殷賢樹 王德鑫

（南京模擬技術研究所，江蘇南京210016）

0 引言

先進復合材料具有低密度、高比強度、高比模量、耐環(huán)境性能優(yōu)異、可設計性高等諸多優(yōu)點，已成為航空航天各類飛行器的主要結構材料。在國外，主要的軍/民用直升機，如PAH-2、RAH-66和NH-90，均大量采用先進復合材料。在國內，直升機碳纖維材料用量也越來越大，應用部位從次承力結構逐步過渡到主承力結構。

無人直升機尾段承擔飛機氣動載荷，為飛機結構提供較大剛度，以滿足各種設備及其部件的安裝要求。因此，無人直升機尾段承力結構的設計優(yōu)劣決定著直升機最基本的指標完成情況，有必要對尾段結構設計進行仿真分析，以提高飛機飛行的安全性和可靠性。

1 尾段結構設計

1.1 尾段氣動與結構設計

某型號飛機尾段為類圓錐筒式結構，前端呈矩形狀，與機身連接部位形狀吻合；往后端逐漸過渡為圓錐狀，與尾減速器外形吻合。該外形結構保證了符合空氣動力學原理，具有良好的氣動特性。尾段以內外蒙皮構成一個整體，內外蒙皮之間填充蜂窩增加剛度。蒙皮的作用是覆蓋內部結構，維持氣動外形，降低機身的阻力。尾段結構示意圖如圖1所示。

圖1 尾段結構示意圖

1.2 復合材料鋪層設計

復合材料具有可設計性、耐腐蝕性、強度比高、剛度比高、疲勞壽命長等突出優(yōu)點，成為當今航空器材能有效減重、改善直升機性能的一種必不可少的材料。該型號無人直升機尾段采用碳纖維復合材料（T300級）制成，具有較高裝配精度要求的位置和可能存在磨損的位置采用金屬嵌件。尾段鋪層設計如圖2所示。

2 靜強度分析

2.1 有限元建模

根據(jù)尾段結構形式與受載特點，本文采用shell單元模擬尾段蒙皮結構，根據(jù)鋪層要求將其分為4段，尾段有限元網(wǎng)格圖如圖3所示。為了保證與實際復合材料鋪貼工藝吻合，需進行shell單元偏置（offset）屬性控制，單元偏置效果圖如圖4所示。

圖2 尾段鋪層設計

圖3 尾段有限元網(wǎng)格圖

圖4 單元偏置效果圖

2.2 載荷工況與材料屬性

該型無人直升機尾段結構通過預留金屬件與前機身對接，因此在強度分析時，將安裝螺栓孔進行固定約束；尾部齒輪箱系統(tǒng)重量為1.2 kg，尾旋翼系統(tǒng)在正常工作時提供8 kg的側向力；根據(jù)載荷設計要求，按2倍過載進行強度分析。尾段結構約束圖如圖5所示。

尾段材料為T300級碳纖維復合材料，其材料參數(shù)如表1所示。

2.3 靜強度計算結果

本文基于通用有限元軟件ANSYS，將建立完備的有限元模型進行仿真計算：尾段由平紋碳纖維布鋪層而成，材料主方向沿尾管軸向，主要承受拉壓應力，最后的結果以X向應力云圖為準。讀取結果時讀取最外層應力分布值，此處應力最大。蒙皮X向應力分布圖如圖6所示，尾管沿軸向最大拉應力為49.204 MPa，最大壓應力為49.197 2 MPa；尾段結構最大位移為1.271 13 mm，最大位移發(fā)生在尾段底座部位，如圖7所示。

圖5 尾段結構約束圖

表1 材料參數(shù)表

圖6 蒙皮X向應力分布圖

圖7 尾段結構變形圖

2.4 計算結果分析

根據(jù)碳纖維材料特性可知，尾段結構在給定工況載荷作用下，最大拉應力（49.204 MPa）小于材料拉應力極限強度（687.380 MPa）；最大壓應力（49.197 2 MPa）也小于材料壓應力極限強度（75.110 MPa），結構最小安全系數(shù)為1.53，滿足直升機強度設計要求。

3 尾段結構動力學設計

本文基于通用有限元軟件ANSYS，將建立完備的有限元模型進行模態(tài)仿真分析，計算尾管改進結構在自由-自由狀態(tài)下，其前20階固有模態(tài)（含6階剛體模態(tài)）的分析結果如表2所示。

表2 尾段自由模態(tài)固有頻率

根據(jù)尾段結構模態(tài)分析結果可知，尾段結構固有頻率（非剛體頻率）最小值為56.249 0 Hz，遠高于旋翼轉動頻率，遠小于發(fā)動機輸出頻率，滿足直升機動力學設計要求。

4 結語

本文以某型無人直升機尾段結構為設計對象，通過結構氣動外形設計、結構功能設計、復合材料鋪層設計、靜強度設計和動力學設計，確保各項指標滿足直升機設計要求，為直升機機體系統(tǒng)設計提供支持和保障。