李洋 張勇* 石世杰 霍佳波

(1 沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院,遼寧 沈陽(yáng) 110000;2 桂林航天工業(yè)學(xué)院 航空宇航學(xué)院,廣西 桂林 541004)

隨著21世紀(jì)空中高速公路的提出,推動(dòng)了各國(guó)航空工業(yè)的發(fā)展。在大飛機(jī)研發(fā)中,復(fù)合材料的耐疲勞、耐高溫、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)、比強(qiáng)度和比模量都高等優(yōu)點(diǎn),已成為衡量其性能優(yōu)劣的一個(gè)重要指標(biāo)[1]。波音公司波音787機(jī)身采用復(fù)合材料,對(duì)飛機(jī)制造技術(shù)、方式及戰(zhàn)略帶來(lái)根本性的轉(zhuǎn)變。目前我國(guó)已經(jīng)建立了航空航天復(fù)合材料的基本體系,無(wú)論是材料品種、工藝還是綜合性能均滿足了我國(guó)現(xiàn)役飛機(jī)型號(hào)對(duì)先進(jìn)復(fù)合材料的需求,但由于我國(guó)通航飛機(jī)起步較晚,復(fù)合材料的使用仍然較少[2]。

本文主要論述了小型飛機(jī)垂直尾翼在氣動(dòng)計(jì)算、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和有限元分析等方面研究,驗(yàn)證飛機(jī)垂直尾翼復(fù)合材料等代設(shè)計(jì)的可行性,形成一套飛機(jī)零部件復(fù)合材料等代設(shè)計(jì)的流程。采用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)等代設(shè)計(jì)可以顯著增強(qiáng)飛機(jī)的飛行性能,提升飛行升限和航程,為飛機(jī)其他零部件復(fù)合材料研究工作奠定了基礎(chǔ)。

1 垂尾外形測(cè)繪和氣動(dòng)計(jì)算

1.1 外形測(cè)繪

PA-28飛機(jī)[3]是由美國(guó)派伯公司研制的單發(fā)活塞四座亞音速飛機(jī),其機(jī)身采用鋁合金半硬殼結(jié)構(gòu),尾翼使用懸掛式鋁合金結(jié)構(gòu),如圖1所示,PA-28總體性能參數(shù)如表1所示。利用測(cè)量工具測(cè)量飛機(jī)垂直尾翼弦長(zhǎng)和展長(zhǎng)等參數(shù),如表2所示。使用CATIA創(chuàng)成式外形設(shè)計(jì)工作臺(tái),根據(jù)垂直尾翼參數(shù)建立總體外形,如圖2所示。

圖1 PA-28飛機(jī)

圖2 垂直尾翼外形模型

表1 PA-28飛機(jī)總體性能參數(shù)

表2 垂直尾翼測(cè)量參數(shù)

1.2 確定工況

根據(jù)《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)(第九冊(cè))》[4]可知,飛機(jī)飛行的三種基本姿態(tài)分別為滾轉(zhuǎn)姿態(tài)、偏航姿態(tài)、俯仰姿態(tài)。其對(duì)應(yīng)飛行載荷和主要受力部件如表3所示,再結(jié)合飛機(jī)性能參數(shù)確定飛機(jī)特定工況是在海平面環(huán)境下以最大巡航速度230 km/h偏航飛行。

表3 飛機(jī)三種基本飛行狀態(tài)

1.3 CFD前處理

垂直尾翼翼面畫結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,共生成28 842個(gè)單元網(wǎng)格;整流罩畫非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,共生成2 270個(gè)單元網(wǎng)格;遠(yuǎn)場(chǎng)的對(duì)稱面畫非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,其他面畫結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,一共生成31 320個(gè)單元網(wǎng)格;垂直尾翼體網(wǎng)格共生成2 484 816個(gè)單元網(wǎng)格,網(wǎng)格劃分如圖3-5所示。參考Ali Gharibi[5]的CFD計(jì)算方法,利用Ansys CFD軟件設(shè)置速度入口為綠色表面、出口為灰色表面、物面為垂直尾翼外形、對(duì)稱面為垂直尾翼翼根邊界條件,邊界條件如圖6所示。

