大開口升降式光電吊艙設(shè)計技術(shù)研究

苗志桃，李建平，白艷潔

（航空工業(yè)西安飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司設(shè)計院，西安710089）

0 引言

根據(jù)機(jī)身開口尺寸大小，開口可分為大開口、中開口與小開口。小開口不破壞承力結(jié)構(gòu)的完整性，以框架形式沿開口周圍加上剛性墊板，并采用快卸螺釘將口蓋蓋上；中開口破壞了機(jī)身受力構(gòu)件的完整性，需采用與機(jī)身總體受力構(gòu)件連成一體的承力口蓋；大開口完全破壞了總體載荷的傳力路線，且受使用條件的限制，不能采用同機(jī)身受力結(jié)構(gòu)連成一體的承力口蓋［1］。為滿足機(jī)身加裝光電吊艙及升降機(jī)構(gòu)的需求，需在機(jī)身下部已經(jīng)存在門窗開口基礎(chǔ)上，新增光電吊艙開口，打斷完整機(jī)身結(jié)構(gòu)，形成大開口結(jié)構(gòu)［2-3］。

目前在國內(nèi)外飛機(jī)改裝領(lǐng)域，通常是按照“誰研制、誰制造、誰改裝”的原則進(jìn)行，通航類飛機(jī)改裝［4］作為飛機(jī)中技術(shù)難度高、改裝困難的一類全氣密結(jié)構(gòu)飛機(jī)，在完全脫離原機(jī)和制造廠的情況下，國內(nèi)還沒有此類改裝先例。同時由于機(jī)身大開口導(dǎo)致結(jié)構(gòu)剛度發(fā)生急劇變化、變形不連續(xù)等問題，使得機(jī)身大開口加強(qiáng)設(shè)計成為飛機(jī)設(shè)計改裝的重點(diǎn)和難點(diǎn)［5-6］。趙凱等［7］提出了改裝結(jié)構(gòu)氣動力特性分析，但是未綜合考慮慣性載荷影響；童明成［8］提出了特種飛機(jī)改裝設(shè)計思路，但是不包含缺乏原始數(shù)據(jù)的飛機(jī)。

本文以國外某飛機(jī)加裝光電吊艙為例，從適航規(guī)定、適航要求及用戶初步技術(shù)要求側(cè)重點(diǎn)出發(fā)，通過加裝光電吊艙升降機(jī)構(gòu)的設(shè)計驗證思路，提出以缺乏原始數(shù)據(jù)的飛機(jī)改裝設(shè)計方法，探討并說明各嚴(yán)重工況載荷計算方法，梳理強(qiáng)度校核的思路及有限元模型簡化原則，并給出改裝結(jié)構(gòu)強(qiáng)度是否合格的判斷標(biāo)準(zhǔn)。

1 開口區(qū)加強(qiáng)設(shè)計及驗證

1.1 開口區(qū)加強(qiáng)設(shè)計

加裝光電吊艙改裝部位位于后機(jī)身下壁板右側(cè)，開口區(qū)域沿縱向與后登機(jī)門位置相同，由于大開口，破壞了機(jī)身受力閉室，為保證機(jī)身結(jié)構(gòu)傳力完整和剛度連續(xù)，需對大開口承彎承扭進(jìn)行補(bǔ)強(qiáng)［9］。在機(jī)身開口前后布置了加強(qiáng)隔框，兩側(cè)布置了加強(qiáng)縱梁，形成了受力口框，使開口邊緣剛度分配合理、變形小，開口處加強(qiáng)方案如圖1所示。

圖1 開口處加強(qiáng)方案Fig.1 Opening reinforcement plan

1.2 開口區(qū)強(qiáng)度驗證

飛機(jī)改裝時，由于缺乏原始數(shù)據(jù)，開口區(qū)強(qiáng)度驗證核心問題是如何說明改裝后機(jī)身結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不低于原結(jié)構(gòu)［10］，基于此，本文采用單力素對比方法。單力素對比方法基于材料力學(xué)第四強(qiáng)度理論（形狀改變能密度理論）［11］，后機(jī)身可看作一懸臂梁，其中梁的彎曲和軸力產(chǎn)生正應(yīng)力，梁的扭轉(zhuǎn)和剪力產(chǎn)生剪應(yīng)力，梁截面上任一點(diǎn)的綜合應(yīng)力為

式中：σv為梁截面上任一點(diǎn)的綜合應(yīng)力；σ為梁截面上任一點(diǎn)的正應(yīng)力；τ為梁截面上任一點(diǎn)的剪應(yīng)力。

在邊界條件相同時，各單力素工況下，改裝后開口區(qū)應(yīng)力均低于原結(jié)構(gòu)應(yīng)力，則改裝后機(jī)身上任一點(diǎn)的正應(yīng)力和剪應(yīng)力低于原結(jié)構(gòu)應(yīng)力，即綜合應(yīng)力低于原結(jié)構(gòu)應(yīng)力，因此可以說明結(jié)構(gòu)滿足強(qiáng)度要求。

