趙小龍，王 巖

(中航工業(yè)沈飛民用飛機有限責任公司 工程研發(fā)中心，沈陽 110179)

客機復合材料APU艙門結構設計及分析

趙小龍，王 巖

(中航工業(yè)沈飛民用飛機有限責任公司 工程研發(fā)中心，沈陽 110179)

按照結構布局、適航要求及APU門載荷水平，對復合材料APU艙門結構進行設計研究。為滿足防火要求和閃電防護要求，選擇先進碳纖維復合材料和泡沫芯材，設計了一種復合材料夾層結構。利用有限元模型對夾層結構在氣動載荷和風載作用下進行應力和位移分析，得到應變云圖和變形云圖，分析說明該夾層結構設計滿足設計要求。通過對B737飛機APU艙門結構研究和重量提取，進行重量等效對比分析，結果表明該復合材料夾層結構比金屬結構重量輕25.8%，減重效果明顯。

APU艙門；結構設計；復合材料；強度分析；夾層結構

在大、中型飛機上，為了減少對地面(機場)供電設備的依賴，都裝有獨立的小型動力裝置，稱為輔助動力裝置或APU(Auxiliary Power Unit)[1]?？蜋C的APU通常裝在機身尾部的非增壓艙內(nèi)，位于方向舵后下方[2]，機身下部有大型開口供APU裝卸和檢修，這種大型檢修口蓋就是APU艙門。CCAR 25.865要求位于指定火區(qū)或可能受到火區(qū)著火影響的鄰近區(qū)域內(nèi)必不可少的飛行操縱系統(tǒng)、發(fā)動機架和其它飛行結構，必須用防火材料制造或加以屏蔽，使之能經(jīng)受住著火影響[3]。在APU工作狀態(tài)下APU艙內(nèi)溫度較高，有著火危險，對周圍的機身和艙門結構有防火和耐火要求[4]，防火設計是APU艙門設計難點之一?？湛凸続320系列客機APU艙門結構采用金屬結構，主承力部件選用鋁合金材料，鋁合金結構不滿足CCAR 25防火要求，為滿足防火要求，在鋁合金結構上鋪設一層不銹鋼內(nèi)蒙皮，火焰被不銹鋼隔離，燒不到鋁合金主結構。

復合材料是20世紀60年代中期崛起的一種新型材料，有比強度、比剛度高、可設計性強、耐腐蝕等許多優(yōu)異性能。在有人駕駛飛機結構上的應用始于20 世紀70 年代，其間經(jīng)歷了漫長的發(fā)展過程，從最初的次承力結構逐漸發(fā)展到現(xiàn)在的主受力結構和復雜結構的設計與應用[5]?，F(xiàn)已廣泛用于航空領域，對促進結構的輕量化、整體化和高性能化起到了很大的作用。大型客機A380飛機僅碳纖維復合材料的用量已達32 t左右,占結構總重的15%,再加上其他種類的復合材料,估計復合材料總用量可達結構總重的25%左右[6]，包括APU艙門結構。A380飛機APU艙門結構選用了漢高和日本東邦公司共同研究開發(fā)的碳纖維-新型苯并惡嗪樹脂預浸漬件，因為環(huán)氧樹脂在溫度和阻燃性能方面不具有優(yōu)勢，這些部件原來的設計是使用雙馬來酰亞胺樹脂材料。但是雙馬來酰亞胺樹脂的成本昂貴，固化時間長，而且對于細小裂紋很敏感。而漢高新型苯并惡嗪樹脂能提供較好的平衡性能，相對于雙馬來酰亞胺樹脂，能承受更低的溫度，固化時間更短，同時還能滿足耐高溫的要求。

可見復合材料結構已經(jīng)是APU艙門結構發(fā)展的主流方向之一，文本通過適航要求、材料選取、結構設計和強度分析等對復合材料APU艙門結構進行分析研究，具有一定的工程應用價值。

1 APU艙門結構設計

1.1 設計要求

某客機APU艙內(nèi)設計工作溫度在-53 ℃至+134 ℃范圍內(nèi)，著火后火焰溫度約1 093 ℃，APU艙段也是雷擊掃略區(qū)，由于特殊的工作環(huán)境，APU艙門結構除滿足自身強度外，必須滿足防火要求和閃電防護要求[7-8]，見表1，表中：LC1為飛行載荷工況，6 g垂直向下過載及氣動載荷，單側門的氣動載荷在總體坐標系下:Fy=3 673.38 N，F(xiàn)z=-1 377.28 N；LC2為在地面載荷工況下APU艙門完全打開狀態(tài)下承受33.44 m/s的風載及自身重量；u為許用變形位移。

