寬體客機(jī)復(fù)合材料加筋板根部對(duì)接分離面設(shè)計(jì)

秦 杰,高 偉,陳林霜,張海軍

(1.航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究所,西安 710089;2.中航西安飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)股份有限公司 財(cái)務(wù)管理部,西安 710089)

隨著復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)的積累、制造工藝水平的發(fā)展及生產(chǎn)成本的降低等, 復(fù)合材料應(yīng)用已經(jīng)從整流罩、前后緣、擾流板等機(jī)體次承力結(jié)構(gòu),到機(jī)翼級(jí)等機(jī)體主承力結(jié)構(gòu)[1]。復(fù)合材料機(jī)翼較金屬機(jī)翼可以充分發(fā)揮復(fù)合材料結(jié)構(gòu)輕質(zhì)、高效的優(yōu)點(diǎn),但是也需解決對(duì)接分離面處復(fù)合材料主結(jié)構(gòu)承受面外附加彎曲載荷的技術(shù)難題[2-3]。早期大型客機(jī)機(jī)翼根部對(duì)接一般采用設(shè)計(jì)分離面以滿(mǎn)足裝配、運(yùn)輸、更換等要求,但是設(shè)計(jì)分離面帶來(lái)了結(jié)構(gòu)重量增加、結(jié)構(gòu)和剛度不連續(xù)、應(yīng)力集中嚴(yán)重、疲勞強(qiáng)度降低等眾多不利因素;80年代以后發(fā)展的大型客機(jī)機(jī)翼根部一般采用工藝分離面設(shè)計(jì),通過(guò)分散對(duì)接結(jié)構(gòu)形式以提高機(jī)身內(nèi)部空間利用率、減輕結(jié)構(gòu)重量,但是此種結(jié)構(gòu)形式機(jī)翼加筋壁板將承受翼面70%以上彎矩所轉(zhuǎn)化的拉伸、壓縮載荷,且加筋壁板從等直段到對(duì)接分離面處中心線變化較大,最終導(dǎo)致加筋壁板根部形成較大的附加彎曲載荷[4]。當(dāng)前先進(jìn)客機(jī)A350飛機(jī)和B787飛機(jī)機(jī)翼根部分離面均采用工藝分離面設(shè)計(jì),且加筋壁板均采用復(fù)合材料層壓加筋結(jié)構(gòu),國(guó)內(nèi)在此處細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)尚沒(méi)有工程應(yīng)用經(jīng)驗(yàn),因此有必要借鑒國(guó)外先進(jìn)客機(jī)大尺寸復(fù)合材料加筋壁板根部對(duì)接細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn),獲取滿(mǎn)足國(guó)內(nèi)研制需求的對(duì)接分離面正確設(shè)計(jì)思想。

1 加筋壁板根部對(duì)接

客機(jī)機(jī)翼加筋壁板主要承受彎矩轉(zhuǎn)化的軸向拉伸、壓縮載荷,因此加筋壁板根部對(duì)接主要考慮軸向載荷的傳遞和剛度突變產(chǎn)生附加彎曲載荷的平衡。

金屬機(jī)翼上壁板主要承受壓縮載荷,對(duì)接分離面處一般采用“土”字型結(jié)構(gòu)對(duì)接,金屬機(jī)翼上壁板“土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)如圖1所示。壁板蒙皮外表面與“土”字型結(jié)構(gòu)下緣條貼合,通過(guò)緊固件機(jī)械連接形成單剪結(jié)構(gòu);長(zhǎng)桁上緣條與“土”字型結(jié)構(gòu)上緣條貼合,通過(guò)緊固件機(jī)械連接也形成單剪結(jié)構(gòu);壁板和“土”字型結(jié)構(gòu)通過(guò)兩個(gè)單剪對(duì)接結(jié)構(gòu)形成整體雙剪結(jié)構(gòu),有效傳遞壁板的軸向壓縮載荷。此種結(jié)構(gòu)形式根部剛度大,能一定程度降低附加彎曲的不利因素影響;同時(shí)根部支持系數(shù)較大,可以有效提高上壁板臨界屈曲載荷。但是此種結(jié)構(gòu)形式工藝復(fù)雜、協(xié)調(diào)界面多、裝配協(xié)調(diào)加墊工作量大,處理不當(dāng)容易產(chǎn)生裝配應(yīng)力,或變形協(xié)調(diào)時(shí)產(chǎn)生較大的附加內(nèi)應(yīng)力。

