張佐伊，汪 東，孫利兵，葉留增，寧懷松

(中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110015)

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)反推力裝置移動(dòng)外罩外殼體鋪層優(yōu)化設(shè)計(jì)與失效分析

張佐伊，汪 東，孫利兵，葉留增，寧懷松

(中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110015)

為減輕大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)反推力裝置的質(zhì)量，對(duì)反推力裝置蜂窩夾層結(jié)構(gòu)移動(dòng)外罩外殼體進(jìn)行了鋪層的優(yōu)化設(shè)計(jì)和失效分析。整個(gè)研究過程分為以下3個(gè)步驟：(1)利用數(shù)值計(jì)算得到移動(dòng)外罩外殼體的氣動(dòng)載荷；(2)利用有限元分析軟件Nastran和復(fù)合材料結(jié)構(gòu)分析與優(yōu)化軟件HyperSizer對(duì)數(shù)值計(jì)算得到的載荷下的反推力裝置移動(dòng)外罩外殼體進(jìn)行鋪層的優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到質(zhì)量比原始方案降低35% 的反推力裝置移動(dòng)外罩外殼體鋪層優(yōu)化方案；(3)基于剪切皺曲失效理論對(duì)優(yōu)化后的反推力裝置移動(dòng)外罩外殼體進(jìn)行失效分析。結(jié)果表明：質(zhì)量降低35%的反推力裝置移動(dòng)外罩外殼體可以承受反推力裝置的工作載荷，當(dāng)載荷超過711.9 N/mm時(shí)，外殼體首先出現(xiàn)剪切皺曲失效。

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)；反推力裝置；移動(dòng)外罩；鋪層優(yōu)化；失效分析；Hypersizer

1 引 言

反推力裝置由于其諸多優(yōu)點(diǎn)在民機(jī)及軍用運(yùn)輸機(jī)中得到了廣泛的應(yīng)用[1-2]。國外航空發(fā)達(dá)國家(如美、英、俄等)很早就開展了反推力裝置的基礎(chǔ)研究和工程研究，在反推力裝置和飛發(fā)一體化方面技術(shù)十分成熟，擁有完備的設(shè)計(jì)手段、豐富的研制經(jīng)驗(yàn)和完整的設(shè)計(jì)體系[3]。

對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)部件進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)和使用新材料，可有效地減輕發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量，提高發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比，減少耗油率[4]。按照歐美國家的規(guī)劃，幾乎所有的重要零部件均擬采用復(fù)合材料，以大幅度減輕質(zhì)量，提高性能[5]。蜂窩夾層結(jié)構(gòu)具有質(zhì)量輕，較大的彎曲剛度及強(qiáng)度[6]等優(yōu)點(diǎn)，這些特性使它在民機(jī)及軍用運(yùn)輸機(jī)上的使用比率越來越大。某方案反推力裝置移動(dòng)外罩外殼體就是由一種蜂窩夾層結(jié)構(gòu)復(fù)合材料制成。

為進(jìn)一步減輕質(zhì)量，降低成本，節(jié)約能源，本文對(duì)已有蜂窩夾層結(jié)構(gòu)復(fù)合材料反推力裝置移動(dòng)外罩外殼體進(jìn)行了鋪層的優(yōu)化設(shè)計(jì)和新方案的失效分析，具體流程如下：(1)利用CFD軟件對(duì)反推力狀態(tài)下的反推力裝置進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，得到移動(dòng)外罩外殼體在工作環(huán)境下所受的氣動(dòng)載荷；(2)將得出的氣動(dòng)載荷施加到移動(dòng)外罩外殼體上，利用有限元分析軟件Nastran對(duì)移動(dòng)外罩外殼體進(jìn)行有限元分析，得到移動(dòng)外罩外殼體所受的單元力；(3)利用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)分析與優(yōu)化軟件Hypersizer，讀取單元力，對(duì)移動(dòng)外罩外殼體進(jìn)行鋪層的優(yōu)化設(shè)計(jì)和失效分析。

2 移動(dòng)外罩外殼體氣動(dòng)載荷計(jì)算

2.1 移動(dòng)外罩外殼體的功能與結(jié)構(gòu)

