某型民機復合材料平尾中央連接的權衡分析

呂　毅，張　偉

(1.西安航空學院 飛行器學院，陜西 西安 710077;2.西北工業大學 無人機特種技術重點實驗室，陜西 西安 710072)

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某型民機復合材料平尾中央連接的權衡分析

呂毅1，張偉2

(1.西安航空學院 飛行器學院，陜西 西安 710077;2.西北工業大學 無人機特種技術重點實驗室，陜西 西安 710072)

為了能確定某型民機復合材料平尾關鍵結構的中央連接結構的構型，通過建立中央盒段和中央對接構型的有限元模型，采用迭代設計的方法并嚴格滿足相應的設計要求，保證兩種構型的設計是最優的設計，在此基礎上，以重量為首要目標進行了權衡分析。從權衡分析的結果來看，考慮到緊固件的增重，中央盒段構型在重量上的優勢相對于中央對接構型是很小的，約為1%左右；而考慮到零件數量、裝配的工作量，尤其是技術成熟度的指標，可以看到中央對接構型具備了相當的優勢。

平尾；復合材料；中央盒段；中央對接；迭代設計；權衡分析

某型民機的復合材料平尾在確定了外伸段采用多肋式的結構設計方案以后，作為平尾關鍵結構的中央連接結構存在兩種備選構型，分別為中央盒段構型和中央對接構型。

中央對接構型屬于多肋式平尾結構的常規構型[1]，目前服役最多的干線客機如波音B737及空客A320都采用的是這種構型[2]。中央盒段構型在現今的干線客機機型中還較少應用，在最新的B787全復合材料平尾中得到了應用，但是，B787的平尾外伸段采用的是多梁式結構[3]。由此可見，中央盒段構型和中央對接構型都是復合材料平尾中央連接的可行方案。而為了使構型上的決策有科學的依據，則需要對兩種構型進行權衡分析。

本文通過建立中央盒段和中央對接構型的有限元模型，采用迭代設計的方法，來保證兩種構型的設計是最優的設計，在此基礎上，以重量為首要指標進行了權衡分析。

1　權衡分析的方法

如圖1所示，分別為中央盒段構型和中央對接構型示意圖。

圖1　兩種備選構型示意圖

1.1權衡分析的假設

(1)重量統計基于有限元模型。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稱的，以及快速迭代設計的需要，所以相同站位上、下壁板的鋪層設計成相同的。

(3)為了方便強度校核，所有緣條都設計成等厚度的。

1.2迭代設計流程

權衡分析的基礎是兩種構型的設計均是在設計要求下的最優的設計。構型的迭代設計流程圖，如圖2所示。這里通過兩種構型有限元模型的建立，并嚴格滿足相應的設計要求——包括鋪層設計的一般原則，剛度、強度及穩定性要求等——來保證兩種構型的設計都為最優化設計。

圖2　兩種備選構型的迭代設計流程圖

鋪層設計的一般原則：由于是全復合材料平尾，在構型的迭代設計中對設計的修改主要是對復合材料鋪層的修改，為了使迭代計算的結果具有工程上的實用性，對于鋪層的修改還應滿足鋪層設計的一般原則[4]。

剛度要求：平尾主要是按照剛度來設計的，即平尾的變形是需要嚴格限制的，如果平尾的變形過大，則會妨礙操縱面的正常工作，甚至出現卡阻的狀態。這里規定，在極限載荷下，平尾的剛度要求如下：

(1)翼尖最大位移<200mm，且兩種構型的后梁的變形曲線是相接近的。

(2)翼尖最大扭轉角<2°，且兩種構型的最大扭轉角是接近的。

強度要求，即應變分析準則。在初步設計階段，對于復合材料結構通常采用最大應變準則。應變的設計許用值參照國內外飛機的碳纖維樹脂基復合材料層壓板的許用應變值[5]。這里確定為：

(1)拉伸許用應變：3800με ；

(2)壓縮許用應變：-3800με；

(3)剪切許用應變：5300με。

應變分析的方法及公式見牛春勻《實用飛機結構應力分析及尺寸設計》[6]。

穩定性要求，即屈曲分析準則，其要求如下：對于復合材料結構和金屬材料結構，在極限載荷之前均不允許發生屈曲。這包括對蒙皮、肋腹板、梁腹板以及長桁緣條、梁緣條等的屈曲分析。

