呂　毅，張　偉

(1.西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院，陜西 西安 710077;2.西北工業(yè)大學(xué) 無人機(jī)特種技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710072)

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某型民機(jī)復(fù)合材料平尾中央連接的權(quán)衡分析

呂毅1，張偉2

(1.西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院，陜西 西安 710077;2.西北工業(yè)大學(xué) 無人機(jī)特種技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710072)

為了能確定某型民機(jī)復(fù)合材料平尾關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的中央連接結(jié)構(gòu)的構(gòu)型，通過建立中央盒段和中央對(duì)接構(gòu)型的有限元模型，采用迭代設(shè)計(jì)的方法并嚴(yán)格滿足相應(yīng)的設(shè)計(jì)要求，保證兩種構(gòu)型的設(shè)計(jì)是最優(yōu)的設(shè)計(jì)，在此基礎(chǔ)上，以重量為首要目標(biāo)進(jìn)行了權(quán)衡分析。從權(quán)衡分析的結(jié)果來看，考慮到緊固件的增重，中央盒段構(gòu)型在重量上的優(yōu)勢(shì)相對(duì)于中央對(duì)接構(gòu)型是很小的，約為1%左右；而考慮到零件數(shù)量、裝配的工作量，尤其是技術(shù)成熟度的指標(biāo)，可以看到中央對(duì)接構(gòu)型具備了相當(dāng)?shù)膬?yōu)勢(shì)。

平尾；復(fù)合材料；中央盒段；中央對(duì)接；迭代設(shè)計(jì)；權(quán)衡分析

某型民機(jī)的復(fù)合材料平尾在確定了外伸段采用多肋式的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案以后，作為平尾關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的中央連接結(jié)構(gòu)存在兩種備選構(gòu)型，分別為中央盒段構(gòu)型和中央對(duì)接構(gòu)型。

中央對(duì)接構(gòu)型屬于多肋式平尾結(jié)構(gòu)的常規(guī)構(gòu)型[1]，目前服役最多的干線客機(jī)如波音B737及空客A320都采用的是這種構(gòu)型[2]。中央盒段構(gòu)型在現(xiàn)今的干線客機(jī)機(jī)型中還較少應(yīng)用，在最新的B787全復(fù)合材料平尾中得到了應(yīng)用，但是，B787的平尾外伸段采用的是多梁式結(jié)構(gòu)[3]。由此可見，中央盒段構(gòu)型和中央對(duì)接構(gòu)型都是復(fù)合材料平尾中央連接的可行方案。而為了使構(gòu)型上的決策有科學(xué)的依據(jù)，則需要對(duì)兩種構(gòu)型進(jìn)行權(quán)衡分析。

本文通過建立中央盒段和中央對(duì)接構(gòu)型的有限元模型，采用迭代設(shè)計(jì)的方法，來保證兩種構(gòu)型的設(shè)計(jì)是最優(yōu)的設(shè)計(jì)，在此基礎(chǔ)上，以重量為首要指標(biāo)進(jìn)行了權(quán)衡分析。

1　權(quán)衡分析的方法

如圖1所示，分別為中央盒段構(gòu)型和中央對(duì)接構(gòu)型示意圖。

圖1　兩種備選構(gòu)型示意圖

1.1權(quán)衡分析的假設(shè)

(1)重量統(tǒng)計(jì)基于有限元模型。不考慮制造的因素所引起的重量的增加(例如為了機(jī)加的公差控制而引入的犧牲層等)，以及緊固件的重量。

(2)考慮到最終平尾的載荷包線是對(duì)稱的，以及快速迭代設(shè)計(jì)的需要，所以相同站位上、下壁板的鋪層設(shè)計(jì)成相同的。

(3)為了方便強(qiáng)度校核，所有緣條都設(shè)計(jì)成等厚度的。

1.2迭代設(shè)計(jì)流程

權(quán)衡分析的基礎(chǔ)是兩種構(gòu)型的設(shè)計(jì)均是在設(shè)計(jì)要求下的最優(yōu)的設(shè)計(jì)。構(gòu)型的迭代設(shè)計(jì)流程圖，如圖2所示。這里通過兩種構(gòu)型有限元模型的建立，并嚴(yán)格滿足相應(yīng)的設(shè)計(jì)要求——包括鋪層設(shè)計(jì)的一般原則，剛度、強(qiáng)度及穩(wěn)定性要求等——來保證兩種構(gòu)型的設(shè)計(jì)都為最優(yōu)化設(shè)計(jì)。

