顏凱, 鮮章林

（中國飛行試驗研究院試驗機(jī)設(shè)計改裝研究部，西安710089）

0 引 言

航空航天、武器電子設(shè)備的研制定型最終需要經(jīng)過飛行試驗的驗證。電子設(shè)備在載機(jī)上安裝通常分為外掛安裝和內(nèi)埋安裝兩種形式：外掛安裝通過在機(jī)身外表面設(shè)計鼓包結(jié)構(gòu)、外掛吊艙方式加裝被試設(shè)備；內(nèi)埋式安裝通過研制機(jī)身內(nèi)埋式設(shè)備艙加裝被試設(shè)備。內(nèi)埋式安裝不改變原機(jī)氣動外形，不會對原機(jī)氣動特性、飛行性能品質(zhì)造成顯著影響，更加安全。但相比外掛式，內(nèi)埋式大開口結(jié)構(gòu)嚴(yán)重破壞了原機(jī)主承力結(jié)構(gòu)，改變了機(jī)身的傳力路徑，需對大開口區(qū)域結(jié)構(gòu)進(jìn)行適應(yīng)性補(bǔ)強(qiáng)。補(bǔ)強(qiáng)結(jié)構(gòu)與原機(jī)結(jié)構(gòu)交聯(lián)關(guān)系復(fù)雜，同時由于飛機(jī)長時間使用后導(dǎo)致不同程度的形變，基準(zhǔn)偏離理論狀態(tài)，在原機(jī)結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上開展結(jié)構(gòu)補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計時需綜合考慮施工可行性、基準(zhǔn)定位、誤差補(bǔ)償、裝配精度等要求，結(jié)構(gòu)設(shè)計將更加復(fù)雜。

針對上述機(jī)身大開口改裝存在的問題，本文以某型飛機(jī)機(jī)身的大開口設(shè)計為研究對象，通過分析開口部位傳力路徑及機(jī)身剛度的變化，在原機(jī)結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上開展結(jié)構(gòu)補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計；建立全機(jī)有限元模型，采用MSC/NASTRAN程序計算，對改裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行應(yīng)力分析與結(jié)構(gòu)優(yōu)化。

1 大開口對機(jī)身結(jié)構(gòu)剛度的影響

以某運輸機(jī)為研究對象，為滿足航電系統(tǒng)安裝需求，需在前機(jī)身機(jī)腹位置開設(shè)2 m×1 m的結(jié)構(gòu)大開口，大開口打斷了原機(jī)14～18框、左5～右5長桁之間的機(jī)身薄壁結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

開口區(qū)域機(jī)身結(jié)構(gòu)件包括長桁、蒙皮、腹板和櫞條，材料均為LY12CZ鋁合金，彈性模量E=71 GPa，極限強(qiáng)度σb=390 MPa，屈服強(qiáng)度σ0.2=295 MPa。結(jié)構(gòu)件尺寸如表1 所示。

表1 開口區(qū)域機(jī)身結(jié)構(gòu)件尺寸

經(jīng)過計算分析，機(jī)身大開口拉壓形變位移為完整機(jī)身的1.007倍，大開口機(jī)身垂直面內(nèi)的彎曲撓度為完整機(jī)身的1.52～1.68倍，水平面內(nèi)的彎曲撓度為完整機(jī)身的1.13～1.17倍，扭轉(zhuǎn)角度為完整機(jī)身的6.58～8.31倍。根據(jù)計算可以發(fā)現(xiàn)：1）機(jī)腹大開口極大破壞了機(jī)身的承扭能力；2）機(jī)腹大開口削弱了機(jī)身的承彎能力，上下開口垂直面和側(cè)面開口水平面承彎能力削弱更多[1]。

機(jī)腹開口打斷了封閉的截面形狀，受力形式將由閉剖面扭轉(zhuǎn)變?yōu)殚_剖面扭轉(zhuǎn)，剪流在開口端面轉(zhuǎn)換成軸力，在開口兩端產(chǎn)生形變，需在兩端端框設(shè)置加強(qiáng)端框，通過端框轉(zhuǎn)換內(nèi)力形式，抵抗附加形變。

由于傳遞俯仰力矩的下壁板不存在了，開口區(qū)域軸向力通過開口區(qū)蒙皮受剪逐漸向開口兩側(cè)轉(zhuǎn)移，造成開口附近蒙皮剪應(yīng)力增加，形成壁板剪滯效應(yīng)[2]。需對開口附近長桁、蒙皮適應(yīng)性予以加強(qiáng)，提高長桁的拉伸剛度和蒙皮的剪切剛度，減小剪滯區(qū)；對開口兩側(cè)邊梁進(jìn)行加強(qiáng)，承受集中軸向力。

2 基于原機(jī)的結(jié)構(gòu)大開口補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計要求

基于原機(jī)結(jié)構(gòu)的補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計既要考慮基本的承載需求，還需要綜合考慮基準(zhǔn)選擇、補(bǔ)償設(shè)計及施工的可行性，設(shè)計要求主要包括：