表1 設計要求

1.2 材料選擇

APU艙門選用泡沫夾層結構，優(yōu)點是重量輕、抗彎剛度高。利用其較高的抗彎剛度來提高板的穩(wěn)定性，可以很好地協(xié)調(diào)其臨界失穩(wěn)應力水平和靜強度許用應力水平[9]。

通過對動力裝置防火適航要求的分析[10]，APU艙段使用的材料必須能夠承受高溫環(huán)境、阻燃、低煙和低毒以避免燃燒時產(chǎn)生煙霧或有毒氣體進入客艙區(qū)域。為了滿足適航防火和耐高溫要求，因此APU艙門壁板鋪層選擇了應用于A380飛機APU艙結構的復合材料，厚度為0.3 mm的185 ℃固化的碳纖維苯并惡嗪樹脂織物預浸料(Epsilon97702.1/HTA 5HS-285)，優(yōu)點是固化時間更短，具有良好的力學性能、耐溫性能及防火性能[11]。力學性能見表2，表中：E11和E22分別為單層板1方向和2方向上的彈性模量；μ12為單層板單獨在1方向受力時的波松比；G12為單層板在1-2平面內(nèi)的剪切彈性模量；εtu為極限許用拉應變；εcu極限許用壓應變；εsu極限許用剪應變。

表2 Epsilon97702.1/HTA 5HS-285預浸料力學性能

芯材通常使用蜂窩或泡沫。蜂窩具有壓縮模量高和重量輕的優(yōu)點，是飛機結構廣泛使用的夾心材料。但在某些情況下，如面板出現(xiàn)裂紋時，液態(tài)水和水蒸氣很容易進入蜂窩，冰凍后膨脹，將破壞鄰近蜂窩孔格的粘結，降低了夾層結構的性能而必須進行修理，費用十分昂貴[12]。APU艙內(nèi)會有大量冷凝水流經(jīng)艙門結構并積聚在最低端的排液口，蜂窩夾層結構件的維護費用使得原本質(zhì)輕的優(yōu)點和泡沫夾層結構相比不再存在，剛性泡沫是閉孔的，水和水汽不能進入夾心內(nèi)部，減少了維護檢查的成本，全壽命成本更加經(jīng)濟。ROHACELL WF泡沫是聚甲基丙烯酰亞胺閉孔剛性泡沫，共固化工藝溫度可達180 ℃，還易于機械加工和具有良好的防火性能(低煙霧濃度，不釋放有害物質(zhì))[13]，已經(jīng)在各種飛機結構中成功地應用[14]，夾芯材料選用了ROHACELL 71 WF-HT型泡沫，力學性能見表3。

表3 ROHACELL 71 WF-HT型泡沫性能

復合材料在沒有雷擊防護層的情況下，在經(jīng)受60～100 kA峰值電流和1.9 C電荷量放電后會產(chǎn)生嚴重損傷，必須進行防雷擊處理。此APU艙門在氣動表面上鋪金屬絲網(wǎng)與碳纖維材料共固化，再用電搭鐵線把金屬網(wǎng)和機身連接形成導電通路，將雷電傳導到機身。與火焰噴涂鋁或鋁箔措施相比，金屬絲網(wǎng)鋪層措施優(yōu)點是重量最輕，維修費用低和成本最低[15]，選用的金屬網(wǎng)是一種帶有膠膜的銅網(wǎng)。結構材料見表4。

表4 主要結構材料

1.3 鋪層設計

APU艙門結構是夾層壁板結構，起維持氣動外形和連接其它組件的作用。為保證各方向都具有好的承載能力，各方向性能一致，上下面板采用準各向同性鋪層方式。0°、±45°和90°鋪層比例分別為25%、50%和25%。

結構主要受彎曲載荷，為滿足輕質(zhì)化要求，在滿足夾層結構上下面板強度要求的前提下，盡可能地減少面板鋪層，通過調(diào)整泡沫厚度來控制艙門抗彎剛度。經(jīng)過改變鋪層層數(shù)，計算面板單層中X/Y向的最大平面應力，選擇0/90和+/-45鋪層比例各占50%，鋪層數(shù)量為[05/±455/905]，泡沫夾層處厚度為22.35 mm，鋪層順序見表5，無泡沫夾芯處厚度為3.5 mm。APU艙門結構三維模型見圖1，稱重得總重量為13.325 kg。

圖1 某型飛機APU艙門結構

表5 夾層結構鋪層順序

2 夾層結構有限元分析

2.1 有限元模型

APU艙門結構由2塊對開形式的復合材料壁板組成，每塊壁板展開呈梯形，最長邊長1 686 mm，最寬邊長749 mm。每塊壁板通過4個鉸鏈與機身鉸接，艙門對合處通過3副鉤鎖鉸接，前后兩端分別通過1個插銷鎖鉸接。使用CATIA建立的三維模型見圖2。

