姜成杰

【摘 要】復合材料具有良好的設計性、工藝性，其比強度高、比剛度大的優(yōu)點對于結(jié)構(gòu)減重效果明顯，目前空客和波音最新機型復合材料占比均超過50%。某型飛機復合材料平尾整流罩采用復合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)取代鋁合金結(jié)構(gòu)，在重量、防火性和抗破壞等方面優(yōu)勢明顯。本文基于新穎的氣囊加載方式，采用了封閉金屬容器限制方法，對整流罩進行了加載試驗。通過對比基于Hypermesh的有限元整流罩建模分析結(jié)果，驗證了某型飛機復合材料平尾整流罩結(jié)構(gòu)滿足剛度設計要求，為復合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)在飛機結(jié)構(gòu)設計中廣泛應用，提供了試驗和理論依據(jù)。

【關(guān)鍵詞】復合材料；翼根整流罩；氣囊加載；有限元分析

0 引言

近些年來，復合材料技術(shù)在各國的航空工業(yè)中得到了迅猛的發(fā)展，波音和空客的最新機型復合材料占比均超過了50%。二十世紀的飛機多采用金屬材料，相比金屬材料，復合材料不僅具有人們熟知的比強度高、比剛度大以及抗疲勞性好和耐腐蝕性好等優(yōu)點，其良好的工藝性和設計性亦是其巨大的優(yōu)點，二十一世紀越來越多的飛機采用復合材料結(jié)構(gòu)，這已成為提升飛機結(jié)構(gòu)效率和設計工藝性的重要方式。目前，飛機的多個結(jié)構(gòu)部位應用復合材料均取得成功，例如飛機水平尾翼與機身對接區(qū)域的整流罩就采用復合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)。本文基于氣囊加載技術(shù)，對該整流罩進行試驗研究，并通過hypermesh有限元建模分析，驗證該結(jié)構(gòu)剛度滿足設計要求。

1 翼根整流罩結(jié)構(gòu)概述

水平安定面翼根整流罩位于水平安定面上下壁板根部，用于維持后機身側(cè)壁板大開口的密封性，提高飛機的氣動性能。單側(cè)翼根整流罩分為上罩體與下罩體，上下罩體均為“L”型整體式結(jié)構(gòu)，包括內(nèi)外面板、泡沫芯、密封件等。罩體一側(cè)通過托板螺母安裝于水平安定面上下壁板處，另一側(cè)通過P型密封件接觸后機身壁板，以達到后機身開口密封效果。水平安定面翼根整流罩主要承擔自身的氣動載荷。

如圖1所示為單側(cè)上下整流罩，面板材料為高溫固化的標模高強碳纖維增韌環(huán)氧樹脂預浸料織物，CMS-CP-304規(guī)格，37型280級3K-5H；泡沫芯材料聚甲基丙烯酰亞胺閉孔剛性泡沫，CMS-CP-403，C級3類，厚度為12.7mm；連接緊固件牌號為NAS1580V3及NAS8803A。整流罩剖面圖如圖2所示。

2 基于氣囊加載的試驗技術(shù)

在結(jié)構(gòu)模型試驗或全尺寸試驗中，通常利用分布載荷演化而將載荷等效離散到有限個結(jié)點上，并通過杠桿系統(tǒng)來實施加載[1-4]。為了同時對各加載點實施按比例加載，還必須設計復雜的加載控制與協(xié)調(diào)系統(tǒng)[5-9]。該方法對于大型飛機系統(tǒng)試驗仍是不可取代的方法，它具有原理簡單、加載技術(shù)成熟等優(yōu)點，弊端是具有高昂的成本和復雜的加載系統(tǒng)。此外，受限于試驗條件試驗環(huán)境，不能對于理論設計的每個加載點都實施加載，因而存在一些過度的簡化。特別是對于均布載荷的施加，該方法顯得力不從心。氣囊加載系統(tǒng)具有施加均布載荷的優(yōu)點，對于傳統(tǒng)的杠桿系統(tǒng)加載優(yōu)勢明顯。

一個典型的氣囊加載裝置包括加載氣囊，限制結(jié)構(gòu)等裝置，如圖3所示。其工作原理為：首先將氣囊通過特制的限制結(jié)構(gòu)和加載面保持貼合，通過在氣囊中充氣使其具有相應的壓力，該壓力通過兩者的貼合面?zhèn)鬟f到被加載結(jié)構(gòu)中，并形成相應的法向力，控制氣囊內(nèi)外壓差即可控制施加的局部載荷。

圖3 氣囊加載裝置示意圖

下面通過受力分析來研究氣囊加載的控制律。為了進行一般性分析，我們假設：（1）氣囊織布忽略其他受力僅考察表面張力；（2）氣囊織布緊貼加載面，無任何空隙，無摩擦力損耗；（3）忽略不計氣囊織布厚度對試驗的影響；（4）忽略不計因為氣囊充氣壓力的增大而導致的織布本身變形；（5）忽略不計氣流運動對壓力的影響。

