（遼寧通用航空研究院，沈陽(yáng) 110136）

隨著國(guó)內(nèi)市場(chǎng)對(duì)通航飛機(jī)的強(qiáng)烈需求，輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)的發(fā)展就顯得十分緊迫和格外重要。特別是電動(dòng)輕型飛機(jī)，它在飛行時(shí)沒有污染氣體排放，對(duì)環(huán)境影響小，且噪聲低，不影響居民的正常生活?；谏鲜鰞?yōu)點(diǎn)，許多國(guó)家對(duì)輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)展開了大量的研究與探討。輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)對(duì)復(fù)合材料的使用以及本身高結(jié)構(gòu)效率的特點(diǎn)，對(duì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和制造工藝提出了更高的要求。

關(guān)于輕型飛機(jī)的發(fā)展?fàn)顩r，國(guó)內(nèi)外學(xué)者做了比較廣泛的研究。黃俊等[1]對(duì)新能源電動(dòng)飛機(jī)的發(fā)展與挑戰(zhàn)做出了相關(guān)的探討與分析，指出輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)是前途光明的綠色航空飛行器。言金等[2]研究了我國(guó)的輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)市場(chǎng)的發(fā)展，為國(guó)內(nèi)相關(guān)企業(yè)提供了一些參考。顧超等[3-4]對(duì)輕型復(fù)合材料飛機(jī)的重量估算方法進(jìn)行了研究，給出了在總體方案設(shè)計(jì)階段輕型復(fù)合材料飛機(jī)的全機(jī)重量及飛機(jī)的各部分重量的估算方法。郭佳[5]研究了輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)的生產(chǎn)線構(gòu)建及關(guān)鍵技術(shù)，建立了先進(jìn)的質(zhì)量控制體系、進(jìn)度計(jì)劃體系及供應(yīng)鏈管理體系。馬清[6]對(duì)某輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)雙梁式機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行了相關(guān)的研究與分析，總結(jié)了該飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的優(yōu)缺點(diǎn)，提出了該種翼型的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)及設(shè)計(jì)方法。王俊等[7]研究了基于人機(jī)工程學(xué)的輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)座椅設(shè)計(jì)方法，為輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)的座艙布局設(shè)計(jì)提供了一定的參考。朱君等[8]探討了初級(jí)類及輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)適航管理，介紹了初級(jí)類和限用類航空器中的固定翼飛機(jī)的適航法規(guī)概念。

