典型飛機復合材料結構強度設計

李林

摘 要：翼梁尺寸大、受力復雜，是飛機的典型主承力結構。采用復合材料制造翼梁可達到減重、提高起重載荷并延長使用壽命的目的。本文以某型民用飛機復合材料翼盒[型梁準等強度設計與優化為目標，通過對梁腹板和緣條采用經典層合板理論，以穩定性、靜強度、最大許用應變為約束條件，研究了復合材料梁基于載荷分段的設計方法與鋪層優化方法。

關鍵詞：鋪層設計;梁腹板設計;梁緣條設計

隨著復合材料技術的飛速發展，復合材料結構也向著零件大型化、結構整體化方向發展。結構尺寸的增大和集成程度的增加，對復合材料結構設計與鋪層優化方法提出了更高的要求。本文通過對某民用飛機復合材料中央翼盒翼梁鋪層設計、強度校核的研制，給出了典型復合材料結構強度設計方法。

1 復合材料結構鋪層設計

由于目前飛機結構主要采用聚合物基復合材料多向層壓結構，它可以由不同比例、不同纖維方向的鋪層構成，在結構應用時形成結構的基本元素— 層壓板。從穩定性、減少泊松比和熱應力等考慮，構件設計中應同時包含不同鋪層比例和鋪疊順序的00、±450、900四種纖維鋪層，且在保證層壓板纖維鋪層對稱和均衡前提下某一方向鋪層最多不能超過總鋪層的60%，不能少于10%。由于這些特點，研究表明復合材料與金屬結構特性有很多不同，特別是損傷、斷裂和疲勞特性能有很大差異，必須采用復合材料結構特殊的設計方法。

2? 復合材料翼梁設計

某民機中央翼盒翼梁由碳纖維預浸料鋪貼的[型層壓梁、共固化的2根水平加強筋和機械連接的4根垂直加強筋組成。

按結構型式，將層壓梁的腹板看作柔性層壓板，緣條看作剛性層壓板。根據經典層壓板理論及鋪層設計原則，通過受力分析、計算，層壓梁劃分為9個厚度區域并得出相應區域鋪層總數。

說明：層板區域標識X-ZZ

X=層板類型（1，2，3）? ZZ=層板區域鋪層數

1=梁腹板（柔性層板）2=梁緣條（剛性層板）3=梁端連接區（準各向同性）

2.1? 梁腹板設計

梁腹板由柔性區域和準各向同性區域組成，根據各區域強度、剛度及功能需求，將纖維鋪層0°/±45°/90°，柔性區域按44/44/12比例劃分，準各向同性區域按25/50/25比例劃分。

2.1.1 穩定性分析

梁腹板主要承受彎曲和剪切載荷，將整個梁腹板以兩個水平加筋為隔斷分為三個部分。

其中壁板1和壁板3所受彎曲載荷等效為壓縮載荷，即受壓、剪耦合載荷，壁板2為彎曲和剪切耦合載荷。梁腹板在靠近周邊的部分要求在極限載荷（UL）下不發生失穩，中間的部分要求125%限制載荷（DLL）之上允許發生失穩，進而分別對相應區域壁板應用相關系數法得出屈曲安全裕度MS值。

2.1.2 靜強度分析

對腹板用蔡—胡理論分別進行拉伸和壓縮失效分析，要包括沖擊損傷剩余強度和開口影響分析。失效校核：

—拉伸載荷：Tsai-Wu失效準則，TAI（Tension After Impact）， FHT（Fill Hole Tension）;

—壓縮載荷：Tsai-Wu失效準則，CAI（Compression After Impact）， OHC（Open Hole Compression）;

2.1.3 最大許用應變分析

對于復合材料而言僅僅考慮應力對于結構和材料本身的影響是不準確的，還需要考慮應變的變化范圍，通過試驗得出應變許用值，從而對結構單元進行尺寸區域劃分。

2.1.4 翼盒油箱完整性分析

完整性分析主要考慮承受應急著陸情況下的慣性力作用，即油壓向前9G的過載對梁腹板的影響。

2.2 梁緣條設計

梁緣條由剛性區域和準各向同性區域組成，根據各區域強度、剛度及功能需求，將纖維鋪層0°/±45°/90°，柔性區域按57/29/14比例劃分，準各向同性區域按25/50/25比例劃分。梁緣條受載較大且處于裝配連接區域并帶有較大的彎角，因此梁緣條區域的分析要相對復雜一些，將緣條簡化為桿元件。主要考慮以下幾個方面。

2.2.1 考慮緊固件布置的幾何尺寸分析

復合材料層壓板應盡可能加大緊固件間距，但為了滿足油箱構件防泄漏需求，可考慮采用雙排交錯排釘法（5.5d≤P釘間距≤6.5d ，e排距=4d）。

根據等強度原則。在梁緣條兩端區域采用較小釘間距，中間區域采用較大釘間距，這樣既達到減重要求，同時提高復合材料層壓板連接強度及滿足結構功能需求。按緊固件間距尺寸要求可以得出梁緣條寬度初始尺寸。

2.2.2穩定性分析

梁緣條需要分析三個方面的穩定性：

—局部失穩（Local Bucking）;

—壓損破壞（Cripping）;

—柱屈曲（Column Buckling）。

2.2.3 靜強度分析

對梁緣條用蔡—胡理論分別進行拉伸和壓縮失效分析，要包括沖擊損傷剩余強度和開口影響分析。失效校核：

—拉伸載荷：Tsai-Wu失效準則，TAI（Tension After Impact）， FHT（Fill Hole Tension）;

—壓縮載荷：Tsai-Wu失效準則，CAI（Compression After Impact）， OHC（Open Hole Compression）。

2.2.4 最大許用應變分析

同復合材料腹板，還需考慮緣條應變的變化范圍，通過試驗得出材料元件應變許用值，從而對梁緣條結構單元不同區域尺寸進行校核。

通過對層壓梁腹板、緣條失效分析，逐步修正、迭代計算確定層壓梁幾何尺寸及各區域相應鋪層數、鋪層比例和鋪層順序。

同理，梁加強筋的立邊和臥邊也可看作剛性層壓板，按60/30/10比例劃分0°/±45°/90°纖維鋪層，并進行相應失效準則校核。

復合材料翼梁各區域鋪層設計確定后即可進行設計、制造一體化設計，完成翼梁的設計與工藝的轉化。

3? 結束語

針對某民用飛機復合材料中央翼盒翼梁，應用經典層壓板理論對翼梁不同厚度區域進行分段設計校核，獲得了滿足要求的翼梁纖維鋪層設計。隨著飛機性能不斷提高，復合材料在飛機主結構中應用的不斷增加，新材料、新工藝和新結構的不斷涌現，特別是在低成本要求驅動下復合材料整體化結構的發展，其強度規范和設計方法必然也要不斷發展。

參考文獻：

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[2] 萬建平，李朝光，杜龍. 典型復合材料襟翼結構強度設計. 教練機.2014第4期