金屬機(jī)翼下壁板主要承受拉伸載荷,對(duì)接分離面處一般采用“丄”字型結(jié)構(gòu)對(duì)接。壁板蒙皮內(nèi)表面與“丄”字型結(jié)構(gòu)緣條貼合、外表面與對(duì)接帶板貼合,最終通過(guò)緊固件機(jī)械連接成雙剪結(jié)構(gòu);長(zhǎng)桁遇到“丄”字型結(jié)構(gòu)自然截止,通過(guò)長(zhǎng)桁接頭與“丄”字型結(jié)構(gòu)腹板進(jìn)行連接,長(zhǎng)桁緣條斜削過(guò)渡,金屬機(jī)翼下壁板“丄”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)如圖2所示。此種結(jié)構(gòu)形式載荷傳遞不如“土”字型結(jié)構(gòu)直接,但是工藝簡(jiǎn)單,所以一般應(yīng)用于金屬機(jī)翼下壁板。

圖2 金屬機(jī)翼下壁板“丄”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)

復(fù)合材料機(jī)翼根部載荷傳遞路線與金屬機(jī)翼類(lèi)似,但是細(xì)節(jié)又存在不同,主要體現(xiàn)在分離面處剛度突變產(chǎn)生的面外附加載荷對(duì)復(fù)合材料層間剝離的影響、復(fù)合材料制件的變形控制及裝配間隙補(bǔ)償?shù)挠绊懞蛷?fù)合材料結(jié)構(gòu)與金屬對(duì)接結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力的影響。傳統(tǒng)金屬翼面“土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)和“丄”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)是否適用復(fù)合材料機(jī)翼根部對(duì)接需詳細(xì)的工程應(yīng)用理論分析和試驗(yàn)驗(yàn)證。

1.1 A350飛機(jī)機(jī)翼加筋壁板對(duì)接

A350飛機(jī)機(jī)翼壁板采用復(fù)合材料層壓加筋結(jié)構(gòu),較空客其他系列飛機(jī)翼面材料體系(金屬翼面壁板)不同,但是壁板根部對(duì)接結(jié)構(gòu)繼承了空客其他系列飛機(jī)典型的“丄”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)思想[5-7]。A350飛機(jī)機(jī)翼壁板根部對(duì)接示意圖如圖3所示。

圖3 A350飛機(jī)機(jī)翼壁板根部對(duì)接示意圖

外翼上壁板與中央翼上壁板之間通過(guò)“丄”字型結(jié)構(gòu)、長(zhǎng)桁對(duì)接結(jié)構(gòu)進(jìn)行載荷搜集、傳遞?！皝A”字型結(jié)構(gòu)位于上壁板外表面,緣條與上壁板通過(guò)四排緊固件機(jī)械連接成整體;長(zhǎng)桁對(duì)接結(jié)構(gòu)位于上壁板內(nèi)表面,結(jié)構(gòu)形式為三面角盒式結(jié)構(gòu),一面與上壁板長(zhǎng)桁緣條、“丄”字型結(jié)構(gòu)緣條共用三排緊固件機(jī)械連接形成雙剪結(jié)構(gòu),一面與“丄”字型結(jié)構(gòu)腹板通過(guò)機(jī)械連接成整體,一面是為降低上壁板剛度突變?cè)O(shè)計(jì)的加強(qiáng)筋條。

復(fù)合材料機(jī)翼較金屬機(jī)翼上壁板根部對(duì)接結(jié)構(gòu)形式主要區(qū)別在于長(zhǎng)桁末端細(xì)節(jié)處理方式不同。為有效提高長(zhǎng)桁對(duì)壁板的支持系數(shù)和降低剛度突變對(duì)層壓結(jié)構(gòu)附加彎曲的影響,復(fù)合材料機(jī)翼上壁板長(zhǎng)桁一直延伸至壁板根部,且末端斜削特定角度;為降低長(zhǎng)桁制造難度,長(zhǎng)桁對(duì)接接頭更改為與長(zhǎng)桁下緣條連接、“丄”字型結(jié)構(gòu)緣條由壁板內(nèi)表面貼合更改至外表面貼合,最終長(zhǎng)桁對(duì)接接頭和“丄”字型結(jié)構(gòu)對(duì)壁板形成雙剪結(jié)構(gòu)。

外翼下壁板與中央翼下壁板之間通過(guò)“丄”字型結(jié)構(gòu)、對(duì)接帶板結(jié)構(gòu)進(jìn)行載荷搜集、傳遞。對(duì)接帶板結(jié)構(gòu)位于下壁板外表面,與下壁板通過(guò)四排緊固件機(jī)械連接成整體?！皝A”字型結(jié)構(gòu)位于下壁板內(nèi)表面,與下壁板長(zhǎng)桁緣條、對(duì)接帶板結(jié)構(gòu)共用三排緊固件機(jī)械連接成整體。下壁板長(zhǎng)桁腹板插入“丄”字型結(jié)構(gòu)部分緣條,截止于第二排和第三排緊固件之間,且末端斜削特定角度。