屈曲分析的方法及公式見中國航空研究院《復合材料結構穩定性分析指南》[7]。

2　兩種構型有限元模型的建立

2.1有限元模型的建立

在平尾外伸段結構形式、作動器位置、懸掛點位置、與機身相連的三個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)所示的兩種構型的布置圖。

兩種構型的結構布置都分為非考核區和考核區。其中兩種構型的非考核區的結構布置是完全相同的。

(a)

(b)

在考核區，中央盒段構型的11#肋是復合材料蜂窩夾層肋，12#肋的腹板是復合材料鋪層結構，肋緣條是鈦合金緣條，13#肋是復合材料層合板肋。中央對接構型的11#肋是鋁合金加強肋，12#肋是復合材料蜂窩夾層肋，13#肋的腹板是復合材料鋪層結構，肋緣條是鈦合金緣條。

對照圖3所示的兩種構型的結構布置圖，在MSC.PATRAN上建立了如圖4所示的兩種構型的有限元模型。模型的有限元節點建在理論外形上，對于考核段進行了網格的細化。

圖4　兩種備選構型的有限元模型

2.2載荷及邊界條件

權衡分析的載荷包括氣動載荷和慣性載荷，由于平尾屬于低平尾常規布局，根據Fawcett A等研究可知，平尾的分析及驗證包括三種嚴重的載荷工況：上彎、下彎以及非對稱工況[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，且根據假設(2)，所以在權衡分析中，對稱載荷工況只選擇最大下彎工況，工況名稱為UM。

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

由于平尾是通過3個鉸鏈接頭與后機身相連，所以平尾結構是靜定的約束在后機身上的，如圖5所示。

圖5　有限元模型的靜定約束

3　結果與分析

3.1迭代設計的結果

3.1.1剛度分析的結果

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

表1　兩種備選構型翼尖變形及扭轉角

圖6～7所示，兩種構型在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，嚴格滿足了剛度的設計要求。

圖6　兩種備選構型在UM工況下后梁的變形曲線

圖7　兩種備選構型在UM_1工況下后梁的變形曲線

3.1.2應變分析和屈曲分析的結果

為了保證兩種構型的設計都為最優化設計。應變分析和屈曲分析的迭代計算的目標是裕度為0，經過4輪的迭代計算，兩種備選構型的有限元模型的各單元其應變分析和屈曲分析裕度都接近為0，從而滿足了強度和穩定性的設計要求。

3.2權衡分析的結果與分析

權衡分析的最主要的指標是結構的重量，其他的指標還包括零件的數量、緊固件的數量、裝配工作量、技術成熟度等。

權衡分析的結果,如表2所示。中央對接構型的重量比中央盒段構型的重了約2%。

中央盒段的連接方式比中央對接的連接方式零件的數量要多，增加的零件包括中央盒段的后梁，一個連接肋等。

由于中央盒段構型相比中央對接構型多出一個連接面，且連接面的長度較長，則保守的估計緊固件的增重為3kg。

從裝配的工作量來看，由于中央盒段構型的零件數量較多，且有兩個連接面，則裝配較為復雜，裝配量大。

對于技術成熟度，縱觀目前服役的機型，中央盒段的連接方式在多肋結構的平尾上還未曾應用，所以在適航驗證上是存在風險的，需要較多的研發試驗。而中央對接的連接方式屬于成熟的設計，已被應用到了多種機型上。

表2　權衡分析的結果

4　結語

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

(2) 通過嚴格的設計要求，尤其是剛度設計要求，采用有限元的迭代分析計算來保證兩種構型的設計為最優。

(3) 從權衡分析的結果來看，考慮到緊固件的增重，中央盒段構型在重量上的優勢相對于中央對接構型是很小的，約為1%左右；而考慮到零件數量、裝配的工作量，尤其是技術成熟度的指標，可以看到中央對接構型具備了相當的優勢。

[1] 孫振起,吳安如.先進復合材料在飛機結構中的應用[J].材料導報,2015,29 (6):61-64.

[2] 杜善義,關志東.我國大型客機先進復合材料技術應對策略思考[J].復合材料學報,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.復合材料飛機結構設計[M].北京:航空工業出版社,2002:102.

[5] 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,2001:36-38.

[6] 牛春勻.實用飛機結構應力分析及尺寸設計[M].馮振宇,程小全,張紀奎,譯.北京：航空工業出版社,2009:80-126.

[7] 中國航空研究院.復合材料結構穩定性分析指南[M].北京:航空工業出版社,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.

[責任編輯、校對：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

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

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

V221+.8

A

1008-9233(2016)05-0003-05