有關(guān)飛機(jī)復(fù)合材料技術(shù)的應(yīng)用，陳紹杰[9]介紹了航空復(fù)合材料技術(shù)的近期發(fā)展，描述了歐洲2005年JEC復(fù)合材料展覽會(huì)概況，包括應(yīng)用、材料、制造技術(shù)等方面的近期發(fā)展趨勢(shì)。賀旺等[10-11]探討了飛機(jī)復(fù)合材料修理工藝研究的思路，簡(jiǎn)要概述了飛機(jī)復(fù)合材料修理工藝研究在整個(gè)修理技術(shù)研究中的地位及意義，提出了開展工藝研究的主要思路。孫立[12]介紹了復(fù)合材料修理技術(shù)的最新變革。朱晨等[13]敘述了復(fù)合材料在航空工程中的應(yīng)用研究現(xiàn)狀，并對(duì)此作出了相關(guān)展望。張暉等[14]研究了輕型飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件工裝的設(shè)計(jì)與制造，探討了輕型飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件制造工裝的設(shè)計(jì)與制造技術(shù)，論述了傳統(tǒng)工藝的利與弊，介紹了全金屬結(jié)構(gòu)工裝制造的幾種方法。江毅等[15]分析了復(fù)合材料層合板階梯式挖補(bǔ)修理的屈曲問題，利用有限元軟件Patran/Nastran，建立了復(fù)合材料層合板階梯式挖補(bǔ)的三維有限元分析模型，對(duì)其穩(wěn)定性進(jìn)行了分析，并通過分析得到的屈曲特征值，擬合得到了不同筋距、加筋數(shù)、挖補(bǔ)階數(shù)和膠層厚度對(duì)復(fù)合材料層合板階梯式挖補(bǔ)修理結(jié)構(gòu)屈曲的影響規(guī)律。劉禮平等[16]對(duì)復(fù)合材料膠鉚混合修理應(yīng)力特性進(jìn)行了分析，針對(duì)飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)身蒙皮，應(yīng)用ANSYS建立了碳纖維復(fù)合材料層合板膠接修理和膠鉚混合修理仿真模型，對(duì)比分析兩種修理方式對(duì)修理效果的影響，并分析鉚釘對(duì)膠鉚混合修理膠層應(yīng)力分布的影響。彭名鵬[17]對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷檢查作了研究，提出了多種實(shí)用的檢查方法，如敲擊、超聲波、X-射線和紅外成像等。孫立[18]研究了復(fù)合材料在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙中的應(yīng)用，為短艙的修理提供了一定的參考。劉淵等[19]對(duì)A320升降舵復(fù)合材料層壓板修理強(qiáng)度進(jìn)行了分析，并驗(yàn)證了其經(jīng)過實(shí)際修理后的強(qiáng)度恢復(fù)情況。Chen等[20]對(duì)一種輕型的復(fù)合材料飛機(jī)進(jìn)行了碰撞仿真，結(jié)果表明該飛機(jī)的復(fù)合材料駕駛艙的安全事故區(qū)比鋁合金的要高160%。Kopecki等[21]研究了復(fù)合材料薄壁的飛機(jī)承載結(jié)構(gòu)的后臨界變形形態(tài)，為整體蒙皮硬化元素的改進(jìn)方案提供了一定的參考。劉善國(guó)[22]介紹了國(guó)外飛機(jī)先進(jìn)復(fù)合材料技術(shù)，可作為我國(guó)新一代飛機(jī)結(jié)構(gòu)采用復(fù)合材料技術(shù)的借鑒。

以上研究涵蓋了輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)和復(fù)合材料的諸多方面，如輕型飛機(jī)生產(chǎn)線的構(gòu)建、雙梁式機(jī)翼結(jié)構(gòu)的研究，以及復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的制造與維修等，但是在復(fù)合材料飛機(jī)整體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面還有研究者未涉足的很大的余地，同時(shí)還缺乏在產(chǎn)品飛機(jī)上的驗(yàn)證。本文試圖從研制滿足市場(chǎng)需求的復(fù)合材料輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)的角度出發(fā)，提出一種新型的硬殼式結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法，并在成品飛機(jī)中加以試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 主傳力路線分析及其材料

本文的研究對(duì)象為RX1E飛機(jī)，其采用了上單翼大展弦比的常規(guī)氣動(dòng)布局。該機(jī)載荷、分布和傳遞較為簡(jiǎn)單，主要是機(jī)翼和機(jī)身連接部分載荷的傳遞。機(jī)翼采用了單梁結(jié)構(gòu)，左右翼梁對(duì)接用于傳遞由機(jī)翼氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的彎矩。考慮到座艙布置和結(jié)構(gòu)共用，翼梁和機(jī)身不直接連接。機(jī)身內(nèi)部不布置相應(yīng)的加強(qiáng)框，機(jī)身的慣性載荷則由本身結(jié)構(gòu)較強(qiáng)的機(jī)翼機(jī)身分離面和機(jī)翼根部加強(qiáng)肋來(lái)傳遞。圖1是其主要傳力分析的示意圖。