復(fù)合材料機(jī)翼下壁板根部對(duì)接設(shè)計(jì)主要特點(diǎn):長(zhǎng)桁腹板截止于“丄”字型結(jié)構(gòu)緣條第二排和第三排緊固件之間,將長(zhǎng)桁腹板的載荷提前過(guò)渡到長(zhǎng)桁下緣條,確保長(zhǎng)桁腹板的載荷提前傳遞給分離面處對(duì)接結(jié)構(gòu),適當(dāng)降低根部附加彎曲載荷;長(zhǎng)桁腹板斜削角θ對(duì)此處的附加彎曲影響較大,受拉伸載荷為主的復(fù)合材料加筋壁板長(zhǎng)桁腹板斜削角θ取值范圍15°≤θ≤25°;外翼下壁板剛心線和中央翼下壁板剛心線交點(diǎn)要落在分離面翼肋平面上,剛度突變產(chǎn)生的附加彎曲盡量通過(guò)對(duì)接翼肋平衡。

1.2 B787飛機(jī)機(jī)翼加筋壁板對(duì)接

B787飛機(jī)機(jī)翼壁板與A350飛機(jī)機(jī)翼壁板主要區(qū)別在于設(shè)計(jì)成“工”字型加筋結(jié)構(gòu),所以其機(jī)翼壁板載荷的傳遞設(shè)計(jì)有兩條傳力路徑,即加筋壁板的載荷一部分通過(guò)蒙皮傳遞給對(duì)接結(jié)構(gòu),另一部分通過(guò)長(zhǎng)桁上緣條傳遞給對(duì)接結(jié)構(gòu)?？紤]復(fù)合材料制件公差大和層間界面較弱的特點(diǎn),B787飛機(jī)機(jī)翼壁板根部對(duì)接結(jié)構(gòu)形式繼承了波音系列飛機(jī)典型的“土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)思想,但是其具體對(duì)接結(jié)構(gòu)形式與金屬翼面 “土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)不完全相同[8-12]。B787飛機(jī)機(jī)翼壁板根部對(duì)接示意圖如圖4所示。

圖4 B787飛機(jī)機(jī)翼壁板根部對(duì)接示意圖

上壁板為長(zhǎng)桁,增加對(duì)蒙皮的支持系數(shù)、降低剛度突變附加彎曲的影響,將長(zhǎng)桁延伸至壁板根部,“土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)下緣條只能布置于上壁板外表面;考慮制件的公差、補(bǔ)償墊片對(duì)壓縮載荷產(chǎn)生附加彎曲的影響,“土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)上緣條改成對(duì)接角盒的組合結(jié)構(gòu),通過(guò)對(duì)接角盒將上壁板長(zhǎng)桁上緣條與“土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)連接成整體。

下壁板采用了“土”字型整體對(duì)接結(jié)構(gòu),因復(fù)合材料制件公差較大,并未采取金屬壁板“土”字型套合結(jié)構(gòu)形式對(duì)接,而是將“土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)下緣條與下壁板蒙皮內(nèi)表面貼合、上緣條與長(zhǎng)桁上緣條貼合(貼后面設(shè)計(jì)有補(bǔ)償墊片),通過(guò)機(jī)械連接成整體,同時(shí)考慮長(zhǎng)桁提前截止、壁板蒙皮局部附加彎曲載荷,在壁板外表面設(shè)計(jì)對(duì)接帶板,從而壁板蒙皮對(duì)接處形成雙剪結(jié)構(gòu)。因下壁板長(zhǎng)桁提前截止,長(zhǎng)桁下緣條末端通過(guò)四套緊固件將長(zhǎng)桁下緣條和蒙皮連接成整體,長(zhǎng)桁末端設(shè)計(jì)成魚(yú)嘴形結(jié)構(gòu)形式。

2 加筋壁板根部對(duì)接驗(yàn)證

復(fù)合材料加筋壁板根部設(shè)計(jì)主要是受軸向載荷的傳遞和根部附加彎曲載荷對(duì)復(fù)合材料層間的影響。因根部結(jié)構(gòu)厚度尺寸較大、受壓屈曲不是主要考慮因素,拉伸載荷或壓縮載荷均因剛度突變會(huì)對(duì)根部產(chǎn)生附加彎曲載荷,且最終轉(zhuǎn)化成加筋壁板的面外剝離載荷,所以主要考慮基于拉伸載荷工況的加筋壁板根部對(duì)接載荷的傳遞(下壁板長(zhǎng)桁提前截止,其附加彎曲載荷較上壁板嚴(yán)酷)。