圖1為葉柵式反推力裝置結(jié)構(gòu)及流路示意圖。它由葉柵、阻流門、阻流門拉桿、移動(dòng)外罩、內(nèi)壁組成，其中圖1(a)為正推力狀態(tài)，圖1(b)為反推力狀態(tài)。正推力狀態(tài)下，氣流從外涵噴管噴出，產(chǎn)生正推力；反推力狀態(tài)時(shí)，移動(dòng)外罩后移，露出葉柵，阻流門擋住發(fā)動(dòng)機(jī)外涵道，使外涵氣流轉(zhuǎn)入導(dǎo)流葉柵中，并沿葉柵所偏轉(zhuǎn)的方向排出，從而達(dá)到產(chǎn)生反推力的目的[7]。此時(shí)，移動(dòng)外罩外殼體會(huì)受到外涵氣流的氣動(dòng)載荷。因此反推力裝置打開狀態(tài)下移動(dòng)外罩外殼體承受的氣動(dòng)載荷較大，是移動(dòng)外罩外殼體設(shè)計(jì)的關(guān)鍵狀態(tài)。

圖1 葉柵式反推力裝置結(jié)構(gòu)及流路[8]Fig.1 Schematic illustration for a cascade thrust reverser and airflow

圖2為移動(dòng)外罩外殼體外型面示意圖，弧形長邊為前向，弧形短邊為后向。外凸弧面為外面即上面，內(nèi)凹弧面為內(nèi)表面即底面。因移動(dòng)外罩拆卸困難，中間預(yù)留3處圓形、橢圓形和矩形開口以方便未來使用過程中的維修檢查。

2.2 移動(dòng)外罩外殼體氣動(dòng)載荷計(jì)算

利用CFD軟件進(jìn)行反推力裝置打開狀態(tài)氣動(dòng)計(jì)算的氣動(dòng)模型如圖3所示。外涵進(jìn)口設(shè)置為壓力進(jìn)口邊界。阻流門、移動(dòng)外罩、外涵外壁、外涵內(nèi)壁和葉柵型面等設(shè)置為壁面邊界，其它設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場邊界。

圖2 移動(dòng)外罩外殼體外型面示意圖Fig.2 Schematic illustration for the outer skin of translating

圖3 反推力裝置打開狀態(tài)氣動(dòng)模型Fig.3 Aerodynamic model of thrust reverser

圖4為移動(dòng)外罩外殼體沿軸向的1.5倍壓力載荷變化曲線?？梢钥吹揭苿?dòng)外罩前沿處受到較高的由內(nèi)向外的壓力載荷，后向大片面積的壓力載荷則趨于平緩。

圖4 移動(dòng)外罩外殼體承受的壓力Fig.4 Pressures on outer skin of translating sleeve

3 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)移動(dòng)外罩外殼體有限元分析

3.1 移動(dòng)外罩外殼體初始鋪層方案

夾層結(jié)構(gòu)由1對(duì)薄面板、芯材及板芯膠組成。芯子有縱向、橫向之分，芯子本身在縱向和橫向平面內(nèi)剛度無窮小。夾層結(jié)構(gòu)受力情況如圖5所示，圖5為一般情況，x與y軸在縱向和橫向平面內(nèi)，面板承受xy平面內(nèi)拉、壓、剪。芯子對(duì)面板提供連續(xù)支持。

圖5 夾層結(jié)構(gòu)元體受力情況[9]Fig.5 Force Analysis of Sandwich Structure Element

利用有限元分析軟件Nastran對(duì)原始移動(dòng)外罩外殼體鋪層方案進(jìn)行強(qiáng)度分析，原始鋪層方案見圖6。上面板采用織物，0°/45°交替鋪層，每層厚度0.2 mm，鋪12層，總厚度ttf為2.4 mm。下面板采用織物樹脂基復(fù)合材料，0°/45°交替鋪層，每層厚度0.2 mm，鋪8層，總厚度tbf為1.6 mm。蜂窩芯厚tc為16 mm。總厚度H為20 mm。采用此鋪層方案的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)移動(dòng)外罩總質(zhì)量為26.03 kg。

圖6 蜂窩夾層移動(dòng)外罩外殼體初始鋪層方案Fig.6 Initial ply scheme of honeycomb sandwich structure outer skin of translating sleeve

3.2 移動(dòng)外罩外殼體有限元分析

進(jìn)行有限元分析所使用的材料性能數(shù)據(jù)見表1和表2。

有限元分析所使用的位移邊界條件分為2種，第1種(a)為各方向位移全為0，作用在移動(dòng)外罩外殼體后邊和2側(cè)；第2種(b)為軸向可移動(dòng)，其它方向位移為0，作用在移動(dòng)外罩外殼體前邊2側(cè)，如圖7所示。

表1 單層面板材料性能數(shù)據(jù)

表2 蜂窩芯材料性能數(shù)據(jù)

