奚曉波，劉 杰

(中航工業(yè)沈飛民用飛機有限責(zé)任公司 工程研發(fā)中心，沈陽 110079)

大型客機機身壁板長桁初步布局方法

奚曉波，劉 杰

(中航工業(yè)沈飛民用飛機有限責(zé)任公司 工程研發(fā)中心，沈陽 110079)

大型客機機身壁板長桁布局是進行機身壁板減重優(yōu)化的初始輸入條件，因此確定機身壁板長桁布局是開展型號研制時的最重要的基礎(chǔ)工作之一。分析大型金屬客機機身壁板長桁布局的有關(guān)主要影響因素，同時對當(dāng)前大型復(fù)合材料客機普遍采用帽形長桁對機身長桁布局的影響進行了研究，總結(jié)了機身長桁布局的主要結(jié)構(gòu)約束條件。以上述工作為基礎(chǔ)，提出了一種大型復(fù)合材料客機機身壁板帽形長桁布局方法，據(jù)此給出了大型客機長桁初步布局方案，對國內(nèi)大型客機型號研制有一定的工程參考價值。

長桁初步布局；復(fù)合材料客機；帽形長桁

現(xiàn)代大型金屬客機機身采用半硬殼式壁板結(jié)構(gòu)，機身壁板由蒙皮、長桁和框結(jié)構(gòu)組成。上部機身壁板主要承受拉伸載荷，下部機身壁板主要承受壓縮載荷，機身側(cè)壁板主要承受剪切載荷，因此，機身壁板長桁布局的主要規(guī)律是機身上壁板桁距最大，側(cè)壁板次之，下壁板最小。這種長桁布局形式適應(yīng)了機身壁板各部位不同的臨界載荷情況，結(jié)構(gòu)效率高，成為現(xiàn)代大型客機機身壁板減重優(yōu)化的基本長桁布局形式。

國內(nèi)針對金屬和復(fù)合材料機身壁板結(jié)構(gòu)優(yōu)化已經(jīng)做了大量研究工作。常楠、張鐵量等對加筋壁板采用兩級方法進行了優(yōu)化分析[1-2]；韓旭等提出了一種基于代理模型的復(fù)合材料加筋板結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性優(yōu)化設(shè)計方法[3-4]；樸春雨等對典型復(fù)合材料加筋板進行了優(yōu)化計算研究[5]。國外目前主要側(cè)重于具體的優(yōu)化算法研究。Benot Colson等介紹了加筋壁板幾種優(yōu)化方法結(jié)果的比較情況[6]；Ya.S.Karpov 提出了一種適用于以層壓板最小重量為目標(biāo)的優(yōu)化理論方法[6]；Wenli Liu等也提出了一種加筋壁板二級優(yōu)化方法[8]。然而在實際客機型號設(shè)計中，還有幾類更重要的因素影響機身壁板長桁布局，如機身各種大開口及其加強結(jié)構(gòu)布置，地板和龍骨梁等重要結(jié)構(gòu)與機身壁板傳載連接，甚至降低設(shè)計與制造成本等因素也對長桁布局發(fā)生著影響。除了這些因素外，由于當(dāng)前大型復(fù)合材料客機壁板普遍采用結(jié)構(gòu)效率較高的帽形長桁，其較大的剖面寬度占用了結(jié)構(gòu)連接緊固件排布空間，因此又引入了新的長桁布局影響因素。本文分析上述非結(jié)構(gòu)減重優(yōu)化因素對長桁布局的影響，提出一種適用性較高的機身壁板長桁初步布局的工程應(yīng)用方法，據(jù)此方法可對實際飛機研制型號提出多個適用的機身壁板長桁初步布局構(gòu)型；這些適用的構(gòu)型將作為減重優(yōu)化的初始輸入條件，達到既降低布局優(yōu)化周期，同時也能保證優(yōu)化構(gòu)型的工程適用性。

1 大型客機金屬機身長桁布局主要結(jié)構(gòu)影響因素

1.1 機身壁板大開口對長桁布局的影響

機身大開口通常是指登機門/服務(wù)門開口、客艙弦窗開口、主貨艙門開口、前起輪艙開口、中機身與機翼連接處大開口等。機身壁板是大型客機主傳力結(jié)構(gòu)之一，因此需要在各種艙門開口這類特大開口周邊布置加強構(gòu)件?？v向加強構(gòu)件在機身外形面上的跡線應(yīng)與長桁軸線保持重合或接近，有利于布置開口加強構(gòu)件與長桁之間的連接結(jié)構(gòu)，保證載荷傳遞路線連續(xù)和實現(xiàn)結(jié)構(gòu)減重。

