陸凱華

(中國商用飛機有限責任公司復合材料中心，上海 201324)

0 引言

民用飛機在飛行過程中與鳥類相撞造成的事故被稱為“鳥撞”[1]。民用飛機的鳥撞問題嚴重威脅飛行安全，根據CCAR25 631適航規(guī)章對尾翼結構的抗鳥撞條款要求：“尾翼結構的設計必須保證飛機在與 3.6 kg(8 磅)重的鳥相撞之后，仍能繼續(xù)安全飛行和著陸，相撞時飛機的速度(沿飛機飛行航跡相對于鳥)等于按第25.335(a)條選定的海平面VC”[2]。因此飛機受鳥體撞擊后，平尾剩余強度能使飛機繼續(xù)安全飛行和著陸是平尾前緣結構設計中需要考慮的首要目標。

復合材料具有高的比剛度、比強度以及低的密度等特性，能有效吸收沖擊載荷。平尾前緣結構設計時，合理選用復合材料能有效降低因抗鳥撞設計帶來的增重影響，為民機提升安全性的同時也大大提高了經濟性。

本文通過整理先進民機平尾前緣抗鳥撞設計構型，梳理出目前主流機型中平尾前緣的抗鳥撞設計思路。結合目前國內民機研發(fā)能力現狀，篩選出適合國內現狀的復合材料前緣抗鳥撞構型，并從結構選材、工藝制造性、抗鳥撞性能等方面開展了結構設計。

1 主流民機抗鳥撞設計思路

平尾前緣位于水平安定面前梁的前方，屬于次承力構件，主要承受部分氣動載荷、慣性載荷和系統載荷。因此，前緣結構形式的選擇主要取決于兩方面，一方面取決于水平安定面整體結構形式，另一方面需兼顧抗鳥撞設計和系統維護性等。

目前前緣設計可分為“單閉室”和“雙閉室”兩種形式。單閉室前緣是指前緣弦向未分塊，整體拆裝直接與主承力翼盒相連。單閉室前緣一般由蒙皮和密集的肋組成。雙閉室前緣是指前緣通過輔助梁弦向分塊。輔助梁后方結構稱為前緣艙結構，與主翼盒連接。輔助梁之前的結構承受鳥體撞擊的絕大部分部分能量。單閉室前緣結構相對簡單，蒙皮分塊少，便于裝配。但維修維護性較差，一旦前緣損壞或內部設備需要維護就需將前緣整體拆下。雙閉室前緣[3]分塊多，結構相對復雜，但蒙皮發(fā)生損傷時不需更換整個前緣。前緣艙維護性好，操作空間也更大。前緣輔助梁在前緣壁板之后為抗鳥撞提供了又一道屏障，能更有效地保護主承力翼盒。

空客系列飛機平尾前緣設計構型較多：A320飛機采用密肋式單閉室前緣，肋與蒙皮采用緊固件連接。A330/A340飛機采用斜撐梁+雙閉室前緣。A350飛機前緣相較于A320飛機采用了新工藝，其密肋式單閉室前緣結構中的肋與蒙皮通過液體成型工藝連接。A380飛機則嘗試采用了新材料，最前端承受鳥體撞擊部分為Glare材料，結構形式采用雙輔助梁+雙閉室前緣。

波音系列飛機平尾前緣均為雙閉室前緣。B737/B747飛機為金屬密肋式雙閉室前緣。B757/B767/B777飛機是鋁蜂窩前緣，前緣艙結構中的梁肋均為鋁合金。以上兩種結構形式為波音早期設計形式，重量代價較大。B787-8飛機為金屬+復材混雜膠接前緣。B787-9飛機采用了新工藝，前緣采用鈦合金波紋板吸收鳥體撞擊能量。

結合國內研發(fā)能力現狀，民用飛機復材平尾前緣構型選取時在單閉室構型中可選用復材密肋式構型，雙閉室構型中可選取斜撐梁構型、金屬+復材混雜膠接前緣構型兩種。本文以金屬+復材混雜膠接前緣構型為對象進行結構設計研究。

2 結構設計研究

針對平尾金屬+復材混雜膠接前緣結構設計，從材料選擇、結構形式、吸能設計、降低危險撞擊概率設計等方面進行抗鳥撞結構設計研究。圖1為平尾前緣結構示意。

圖1 金屬+復材混雜膠接前緣結構示意

2.1 材料選取

考慮到前緣結構需要承受鳥體撞擊，金屬+復材混雜膠接前緣選取的材料需要有合適的強度與剛度，在滿足重量指標的情況下保證承受前緣鳥體撞擊時，結構盡可能吸收撞擊能量的同時保證自身的完整性。因此金屬需選取比強度、比剛度較高的材料，同時金屬+復材混雜膠接前緣還需考慮航線運營時的風蝕、雨蝕問題?？晒┻x擇的金屬材料有鋁合金、鈦合金、不銹鋼等。其性能對比見表1。

表1 常見金屬材料性能對比

復合材料的選取主要關注其吸能特性以及其保持本身結構完整性的性能，同時還需著眼于強度、剛度及與金屬結構的匹配性。可供選擇的材料為碳纖維復合材料及玻璃纖維復合材料。復合材料與金屬膠接時，所選取的膠膜的固化溫度應與對應復合材料的固化溫度相匹配。為提高結構抗鳥撞性能，在單向帶和織物的選取上，一般傾向于后者。

平尾前緣因內部系統眾多，前緣艙下口蓋多設計為可互換、可拆卸方式，選擇耐高溫的熱固性碳纖維或玻璃纖維織物蜂窩夾心結構，并采用快卸緊固件或便于拆卸的托板螺母連接在附近的隔板或盒段壁板外伸段上。