為實(shí)現(xiàn)高結(jié)構(gòu)效率的設(shè)計(jì)，RX1E飛機(jī)的主要結(jié)構(gòu)均采用碳纖維泡沫夾心蒙皮和碳纖維層壓框架組成的硬殼式結(jié)構(gòu)。機(jī)翼蒙皮大面積采用碳纖維或玻璃纖維與PVC泡沫夾層的結(jié)構(gòu)形式，這種結(jié)構(gòu)形式在滿足蒙皮強(qiáng)度要求的同時(shí)達(dá)到了一定的剛度水平，該結(jié)構(gòu)形式材料與工藝成本較低，十分適合輕型飛機(jī)應(yīng)用；對(duì)于像機(jī)翼主梁這樣的集中受力部件則采用碳纖維織布、碳纖維預(yù)浸料和高壓成型的碳纖維預(yù)制板組合結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)具有良好的集中載荷分散能力。此外還少量應(yīng)用了玻璃纖維層壓和金屬焊接框架等結(jié)構(gòu)形式。

圖1 飛機(jī)載荷傳遞分析示意圖Fig.1 Sketch of load transfer analysis

2 研究方法

綜合采用建模、仿真和試驗(yàn)的方法來(lái)完成輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)復(fù)合材料工藝的制造過程。首先根據(jù)飛機(jī)氣動(dòng)構(gòu)形的幾何數(shù)據(jù)，使用CATIA軟件為飛機(jī)的各個(gè)部件建立三維模型并完成裝配；再使用PATRAN+ NASTRAN對(duì)整機(jī)三維模型進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算，對(duì)翼梁的變形、拉伸應(yīng)變、壓縮應(yīng)變以及剪切應(yīng)變分別進(jìn)行仿真計(jì)算，對(duì)機(jī)翼的壓縮和拉伸應(yīng)變進(jìn)行計(jì)算；最后對(duì)所應(yīng)用材料的基本力學(xué)性能、材料的工藝性、零部件的強(qiáng)度剛度性能，整機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度剛度性能等方面進(jìn)行系統(tǒng)全面的試驗(yàn)。

2.1 設(shè)計(jì)發(fā)圖

RX1E飛機(jī)的結(jié)構(gòu)采用CATIA全數(shù)字化三維設(shè)計(jì)軟件進(jìn)行設(shè)計(jì)，由于通用飛機(jī)所采用的制造工藝在生產(chǎn)過程中不涉及自動(dòng)下料、自動(dòng)鋪放等設(shè)備，結(jié)合通用輕型飛機(jī)的工藝特點(diǎn)，在設(shè)計(jì)發(fā)圖上進(jìn)行了簡(jiǎn)化和優(yōu)化以適合產(chǎn)品特點(diǎn)，使輕型飛機(jī)的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)更加快速和準(zhǔn)確，既保證了產(chǎn)品質(zhì)量又提高了研發(fā)效率。結(jié)構(gòu)打樣設(shè)計(jì)如圖2所示。

2.2 強(qiáng)度計(jì)算

對(duì)于輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)這種低雷諾數(shù)的飛行器，不存在氣彈或顫震等太復(fù)雜的工況，所以RX1E飛機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度全部采用NASTRAN+PATRAN軟件進(jìn)行簡(jiǎn)單的靜強(qiáng)度分析。翼梁和起落架等關(guān)鍵承力件由于結(jié)構(gòu)形式相對(duì)簡(jiǎn)單，受力情況比較單一，同時(shí)采用工程計(jì)算方式進(jìn)行強(qiáng)度校核，對(duì)比兩者計(jì)算結(jié)果，優(yōu)化鋪層設(shè)計(jì)，更好地指導(dǎo)設(shè)計(jì)和試驗(yàn)。由于復(fù)合材料疲勞性能優(yōu)異同時(shí)輕型飛機(jī)的應(yīng)力水平低、使用環(huán)境簡(jiǎn)單等特點(diǎn)，在設(shè)計(jì)階段關(guān)于疲勞壽命方面不做過多考慮。

圖2 結(jié)構(gòu)打樣設(shè)計(jì)圖Fig.2 Structural proofing design

2.3 試驗(yàn)設(shè)計(jì)