1） 保證載荷傳遞，補(bǔ)強(qiáng)后的結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布合理，無明顯的應(yīng)力集中，在限制載荷范圍內(nèi)受壓、受剪及壓/剪復(fù)合不失穩(wěn)，不會與原機(jī)結(jié)構(gòu)發(fā)生共振。

2）補(bǔ)強(qiáng)結(jié)構(gòu)與原機(jī)交聯(lián)關(guān)系復(fù)雜，在沒有相關(guān)的結(jié)構(gòu)加強(qiáng)與保護(hù)的前提下，貿(mào)然破壞原機(jī)結(jié)構(gòu)可能對機(jī)體結(jié)構(gòu)造成不可修復(fù)的損壞；改裝施工不同于新機(jī)部裝，施工空間小，限制因素多，補(bǔ)強(qiáng)結(jié)構(gòu)設(shè)計要與工藝設(shè)計同步開展，保證良好的施工可行性。

3）原機(jī)經(jīng)過長期飛行存在不同程度的變形，形狀、位置與理論位置存在較大偏差，補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計時要考慮補(bǔ)償設(shè)計，消除形變和裝配誤差。

4）大開口補(bǔ)強(qiáng)結(jié)構(gòu)在原機(jī)裝配時，缺乏定位坐標(biāo)和參照基準(zhǔn)，補(bǔ)強(qiáng)結(jié)構(gòu)設(shè)計要充分利用機(jī)上現(xiàn)有結(jié)構(gòu)、特征，綜合利用激光定位與測繪和工裝[3]等手段建立基準(zhǔn)。

3 機(jī)身大開口結(jié)構(gòu)補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計

綜合大開口對機(jī)身結(jié)構(gòu)的影響和補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計原則，開展基于原機(jī)結(jié)構(gòu)的機(jī)身大開口結(jié)構(gòu)補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計。結(jié)構(gòu)補(bǔ)強(qiáng)主要包括橫向構(gòu)件框加強(qiáng)、縱向構(gòu)件梁與長桁加強(qiáng)、蒙皮加強(qiáng)[2,4]。

在開口區(qū)設(shè)計加強(qiáng)端框。原機(jī)框為Z形浮框，浮框與蒙皮通過補(bǔ)償角片連接，為保證強(qiáng)度需求，大開口端框要緊貼蒙皮，加強(qiáng)端框設(shè)計拆除原機(jī)開口區(qū)域的框結(jié)構(gòu)，重新設(shè)計加強(qiáng)端框。

開口區(qū)位于原機(jī)結(jié)構(gòu)5長桁位置，在開口區(qū)兩側(cè)5～8長桁位置設(shè)計盒形梁，開口拆除原機(jī)5長桁，在5長桁占位設(shè)計機(jī)加縱梁，與8長桁通過腹板、櫞條鉚接形成盒形梁，同時對開口區(qū)附近長桁進(jìn)行適應(yīng)性加強(qiáng)，提高縱向承彎能力，分散開口區(qū)框腹板集中剪流。

大開口兩端存在剪滯區(qū)，通過增加開口兩端長桁拉伸剛度與蒙皮剪切剛度來減小剪滯區(qū)。設(shè)計長桁接頭將斷開長桁與端框連接，同時對長桁進(jìn)行加強(qiáng)，在大開口區(qū)外表面設(shè)計加強(qiáng)蒙皮。

4 強(qiáng)度校核

為了保證開口結(jié)構(gòu)設(shè)計的可靠性，本文根據(jù)原機(jī)結(jié)構(gòu)及大開口補(bǔ)強(qiáng)結(jié)構(gòu)，建立全機(jī)有限元模型[5]，采用MSC/NASTRAN程序計算，對改裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行了應(yīng)力分析，驗證機(jī)身開口設(shè)計是否滿足剛強(qiáng)度要求。

機(jī)身大開口加強(qiáng)結(jié)構(gòu)所用的面板材料為LY12-CS，筋條及機(jī)加大梁材料為7050-T7451, 橫梁上緣條及地板上加筋所選材料為LY12-CZ。所選材料的性能數(shù)據(jù)如表2所示。

表2 結(jié)構(gòu)材料性能數(shù)據(jù)表

4.1 有限元模型

總體坐標(biāo)系的定義為：坐標(biāo)原點位于原機(jī)頭頂點在機(jī)身構(gòu)造水平線上的投影，X軸沿機(jī)身構(gòu)造水平線向后為正，Y軸指向順航向右側(cè)，Z軸在飛機(jī)對稱面內(nèi)向上為正（符合右手坐標(biāo)系）。

考慮飛機(jī)各部件結(jié)構(gòu)的受力特點及剛度特性，對模型進(jìn)行簡化，具體簡化情況如下：1）蒙皮簡化為正應(yīng)力板元，剛度根據(jù)實際厚度計算；2）長桁簡化為二力桿元，剛度根據(jù)長桁實際截面積計算；3）機(jī)身普通框簡化為平面梁元，剛度取自框的實際剛度；4）機(jī)身球面框、加強(qiáng)框和地板簡化為桿、板和梁的組合結(jié)構(gòu)；5）翼盒簡化為桿、板組合結(jié)構(gòu)。

