M2飛機的復合材料機翼靜強度載荷及試驗研究

毛一青，楊飛，王樂

(1.上海奧科賽通用航空有限公司 設計部，上海 201210) (2.上海飛機設計研究院 試飛運營支持部，上海 201210) (3.西北工業(yè)大學 航空學院，西安 710072)

0 引 言

機翼作為飛機重要的承載部件，其強度直接影響飛機的飛行安全。因此，需要通過機翼靜力試驗對其強度進行驗證。對機翼承載能力進行試驗研究，對發(fā)現(xiàn)機翼結(jié)構(gòu)設計薄弱環(huán)節(jié)以及結(jié)構(gòu)改型和發(fā)展具有重要意義。我國已經(jīng)完成靜力試驗的飛機主要有海鷗300輕型水陸兩棲飛機、ARJ21支線民用飛機[1]、C919飛機干線民用飛機、某型軍用戰(zhàn)斗機和某型軍用運輸機[2]，靜力試驗技術[3]有所提升，但上述試驗機的機翼均為鋁合金等金屬結(jié)構(gòu)。

隨著通用航空和民用飛機的發(fā)展，為了提高結(jié)構(gòu)強度水平，減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量，飛機復合材料結(jié)構(gòu)快速發(fā)展。輕型運動飛機、軍用飛機和寬體飛機的復合材料使用量快速提升，已經(jīng)從非承力結(jié)構(gòu)發(fā)展到次承力結(jié)構(gòu)和主承力結(jié)構(gòu)，目前已經(jīng)進入成熟應用階段。民用飛機A350的復合材料質(zhì)量占結(jié)構(gòu)質(zhì)量52%，B787飛機的復合材料質(zhì)量占結(jié)構(gòu)質(zhì)量50%，A380飛機的復合材料質(zhì)量占結(jié)構(gòu)質(zhì)量25%；而我國民用飛機C919的復合材料質(zhì)量占結(jié)構(gòu)質(zhì)量12%，ARJ21飛機的復合材料質(zhì)量占結(jié)構(gòu)質(zhì)量的3%。可見，我國在復合材料規(guī)范、設計、工藝、制造、應用等方面與歐美發(fā)達國家相比還存在較大差距。對于復合材料結(jié)構(gòu)飛機的研制，國內(nèi)缺少復合材料環(huán)境影響系數(shù)、載荷分析和靜力試驗的工程經(jīng)驗。顧誦芬[4]研究了下一代飛機載荷，崔德剛[5]研究了民用飛機結(jié)構(gòu)技術，黃立偉等[6]、吳炎等[7]和劉楊[8]分別研究了機翼的載荷，陳紹杰[9]、茅佳兵等[10]研究了復合材料結(jié)構(gòu)的適航符合性方法，鄭曉玲[11]研究了復合材料飛機設計和強度分析。

國外對復合材料結(jié)構(gòu)的研究更為深入和廣泛，取得了大量有工程應用價值的研究成果[12-14]，具體體現(xiàn)在新設計飛機主要承力部件大量應用先進復合材料結(jié)構(gòu)，例如A380復合材料中央機翼、A400M復合材材料翼面與機身、波音787復合材料機翼等。

M2“風翎號”輕型水陸兩棲飛機是我國第一架主承力結(jié)構(gòu)全部為復合材料結(jié)構(gòu)的飛機，復合材料結(jié)構(gòu)質(zhì)量360 kg，設計最大質(zhì)量650 kg，結(jié)構(gòu)質(zhì)量占比超過90%，全機質(zhì)量占比超過55%，具有一定的先進性。

本文以M2飛機復合材料機翼為研究對象，首先分析ASTM F2245的機翼強度適航條款要求；其次研究復合材料結(jié)構(gòu)環(huán)境影響系數(shù)和機翼載荷系數(shù)，機翼載荷類型；然后計算機翼限制載荷和極限載荷；最后研究機翼靜力試驗的約束和加載，對機翼靜力試驗結(jié)果進行分析。

1 研究對象

M2“風翎號”水陸兩棲輕型運動飛機采用新型氣動布局，機頭水滴形全景座艙，雙座并排操縱布置，中機身布置單發(fā)電噴高級發(fā)動機和螺旋槳；機翼采用層流翼型上單翼布置，無后掠直機翼，機翼前緣防抖振失速設計、可調(diào)后緣襟翼。采用T型尾翼，升降舵和副翼設計配重塊。機身下部設計為船底帶中央浮筒和左右浮筒結(jié)構(gòu)。飛機結(jié)構(gòu)全部采用高級碳纖維復合材料結(jié)構(gòu)，強度大、質(zhì)量輕、可靠性和抗疲勞特性好。系統(tǒng)標準配置，機體和系統(tǒng)維修方便。M2飛機的翼展10.1 m，最大起飛質(zhì)量650 kg，設計飛行高度3 500 m，最大航程1 000 km，巡航速度198 km/h，最大功率平飛速度220 km/h，向上的垂向過載4g。飛行試驗如圖1所示。