2.1 “丄”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)驗(yàn)證

加筋壁板材料選用180 °C固化碳纖維環(huán)氧單向帶復(fù)合材料,對(duì)接結(jié)構(gòu)材料選用鋁鋰合金金屬材料。由于長(zhǎng)桁軸線布置原因,緊固件沿長(zhǎng)桁腹板兩側(cè)非對(duì)稱(chēng)布置,一側(cè)布置一列四排緊固件,另一側(cè)布置兩列四排緊固件?！皝A”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)示意圖如圖5所示。

圖5 “丄”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)示意圖

采用MSC Patran軟件建立對(duì)接結(jié)構(gòu)有限元模型。壁板蒙皮和長(zhǎng)桁采用QUAD4殼單元模擬,緊固件由CWELD單元模擬,模型從對(duì)接肋平面一側(cè)截?cái)?截面處施加對(duì)稱(chēng)約束,壁板自由端沿長(zhǎng)桁軸線施加1 mm位移載荷?！皝A”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)應(yīng)力云圖如圖6所示。

圖6 “丄”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)應(yīng)力云圖

對(duì)加筋壁板對(duì)接結(jié)構(gòu)進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證,“丄”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)失效模式如圖7所示。

圖7 “丄”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)失效模式

A350飛機(jī)機(jī)翼加筋壁板對(duì)接方式為典型的雙剪連接,可以有效降低偏心彎矩載荷,但長(zhǎng)桁末端剛度突變產(chǎn)生的面外附加剝離載荷仍然是加筋壁板主要失效載荷,且由于復(fù)合材料各向異性,釘載分配嚴(yán)重不均勻。加筋壁板失效是位于長(zhǎng)桁末端面外剝離失效和第一排緊固件擠壓拉斷失效。通過(guò)對(duì)緊固件載荷進(jìn)行分析,翼肋對(duì)接緣條傳遞總載荷的60%,對(duì)接帶板傳遞總載荷的40%。

2.2 “土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)驗(yàn)證

B787飛機(jī)機(jī)翼加筋壁板材料選用與A350飛機(jī)機(jī)翼類(lèi)似,均采用180 °C固化碳纖維環(huán)氧單向帶復(fù)合材料,但是對(duì)接結(jié)構(gòu)材料選用了與復(fù)合材料熱膨脹系數(shù)差異不大的鈦合金金屬材料。由于對(duì)接結(jié)構(gòu)采用雙傳力路線,且工藝限制,所以加筋壁板蒙皮、長(zhǎng)桁上緣條均通過(guò)兩排兩列緊固件與對(duì)接結(jié)構(gòu)連接?！巴痢弊中蛯?duì)接結(jié)構(gòu)示意圖如圖8所示。

圖8 “土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)示意圖

按2.1節(jié)所述結(jié)構(gòu)模型簡(jiǎn)化方法構(gòu)建有限元計(jì)算模型,“土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)應(yīng)力云圖如圖9所示。

圖9 “土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)應(yīng)力云圖

對(duì)加筋壁板對(duì)接結(jié)構(gòu)進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證,“土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)失效模式如圖10所示。

圖10 “土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)失效模式

加筋壁板失效是位于長(zhǎng)桁末端面斜削外剝離失效和第一排緊固件擠壓拉斷失效。通過(guò)對(duì)緊固件載荷進(jìn)行分析,長(zhǎng)桁上緣條對(duì)接處傳遞總載荷的35%,壁板蒙皮對(duì)接帶板傳遞總載荷的65%。

3 對(duì)接方案討論

復(fù)合材料機(jī)翼加筋壁板根部對(duì)接需考慮以下幾點(diǎn):

(1)長(zhǎng)桁軸線布置。大尺寸復(fù)合材料加筋壁板根部對(duì)接載荷較大,長(zhǎng)桁軸線布置需考慮根部對(duì)接緊固件列數(shù)的排布,盡量將緊固件對(duì)稱(chēng)布置于長(zhǎng)桁腹板平面兩側(cè)。若緊固件不能對(duì)稱(chēng)布置于長(zhǎng)桁腹板平面兩側(cè),需仔細(xì)評(píng)估靠近長(zhǎng)桁腹板列緊固件與靠近長(zhǎng)桁側(cè)邊列緊固件載荷的差異,確?？拷L(zhǎng)桁腹板列緊固件孔不發(fā)生擠壓破壞。

