某飛機復合材料艙門結構強度設計

吳宇飛，熊盼，秦利軍，陳龍輝，胡益富

(1.江西省水利科學研究院，江西南昌330029；2.中航工業洪都，江西南昌330024）

某飛機復合材料艙門結構強度設計

吳宇飛1，熊盼2，秦利軍2，陳龍輝2，胡益富2

(1.江西省水利科學研究院，江西南昌330029；2.中航工業洪都，江西南昌330024）

依據復合材料結構設計原則和強度設計理論，提出了某飛機艙門復合材料設計方案，并采用有限元分析方法對多種復合材料鋪層方案進行仿真計算，最終獲得最優設計方案。計算結果表明，復合材料艙門結構滿足靜強度要求，以及艙門關閉時的最大變形要求，同時減重達18.6%。

復合材料；鋪層設計；有限元法

0 引言

隨著碳纖維及高性能樹脂等材料工業及制造技術的發展，復合材料已逐步成為航空航天領域中金屬材料的替代品。在飛機設計中，復合材料壁板已成為應用最普遍的結構形式之一，如F-18垂尾壁板、波音737平尾壁板、A320垂尾及平尾壁板、ATR72機翼壁板等[1,2]。國內某型中級教練機在垂尾（包括垂直安定面和方向舵）上也使用了復合材料壁板。

復合材料壁板的應用，不僅減輕了結構重量，節約了維修成本，而且也可節省燃油使用量，并提高飛機的結構效率。本文針對某飛機復合材料艙門，根據復合材料結構設計原則提出相應方案，結合復合材料強度計算方法，進行有限元分析及強度校核，最終確定了艙門結構重量小于28kg且滿足靜強度要求的復合材料方案。

1 結構方案設計

在結構方案的設計過程中，必須綜合考慮材料選用、結構強度/剛度要求、制造工藝性、維護使用性、重量與重心控制及成本等多方面要求。

1.1 結構設計原則

復合材料結構設計的主要原則[1-3]如下：

1）主承力結構布置原則

綜合考慮總體布置、載荷及各部件傳力路線及使用維護等要求，在結構方案設計過程中實施全局優化、主承力構件綜合利用、傳力路線最短、剛度變化均勻和構件連續及減小偏心等原則。

2）選材、工藝原則

綜合考慮成本和技術成熟度，在滿足結構設計要求的前提下，優先選用成熟材料和配套工藝技術。

3）強度、剛度原則

應保證在使用載荷作用下結構不產生有害的變形和損傷；在設計載荷作用下不出現總體破壞，且最大變形不應妨礙飛機的正常操縱，不得影響規定的氣動特性和嚴重改變載荷或內力的分布。應充分利用復合材料鋪層的可設計性，通過合理選取鋪層角、鋪層比和順序，以最小的質量達到滿意的強度、剛度要求。

1.2 復合材料艙門結構方案

根據1.1節的設計原則，分別從布局方案、選材、工藝原則及強度、剛度原則進行初步方案設計。

1.2.1 布局方案

針對艙門的載荷和約束形式，從三種艙門布局方案（蒙皮+帽型長桁，內、外蒙皮+全高度泡沫，內、外蒙皮+內部縱向筋）中通過前期分析對比確定了蒙皮+帽型長桁布局方案，如圖1所示。艙門的傳力路線是由壁板蒙皮承受氣動載荷，進而通過長桁及T型材傳力給支座，再由支座接頭傳至搖臂，最終作用在與搖臂連接的作動筒轉軸上。

圖1 面板+帽型長桁

1.2.2 成型工藝及材料

綜合考慮成本和技術成熟度，艙門將選取真空輔助樹脂浸透（VARI）成型工藝制備。在該成型過程中，預制體的纖維材料、構形和編織方式對復合材料的力學性能影響很大。由于艙門主要受外部氣動吸力，因此要求復合材料具有較好的層間性能。而縫合技術復合材料具有良好的層間性能，可使之承受更高的沖擊強度和剝離應力[45。故最終選取VARI+縫合技術作為整體化成型工藝。通過整體化的復合材料結構設計/制造技術，不但可以獲得可觀的減重效益，而且能降低一定的加工成本，減少裝配工序等，最終獲得低成本、高質量的復合材料件。

根據所選成型工藝，復合材料艙門的材料體系主要選取U3160/3228、CF3031/3228。此外，為增加剛度，帽型材與蒙皮之間可填充泡沫夾層。為滿足電磁防護性能要求，在艙門外壁板上還可鋪設一層銅網，與外蒙皮一起固化成型。

艙門結構通過復合材料艙門蒙皮及T型材、金屬支座及搖臂機械連接而成。支座材料為7050-T7451鋁合金，搖臂選取為30CrMnSiA。艙門壁板由蒙皮、帽型材、泡沫、銅網通過VARI+縫合工藝整體成型而成；T型材采用VARI工藝成型；搖臂、支座、泡沫采用數控加工成型。艙門成型工藝見圖2所示。