圖2 APU艙門裝配構型

圖3所示為構成層合板的織物性能示意圖，11方向為織物的軸向方向，22方向為垂直于織物軸向的方向(橫向)，可以看出織物為正交各向異性材料，在MSC.Patran中定義織物為2D Orthotropic材料，取失效準則為蔡-吳準則(Tsai-Wu)，該失效模式中包含了織物1方向和2方向拉伸、壓縮強度，12方向的剪切強度，1方向和2方向的相互影響因子，層間剪切強度極限。

圖3 織物性能特點示意圖

使用MSC.Patran選取CATIA數(shù)模理論外形為基準面，并根據(jù)不同部位鋪層順序的不同，使用邊界線將基準面分隔，并進行網(wǎng)格劃分?？紤]到蒙皮承受一部分的面外壓力，將其簡化為殼元，材料為層合板，泡沫材料視為一層單向板[16]。艙門對合處密封支架承受一部分彎曲，簡化為梁元。艙門打開情況下伸縮桿承受軸向載荷，簡化為桿元。鉸鏈、快卸鉤鎖、插銷鎖對艙門的約束用多節(jié)點約束代替，鉸接處釋放1個旋轉(zhuǎn)自由度，建立有限元模型見圖4。利用MSC.Patran定義不同鋪層的方向角和厚度，將所定義的材料賦給有限元模型。

2.2 計算分析

APU艙門結構強度校核包括LC1和LC2兩種載荷工況，見表1，載荷是兩種工況下的極限載荷。使用MSC.Nastran軟件在兩種工況下對有限元模型進行計算，得到復合材料結構變形和應變云圖。

圖4 APU艙門結構有限元模型

在飛行情況下，在載荷LC1的作用下，計算得到復合材料結構變形和應變云圖，見圖5～圖8。最大變形區(qū)域在左側壁板、前部兩個鉤鎖之間①,為0.705 mm，最大拉應變區(qū)域在左側壁板、前端插銷鎖處②，為359 με，最大壓應變區(qū)域在4號鉸鏈處③，為316 με，最大剪應變區(qū)域在4號鉸鏈處④，為291 με。

圖5 在載荷LC1作用下的變形云圖

圖6 在載荷LC1作用下的拉應變云圖

在地面打開時結構通過1根支撐桿支撐，在3號和4號鉸鏈上分別設計了打開限位塊，防止艙門超出最大打開角度。風載加在艙門內(nèi)表面上，方向由內(nèi)向外，在載荷LC2的作用下，計算得到復合材料結構變形和應變云圖，見圖9～圖12。最大變形區(qū)域發(fā)生于壁板后部中間處⑤，為11.8 mm，最大拉應變發(fā)生在4號鉸鏈處⑥，為1 200 με，最大壓應變發(fā)生在4號鉸鏈處⑦，為1 040 με，最大剪應變發(fā)生在4號鉸鏈處⑨，為1 100 με。

圖7 在載荷LC1作用下的壓應變云圖

圖8 在載荷LC1作用下的剪應變云圖

圖9 在載荷LC2作用下的變形云圖

圖10 在載荷LC2作用下的拉應變云圖

圖11 在載荷LC2作用下的壓應變云圖

圖12 在載荷LC2作用下的剪應變云圖

由各工況下變形圖和應變圖得最大應變和最大變形位移見表6，最大應變滿足要求，最大變形接近極限位移要求，說明這種情況下可以按零件剛度設計，復合材料結構已充分優(yōu)化，滿足在飛行工況和地面打開工況下的強度和剛度要求。

表6 最大變形位移和最大應變

3 減重分析

B737飛機APU艙門主承力部件是鋁合金結構，包括外蒙皮、框、梁和鎖支座，見圖13。用CATIA軟件測量鋁合金結構三維模型得到重量為12.536 kg。在鋁合金結構上裝有玻璃纖維防火罩，見圖14，玻璃纖維預浸料單層厚度0.3 mm，面密度0.310 9 kg/m2，測量三維模型得到重量為7.873 kg。B737飛機APU艙門金屬結構總重量W1=20.409 kg。

圖13 金屬結構構型

圖14 玻璃纖維罩構型

金屬結構包含了鎖支座和防火罩，為得到較準確的對比結果，復合材料結構重量也應該包括鎖支座、鎖防火罩和其它支座，重量為1.828 kg，得到復合材料結構總重W0=15.153 kg。