圖3 垂直尾翼翼面網(wǎng)格

圖4 遠(yuǎn)場(chǎng)網(wǎng)格

圖5 遠(yuǎn)場(chǎng)網(wǎng)格

圖6 邊界條件

1.4 CFD計(jì)算結(jié)果

參考Awang Rahmadi Nuranto[6]的氣動(dòng)載荷分析,在偏航狀態(tài)下通過(guò)改變垂直尾翼迎角角度得到氣動(dòng)載荷數(shù)值變化,如圖7所示。

圖7 縱向和橫向氣動(dòng)載荷隨迎角變化

由圖7可知在特定工況下,垂直尾翼受到的縱向氣動(dòng)載荷Fx=-581.9 N和橫向氣動(dòng)載荷Fy=3 190 N,此時(shí)垂直尾翼受載最嚴(yán)重,垂直尾翼氣動(dòng)壓力云圖如圖8所示。由于本文主要工作是垂尾的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),未考慮氣動(dòng)干擾等復(fù)雜環(huán)境。深色部分表示垂直尾翼翼面的前緣處于流場(chǎng)的高壓區(qū),在一定程度上增加了飛機(jī)的阻力,而在翼面的另一側(cè)前緣產(chǎn)生了較大的負(fù)壓區(qū)。通過(guò)設(shè)置距離垂直尾翼翼根處625 mm的翼型截面得到速度流線圖如圖9所示,垂直尾翼在特定工況下,在上翼面前緣處氣流流速最大,由前緣向后氣流流速逐漸降低,而下翼面流速較小。

圖8 垂直尾翼翼面氣動(dòng)壓力云圖

圖9 垂直尾翼中間截面速度流線

2 復(fù)合材料垂直尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

2.1 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)流程

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是指將不同的材料和結(jié)構(gòu)元素進(jìn)行有機(jī)的組合,使其具有更好的性能和更好的結(jié)構(gòu)形式,其極大的顛覆了傳統(tǒng)的結(jié)構(gòu)類型,滿足結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的多種需求,典型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)流程如圖10所示。

圖10 典型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)流程

2.2 垂直尾翼設(shè)計(jì)要求

1)環(huán)境要求:PA-28飛機(jī)的飛行環(huán)境是低空飛行,空氣濕度較大,要確保飛機(jī)垂直尾翼結(jié)構(gòu)的材料密封性能好,并且防潮濕。

2)載荷情況:垂直尾翼的設(shè)計(jì)工況是在海平面環(huán)境下以最大巡航速度230 km/h偏航,此時(shí)飛機(jī)垂直尾翼受載最嚴(yán)重,不僅需要設(shè)計(jì)強(qiáng)度和剛度較好的翼梁和翼肋結(jié)構(gòu),而且還要設(shè)計(jì)能承受較大載荷的連接件、蒙皮。垂直尾翼的重量對(duì)飛機(jī)的重心影響很大,垂直尾翼需要采用輕質(zhì)結(jié)構(gòu)材料,為防止蒙皮變形,還需要進(jìn)行泡沫填充。

3)形狀限制:由于垂直尾翼位于飛機(jī)的尾部,體積小,重量輕,復(fù)合材料結(jié)構(gòu)應(yīng)盡可能薄。垂直尾翼翼梁、翼肋等結(jié)構(gòu)盡量采用相同的形狀,可以有效縮短制造時(shí)間。

2.3 材料選擇

根據(jù)參考文獻(xiàn)[7-11]的研究成果,本文中翼梁、翼肋和蒙皮選用M40J/AG80碳纖維單向布復(fù)合材料,該材料具有比強(qiáng)度和比模量強(qiáng)度高、尺寸穩(wěn)定、抗震性能好等優(yōu)點(diǎn)。聚甲基丙烯酰亞胺(PMI)泡沫ROHACELL71S具有較高的比強(qiáng)度和比模量、耐高溫、各向同性、抗壓強(qiáng)度高、全封閉結(jié)構(gòu)等優(yōu)點(diǎn)。其作為泡沫夾層結(jié)構(gòu)能有效地降低飛機(jī)重量,而且適用于預(yù)浸料加工、樹脂灌溉和RTM等多種工藝,極大的降低了成本,因此選作飛機(jī)垂直尾翼泡沫填充材料。2024-T3航空鋁材具有良好的塑性和抗疲勞裂紋擴(kuò)展性,而且其成本低、切削性能好,因此選用2024-T3航空鋁材作為連接件的材料。2024-T3航空鋁材參數(shù)如表4所示,ROHACELL71S性能數(shù)據(jù)如表5所示,M40J/AG80性能數(shù)據(jù)如表6所示。

