吳宇飛，熊盼，秦利軍，陳龍輝，胡益富

(1.江西省水利科學(xué)研究院，江西南昌330029；2.中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

某飛機(jī)復(fù)合材料艙門(mén)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)

吳宇飛1，熊盼2，秦利軍2，陳龍輝2，胡益富2

(1.江西省水利科學(xué)研究院，江西南昌330029；2.中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

依據(jù)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)原則和強(qiáng)度設(shè)計(jì)理論，提出了某飛機(jī)艙門(mén)復(fù)合材料設(shè)計(jì)方案，并采用有限元分析方法對(duì)多種復(fù)合材料鋪層方案進(jìn)行仿真計(jì)算，最終獲得最優(yōu)設(shè)計(jì)方案。計(jì)算結(jié)果表明，復(fù)合材料艙門(mén)結(jié)構(gòu)滿(mǎn)足靜強(qiáng)度要求，以及艙門(mén)關(guān)閉時(shí)的最大變形要求，同時(shí)減重達(dá)18.6%。

復(fù)合材料；鋪層設(shè)計(jì)；有限元法

0 引言

隨著碳纖維及高性能樹(shù)脂等材料工業(yè)及制造技術(shù)的發(fā)展，復(fù)合材料已逐步成為航空航天領(lǐng)域中金屬材料的替代品。在飛機(jī)設(shè)計(jì)中，復(fù)合材料壁板已成為應(yīng)用最普遍的結(jié)構(gòu)形式之一，如F-18垂尾壁板、波音737平尾壁板、A320垂尾及平尾壁板、ATR72機(jī)翼壁板等[1,2]。國(guó)內(nèi)某型中級(jí)教練機(jī)在垂尾（包括垂直安定面和方向舵）上也使用了復(fù)合材料壁板。

復(fù)合材料壁板的應(yīng)用，不僅減輕了結(jié)構(gòu)重量，節(jié)約了維修成本，而且也可節(jié)省燃油使用量，并提高飛機(jī)的結(jié)構(gòu)效率。本文針對(duì)某飛機(jī)復(fù)合材料艙門(mén)，根據(jù)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)原則提出相應(yīng)方案，結(jié)合復(fù)合材料強(qiáng)度計(jì)算方法，進(jìn)行有限元分析及強(qiáng)度校核，最終確定了艙門(mén)結(jié)構(gòu)重量小于28kg且滿(mǎn)足靜強(qiáng)度要求的復(fù)合材料方案。

1 結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)

在結(jié)構(gòu)方案的設(shè)計(jì)過(guò)程中，必須綜合考慮材料選用、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度/剛度要求、制造工藝性、維護(hù)使用性、重量與重心控制及成本等多方面要求。

1.1 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)原則

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的主要原則[1-3]如下：

1）主承力結(jié)構(gòu)布置原則

綜合考慮總體布置、載荷及各部件傳力路線(xiàn)及使用維護(hù)等要求，在結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)過(guò)程中實(shí)施全局優(yōu)化、主承力構(gòu)件綜合利用、傳力路線(xiàn)最短、剛度變化均勻和構(gòu)件連續(xù)及減小偏心等原則。

2）選材、工藝原則

綜合考慮成本和技術(shù)成熟度，在滿(mǎn)足結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求的前提下，優(yōu)先選用成熟材料和配套工藝技術(shù)。

3）強(qiáng)度、剛度原則

應(yīng)保證在使用載荷作用下結(jié)構(gòu)不產(chǎn)生有害的變形和損傷；在設(shè)計(jì)載荷作用下不出現(xiàn)總體破壞，且最大變形不應(yīng)妨礙飛機(jī)的正常操縱，不得影響規(guī)定的氣動(dòng)特性和嚴(yán)重改變載荷或內(nèi)力的分布。應(yīng)充分利用復(fù)合材料鋪層的可設(shè)計(jì)性，通過(guò)合理選取鋪層角、鋪層比和順序，以最小的質(zhì)量達(dá)到滿(mǎn)意的強(qiáng)度、剛度要求。