(2)對(duì)接結(jié)構(gòu)材料選擇。不同對(duì)接結(jié)構(gòu)形式的對(duì)接結(jié)構(gòu)材料選用不同。“丄”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)工藝簡(jiǎn)單,裝配過(guò)程中工藝補(bǔ)償墊片較少,所以對(duì)接結(jié)構(gòu)材料可以采用抗疲勞裂紋擴(kuò)展性、斷裂韌性和耐腐蝕性能更好的鋁鋰合金;“土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)工藝復(fù)雜,裝配過(guò)程中工藝需補(bǔ)償墊片較多,且可能存在局部厚墊片,所以對(duì)接結(jié)構(gòu)材料采用與復(fù)合材料加筋壁板相容性較好的鈦合金材料。

(3)工藝性。單根長(zhǎng)桁加筋壁板對(duì)接試驗(yàn)件裝配過(guò)程中,“土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)裝配難度較“丄”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)大,且承載能力試驗(yàn)中先于“丄”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)破壞。若采用“土”字型對(duì)接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需對(duì)加筋壁板變形進(jìn)行嚴(yán)格控制和對(duì)工藝補(bǔ)償墊片仔細(xì)考量。

(4)熱應(yīng)力影響。分離面處是對(duì)接涉及金屬結(jié)構(gòu)與復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的混雜連接。翼面根部弦向尺寸較大,所以此處熱膨脹載荷的影響不容忽視。B787飛機(jī)根部對(duì)接結(jié)構(gòu)采用了與復(fù)合材料熱膨脹系數(shù)差異不大的鈦合金材料,受鈦合金成形工藝、裝配風(fēng)險(xiǎn)等因素影響,機(jī)翼根部單側(cè)對(duì)接結(jié)構(gòu)僅布置兩排緊固件;A350飛機(jī)根部對(duì)接結(jié)構(gòu)采用了鋁鋰合金,鋁鋰合金成形工藝較鈦合金簡(jiǎn)單,可以充分發(fā)揮翼展方向結(jié)構(gòu)布置空間,但是其與復(fù)合材料熱膨脹系數(shù)差異較大,需考慮溫度載荷的附加影響。

(5)復(fù)合材料加筋壁板承受面外載荷能力較弱,根部細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)時(shí)需注意長(zhǎng)桁末端斜削角設(shè)計(jì)和長(zhǎng)桁腹板載荷傳遞設(shè)計(jì),進(jìn)而有效的降低剛度突變和變形協(xié)調(diào)產(chǎn)生的加筋壁板面外剝離載荷。

(6)復(fù)合材料加筋壁板根部對(duì)接區(qū)域混雜結(jié)構(gòu)緊固件可靠性設(shè)計(jì)。加筋壁板根部對(duì)接區(qū)域是大載荷、大壁厚、混雜多層、大直徑緊固件連接的對(duì)接區(qū)域。緊固件間隙配合會(huì)降低金屬結(jié)構(gòu)疲勞壽命、增加釘載不均勻系數(shù)等系列問(wèn)題;干涉配合連接可能帶來(lái)復(fù)合材料層壓結(jié)構(gòu)分層的技術(shù)風(fēng)險(xiǎn),所以此處的連接設(shè)計(jì)需要進(jìn)行工藝驗(yàn)證試驗(yàn)考核。

國(guó)內(nèi)僅在預(yù)研課題中對(duì)復(fù)合材料機(jī)翼根部對(duì)接結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行了研究,考慮國(guó)內(nèi)復(fù)合材料制件工藝水平、裝配精度和產(chǎn)品安全等因素,該文采用了“丄”字型對(duì)接、周向膨脹緊固件連接結(jié)構(gòu),且最終通過(guò)2.5 g過(guò)載靜力試驗(yàn)考核。

4 結(jié)論

大尺寸復(fù)合材料加筋壁板根部對(duì)接分離面設(shè)計(jì)是機(jī)體復(fù)合材料主結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的一個(gè)技術(shù)難點(diǎn),文中對(duì)先進(jìn)客機(jī)A350飛機(jī)和B787飛機(jī)機(jī)翼復(fù)合材料加筋壁板根部對(duì)接細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)進(jìn)行了詳細(xì)的闡述,且結(jié)合現(xiàn)有工程研制經(jīng)驗(yàn)進(jìn)行了補(bǔ)充說(shuō)明,其研究成果可為大尺寸復(fù)合材料加筋壁板根部對(duì)接設(shè)計(jì)提供借鑒和參考。