葉聰杰 杜艷梅 于振波 / YE Congjie DU Yanmei YU Zhenbo(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

飛機(jī)機(jī)翼-機(jī)身連接結(jié)構(gòu)受力特性分析研究

葉聰杰 杜艷梅 于振波 / YE Congjie DU Yanmei YU Zhenbo
(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)
(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

機(jī)翼-機(jī)身連接結(jié)構(gòu)作為飛機(jī)設(shè)計(jì)中最重要的一環(huán)，應(yīng)當(dāng)準(zhǔn)確分析其受力特性，合理設(shè)計(jì)其連接結(jié)構(gòu)?；谟邢拊?jì)算結(jié)果對(duì)A、B兩種機(jī)翼-機(jī)身連接結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行受力特性研究，分析表明B結(jié)構(gòu)的機(jī)翼后梁后梯形板(或A結(jié)構(gòu)前三角板)分擔(dān)了部分載荷，減輕了后梁站位加強(qiáng)框承受的載荷。B結(jié)構(gòu)連接剛度相對(duì)柔性，減小了后梁處協(xié)調(diào)變形的影響。A結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)了后三角板，通過(guò)后三角板將起落架部分機(jī)構(gòu)與機(jī)身的連接，后三角板分擔(dān)了部分起落架載荷，對(duì)于機(jī)身的內(nèi)力均勻分布是有利的。

受力特性；梯形板；有限元分析

0 引言

飛機(jī)根據(jù)機(jī)翼相對(duì)于機(jī)身的位置可分為上單翼布局、中單翼布局和下單翼布局[1-2]?，F(xiàn)代民用飛機(jī)中多采用下單翼布局，其機(jī)翼-機(jī)身連接的典型設(shè)計(jì)，是把機(jī)身的主隔框螺接在中央翼盒的前、后翼梁上，多年來(lái)這種連接方法已廣泛地為飛機(jī)設(shè)計(jì)人員采用[1]。典型的機(jī)翼-機(jī)身連接結(jié)構(gòu)如圖1所示。MD-82飛機(jī)在機(jī)翼-機(jī)身的連接上沒(méi)有采用以上設(shè)計(jì)[3-4]，機(jī)身在中央翼后梁位置并沒(méi)有機(jī)身框，左右各設(shè)計(jì)一個(gè)向后延伸的梯形板，通過(guò)梯形板將機(jī)翼后梁與機(jī)身的框連接。波音公司的787飛機(jī)也采用了類(lèi)似的設(shè)計(jì)，如圖2(b)所示[5]。后梁站位未布置常規(guī)的機(jī)身加強(qiáng)框，而是采用梯形板分別與機(jī)翼、機(jī)身柔性連接[5]。上述兩種機(jī)翼-機(jī)身連接結(jié)構(gòu)均已在民用飛機(jī)中得到成功應(yīng)用，二者的不同不僅表現(xiàn)在中央翼后梁站位處是否有機(jī)身加強(qiáng)框，還表現(xiàn)在后梁站位后的設(shè)計(jì)上。前者在后梁后設(shè)計(jì)兩塊三角形板(如圖1所示)，而后者是梯形板設(shè)計(jì)。

機(jī)翼-機(jī)身連接結(jié)構(gòu)作為飛機(jī)設(shè)計(jì)中最重要的一環(huán)，在設(shè)計(jì)時(shí)不僅應(yīng)熟練掌握設(shè)計(jì)方法，更為至關(guān)重要的是應(yīng)當(dāng)準(zhǔn)確分析結(jié)構(gòu)的受力特性，選擇合適的結(jié)構(gòu)形式[6]。本文基于有限元仿真模擬，對(duì)這兩種連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行受力分析及研究，以獲得較為清晰的載荷傳遞路徑和翼根區(qū)量化的內(nèi)力分布，用于指導(dǎo)民用飛機(jī)機(jī)翼-機(jī)身的連接設(shè)計(jì)。

1 機(jī)翼-機(jī)身連接受力分析

機(jī)翼-機(jī)身連接區(qū)主要交互機(jī)翼和機(jī)身的載荷。作用在機(jī)翼上的外部載荷有機(jī)翼氣動(dòng)載荷、慣性載荷、活動(dòng)面及起落架傳來(lái)的集中載荷。機(jī)翼在外部載荷作用下，可看作為固定在機(jī)身上的懸臂梁，受力形式如圖3所示。由于機(jī)翼結(jié)構(gòu)沿水平方向尺寸較大，因而水平剪力和水平彎矩對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)受力影響較小，在受力分析時(shí)只分析垂直剪力、扭矩和垂直彎矩[7]。機(jī)翼所受的剪力、扭矩和彎矩逐步累積，在翼根處最大。作用在機(jī)身的載荷主要是機(jī)翼和水平尾翼的固定接頭的反作用力，起落架接地后的地面撞擊力等，一般在機(jī)身與機(jī)翼的連接處，機(jī)身承受的剪力、彎矩最大。如圖4所示，機(jī)身由A、B兩個(gè)連接接頭與機(jī)翼相連，機(jī)翼接頭對(duì)機(jī)身支點(diǎn)反力RA和RB；同樣的，水平尾翼和機(jī)身連接接頭C、D的支點(diǎn)反力為RC和RD；q為機(jī)身質(zhì)量力[7]。

