高低溫和水平突風條件下艙門變形適航仿真驗證方法研究

(南京航空航天大學 民航學院,江蘇 南京 211106)

適航對飛機艙門有安全要求，在飛行過程中，艙門及密封件受到高低溫和水平突風的影響產生形變，若產生間隙將影響艙門密封性。

Franke Goularte等[1]利用有限元方法，模擬密封件與艙門接觸處的壓力分布，對艙門門角處的漏氣情況展開研究。周松官[2]對空中最嚴重工況下起落架艙門的變形進行了仿真分析和實驗驗證，優化了起落架艙門邊界條件，成功減小了受載情況下艙門位移變形和應力響應。呂國成等[3]建立了飛機登機門半堵塞式艙門有限元模型，對極限增壓情況下艙門的應力、位移進行仿真分析，并與實驗數據進行比對，證明了有限元仿真分析的正確性。陳堯渠[4]從艙門結構布局、材料選擇等方面改進了復合材料，并對改進后的艙門的最大應力、應變、位移進行了仿真分析，校核了艙門的強度，并計算了艙門的穩定性特征值，證明了改進設計有效，減重效果良好。徐錦錦[5]通過建立起落架門聯動機構和密封件模型，分析了密封件的受力情況以及在內外壓差作用下密封件的變形情況，并通過數值分析了施加壓差載荷和預緊力對艙門密封性的影響。

國內外關于艙門及其密封件的形變均有討論，但在極端高低溫和水平突風條件下艙門及其密封件的形變研究極少。探討在高低溫和水平突風條件下的艙門及其密封件的形變量能夠更好地表明符合性。在研究確定艙門及其密封件適航要求的基礎之上，建立艙門與其密封件在高低溫和水平突風情況下的形變仿真模型，研究極高低溫、水平突風及其組合環境下，艙門及其密封件形變的變化過程，分析其對相應適航要求的符合性。

1 艙門形變及其密封件的適航要求

1.1 適航規章要求解析

CCAR25與艙門及其密封件形變直接相關的條款為25.305(a)和25.307(a)。25.305(a)規定了結構在限制載荷作用下的變形要求：結構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，變形不得妨害安全運行；25.307(a)規定必須表明每一臨界受載情況下均符合本分部的強度和變形要求，即必須在各受載情況中的最大載荷下驗證結構的強度和變形要求。

參考AC23-19A中“金屬結構如果超過了通過0.2%殘余變形法獲得的變形，則不應使用”,對25.305(a)“有害的永久變形”補充說明[6-8]。

1.2 艙門、密封件可變形裕值

艙門密封件具有優異的柔韌性和變形能力,能夠填充艙門與機身之間的間隙，防止座艙壓力泄露。A320等飛機增壓艙門目前大量使用Ω形硅橡膠密封件，Ω形密封件成本低、質量輕，易于維護，破損后對氣密性影響小；硅橡膠具有優異的氣候耐久性，在最高溫度、最低溫度下也不會產生過大的塑性變形，并且耐腐蝕、抗老化，硅橡膠材料的性能參數如表1所示。

表1 硅橡膠性能參數

密封件安裝在艙門四周，當艙門關閉時，密封件受到擠壓產生一定的壓縮形變，起到密封效果。同時在密封件一側布置擋件，底部通過膠水與擋件連接，限制密封帶的移動[9]。Ω形密封件的形狀、密封原理與密封擋件布置如圖1所示。

圖1 Ω形密封件的形狀、密封原理與密封擋件布置

密封件在工作時受到機身和艙門的擠壓，截面直徑變化量(壓縮率)達到25%～50%，從而可以補償密封表面的變化。Ω形密封件的直徑為29.4 mm，在地面上最大壓縮量范圍即可膨脹量為11.76～14.70 mm，在飛行階段由于艙門變形和座艙壓力，在門和機身處有間隙，壓縮量范圍為5.88～7.35 mm[10-11]，從地面到空中壓縮量減小，即可再壓縮量為4.41～8.82 mm。