圖1 M2飛機飛行試驗Fig.1 M2 airplane flight test

2 適航要求

軍用飛機靜力試驗要求按照GJB 67.9A-2008《軍用飛機結(jié)構(gòu)強度規(guī)范：第9部分——地面試驗》[15]開展。復合材料結(jié)構(gòu)在民用飛機上的應用始于20世紀70年代中期，1978年FAA頒布了咨詢通報AC20-107《復合材料飛機結(jié)構(gòu)》，這是有關復合材料的第一個適航規(guī)范。波音727飛機的升降舵、L-1011飛機的副翼和波音737飛機的水平尾翼根據(jù)這一規(guī)范進行設計和適航審查。我國民用飛機靜力試驗通常按照CCAR-23部或CCAR-25部的設計規(guī)范進行適航審查。單發(fā)6 座水陸兩棲海鷗300飛機是由原國防科工委批準立項，適航要求為中國民航的《正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規(guī)定》。M2水陸兩棲輕型運動飛機嚴格按照現(xiàn)代飛機設計流程和適航審定程序開展設計。執(zhí)行標準為ASTM F2245-16《輕型運動飛機性能與設計規(guī)范》[16]，接受中國民航華東管理局的適航審定。適航取證嚴格按照符合性驗證方法MOC 0～MOC 9的適航驗證方法，制定了符合性檢查單、規(guī)劃了局方參與的重大試驗和試飛科目，進行了制造符合性檢查，保證了適航取證的規(guī)范性和質(zhì)量。

M2水陸兩棲輕型運動飛機按照適航設定要求，完成了設計、制造、性能計算、質(zhì)量計算、載荷計算、部件試驗、整機試驗、地面試驗和滑水試驗。主要完成全機強度靜力試驗、水載荷靜力試驗、應急著陸試驗、系留載荷試驗、滑水試驗、發(fā)動機動力試驗、電磁兼容試驗、航電試驗、操縱系統(tǒng)試驗、操縱功能試驗、全機稱重試驗、全機起落架落震試驗，高度和空速校準試飛、性能試飛、操縱穩(wěn)定性試飛、地面和水面特性試飛等，均需要滿足設計要求。

M2飛機機翼靜力試驗的目的是對機翼的載荷、結(jié)構(gòu)按進行強度驗證，具體為驗證機翼結(jié)構(gòu)及機翼同機身連接處機翼部分以及連接銷在限制載荷和極限載荷作用下滿足ASTM F2245-16 第5.1.1.3、5.1.3、5.2.2節(jié)的適航要求。條款規(guī)定的強度和變形要求如下：

“第5.1.1.3節(jié)：如果飛機因受載荷而變形，明顯改變內(nèi)外載荷的分布，此種重新分布的載荷必須被考慮。

第5.1.3.1節(jié)：結(jié)構(gòu)必須能夠承受限制載荷而無有害的永久變形，在直到限制載荷的任何載荷作用下，結(jié)構(gòu)變形不得妨礙安全運行。

第5.1.3.2節(jié)：結(jié)構(gòu)必須能夠承受極限載荷至少3秒鐘而不被破壞。但是當用模擬真實載荷情況的動力試驗來表明強度的符合性時，則此3秒鐘的限制不適用。

第5.2.2節(jié)：對稱飛行情況。”

3 載荷研究

3.1 載荷系數(shù)

載荷系數(shù)主要包括復合材料環(huán)境系數(shù)、過載系數(shù)、限制載荷系數(shù)、極限載荷系數(shù)。

3.1.1 復合材料環(huán)境系數(shù)

由于復合材料手糊成型工藝的強度離散系數(shù)為6%～10%，因此對復合材料結(jié)構(gòu)，根據(jù)《On Certification Specifications, Including Airworthiness Codes and Acceptable Means of Compliance for Very Light Aeroplanes》CS-VLA 619系數(shù)定義，計算限制載荷時考慮復合材料安全系數(shù)取1.15。

3.1.2 過載系數(shù)

M2飛機的飛行速度載荷包線如圖2所示。

圖2 M2飛機飛行包線過載Fig.2 M2 airplane flight envelope load factor

向上最大垂向過載為4.0，向下最大垂向過載為-2.0，載荷方向向上為正，向下為負。運輸類飛機的垂向最大過載為2.5g，輕型運動飛機的垂向過載最大為4，因此輕型運動飛機的結(jié)構(gòu)效率要求更高。