1.2 復(fù)合材料艙門(mén)結(jié)構(gòu)方案

根據(jù)1.1節(jié)的設(shè)計(jì)原則，分別從布局方案、選材、工藝原則及強(qiáng)度、剛度原則進(jìn)行初步方案設(shè)計(jì)。

1.2.1 布局方案

針對(duì)艙門(mén)的載荷和約束形式，從三種艙門(mén)布局方案（蒙皮+帽型長(zhǎng)桁，內(nèi)、外蒙皮+全高度泡沫，內(nèi)、外蒙皮+內(nèi)部縱向筋）中通過(guò)前期分析對(duì)比確定了蒙皮+帽型長(zhǎng)桁布局方案，如圖1所示。艙門(mén)的傳力路線(xiàn)是由壁板蒙皮承受氣動(dòng)載荷，進(jìn)而通過(guò)長(zhǎng)桁及T型材傳力給支座，再由支座接頭傳至搖臂，最終作用在與搖臂連接的作動(dòng)筒轉(zhuǎn)軸上。

圖1 面板+帽型長(zhǎng)桁

1.2.2 成型工藝及材料

綜合考慮成本和技術(shù)成熟度，艙門(mén)將選取真空輔助樹(shù)脂浸透（VARI）成型工藝制備。在該成型過(guò)程中，預(yù)制體的纖維材料、構(gòu)形和編織方式對(duì)復(fù)合材料的力學(xué)性能影響很大。由于艙門(mén)主要受外部氣動(dòng)吸力，因此要求復(fù)合材料具有較好的層間性能。而縫合技術(shù)復(fù)合材料具有良好的層間性能，可使之承受更高的沖擊強(qiáng)度和剝離應(yīng)力[45。故最終選取VARI+縫合技術(shù)作為整體化成型工藝。通過(guò)整體化的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)/制造技術(shù)，不但可以獲得可觀(guān)的減重效益，而且能降低一定的加工成本，減少裝配工序等，最終獲得低成本、高質(zhì)量的復(fù)合材料件。

根據(jù)所選成型工藝，復(fù)合材料艙門(mén)的材料體系主要選取U3160/3228、CF3031/3228。此外，為增加剛度，帽型材與蒙皮之間可填充泡沫夾層。為滿(mǎn)足電磁防護(hù)性能要求，在艙門(mén)外壁板上還可鋪設(shè)一層銅網(wǎng)，與外蒙皮一起固化成型。

艙門(mén)結(jié)構(gòu)通過(guò)復(fù)合材料艙門(mén)蒙皮及T型材、金屬支座及搖臂機(jī)械連接而成。支座材料為7050-T7451鋁合金，搖臂選取為30CrMnSiA。艙門(mén)壁板由蒙皮、帽型材、泡沫、銅網(wǎng)通過(guò)VARI+縫合工藝整體成型而成；T型材采用VARI工藝成型；搖臂、支座、泡沫采用數(shù)控加工成型。艙門(mén)成型工藝見(jiàn)圖2所示。

1.2.3 強(qiáng)度、剛度設(shè)計(jì)

艙門(mén)按0°狀態(tài)使用載荷下的剛度指標(biāo)進(jìn)行設(shè)計(jì)，其他狀態(tài)載荷進(jìn)行強(qiáng)度校核，確保艙門(mén)在使用載荷下，不發(fā)生屈曲和有害的變形，在設(shè)計(jì)載荷下，不發(fā)生破壞，不影響運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)正常工作。本小節(jié)主要利用復(fù)合材料的可設(shè)計(jì)性確定各部件的鋪層方案。艙門(mén)的復(fù)合材料部件包括蒙皮、帽型材和T型材。綜合參考復(fù)合材料設(shè)計(jì)手冊(cè)及文獻(xiàn)[2-4]，依據(jù)鋪層設(shè)計(jì)原則，分別對(duì)各復(fù)合材料部件進(jìn)行鋪層設(shè)計(jì)。