2.2 結構形式權衡

本章節(jié)主要權衡金屬輔助梁、前緣艙肋以及前緣艙上下壁板的結構形式。

平尾前緣輔助梁主要作用有三個：用于對該部段結構進行加強；提供上下口蓋壁板的安裝口框；增加該處的抗鳥撞能力。輔助梁剖面形狀的選擇對固定前緣的結構效率、重量、制造成本、維修維護、許用值等影響至關重要。

金屬輔助梁可選的結構形式為C型、J型，工型等。三者分析對比見表2。可以看出，在制造難度、吸能特性、維修性等方面，C型截面有顯著優(yōu)勢，所以在技術積累有限的條件下易采用C型截面。雖然在穩(wěn)定性結構中，C型截面結構效率低于J型長桁，但可以達到“重量”換取“質量”甚至“周期”的收益。

表2 輔助梁截面形式對比

前緣艙肋主要起到維持氣動外形、為前緣結構提供支撐的作用。通過機加成型，前緣艙肋可以分為整體式和組合式兩種結構形式。二者分析對比見表3。可以看到，整體式雖重量占優(yōu)，但制造和裝配難度都大于組合式結構。

表3 前緣艙肋結構形式對比

前緣艙上下壁板主要起到維持氣動外形的作用。其中下壁板根據維修性考慮，一般設計為可拆卸的口蓋?？谏w主要結構形式可選用復合材料層板、復合材料蜂窩板或者金屬板。前緣艙上下壁板一般需要考慮平尾彎曲時的穩(wěn)定性。將口蓋作為板考慮，其受壓失穩(wěn)臨界應力計算公式為：

則口蓋的穩(wěn)定性裕度：

式中：E——材料的彈性模量；

b——加載邊的寬度；

t——板的厚度；

μ——材料的泊松比；

K——壓縮臨界系數；

σ——口蓋的平均工作應力。

由上式可以看出，在口蓋寬度一定的條件下，平尾上下壁板的穩(wěn)定性受材料彈性模量和厚度影響比較大。金屬壁板雖然彈性模量較高，但密度較高，故比模量較低，因此相同穩(wěn)定性裕度的情況下重量較重。復合材料蜂窩板中蜂窩密度低，但能高效提高上式中的t值，因此與復合材料層板相比，相同穩(wěn)定性裕度下的復合材料蜂窩板重量更輕。綜合考慮前緣艙上下壁板選擇復合材料蜂窩板。

2.3 吸能散能設計

平尾前緣的主要設計驅動為抗鳥撞設計，因此前緣結構需要具有較好的吸能[4]特性。針對承受鳥體撞擊區(qū)域的機構采取了如下的設計：

可卸前緣作為承受鳥體撞擊的第一道屏障，除了采用金屬與復合材料膠接固化連接，為提高復材部分的剛度，還通過鋪設蜂窩或者泡沫提高整體剛度。從而使可卸前緣具備了更好的吸能特性。但需要注意的是，可卸前緣曲率較大，蜂窩切割與鋪貼定位有一定難度，需要合理分布蜂窩區(qū)域。

兩段可卸前緣之間的對接形式可選的有連接帶板式連接與對接肋式連接(圖2)。

圖2 可卸前緣對接形式

相較于對接肋，連接帶板剛度低，更容易變形從而吸收能量。但是也容易在鳥體撞擊對接區(qū)時發(fā)生破壞，威脅內部結構。對接肋比較剛硬，不易破壞，但吸能較差。因此如何平衡連接結構的強度與剛度設計，是前緣連接設計需要著重考慮的。

若可卸前緣被擊穿，則輔助梁承受第二道沖擊。在相同的截面形式下，鈑金件相較于機加件具備更好地吸能特性。一般推薦輔助梁采用鈑金成型。C型輔助梁可直接成型，J型和工型輔助梁可采用鈑金件組合成型。

除此之外，緊固件連接采取松配合，也能吸收部分能量。

2.4 降低危險撞擊概率設計

前緣承受鳥體撞擊時，最易發(fā)生破壞的是連接區(qū)，即前緣分段處。而且連接區(qū)遭受撞擊后破壞比非連接區(qū)嚴重的多。前緣分段越多，遭遇鳥撞后發(fā)生嚴重破壞的概率越高。因此前緣分段需要盡可能的少，但是由于工藝能力以及裝配能力的限制，暫無法實現可卸前緣整段成型。因此可根據工藝能力與前緣實際長度尺寸將前緣分為若干段。

2.5 其他設計因素考慮

平尾前緣在航線飛行過程中，持續(xù)受到氣流中的塵埃、雨滴等的吹蝕與腐蝕作用，長時間作用下可能發(fā)生漆層掉落甚至蒙皮表面磨損或穿孔。這一現象被稱為風蝕損傷。因此前緣迎風面需做好腐蝕防護，可通過可卸前緣外端的金屬蒙皮噴漆等設計舉措進行保證。

平尾前緣內部布置多個系統的管路與支架，需要具有較好的維護性和可達性。因此前緣艙下壁板一般設計為可拆卸壁板，壁板與周邊結構采用可拆卸緊固件連接。同時可卸前緣在遭受鳥體撞擊后也需要進行及時的更換，因此可卸前緣一般設計為可拆卸結構，與周邊結構采用可拆卸緊固件連接。

3 總結

本文結合目前主流民機平尾前緣的構型，結合國內技術能力現狀，提出一種前緣設計構型。并從抗鳥撞這一最主要的設計需求出發(fā)，結合復合材料的選用，對前緣內部細節(jié)從結構設計研究方面給出了相關的設計思路。