圖7 有限元分析約束示意圖Fig.7 Displacements for finite element analysis

將打開狀態(tài)下反推力裝置氣動(dòng)計(jì)算得出的氣動(dòng)載荷施加到移動(dòng)外罩上，施加載荷后壓力云圖如圖8所示?？梢钥吹揭苿?dòng)外罩外殼體前沿處所受的載荷較高。

圖8 有限元分析壓力載荷云圖Fig.8 Pressure load nephogram for finite element analysis

4 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)移動(dòng)外罩外殼體鋪層優(yōu)化

起源于NASA的HyperSizer是專業(yè)的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)分析及尺寸優(yōu)化軟件。HyperSizer能夠自動(dòng)與Nastran等有限元軟件相結(jié)合對(duì)整個(gè)結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析研究。并針對(duì)各個(gè)部件給出安全預(yù)度報(bào)告[10-11]。對(duì)移動(dòng)外罩外殼體的優(yōu)化分析流程如下[12]：

用HyperSizer軟件讀取有限元分析得出的單元力，有限元區(qū)域劃分為中間區(qū)(Middle Area)和邊緣區(qū)(Edge Area)，如圖9所示。這樣劃分的原因是2個(gè)區(qū)域鋪層方案不同，其中中間區(qū)為蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，由上下面板(層合板)和蜂窩芯組成，而邊緣區(qū)只有層合板。0°/90°鋪層方向設(shè)定為軸向。

對(duì)移動(dòng)外罩外殼體進(jìn)行優(yōu)化的鋪層可選方案見表3和表4。中間區(qū)上面板和下面板在4～16層范圍內(nèi)變化，蜂窩厚度在16～25 mm范圍內(nèi)變化，邊緣區(qū)在4～16層范圍內(nèi)變化。層合板鋪層角度按[(±45)/(0，90) ]。中間區(qū)層合板的0°/90°層占鋪層數(shù)比例在30%～70%范圍內(nèi)變化，邊緣區(qū)層合板的0°/90°層占鋪層數(shù)比例在30%～70%范圍內(nèi)變化，中間區(qū)可選方案共42 315種，邊緣區(qū)可選方案為65種。在這些可選方案中，通過迭代計(jì)算得出一種具有足夠強(qiáng)度的質(zhì)量最輕方案，迭代曲線見圖10。

圖9 鋪層優(yōu)化設(shè)計(jì)區(qū)域劃分Fig.9 Partitions for stacking optimization

PartitionMinimumMaximumStepSizeMiddleAreaPliesofTopFacesheet4161ThicknessofHoneycomb/mm20221PliesofBottomFacesheet4161EdgeAreaPlies4161

表4 層合板鋪層角可選方案

利用3種失效理論對(duì)中間區(qū)進(jìn)行計(jì)算。各種失效理論對(duì)應(yīng)的最小安全裕度方案和失效位置見表5。

表5 中間區(qū)失效分析

利用2種失效理論對(duì)邊緣區(qū)進(jìn)行計(jì)算。各種失效理論對(duì)應(yīng)的最小安全裕度方案和失效位置見表6。

圖10 迭代計(jì)算曲線圖Fig.10 Graph of iteration

MSLocationAnalysisDescription10．04994OneStackPanelBuckling20．5607TopStackCompositeStrength

以滿足強(qiáng)度且質(zhì)量最輕為目標(biāo)，同時(shí)考慮鋪層兼容性和工藝性，取中間區(qū)方案1和邊緣區(qū)方案1為最優(yōu)結(jié)果，見表7和圖11。其中上面板5層，總厚度1 mm，下面板5層，總厚度1 mm，蜂窩厚度21 mm。優(yōu)化方案總質(zhì)量為16.93 kg，比最初方案26.03 kg減輕了9.1 kg，減重效果達(dá)到35%。

表7 鋪層優(yōu)化結(jié)果

5 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)移動(dòng)外罩外殼體中間區(qū)失效分析

5.1 夾層結(jié)構(gòu)的剪切皺曲失效原理

由中間區(qū)最小安全裕度0.028 46可知中間區(qū)先出現(xiàn)剪切皺曲失效。因此，精確分析剪切皺曲失效對(duì)移動(dòng)外罩外殼體強(qiáng)度預(yù)測具有重要意義。

