萬建平，李朝光，杜 龍

(1.海裝武漢地區(qū)軍代局， 湖北 武漢 430011；2.中航工業(yè)洪都， 江西 南昌330024)

現(xiàn)代飛機為了增加升力， 提高機動性， 減小大迎角下失速速度， 改善起飛和著陸性能， 在機翼前、 后緣除布置橫向操縱用的副翼和擾流片外， 還布置了大量的增升裝置， 其形式很多， 包括各類襟翼和縫翼[1]。

飛機的性能與飛機結(jié)構(gòu)的重量密切相關(guān)， 減輕結(jié)構(gòu)重量是飛機研制工作中的主要目標(biāo)之一。 復(fù)合材料具有比剛度和比強度高、 抗疲勞和抗腐蝕性能好等優(yōu)點，在航空、航天結(jié)構(gòu)中得到了廣泛的應(yīng)用，其應(yīng)用范圍已由最初的次承力結(jié)構(gòu)擴展到主承力結(jié)構(gòu)。 目前，在新研飛機的翼面結(jié)構(gòu)中大量采用復(fù)合材料，有些翼面結(jié)構(gòu)甚至采用全復(fù)合材料設(shè)計[2]。

以往飛機襟翼多采用全金屬結(jié)構(gòu)，重量大，且裝配變形較難控制，表面質(zhì)量不高。 本文采用等剛度設(shè)計原則， 提出了一種典型復(fù)合材料襟翼結(jié)構(gòu)設(shè)計方案，并進行了強度分析。

1 復(fù)合材料襟翼結(jié)構(gòu)設(shè)計

1.1 結(jié)構(gòu)形式

在確定復(fù)合材料襟翼的結(jié)構(gòu)形式時， 對兩種方案進行了詳細的對比分析：一種采用梁式結(jié)構(gòu)，另一種為全高度蜂窩夾層結(jié)構(gòu)。 梁式結(jié)構(gòu)主要由上下蒙皮、金屬梁、長桁和若干翼肋組成：蒙皮只承受剪應(yīng)力；金屬梁緣條承受絕大部分彎矩引起的正應(yīng)力，剪力由梁腹板傳遞； 扭矩由蒙皮和金屬梁組成的閉室來傳遞；翼肋支持蒙皮和梁腹板并傳遞集中載荷。

全高度蜂窩夾層結(jié)構(gòu)主要由上下蒙皮、 金屬梁和少量翼肋組成： 彎曲載荷由金屬梁緣條和被蜂窩芯材密集支撐的蒙皮共同傳遞； 剪力由梁腹板和蜂窩芯傳遞；扭矩由蒙皮和梁組成的閉室來傳遞。 由于有蜂窩芯對蒙皮的密集支持， 因此除端部接頭處安排翼肋外，可以取消其它普通肋。

對比兩種結(jié)構(gòu)形式， 梁式結(jié)構(gòu)的抗彎材料都集中在翼梁緣條上，結(jié)構(gòu)形式和裝配工藝簡單；全高度蜂窩夾層結(jié)構(gòu)具有比強度高、 成本低、 工藝方法成熟、零件數(shù)量少和裝配工作量少等優(yōu)點，但蜂窩夾層結(jié)構(gòu)對密封防潮要求較高，且為傳遞集中載荷，復(fù)合材料襟翼上布置了幾個加強肋， 導(dǎo)致蜂窩芯分為多段，增加了夾層結(jié)構(gòu)的制造難度。 經(jīng)綜合分析，最終選擇采用梁式結(jié)構(gòu)。

復(fù)合材料襟翼的結(jié)構(gòu)簡圖如圖1 所示。

圖1 復(fù)合材料襟翼結(jié)構(gòu)簡圖

復(fù)合材料襟翼為復(fù)合材料與金屬混合結(jié)構(gòu)，通過4個懸掛接頭和兩個操縱作動筒連接在機翼上?；诘葎偠仍O(shè)計原則， 并考慮不改變原翼盒接頭設(shè)計及裝配關(guān)系， 承受集中載荷作用的加強肋仍沿用金屬結(jié)構(gòu)設(shè)計，而蒙皮和普通肋采用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。復(fù)合材料蒙皮分為上、下蒙皮，在襟翼前緣與前緣條通過鈦合金抽釘機械連接，上、下蒙皮與肋、梁用鈦合金抽釘機械連接。