表4 2024-T3航空鋁力學(xué)性能參數(shù)

表5 ROHACELL71S泡沫力學(xué)性能數(shù)據(jù)

表6 M40J/AG80碳纖維單向布性能數(shù)據(jù)

2.4 鋪層方案

參考沈觀清[12]、《飛機(jī)構(gòu)造基礎(chǔ)》[13]相關(guān)資料,翼梁主要承受彎矩和剪力,翼肋主要承受扭矩,蒙皮主要承受剪力。根據(jù)層合板定向鋪層原則,層合板鋪層取向過(guò)多容易造成設(shè)計(jì)工作復(fù)雜化,因此多選擇0°、90°、45°、-45°四個(gè)角度鋪層。為確定最優(yōu)鋪層方案,采用控制變量法,在鋪層層數(shù)和鋪層厚度一定時(shí),改變角度規(guī)劃鋪層方案,鋪層方案如表7所示。

表7 鋪層方案

2.5 垂直尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

2.5.1 翼梁結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

通過(guò)分析垂直尾翼受力,其采用雙梁式結(jié)構(gòu)布局,設(shè)計(jì)前梁位于弦長(zhǎng)10%處,而后梁位于弦長(zhǎng)63%處,為了更好的承受載荷,翼梁采用工字梁。前梁位于機(jī)翼前緣承受載荷通過(guò)翼肋和蒙皮傳到后梁,再由后梁傳到機(jī)身。因此為減輕重量,前梁的腹板厚度較薄。為將垂直尾翼近似于懸臂梁結(jié)構(gòu)進(jìn)行靜強(qiáng)度精確分析,前梁和后梁根部與機(jī)身連接,前梁截面尺寸為100.6 mm×20 mm×2 mm,裝配孔直徑為10 mm,前梁結(jié)構(gòu)如圖10所示。而垂直尾翼的安定面和方向舵載荷通過(guò)后梁傳到機(jī)身,后梁受載最嚴(yán)重,因此后梁采用寬厚度工字梁,工字梁尺寸86 mm×40 mm×4 mm,裝配孔直徑為10 mm,如圖11所示。

圖10 前梁結(jié)構(gòu)和梁截面尺寸

圖11 后梁結(jié)構(gòu)和梁截面尺寸

2.5.2 翼肋、蒙皮和腹板結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

根據(jù)《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)(第十冊(cè))》[14]大型通航飛機(jī)最佳的翼肋間距在500 mm左右,由于PA-28為小型通航飛機(jī),設(shè)計(jì)翼肋間距為300 mm,厚度為4 mm,一共5組,如圖12所示。同時(shí)考慮到蒙皮不作為主承力結(jié)構(gòu)使用,選定蒙皮厚度為0.4 mm,蒙皮模型如圖13所示。腹板主要用來(lái)支撐外形、傳遞載荷和連接翼肋,結(jié)構(gòu)如圖14所示。

圖12 翼肋結(jié)構(gòu)

圖13 蒙皮結(jié)構(gòu)

圖14 腹板結(jié)構(gòu)和截面尺寸

2.5.3 連接件和泡沫填充物結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

方向舵通過(guò)連接件與機(jī)身和安定面連接來(lái)傳遞載荷。方向舵與機(jī)身連接機(jī)構(gòu)如圖15所示,方向舵與安定面連接件如圖16所示。由于翼肋和蒙皮較薄,飛機(jī)垂直尾翼內(nèi)部空間較大,蒙皮可能發(fā)生變形,采用泡沫填充可以有效防止蒙皮變形,如圖17所示。垂直尾翼整體結(jié)構(gòu)由翼梁、翼肋、蒙皮、腹板、連接件和整流罩組成,如圖18所示。

