大開口升降式光電吊艙設計技術研究

苗志桃，李建平，白艷潔

（航空工業西安飛機工業（集團）有限責任公司設計院，西安710089）

0 引言

根據機身開口尺寸大小，開口可分為大開口、中開口與小開口。小開口不破壞承力結構的完整性，以框架形式沿開口周圍加上剛性墊板，并采用快卸螺釘將口蓋蓋上；中開口破壞了機身受力構件的完整性，需采用與機身總體受力構件連成一體的承力口蓋；大開口完全破壞了總體載荷的傳力路線，且受使用條件的限制，不能采用同機身受力結構連成一體的承力口蓋［1］。為滿足機身加裝光電吊艙及升降機構的需求，需在機身下部已經存在門窗開口基礎上，新增光電吊艙開口，打斷完整機身結構，形成大開口結構［2-3］。

目前在國內外飛機改裝領域，通常是按照“誰研制、誰制造、誰改裝”的原則進行，通航類飛機改裝［4］作為飛機中技術難度高、改裝困難的一類全氣密結構飛機，在完全脫離原機和制造廠的情況下，國內還沒有此類改裝先例。同時由于機身大開口導致結構剛度發生急劇變化、變形不連續等問題，使得機身大開口加強設計成為飛機設計改裝的重點和難點［5-6］。趙凱等［7］提出了改裝結構氣動力特性分析，但是未綜合考慮慣性載荷影響；童明成［8］提出了特種飛機改裝設計思路，但是不包含缺乏原始數據的飛機。

本文以國外某飛機加裝光電吊艙為例，從適航規定、適航要求及用戶初步技術要求側重點出發，通過加裝光電吊艙升降機構的設計驗證思路，提出以缺乏原始數據的飛機改裝設計方法，探討并說明各嚴重工況載荷計算方法，梳理強度校核的思路及有限元模型簡化原則，并給出改裝結構強度是否合格的判斷標準。

1 開口區加強設計及驗證

1.1 開口區加強設計

加裝光電吊艙改裝部位位于后機身下壁板右側，開口區域沿縱向與后登機門位置相同，由于大開口，破壞了機身受力閉室，為保證機身結構傳力完整和剛度連續，需對大開口承彎承扭進行補強［9］。在機身開口前后布置了加強隔框，兩側布置了加強縱梁，形成了受力口框，使開口邊緣剛度分配合理、變形小，開口處加強方案如圖1所示。

圖1 開口處加強方案Fig.1 Opening reinforcement plan

1.2 開口區強度驗證

飛機改裝時，由于缺乏原始數據，開口區強度驗證核心問題是如何說明改裝后機身結構強度不低于原結構［10］，基于此，本文采用單力素對比方法。單力素對比方法基于材料力學第四強度理論（形狀改變能密度理論）［11］，后機身可看作一懸臂梁，其中梁的彎曲和軸力產生正應力，梁的扭轉和剪力產生剪應力，梁截面上任一點的綜合應力為

式中：σv為梁截面上任一點的綜合應力；σ為梁截面上任一點的正應力；τ為梁截面上任一點的剪應力。

在邊界條件相同時，各單力素工況下，改裝后開口區應力均低于原結構應力，則改裝后機身上任一點的正應力和剪應力低于原結構應力，即綜合應力低于原結構應力，因此可以說明結構滿足強度要求。

2 載荷設計研究

改裝飛機原點在機頭頂點，x軸沿機身構造水平線向前為正，y軸向左為正，z軸在飛機對稱面內向上為正，構成右手坐標系。

載荷設計時，根據CCAR23部規定［12］，進行飛行情況機動過載、突風過載以及地面應急著陸嚴重載荷情況計算。

2.1 過載計算

由于光電吊艙位于機身尾部下方，采用尾翼嚴重角加速度來計算其垂向慣性載荷，作用點為光電吊艙重心處，根據CCAR23部第23.423條：

（1）在速度為VA（最大機動速度）時，將俯仰操縱器件突然向后移動到最大和突然向前移動到最大，直至操縱止動點或駕駛員限制作用力，取兩者中之最臨界情況。

（2）在速度大于VA時，將俯仰操縱器件突然向后移動隨后向前移動，產生法向加速度和角加速度的組合如表1所示，其中，an為用于飛機設計的正限制機動載荷系數；V為初始速度。

表1 法向加速度和角加速度Table 1 Normal acceleration and angular acceleration

當VA為182節（94 m/s）時，飛機載荷系數如表2所示。

表2 機動載荷系數Table 2 Dynamic load factor

計算時an取3.1，初始速度V大于VA時，其值越大，角加速度越小。因此計算取等于VA的初始速度V，以最大的角加速度進行慣性載荷計算。

俯仰角加速度ω˙為

機動過載計算公式為

突風載荷系數計算為

式中：Kg為突風緩和系數為根據CCAR23部第23.333條款（c）得到的突風速度；為具體載荷情況下適用的飛機重量產生的翼載；g為重力加速度。

2.2 載荷計算

地面應急著陸嚴重情況根據CCAR23部第23.561條設計。

機身結構主要承受氣密壓力以及機身切面的剪力、彎矩以及扭矩，采用對比分析的方法對機身結構改裝區域結構強度進行分析。機身軸向載荷Nx較小，忽略不計，分別進行氣密壓力、機身切面的縱向剪力、橫向剪力、側向彎矩、縱向彎矩以及扭矩6種工況下的改裝前后應力對比分析，載荷工況如表3所示。

