有關(guān)，而且還與加載面的幾何特性有關(guān)。本次試驗(yàn)整流罩加載面曲率較小，可以近似認(rèn)為其為平面，則式（2）可以簡(jiǎn)化為：

即：（4）

其中：S 為加載面織布的面積； c 為加載面織布邊界的周長(zhǎng)； t 為氣囊織布的厚度。

3 試驗(yàn)研究

受篇幅所限，本試驗(yàn)僅以平尾翼根整流罩下罩體為例進(jìn)行試驗(yàn)和分析。試驗(yàn)采用全橋位移計(jì)測(cè)量整流罩壁板前后兩端點(diǎn)以及壁板中間的位移。整流罩試驗(yàn)加載如圖4所示。

3.1 測(cè)量部位、測(cè)量情況以及測(cè)量數(shù)據(jù)分析

3.1.1 位移應(yīng)變測(cè)量點(diǎn)

如圖5所示，①②③為位移測(cè)量點(diǎn)，①為整流罩的前緣，②為整流罩中間位置，③為整流罩的后緣。

3.1.2 位移數(shù)據(jù)分析

通過(guò)四個(gè)工況的加載試驗(yàn)，測(cè)得三個(gè)位移監(jiān)測(cè)點(diǎn)的數(shù)值為：

4 有限元分析

4.1 結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化模式

根據(jù)翼根整流罩結(jié)構(gòu)的受力特點(diǎn)，在有限元計(jì)算模型中，罩體面板、連接帶板和密封件罩的相關(guān)結(jié)構(gòu)都簡(jiǎn)化為殼元，泡沫夾芯簡(jiǎn)化為體元，如圖6所示。

圖6 水平安定面翼根整流罩有限元模型

4.2 載荷分配

根據(jù)整流罩載荷分配情況，將翼根整流罩在X方向分為五個(gè)剖面，五個(gè)剖面的X全機(jī)坐標(biāo)分別為37.915、38.115、38.515、38.915、39.015，單位m。將五個(gè)剖面的載荷以均布載荷的方式施加在對(duì)應(yīng)的剖面上，即保證每個(gè)剖面的壓強(qiáng)與面積的乘積等于對(duì)應(yīng)的載荷。由于每個(gè)載荷均為對(duì)應(yīng)平面的法向力，故載荷以垂直于對(duì)應(yīng)剖面的方向施加。載荷分區(qū)如圖7所示。

4.3 約束形式

翼根整流罩通過(guò)螺栓與水平安定面連接，且受水平安定面法向位移約束，將整流罩對(duì)應(yīng)的螺栓位置通過(guò)CWELD單位連接，并約束12346五個(gè)方向自由度；而整流罩與水平安定面接觸面，以緊固件位置作為約束面分界線，只約束面法向即2自由度，如圖8所示。

4.4 有限元分析結(jié)果

將前處理完成的模型提交計(jì)算軟件NASTRAN，可得四個(gè)工況位移變形云圖，如圖9所示，通過(guò)提取位移監(jiān)測(cè)點(diǎn)的位移數(shù)值，可以得到對(duì)應(yīng)的位移數(shù)值，如表2所示：

對(duì)比試驗(yàn)結(jié)果和有限元計(jì)算結(jié)果，可以得出如下結(jié)論：

a）試驗(yàn)計(jì)算結(jié)果比有限元結(jié)果小，誤差在5%左右，這是由于試驗(yàn)加載中氣囊邊角處未能接觸，因而接觸面積小于理論值；

b）試驗(yàn)和理論分析都證明了整流罩設(shè)計(jì)滿足剛度要求，為復(fù)合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中廣泛應(yīng)用，提供了試驗(yàn)和理論依據(jù)；

c）有限元分析中，位移變形對(duì)于約束形式較為敏感，不僅要約束對(duì)應(yīng)的螺栓接觸，還要對(duì)整流罩與平尾的面接觸進(jìn)行約束，這樣才能準(zhǔn)確地模擬整流罩位移變形。

5 結(jié)論

本文基于新穎的氣囊加載方式，采用了封閉金屬容器限制方法，對(duì)整流罩進(jìn)行了加載試驗(yàn)。通過(guò)對(duì)比基于Hypermesh的有限元分析結(jié)果，分析研究了氣囊加載技術(shù)的優(yōu)缺點(diǎn)；驗(yàn)證了某型飛機(jī)復(fù)合材料整流罩結(jié)構(gòu)剛度滿足設(shè)計(jì)要求，為復(fù)合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中廣泛應(yīng)用，提供了試驗(yàn)和理論依據(jù)。此外，通過(guò)研究整流罩有限元模型約束形式，確定了對(duì)于既有螺栓約束，又有面接觸的特殊結(jié)構(gòu)有限元模型形式，為整流罩有限元結(jié)構(gòu)分析技術(shù)提供了實(shí)踐依據(jù)。通過(guò)以上研究，為平尾整流罩復(fù)合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)在大型飛機(jī)上的安全應(yīng)用提供了保證。

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[責(zé)任編輯：朱麗娜]