（上海飛機設計研究院，上海 201210）

0 引言

現(xiàn)代民用飛機設計過程中，襟縫翼增升系統(tǒng)在顯著增大起降階段機翼升力的同時還需保證巡航階段干凈機翼翼型的高氣動效率。為保證縫翼收起后機翼氣動性能，縫翼與機翼固定前緣之間的縫道通常設置橡膠密封件進行密封。該設計會導致在縫翼收上卡位小角度偏轉(zhuǎn)過程中，密封件和縫翼/機翼固定前緣在接觸界面上產(chǎn)生擠壓和摩擦，產(chǎn)生額外操縱阻力，加重操縱系統(tǒng)受載。同時，由于結(jié)冰、外物污染等因素的影響，會進一步加大受載。這部分載荷可統(tǒng)稱為“縫翼密封件增量載荷”。

國外民機數(shù)據(jù)顯示該載荷可占到整個縫翼操縱載荷的30%～50%，顯著影響整個操縱系統(tǒng)驅(qū)動能力需求和縫翼作動器等操縱執(zhí)行設備的尺寸、重量和性能設計等。目前國內(nèi)尚未開展“縫翼密封件增量載荷”的相關(guān)研究，公開途徑也沒有可供參考的國外相關(guān)資料。

在進行縫翼密封件增量載荷仿真計算主要存在兩個難點：密封件、縫翼內(nèi)翼面/機翼固定前緣均為復雜曲面，且相對運動規(guī)律復雜，接觸區(qū)域難以確定；橡膠密封件為超彈性材料，變形、接觸區(qū)域、摩擦等均為非線性，使問題的收斂性變得更加困難。此外，目前通用的橡膠材料性能數(shù)據(jù)難以支持精確計算。本文基于某型民用飛機縫翼密封件增量載荷測量試驗，應用ABAQUS分析軟件，建立縫翼密封件與縫翼內(nèi)翼面/機翼固定前緣仿真分析模型，計算縫翼密封件增量載荷。

1 試驗設置

為得到密封件的材料性能數(shù)據(jù)，研究密封件的變形，以及和縫翼內(nèi)翼面/機翼固定前緣的接觸規(guī)律，并支持后續(xù)仿真模型修正與驗證，試驗包括下面兩個子試驗項目：

1）密封件壓縮回彈性能和摩擦性能試驗，研究橡膠密封件在各種溫/濕度下的力學行為和性能，建立橡膠密封件材料性能數(shù)據(jù)庫。

2）縫翼密封件增量載荷測量試驗，研究密封件對縫翼密封件增量載荷影響，通過模擬真實飛機的縫翼操縱運動，測量密封件在各種環(huán)境因素下引起的縫翼增量載荷大小，用以分析模型的修正和驗證。

1.1 密封件壓縮回彈性能和摩擦性能試驗

試驗在橡膠密封件力學性能測試試驗臺進行，密封件被安裝在帶滾輪的平臺上，試驗中通過加載板對密封件進行水平和垂直兩個方向的加載，通過垂直加載板上方的力傳感器測量密封件正壓力，通過水平加載板右側(cè)的力傳感器測量摩擦力。除力傳感器外，整個測試系統(tǒng)均被置于溫濕度環(huán)境箱內(nèi)。

具體試驗項目包括：測量密封件在不同環(huán)境溫度下壓縮載荷-位移曲線、密封件-鋁板動摩擦性能測試、密封件-復材板動摩擦性能測試。

1.2 縫翼密封件增量載荷測量試驗

試驗對密封件和翼面進行適當簡化處理，密封件分為沿著翼展方向布置的展向密封件和沿著機翼弦長方向布置的弦向密封件。

試驗在專門設計的密封件擠壓和摩擦扭矩測量試驗臺[1]進行，試驗臺設計如圖1所示。為能夠真實模擬縫翼運動，采用齒輪齒條組件驅(qū)動縫翼樣件運動：將機翼固定前緣樣件安裝在底座上，縫翼樣件與齒條固連，通過控制系統(tǒng)控制伺服電機轉(zhuǎn)動，帶動齒輪轉(zhuǎn)動，驅(qū)動齒條運動，實現(xiàn)縫翼樣件的旋轉(zhuǎn)。齒輪與電機之間的傳動軸上安裝有扭矩傳感器，可以實時測量并記錄縫翼樣件運動過程中的驅(qū)動扭矩。