1.2.3 強度、剛度設計

艙門按0°狀態使用載荷下的剛度指標進行設計，其他狀態載荷進行強度校核，確保艙門在使用載荷下，不發生屈曲和有害的變形，在設計載荷下，不發生破壞，不影響運動機構正常工作。本小節主要利用復合材料的可設計性確定各部件的鋪層方案。艙門的復合材料部件包括蒙皮、帽型材和T型材。綜合參考復合材料設計手冊及文獻[2-4]，依據鋪層設計原則，分別對各復合材料部件進行鋪層設計。

圖2 艙門工藝流程

1）蒙皮鋪層設計

從穩定性、減少泊松比和熱應力等考慮，構件中應同時包含0°、±45°、90°四種鋪層，由于蒙皮受面外氣動力，±45°鋪層比例應較大，考慮工藝要求對稱布置鋪層，且層壓板外表面選用織物鋪層，故蒙皮選擇12層鋪層設計，±45°鋪層比例為50%。鋪層次序有2種方案，即方案一[(±45)/45/-45/0/90/0]s和方案二[(± 45)/45/0/-45/90/0]s。

通過有限元分析計算不同狀態下（關閉狀態、開啟30°狀態、開啟66°狀態）艙門的響應，得到相應狀態最嚴重載荷情況下的兩種蒙皮鋪層方案的Hoffman失效因子，見表1。從表1可知，鋪層方案一具有更小的失效因子，故蒙皮鋪層選擇[(±45)/45/-45/ 0/90/0]s。

表1 12層蒙皮不同鋪層方案Hoffman失效因子

由于艙門航向自由邊受氣動力時位移較大，為增加剛度需要加厚該處蒙皮。對于搖臂一側的蒙皮，也需要加厚。考慮到90°鋪層至少占10%，故可分別增加0°（或90°）、45°、-45°鋪層，共18層，并均衡對稱分布，選取三種方案：

方案一：[(±45)/45/-45/0/45/0/-45/90/0]s；

方案二：[(±45)/45/-45/0/45/90/-45/90/0]s；

方案三：[(±45)/45/-45/0/45/0/90/-45/0]s。

通過對比分析三種方案18層蒙皮的失效因子（見表2），不難發現：方案一失效因子最小。故選取18層蒙皮鋪層順序為[(±45)/45/-45/0/45/0/-45/90/0]s。

表2 18層蒙皮不同鋪層方案Hoffman失效因子

2）帽型材鋪層設計

按上述方法進行帽型材的鋪層數與鋪層次序設計。艙門中間一排帽型材由于兩邊約束，變形較小，且受力不大，故設置鋪層層數為10層，其中±45°鋪層比例為40%，0°鋪層占40%，90°鋪層占10%。由鋪層次序選取2種方案進行對比分析，方案一為[45/-45/0/90/0]s，方案二為[45/0/-45/90/0]s。根據有限元分析，得到兩種鋪層方案下帽型材的Hoffman失效因子，見表3。由表3可知，方案一失效因子最小，故選取[45/-45/0/90/0]s。

表3 中間帽型材不同鋪層方案Hoffman失效因子

對于端部帽型材，在中間帽型材的基礎上分別增加45°與-45°鋪層，共14層，保證均衡對稱分布。選取2種方案對比分析，方案一為[45/-45/0/45/90/-45/ 0]s，方案二為[45/-45/0/45/-45/90/0]s。根據有限元分析結果（見表4），鋪層次序對該零件的失效因子分布幾乎沒有影響，考慮到工藝性，按方案二進行鋪層。

對于帽型材與蒙皮之間的空間，采用50WH泡沫填充。

表4 端部帽型材不同鋪層方案Hoffman失效因子

3）T型材鋪層設計

依據鋪層一般規定進行鋪層次序設計，T型材是為加強艙門局部橫向剛度而設置的。鋪層層數為12層，分別由45°、-45°、0°和90°組成，在滿足均衡對稱分布準則條件下，選取兩個方案。方案一[45/-45/90/ 0/90/0]s，方案二[45/-45/0/90/0/90]s。根據有限元分析結果（見表5），鋪層次序對T型材的失效因子分布幾乎沒有影響，故按方案一進行鋪層。

