梁偉 張俊

【摘 ?要】針對某型號直升機艙門系統(tǒng)主承力梁結構輕量設計要求，普通金屬結構重量較大，降低了直升機有效負載能力。復合材料具有比強度高、密度較低優(yōu)點，可作為輕量設計的優(yōu)先選擇。由于復合材料價格較高，為降低制造成本，本文提出一種基于有限元參數(shù)化算法的輕量化設計，以最低重量設計出滿足強度要求承力梁結構。建模過程中，充分考慮復合材料的各項異性、鋪層厚度、鋪層角以及工藝設計等，采用參數(shù)優(yōu)化方法，最終得到最佳結構設計，并與艙門原金屬梁結構結構進行性能對比，結果證明復合材料結構在同等應力水平下重量降低16%，達到輕量化設計要求。

【關鍵詞】艙門;輕量設計;有限元仿真;復合材料

引言

由于復合材料的優(yōu)良特性，現(xiàn)代直升機很多部件都由原先的金屬結構變更為復合材料結構。而作為一種新型材料，復合材料制件價格較高是限制其使用的一個重要問題。如何在提高產(chǎn)品質量的前提下降低成本是目前提高復材使用率的關鍵。

基于有限元算法的復合材料設計方法在國外已經(jīng)比較成熟，如A350 和波音787的機身結構很多地方都是采用復合材料，其設計過程遇到很多重大問題。如果單獨依靠經(jīng)驗與試驗開展結構設計，會大大提高設計成本，延長研發(fā)周期。因此，采用仿真優(yōu)化設計方法是其降低工程研發(fā)成本、縮短研發(fā)周期、提高產(chǎn)品可靠性的一個重要手段。國內很多單位的復合材料結構設計項目也通過仿真算法得到許多工程成果。

本文通過有限元仿真計算分析艙門波紋梁的強度及變形水平。并通過參數(shù)優(yōu)化方法得到復合材料鋪層設計最優(yōu)參數(shù)，并與艙門原金屬結構性能參數(shù)進行對比，驗證結構優(yōu)化的可行性。結果證明采用有限元算法進行復合材料結構輕量化設計是可行的。

1復合材料仿真原理

1.1 板殼單元幾何構型及原理

板殼結構在工程中應用廣泛。其特點為在幾何上有一個方向的尺寸遠小于其他兩個方向的尺寸。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動、大應變非線性分析。其幾何結構如圖1所示。

默認情況下，單元坐標系位于板殼中面。I J定義單元X向，JK定義Y向，KL定義Z向。模擬復合材料結構時，由于其各項異性特點，尤其要規(guī)定單元局部坐標系。為增加計算的精確度，應盡量避免三角形單元。

1.2 復合材料仿真方法

HyperMesh 是目前運用最廣泛的的CAE 前處理軟件，提供了無與倫比的建模功能和最廣泛的CAD和CAE 軟件接口。針對復合材料HyperMesh 提供了專業(yè)的復合材料前處理模塊，具有直觀便捷的用戶界面，可以快速地對復合材料模型進行創(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）轉化等效的材料[G1]，[G2]，[G3]，[G4] 矩陣，可以將復雜的三維各項異性的復合材料轉化為二維各項異性平板，轉換方式如下：

2艙門承力梁有限元仿真計算

2.1艙門承力梁結構建模

原艙門承力梁為鋁合金結構，材料為7075，其E=74GPa，u=0.33。輕量化設計后為復合材料結構，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軟件進行有限元前處理，由于結構基本為薄壁結構，采用shell181殼單元進行模擬。艙門主要受載為機車駛入飛機艙過程中，車輪對其的壓力，一般重型機車為6輪，單個輪子在承力梁式施壓面積投影長度為0.2m，車重取3.5t，施加于單個承力梁的載荷為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，本文以這兩個面作為研究對象。復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 波紋梁復合材料鋪層設計

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

控制角度不變，增加厚度，為達到重量輕量化要求，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。通過有限元分析得到波紋梁相對應力、位移變化曲線如下：

由上圖可知，隨上板厚度增加，波紋梁應力位移不斷下降，增加4層后，此時應力391Mpa，位移為11.7mm，與金屬梁結構應力水平相當，無需再增加?？紤]鋪層準則要求四個方向鋪層，保證任一方向至少有10%的鋪層比例，為此設定兩層由0°改為45°，此時波紋梁應力位移云圖如下：

此時應力為395MPa，最大位移為13.9mm，相比原鋁合金梁性能水平相當，而重量降低16%。達到輕量化設計要求。

3總結

本文以某型號直升機艙門主承力梁偉為研究對象，提出一種基于有限元分析的復合材料輕量化計算方法。通過理論分析與計算得出以下結果：

（1）采用有限元仿真技術，充分考慮復合材料各項異性以及鋪層準則，建立相關模型可以準確進行復合材料強度分析。

（2）本文以艙門原有金屬承力梁應力水平為設計基準，采用參數(shù)控制法，最終得到復合材料輕量化最優(yōu)設計結果。

（3）應用本文復合材料輕量化設計方法是可行的。這種分析方法對于降低產(chǎn)本成本，提高產(chǎn)品質量具有重要意義。

參考文獻：

[1] 周銀華，趙美英，王 瑜，萬小朋.含穿透損傷復合材料蜂窩夾芯修補結構強度分析[J].西工大學報，2011，29（4）：536-541.

[2] LIN C Y，SHEN F M.Adaptive volume constr-aint algorithm for stress limit-based topology optimization[J].Computer-Aided Design，2009，41：685-694.

[3] Liu D，Toropov V，Barton D，et al.Two Methodologies for Stacking Sequence Optimization of Laminated Composite Materials[J].Springer Science Business Media B V，2009：909-915

[4] 李余兵，陳關龍，來新民.柔性件裝配概念設計偏差分析系統(tǒng)構架[J].上海交通大學學報，2006，40（12）：2070-2074.

[5] 宋堯，姚振強，薛雷，等.飛機制孔末端執(zhí)行器法向檢測方法及誤差分析[J].機械設計與研究，2017，33（4）：117-122.

[6] Hai Qing，Leon，Mishnaevsky Jr. 3D Constitutive Model of Anisotropic Damage for Unidirectional Ply Based on Physical FailureMechanisms. Computational Materials Science，2010，50：479- 486

[7] Lops C S，Camanho P P，Gurdal Z，Maimi P，Gonzalez E V.Low-Velocity Impact Damage on Dispersed Stacking Sequence Laminates.Part II：Numerical simulations.Composites Science and Technology，2009，69：937 - 947

[8] Zhang X，He X，Xing B，et al.Influence of heat treatment on fatigue performances for self-piercing similar and dissimilar titanium，aluminium and copper alloys[J].Materials and Design，2016，97：108-117.

（作者單位：航空工業(yè)昌河飛機制造集團有限責任公司）