圖1 縫翼密封件增量載荷測量試驗示意圖

2 仿真分析

2.1 縫翼密封件本構(gòu)建模

密封件主要由橡膠構(gòu)成，橡膠的本構(gòu)模型一般以連續(xù)介質(zhì)力學為假設，采用唯象理論揭示橡膠的應力應變行為?；谶B續(xù)介質(zhì)力學中各向同性和無初應力假設,橡膠的應變能函數(shù)W可以表示為應變張量不變量的函數(shù)。根據(jù)應變能函數(shù)W不同，目前比較有代表性的模型有：Mooney-Rivlin模型[2]，Ogden模型[3]、Yeoh模型[4]、Neo-Hookean模型[5]等。

結(jié)合密封件的變形規(guī)律和試驗設置，本文采用Neo-Hookean模型描述密封件的力學性能。該模型的穩(wěn)定性較好，且一種變形方式下的應力應變曲線擬合的材料常數(shù)能用來預測其他變形方式的應力應變曲線[6]。

在平板壓縮作用下，密封件網(wǎng)格和計算結(jié)果如圖2所示，其載荷位移曲線與實驗對比如圖3所示?？梢?，數(shù)值計算結(jié)果能夠與試驗結(jié)果較好地吻合，Neo-Hookean模型能夠較好的描述密封件力學性能。

圖2 密封件平板壓縮仿真計算結(jié)果圖

圖3 密封件載荷-位移曲線試驗與計算對比

2.2 縫翼密封件增量載荷仿真分析

由于密封件剛度相對于縫翼和機翼前緣蒙皮剛度很小，故采用離散剛體曲線來表示縫翼內(nèi)翼面曲線和機翼固定前緣外表面曲線，即認為密封件被擠壓和摩擦過程中，蒙皮不發(fā)生變形，而密封件發(fā)生變形。

密封件有限元模型分別如圖4和圖5所示，密封件尾部與縫翼內(nèi)翼面通過tie單元連接來模擬實際密封件的裝夾。密封件與縫翼、機翼前緣的其他可能的接觸區(qū)域，均設置了接觸條件：無侵徹、摩擦系數(shù)參照試驗測量結(jié)果選取。

圖4 展向密封件有限元模型

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圖5 弦向密封件有限元模型

通過仿真計算得到的縫翼密封件增量載荷與試驗結(jié)果吻合的較好，結(jié)果對比如圖6所示。說明本文的仿真方法可比較準確的得到密封件增量載荷。

3 結(jié)論

本文在橡膠密封件的材料性能研發(fā)試驗和密封件扭矩載荷測試試驗項目基礎上，建立密封件與縫翼內(nèi)翼面/機翼固定前緣接觸仿真分析模型，能夠描述橡膠密封件復雜的接觸現(xiàn)象，較準確的計算縫翼密封件增量載荷。

按本文所述方法計算的縫翼密封件增量載荷與國外相似機型相比趨勢相同，數(shù)值相近，提升了對民用飛機縫翼操縱載荷的預測水平，降低飛機縫翼操縱系統(tǒng)設計風險，有效的縮小與國際先進水平的差距。

圖6 密封件增量載荷計算與試驗結(jié)果對比

[1]楊萬里,丁玉波,章仕彪,等.一種民用飛機縫翼密封條扭矩載荷測試裝置:中國, ZW15030091[P].2015.9.24.

[2]Rivlin R S.The elasticity of rubber[J].Rubber ChemistryAnd Technology,1992,65(3):51-67.

[3]Ogden RW, Roxburgh DG.A pseudo-elastic model for theMullins effect in filled rubber[J].Proc R Soc Lond Ser A,1999,455:2861-2877.

[4]Yeoh OH. On the Ogden strain energy function[J].RubberChemistry and Technology,1997,70(2):175-182.

[5]MetcalfeR,Baset SB, Lesco R, et al. Modeling of space shuttlesolid rocket O-rings[A].12th International Conference on FluidSealing. Brighton,UK[C],1989.3-25

[6]李曉芳,楊曉翔.橡膠材料的超彈性本構(gòu)模型[J].彈性體,2005,15(1):50-58.