民用飛機復合材料平尾翼根整流罩設計與驗證

張 偉，趙 荃

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

現代民用飛機為了提高平尾的配平效率一般都采用全動平尾的設計。與固定平尾相比，全動平尾可以通過調節整個平尾的偏轉角達到俯仰配平效果，配平效率較高；而固定平尾則只能通過調整升降舵的偏轉角度來完成俯仰配平，配平效率比較低[1-2]。由于采用了全動平尾，機身在平尾安裝位置需要預留出結構開口以保證平尾偏轉過程中平尾與機身相鄰結構不會發生干涉。機身上的大開口將直接暴露內部結構，影響飛機氣動性能，可能會造成氣流串動，引起意想不到的后果，因此需設計相應的整流罩對該開口進行整流密封。

一般情況下，民用飛機平尾翼根整流罩需要滿足以下功能：1)密封良好。實現正常偏轉下整個開口的密封，尤其保證迎風面密封。2)剛度較大。平尾翼根整流罩需要有足夠的剛度，保證受力后變形較小，不影響密封效果。3)安裝方便。平尾翼根整流罩屬于外部零件，在平尾與后機身裝配完成后安裝，后機身及平尾誤差積累會影響翼根整流罩的安裝及密封，因此平尾翼根整流罩在安裝時可調節，以消除誤差的影響。4)可維護性好。平尾翼根整流罩屬于運動部件，其需設計成可拆卸結構，便于對易損件進行定期更換[3]。

為了實現某型民機全動平尾在后機身大開口的密封，在分析平尾翼根整流罩功能要求并結合相關適航要求條款后，本文設計了一種整體式復合材料平尾翼根整流罩結構，并通過試驗驗證其功能。

1 結構設計

1.1 構型選擇

平尾翼根整流罩結構屬于次承力結構，其主要設計驅動為剛度指標要求。典型平尾翼根整流罩構型如圖1所示。因正常飛行狀態下，全動平尾下偏角度大于上偏角度，后機身開口大部分位于平尾下翼面處，因此單側下罩體需要覆蓋更多的開口，造成下罩體較上罩體外形更大。初步分析時，選取下罩體有效高度最大處片條作為典型分析對象，此處罩體變形最大，如圖2所示。

圖1 平尾翼根整流罩示意圖

圖2 機身開口邊界與罩體

飛機飛行過程中，氣動力以面外吸力形式作用于平尾翼根整流罩罩體表面。進行截面剛度設計時，可以將該片條簡化為根部固支的懸臂梁結構，同時將罩體的剛度指標要求轉化為罩體邊緣位移約束要求。片條截面及其所受的均布氣動載荷如圖3所示。

圖3 典型片條懸臂梁及其受力

從結構設計角度考慮，有剛度要求的零件一般采用夾層結構。夾層結構主要由上下面板、芯材和膠膜(板芯膠)構成。夾層結構受力原理與工字梁相似，上下面板主要承受彎曲時產生的正應力，相當于工字梁的凸緣；芯材為面板提供連續的支持，主要承受剪力，相當于工字梁的腹板。夾層結構的這種結構形式能最有效地利用面板和芯材材料，相對于層壓板具有更高的比剛度，典型夾層結構尺寸如圖4所示[4-6]。

圖4 典型夾層結構尺寸、受載及支持條件示意圖

芯材的彈性模量常常遠小于面板的等效彈性模量，因此在計算復合材料夾層結構的彎曲剛度時通常忽略芯材的影響。上下面板鋪層相同時，夾層結構的彎曲剛度D可由式(1)算得[7]：

(1)

式中：Ef為面板的等效彈性模量。

剪切剛度S的計算公式如下：

S=bhGc

(2)

式中：Gc為加載方向的芯材剪切模量。

夾層結構整體的變形量δ可參照典型梁單元，按式(3)進行估算：

(3)

式中：Kb為彎曲變形系數；Ks為剪切變形系數；P為所受載荷。平尾翼根整流罩典型片條邊界條件可簡化為一端固支、受均布載荷的情況，則Kb取1/8，Ks取1/2。

通過控制變形量δ即可設計出滿足結構剛度要求的夾層結構面板厚度及芯材厚度。

1.2 密封設計

平尾翼根整流罩在平尾進行配平運動過程中需要保持良好密封，整流罩前緣作為迎風面，密封要求最高，可通過在平尾翼根整流罩前緣掃略區域設置一條金屬導流板實現整流罩前緣的可靠密封。導流板安裝在機身表面，在整流罩掃略過程中，迎風邊緣始終包覆于擋板之下。擋板將迎風面氣流阻擋在整流罩前緣縫隙外，氣流從整流罩體外側流過。擋板與整流罩迎風邊緣間存在一定間隙，保證在平尾轉動過程中金屬擋板不會與翼根整流罩罩體發生干涉，如圖5所示[7]。

圖5 平尾翼根整流罩前緣密封示意圖

對其余區域采用橡膠密封件實施密封，密封件截面為中空形式。在安裝時保持一定的預壓縮量，保證罩體在受到氣動吸力作用產生彈性變形后密封件仍有壓縮量,以保證良好的密封效果。后期如果密封件發生磨損，可以在不拆整流罩的情況下進行更換。圖6給出了平尾翼根整流罩邊緣密封結構形式，位置見圖5截面B-B。

