某型飛機外側前襟整體化復合材料結構研究

馬麗莎，趙海超，趙明，郭丹丹，劉貴芳

（中航工業洪都，江西南昌330024）

某型飛機外側前襟整體化復合材料結構研究

馬麗莎，趙海超，趙明，郭丹丹，劉貴芳

（中航工業洪都，江西南昌330024）

對某型飛機外側前襟復合材料結構進行了整體化研究，通過使用復合材料結構替代現有金屬結構的等強度替代設計，以達到在強度滿足設計要求的同時，獲得顯著的減重效果，并提高外側前襟制造工藝的整體化及部件的表面質量。

前襟;復合材料;整體化;減重

0 引言

某型飛機外側前襟采用傳統的金屬結構，存在重量較重的問題，而復合材料相比金屬材料，比強度高，比剛度大，復合材料結構往往具有重量較輕的優勢。此外，采用復合材料結構替代原金屬結構可以提高部件的表面質量。因此，本文開展了外側前襟的復合材料方案研究，由復合材料結構替代原金屬結構，以減輕機體結構的重量，同時提高外側前襟制造工藝的整體化及部件的表面質量。

1 外側前襟結構

某型飛機外側前緣襟翼見圖1，由14根翼肋、上下蒙皮、前緣條、外側尾緣條、斜梁組成。蒙皮上、下翼面各布置兩根長桁，沿展向布置。

內、外段梁由預拉伸板機加而成，并分別帶兩組與機翼前緣連接的鉸鏈式接頭，接頭孔內壓有金屬氟塑料襯套。外側前襟通過3個吊掛點轉軸接頭和2個操縱作動器連接到機翼上。外側尾緣條的結構為T字型整體機加件。外側前襟蒙皮分為上、下兩塊蒙皮，上、下翼面各布置了兩根長桁，長桁均采用鋁合金擠壓型材加工而成，在與翼肋相交處開有缺口。前襟翼肋與斜梁、蒙皮、長桁和尾緣條相連。16肋為順氣流航向布局，其余肋采取垂直于斜梁的正交布局，這樣既可以保證機翼有比較好的平滑外形，同時還可以有效的減少翼肋的長度，提高壁板穩定性。

由于金屬結構裝配工序復雜，裝配周期長，鉚釘鉚接工作量大，對生產進度及產品質量有一定的影響。因此考慮將金屬結構的外側前襟設計成輕質高強度的碳纖維復合材料結構，這樣既可以保證在滿足機體結構強度前提下有效的減輕結構重量，也可以利用成熟的復合材料熱壓罐成型工藝有效的提高零件的生產效率，除此之外，復合材料部件之間的共固化和膠接也能減少緊固件的使用量，降低裝配工作量，在滿足復合材料結構等同于金屬結構強度的前提下，有效的減輕結構重量，從而進一步達到機體減重的目的。

圖1 外側前襟結構

2 復合材料前緣襟翼結構設計

在復合材料外側前襟整體化綜合設計中，外側前襟結構形式大體不變，只是將外側前襟金屬結構中的蒙皮、鈑金肋改為BA9916-Ⅱ/CCF300碳纖維結構。長桁由于工藝成形困難，設計時仍為金屬結構，僅根據蒙皮結構形式將長桁的結構形式作相應的更改設計，在零件設計時需預留長桁和蒙皮之間0.15mm的間隙，裝配時需在長桁和蒙皮之間貼一層0.15mm的玻璃布，以防止金屬與復合材料之間產生腐蝕。

2.1 蒙皮結構形式

更改后的復合材料蒙皮結構形式與金屬件一致，仍分為上蒙皮、下蒙皮。上、下蒙皮由材料為BA9916-Ⅱ/CCF300的碳纖維單向纖維預浸料鋪貼而成，蒙皮外表面需鋪貼一層0.009mm的銅網。上、下蒙皮與肋、梁用鈦合金抽釘機械連接。

外側前襟上蒙皮受到傳自前襟作動器連接接頭的力較大，因此上蒙皮采用變厚度設計。第15肋～21肋蒙皮厚度根據強度載荷的不同采取不同的厚度設計，21肋～26肋蒙皮設計為等厚度的1.5mm，見圖2。外側前襟15肋處上、下蒙皮及下蒙皮設計為與金屬蒙皮等厚度1.5mm，根據強度計算滿足強度載荷要求，見圖3。上、下蒙皮不同厚度鋪層按表1。