3.1.3 限制載荷安全系數(shù)

限制載荷安全系數(shù)通常為使用載荷，為包線載荷的1.0倍。如果為復合材料結(jié)構(gòu)，還需考慮復合材料環(huán)境系數(shù)1.15。

3.1.4 極限載荷安全系數(shù)

引用ASTM F2245-16§5.1.2.1，除非在§5.1.2.2中有另外說明，極限載荷安全系數(shù)必須為1.5，即nUL=1.5，極限載荷為限制載荷的1.5倍。

3.2 載荷類型

根據(jù)ASTM F2245-16適航條款要求，輕型運動飛機包線載荷主要包括：機動載荷、陣風載荷、慣性載荷、水載荷、系留載荷、操縱面載荷、起落架載荷。

機翼載荷類型包括：對稱機翼機動載荷、非對稱機翼機動載荷、陣風載荷。機翼極限載荷靜力試驗驗證對稱機翼機動載荷工況。

機翼載荷主要包括：垂直剪力和彎矩、水平剪力和彎矩、機翼扭矩。

3.3 機翼機動載荷

機翼靜強度極限載荷試驗載荷，根據(jù)機翼機動載荷工況驗證機翼在對稱載荷下，承受在100%飛行包線D點機翼限制載荷和極限載荷時的結(jié)構(gòu)強度和變形。

機翼機動載荷主要是機翼升力和質(zhì)量分布引起的垂直剪力和彎矩。升力計算采用Schrenk載荷分布方程計算，質(zhì)量計算采用三角形載荷分布計算。

引述ASTM F2245-16 X1.3.5.1：正向飛行時大小按X1.3.2和1.3.3所確定的飛機正常載荷的1.05倍計算。

機動限制載荷計算考慮飛機最大質(zhì)量650 kg，機翼升力限制載荷系數(shù)=4×1.05×1.15=4.83。質(zhì)量計算考慮機翼質(zhì)量90 kg，機翼質(zhì)量限制載荷系數(shù)=-4×1.15=-4.6。

機動極限載荷計算考慮飛機最大質(zhì)量650 kg，機翼升力極限載荷系數(shù)=4×1.05×1.15×1.5=7.245。質(zhì)量計算考慮機翼質(zhì)量90 kg，機翼質(zhì)量極限載荷系數(shù)=-4×1.15×1.5=-6.9。向上為正，向下為負。

機翼升力向上，重力向下，單側(cè)機翼機動極限載荷總的剪力(N)和彎矩(N·m)分別如圖3～圖4所示，機翼展向從機翼根肋(機翼機身連接截面)向外，即機翼根肋是0 m。

圖3 單側(cè)機翼機動極限載荷總剪力分布(n=4)Fig.3 Wing ultimate loads for shear force(n=4)

圖4 單側(cè)機翼機動極限載荷總彎矩分布(n=4)Fig.4 Wing ultimate loads for bend moment(n=4)

機翼翼根剪力限制載荷為13 369 N，機翼翼根彎矩限制載荷為28 037 N·m；機翼翼根剪力極限載荷為20 053 N，機翼翼根彎矩極限載荷為42 056 N·m。機翼對稱載荷為在限制載荷和極限載荷作用下的左右對稱、展向分布，載荷弦向分布作用點為25%的弦長位置。

4 機翼靜力試驗

4.1 試驗件

M2飛機機翼靜力試驗構(gòu)型包括試驗件和工裝臺架構(gòu)型。M2飛機機翼試驗件為正常裝機設計構(gòu)型，包括機翼主盒段、副翼、襟翼、機翼大梁連接銷釘、機翼與機身連接銷釘、副翼驅(qū)動桿、副翼操縱連桿。左、右機翼結(jié)構(gòu)示意圖如圖5所示。

(a) 左機翼結(jié)構(gòu)

(b) 右機翼結(jié)構(gòu)圖5 機翼結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Sketch diagram of wing structure

4.2 支持系統(tǒng)

機翼試驗臺設計為模擬機翼與機身連接方式，保證在試驗的過程中機翼的受力方式和飛行狀態(tài)下機翼的受力方式一致。將機翼主梁通過對接銷釘固定；機翼根肋通過根肋銷釘與底座連接。M2飛機對稱載荷狀態(tài)機翼限制載荷和極限載荷試驗時，左右機翼連接在工裝臺架上，工裝臺架固定于地面，安裝方式如圖6所示。