采用的試驗(yàn)體系在大飛機(jī)的復(fù)合材料試驗(yàn)體系基礎(chǔ)上進(jìn)行了簡(jiǎn)化，由于輕型飛機(jī)的結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件制造快速、成本低廉等因素，在試驗(yàn)策劃中省略了元件及次組合件級(jí)別的試驗(yàn)，大大縮短了試驗(yàn)周期，降低了試驗(yàn)成本。試驗(yàn)體系如圖3所示。

為得到滿足RX1E雙座電動(dòng)飛機(jī)設(shè)計(jì)所需復(fù)合材料的力學(xué)性能數(shù)據(jù)，按照飛機(jī)的選材目錄對(duì)復(fù)合材料各項(xiàng)基本性能進(jìn)行前期試驗(yàn)，包括拉伸、壓縮、剪切、膠接試驗(yàn)等項(xiàng)目，為飛機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)、材料選用匹配和適航驗(yàn)證工作提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。針對(duì)飛機(jī)制造工藝體系下生產(chǎn)的復(fù)合材料制件的基本力學(xué)性能數(shù)據(jù)，開展了碳纖維單向預(yù)浸帶拉伸、壓縮，碳纖維織布樹脂層壓板拉伸、壓縮和剪切，碳纖維泡沫夾心板拉伸、壓縮和剪切,玻璃纖維材料單向預(yù)浸帶拉伸、壓縮等方面的試驗(yàn)工作，積累了大量不同纖維和樹脂試件的材料力學(xué)性能數(shù)據(jù)。試驗(yàn)件的設(shè)計(jì)參照美國(guó)材料協(xié)會(huì)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)[23-25]，每項(xiàng)試驗(yàn)的試驗(yàn)件均采用多種鋪層方式，每種鋪層方式進(jìn)行5組試驗(yàn)，每組7個(gè)試驗(yàn)件。典型的試驗(yàn)件如圖4所示。

圖3 試驗(yàn)體系圖Fig.3 Test system diagram

圖4 材料的拉伸試驗(yàn)件Fig.4 Tensile test piece of material

為了評(píng)估主要零部件的不同結(jié)構(gòu)形式的優(yōu)缺點(diǎn)，找出最適合的結(jié)構(gòu)形式以優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，需要對(duì)翼梁等關(guān)鍵零部件進(jìn)行組合件級(jí)別的試驗(yàn)，這些試驗(yàn)?zāi)苡行П苊獯蟛考囼?yàn)的反復(fù)并確定主結(jié)構(gòu)形式，在輕型飛機(jī)復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)試驗(yàn)驗(yàn)證中起著重要的作用，是輕型飛機(jī)結(jié)構(gòu)快速試驗(yàn)驗(yàn)證體系中不可省略的一步，此類試驗(yàn)所涉及的零部件相對(duì)重要，試驗(yàn)件更改方便、快速，試驗(yàn)方案實(shí)施相對(duì)簡(jiǎn)單。翼梁組合件試驗(yàn)加載方案如圖5所示。

圖5 翼梁組合件靜力試驗(yàn)Fig.5 Static test of wing beam

在科研驗(yàn)證和適航驗(yàn)證中，結(jié)構(gòu)部件試驗(yàn)被視為最全面和最有效的驗(yàn)證方法，RX1E飛機(jī)的結(jié)構(gòu)部件試驗(yàn)普遍采用了一種多功能試驗(yàn)臺(tái)架的快速試驗(yàn)方法，即利用輕型飛機(jī)尺寸小、重量輕、表面載荷小等特點(diǎn)，通過試驗(yàn)臺(tái)架的變換和沙袋加載的方法完成各部件的靜力試驗(yàn)，同時(shí)為了得到不同載荷下結(jié)構(gòu)材料的應(yīng)力應(yīng)變數(shù)據(jù)，采用動(dòng)態(tài)應(yīng)變儀采集被測(cè)部件傳力路線上的應(yīng)力應(yīng)變水平，這樣可以將實(shí)際試驗(yàn)狀態(tài)下的應(yīng)力應(yīng)變曲線和設(shè)計(jì)進(jìn)行對(duì)比，優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。垂尾部件靜力試驗(yàn)如圖6所示。

