陳建華　李慶飛

【摘 要】飛機襟翼壁板結構主要有兩種形式，加筋板結構和蜂窩夾芯結構。本文對兩種結構形式的襟翼壁板在壓縮載荷下的受載情況進行研究。對比分析了幾種筋條加筋結構和蜂窩夾芯襟翼壁板結構的傳力、承載能力。得到結論：對于相同橫截面積的I型長桁和T型長桁結構，I型長桁結構襟翼壁板的壓縮承載能力最好，T型長桁結構襟翼壁板其次。在相同壁板鋪層條件下，加筋壁板的壓損承載能力遠高于蜂窩夾芯結構襟翼壁板壓縮承載能力。

【關鍵詞】加筋板；蜂窩夾芯；壓縮穩(wěn)定性

襟翼是飛機中的重要結構，主要包括襟翼翼面、襟翼運動機構和襟翼整流罩。襟翼可通過運動機構實現起飛、巡航、復飛和著陸四個狀態(tài)，以滿足飛機不同工況下的升力需求，從而提高飛機的起飛、著陸性能。襟翼翼面是飛機上重要的升力部件。氣流流過翼面的特定外形產生壓力差進而產生升力。為承受升力，襟翼翼面必須有足夠的剛度和穩(wěn)定性?，F代飛機襟翼翼面常采用復合材料，主要是因為復合材料相對于傳統(tǒng)鋁合金有較高比模量、比強度，合理的設計可以顯著減輕復合材料結構重量，提高飛機的經濟型[1]。

對于復合材料襟翼壁板結構，一般采用整體壁板形式，有一定厚度并承受翼面的主要載荷。翼面的主要載荷是氣動載荷、自身的慣性載荷、操縱機構的操縱力和支座的支反力。根據襟翼翼面受載特點，襟翼壁板主要破壞模式是總體失穩(wěn)和局部失穩(wěn)。目前飛機襟翼壁板結構主要有兩種形式：一種是加筋板結構，另一種是蜂窩夾芯結構。而加筋板結構則因橫截面形狀不同，分為“T”型加筋和“I”型加筋等結構。本文對這兩種壁板結構形式在壓縮載荷下的力學性能進行研究，為襟翼壁板結構選型設計提供參考。

1 襟翼壁板壓縮試驗

襟翼壁板結構的壓縮試驗主要考察襟翼壁板結構在壓縮載荷作用下的穩(wěn)定性和后屈曲承載能力。

1.1 試驗件

考慮到試驗載荷的施加方式和試驗件的考察段，確定試驗件尺寸如下：長500mm，寬350mm，兩頭夾持部分為50mm。試驗件截面具體示意圖如下（圖1-圖3）：

以上三類試驗件，T型與I型加筋板的截面積相同，加筋板和蜂窩壁板的鋪層相同，蜂窩夾芯壁板有三種蜂窩密度，以研究蜂窩壁板壓縮承載能力與蜂窩密度之間的關系。

1.2 試驗原理

襟翼壁板壓縮試驗是典型的結構壓縮穩(wěn)定性試驗。該試驗主要是在壓力機上進行，試驗件兩側邊不施加約束，通過端頭施加壓力達到壓縮試驗目的。在試驗過程中，需要先施加一個小載荷，記錄下試驗件前后對稱位置的應變片的應變數據，通過不斷調整試驗件的位置，使得前后對稱的應變片的應變大致相等，從而保證試驗件承受的是純壓縮載荷，而沒有附加彎矩。下圖4是試驗方案的示意圖。

2 試驗結果及分析

在壓縮試驗的過程中，需對載荷、應變片的應變數據及位移進行測定。下表1中給出不同結構形式襟翼壁板破壞載荷值及加載端位移情況，破壞載荷是指試驗件在加載過程中發(fā)生斷裂導致承載能力大幅下降時的載荷，表中的等效破壞載荷為破壞載荷除以試驗件截面面積。

對于蜂窩夾芯壁板，主要的破壞形式是壁板中部彎曲折斷或壁板下端靠中部彎曲折斷；T型長桁壁板，主要破壞形式是中部彎曲折斷，蒙皮長桁分離；I型長桁壁板，主要破壞形式是壁板中部彎曲折斷。在加載過程中，可以觀察到，當加載載荷到達一定值時，I型和T型長桁壁板突然破壞，失去承載能力；而對于蜂窩夾芯壁板發(fā)生屈曲后，載荷會下降一半左右，并不會失去承載能力，可繼續(xù)加載直至結構最后完全破壞，失去承載能力。通過對試驗件上粘貼的應變片數據進行分析，發(fā)現當加載至一定載荷時，貼于壁板中部前后面的應變片的載荷-應變曲線會分叉，說明壁板發(fā)生屈曲，但此時壁板能夠繼續(xù)承載，直到發(fā)生彎曲折斷。

3 結論

通過以上的分析，可知對于截面面積相同的I型長桁和T型長桁，I型長桁結構襟翼壁板的壓縮承載能力比T型長桁結構襟翼壁板的壓縮承載能力高。在相同的壁板鋪層條件下，加筋壁板的壓縮承載能力要高于蜂窩夾芯襟翼壁板的壓縮承載能力。隨著蜂窩密度的增加，蜂窩壁板承受壓縮載荷的能力增大。在壁板承受壓縮載荷過程中，壁板會先發(fā)生屈曲，但能繼續(xù)承載，直到壁板整體彎曲折斷，失去承載能力。

以上研究只是分析了不同結構形式襟翼壁板壓縮承載能力，為飛機襟翼設計提供參考。在實際的飛機設計中，飛機復合材料的翼面設計除滿足結構的功能性外，還需考慮其他因素，如工藝、重量、維修、可靠性和經濟性等等。例如，蜂窩壁板相對于加筋壁板重量要輕，同時蜂窩夾層結構相對于加筋壁板來說有吸音降噪功能，對50～200HZ的低頻振動噪音有隔絕作用[2，3]，在民機設計中需要考慮這一點。

【參考文獻】

[1]飛機設計手冊[S].航空工業(yè)出版社，2000.

[2]C.F.Ng，C.K.Hui.Low frequency sound insulation using stiffness control with honeycomb panels[Z].Applied Acoustics 69（2008）293-301

[3]趙宏杰，嵇培軍，胡本慧，等.蜂窩夾層復合材料的吸波性能[J].宇航材料工藝，2010（2），72-76.

[責任編輯：王偉平]