從上述機(jī)翼和機(jī)身的受力可以看出，機(jī)翼的剪力、扭矩和彎矩在翼根累積至最大，通過(guò)機(jī)翼-機(jī)身的連接轉(zhuǎn)化為結(jié)構(gòu)的拉力、壓力和剪力，并傳遞至機(jī)身。

剪力：作用在機(jī)翼的剪力主要轉(zhuǎn)化為盒段梁腹板的剪力，傳遞至機(jī)身蒙皮；

扭矩：作用在機(jī)翼的扭矩主要轉(zhuǎn)化為盒段剖面的閉室剪流，傳遞至機(jī)身，形成機(jī)身蒙皮剪力、地板梁剪力以及龍骨梁的軸力；

彎矩：作用在機(jī)翼的彎矩主要轉(zhuǎn)化為盒段剖面上側(cè)的壓縮載荷和下側(cè)的拉伸載荷，二者的垂向分量傳遞至機(jī)身，展向分量在機(jī)身對(duì)稱(chēng)面相平衡。

本文僅針對(duì)機(jī)翼-機(jī)身連接結(jié)構(gòu)垂向的受力特性進(jìn)行研究。

2 機(jī)翼-機(jī)身連接受力特性分析

2.1 有限元模型

圖5是目前較為主流的機(jī)翼-機(jī)身連接結(jié)構(gòu)形式，二者主要不同表現(xiàn)在：

1)A模型中在后梁站位處布置有機(jī)身加強(qiáng)框，B模型沒(méi)有。

2)在后梁后的設(shè)計(jì)上，A模型布置了前、后三角板；而B(niǎo)模型則采用的是梯形板。

總體來(lái)講，A模型與常規(guī)的設(shè)計(jì)思路保持一致，認(rèn)為機(jī)翼的外載荷主要通過(guò)前、后梁與機(jī)身的連接結(jié)構(gòu)將載荷傳遞至機(jī)身，B模型則采用了不同的設(shè)計(jì)理念。

根據(jù)圖5的結(jié)構(gòu)形式建立有限元模型，中機(jī)身局部的有限元模型如圖6所示。外部載荷工況選取了兩個(gè)典型的嚴(yán)重工況：

1)空中2.5g平衡機(jī)動(dòng)工況；

2)地面最大垂直力著陸工況。

2.2 空中2.5g平衡機(jī)動(dòng)工況的受力分析

機(jī)翼在2.5g過(guò)載情況下受力最大，此時(shí)在機(jī)翼-機(jī)身連接區(qū)的載荷積累也最為嚴(yán)重。

外翼的外部載荷傳遞給機(jī)身，需先轉(zhuǎn)化為外翼上、下壁板的拉壓和前、后梁的剪力，因此將機(jī)翼-機(jī)身連接界面分解為上緣界面、下緣界面和前緣界面、后緣界面，分別進(jìn)行受力特性研究。表1給出了四個(gè)連接界面處的內(nèi)力傳遞情況。表中所有數(shù)據(jù)均經(jīng)歸一化處理。

界面模型A模型B外翼內(nèi)力上緣界面

續(xù)表1

從表1的受力分析可以看出：

1)機(jī)翼的垂向內(nèi)力傳遞至機(jī)身壁板，后梁后的前三角板或梯形板在內(nèi)力傳遞中占據(jù)重要作用。

2)翼根處的內(nèi)力大部分是外翼下壁板載荷在垂向的分量產(chǎn)生的，這是因?yàn)槌R界翼型的設(shè)計(jì)造成下壁板在翼根處形成曲率較大的喇叭口。 機(jī)身壁板承受了機(jī)翼的內(nèi)力，在機(jī)翼-機(jī)身連接位置機(jī)身壁板的內(nèi)力分布如圖7所示。

3)機(jī)身壁板在前梁站位垂向內(nèi)力為正，后梁處則為負(fù)，表明機(jī)翼的扭矩對(duì)翼根處內(nèi)力的分布有較大影響，而前三角板或梯形板的設(shè)計(jì)會(huì)有效的增大機(jī)翼-機(jī)身連接處的扭轉(zhuǎn)剛度。