在RX1E飛機(jī)的部件試驗(yàn)中完成了包括單邊機(jī)翼、尾翼、座艙、后機(jī)身、前機(jī)身、各個(gè)操縱面等在內(nèi)的靜力試驗(yàn)，而在傳力路徑上機(jī)身和機(jī)翼的連接強(qiáng)度和剛度是至關(guān)重要的問題。另外在適航相關(guān)審定基礎(chǔ)中對(duì)機(jī)翼提出需要考慮上下過載、前后過載、彎扭組合等各種復(fù)合工況，所以需要系統(tǒng)地對(duì)整機(jī)進(jìn)行相應(yīng)的靜力試驗(yàn)。部件試驗(yàn)所使用的多功能試驗(yàn)臺(tái)架同時(shí)具備進(jìn)行整機(jī)靜力試驗(yàn)的功能，作為輕型飛機(jī)結(jié)構(gòu)快速試驗(yàn)方法中最重要的一項(xiàng)試驗(yàn)，整機(jī)靜力試驗(yàn)完全模擬了飛機(jī)機(jī)身機(jī)翼的真實(shí)受力狀態(tài)，為飛機(jī)的首飛和科研試飛奠定了基礎(chǔ)。垂尾部件靜力試驗(yàn)如圖7所示。

圖6 垂尾部件靜力試驗(yàn)Fig.6 Static test of the tail part

圖7 整機(jī)靜力試驗(yàn)Fig.7 Static test of aircraft

3 結(jié)果與分析

3.1 三維模型和圖紙

根據(jù)RX1E飛機(jī)的幾何構(gòu)形數(shù)據(jù)建立了CATIA三維模型，裝配效果如圖8所示，機(jī)體結(jié)構(gòu)主要包括機(jī)身、機(jī)翼、尾翼、起落架等部件，采用碳纖維復(fù)合材料硬殼式結(jié)構(gòu)。座艙采用了整體式結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度好、美觀，座椅設(shè)計(jì)符合人體工程學(xué)，乘坐舒適，座艙視野開闊。三維模型能夠在設(shè)計(jì)階段更好地起到協(xié)調(diào)作用，使設(shè)計(jì)周期縮短，設(shè)計(jì)錯(cuò)誤率減少，但是三維設(shè)計(jì)手段卻不適用于通用飛機(jī)此類產(chǎn)品的生產(chǎn)工藝。根據(jù)工藝和制造情況，RX1E飛機(jī)的零件采用傳統(tǒng)的二維工程圖紙進(jìn)行發(fā)圖，主要包括復(fù)合材料零件鋪層圖、金屬零件工程圖等類型，此傳統(tǒng)方式更適用于通用飛機(jī)，復(fù)材零件鋪層圖如圖9所示。

圖8 飛機(jī)的三維模型Fig.8 3D model of aircraft

3.2 強(qiáng)度計(jì)算結(jié)果與分析

采用NASTRAN軟件對(duì)RX1E飛機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度進(jìn)行靜強(qiáng)度計(jì)算，其結(jié)果如圖10所示?？梢钥闯?，變形主要發(fā)生在機(jī)翼上，體現(xiàn)了此類大展弦比飛機(jī)結(jié)構(gòu)效率高，柔性大的特點(diǎn)。對(duì)翼梁進(jìn)行了剩余強(qiáng)度、拉伸應(yīng)變、剪切應(yīng)變及壓縮應(yīng)變計(jì)算，其結(jié)果如圖11～14所示?？梢钥闯觯砹褐饕惺芗休d荷和沖擊載荷，其變形形式與機(jī)翼的保持一致。從拉伸應(yīng)變圖和剪切應(yīng)變圖可以看出翼梁的抗拉伸能力很強(qiáng)。從壓縮應(yīng)變圖可以看出，靠近翼尖處翼梁和翼根處的翼梁承受了較大的應(yīng)力，這為翼梁的進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了參考。綜上所述，RX1E飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)滿足強(qiáng)度要求。