圖6 平尾翼根整流罩邊緣密封示意圖

1.3 裝配形式

平尾翼根整流罩需要安裝到平尾結構表面，隨著平尾的配平一起運動。為了簡化裝配，平尾翼根整流罩采用整體式一體化結構設計，罩體通過緊固件直接連接在平尾結構上，無需其他零件，簡化了制造及裝配。平尾翼根整流罩與平尾的連接如圖7所示[8]，位置見圖5截面C-C。

圖7 平尾翼根整流罩與平尾緊連接示意圖

2 強度分析

2.1 有限元模型

在有限元計算模型建立過程中，考慮到平尾翼根整流罩受力特點，罩體夾層結構面板可簡化為殼元，夾芯可簡化為體元。面板及夾芯材料主要性能參數見表1、表2。

表1 平尾翼根整流罩結構面板材料主要性能

表2 平尾翼根整流罩結構夾芯材料主要性能

考慮到平尾翼根整流罩在真實結構中的安裝條件，有限元模型中的邊界條件除了約束連接緊固件孔周邊節點外，還需考慮平尾表面對罩體的支撐作用。因此，在有限元模型中對應的緊固件位置通過CWELD單元連接，只賦予緊固件繞中心軸的轉動自由度。而罩體與平尾的接觸面，只約束法向自由度。翼根整流罩有限元模型及其約束條件如圖8所示。

圖8 平尾翼根整流罩有限元模型及約束條件

施加載荷時將平尾翼根整流罩在X方向分為5個剖面，每個剖面以均布載荷方式加載，保證每個剖面的壓強與面積的乘積等于對應的載荷。由于每個載荷均為對應平面的法向力，故載荷以垂直于對應剖面的方向施加，載荷分區如圖9所示。

2.2 強度計算

2.2.1翼根整流罩面板及夾芯強度校核

翼根整流罩面板強度校核采用最大應變準則，其拉、壓、剪及復合應變的校核公式[9]如下。

拉伸：

(4)

壓縮：

圖9 平尾翼根整流罩加載分區

(5)

剪切：

(6)

復合應變：

(7)

式中：M.S.為安全裕度；[εtu]為拉伸許用應變，με；εt_max為最大拉伸應變，με；[εcu]為壓縮許用應變，με；εc_max為最大壓縮應變，με；[εsu]為剪切許用應變，με；εs_max為最大剪切應變，με。

經校核，可得平尾翼根整流罩上、下罩體面板單元最小應變裕度，見表3。

平尾翼根整流罩夾芯強度的校核就是計算其壓縮、拉伸及剪切強度，結果見表4。

表3 平尾翼根整流罩面板單元最小應變裕度

表4 平尾翼根整流罩夾芯裕度表

2.2.2翼根整流罩剛度校核

水平安定面翼根整流罩通過緊固件和平尾連接，通過密封件和機身貼合。為保證氣動密封，要求翼根整流罩在受力后變形量[δ]<8mm。通過計算可得整流罩變形云圖(圖10)，上罩體最大變形量為4.0mm，下罩體最大變形量為7.4mm，均滿足剛度要求。

圖10 平尾翼根整流罩位移變形云圖

2.3 分析結論

平尾翼根整流罩有限元分析結果表明，在當前載荷情況下，整流罩夾層結構面板及夾芯滿足強度要求。同時上、下罩體的位移云圖表明，最大變形量滿足結構剛度要求，可實現整流罩受力后的密封。

3 試驗驗證

為了驗證平尾翼根整流罩在各載荷工況下能否滿足強度要求，同時驗證有限元模型翼根整流罩變形量計算結果的準確性，設計了平尾翼根整流罩靜力試驗進行驗證。

3.1 支持與加載

依據平尾翼根外形面生產與整流罩連接的支持工裝，每個罩體通過8排16個M6螺栓與支撐件連接。所有支撐件均采用厚度6mm的鋼板，以保證一定的剛度，如圖11所示。

圖11 平尾翼根整流罩試驗支持工裝示意圖

平尾翼根整流罩在實際飛行過程中，所受載荷為氣動表面的吸力，試驗中采用反面加載推力來模擬正面吸力。試驗加載由3個相互獨立的氣囊來完成[10]，氣囊的布置以及壓強配比則是根據載荷以及加載點的位置，通過力和力矩的轉換來確定。加載系統由氣源(空氣壓縮存儲泵)、控制開關(氣壓顯示控制器)、氣囊組成，各個氣囊之間獨立控制，確保實際載荷值與理論載荷值相同，如圖12所示。

圖12 氣囊加載示意圖

3.2 應變與測量

試驗過程中，需要對平尾翼根整流罩關鍵部位進行考核，考核點位置如下：1)整流罩R角區；2)兩端位移測量點；3)整流罩與平尾連接區。應變、位移測量點布置情況如圖13所示。

圖13 平尾翼根整流罩應變、位移測量點布置圖

3.3 試驗結果

平尾翼根整流罩上、下罩體位移及應變測量數據如圖14、圖15所示。

3.4 試驗結論

從圖14、圖15的數據曲線中可以看出，平尾翼根整流罩在整個試驗過程中，未見明顯的破壞現象以及大變形失穩情況，即平尾翼根整流罩滿足強度、剛度要求。

4 結束語

本文給出的整體式復合材料平尾翼根整流罩結構通用性強，為實現平尾翼根整流罩密封功能提供了一種新的解決方法。但目前的研究工作僅通過試驗驗證該方案的理論可行性，要真正體現該方案的優勢，還需要通過后續裝機試飛積累數據，尤其是使用過程中密封件的壽命。后續工作將圍繞密封件壓縮量與壽命之間的聯系展開，以進一步提高飛機的可維護性。