(1)在機身上壁板下部，登機門/服務(wù)門開口上邊沿需要布置門口框楣梁結(jié)構(gòu)，此處應(yīng)協(xié)調(diào)布置一根長桁，便于楣梁的端部與長桁連接，保持縱向傳力路線連續(xù)；

(2)在機身側(cè)壁下部，主貨艙門開口上、下邊沿均布置有口框縱向梁構(gòu)件，開口上、下也相應(yīng)布置連接長桁，保持傳力路線連續(xù)；

(3)在機身側(cè)壁客艙弦窗開口區(qū)，其上、下邊沿各布置一根長桁，使得窗開口位于壁板局部加強區(qū)中間位置，開口區(qū)應(yīng)力分布均衡；同時，窗開口上、下邊沿臨近長桁距開口邊沿應(yīng)保持充足的距離，使得窗開口周邊具有足夠的結(jié)構(gòu)加強過渡區(qū)。

1.2 結(jié)構(gòu)連接與安裝對壁板長桁布局影響

(1)在機身側(cè)壁中部，根據(jù)客艙地板結(jié)構(gòu)與機身側(cè)壁連接要求，由客艙地板平面與機身側(cè)壁相交線確定了地板連接長桁，此長桁與地板結(jié)構(gòu)相連，經(jīng)過整個機身增壓艙段；

(2)中機身下部的龍骨梁的側(cè)壁應(yīng)與長桁軸線一致，有利于龍骨梁與機身連接區(qū)的載荷擴散?，F(xiàn)在大型客機的龍骨梁寬度一般占3或4個桁距；

(3)地板橫梁與機身側(cè)壁連接區(qū)的桁距應(yīng)與橫梁在連接區(qū)的寬度相協(xié)調(diào)，使得此處桁距滿足布置足夠的緊固件所需空間及集中力擴散需要；

(4)在機身側(cè)壁下部，客艙地板支柱與機身框腹板連接的連接區(qū)通常宜于布置在兩個長桁之間，即地板的支柱的軸線方位影響長桁布局；

(5)在機身側(cè)壁下部，貨艙地板橫梁與機身框腹板的連接區(qū)宜布置在兩個長桁之間；

(6)由于飛機上、下壁板機身對稱面上布置有各種天線裝置，同時下部機身還要安裝排水裝置，所以對稱面位置通常不宜布置長桁。

1.3 影響長桁布局的設(shè)計與制造成本因素

為了降低型號客機的研發(fā)成本，還需要考慮下列因素：

(1)除了有基本固定位置要求的長桁(如地板梁連接長桁等)外，壁板局部應(yīng)等間距布置長桁，使得浮框連接剪切角片品種減少，降低零件制造成本；

(2)壁板局部等距布置長桁時，將使得蒙皮分片大小相同，能夠大量減少強度計算分析工作，從而節(jié)省設(shè)計成本。

2 大型客機復(fù)合材料機身長桁布局結(jié)構(gòu)影響因素

金屬客機機身長桁布局主要影響因素也適用于復(fù)合材料機身長桁布局。大型復(fù)合材料客機普遍采用結(jié)構(gòu)效率較高的帽形長桁。由于帽形長桁截面寬度比金屬機身常用的2形和Z形長桁截面寬度大幾倍以上(例如，金屬2形或Z形長桁寬度22 mm，帽形長桁剖面寬度106 mm)，嚴(yán)重地壓縮了桁間框緣條與蒙皮的連接緊固件布置的空間，連接緊固件數(shù)量急劇減少。因此，為了保證在一個桁間距里框結(jié)構(gòu)與蒙皮連接強度要求，長桁間距內(nèi)緊固件數(shù)量成為一個新的、關(guān)鍵性的長桁布局影響因素。