圖9 飛機(jī)機(jī)翼工程圖Fig.9 Drawing of the wing

圖10 極限載荷飛機(jī)結(jié)構(gòu)變形Fig.10 Deformation of aircraft structure under ultimate load

圖11 翼梁剩余強(qiáng)度分布Fig.11 Reserve factor of spar

圖12 翼梁最大拉應(yīng)變分布圖Fig.12 Maximum tensile strain distribution of spar

3.3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

根據(jù)RX1E飛機(jī)的復(fù)合材料體系，進(jìn)行了相關(guān)的復(fù)合材料基本力學(xué)性能試驗(yàn)，圖15是部分試驗(yàn)圖片，從破壞的試驗(yàn)件可以看出，試驗(yàn)件的設(shè)計(jì)合理，工藝一致性好，達(dá)到了預(yù)期效果。部分應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系圖如圖16所示，從這3個(gè)曲線可以看出，應(yīng)力隨應(yīng)變的增大而增大，不同結(jié)構(gòu)形式和材料種類體現(xiàn)出不同規(guī)律的應(yīng)力應(yīng)變變化趨勢(shì)，為強(qiáng)度計(jì)算和結(jié)構(gòu)試驗(yàn)提供了有效依據(jù)。

圖13 翼梁最大剪切應(yīng)變分布Fig.13 Maximum shear strain distribution of spar

圖14 翼梁最大壓切應(yīng)變分布Fig.14 Maximum compress strain distribution of spar

圖15 翼梁材料及典型結(jié)構(gòu)試驗(yàn)Fig.15 Spar material and typical structural test

圖16 應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系曲線Fig.16 Stress-strain curves

另外，考慮到復(fù)合材料裝配所需的補(bǔ)充試驗(yàn)，部分試樣的試驗(yàn)結(jié)果如表1所示。在輕型飛機(jī)的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配中最常用的一種裝配方式為膠接，而膠接的強(qiáng)度受工藝影響極大，所以有必要通過元件試驗(yàn)找出各項(xiàng)工藝參數(shù)（如溫度、厚度、混合物比例、膠接面狀態(tài)等因素）對(duì)膠接強(qiáng)度的影響，以及最佳的工藝參數(shù)和相應(yīng)的膠接力學(xué)性能數(shù)據(jù)，以指導(dǎo)設(shè)計(jì)和制造。

RX1E飛機(jī)的重要組合件試驗(yàn)主要包括了翼梁和起落架板簧等部分，其中翼梁的破壞試驗(yàn)如圖17所示，從試驗(yàn)件破壞形式和試驗(yàn)數(shù)據(jù)結(jié)果可以看出，翼梁在105%的設(shè)計(jì)載荷加載過程中，緣條由于壓縮產(chǎn)生分層，致結(jié)構(gòu)失去主要承力結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞。這證明翼梁整體強(qiáng)度滿足設(shè)計(jì)要求，破壞發(fā)生在距離翼梁根部約300mm位置處，為下凸緣壓縮破壞，從其他部位的應(yīng)變采集數(shù)據(jù)來(lái)看，在滿足整體剛度要求的情況下還有一定的強(qiáng)度余量。實(shí)際結(jié)果與計(jì)算機(jī)分析結(jié)果稍有差別，分析原因主要為翼梁緣條結(jié)構(gòu)厚度大，考慮到低成本復(fù)材工藝鋪層操作時(shí)間長(zhǎng)和樹脂固化時(shí)間短的特點(diǎn)，選用的材料單層厚度較厚，在鋪層臨界處存在應(yīng)力集中點(diǎn)，但從強(qiáng)度、剛度、重量、工藝和成本多方面看，翼梁的設(shè)計(jì)是合理的。

