殷賢樹 王德鑫

（南京模擬技術(shù)研究所，江蘇南京210016）

0 引言

先進復(fù)合材料具有低密度、高比強度、高比模量、耐環(huán)境性能優(yōu)異、可設(shè)計性高等諸多優(yōu)點，已成為航空航天各類飛行器的主要結(jié)構(gòu)材料。在國外，主要的軍/民用直升機，如PAH-2、RAH-66和NH-90，均大量采用先進復(fù)合材料。在國內(nèi)，直升機碳纖維材料用量也越來越大，應(yīng)用部位從次承力結(jié)構(gòu)逐步過渡到主承力結(jié)構(gòu)。

無人直升機尾段承擔(dān)飛機氣動載荷，為飛機結(jié)構(gòu)提供較大剛度，以滿足各種設(shè)備及其部件的安裝要求。因此，無人直升機尾段承力結(jié)構(gòu)的設(shè)計優(yōu)劣決定著直升機最基本的指標(biāo)完成情況，有必要對尾段結(jié)構(gòu)設(shè)計進行仿真分析，以提高飛機飛行的安全性和可靠性。

1 尾段結(jié)構(gòu)設(shè)計

1.1 尾段氣動與結(jié)構(gòu)設(shè)計

某型號飛機尾段為類圓錐筒式結(jié)構(gòu)，前端呈矩形狀，與機身連接部位形狀吻合；往后端逐漸過渡為圓錐狀，與尾減速器外形吻合。該外形結(jié)構(gòu)保證了符合空氣動力學(xué)原理，具有良好的氣動特性。尾段以內(nèi)外蒙皮構(gòu)成一個整體，內(nèi)外蒙皮之間填充蜂窩增加剛度。蒙皮的作用是覆蓋內(nèi)部結(jié)構(gòu)，維持氣動外形，降低機身的阻力。尾段結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示。

圖1 尾段結(jié)構(gòu)示意圖

1.2 復(fù)合材料鋪層設(shè)計

復(fù)合材料具有可設(shè)計性、耐腐蝕性、強度比高、剛度比高、疲勞壽命長等突出優(yōu)點，成為當(dāng)今航空器材能有效減重、改善直升機性能的一種必不可少的材料。該型號無人直升機尾段采用碳纖維復(fù)合材料（T300級）制成，具有較高裝配精度要求的位置和可能存在磨損的位置采用金屬嵌件。尾段鋪層設(shè)計如圖2所示。

2 靜強度分析

2.1 有限元建模

根據(jù)尾段結(jié)構(gòu)形式與受載特點，本文采用shell單元模擬尾段蒙皮結(jié)構(gòu)，根據(jù)鋪層要求將其分為4段，尾段有限元網(wǎng)格圖如圖3所示。為了保證與實際復(fù)合材料鋪貼工藝吻合，需進行shell單元偏置（offset）屬性控制，單元偏置效果圖如圖4所示。

圖2 尾段鋪層設(shè)計

圖3 尾段有限元網(wǎng)格圖

圖4 單元偏置效果圖

2.2 載荷工況與材料屬性

該型無人直升機尾段結(jié)構(gòu)通過預(yù)留金屬件與前機身對接，因此在強度分析時，將安裝螺栓孔進行固定約束；尾部齒輪箱系統(tǒng)重量為1.2 kg，尾旋翼系統(tǒng)在正常工作時提供8 kg的側(cè)向力；根據(jù)載荷設(shè)計要求，按2倍過載進行強度分析。尾段結(jié)構(gòu)約束圖如圖5所示。

尾段材料為T300級碳纖維復(fù)合材料，其材料參數(shù)如表1所示。

2.3 靜強度計算結(jié)果

本文基于通用有限元軟件ANSYS，將建立完備的有限元模型進行仿真計算：尾段由平紋碳纖維布鋪層而成，材料主方向沿尾管軸向，主要承受拉壓應(yīng)力，最后的結(jié)果以X向應(yīng)力云圖為準(zhǔn)。讀取結(jié)果時讀取最外層應(yīng)力分布值，此處應(yīng)力最大。蒙皮X向應(yīng)力分布圖如圖6所示，尾管沿軸向最大拉應(yīng)力為49.204 MPa，最大壓應(yīng)力為49.197 2 MPa；尾段結(jié)構(gòu)最大位移為1.271 13 mm，最大位移發(fā)生在尾段底座部位，如圖7所示。

圖5 尾段結(jié)構(gòu)約束圖

表1 材料參數(shù)表

圖6 蒙皮X向應(yīng)力分布圖

圖7 尾段結(jié)構(gòu)變形圖

2.4 計算結(jié)果分析

根據(jù)碳纖維材料特性可知，尾段結(jié)構(gòu)在給定工況載荷作用下，最大拉應(yīng)力（49.204 MPa）小于材料拉應(yīng)力極限強度（687.380 MPa）；最大壓應(yīng)力（49.197 2 MPa）也小于材料壓應(yīng)力極限強度（75.110 MPa），結(jié)構(gòu)最小安全系數(shù)為1.53，滿足直升機強度設(shè)計要求。

3 尾段結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計

本文基于通用有限元軟件ANSYS，將建立完備的有限元模型進行模態(tài)仿真分析，計算尾管改進結(jié)構(gòu)在自由-自由狀態(tài)下，其前20階固有模態(tài)（含6階剛體模態(tài)）的分析結(jié)果如表2所示。

表2 尾段自由模態(tài)固有頻率

根據(jù)尾段結(jié)構(gòu)模態(tài)分析結(jié)果可知，尾段結(jié)構(gòu)固有頻率（非剛體頻率）最小值為56.249 0 Hz，遠(yuǎn)高于旋翼轉(zhuǎn)動頻率，遠(yuǎn)小于發(fā)動機輸出頻率，滿足直升機動力學(xué)設(shè)計要求。

4 結(jié)語

本文以某型無人直升機尾段結(jié)構(gòu)為設(shè)計對象，通過結(jié)構(gòu)氣動外形設(shè)計、結(jié)構(gòu)功能設(shè)計、復(fù)合材料鋪層設(shè)計、靜強度設(shè)計和動力學(xué)設(shè)計，確保各項指標(biāo)滿足直升機設(shè)計要求，為直升機機體系統(tǒng)設(shè)計提供支持和保障。