B737飛機金屬APU艙門結構與此復合材料結構尺寸和重量對比情況見表7，表中：L1為航向最大邊長，L2為橫向最長邊長，S為外蒙皮面積，M為結構重量。

表7 復合材料門和金屬門的對比

由表7得到：兩個艙門開口尺寸相近，開口面積相差不到0.05%，所以B737 APU艙門結構可以等效為此機型APU艙門的金屬結構，經(jīng)計算得復合材料結構減重達25.8%，減重效果明顯。

4 結 論

本文設計了滿足設計要求的復合材料APU艙門夾層結構，材料選擇應用于A380飛機APU艙的碳纖維-新型苯并惡嗪樹脂預浸漬料和聚甲基丙烯酰亞胺閉孔剛性泡沫，通過設計鋪層，使用MSC.Patran建立夾層結構有限元模型并進行強度分析計算，最后與B737飛機APU艙門進行重量對比分析，總結得出：

(1)185 ℃固化的碳纖維苯并惡嗪樹脂預浸料和聚甲基丙烯酰亞胺閉孔剛性泡沫共固化形成的復合材料壁板可用于APU艙門結構，滿足適航規(guī)章的防火和耐高溫要求。

(2)通過有限元模型分析結果，說明此復合材料夾層結構滿足在飛行工況和地面打開工況下的強度和剛度要求，在輸入條件相同情況下，壁板可以按零件剛度設計。

(3)與同尺寸金屬結構比較，APU艙門復合材料夾層結構減重25.8%。

[1]胡偉.關于老舊飛機APU的再利用[J].科技創(chuàng)新與應用,2013(3):49-50.

[2]張旭,吳勇.波音737NG飛機APU起動失敗故障分析[J].航空維修與工程,2012(2):62-64.

[3]CCAR-25-R4 運輸類飛機適航標準[S].北京：中國民用航空局，2011.

[4]孫世東,白康明,梁力.運輸類飛機發(fā)動機短艙火焰防護設計與驗證[J].航空工程進展,2013(1):17-21.

[5]顧誦芬.飛機總體設計[M].北京:北京航空航天大學出版社,2008.

[6]陳紹杰.復合材料與A380客機[J].航空制造技術,2002(9):27-29.

[7]AC20-135.Powerplant Installation and Propulsion System Component Fire Protection Test Methods,Standards and Criteria[S].USA:Federal Aviation Administration，1990.

[8]《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊 第10冊[S].北京:航空工業(yè)出版社,2000.

[9]中國航空研究院.復合材料結構設計手冊[S].北京:航空工業(yè)出版社,2001.

[10]何江,孫有朝,王豐產(chǎn).運輸類飛機動力裝置防火適航要求分析[C]//2010年航空器適航與空中交通管理學術年會論文集.北京:中國民航科學技術研究院,2010:186-190.

[11]畢鴻章.苯并惡嗪樹脂和碳纖維預浸料[J].高科技纖維與應用,2010(6):59.

[12]竇潤龍,胡培.復合材料泡沫夾層結構在民機中的應用[J].民用飛機設計與研究,2004(3):42-45.

[13]胡培,陳秀華.PMI泡沫夾芯結構在A380后壓力框上的應用[J].航空制造技術，2009(15):46-49.

[14]胡培.PMI泡沫:夾層結構的芯材[J].玻璃鋼,2003(2):9-17.

[15]牛春勻.實用飛機結構工程設計[M].北京:航空工業(yè)出版社,2011.

[16]何偉.利用MSC.Patran&Nastran分析復合材料夾層結構[J].計算機輔助工程，2006,15(S1):330-332.

(責任編輯：吳萍 英文審校：劉紅江)

StructuraldesignandanalysisofaircraftcompositeAPUdoors

ZHAO Xiao-long,WANG Yan

(The Research & Development Center,AVIC SAC Commercial Aircraft Company Limited，Shenyang 110013，China)

According to the structure configuration,airworthiness standards and door loads,structures of composite auxiliary power unit doors are studied.To meet the requirements of fire protection and lightning protection,a composite sandwich structure is designed with advanced carbon fiber composites and foam.The stress and displacement of the sandwich structure are analyzed by a finite element model under the aerodynamic and wind load.The strain and displacement graphs prove that the structure meets the design requirements.The metal structures and the weight of a B737 APU door with a 3D model of equivalent weight are studied.The results show that the composite sandwich structures of APU door is 25.8% lighter.

APU door;structure design;composite material;strength analysis;sandwich structure

2014-05-04

趙小龍(1984-)，男，山西忻州人，工程師，主要研究方向：飛機艙門設計，E-mail:zhao.xiaolong@sacc.com.cn。

2095-1248(2014)04-0059-06

V223

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.04.012