圖2 艙門(mén)工藝流程

1）蒙皮鋪層設(shè)計(jì)

從穩(wěn)定性、減少泊松比和熱應(yīng)力等考慮，構(gòu)件中應(yīng)同時(shí)包含0°、±45°、90°四種鋪層，由于蒙皮受面外氣動(dòng)力，±45°鋪層比例應(yīng)較大，考慮工藝要求對(duì)稱(chēng)布置鋪層，且層壓板外表面選用織物鋪層，故蒙皮選擇12層鋪層設(shè)計(jì)，±45°鋪層比例為50%。鋪層次序有2種方案，即方案一[(±45)/45/-45/0/90/0]s和方案二[(± 45)/45/0/-45/90/0]s。

通過(guò)有限元分析計(jì)算不同狀態(tài)下（關(guān)閉狀態(tài)、開(kāi)啟30°狀態(tài)、開(kāi)啟66°狀態(tài)）艙門(mén)的響應(yīng)，得到相應(yīng)狀態(tài)最嚴(yán)重載荷情況下的兩種蒙皮鋪層方案的Hoffman失效因子，見(jiàn)表1。從表1可知，鋪層方案一具有更小的失效因子，故蒙皮鋪層選擇[(±45)/45/-45/ 0/90/0]s。

表1 12層蒙皮不同鋪層方案Hoffman失效因子

由于艙門(mén)航向自由邊受氣動(dòng)力時(shí)位移較大，為增加剛度需要加厚該處蒙皮。對(duì)于搖臂一側(cè)的蒙皮，也需要加厚?？紤]到90°鋪層至少占10%，故可分別增加0°（或90°）、45°、-45°鋪層，共18層，并均衡對(duì)稱(chēng)分布，選取三種方案：

方案一：[(±45)/45/-45/0/45/0/-45/90/0]s；

方案二：[(±45)/45/-45/0/45/90/-45/90/0]s；

方案三：[(±45)/45/-45/0/45/0/90/-45/0]s。

通過(guò)對(duì)比分析三種方案18層蒙皮的失效因子（見(jiàn)表2），不難發(fā)現(xiàn)：方案一失效因子最小。故選取18層蒙皮鋪層順序?yàn)閇(±45)/45/-45/0/45/0/-45/90/0]s。

表2 18層蒙皮不同鋪層方案Hoffman失效因子

2）帽型材鋪層設(shè)計(jì)

按上述方法進(jìn)行帽型材的鋪層數(shù)與鋪層次序設(shè)計(jì)。艙門(mén)中間一排帽型材由于兩邊約束，變形較小，且受力不大，故設(shè)置鋪層層數(shù)為10層，其中±45°鋪層比例為40%，0°鋪層占40%，90°鋪層占10%。由鋪層次序選取2種方案進(jìn)行對(duì)比分析，方案一為[45/-45/0/90/0]s，方案二為[45/0/-45/90/0]s。根據(jù)有限元分析，得到兩種鋪層方案下帽型材的Hoffman失效因子，見(jiàn)表3。由表3可知，方案一失效因子最小，故選取[45/-45/0/90/0]s。

表3 中間帽型材不同鋪層方案Hoffman失效因子

對(duì)于端部帽型材，在中間帽型材的基礎(chǔ)上分別增加45°與-45°鋪層，共14層，保證均衡對(duì)稱(chēng)分布。選取2種方案對(duì)比分析，方案一為[45/-45/0/45/90/-45/ 0]s，方案二為[45/-45/0/45/-45/90/0]s。根據(jù)有限元分析結(jié)果（見(jiàn)表4），鋪層次序?qū)υ摿慵氖б蜃臃植紟缀鯖](méi)有影響，考慮到工藝性，按方案二進(jìn)行鋪層。

對(duì)于帽型材與蒙皮之間的空間，采用50WH泡沫填充。

表4 端部帽型材不同鋪層方案Hoffman失效因子

3）T型材鋪層設(shè)計(jì)