4)模型A中，后梁站位處的機(jī)身框內(nèi)力較小(約占總內(nèi)力的7%)；同模型B一樣，大部分載荷均是通過(guò)后梁后的前三角板或梯形板傳遞至機(jī)身蒙皮。

2.3 地面最大垂直力著陸工況的受力分析

此工況下得到的受力分析結(jié)果類(lèi)似于2.2節(jié)在空中2.5g平衡機(jī)動(dòng)工況下的結(jié)果，但由于起落架載荷的影響，也表現(xiàn)出了新的特點(diǎn)，主要表現(xiàn)在上緣界面和后緣界面的受力上。如圖8所示，起落架連桿一端連接在機(jī)翼后梁，一端連接在機(jī)身框上。表2給出了上緣界面和后緣界面的受力分析結(jié)果。

界面模型A模型B機(jī)翼內(nèi)力

續(xù)表2

機(jī)身壁板的內(nèi)力分布如圖9所示。

從最大垂直力著陸工況的受力分析結(jié)果來(lái)看：

1)前三角板和梯形板與機(jī)翼的內(nèi)力交換很小，表明了機(jī)翼的升力、慣性力與起落架載荷傳來(lái)的扭矩相平衡；

2)模型A中由于后三角板分擔(dān)了部分起落架傳來(lái)的載荷，使得在起落架連接位置附近的機(jī)身蒙皮內(nèi)力要小于模型B。

3 結(jié)論

本文基于有限元模型計(jì)算結(jié)果，研究了空中2.5g平衡機(jī)動(dòng)和地面最大垂直力著陸兩個(gè)載荷工況下，機(jī)翼-機(jī)身連接結(jié)構(gòu)的受力情況。通過(guò)上述分析，可以得到以下結(jié)論：

1)無(wú)論是模型A中的前三角板設(shè)計(jì)還是模型B中的梯形板設(shè)計(jì)，均減小了機(jī)身后梁站位加強(qiáng)框及附近結(jié)構(gòu)承受的載荷。由于后梁站位變形協(xié)調(diào)易引起局部高應(yīng)力和細(xì)節(jié)疲勞等問(wèn)題，模型B的設(shè)計(jì)在保證載荷傳遞的同時(shí)，在一定程度上減少了后梁因變形協(xié)調(diào)引起的附加載荷；

2)模型A增加了后三角板的設(shè)計(jì)，在地面載荷工況下能輔助起落架載荷的傳遞，優(yōu)化了機(jī)身蒙皮在起落架連接位置的內(nèi)力分布，但相對(duì)于模型B，增加了重量。

[1] 牛春勻. 實(shí)用飛機(jī)結(jié)構(gòu)工程設(shè)計(jì)[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社， 2008.

[2] 《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10冊(cè)：結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社，2000.

[3] 程志遠(yuǎn). MD-82飛機(jī)工藝分析[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，1991.

[4] 第六四○研究所. MD-82飛機(jī)設(shè)計(jì)分析[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，1990.

[5] The Boeing Company. Trapezoidal Panel Pin Joint Allowing Free Deflection Between Fuselage and Wing: US 7546979 B1[P]. Jun. 16， 2009.

[6] 牛春勻. 實(shí)用飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析及尺寸設(shè)計(jì)[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社，2009.

[7] 宋靜波. 飛機(jī)構(gòu)造基礎(chǔ)[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，2011.

Research on Mechanical Behavior of Connection between Wing and Fuselage

The connection between wing and fuselage is very significant in aircraft design. It is necessary to study on mechanical behavior at Wing-Fuselage connection. This paper gives two FE models (A and B) associated with different variants on Wing-Fuselage connection. The results show that: 1) The trapezoidal panel of model B (or front triangle panel of model A) bears a part of load, reducing the load of the function of frame at rear spar position. Because the Wing-Fuselage connection of model B is more softly, the problem of deformation compatibility at rear spar position will be relieved; 2)The rear triangle panel of model A is beneficial for fuselage panel which is bearing the force from main landing gear, but maybe more weight will be paid.

mechanical behavior；trapezoidal panel；FE analysis

10.19416/j.cnki.1674-9804.2017.02.010

V214.1+1

A

葉聰杰 男，碩士，工程師。主要研究方向：民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)；E-mail： yecongjie@comac.cc

杜艷梅 女，碩士，高工。主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)有限元分析技術(shù)；E-mail： duyanmei@comac.cc

于振波 男，碩士，高工。主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)；E-mail： yuzhenbo@comac.cc