機身復(fù)合材料壁板的長桁主要采用帽形長桁，這既是結(jié)構(gòu)效率較高的壁板構(gòu)型形式[9]，也是目前復(fù)合材料機身壁板制造技術(shù)水平的要求[10-12]。圖1和圖2為機身普通框緣條與蒙皮連接時采用5倍和6倍直徑間距在帽形長桁之間排布緊固件的形式(帽形長桁寬度為106 mm，緊固件為6號高鎖螺栓)，表1歸納了桁距與桁間可排布緊固件數(shù)量的關(guān)系。

圖1 緊固件數(shù)量與桁距關(guān)系-間距5倍直徑

圖2 桁間緊固件數(shù)量與桁距關(guān)系-間距6倍直徑

高鎖螺栓代號(直徑D=4.8mm)排布數(shù)量/個桁距/mm(間距5D=23.8mm)桁距/mm(間距6D=28.8mm)邊距2.5D+1/mm6號3151155.812.96號4175184.612.96號5199213.412.96號6223242.212.96號724727112.96號8271299.812.9

3 基于結(jié)構(gòu)影響因素的機身長桁初步布局方法

根據(jù)前文的論述，提出了一種機身壁板長桁初步布局方法，目標(biāo)是保證構(gòu)型的工程適用性，即根據(jù)本方法的布局全面考慮了結(jié)構(gòu)影響因素相互關(guān)系，這樣的構(gòu)型才可作為長桁布局選型優(yōu)化的有效輸入條件。本布局方法要點如下：

(1)從飛機壁板傳載方面來說，保證機身上壁板桁距最大，側(cè)壁板次之，下壁板最小；

(2)結(jié)構(gòu)連接要求直接決定了一定數(shù)量長桁的位置，在此基礎(chǔ)上開展其余長桁布置工作。表2示出了影響大型客機布局的機身結(jié)構(gòu)主要參數(shù)。

表2 影響長桁布局的機身剖面主要參數(shù)

(a)客艙、貨艙地板與機身側(cè)壁板連接，需要布置連接長桁；

(b)各類艙門開口的上、下邊沿布置長桁，保證傳載路線連續(xù)及開口加強；

(c)弦窗開口的加強口框占據(jù)側(cè)壁板若干長桁布置空間；

(d)機身地板骨架等與機身連接的位置將限定連接區(qū)長桁的位置，即長桁位置應(yīng)優(yōu)化避讓結(jié)構(gòu)連接區(qū)。

(3)桁距等距原則，即機身上壁板全部等距布局，側(cè)下及下壁板全部等距，其余部位除了優(yōu)先避讓結(jié)構(gòu)連接，應(yīng)局部等距布置長桁。此原則從簡化結(jié)構(gòu)設(shè)計、降低強度分析工作量和降低制造成本方面來說都是極為有利的；

(4)桁距大小必須保證采用機械連接所需要足夠數(shù)量的緊固件占據(jù)的空間，如表1所示。

長桁布局的具體操作實施步驟如下：

(1)根據(jù)總體設(shè)計要求，確定布局初始主要約束點位：機身剖面最高點、登機門開口的上/下邊界點、客艙舷窗中心點、客艙地板平面與機身剖面交點、貨艙頂棚平面與機身剖面交點、貨艙地板平面與機身剖面交點(或貨艙開口的上/下邊界點)、客艙地板支柱與下部機身交點、龍骨梁側(cè)壁板與下部機身交點(定義龍骨梁半寬度)；

(2)測量登機門開口的上邊界點與機身剖面最高點弧長距離L，然后除以N(N=n+0.5，n是長桁根數(shù)，取值1，2，…)，得出桁距S，同時得到S對應(yīng)的長桁根數(shù)n；

(3)根據(jù)一個桁距內(nèi)排釘數(shù)量要求，可確定有限個相對合理的桁距數(shù)值S，這些桁距值可作為機身上壁板的桁距取值；

(4)依據(jù)一個上壁板桁距取值和桁距內(nèi)排釘要求，同時服從“側(cè)壁板次之，下壁板最小”的桁距取值原則，可以相應(yīng)確定一組側(cè)壁板和下壁板桁距取值；