最終建立的全機(jī)有限元模型節(jié)點總數(shù)為21 674個，桿元總數(shù)為24 038個，梁元總數(shù)為8689個，四邊形板元總數(shù)為20 690個，三角形板元總數(shù)為2003個，剛體元總數(shù)為356個，全機(jī)有限元模型如圖9所示，機(jī)身大開口結(jié)構(gòu)有限元模型如圖10所示。

4.2 邊界條件及載荷施加

有限元應(yīng)力分析時，全機(jī)有限元模型的邊界約束施加在左、右機(jī)翼的2號肋節(jié)點上，約束各節(jié)點在X、Y、Z三個方向上的平動自由度，如圖11所示。

機(jī)身承受的載荷主要包括機(jī)翼、尾翼和機(jī)身本體的氣動載荷和慣性載荷及機(jī)身開口結(jié)構(gòu)內(nèi)的航電設(shè)備載荷。氣動載荷選取15種載荷工況，機(jī)身開口內(nèi)的設(shè)備載荷等效為2件300 kg的裝載物。

強(qiáng)度計算綜合考慮了氣動載荷、設(shè)備載荷及前起載荷的聯(lián)合作用。機(jī)翼和尾翼上的載荷分別以集中載荷的形式通過剛體元施加到機(jī)翼和尾翼有限元模型上。機(jī)身上的載荷通過程序處理等效到各框站位處，然后再通過剛體元施加到各框站位的載荷作用節(jié)點上，設(shè)備載荷施加在設(shè)備的載荷作用點上，再通過剛體元施加到設(shè)備連接點上。

4.3 應(yīng)力與變形分析

根據(jù)計算工況，選取最嚴(yán)重的載荷工況下，機(jī)身大開口結(jié)構(gòu)在掛載設(shè)備下的應(yīng)力分布云圖如圖12所示，機(jī)身開口結(jié)構(gòu)變形如圖13所示。根據(jù)計算結(jié)果，機(jī)身大開口各部件變形協(xié)調(diào)，無變形突變區(qū)域，機(jī)身大開口結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力水平適中，各結(jié)構(gòu)部位應(yīng)力分布無突變，結(jié)構(gòu)滿足強(qiáng)度和剛度要求。

根據(jù)應(yīng)力計算云圖，提取應(yīng)力，對機(jī)身開口結(jié)構(gòu)相關(guān)部件進(jìn)行強(qiáng)度計算，關(guān)鍵結(jié)構(gòu)件的計算結(jié)果如表3所示。根據(jù)計算結(jié)果，結(jié)構(gòu)在最嚴(yán)重的載荷工況下，安全裕度均大于0，大開口結(jié)構(gòu)本體滿足強(qiáng)度要求。

4.4 振動特性分析

根據(jù)有限元動力學(xué)模型，計算機(jī)身開口結(jié)構(gòu)在航電設(shè)備載荷下的前3階振型及其對應(yīng)的固有頻率，3階以上的振型較復(fù)雜，本文不再詳述，計算得到的固有頻率及模態(tài)描述如表4、表5所示。

該型飛機(jī)機(jī)身的低階振型及固有頻率如表4所示，通過對比，18框處側(cè)壁的一階振動頻率為19.2 Hz，其與機(jī)身的扭轉(zhuǎn)頻率18.4 Hz接近。由于該振動為開口內(nèi)部側(cè)壁的局部振動，且與機(jī)身的振動形式并不相同。綜合分析認(rèn)為開口結(jié)構(gòu)與機(jī)身不會發(fā)生共振。

綜合強(qiáng)度、剛度、振動特性計算分析，基于原機(jī)結(jié)構(gòu)的機(jī)腹大開口補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計能夠滿足規(guī)定的強(qiáng)度和剛度需求，保證載荷傳遞，保證飛行安全，設(shè)計結(jié)果合理可行。

表3 關(guān)鍵結(jié)構(gòu)件靜強(qiáng)度校核結(jié)果

表4 機(jī)身開口結(jié)構(gòu)重要振動模態(tài)及固有頻率

表5 飛機(jī)機(jī)身的低階振型及固有頻率

5 結(jié) 論

本文應(yīng)用工程計算分析了機(jī)身大開口對機(jī)身剛度的影響，結(jié)合傳力路線的變化提出結(jié)構(gòu)補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計思路。機(jī)身大開口極大地破壞了機(jī)身的抗扭能力，削弱了機(jī)身的抗彎能力；基于原機(jī)結(jié)構(gòu)的補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計要綜合考慮載荷傳遞、施工可行性、補(bǔ)償設(shè)計和裝配定位基準(zhǔn)等需求；通過設(shè)置加強(qiáng)端框轉(zhuǎn)換內(nèi)力，抵抗附加形變；通過在開口處設(shè)置盒形縱梁提高抗彎能力；通過對開口區(qū)長桁和蒙皮進(jìn)行適應(yīng)性加強(qiáng)，減小剪滯區(qū)；最后通過MSC/NASTRAN程序計算驗證了設(shè)計結(jié)果的合理性，可為飛機(jī)機(jī)身大開口改裝提供參考。