剪切皺曲是夾層結(jié)構(gòu)的一般失穩(wěn)形式，它表現(xiàn)為短波長屈曲，是由芯子的低剪切模量引起的(圖12)。

圖11 移動(dòng)外罩外殼體鋪層示意圖Fig.11 Ply for outer skin of translating sleeve

圖12 剪切皺曲示意圖Fig.12 Schematic illustration of sandwich panel shear crimping

5.2 剪切皺曲計(jì)算方程

剪切皺曲許用應(yīng)力公式是與剪切模量、蜂窩芯厚度和面板厚度有關(guān)的公式。文獻(xiàn)中提出幾種剪切皺曲許用應(yīng)力計(jì)算方法[13-15]，其中Hexcel公司[13]在剪切皺曲許用應(yīng)力計(jì)算中只使用了剪切模量和蜂窩芯厚度，見公式(1)和公式(2)。式中，Nax是蜂窩芯縱向單位長度上的許用內(nèi)力，Nay是蜂窩芯橫向單位長度上的許用內(nèi)力，Gl是蜂窩芯縱向面外剪切模量，Gω是蜂窩芯橫向面外剪切模量，tcore是蜂窩芯厚度。

Nax=Gltcore

(1)

Nay=Gωtcore

(2)

安全裕度是評(píng)估結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的富余程度的一個(gè)參數(shù)，見公式(3)。計(jì)算剪切皺曲的安全裕度見式(4)和式(5)。式中，MS為安全裕度，MSx為蜂窩芯縱向安全裕度，MSy為蜂窩芯橫向安全裕度，Pallow為許用載荷，Papplied為設(shè)計(jì)載荷，Nx為蜂窩芯縱向單位長度上的內(nèi)力，Ny為蜂窩芯橫向單位長度上的內(nèi)力，它們可由應(yīng)力沿厚度積分求得。

(3)

(4)

(5)

5.3 夾層結(jié)構(gòu)移動(dòng)外罩失效計(jì)算結(jié)果

表13對(duì)移動(dòng)外罩外殼體進(jìn)行安全裕度的計(jì)算。計(jì)算結(jié)果見表8。

表8 移動(dòng)外罩皺曲失穩(wěn)計(jì)算結(jié)果

安全裕度越小，越先出現(xiàn)失效。由最小安全裕度0.02846可知，當(dāng)載荷超過711.9 N/mm時(shí)，中間區(qū)首先出現(xiàn)剪切皺曲失效。

6 結(jié) 語

(1)利用Hypersizer軟件在1.5倍載荷下對(duì)反推力裝置移動(dòng)外罩外殼體進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，得出滿足強(qiáng)度且質(zhì)量最輕(16.93 kg)的鋪層方案，比原方案26.03 kg減輕質(zhì)量9.92 kg，減重效果達(dá)到35%。本文的方法可以對(duì)殼結(jié)構(gòu)復(fù)合材料件進(jìn)行選擇分析，具有較強(qiáng)的通用性和工程指導(dǎo)性。

(2)針對(duì)優(yōu)化后的反推力裝置移動(dòng)外罩外殼體進(jìn)行失效分析后可知當(dāng)載荷超過711.9 N/mm時(shí)，夾層結(jié)構(gòu)首先出現(xiàn)剪切皺曲失效。

[1] Hou SR，Dong YB，Liu SY，et al.Function and Developmental Trend of Military Transport in Modern War[J].Journal of Jilin Teachers Institute of Engineering and Technology， 2010， 26(4):69-71.(in Chinese) 侯樹榮，董彥斌，劉圣宇，等．軍用運(yùn)輸機(jī)在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中的作用及發(fā)展趨勢[J]．吉林工程技術(shù)師范學(xué)院學(xué)報(bào)，2010， 26(4):69-71．

[2] Yetter JA.Why do airlines want and use thrust reversers? A compilation of airline industry responses to a survey regarding the use of thrust reversers on commercial transport airplanes[Z].NASA-TM-109158， Hampton，Virginia: NASA Langley Research Center，1995.

[3] Xie YP， Wang Q， Shao WR，et al.Effect of kinetic mechanism of blocker doors on aerodynamic performance for a cascade thrust reverser[J].Journal of Aerospace Power， 2010， 25(6):1297-1302.(in Chinese) 謝業(yè)平，王強(qiáng)，邵萬仁，等．葉柵式反推力裝置阻流門運(yùn)動(dòng)規(guī)律對(duì)氣動(dòng)性能的影響[J]．航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2010，25(6): 1297-1302．

[4] Chen SQ.Aeroengine Materials for Next 10～15 Years[J].International Aviation， 1994， 12(12):29-44.(in Chinese) 陳石卿．今后10～15年的航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料[J]．國際航空，1994，12(12):29-44．

[5] Jiang XF， Peng ZL， Fei YW.The Study on Aero-engine Reducing Weight Techniques[J].China Academic Journal Electronic Publishing House， 2005， 28(1): 54-56.(in Chinese) 姜旭峰，彭著良，費(fèi)逸偉．航空發(fā)動(dòng)機(jī)減重技術(shù)研究[J]．航空維修與工程， 2005， 28(1):54-56.