圖2 復合材料外側前襟上蒙皮

圖3 15肋處上、下蒙皮及下蒙皮

表1 蒙皮鋪層設計

2.2 翼肋結構設計

為了保證纖維的完整性，盡量不在肋腹板上開孔。更改后的復合材料翼肋為2.0mm、1.5mm兩種厚度增強碳纖維及其織物，按設計要求鋪放在模具中，用3%～5%的樹脂固定形成膠粘預成形件，一般形式如圖4所示，按表2進行鋪層設計。

圖4 復合材料肋的典型結構

3 重量對比

采用構件對比的方法計算復合材料外側前襟相對于金屬外側前襟的重量變化。根據表3計算出，金屬襟翼零件的總重量為12.028kg，復材方案襟翼零件的總重量為11.23kg，復材方案減重0.798kg（6.5%）。

表2 翼肋鋪層設計

表3 方案重量對比單位：kg

4 工藝性分析

復材外側前襟采用復合材料熱壓罐成型制造技術。復合材料熱壓罐成型制造技術研發至今有三十年歷史，制造技術已相當成熟。先后研制、生產了多種機型的垂尾翼盒、方向舵等復合材料主承力結構件。

碳纖維復合材料外側前襟制造應先分別成型上蒙皮、下蒙皮、梁、肋、角材和尾緣條等，其肋采用陰陽組合模，陽模用于鋪貼，陰模用于成型，陰模為對合模；然后再將梁、肋、角材、尾緣條及蒙皮組合膠接成型，所有固化工序均在熱壓罐中進行。復合材料肋下陷部分的外形難以控制，成型時稍有不慎就會影響復合材料肋的外形尺寸和表面質量，可采用陽模鋪貼、陰模成型，并用膨脹橡膠芯模，以保證零件外形質量。該成型工藝，能滿足復合材料外側前襟的研發制造要求。

5 強度分析與試驗驗證

采用有限元法對外側前襟結構進行分析，有限元模型及計算結果應力云圖如圖5、圖6所示，最小安全余量及穩定性系數見表4。根據有限元分析及強度校核結果可知，復合材料外側前襟滿足強度設計要求。

圖5 外側前襟有限元模型

復合材料外側前襟制造完成后，將外側前襟裝在靜力試驗機上進行了最嚴重載荷情況下100%、 115%、150%限制載荷靜力試驗，隨后又在試驗機上進行了模態試驗。試驗結果表明，復合材料外側前襟強度、零件連接強度均滿足設計要求。

圖6 應力云圖

表4 外側前襟最小安全余量及穩定性系數匯總表

6 結語

在飛機結構設計中，以最小的重量代價來取得最佳的結構性能，是設計的目標。復合材料外側前襟結構工藝性可行，能滿足一體化的設計理念，提高了復合材料在機翼上的應用技術水平。在機體結構上的應用能夠獲得顯著的減重效果，在滿足外側前緣襟翼結構強度和制造工藝性的前提下，采用復合材料結構重量減輕了6.5%，實現了裝配件重量的減小，提高了部件的表面質量。

[1]解思適，等.飛機設計手冊[M].北京：航空工業出版社，2001.

[2]陶梅貞，等.現代飛機結構綜合設計[M].西安：西北工業大學出版社，2001.

[3]中國航空材料手冊編委會.中國航空材料手冊[M].北京：中國標準出版社，2002.

[4]中國航空研究院.復合材料結構設計手冊[M].北京：航空工業出版社，2001.

>>>作者簡介

馬麗莎，女，1979年9月出生，2002年畢業于南昌航空大學，高級工程師，現從事飛機結構設計工作。

Study on Composite Structure of Outboard Leading-edge Flap Integralization

Ma Lisha,Zhao Haichao,Zhao Ming,Guo Dandan,Liu Guifang
(AVIC Hongdu Aviation Industry Group,Nanchang,Jiangxi,330024)

The composite structure of outboard leading-edge flap integralization has been studied;using composite structure instead of the existing metallic structure for equal strength design,the strength can meet the design requirement,as well as the effect of lightening is achieved remarkably,improving integrlization of outboard leadingedge flap manufacturing process and surface quality of component.

leading-edge flap;composite;integralization;lightening

2015-12-30）