表3 機身結構改裝載荷工況Table 3 Load cases of fuselage structure modification

將光電吊艙氣動載荷和慣性載荷合并后，等效到光電吊艙重心處，嚴重工況下，光電吊艙載荷飛行情況總載荷如表4所示，地面情況總載荷如表5所示。

表4 飛行情況光電吊艙重心處總載荷Table 4 Total load at the center of gravity of photoelectric pod in flight

表5 地面情況光電吊艙重心處總載荷Table 5 Total load at the center of gravity of photoelectric pod under ground condition

3 光電吊艙及升降機構設計

在光電吊艙安裝艙內布置升降機構，用于操縱光電吊艙的升降，安裝托架通過3根縱向導軌安裝在艙壁上，通過絲杠實現升降功能。光電吊艙安裝在安裝座上，安裝座通過支臂由絲杠傳動機構驅動沿著導軌實現升降功能，絲杠傳動機構通過傳動機構和電機相連接，結構如圖2所示。

圖2 光電吊艙改裝結構示意圖Fig.2 Structure diagram of photoelectric pod refitting

3.1 升降機構絲杠選取

根據《機械設計手冊》第3冊第22篇第4章，滑動螺旋副的失效主要是螺紋磨損［13］，因此螺桿的直徑和螺母高度通常是根據耐磨性計算確定。查表22.4-2［13］，根據項目耐磨性中徑計算公式和參數選定，梯形螺紋中徑公式為

式中：d2為螺桿中徑；ζ為梯形螺紋、矩形螺紋，取ζ=0.8；ψ為整體式螺母，ψ的范圍為1.2～2.5；［P］為許用壓強。

滑動速度范圍取低速，螺母材料為青銅，絲杠材料為不銹鋼，因此絲杠中徑的最大值（保守情況）取ψ=1.2，［P］=18 MPa，計算得到d2=12.07 mm。

3.2 電機設計

電機輸出轉矩公式［13］為

式中：MP為克服螺紋間摩擦力所必須的力矩；P0為絲杠負載；ρ為螺紋的摩擦角，ρ=arctanf，其中f為絲杠與支座在螺紋間的摩擦系數，其值見《飛機設計手冊》第9冊表33-21［14］；α為螺紋上升角，α=為螺距；d2為螺紋的平均直徑。

負載P0取絲杠限制載荷為3 277 N，螺距t為4 mm，中徑d2為18 mm，摩擦系數f取有潤滑油的精加工表面為0.15，計算得轉矩為6 580 N·mm，即6.58 N·m。

4 強度分析方法及驗證

改裝區域總體應力計算時，根據飛機機身實際結構以及改裝結構圖紙，分別建立改裝前后改裝區域的機身結構有限元模型。有限元建模時，結構簡化的基本原則為：蒙皮簡化為板殼單元；隔框及隔板簡化為桿板桿單元；長桁和筋條簡化為桿單元；光電吊艙轉塔艙艙壁簡化為板殼單元［15］。

改裝前機身結構有限元模型如圖3所示，改裝后有限元模型如圖4所示。有限元計算時選取開口區前后4個機身框位為計算模型，在機身前部框平面簡支約束，根據圣維南原理，約束僅對約束點附近應力分布有影響，對開口區應力分布無影響。

圖3 改裝前有限元模型示意圖Fig.3 Schematic diagram of finite element model before refitting

圖4 改裝后有限元模型示意圖Fig.4 Schematic diagram of modified finite element model

4.1 機身更改結構

對機身更改區域的結構分別建立改裝前后有限元模型，分析兩種模型在6種給定載荷工況下的計算結果。機身氣密壓力改裝前后應力云圖如圖5～圖6所示，各工況應力計算結果如表6所示。

圖5 改裝前開口區域應力云圖Fig.5 Stress nephogram of opening area before refitting

圖6 改裝后開口區域應力云圖Fig.6 Stress nephogram of opening area after modification

表6 改裝前后改裝區域應力對比Table 6 Stress comparision of refitting aera before and after refitting

從表6可以看出：在6種工況下，改裝后改裝區的機身結構應力水平均低于改裝前，因此可以認為改裝后機身結構綜合應力低于改裝前，即結構滿足強度設計要求。

4.2 絲杠強度

絲杠設計時，絲杠主要承受軸向載荷，用于傳遞電機的輸出轉矩，并對光電吊艙升降機構起支持作用。校核絲杠強度是對本文升降機構絲杠選取、電機選擇等研究工作的驗證。查《機械設計手冊》第3冊，絲杠強度當量應力計算公式［13］為

式中：F為絲杠極限載荷；d1為絲杠內徑；T為絲杠傳遞轉矩。

計算時，當量應力σ為30.2 MPa，絲杠材料為0Cr18Ni9，強度極限為520 MPa，絲杠安全裕度遠大于0。計算結果表明：絲杠計算當量應力較小，材料選擇合理，嚴重載荷作用下，絲杠能夠滿足強度設計要求，因此升降機構絲杠選取和電機選擇合理可行。

5 結論

（1）單力素對比方法基于材料力學的第四強度理論，將后機身看作一懸臂梁，并充分模擬了機身結構的各種受載情況，能夠較為準確地驗證機身結構強度。

（2）光電吊艙載荷設計時包含了吊艙氣動載荷和慣性載荷，并將兩者的最大值同時施加到了結構上，絲桿和電機的結構選擇偏保守。

（3）由于大量國外飛機有改裝需求，采用單力素對比方法作為強度合格的評價指標，在飛機改裝缺乏原始數據或信息輸入較少時，指導同類型飛機改裝設計具有重要參考價值。