依據(jù)鋪層一般規(guī)定進(jìn)行鋪層次序設(shè)計(jì)，T型材是為加強(qiáng)艙門(mén)局部橫向剛度而設(shè)置的。鋪層層數(shù)為12層，分別由45°、-45°、0°和90°組成，在滿(mǎn)足均衡對(duì)稱(chēng)分布準(zhǔn)則條件下，選取兩個(gè)方案。方案一[45/-45/90/ 0/90/0]s，方案二[45/-45/0/90/0/90]s。根據(jù)有限元分析結(jié)果（見(jiàn)表5），鋪層次序?qū)型材的失效因子分布幾乎沒(méi)有影響，故按方案一進(jìn)行鋪層。

表5 T型材不同鋪層方案Hoffman失效因子

經(jīng)鋪層優(yōu)化設(shè)計(jì)，艙門(mén)各復(fù)合材料部件的鋪層方式見(jiàn)表6。其中，0°方向?yàn)槟婧较颉?/p>

表6 復(fù)合材料鋪層方式

2 有限元模型及計(jì)算結(jié)果

2.1 有限元模型

采用MSC.Patran建立復(fù)合材料艙門(mén)模型，如圖3所示。其中，艙門(mén)支座、蒙皮、帽型材和T型材采用四邊形殼單元模擬，搖臂和泡沫分別采用四面體體元和六面體體元模擬，螺栓用梁元模擬，搖臂與支座間的連接采用MPC模擬。模型共有260259個(gè)節(jié)點(diǎn)，28264個(gè)四邊形殼單元、24個(gè)梁元、132933個(gè)四面體體元和17136個(gè)六面體體元?；趫D3所示的坐標(biāo)系，對(duì)處在艙門(mén)螺栓位置處的節(jié)點(diǎn)約束其3個(gè)方向的平動(dòng)自由度。氣動(dòng)載荷通過(guò)“場(chǎng)”的形式施加到有限元模型節(jié)點(diǎn)上，一共18種載荷情況，即艙門(mén)每種開(kāi)啟角度對(duì)應(yīng)6種狀態(tài)，共有3種開(kāi)啟狀態(tài)（0°、30°和66°）。

圖3 艙門(mén)有限元模型示意圖

2.2 材料性能

制造艙門(mén)所選的復(fù)合材料單層板有2種，VARI成型工藝制備的U3160/3228和CF3031/3228編織布，夾層采用50WH泡沫。其具體的性能參數(shù)見(jiàn)表7。所用金屬材料為30CrMnSiA和7050-T7451，其力學(xué)性能見(jiàn)表8。

2.3 計(jì)算結(jié)果

艙門(mén)設(shè)計(jì)要求是艙門(mén)結(jié)構(gòu)方案重量不大于28kg，結(jié)構(gòu)方案滿(mǎn)足靜強(qiáng)度要求。艙門(mén)邊界在0°使用載荷下最大變形不大于6.5mm。

表7 復(fù)合材料性能參數(shù)

表8 金屬材料性能參數(shù)

通過(guò)有限元分析，得到艙門(mén)不同開(kāi)啟狀態(tài)的變形量。艙門(mén)關(guān)閉時(shí)的最大位移為6.03mm（0D_you02），見(jiàn)圖4。說(shuō)明該艙門(mén)方案滿(mǎn)足變形要求。

圖4 艙門(mén)關(guān)閉的最大位移（0D_you02）（單位：mm）

根據(jù)艙門(mén)有限元分析結(jié)果，可得各載荷情況下復(fù)合材料的應(yīng)變值。圖5為最嚴(yán)重載荷情況（66D_zuo03）下的失效因子分布云圖。其中，失效因子最大的位置處于與支座連接的端部帽型材上，其值為0.075，小于臨界失效因子值1。同時(shí)，艙門(mén)最嚴(yán)重載荷情況下各層纖維最大主應(yīng)變?yōu)?03με（66D_zuo03）；最小主應(yīng)變?yōu)?637με（66D_zuo03），最大剪應(yīng)變?yōu)?17με（66D_zuo03），遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于碳纖維復(fù)合材料的許用應(yīng)變值4000με，艙門(mén)不會(huì)發(fā)生失效破壞。艙門(mén)的穩(wěn)定性系數(shù)最小值為6.88（66D_zuo03），艙門(mén)不會(huì)發(fā)生失穩(wěn)現(xiàn)象。