圖2　兩種備選構(gòu)型的迭代設(shè)計(jì)流程圖

鋪層設(shè)計(jì)的一般原則：由于是全復(fù)合材料平尾，在構(gòu)型的迭代設(shè)計(jì)中對(duì)設(shè)計(jì)的修改主要是對(duì)復(fù)合材料鋪層的修改，為了使迭代計(jì)算的結(jié)果具有工程上的實(shí)用性，對(duì)于鋪層的修改還應(yīng)滿足鋪層設(shè)計(jì)的一般原則[4]。

剛度要求：平尾主要是按照剛度來設(shè)計(jì)的，即平尾的變形是需要嚴(yán)格限制的，如果平尾的變形過大，則會(huì)妨礙操縱面的正常工作，甚至出現(xiàn)卡阻的狀態(tài)。這里規(guī)定，在極限載荷下，平尾的剛度要求如下：

(1)翼尖最大位移<200mm，且兩種構(gòu)型的后梁的變形曲線是相接近的。

(2)翼尖最大扭轉(zhuǎn)角<2°，且兩種構(gòu)型的最大扭轉(zhuǎn)角是接近的。

強(qiáng)度要求，即應(yīng)變分析準(zhǔn)則。在初步設(shè)計(jì)階段，對(duì)于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)通常采用最大應(yīng)變準(zhǔn)則。應(yīng)變的設(shè)計(jì)許用值參照國(guó)內(nèi)外飛機(jī)的碳纖維樹脂基復(fù)合材料層壓板的許用應(yīng)變值[5]。這里確定為：

(1)拉伸許用應(yīng)變：3800με ；

(2)壓縮許用應(yīng)變：-3800με；

(3)剪切許用應(yīng)變：5300με。

應(yīng)變分析的方法及公式見牛春勻《實(shí)用飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析及尺寸設(shè)計(jì)》[6]。

穩(wěn)定性要求，即屈曲分析準(zhǔn)則，其要求如下：對(duì)于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)和金屬材料結(jié)構(gòu)，在極限載荷之前均不允許發(fā)生屈曲。這包括對(duì)蒙皮、肋腹板、梁腹板以及長(zhǎng)桁緣條、梁緣條等的屈曲分析。

屈曲分析的方法及公式見中國(guó)航空研究院《復(fù)合材料結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性分析指南》[7]。

2　兩種構(gòu)型有限元模型的建立

2.1有限元模型的建立

在平尾外伸段結(jié)構(gòu)形式、作動(dòng)器位置、懸掛點(diǎn)位置、與機(jī)身相連的三個(gè)鉸鏈接頭的位置以及升降舵鉸鏈軸線確定的情況下，為了便于兩種構(gòu)型的有限元建模分析，忽略了升降舵、前緣和后緣艙的影響，采用如圖3(a)和(b)所示的兩種構(gòu)型的布置圖。

兩種構(gòu)型的結(jié)構(gòu)布置都分為非考核區(qū)和考核區(qū)。其中兩種構(gòu)型的非考核區(qū)的結(jié)構(gòu)布置是完全相同的。

(a)

(b)

在考核區(qū)，中央盒段構(gòu)型的11#肋是復(fù)合材料蜂窩夾層肋，12#肋的腹板是復(fù)合材料鋪層結(jié)構(gòu)，肋緣條是鈦合金緣條，13#肋是復(fù)合材料層合板肋。中央對(duì)接構(gòu)型的11#肋是鋁合金加強(qiáng)肋，12#肋是復(fù)合材料蜂窩夾層肋，13#肋的腹板是復(fù)合材料鋪層結(jié)構(gòu)，肋緣條是鈦合金緣條。