2 載荷設(shè)計研究

改裝飛機(jī)原點(diǎn)在機(jī)頭頂點(diǎn)，x軸沿機(jī)身構(gòu)造水平線向前為正，y軸向左為正，z軸在飛機(jī)對稱面內(nèi)向上為正，構(gòu)成右手坐標(biāo)系。

載荷設(shè)計時，根據(jù)CCAR23部規(guī)定［12］，進(jìn)行飛行情況機(jī)動過載、突風(fēng)過載以及地面應(yīng)急著陸嚴(yán)重載荷情況計算。

2.1 過載計算

由于光電吊艙位于機(jī)身尾部下方，采用尾翼嚴(yán)重角加速度來計算其垂向慣性載荷，作用點(diǎn)為光電吊艙重心處，根據(jù)CCAR23部第23.423條：

（1）在速度為VA（最大機(jī)動速度）時，將俯仰操縱器件突然向后移動到最大和突然向前移動到最大，直至操縱止動點(diǎn)或駕駛員限制作用力，取兩者中之最臨界情況。

（2）在速度大于VA時，將俯仰操縱器件突然向后移動隨后向前移動，產(chǎn)生法向加速度和角加速度的組合如表1所示，其中，an為用于飛機(jī)設(shè)計的正限制機(jī)動載荷系數(shù)；V為初始速度。

表1 法向加速度和角加速度Table 1 Normal acceleration and angular acceleration

當(dāng)VA為182節(jié)（94 m/s）時，飛機(jī)載荷系數(shù)如表2所示。

表2 機(jī)動載荷系數(shù)Table 2 Dynamic load factor

計算時an取3.1，初始速度V大于VA時，其值越大，角加速度越小。因此計算取等于VA的初始速度V，以最大的角加速度進(jìn)行慣性載荷計算。

俯仰角加速度ω˙為

機(jī)動過載計算公式為

突風(fēng)載荷系數(shù)計算為

式中：Kg為突風(fēng)緩和系數(shù)為根據(jù)CCAR23部第23.333條款（c）得到的突風(fēng)速度；為具體載荷情況下適用的飛機(jī)重量產(chǎn)生的翼載；g為重力加速度。

2.2 載荷計算

地面應(yīng)急著陸嚴(yán)重情況根據(jù)CCAR23部第23.561條設(shè)計。

機(jī)身結(jié)構(gòu)主要承受氣密壓力以及機(jī)身切面的剪力、彎矩以及扭矩，采用對比分析的方法對機(jī)身結(jié)構(gòu)改裝區(qū)域結(jié)構(gòu)強(qiáng)度進(jìn)行分析。機(jī)身軸向載荷Nx較小，忽略不計，分別進(jìn)行氣密壓力、機(jī)身切面的縱向剪力、橫向剪力、側(cè)向彎矩、縱向彎矩以及扭矩6種工況下的改裝前后應(yīng)力對比分析，載荷工況如表3所示。

表3 機(jī)身結(jié)構(gòu)改裝載荷工況Table 3 Load cases of fuselage structure modification

將光電吊艙氣動載荷和慣性載荷合并后，等效到光電吊艙重心處，嚴(yán)重工況下，光電吊艙載荷飛行情況總載荷如表4所示，地面情況總載荷如表5所示。

表4 飛行情況光電吊艙重心處總載荷Table 4 Total load at the center of gravity of photoelectric pod in flight

表5 地面情況光電吊艙重心處總載荷Table 5 Total load at the center of gravity of photoelectric pod under ground condition

3 光電吊艙及升降機(jī)構(gòu)設(shè)計

在光電吊艙安裝艙內(nèi)布置升降機(jī)構(gòu)，用于操縱光電吊艙的升降，安裝托架通過3根縱向?qū)к壈惭b在艙壁上，通過絲杠實現(xiàn)升降功能。光電吊艙安裝在安裝座上，安裝座通過支臂由絲杠傳動機(jī)構(gòu)驅(qū)動沿著導(dǎo)軌實現(xiàn)升降功能，絲杠傳動機(jī)構(gòu)通過傳動機(jī)構(gòu)和電機(jī)相連接，結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 光電吊艙改裝結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Structure diagram of photoelectric pod refitting

3.1 升降機(jī)構(gòu)絲杠選取

根據(jù)《機(jī)械設(shè)計手冊》第3冊第22篇第4章，滑動螺旋副的失效主要是螺紋磨損［13］，因此螺桿的直徑和螺母高度通常是根據(jù)耐磨性計算確定。查表22.4-2［13］，根據(jù)項目耐磨性中徑計算公式和參數(shù)選定，梯形螺紋中徑公式為

式中：d2為螺桿中徑；ζ為梯形螺紋、矩形螺紋，取ζ=0.8；ψ為整體式螺母，ψ的范圍為1.2～2.5；［P］為許用壓強(qiáng)。

滑動速度范圍取低速，螺母材料為青銅，絲杠材料為不銹鋼，因此絲杠中徑的最大值（保守情況）取ψ=1.2，［P］=18 MPa，計算得到d2=12.07 mm。

3.2 電機(jī)設(shè)計

電機(jī)輸出轉(zhuǎn)矩公式［13］為

式中：MP為克服螺紋間摩擦力所必須的力矩；P0為絲杠負(fù)載；ρ為螺紋的摩擦角，ρ=arctanf，其中f為絲杠與支座在螺紋間的摩擦系數(shù)，其值見《飛機(jī)設(shè)計手冊》第9冊表33-21［14］；α為螺紋上升角，α=為螺距；d2為螺紋的平均直徑。