[6] Chinese Aeronautical Establishment.Composite Material Structure Design Handbook[M].Beijing: Aviation Industry Press， 2001: 116.(in Chinese) 中國航空研究院．復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)手冊[M]．北京：航空工業(yè)出版社，2001：116．

[7] Rolls-Royce plc．The jet engine[M].ISBN-0-902121-2-35.Birmingham，England: Renault Printing Co Ltd， 1996.

[8] Boeing Proprietary．CFM56 Engines[Z].D633A101-BEJ.Unpublished， 2002.

[9] Wang ZL，Jiang YJ.The Structural Strength Analysis of Composite Honeycomb Sandwich Based on Special Element Model[J]. HONGDU SCIENCE AND TECHNOLOGY，2010，2(2): 1-4.(in Chinese) 王專利，姜亞娟．基于“特殊體元”模型的復(fù)合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析[J]．洪都科技，2010，2(2):1-4．

[10] Qiu JQ.Composite Structural Analyses&Optimization-HyperSizer Progressive Design Process[J].Journal of Materials Engineering，2009，21(2):83-88.(in Chinese) 裘健全．復(fù)合材料結(jié)構(gòu)分析&優(yōu)化-HyperSizer 漸進(jìn)式設(shè)計(jì)過程[J]．材料工程，2009，21(2):83-88．

[11] Lu BH， Li P.Stacking Design and Stacking Transition Design of Composite Structure Based on Hypersizer[J].Science Technology and Engineering， 2011，22(11)：5482-5485.(in Chinese) 盧秉賀，李萍．基于HyperSizer的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)鋪層設(shè)計(jì)和鋪層過渡設(shè)計(jì)[J]．科學(xué)技術(shù)與工程，2011，22(11)：5482-5485．

[12] Lu BH，Li P，Zhang JW. Research Stiffened Structure Configuration of Laminated Composite Fuselage Based on Patran/Nastran and Hypersizer[J].Civil Aircraft Design&Desearch，2012，105(2): 53-56.(in Chinese) 盧秉賀，李萍，張軍偉．基于Patran/Nastran和HyperSizer的復(fù)合材料后機(jī)身加筋結(jié)構(gòu)形式選擇分析[J]．民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究，2012，105(2)：53-56．

[13] Hexcel Corporation.The Basics on Bonded Sandwich Construction， TSB 124[Z]， Irvine，CA，USA: Newport Corporation，1982.

[14] Elmer Franklin Bruhn.Analysis & Design of Flight Vehicle Structures[M].Cincinnati，Ohio，USA: Tri-State Offset Co， 1965: 200.

[15] Zeke Smith.Advanced Composite Techniques[M].Napa，California，USA: Aeronaut Press，2005: 31.

Stacking Optimization and Failure Analysis of the Honeycomb Sandwich Structure Translating Sleeve Outer Skin for Thrust Reverser

ZHANG Zuoyi，WANG Dong，SUN Libing，YE Liuzeng，NING Huaisong

(AVIC Shenyang Engine Design Institute，Shenyang 110015)

In order to reducing the weight of the thrust reverser，which is used for high bypass ratio turbofan engine，a stacking optimization and failure analysis of the honeycomb sandwich structure translating sleeve outer skin for thrust reverser is carried out.The work process was partitioned into three phase: (1) Computing the pressure load of the translating sleeve outer skin with numerical computation; (2) Stacking optimization of the honeycomb sandwich structure was carried out and the new translating sleeve outer skin was 35% weight drops than the old one.Two commercial software，which named Nastran and Hypersizer，were used in this study; (3) The failure analysis for the translating sleeve outer skin based on the failure theory of sandwich panel shear crimping.The results of the study shows that the weight drops by 35% can be achieved by stacking optimization and it can work well under the work environment of the thrust reverser.Further more，the failure of shear crimping occurs on the translating sleeve outer skin when the load is more than 711.9 N/mm.

honeycomb sandwich structure; thrust reverser; translating sleeve; stacking optimization; failure analysis; Hypersizer

2015-02-12)

張佐伊(1985-)，女，遼寧人，碩士，工程師。研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)噴管及排氣裝置設(shè)計(jì)。 E-mail：zoeyunlin@hotmail.com.