對(duì)照?qǐng)D3所示的兩種構(gòu)型的結(jié)構(gòu)布置圖，在MSC.PATRAN上建立了如圖4所示的兩種構(gòu)型的有限元模型。模型的有限元節(jié)點(diǎn)建在理論外形上，對(duì)于考核段進(jìn)行了網(wǎng)格的細(xì)化。

圖4　兩種備選構(gòu)型的有限元模型

2.2載荷及邊界條件

權(quán)衡分析的載荷包括氣動(dòng)載荷和慣性載荷，由于平尾屬于低平尾常規(guī)布局，根據(jù)Fawcett A等研究可知，平尾的分析及驗(yàn)證包括三種嚴(yán)重的載荷工況：上彎、下彎以及非對(duì)稱工況[8]。

考慮到最大下彎工況的總載荷是最大上彎工況的1.8倍，且根據(jù)假設(shè)(2)，所以在權(quán)衡分析中，對(duì)稱載荷工況只選擇最大下彎工況，工況名稱為UM。

相較于對(duì)稱載荷工況，非對(duì)稱載荷工況可以更好的考核平尾中央對(duì)接的設(shè)計(jì)。這里根據(jù)適航第25部的第25.349條, 利用最大下彎工況UM，采用一側(cè)平尾施加100%載荷，另一側(cè)平尾施加80%載荷的方式來模擬非對(duì)稱載荷工況，非對(duì)稱載荷工況名稱為UM_1。

由于平尾是通過3個(gè)鉸鏈接頭與后機(jī)身相連，所以平尾結(jié)構(gòu)是靜定的約束在后機(jī)身上的，如圖5所示。

圖5　有限元模型的靜定約束

3　結(jié)果與分析

3.1迭代設(shè)計(jì)的結(jié)果

3.1.1剛度分析的結(jié)果

如表1所示，兩種構(gòu)型在UM和UM_1兩種工況下的翼稍變形是接近的，且小于200mm；翼尖扭轉(zhuǎn)角也是接近的，且小于2°。

表1　兩種備選構(gòu)型翼尖變形及扭轉(zhuǎn)角

圖6～7所示，兩種構(gòu)型在UM和UM_1兩種工況下的后梁從翼稍到翼根的變形曲線幾乎是重合的，嚴(yán)格滿足了剛度的設(shè)計(jì)要求。

圖6　兩種備選構(gòu)型在UM工況下后梁的變形曲線

圖7　兩種備選構(gòu)型在UM_1工況下后梁的變形曲線

3.1.2應(yīng)變分析和屈曲分析的結(jié)果

為了保證兩種構(gòu)型的設(shè)計(jì)都為最優(yōu)化設(shè)計(jì)。應(yīng)變分析和屈曲分析的迭代計(jì)算的目標(biāo)是裕度為0，經(jīng)過4輪的迭代計(jì)算，兩種備選構(gòu)型的有限元模型的各單元其應(yīng)變分析和屈曲分析裕度都接近為0，從而滿足了強(qiáng)度和穩(wěn)定性的設(shè)計(jì)要求。

3.2權(quán)衡分析的結(jié)果與分析

權(quán)衡分析的最主要的指標(biāo)是結(jié)構(gòu)的重量，其他的指標(biāo)還包括零件的數(shù)量、緊固件的數(shù)量、裝配工作量、技術(shù)成熟度等。

權(quán)衡分析的結(jié)果,如表2所示。中央對(duì)接構(gòu)型的重量比中央盒段構(gòu)型的重了約2%。

中央盒段的連接方式比中央對(duì)接的連接方式零件的數(shù)量要多，增加的零件包括中央盒段的后梁，一個(gè)連接肋等。

由于中央盒段構(gòu)型相比中央對(duì)接構(gòu)型多出一個(gè)連接面，且連接面的長(zhǎng)度較長(zhǎng)，則保守的估計(jì)緊固件的增重為3kg。

從裝配的工作量來看，由于中央盒段構(gòu)型的零件數(shù)量較多，且有兩個(gè)連接面，則裝配較為復(fù)雜，裝配量大。

對(duì)于技術(shù)成熟度，縱觀目前服役的機(jī)型，中央盒段的連接方式在多肋結(jié)構(gòu)的平尾上還未曾應(yīng)用，所以在適航驗(yàn)證上是存在風(fēng)險(xiǎn)的，需要較多的研發(fā)試驗(yàn)。而中央對(duì)接的連接方式屬于成熟的設(shè)計(jì)，已被應(yīng)用到了多種機(jī)型上。