圖15 方向舵與機(jī)身連接機(jī)構(gòu)

圖16 方向舵與安定面連接件

圖17 泡沫填充結(jié)構(gòu)

圖18 垂直尾翼結(jié)構(gòu)

3 靜強(qiáng)度和靜剛度校核

3.1 靜強(qiáng)度和靜剛度分析流程

垂直尾翼靜強(qiáng)度和靜剛度校核使用的軟件是Abaqus,Abaqus有限元靜強(qiáng)度分析一般流程[15]如圖19所示,具體分為五個(gè)步驟:

1)前處理:包含了模型導(dǎo)入、網(wǎng)格劃分、材料設(shè)定等等。

2)鋪層方式:包括鋪層角度、鋪層數(shù)量以及鋪層厚度。

3)有限元計(jì)算:包括載荷設(shè)定、分析步設(shè)定以及可視化處理。

4)結(jié)果分析:對(duì)垂直尾翼強(qiáng)度和剛度結(jié)果進(jìn)行分析,剩余強(qiáng)度系數(shù)是否大于1.5×1.15,變形量是否符合飛機(jī)設(shè)計(jì)要求。

5)結(jié)構(gòu)優(yōu)化:如果材料發(fā)生失效破壞,就進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化,最終確定設(shè)計(jì)方案。

圖19 Abaqus有限元靜強(qiáng)度分析流程圖

3.2 前處理

3.2.1 網(wǎng)格劃分和定義邊界條件

垂直尾翼網(wǎng)格劃分如圖20-22所示。飛機(jī)垂直尾翼主要通過(guò)位于安定面的后梁和位于方向舵的偏轉(zhuǎn)裝置與飛機(jī)機(jī)身連接;方向舵和安定面通過(guò)鉸鏈進(jìn)行連接,安定面和方向舵約束如圖23—24所示。

圖20 翼梁網(wǎng)格

圖21 安定面網(wǎng)格

圖22 方向舵網(wǎng)格

圖23 安定面約束

圖24 方向舵約束

3.2.2 定義載荷條件

通過(guò)分析飛機(jī)飛行姿態(tài)可知,飛機(jī)垂直尾翼主要承受縱向和橫向氣動(dòng)力。在偏航工況下飛機(jī)迎角為20°時(shí)所受載荷最大,其中縱向氣動(dòng)載荷Fx=-581.9 N,橫向氣動(dòng)載荷Fy=3 190 N。由于縱向氣動(dòng)方向載荷主要垂直于機(jī)翼前緣,可將縱向氣動(dòng)方向載荷近似作用于后梁上,而垂直方向載荷按安定面和方向舵面積占比分配到兩個(gè)上翼面上。已知安定面面積占比62%,方向舵面積占比38%,后梁側(cè)面積S1=0.104 m2,安定面上翼面S2=0.674 m2,方向舵上翼面S3=0.421 m2。

(1)

式中:

P:壓強(qiáng)/MPa;

S:表面積/m2。

通過(guò)Ansys CFD計(jì)算得到的垂直尾翼氣動(dòng)載荷分別為縱向氣動(dòng)方向和垂直方向的集中力。為得到近似的計(jì)算結(jié)果需要把集中力轉(zhuǎn)化成壓強(qiáng),由式(1)得到:

垂直尾翼縱向壓強(qiáng):

安定面橫向壓強(qiáng):

方向舵縱向壓強(qiáng):

3.3 靜強(qiáng)度校核

剩余強(qiáng)度在安全評(píng)估過(guò)程中是一個(gè)重要的考量,它是材料的許用應(yīng)力與設(shè)計(jì)載荷的工作應(yīng)力的比值,用符號(hào)η表示,如公式(2)所示。通過(guò)查閱《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)(第十冊(cè))》[14]得到結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度安全系數(shù)η=1.5×1.15=1.725。當(dāng)η=1.725時(shí)構(gòu)件強(qiáng)度設(shè)計(jì)恰到好處;當(dāng)η<1.725時(shí),結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)不合理;當(dāng)η>1.725時(shí),結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)強(qiáng)度滿足要求。通常在滿足結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度的同時(shí),我們需要留強(qiáng)度富裕值,即當(dāng)η越接近1.725越好。

