摘 要 變彎度機翼展向翼端面封堵結(jié)構(gòu)對于提升可變體機翼的變形精度、防止氣流分離重要作用。本文針對剛?cè)狁詈献儚澏惹熬壗Y(jié)構(gòu)，提出了以纖維增強復合材料為殼體，填充彈性基柔性材料的柔性封堵結(jié)構(gòu)設(shè)計方案，建立了有限元模型在結(jié)構(gòu)載荷作用下對其力學性能、封堵性能進行分析，制備所設(shè)計的柔性封堵結(jié)構(gòu)并對其進行了試驗驗證。結(jié)果表明：（1）柔性封堵結(jié)構(gòu)仿真模擬結(jié)果符合實際變形情況，最大應(yīng)力為412.96 MPa，最大應(yīng)變?yōu)?.15 %；沿機翼弦向方向的位移從固定端向前緣逐漸變大，最大位移為6.28 mm；（2）所制備的柔性封堵結(jié)構(gòu)在進行初次壓縮試驗后，其載荷值隨位移的變化近似線性變化，滿足變彎度機翼前緣的變形需求。

關(guān)鍵詞 變彎度機翼；柔性封堵結(jié)構(gòu)；纖維增強復合材料；力學性能

Analysis and Verification of Flexible Sealing Structures

Based on Fiber-reinforced Composites

LU Yifei1， BAO Panpan1， WU Qi1， WANG Zhigang1， LIU Gang1

（National Key Laboratory od Structural Integrity， Aircraft strengh Research Institute of China， Xi’an 710065）

ABSTRACT The spanwise end sealing structure of variable camber wing plays an important role in improving the deformation accuracy of variable wing and preventing airflow separation. Aiming at the rigid and flexible coupling variable bending front structure， this paper proposes a flexible sealing structure design scheme with fiber-reinforced composite material as the shell and elastic base flexible material as the filler. A finite element model is established to analyze its mechanical properties and sealing properties under the action of structural loads. The designed flexible sealing structure is prepared and verified by experiments. The results show：（1） The simulation results of the flexible sealing structure accord with the actual deformation ，the maximum stress is 412.96 MPa， and the maximum stain is 4.15 %， the displacement along the wing chord gradually increases from the fixed end to the front edge， and the maximum displacement is 6.28 mm;（2）After the initial compression test， the load value of the prepared flexible sealing structure changes approximately linearly with the change of displacement， meeting the deformation requirements of the leading edge of the variable bending machine.

KEYWORDS variable camber wing; flexible sealing structure; fiber reinforced composite material; mechanical properties

1 引言

變體機翼能夠在不同飛行狀態(tài)下達到理想的氣動特性，從而顯著提高飛行器綜合性能，成為未來先進飛 行器的發(fā)展方向之一［1-3］。變體機翼為了實現(xiàn)光滑大變形以及承受較大的氣動載荷，要求機翼沿變形方向有較大柔度，在垂直變形方向有較強的抗彎剛度。變彎度機翼展向翼端面封堵結(jié)構(gòu)對于提升可變體機翼的變形精度、防止氣流分離重要作用。封堵結(jié)構(gòu)的外形輪廓需與翼面變形過程保持吻合，在機翼弦向具有良好的柔性以便于實現(xiàn)彎曲變形，且在翼面展向方向具有一定的剛度以承受側(cè)向氣動載荷。自適用于正交各向異性材料的最大應(yīng)力判據(jù)［4］提出以來，復合材料強度理論研究也有百年的歷史。 尤其自復合材料在航空航天領(lǐng)域得到大量應(yīng)用以來，復合材料的破壞分析與強度理論研究更是引起了學 術(shù)與工程界廣泛關(guān)注，產(chǎn)生了為數(shù)眾多的復合材料強度理論［5-9］。

2 柔性封堵結(jié)構(gòu)設(shè)計及力學性能分析

2.1 柔性封堵結(jié)構(gòu)方案設(shè)計

針對等直段的剛?cè)狁詈献儚澏葯C翼前緣工程樣機，如圖1所示，為實現(xiàn)變形翼沿展向端面的封堵，適應(yīng)變彎度機翼的變形需求［10-11］，本文提出了有纖維增強復合材料支撐體與彈性基柔性材料構(gòu)成的柔性封堵結(jié)構(gòu)設(shè)計方案。