1.2 結(jié)構(gòu)選材

翼梁分為內(nèi)段梁和外段梁， 材料分別選用航空上常用的LC9 和7050-T7451 鋁合金，長桁和加強肋選用LY12 鋁合金（表1）；蒙皮和普通肋選用國產(chǎn)碳纖維復(fù)合材料CCF300/BA9916-II（表2），單層厚度為0.125mm，纖維體積含量60%，密度為1.59g·cm-3。

表1 金屬材料參數(shù)

表2 CCF300/BA9916-Ⅱ復(fù)合材料性能參數(shù)

1.3 鋪層設(shè)計

1）蒙皮

蒙皮的功用主要為維持襟翼外形， 直接承受氣動載荷并把它傳遞到襟翼的梁和肋上。 上蒙皮主要承受壓應(yīng)力， 為穩(wěn)定性約束； 下蒙皮主要承受拉應(yīng)力，為應(yīng)變約束。 上蒙皮設(shè)計成分段變厚度，下蒙皮為等厚度。 蒙皮鋪層參數(shù)見表3。

表3 蒙皮鋪層參數(shù)

2）翼肋

翼肋是橫向受力構(gòu)件， 主要支持蒙皮維持氣動外形。 因此，普通肋的鋪層要按對蒙皮壁板的支持剛度要求設(shè)計，其鋪層為：［±45/±45/±45/90/0］S。

2 有限元模型的建立

復(fù)合材料襟翼有限元模型如圖2 所示。

圖2 復(fù)合材料襟翼有限元模型

2.1 網(wǎng)格劃分

在復(fù)合材料襟翼結(jié)構(gòu)有限元建模過程中，根據(jù)各元件的承載特點，分別選用以下幾種單元：

1）金屬梁緣條、長桁和所有肋緣條選用桿元；

2）蒙皮和普通肋腹板選用殼元；

3）金屬梁腹板和加強肋腹板選用純剪板元。

2.2 約束和載荷

為了盡可能地求得復(fù)合材料襟翼在設(shè)計載荷作用下真實的內(nèi)力值， 應(yīng)盡量保證模型的約束條件和真實情況一樣。 因此，將復(fù)合材料襟翼模型支持在機翼模型上進行有限元分析。

在保證總載荷、總壓心不變的條件下，根據(jù)靜力等效原則， 采用多點排方案將分布的氣動載荷分配到復(fù)合材料襟翼有限元模型的上翼面節(jié)點上。

3 強度分析

3.1 有限元分析結(jié)果

采用NASTRAN 軟件進行計算，結(jié)果如圖3～圖6所示。

圖3 復(fù)合材料襟翼上蒙皮應(yīng)變云圖

圖4 復(fù)合材料襟翼下蒙皮應(yīng)變云圖

圖5 復(fù)合材料肋應(yīng)變云圖

圖6 斜梁和金屬翼肋平均剪應(yīng)力云圖

圖3 為復(fù)合材料襟翼上蒙皮應(yīng)變云圖，最大主應(yīng)變?yōu)?150με，出現(xiàn)在20 肋～21 肋之間上蒙皮后緣位置；最小主應(yīng)變?yōu)?260με，出現(xiàn)在18 肋～19 肋之間上蒙皮后緣位置；最大剪應(yīng)變?yōu)?310με，出現(xiàn)在18 肋～19 肋之間上蒙皮后緣位置。

圖4 為復(fù)合材料襟翼下蒙皮應(yīng)變云圖， 最大主應(yīng)變?yōu)?490με，出現(xiàn)在19 肋～20 肋之間下蒙皮前緣位置；最小主應(yīng)變?yōu)?84με，出現(xiàn)在15 肋～16 肋之間下蒙皮后緣位置；最大剪應(yīng)變?yōu)?230με，出現(xiàn)在19肋～20 肋之間下蒙皮前緣位置。