圖5 失效因子分布云圖（66D_zuo03）

對(duì)于泡沫芯子，最大拉應(yīng)力為0.62MPa（66D_zuo03），最小壓應(yīng)力為-0.76MPa（66D_zuo03），最大剪應(yīng)力為0.41MPa（66D_zuo03）。泡沫的拉伸強(qiáng)度為1.65MPa，壓縮強(qiáng)度為0.88MPa，及其剪切強(qiáng)度為0.8MPa，故泡沫材料不會(huì)發(fā)生失效。

金屬支座的最大Von-Mises應(yīng)力為86.7MPa（66D_zuo03），遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于7050-T7451材料的強(qiáng)度許用值469MPa，說(shuō)明支座不會(huì)發(fā)生破壞。搖臂的最大Von-Mises應(yīng)力為402MPa（66D_zuo03），相對(duì)于30CrMnSiA材料的強(qiáng)度極限值1075MPa較小，故搖臂滿(mǎn)足強(qiáng)度要求。

根據(jù)文獻(xiàn)[6]逐一對(duì)復(fù)合材料艙門(mén)其他結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度校核，結(jié)果表明艙門(mén)滿(mǎn)足靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。通過(guò)理論計(jì)算，復(fù)合材料艙門(mén)方案重量為22.78kg，滿(mǎn)足重量小于28kg的要求，并減重18.6%。

3 結(jié)語(yǔ)

針對(duì)某飛機(jī)艙門(mén)，根據(jù)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)原則提出了復(fù)合材料設(shè)計(jì)方案，結(jié)合復(fù)合材料強(qiáng)度計(jì)算方法進(jìn)行了有限元分析及強(qiáng)度校核，獲得了滿(mǎn)足結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求的復(fù)合材料艙門(mén)，并取得了良好的減重效果。

[1]牛春勻.實(shí)用飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造[M].程小全,張紀(jì)奎.北京：航空工業(yè)出版社,2010.

[2]中國(guó)航空研究院.復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)手冊(cè)[M].北京：航空工業(yè)出版社,2001.

[3]楊乃賓,章怡寧.復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社,1989.

[4]熊盼,劉愛(ài)兵,秦利軍,等.復(fù)合材料機(jī)尾罩減重設(shè)計(jì)[J].教練機(jī),2015(01):65-68.

[5]益小蘇.航空復(fù)合材料科學(xué)與技術(shù)[M].北京：航空工業(yè)出版社,2013.

[6]飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)總編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第9冊(cè)[M].北京：航空工業(yè)出版社,2001.

>>>作者簡(jiǎn)介

吳宇飛，男，1987年出生，2000年畢業(yè)于大連理工大學(xué)，現(xiàn)從事水利水電等科研工作。

Strength Design of Aircraft Composite Material Door Structure

Wu Yufei1,Xiong Pan2,Qin Lijun2,Chen Longhui2,Hu Yifu2
(1.Jiangxi Water Conservancy Academy of Sciences,Nanchang,Jiangxi,330029;
2.AVIC Hongdu Aviation Industry Group,Nanchang,Jiangxi,330024）

In the light of the composite material structure design principle and based on the strength design theory, the paper proposes composite door design scheme for a certain type of aircraft,and adopts the finite element method to perform the simulating calculation to various composite laminate schemes so as to obtain the optimum design scheme finally.The calculation result shows the composite material door structure meets the static strength requirements and the maximum deformation requirements as the door is closed,and the weight is reduced by 18.6%as well.

composite material;laminate design;finite element method

2016-03-19）