方案采用纖維增強復合材料作為殼體，在殼體之間填充彈性基柔性材料，在保證翼型前緣彎曲變形的前提下，端面具有一定的承載能力，如圖2所示。其中最外層殼體與機翼前緣通過環(huán)氧樹脂粘結(jié)，當前緣翼型變形時，封堵結(jié)構(gòu)隨翼型的變化而變化。封堵結(jié)構(gòu)的外形輪廓與機翼前緣吻合，確保能夠在機翼前緣端面順利安裝。初步設(shè)計復合材料殼體的厚度為1 mm，彈性基柔性材料間隔厚度為30 mm。

2.2 柔性封堵結(jié)構(gòu)力學性能分析有限元模型

基于以上初步設(shè)計方案，本部分首先選擇復合材料、彈性基柔性材料并確定其性能參數(shù)，在此基礎(chǔ)上建立有限元分析模型，分別在上蒙皮及端面施加載荷，分析載荷作用下的應(yīng)力及位移。初始封堵結(jié)構(gòu)的設(shè)計方案中復合材料殼體為1 mm，彈性基柔性材料為珍珠棉間隔30 mm，結(jié)構(gòu)總厚度為50 mm，幾何模型如圖3所示。

復合材料殼體由玻璃纖維布制作，在平面內(nèi)兩方向的性能接近。為簡化計算，分析中假定復合材料在平面內(nèi)為各項同性，各部分的材料屬性如下表1所示。

封堵結(jié)構(gòu)上蒙皮外表面施加垂直于表面的載荷大小為3.5 MPa；垂直于端面的載荷為0.1 MPa的壓力（注：載荷的大小是經(jīng)過預分析計算后確定），對模型的約束為一是施加固定約束在后端平面，二是在復合材料蒙皮表面施加Y方向的位移約束，其載荷約束及網(wǎng)格劃分如圖4所示。

封堵結(jié)構(gòu)應(yīng)力應(yīng)變分析結(jié)果如圖5所示，可看出應(yīng)力主要分布在封堵結(jié)構(gòu)的上下兩個表面，由固定端面向外逐漸減??；應(yīng)力集中發(fā)生在上下表面與固定端的結(jié)合附近，最大應(yīng)力出現(xiàn)在上表面，為292.3MPa，應(yīng)力值均在復合材料強度范圍內(nèi)。而應(yīng)變較大的區(qū)域在封堵結(jié)構(gòu)上蒙皮與固定端之間，應(yīng)變趨勢為由固定端面向前緣、自上下蒙皮向結(jié)構(gòu)內(nèi)部逐漸變小，應(yīng)力越大的地方應(yīng)變越大，在應(yīng)力最大處為0.014，而在前緣點處應(yīng)變最小僅為0.0001。

Y方向最大位移方向向內(nèi)（即垂直紙面），為0.14mm，該位移可以滿足吹風試驗的對封堵結(jié)構(gòu)的要求；結(jié)構(gòu)在Z方向的位移沿弦線方向成階梯狀均勻分布，從固定端面向前緣出位移逐漸變大，前緣的最大位移為4.2mm，向下彎曲，Y、Z方向的位移云圖如圖6所示。

綜合以上分析，雖然復合材料在外載荷作用下應(yīng)力在強度范圍內(nèi)，Y方向位移也滿足要求，但前緣處沿Z方向的最大為僅為4.2mm，變形量偏小，為此需對該結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化。

3 柔性封堵結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計

采用列舉法進行結(jié)構(gòu)優(yōu)化：復合材料殼體選擇兩種厚度分別為0.5 mm、1.0 mm；彈性基柔性材料選擇兩種材料分別為珍珠棉、高彈海綿，彈性基柔性材料厚度為分別為20 mm、30 mm、40 mm、50 mm，封堵結(jié)構(gòu)幾何模型如圖7所示。

復合材料、珍珠棉的性能參數(shù)與初始結(jié)構(gòu)相同，施加的載荷及邊界條件與初始結(jié)構(gòu)相同，即：約束為固定后端平面，約束蒙皮表面Y方向的位移，在蒙皮外表面施加垂直于表面的載荷為3.5 MPa，垂直于端面的載荷為0.1 MPa的壓力。

