梁偉 張俊

【摘 ?要】針對(duì)某型號(hào)直升機(jī)艙門(mén)系統(tǒng)主承力梁結(jié)構(gòu)輕量設(shè)計(jì)要求，普通金屬結(jié)構(gòu)重量較大，降低了直升機(jī)有效負(fù)載能力。復(fù)合材料具有比強(qiáng)度高、密度較低優(yōu)點(diǎn)，可作為輕量設(shè)計(jì)的優(yōu)先選擇。由于復(fù)合材料價(jià)格較高，為降低制造成本，本文提出一種基于有限元參數(shù)化算法的輕量化設(shè)計(jì)，以最低重量設(shè)計(jì)出滿足強(qiáng)度要求承力梁結(jié)構(gòu)。建模過(guò)程中，充分考慮復(fù)合材料的各項(xiàng)異性、鋪層厚度、鋪層角以及工藝設(shè)計(jì)等，采用參數(shù)優(yōu)化方法，最終得到最佳結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，并與艙門(mén)原金屬梁結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)進(jìn)行性能對(duì)比，結(jié)果證明復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在同等應(yīng)力水平下重量降低16%，達(dá)到輕量化設(shè)計(jì)要求。

【關(guān)鍵詞】艙門(mén);輕量設(shè)計(jì);有限元仿真;復(fù)合材料

引言

由于復(fù)合材料的優(yōu)良特性，現(xiàn)代直升機(jī)很多部件都由原先的金屬結(jié)構(gòu)變更為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。而作為一種新型材料，復(fù)合材料制件價(jià)格較高是限制其使用的一個(gè)重要問(wèn)題。如何在提高產(chǎn)品質(zhì)量的前提下降低成本是目前提高復(fù)材使用率的關(guān)鍵。

基于有限元算法的復(fù)合材料設(shè)計(jì)方法在國(guó)外已經(jīng)比較成熟，如A350 和波音787的機(jī)身結(jié)構(gòu)很多地方都是采用復(fù)合材料，其設(shè)計(jì)過(guò)程遇到很多重大問(wèn)題。如果單獨(dú)依靠經(jīng)驗(yàn)與試驗(yàn)開(kāi)展結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，會(huì)大大提高設(shè)計(jì)成本，延長(zhǎng)研發(fā)周期。因此，采用仿真優(yōu)化設(shè)計(jì)方法是其降低工程研發(fā)成本、縮短研發(fā)周期、提高產(chǎn)品可靠性的一個(gè)重要手段。國(guó)內(nèi)很多單位的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)項(xiàng)目也通過(guò)仿真算法得到許多工程成果。

本文通過(guò)有限元仿真計(jì)算分析艙門(mén)波紋梁的強(qiáng)度及變形水平。并通過(guò)參數(shù)優(yōu)化方法得到復(fù)合材料鋪層設(shè)計(jì)最優(yōu)參數(shù)，并與艙門(mén)原金屬結(jié)構(gòu)性能參數(shù)進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證結(jié)構(gòu)優(yōu)化的可行性。結(jié)果證明采用有限元算法進(jìn)行復(fù)合材料結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計(jì)是可行的。

1復(fù)合材料仿真原理

1.1 板殼單元幾何構(gòu)型及原理

板殼結(jié)構(gòu)在工程中應(yīng)用廣泛。其特點(diǎn)為在幾何上有一個(gè)方向的尺寸遠(yuǎn)小于其他兩個(gè)方向的尺寸。殼單元適合大多數(shù)薄板以及中等厚度板的模擬。支持線性分析以及大轉(zhuǎn)動(dòng)、大應(yīng)變非線性分析。其幾何結(jié)構(gòu)如圖1所示。

默認(rèn)情況下，單元坐標(biāo)系位于板殼中面。I J定義單元X向，JK定義Y向，KL定義Z向。模擬復(fù)合材料結(jié)構(gòu)時(shí)，由于其各項(xiàng)異性特點(diǎn)，尤其要規(guī)定單元局部坐標(biāo)系。為增加計(jì)算的精確度，應(yīng)盡量避免三角形單元。

1.2 復(fù)合材料仿真方法

HyperMesh 是目前運(yùn)用最廣泛的的CAE 前處理軟件，提供了無(wú)與倫比的建模功能和最廣泛的CAD和CAE 軟件接口。針對(duì)復(fù)合材料HyperMesh 提供了專業(yè)的復(fù)合材料前處理模塊，具有直觀便捷的用戶界面，可以快速地對(duì)復(fù)合材料模型進(jìn)行創(chuàng)建、檢查和編輯，直觀定義每一鋪層的厚度、角度及材料屬性。