圖5 為復(fù)合材料肋應(yīng)變云圖， 最大主應(yīng)變?yōu)?490με， 出現(xiàn)在20 肋前緣位置； 最小主應(yīng)變?yōu)?310με， 出現(xiàn)在20 肋后緣位置； 最大剪應(yīng)變?yōu)?230με，出現(xiàn)在20 肋后緣位置。

圖6 為斜梁和金屬翼肋平均剪應(yīng)力云圖， 最大平均剪應(yīng)力為43.8MPa， 出現(xiàn)在16 肋～17 肋之間的斜梁腹板上。

3.2 總體強度校核

Hoffman 失效判據(jù)考慮了單層拉壓強度不同的特點，因此本文采用Hoffman 失效判據(jù)計算復(fù)合材料的單層失效系數(shù)。 Hoffman 失效判據(jù)的表達式為[3]：

上式中：Xt、Xc、Yt、Yc、St和Sc分別為軸向拉伸、軸向壓縮、橫向拉伸、橫向壓縮、橫向剪切和軸向剪切強度。

當(dāng)某位置F≥1 時，認為該處層合板失效，而當(dāng)某位置F＜1 時，認為該處層合板是安全的。

圖7 為復(fù)合材料襟翼結(jié)構(gòu)最大失效系數(shù)云圖，上蒙皮最大失效系數(shù)為0.17， 出現(xiàn)在18 肋～19 肋之間上蒙皮后緣位置； 下蒙皮最大失效系數(shù)為0.129，出現(xiàn)在20 肋～21 肋之間下蒙皮前緣位置； 復(fù)合材料肋最大失效系數(shù)為0.129，出現(xiàn)在20 肋前緣位置。

本文對于金屬結(jié)構(gòu)件的強度校核使用最大應(yīng)力準(zhǔn)則。

分析結(jié)果見表4，可以看到復(fù)合材料襟翼結(jié)構(gòu)滿足總體強度設(shè)計要求。

表4 總體強度校核結(jié)果

圖7 復(fù)合材料襟翼結(jié)構(gòu)最大失效系數(shù)

3.3 穩(wěn)定性分析

本文采用工程算法計算了復(fù)合材料襟翼蒙皮在雙向受壓情況下的失穩(wěn)臨界載荷， 計算時采用四邊簡支約束。 計算公式如下式[4]：

式中：D11，D22，D12，D66為復(fù)合材料層合板的彎曲剛度系數(shù)；

Nx，Ny為單位長度上的軸壓屈曲載荷；

a 為板的長度；

b 為板的寬度；

m 和n 分別為沿板的x 軸方向和y 軸方向屈曲半波數(shù)。

對于已知比值Ny/Nx，m=1，2，3，…，n=1，2，3，…，上式可以算出一系列Nx，最小值即為臨界失效載荷Nx,cr。

經(jīng)計算， 復(fù)合材料襟翼上蒙皮在18 肋～19 肋之間受載最嚴重，穩(wěn)定性剩余強度系數(shù)為1.51，滿足設(shè)計要求。

3.4 變形分析

圖8 為復(fù)合材料襟翼和金屬襟翼位移云圖，在相同載荷情況下，復(fù)合材料襟翼最大位移為220mm，金屬襟翼最大位移為322mm，均出現(xiàn)在翼尖處。 計算結(jié)果表明， 復(fù)合材料襟翼結(jié)構(gòu)的剛度高于原金屬襟翼結(jié)構(gòu)。

圖8 復(fù)合材料襟翼和金屬襟翼位移云圖

4 結(jié) 論

提出了一種復(fù)合材料襟翼結(jié)構(gòu)設(shè)計方案， 與原金屬方案相比減重達11.47%。強度分析表明，該方案合理可行，滿足強度設(shè)計要求。

[1]陶梅貞．現(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計[M]．西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2001．

[2]陳紹杰． 無人機上復(fù)合材料的應(yīng)用與研究[J]．飛機設(shè)計，2003，（3）：26-30．

[3]中國航空研究院．復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計手冊[M]．北京：航空工業(yè)出版社，2004．

[4]中國航空研究院． 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性分析指南[M]．北京：航空工業(yè)出版社，2002．