表5 T型材不同鋪層方案Hoffman失效因子

經鋪層優化設計，艙門各復合材料部件的鋪層方式見表6。其中，0°方向為逆航向。

表6 復合材料鋪層方式

2 有限元模型及計算結果

2.1 有限元模型

采用MSC.Patran建立復合材料艙門模型，如圖3所示。其中，艙門支座、蒙皮、帽型材和T型材采用四邊形殼單元模擬，搖臂和泡沫分別采用四面體體元和六面體體元模擬，螺栓用梁元模擬，搖臂與支座間的連接采用MPC模擬。模型共有260259個節點，28264個四邊形殼單元、24個梁元、132933個四面體體元和17136個六面體體元。基于圖3所示的坐標系，對處在艙門螺栓位置處的節點約束其3個方向的平動自由度。氣動載荷通過“場”的形式施加到有限元模型節點上，一共18種載荷情況，即艙門每種開啟角度對應6種狀態，共有3種開啟狀態（0°、30°和66°）。

圖3 艙門有限元模型示意圖

2.2 材料性能

制造艙門所選的復合材料單層板有2種，VARI成型工藝制備的U3160/3228和CF3031/3228編織布，夾層采用50WH泡沫。其具體的性能參數見表7。所用金屬材料為30CrMnSiA和7050-T7451，其力學性能見表8。

2.3 計算結果

艙門設計要求是艙門結構方案重量不大于28kg，結構方案滿足靜強度要求。艙門邊界在0°使用載荷下最大變形不大于6.5mm。

表7 復合材料性能參數

表8 金屬材料性能參數

通過有限元分析，得到艙門不同開啟狀態的變形量。艙門關閉時的最大位移為6.03mm（0D_you02），見圖4。說明該艙門方案滿足變形要求。

圖4 艙門關閉的最大位移（0D_you02）（單位：mm）

根據艙門有限元分析結果，可得各載荷情況下復合材料的應變值。圖5為最嚴重載荷情況（66D_zuo03）下的失效因子分布云圖。其中，失效因子最大的位置處于與支座連接的端部帽型材上，其值為0.075，小于臨界失效因子值1。同時，艙門最嚴重載荷情況下各層纖維最大主應變為903με（66D_zuo03）；最小主應變為-637με（66D_zuo03），最大剪應變為617με（66D_zuo03），遠遠小于碳纖維復合材料的許用應變值4000με，艙門不會發生失效破壞。艙門的穩定性系數最小值為6.88（66D_zuo03），艙門不會發生失穩現象。

圖5 失效因子分布云圖（66D_zuo03）

對于泡沫芯子，最大拉應力為0.62MPa（66D_zuo03），最小壓應力為-0.76MPa（66D_zuo03），最大剪應力為0.41MPa（66D_zuo03）。泡沫的拉伸強度為1.65MPa，壓縮強度為0.88MPa，及其剪切強度為0.8MPa，故泡沫材料不會發生失效。

金屬支座的最大Von-Mises應力為86.7MPa（66D_zuo03），遠遠小于7050-T7451材料的強度許用值469MPa，說明支座不會發生破壞。搖臂的最大Von-Mises應力為402MPa（66D_zuo03），相對于30CrMnSiA材料的強度極限值1075MPa較小，故搖臂滿足強度要求。

根據文獻[6]逐一對復合材料艙門其他結構進行強度校核，結果表明艙門滿足靜強度設計要求。通過理論計算，復合材料艙門方案重量為22.78kg，滿足重量小于28kg的要求，并減重18.6%。

3 結語

針對某飛機艙門，根據復合材料結構設計原則提出了復合材料設計方案，結合復合材料強度計算方法進行了有限元分析及強度校核，獲得了滿足結構強度設計要求的復合材料艙門，并取得了良好的減重效果。

[1]牛春勻.實用飛機復合材料結構設計與制造[M].程小全,張紀奎.北京：航空工業出版社,2010.

[2]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.

[3]楊乃賓,章怡寧.復合材料飛機結構設計[M].北京：航空工業出版社,1989.

[4]熊盼,劉愛兵,秦利軍,等.復合材料機尾罩減重設計[J].教練機,2015(01):65-68.

[5]益小蘇.航空復合材料科學與技術[M].北京：航空工業出版社,2013.

[6]飛機設計手冊總編委會.飛機設計手冊第9冊[M].北京：航空工業出版社,2001.

>>>作者簡介

吳宇飛，男，1987年出生，2000年畢業于大連理工大學，現從事水利水電等科研工作。

Strength Design of Aircraft Composite Material Door Structure

Wu Yufei1,Xiong Pan2,Qin Lijun2,Chen Longhui2,Hu Yifu2
(1.Jiangxi Water Conservancy Academy of Sciences,Nanchang,Jiangxi,330029;
2.AVIC Hongdu Aviation Industry Group,Nanchang,Jiangxi,330024）

In the light of the composite material structure design principle and based on the strength design theory, the paper proposes composite door design scheme for a certain type of aircraft,and adopts the finite element method to perform the simulating calculation to various composite laminate schemes so as to obtain the optimum design scheme finally.The calculation result shows the composite material door structure meets the static strength requirements and the maximum deformation requirements as the door is closed,and the weight is reduced by 18.6%as well.

composite material;laminate design;finite element method

2016-03-19）