結(jié)果表明：應(yīng)力、應(yīng)變及位移分布與初始結(jié)構(gòu)的分布相同，區(qū)別在應(yīng)力、應(yīng)變及數(shù)值上的不同。將分析結(jié)果的最大應(yīng)力、應(yīng)變及位移列表如下，其中表2為復合材料殼體厚度為1 mm的封堵結(jié)構(gòu)力學性能分析結(jié)果，表3為復合材料殼體厚度為0.5 mm的封堵結(jié)構(gòu)力學性能分析結(jié)果。

從表中可看出，不同厚度殼體的封堵結(jié)構(gòu)中，0.5 mm厚度殼體的結(jié)構(gòu)變形量明顯大于1 mm厚度殼體結(jié)構(gòu)的變形。封堵結(jié)構(gòu)在Y方向的位移量均小于1 mm，滿足使用要求；在應(yīng)力方面，所有的應(yīng)力均在強度范圍內(nèi)，考慮實際應(yīng)用中后端面并沒有固定約束，而分析中因?qū)蠖嗣媸┘庸潭s束（如不施加約束則有限元分析無法收斂），導致分析結(jié)果的最大應(yīng)力比實際中偏大，且使用中殼體外還有前緣翼蒙皮承載，因而強度也是滿足要求的。

在進行封堵結(jié)構(gòu)設(shè)計時以Z方向的位移最大作為主要設(shè)計指標，同時考慮最大應(yīng)力及Z方向的位移相對較小。綜合表中的分析結(jié)果，選擇0.5 mm的殼體結(jié)構(gòu)、40 mm厚的高彈海綿設(shè)計柔性封堵結(jié)構(gòu)，此時Z方向的最大位移為7.7 mm，最大應(yīng)力為442.6 MPa，而Y方向的位移為0.25 mm。

4 安裝有柔性封堵結(jié)構(gòu)的變彎度機翼前緣變形過程仿真分析及試驗驗證

4.1 安裝有柔性封堵結(jié)構(gòu)的變彎度機翼前緣變形過程仿真分析

將優(yōu)化好的封堵結(jié)構(gòu)模型安裝到變彎度機翼前緣中進行整體仿真分析，模擬實際情況中在機翼中四個桁架上施加載荷，分析其載荷作用下的應(yīng)力及位移。

優(yōu)化后的封堵結(jié)構(gòu)模型復合材料殼體厚度為0.5 mm，彈性基柔性材料為高彈海綿間距40mm，厚度為50mm，將柔性封堵結(jié)構(gòu)安裝到變形機翼中的幾何模型如圖8所示，圖（a）為外觀整體結(jié)構(gòu)，圖（b）為內(nèi)部結(jié)構(gòu)。

變形機翼與封堵結(jié)構(gòu)殼體均由同一種復合材料制成，這種復合材料在平面內(nèi)兩方向的性能接近。為簡化計算，分析中假定復合材料在平面內(nèi)為各項同性。載荷需要施加在機翼的四個桁架表面和機翼上表面，具體如圖9所示（注：載荷的大小是經(jīng)過預分析計算后確定）。

添加約束并劃分網(wǎng)格后應(yīng)力分析結(jié)果如圖10所示，可以看出變形機翼整體應(yīng)力較小，約為0.9 Pa；局部應(yīng)力較大，主要分布在固定端、桁架受載荷處以及封堵結(jié)構(gòu)與機翼蒙皮接合面，最大應(yīng)力也出現(xiàn)在這一區(qū)域，為412.96 MPa，所有應(yīng)力均在復合材料強度450 MPa范圍內(nèi)。

應(yīng)變分析結(jié)果如圖11所示，應(yīng)變較大的區(qū)域也主要分布在封堵結(jié)構(gòu)上靠近固定端的區(qū)域、桁架上以及封堵結(jié)構(gòu)靠近桁架連接的區(qū)域等，其余部分的應(yīng)變較小，這與實際情況相符。最大應(yīng)變?yōu)?.15 %，海綿超彈性材料許可的應(yīng)變范圍內(nèi)；最小應(yīng)變僅為10-7，分布在前緣大部分區(qū)域。

Z方向的位移云圖如圖12所示，整個機翼結(jié)構(gòu)沿Z方向的位移沿弦線方向成階梯狀分布，從固定端到前緣位移逐漸變大。固定端區(qū)域的位移最小僅為0.012 mm，前緣區(qū)域的位移最大為6.28 mm，結(jié)合上述應(yīng)變分析結(jié)果可知，變形過程中機翼前緣屬于大位移小變形狀態(tài)，符合實際的變形狀態(tài)。