圖6 機翼支持結(jié)構(gòu)Fig.6 Wing support structure

4.3 試驗方法

由于機翼翼肋和大梁為對稱結(jié)構(gòu)，上翼面加載和下翼面加載對主結(jié)構(gòu)的強度校核效果相同，因此采用反向加載的方法。即對稱載荷采用左右機翼脫離機身單獨進行試驗，將機翼倒置(下底面朝上)，在機翼連接銷處用設計的工裝夾具支撐約束機翼，機翼其他部分懸置。機翼下表面加載沙袋，模擬機翼嚴重工況下的對稱載荷受載形式，這種加載方式在20世紀40年代廣泛采用，其優(yōu)點是準備周期短，加載方便、直觀；相比液壓加載，可以大幅降低試驗費用。

4.4 位移變形測量點

為了觀測試驗過程中機翼的變形，在左、右機翼的翼尖前后緣、機翼中部前緣、機翼大梁根部布置位移測量點，變形測量點分布位置如圖7所示。

(a) 左機翼位移測量點

(b) 右機翼位移測量點圖7 位移測量點位置Fig.7 Displacement measure location

4.5 試驗步驟

機翼靜力試驗步驟包括預加載試驗、限制載荷試驗和極限載荷試驗。

限制載荷試驗的步驟為：

(1) 從零逐級加載直到限制載荷，記錄每級加載后測量點的垂直方向位移值；

(2) 保載30 s后逐級卸載，記錄每級卸載后測量點的垂直方向位移值；

(3) 試驗后對試驗件進行檢查，結(jié)合記錄的測量結(jié)果填寫試驗變形記錄；

(4) 填寫試驗現(xiàn)場記錄。

M2飛機機翼限制載荷試驗加載現(xiàn)場如圖8所示。

圖8 機翼限制載荷試驗Fig.8 Wing limit loads static strength test

極限載荷試驗步驟為：

(1) 從零逐級加載直到極限載荷;

(2) 保持3 s后，迅速卸載;

(3) 檢查結(jié)構(gòu)是否發(fā)生破壞；

(4) 填寫試驗現(xiàn)場記錄。

M2飛機機翼極限載荷試驗加載現(xiàn)場如圖9所示。

圖9 M2飛機機翼極限載荷試驗Fig.9 Wing ultimate loads static strength test

5 試驗結(jié)果分析

5.1 加載載荷及分析

機翼靜力試驗載荷如表1所示。

表1 機翼靜力試驗載荷分析Table 1 Wing static test loads analysis

從表1可以看出：機翼靜力試驗，限制載荷和極限載荷加載載荷相對試驗要求載荷分別大0.04%、0.15%，加載載荷滿足試驗要求；試驗破壞載荷相對設計載荷的偏差為2.23%，表明復合材料機翼結(jié)構(gòu)設計、載荷分析和強度試驗的精度較高。

5.2 變形位移測量及分析

機翼靜力試驗垂向加載引起機翼垂向變形位移，機翼極限載荷翼尖變形與載荷曲線如圖10所示。

圖10 機翼極限載荷翼尖變形與載荷曲線Fig.10 Wing ultimate loads and displacement curve

飛機機翼靜力試驗位移測量結(jié)果分析表明：

(1) M2飛機機翼限制載荷試驗，左機翼翼尖最大垂向變形位移179 mm，右機翼翼尖最大垂向變形位移177 mm，左右偏差2 mm，相對偏差1.1%；

(2) M2飛機機翼極限載荷試驗，右機翼翼尖最大垂向變形位移253 mm；左機翼翼尖最大垂向變形位移233 mm，左右偏差20 mm，相對偏差7.9%；

(3) M2飛機機翼翼尖(L2、R2)變形位移載荷曲線為線性關系，加載位移過程穩(wěn)定，結(jié)構(gòu)變形合理；

(4) M2飛機機翼左右翼尖的前緣點與后緣點(L2與L3、R2與R3)，位移載荷曲線吻合，說明加載載荷和位置正確，沒有附加扭矩；左右機翼2號點和3號點展向位移對稱性好，說明機翼結(jié)構(gòu)對稱性好、試驗件結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性好。

(5)M2飛機左右機翼對接中M點的位移，機翼限制載荷試驗時最大變形2 mm；機翼極限載荷試驗時最大變形3 mm。說明試驗支持穩(wěn)定，機翼根部大梁變形小。

(6) M2飛機機翼靜力試驗結(jié)果證明M2飛機機翼結(jié)構(gòu)滿足強度設計要求。

(7) M2飛機機翼結(jié)構(gòu)滿足ASTM F2245-14 第5.1.1.3、5.1.3、5.2.2節(jié)的適航要求。

6 結(jié) 論

(1) 通過機翼限制載荷靜力試驗、極限載荷靜力試驗和破壞載荷靜力試驗的驗證，表明M2飛機的機翼載荷滿足適航設定的要求。

(2) 主承力結(jié)構(gòu)全部為復合材料的M2飛機，其機翼結(jié)構(gòu)設計滿足靜強度設計要求。