(2)

式中:

η:剩余強(qiáng)度系數(shù);

[σ]:材料的許用應(yīng)力/MPa;

σ:設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)的工作應(yīng)力/MPa。

根據(jù)單層復(fù)合材料力學(xué)特性,得到正交各項(xiàng)異性單層材料強(qiáng)度理論包括蔡-吳張量理論、最大應(yīng)力理論、最大應(yīng)變理論和蔡-希爾強(qiáng)度理論[16]。

3.3.1 基于最大應(yīng)力理論的靜強(qiáng)度校核

垂直尾翼選用模壓成型工藝進(jìn)行制造,由于所選材料是選用固化后的強(qiáng)度和剛度特性,可以選用最大強(qiáng)度理論。最大應(yīng)力理論5種破壞模式之間沒有相互影響,在工程上相對(duì)保守,因此選用最大應(yīng)力理論作為危險(xiǎn)點(diǎn)強(qiáng)度校核理論,如式(3)所示。在該理論中,材料的主方向應(yīng)力必須小于各個(gè)方向強(qiáng)度,否則發(fā)生破壞。

(3)

式中:

σ1:X方向的應(yīng)力/MPa;

σ2:Y方向的應(yīng)力/MPa;

τ12:XY平面切壓力/MPa;

Xt:縱向拉伸強(qiáng)度/MPa;

Xc:縱向壓縮強(qiáng)度/MPa;

Yt:橫向拉伸強(qiáng)度/MPa;

Yc:橫向壓縮強(qiáng)度/MPa;

S:剪切強(qiáng)度/MPa。

由于材料拉伸和壓縮性能不同,分為5個(gè)基本強(qiáng)度參數(shù)Xt,Xc,Yt,Yc和S,強(qiáng)度參數(shù)由材料單向受力實(shí)驗(yàn)測(cè)定,如表10所示。通過(guò)對(duì)確定的各個(gè)構(gòu)件鋪層方案進(jìn)行有限元強(qiáng)度計(jì)算,由各構(gòu)件的最大應(yīng)力層確定危險(xiǎn)點(diǎn),進(jìn)而對(duì)危險(xiǎn)點(diǎn)進(jìn)行靜強(qiáng)度校核,如表11所示,主要構(gòu)件最大應(yīng)力層如圖25-32所示。

表10 M40J/AG80碳纖維材料力學(xué)性能

表11 危險(xiǎn)點(diǎn)靜強(qiáng)度校核

圖25 后梁最大應(yīng)力層

圖26 前梁最大應(yīng)力層

圖30 安定面整體應(yīng)力

圖31 方向舵翼肋最大應(yīng)力層

圖32 方向舵蒙皮最大應(yīng)力層

由表11可知,各個(gè)構(gòu)件危險(xiǎn)點(diǎn)的σ1、σ2、|τ12|值都小于復(fù)合材料的5個(gè)基本強(qiáng)度參數(shù),因此復(fù)合材料垂直尾翼構(gòu)件危險(xiǎn)點(diǎn)靜強(qiáng)度校核滿足要求。

3.3.2 基于Hoffman準(zhǔn)則的靜強(qiáng)度校核

由表11可知,危險(xiǎn)點(diǎn)一次校核滿足要求,但是最大應(yīng)力理論在工程上相對(duì)保守,防止其誤差導(dǎo)致危險(xiǎn)點(diǎn)校核不準(zhǔn)確,需要進(jìn)行危險(xiǎn)點(diǎn)二次校核。蔡希爾強(qiáng)度準(zhǔn)則如式(4)所示,等式左邊計(jì)算結(jié)果大于1材料失效,等式左邊小于1,強(qiáng)度滿足要求。

(4)

式中:

X:沿材料主方向1的強(qiáng)度/MPa;