經(jīng)典的層合板理論求解方式是將層合板的[A][B][D] 矩陣（如圖2所示）轉(zhuǎn)化等效的材料[G1]，[G2]，[G3]，[G4] 矩陣，可以將復(fù)雜的三維各項(xiàng)異性的復(fù)合材料轉(zhuǎn)化為二維各項(xiàng)異性平板，轉(zhuǎn)換方式如下：

2艙門(mén)承力梁有限元仿真計(jì)算

2.1艙門(mén)承力梁結(jié)構(gòu)建模

原艙門(mén)承力梁為鋁合金結(jié)構(gòu)，材料為7075，其E=74GPa，u=0.33。輕量化設(shè)計(jì)后為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，主要為碳纖維與玻璃纖維層合板。材料屬性如表1、表2、表3所示。

本文采用Hypermesh軟件進(jìn)行有限元前處理，由于結(jié)構(gòu)基本為薄壁結(jié)構(gòu)，采用shell181殼單元進(jìn)行模擬。艙門(mén)主要受載為機(jī)車駛?cè)腼w機(jī)艙過(guò)程中，車輪對(duì)其的壓力，一般重型機(jī)車為6輪，單個(gè)輪子在承力梁式施壓面積投影長(zhǎng)度為0.2m，車重取3.5t，施加于單個(gè)承力梁的載荷為1.75t，垂直向下。將此載荷均勻施加于梁上表面三個(gè)與輪接觸的受力面，梁上端接頭處和下端與地面接觸位置采用固支約束。上板與波紋板為主承力面，本文以這兩個(gè)面作為研究對(duì)象。復(fù)合材料波紋梁有限元建模如下所示（鋁合金梁載荷施加方式類似）：

2.2 波紋梁復(fù)合材料鋪層設(shè)計(jì)

初始設(shè)計(jì)：采用45°編織布，上下板為受拉，其厚度包括波紋面翻邊，其他為加強(qiáng)層0.8mm;本文主要考察碳纖維鋪層設(shè)計(jì)（玻璃纖維為1-3層、6-9層、12層，為45°編織布，表中省略），碳纖維設(shè)計(jì)如表4所示。

控制角度不變，增加厚度，為達(dá)到重量輕量化要求，增加波紋面需要犧牲重量較大，因此厚度控制只增加上板厚度，增加的厚度均為0°碳纖維鋪層。通過(guò)有限元分析得到波紋梁相對(duì)應(yīng)力、位移變化曲線如下：

由上圖可知，隨上板厚度增加，波紋梁應(yīng)力位移不斷下降，增加4層后，此時(shí)應(yīng)力391Mpa，位移為11.7mm，與金屬梁結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平相當(dāng)，無(wú)需再增加?？紤]鋪層準(zhǔn)則要求四個(gè)方向鋪層，保證任一方向至少有10%的鋪層比例，為此設(shè)定兩層由0°改為45°，此時(shí)波紋梁應(yīng)力位移云圖如下：

此時(shí)應(yīng)力為395MPa，最大位移為13.9mm，相比原鋁合金梁性能水平相當(dāng)，而重量降低16%。達(dá)到輕量化設(shè)計(jì)要求。

3總結(jié)

本文以某型號(hào)直升機(jī)艙門(mén)主承力梁偉為研究對(duì)象，提出一種基于有限元分析的復(fù)合材料輕量化計(jì)算方法。通過(guò)理論分析與計(jì)算得出以下結(jié)果：

（1）采用有限元仿真技術(shù)，充分考慮復(fù)合材料各項(xiàng)異性以及鋪層準(zhǔn)則，建立相關(guān)模型可以準(zhǔn)確進(jìn)行復(fù)合材料強(qiáng)度分析。

（2）本文以艙門(mén)原有金屬承力梁應(yīng)力水平為設(shè)計(jì)基準(zhǔn)，采用參數(shù)控制法，最終得到復(fù)合材料輕量化最優(yōu)設(shè)計(jì)結(jié)果。

（3）應(yīng)用本文復(fù)合材料輕量化設(shè)計(jì)方法是可行的。這種分析方法對(duì)于降低產(chǎn)本成本，提高產(chǎn)品質(zhì)量具有重要意義。

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（作者單位：航空工業(yè)昌河飛機(jī)制造集團(tuán)有限責(zé)任公司）