由于與加載面緊貼的氣囊負責傳遞載荷，因而取其為研究對象，建立相應的力學分析模型，如圖3所示。其中，氣囊壓力差值設為p，方向沿加載面表面內(nèi)法向；在給定加載面及充氣壓力的條件下，織布的張力大小與位置有關(guān)，另其為位置坐標（x， y， z）函數(shù)，方向沿囊壁表面切向張拉的方向；限制織布沿加載面運動的支持力，即被加載結(jié)構(gòu)的反作用力，大小等于加載載荷數(shù)值，方向沿加載面表面外法向。

對圖3中選取的研究對象進行受力分析，得：

對式（1）積分，得：

其中： t 為氣囊織布的厚度； S 為所研究織布的曲面； s 為所研究織布的邊界。由式（2）可知，對結(jié)構(gòu)施加的載荷 fN 不僅與壓強 p及織布張力 fT 有關(guān)，而且還與加載面的幾何特性有關(guān)。本次試驗整流罩加載面曲率較小，可以近似認為其為平面，則式（2）可以簡化為：

即：（4）

其中：S 為加載面織布的面積； c 為加載面織布邊界的周長； t 為氣囊織布的厚度。

3 試驗研究

受篇幅所限，本試驗僅以平尾翼根整流罩下罩體為例進行試驗和分析。試驗采用全橋位移計測量整流罩壁板前后兩端點以及壁板中間的位移。整流罩試驗加載如圖4所示。

3.1 測量部位、測量情況以及測量數(shù)據(jù)分析

3.1.1 位移應變測量點

如圖5所示，①②③為位移測量點，①為整流罩的前緣，②為整流罩中間位置，③為整流罩的后緣。

3.1.2 位移數(shù)據(jù)分析

通過四個工況的加載試驗，測得三個位移監(jiān)測點的數(shù)值為：

4 有限元分析

4.1 結(jié)構(gòu)簡化模式

根據(jù)翼根整流罩結(jié)構(gòu)的受力特點，在有限元計算模型中，罩體面板、連接帶板和密封件罩的相關(guān)結(jié)構(gòu)都簡化為殼元，泡沫夾芯簡化為體元，如圖6所示。

圖6 水平安定面翼根整流罩有限元模型

4.2 載荷分配

根據(jù)整流罩載荷分配情況，將翼根整流罩在X方向分為五個剖面，五個剖面的X全機坐標分別為37.915、38.115、38.515、38.915、39.015，單位m。將五個剖面的載荷以均布載荷的方式施加在對應的剖面上，即保證每個剖面的壓強與面積的乘積等于對應的載荷。由于每個載荷均為對應平面的法向力，故載荷以垂直于對應剖面的方向施加。載荷分區(qū)如圖7所示。

4.3 約束形式

翼根整流罩通過螺栓與水平安定面連接，且受水平安定面法向位移約束，將整流罩對應的螺栓位置通過CWELD單位連接，并約束12346五個方向自由度；而整流罩與水平安定面接觸面，以緊固件位置作為約束面分界線，只約束面法向即2自由度，如圖8所示。

4.4 有限元分析結(jié)果

將前處理完成的模型提交計算軟件NASTRAN，可得四個工況位移變形云圖，如圖9所示，通過提取位移監(jiān)測點的位移數(shù)值，可以得到對應的位移數(shù)值，如表2所示：

對比試驗結(jié)果和有限元計算結(jié)果，可以得出如下結(jié)論：

a）試驗計算結(jié)果比有限元結(jié)果小，誤差在5%左右，這是由于試驗加載中氣囊邊角處未能接觸，因而接觸面積小于理論值；

b）試驗和理論分析都證明了整流罩設計滿足剛度要求，為復合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)在飛機結(jié)構(gòu)設計中廣泛應用，提供了試驗和理論依據(jù)；

c）有限元分析中，位移變形對于約束形式較為敏感，不僅要約束對應的螺栓接觸，還要對整流罩與平尾的面接觸進行約束，這樣才能準確地模擬整流罩位移變形。

5 結(jié)論

本文基于新穎的氣囊加載方式，采用了封閉金屬容器限制方法，對整流罩進行了加載試驗。通過對比基于Hypermesh的有限元分析結(jié)果，分析研究了氣囊加載技術(shù)的優(yōu)缺點；驗證了某型飛機復合材料整流罩結(jié)構(gòu)剛度滿足設計要求，為復合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)在飛機結(jié)構(gòu)設計中廣泛應用，提供了試驗和理論依據(jù)。此外，通過研究整流罩有限元模型約束形式，確定了對于既有螺栓約束，又有面接觸的特殊結(jié)構(gòu)有限元模型形式，為整流罩有限元結(jié)構(gòu)分析技術(shù)提供了實踐依據(jù)。通過以上研究，為平尾整流罩復合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)在大型飛機上的安全應用提供了保證。

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[責任編輯：朱麗娜]