4.2 封堵結(jié)構(gòu)的制備及試驗驗證

依據(jù)變前緣翼結(jié)構(gòu)設(shè)計方案制備了封堵結(jié)構(gòu)模具，保證柔性封堵結(jié)構(gòu)與變彎度機翼前緣蒙皮具有良好的配合關(guān)系。制備出的封堵結(jié)構(gòu)如圖13所示，與首次的封堵機構(gòu)相比，該封堵結(jié)構(gòu)外形與前緣蒙皮的外形一致。

封堵結(jié)構(gòu)的試驗目的是測試封堵結(jié)構(gòu)受均布載荷時的變形量進而獲得力與位移的關(guān)系。由于封堵結(jié)構(gòu)是由復合材料和海綿組成的復合結(jié)構(gòu)，整體結(jié)構(gòu)彈性大，直接在結(jié)構(gòu)表面施加集中載荷會導致局部發(fā)生大變形，與實際情況不符。為了便于施加均布載荷，試驗中設(shè)計了輔助夾具，上壓板及支撐座。上壓板的作用是與拉伸試驗機上端相夾并對封堵結(jié)構(gòu)上表面施加均布載荷，由豎板與弧形板組成，弧形板與封堵結(jié)構(gòu)上表面外形吻合；支撐座的作用是與試驗機下方夾頭固定，并固定封堵結(jié)構(gòu)借助輔助夾具對封堵結(jié)構(gòu)施加均布載荷，使封堵結(jié)構(gòu)的變形盡量符合實際應(yīng)用，達到試驗目的，試驗所用設(shè)備及夾具如圖14和15所示。

將上壓板與支撐座分別在拉伸試驗機的上接頭與下接頭上固定好，通過試驗機及上壓板對封堵結(jié)構(gòu)施加均布載荷，從而帶動封堵結(jié)構(gòu)整體發(fā)生形變，在此過程中記錄施加的載荷力及位移。為了獲得穩(wěn)定的測試結(jié)果，試驗共進行了4次，4次試驗后獲得力與位移的關(guān)系曲線如圖16所示。

試驗結(jié)果表明：對制備好的封堵結(jié)構(gòu)施加壓力載荷，初次壓力作用時，載荷隨位移的變化在經(jīng)過近似線性增長后出現(xiàn)一個類似塑性變形的平臺區(qū)，卸載后再進行壓力試驗，載荷值隨位移的增大近似呈線性增大，類似彈性變形，在此過程中會出現(xiàn)載荷值突然的小幅下跌，這可能是由于海綿與殼體之間的粘結(jié)劑性能引起的。

5 結(jié)語

本文提出采用纖維增強復合材料作為殼體，填充高彈海綿的變彎度機翼前緣柔性封堵結(jié)構(gòu)，并對其進行了優(yōu)化設(shè)計及試驗驗證。結(jié)果表明：

（1）優(yōu)化后柔性封堵結(jié)構(gòu)殼體結(jié)構(gòu)為厚度0.5 mm，寬度50 mm的纖維增強復合材料，高柔性材料為厚度40 mm，寬度50 mm的高彈海綿，兩者通過膠接方式集成制備，其在載荷作用下Z方向變形量最大，應(yīng)力及Y方向位移相對較小，滿足變彎度機翼前緣的需求。

（2）對安裝有柔性封堵結(jié)構(gòu)的變彎度機翼前緣仿真模擬，應(yīng)力主要分布在固定端區(qū)域、封堵結(jié)構(gòu)與蒙皮連接處、蒙皮與桁架連接處，最大應(yīng)力為412.96 MPa；應(yīng)變主要分布在封堵結(jié)構(gòu)上靠近固定端的區(qū)域、桁架上以及封堵結(jié)構(gòu)靠近桁架連接的區(qū)域，最大應(yīng)變?yōu)?.15 %；沿Z方向的位移為從固定端向前緣逐漸變大，最大位移為6.28 mm。應(yīng)力、應(yīng)變、位移均在材料性能的許可范圍之內(nèi)，仿真結(jié)果表明封堵結(jié)構(gòu)設(shè)計合理可行。

（3）對優(yōu)化后的封堵結(jié)構(gòu)進行制備及試驗驗證，結(jié)果表明，在進行初次壓縮試驗后，其載荷值隨位移的變化近似線性變化，滿足機翼前緣變形需求。

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