(5)對登機門開口的上邊界點至貨艙門開口下邊界點所在的側(cè)壁板按已確定的桁距劃分長桁位置，側(cè)壁板內(nèi)每相鄰約束點位等距劃分；

(6)對貨艙門開口下邊界點至機身剖面最低點所在的下壁板按已確定的桁距劃分長桁，下壁板內(nèi)每相鄰約束點位等距劃分；

(7)側(cè)壁板和下壁板內(nèi)結(jié)構(gòu)連接約束點位多，約束點位間桁距大小應(yīng)進行適當(dāng)調(diào)節(jié)(調(diào)節(jié)步長為緊固件間距的整數(shù)倍)，才可能形成合理的布局。調(diào)節(jié)的桁距取值以不嚴(yán)重偏離為準(zhǔn)，最后可得一個壁板長桁布局構(gòu)型。

4 復(fù)合材料機身帽形長桁初步布局示例

目前，在役的復(fù)合材料寬體飛機機身最大直徑約為6 m[13-15]，因此本文選取直徑為6 m的機身桶段為研究對象。

長桁布置過程如下：

(1)測量機身剖面對稱面上頂點至登機門/服務(wù)門開口上邊沿弧長度L=3 090 mm，等距處理后，得出上壁板長桁數(shù)量與桁距關(guān)系如表3所示；

表3 上壁板長桁數(shù)量與桁距關(guān)系(長桁剖面寬度106 mm)

(2)客艙弦窗開口位于3個桁距內(nèi)，此部位長桁按弦窗開口中心對稱布置；

(3)對于側(cè)下壁板和下壁板，有結(jié)構(gòu)連接處的長桁間距適當(dāng)變化，但必須保證緊固件數(shù)量與緊固件間距協(xié)調(diào)關(guān)系，其余部位應(yīng)等距布置長桁。

根據(jù)以上方法，并參照表1“6號高鎖螺栓桁間排布數(shù)量與桁距關(guān)系”要求，上壁板可選桁距分別為228 mm、246 mm，保證一個桁距內(nèi)布置6個6號高鎖螺栓，據(jù)此給出2種長桁布局構(gòu)型，如表4和圖3所示。

表4 桁間排布6號高鎖螺栓的數(shù)量與桁距關(guān)系(長桁剖面寬度106 mm)

圖3 長桁布局2種構(gòu)型

5 結(jié)論

本文中所涉及到的所有尺寸僅為示例分析使用，但不影響本文提出的機身長桁布局方法的應(yīng)用有效性分析。綜合全文論證，可以得出如下主要結(jié)論：

(1)本文所論及的非結(jié)構(gòu)優(yōu)化布局影響因素對大型客機機身壁板長桁初步布局有重要影響；

(2)復(fù)合材料機身帽形長桁布局的桁間布置的緊固件數(shù)量對桁間距有重要影響，一定數(shù)量緊固件所要求的排布距離成為復(fù)合材料帽形長桁桁距布置的重要約束條件；

(3)本文提出的方法可以保證機身長桁初始布局的工程適用性，依此方法給出的有限數(shù)量的、合理的構(gòu)型為機身壁板結(jié)構(gòu)減重優(yōu)化明確了主要基本參數(shù)。

[1]常楠，劉江，趙美英.復(fù)合材料蒙皮/長桁壁板結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計[J].飛機設(shè)計，2007,27(6):28-32.

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(責(zé)任編輯：吳萍 英文審校：趙歡)

Preliminary layout method of stringer for fuselage panel in large commercial aircraft

XI Xiao-bo,LIU Jie

(Engineering Research & Development Center,AVIC SAC Commercial Aircraft Company Ltd,Shenyang 110079,China)

Layouts of fuselage panel stringer for a large commercial aircraft is an initial input condition for loss weight optimization of the fuselage panels,so determining the fuselage panel stringer layout is one of the most important basic tasks for developing a large commercial aircraft.In this paper,the main factors influencing the layout for large metal commercial aircraft were analyzed and constraint conditions of main structure for the layout were summarized before a preliminary stringer layout method for the fuselage panel was proposed.Two configures of the stringer layout were presented from the method.The method will provide a reference for developing domestic large aircraft programs.

preliminary stringer layout;composite commercial aircraft;hat-stringer

2016-09-20

奚曉波(1971-)，男，吉林鎮(zhèn)賚人，高級工程師，主要研究方向：飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計，E-mail:xi.xiaobo@sacc.com.cn。

2095-1248(2017)01-0031-06

V211

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2017.01.005