摘 要：本文以輕型飛機(jī)的尾翼結(jié)構(gòu)為研究對象，運(yùn)用CATIA軟件進(jìn)行尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與建模。首先分析了尾翼各部件的受力特性和各部件間力的傳遞方式，完成了尾翼的橫向構(gòu)件和縱向構(gòu)件的布置。最后，運(yùn)用工程算法對尾翼的水平安定面翼肋進(jìn)行了腹板開口計(jì)算，得到了此模型中水平安定面的翼肋開口處滿足剪切彈性失穩(wěn)要求的結(jié)論。

關(guān)鍵詞：飛機(jī)設(shè)計(jì)；尾翼；CATIA；工程算法

近年來，超輕型飛機(jī)的發(fā)展引起了我國航空界人士和使用部門的極大關(guān)注，主要原因在于，超輕型飛機(jī)具有低空、低速、穩(wěn)定和安全等特點(diǎn)，而且結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、價(jià)格便宜、比較容易操縱、維護(hù)起來方便，可廣泛應(yīng)用于農(nóng)林畜牧業(yè)、徒步勘探、航空攝影、航空體育和居家旅游等。因此，伴隨著我國的經(jīng)濟(jì)持續(xù)發(fā)展和人民生活水平的逐步提高，這種飛機(jī)將會擁有廣泛的應(yīng)用前景，是通用航空技術(shù)未來發(fā)展的方向之一。而飛機(jī)尾翼是飛機(jī)結(jié)構(gòu)中很重要的部件，所以對輕型飛機(jī)尾翼的研究有著很大的意義。

1 水平尾翼承力系統(tǒng)及構(gòu)件布局

運(yùn)用CATIA軟件對平尾進(jìn)行設(shè)計(jì)建模[13]。水平尾翼包括水平安定面和升降舵。

水平安定面為梁肋式蒙皮結(jié)構(gòu)，橫向主要受力構(gòu)件為前梁、后梁，縱向受力構(gòu)件為翼肋，它由8根肋、2根梁、4個(gè)接頭和蒙皮等組成，翼梁和翼肋均采用δ=1.0mm鈑金件。展向左右端肋距離為 1269×2mm，翼根弦長為 500mm，翼梢弦長為 280mm，安裝角為9°（繞原點(diǎn)坐標(biāo)），順流布置，與前后緣組成梯形翼面。水平安定面是與蒙皮采用鉚接的雙梁式結(jié)構(gòu)。

升降舵也為梁肋式蒙皮結(jié)構(gòu)。同水平安定面一樣，橫向受力構(gòu)件為翼梁，縱向受力構(gòu)件為翼肋，它由 12 根肋、1 根梁、2 根后緣緣條及蒙皮組成，翼梁和翼肋均采用δ=1.0mm鈑金件，升降舵是與蒙皮鉚接的單梁式結(jié)構(gòu)。升降舵有四個(gè)掛點(diǎn)接頭與水平安定面后梁上的四個(gè)掛點(diǎn)接頭對接。

2 垂直尾翼承力系統(tǒng)及構(gòu)件布局

垂直尾翼包括垂直安定面和方向舵。

垂直安定面為梁肋式蒙皮結(jié)構(gòu)，橫向主要通過肋的布置來傳遞所受的力，縱向主要通過梁的布置來傳遞所受的力，由4根肋、2根梁、2個(gè)接頭和蒙皮組成，同樣采用δ=1.0mm鈑金件，其中第1肋和第4肋為端肋，彎邊寬度為20mm。翼根弦長為 265mm，翼梢弦長為265mm。垂直安定面是與蒙皮鉚接的雙梁式結(jié)構(gòu)。

方向舵也為梁肋式蒙皮結(jié)構(gòu)。同垂直安定面一樣，橫向主要通過肋的布置來傳遞所受的力，縱向主要通過梁的布置來傳遞所受的力，由 6 根肋、2 根梁、1 根后緣緣條及蒙皮組成，是與蒙皮鉚接的雙梁式結(jié)構(gòu)。方向舵有兩個(gè)掛點(diǎn)接頭與垂直安定面后梁上的兩個(gè)掛點(diǎn)接頭對接。

3 蒙皮結(jié)構(gòu)

為滿足表面氣動力的要求并盡可能的減輕重量，蒙皮厚度為 1.0mm。

4 尾翼結(jié)構(gòu)的傳力路線分析

水平安定面為梯形翼面，展向氣動力均布，蒙皮的氣動載荷傳至翼肋、翼肋將局部載荷傳至翼梁，翼梁將其傳至兩端接頭，接頭與機(jī)身相對接。

升降舵面也為梯形，展向氣動力均布，蒙皮的氣動載荷傳至翼肋，翼肋將局部載荷傳至單梁，由單梁上的支點(diǎn)接頭傳至水平安定面的支點(diǎn)接頭。

翼肋傳給腹板的載荷分別以剪流的形式加到梁腹板上，梁腹板以平板受剪形式平衡，并將它們向根部傳遞，最后在根部由水平安定面與機(jī)身對接接頭提供支反力平衡。

垂直安定面和水平安定面受力傳力路線基本相同。

5 翼肋腹板開口計(jì)算

選取水平安定面左3翼肋為例，翼肋材料為2B04，δ=10mm，b=86mm，按保守的四邊簡支邊界條件進(jìn)行計(jì)算，翼肋失穩(wěn)剪應(yīng)力為：

τE=Kπ2E[]12（1-μ2）（δ[]b）2=604×π2×67700[]12（1-0332）（10[]86）2

=50.98MPa

在兩孔之間的腹板處：

τS=q[]t（b[]b-D）

在有孔處的腹板的凈垂直截面處

τS=q[]t（h[]h-D）

其中，t為腹板厚度，這里的t=1.0mm，剪流q=16N/mm，算得：

在兩孔之間的腹板處：

τS=q[]t（h[]h-D）=2524MPa<τE

在有孔處腹板的凈垂直截面處：

小孔處 τS=q[]t（h[]h-D）=23.59MPa<τE

大孔處 τS=q[]t（h[]h-D）=3977Mpa<τE

所以，翼肋開口處滿足剪切彈性失穩(wěn)要求。

6 小結(jié)

基于CATIA設(shè)計(jì)了飛機(jī)尾翼，通過分析尾翼的承力系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)布局和傳力路線，運(yùn)用工程算法以水平安定面翼肋為例進(jìn)行了腹板開口剪切彈性計(jì)算，對飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)有著重要意義。

參考文獻(xiàn)：

[1]楊衛(wèi)平.飛機(jī)結(jié)構(gòu)有限元建模指南.航空工業(yè)出版社，2013，05.

[2]馮元生.飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì).國防工業(yè)出版社，1985.

[3]程寶渠.飛機(jī)制造協(xié)調(diào)準(zhǔn)確度與容差分配.北京航空工業(yè)出版社，1985，5.

作者簡介：霍雨佳（1994），山西朔州人，男，碩士，研究方向：飛機(jī)設(shè)計(jì)與制造。