負(fù)載P0取絲杠限制載荷為3 277 N，螺距t為4 mm，中徑d2為18 mm，摩擦系數(shù)f取有潤滑油的精加工表面為0.15，計算得轉(zhuǎn)矩為6 580 N·mm，即6.58 N·m。

4 強(qiáng)度分析方法及驗證

改裝區(qū)域總體應(yīng)力計算時，根據(jù)飛機(jī)機(jī)身實際結(jié)構(gòu)以及改裝結(jié)構(gòu)圖紙，分別建立改裝前后改裝區(qū)域的機(jī)身結(jié)構(gòu)有限元模型。有限元建模時，結(jié)構(gòu)簡化的基本原則為：蒙皮簡化為板殼單元；隔框及隔板簡化為桿板桿單元；長桁和筋條簡化為桿單元；光電吊艙轉(zhuǎn)塔艙艙壁簡化為板殼單元［15］。

改裝前機(jī)身結(jié)構(gòu)有限元模型如圖3所示，改裝后有限元模型如圖4所示。有限元計算時選取開口區(qū)前后4個機(jī)身框位為計算模型，在機(jī)身前部框平面簡支約束，根據(jù)圣維南原理，約束僅對約束點(diǎn)附近應(yīng)力分布有影響，對開口區(qū)應(yīng)力分布無影響。

圖3 改裝前有限元模型示意圖Fig.3 Schematic diagram of finite element model before refitting

圖4 改裝后有限元模型示意圖Fig.4 Schematic diagram of modified finite element model

4.1 機(jī)身更改結(jié)構(gòu)

對機(jī)身更改區(qū)域的結(jié)構(gòu)分別建立改裝前后有限元模型，分析兩種模型在6種給定載荷工況下的計算結(jié)果。機(jī)身氣密壓力改裝前后應(yīng)力云圖如圖5～圖6所示，各工況應(yīng)力計算結(jié)果如表6所示。

圖5 改裝前開口區(qū)域應(yīng)力云圖Fig.5 Stress nephogram of opening area before refitting

圖6 改裝后開口區(qū)域應(yīng)力云圖Fig.6 Stress nephogram of opening area after modification

表6 改裝前后改裝區(qū)域應(yīng)力對比Table 6 Stress comparision of refitting aera before and after refitting

從表6可以看出：在6種工況下，改裝后改裝區(qū)的機(jī)身結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平均低于改裝前，因此可以認(rèn)為改裝后機(jī)身結(jié)構(gòu)綜合應(yīng)力低于改裝前，即結(jié)構(gòu)滿足強(qiáng)度設(shè)計要求。

4.2 絲杠強(qiáng)度

絲杠設(shè)計時，絲杠主要承受軸向載荷，用于傳遞電機(jī)的輸出轉(zhuǎn)矩，并對光電吊艙升降機(jī)構(gòu)起支持作用。校核絲杠強(qiáng)度是對本文升降機(jī)構(gòu)絲杠選取、電機(jī)選擇等研究工作的驗證。查《機(jī)械設(shè)計手冊》第3冊，絲杠強(qiáng)度當(dāng)量應(yīng)力計算公式［13］為

式中：F為絲杠極限載荷；d1為絲杠內(nèi)徑；T為絲杠傳遞轉(zhuǎn)矩。

計算時，當(dāng)量應(yīng)力σ為30.2 MPa，絲杠材料為0Cr18Ni9，強(qiáng)度極限為520 MPa，絲杠安全裕度遠(yuǎn)大于0。計算結(jié)果表明：絲杠計算當(dāng)量應(yīng)力較小，材料選擇合理，嚴(yán)重載荷作用下，絲杠能夠滿足強(qiáng)度設(shè)計要求，因此升降機(jī)構(gòu)絲杠選取和電機(jī)選擇合理可行。

5 結(jié)論

（1）單力素對比方法基于材料力學(xué)的第四強(qiáng)度理論，將后機(jī)身看作一懸臂梁，并充分模擬了機(jī)身結(jié)構(gòu)的各種受載情況，能夠較為準(zhǔn)確地驗證機(jī)身結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。

（2）光電吊艙載荷設(shè)計時包含了吊艙氣動載荷和慣性載荷，并將兩者的最大值同時施加到了結(jié)構(gòu)上，絲桿和電機(jī)的結(jié)構(gòu)選擇偏保守。

（3）由于大量國外飛機(jī)有改裝需求，采用單力素對比方法作為強(qiáng)度合格的評價指標(biāo)，在飛機(jī)改裝缺乏原始數(shù)據(jù)或信息輸入較少時，指導(dǎo)同類型飛機(jī)改裝設(shè)計具有重要參考價值。