表2　權(quán)衡分析的結(jié)果

4　結(jié)語

(1) 通過對(duì)中央盒段和中央對(duì)接構(gòu)型的結(jié)構(gòu)布置，建立了權(quán)衡分析的有限元模型，有限元計(jì)算的載荷工況最大下彎工況UM以及模擬的非對(duì)稱載荷工況UM_1，位移邊界條件采用靜定的約束。

(2) 通過嚴(yán)格的設(shè)計(jì)要求，尤其是剛度設(shè)計(jì)要求，采用有限元的迭代分析計(jì)算來保證兩種構(gòu)型的設(shè)計(jì)為最優(yōu)。

(3) 從權(quán)衡分析的結(jié)果來看，考慮到緊固件的增重，中央盒段構(gòu)型在重量上的優(yōu)勢(shì)相對(duì)于中央對(duì)接構(gòu)型是很小的，約為1%左右；而考慮到零件數(shù)量、裝配的工作量，尤其是技術(shù)成熟度的指標(biāo)，可以看到中央對(duì)接構(gòu)型具備了相當(dāng)?shù)膬?yōu)勢(shì)。

[1] 孫振起,吳安如.先進(jìn)復(fù)合材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用[J].材料導(dǎo)報(bào),2015,29 (6):61-64.

[2] 杜善義,關(guān)志東.我國(guó)大型客機(jī)先進(jìn)復(fù)合材料技術(shù)應(yīng)對(duì)策略思考[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào),2008,25(1):1-10.

[3] Vankan W J,Maas R,Grihon S.Efficient Optimization of Large Aircraft Fuselage Structures[J].The Aeronautical Journal,2014,118(1199):31-52.

[4] 楊乃賓,章怡寧.復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[M].北京:航空工業(yè)出版社,2002:102.

[5] 中國(guó)航空研究院.復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)手冊(cè)[M].北京:航空工業(yè)出版社,2001:36-38.

[6] 牛春勻.實(shí)用飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析及尺寸設(shè)計(jì)[M].馮振宇,程小全,張紀(jì)奎,譯.北京：航空工業(yè)出版社,2009:80-126.

[7] 中國(guó)航空研究院.復(fù)合材料結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性分析指南[M].北京:航空工業(yè)出版社,2002:9.

[8] Fawcett A,Trostle J,Ward S.777 Empennage Certification Approach[C]//Proceeding of the 11th International Conference on Composite Materials(ICCM-11),July14-18,1997.Australia:1-17.

[責(zé)任編輯、校對(duì)：李琳]

A Trade Study of Central Connection of a Civil Aircraft Composite Horizontal Tail

LVYi1，ZHANGWei2

(1.School of Aerocraft Engineering,Xi'an Aeronautical University,Xi'an 710077,China;2.Laboratory of Science and Technology on UAV,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710065,China)

In order to determine the central connection configuration of the key structure of civil aircraft composite horizontal tail,the finite element models of center-box and center-joint configurations were established.To ensure that the design of the two configurations is optimal,the iterative design method was used,and the design of two configurations strictly met the corresponding design requirements.On this basis,a trade study was carried out with the weight as the primary objective.The results of the trade study show that,considering the weight gain of the fasteners,the advantages of the center-box configuration in terms of weight relative to the center-joint configuration are minor,about 1%.Considering the part number,assembly workload,especially the index of technology maturity,it can be seen that the center-joint configuration is remarkably superior.

horizontal tail;composite;center-box;center-joint;iterative design;trade study

2016-08-25

陜西省自然科學(xué)基金(2016JQ1043)；西安航空學(xué)院校級(jí)科研基金(2016KY1101)

呂毅(1981-)，男，陜西西安人，博士，高級(jí)工程師，主要從事復(fù)合材料力學(xué)行為表征研究。

V221+.8

A

1008-9233(2016)05-0003-05