Y:沿材料主方向1的強(qiáng)度/MPa。

由于M40J/AG80碳纖維單向布單層材料拉壓性能不同,而蔡希爾強(qiáng)度準(zhǔn)則未考慮拉壓性能,在這方面Hoffman提出了新的理論如式(5)所示。Hoffman強(qiáng)度準(zhǔn)則等式左邊計(jì)算結(jié)果大于1材料失效,等式左邊小于1,強(qiáng)度滿足要求。但是考慮到飛機(jī)設(shè)計(jì)要求的剩余強(qiáng)度系數(shù)為η=1.5×1.15=1.725,因此Hoffman強(qiáng)度準(zhǔn)則調(diào)整為等式左邊計(jì)算結(jié)果大于1/1.725=0.58材料失效,等式左邊小于0.58,強(qiáng)度滿足要求。

(5)

根據(jù)Hoffman強(qiáng)度準(zhǔn)則得到各個(gè)構(gòu)件危險(xiǎn)點(diǎn)校核結(jié)果如表12所示,垂直尾翼各個(gè)構(gòu)件危險(xiǎn)點(diǎn)經(jīng)過(guò)Hoffman公式計(jì)算后,結(jié)果均小于0.58,滿足靜強(qiáng)度要求。

表12 危險(xiǎn)點(diǎn)二次靜強(qiáng)度校核

3.4 靜剛度校核

在靜強(qiáng)度校核完成后,對(duì)復(fù)合材料垂直尾翼構(gòu)件進(jìn)行靜剛度校核,通過(guò)Abaqus靜剛度分析得到垂直尾翼各個(gè)構(gòu)件在三個(gè)方向的變形量。根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)要求,機(jī)翼構(gòu)件最大變形量不超過(guò)機(jī)翼展長(zhǎng)的1.5%。已知垂直尾翼展長(zhǎng)1 290mm,垂直尾翼各構(gòu)件變形量數(shù)據(jù)(均取正值)如表13所示,主要構(gòu)件最大變形量如圖33—40所示。

表13 垂直尾翼各構(gòu)件變形量校核

圖33 前梁最大變形量

圖34 后梁最大變形量

圖35 安定面蒙皮最大變形量

圖36 安定面翼肋最大變形量

圖37 腹板最大變形量

圖38 安定面變形量

圖39 方向舵翼肋最大變形量

圖40 方向舵蒙皮最大變形量

由表13可知,復(fù)合材料垂直尾翼構(gòu)件的最大變形量占展長(zhǎng)比值均小于1.5%,滿足設(shè)計(jì)要求。

3.5 確定設(shè)計(jì)方案

通過(guò)靜強(qiáng)度和靜剛度分析,得到垂直尾翼的最終設(shè)計(jì)方案如表14所示。

表14 垂直尾翼設(shè)計(jì)方案

4 結(jié)語(yǔ)

本文論述了小型通航飛機(jī)在氣動(dòng)計(jì)算、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和有限元分析等方面研究,包括:

1)確定垂直尾翼工況是在海平面環(huán)境下以最大巡航速度230 km/h偏航飛行。通過(guò)CFD計(jì)算得到迎角為20°時(shí)垂直尾翼受載最嚴(yán)重,其中縱向氣動(dòng)載荷Fx=-581.9 N,橫向氣動(dòng)載荷為Fy=3 190 N。

2)根據(jù)垂直尾翼的形狀限制、受載情況和環(huán)境要求等因素確定設(shè)計(jì)要求,完成了翼梁和翼肋等結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),并按照等代設(shè)計(jì)法中層合板的結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行多個(gè)鋪層方案設(shè)計(jì)。

3)論述多個(gè)鋪層方案的結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度,選擇最佳鋪層方案,使用最大應(yīng)力理論和Hoffman強(qiáng)度準(zhǔn)則進(jìn)行靜強(qiáng)度校核和結(jié)構(gòu)靜剛度校核,均滿足設(shè)計(jì)要求。

本文驗(yàn)證飛機(jī)垂直尾翼復(fù)合材料等代設(shè)計(jì)的可行性,形成了一套飛機(jī)零部件復(fù)合材料等代設(shè)計(jì)流程,具有一定的同行借鑒意義。