根據(jù)試驗(yàn)任務(wù)書對(duì)RX1E飛機(jī)的所有結(jié)構(gòu)部件都進(jìn)行靜力試驗(yàn)，由于飛機(jī)為復(fù)合材料一體式結(jié)構(gòu)，所以幾乎所有部件試驗(yàn)都可以在一個(gè)試驗(yàn)件上完成，試驗(yàn)驗(yàn)證周期從計(jì)劃的一年縮短至兩個(gè)月，大大降低了試驗(yàn)成本和周期。部件靜力試驗(yàn)如圖18所示。

由于部件試驗(yàn)并不能表明一些關(guān)鍵連接部分的實(shí)際狀態(tài)，由于飛機(jī)在空中是一個(gè)獨(dú)立的質(zhì)量體，在部件試驗(yàn)中離夾具部位越近的部分受力狀態(tài)越失真，而這些部位很多又是飛機(jī)的關(guān)鍵連接部位，尤其對(duì)于電動(dòng)力飛機(jī)這種對(duì)重量要求嚴(yán)苛的通用飛機(jī)來(lái)說，整機(jī)靜力試驗(yàn)意義重大，整機(jī)靜力試驗(yàn)如圖19所示。試驗(yàn)結(jié)果為，100%設(shè)計(jì)載荷時(shí)機(jī)翼機(jī)身連接處金屬連接件逐漸變形脫出，導(dǎo)致局部結(jié)構(gòu)失穩(wěn)，以上試驗(yàn)結(jié)果滿足設(shè)計(jì)要求和適航有關(guān)在100%載荷下結(jié)構(gòu)保持3s以上的標(biāo)準(zhǔn)。

機(jī)翼結(jié)構(gòu)試驗(yàn)結(jié)果與分析結(jié)果對(duì)比如表2所示，通過應(yīng)力應(yīng)變數(shù)據(jù)可以看出，各部分結(jié)構(gòu)滿足強(qiáng)度要求，并與設(shè)計(jì)分析結(jié)果相近，最大誤差4%，等強(qiáng)度設(shè)計(jì)良好，將機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量控制在了5kg/m2以內(nèi)，達(dá)到了7kg/m2的設(shè)計(jì)指標(biāo)。從工藝和成本綜合考慮，各部件的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)較為合理。

表1 試樣的試驗(yàn)結(jié)果

圖17 翼梁靜力破壞性試驗(yàn)Fig.17 Static destructive test of spar

圖18 后機(jī)身靜力試驗(yàn)Fig.18 Static test of rear fuselage

圖19 整機(jī)靜力試驗(yàn)Fig.19 Static test of aircraft

表2 后機(jī)機(jī)身靜力試驗(yàn)應(yīng)變數(shù)據(jù)

4 結(jié)論

提出了一整套新的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、試驗(yàn)驗(yàn)證以及工藝匹配的方法，使飛機(jī)達(dá)到了減輕重量、簡(jiǎn)化工藝、降低成本和縮短研發(fā)周期等目的。通過該方法研制的產(chǎn)品性能優(yōu)越、質(zhì)量穩(wěn)定可靠。為電動(dòng)通用飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和復(fù)合材料的應(yīng)用提供了工程參考。

銳翔RX1E雙座電動(dòng)輕型飛機(jī)性能優(yōu)越，滿足設(shè)計(jì)和實(shí)用化要求，現(xiàn)已投入運(yùn)營(yíng)。其成功研制為此類飛機(jī)在國(guó)內(nèi)的推廣應(yīng)用提供了廣泛的借鑒和參考，將在通航產(chǎn)業(yè)示范推進(jìn)中起到重要的作用。

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