2 高低溫和水平突風氣候條件分析

民用航空器運行高度一般在10 km左右。在運行范圍內，高、低溫以及水平突風3種氣候條件對艙門及其密封件的形變影響最直接、最顯著。高、低溫使得艙門及其密封件溫度分布不同，結構產生熱變形；水平突風作用于艙門外蒙皮，增大艙門的形變或塑性應變。

綜合考慮航空標準HB5652.1和最新發布的國家軍用標準GJB1172.2等，選擇表2中的氣象要素作為極端氣候條件，以滿足CCAR25.307(a)中對極限載荷試驗的要求。

表2 影響艙門及其密封件形變的極端氣候條件

3 艙門及其密封件建模

3.1 艙門及其密封件形變研究流程

艙門和密封件形變研究流程如圖2所示，可以簡要概括為“析”“建”“仿”“驗”，即解析適航規章確定形變要求；查閱手冊建立仿真模型；分析極端氣候，仿真形變量；比較適航要求，驗證艙門的適航性。

圖2 基于仿真的艙門及其密封件形變適航符合性驗證流程

3.2 艙門和密封件結構建模

半堵塞式艙門的結構由內外蒙皮、框架、梁、肋以及轉向機構等組成，如圖3所示。氣密載荷首先作用在艙門蒙皮上，再通過蒙皮傳遞到艙門框梁上，進而傳遞到艙門止動擋塊上，最終傳遞到機身上。艙門的一側通過轉向機構(鉸鏈臂)與機身連接，同時兩側都通過止動塊與機身連接，在仿真過程中簡化成與機身相連的鎖定機構位移為零。

圖3 典型半堵塞式艙門結構

基于SolidWorks平臺，構建增壓艙門及其密封件模型。艙門模型的高×寬為1864 mm×917 mm，模型蒙皮厚度為4.16 mm，艙門厚度為166 mm。艙門整體材料選用目前廣泛應用于民用航空器的7150—T7551的鋁合金[12-13]，材料參數如表3所示，其中線膨脹系數為2.34×10-5/℃。

表3 7150—T7751彈性性能參數

4 艙門及其密封件形變分析

4.1 艙門及其密封件形變仿真分析

對以下3種會引起最大的形變量的極端情況進行分析。

① Ω形密封件外側溫度與環境溫度相同,忽略在溫度傳導過程艙門的緩沖作用，此時溫差最大，形變量最大。

② 飛機客艙的溫度一般保持在15～26 ℃的舒適區范圍內[14]，根據地面氣候條件對舒適區溫度有不同的要求，冷環境下舒適溫度偏下限，而在熱環境下則偏上限。綜合考慮，在研究中冷、熱艙內溫度均取平均值22 ℃，在滿足實際情況的同時，保證內外溫差最大。

③ 密封件無擠壓，此時密封件自由形變量最大。

密封件的變形分析借助于有限元軟件ANSYS Workbench模塊中的Transient Thermal和Static Structural功能，先使用Transient Thermal分析出密封件的穩態溫度分布，并將分析結果傳遞給Static Structural，并在Static Structural功能中施加限制載荷，最終分析出密封件的變形。艙門的變形分析方法和密封件變形分析方法相同。ANSYS中數據傳遞，功能執行如圖4所示。

圖4 ANSYS變形分析參數傳遞執行界面

密封件的形變量只受溫度變化的影響，因此只需要分析出高、低溫極端氣候條件下的形變量即可，變形結果如圖5所示，其中左側為極低溫條件下的形變圖，右側為極高溫條件下的形變圖，密封件的最大形變均出現在Ω形的上端。

艙門的變形同時受到水平突風和溫度的影響，需要分析不同氣候條件的改變對形變量的影響，以及二者耦合時對艙門形變的影響。艙門內部為22 ℃時，形變量和等效應變隨著外側溫度變化而變化的情況如圖6所示。由圖像可知，艙門內外溫差越大，形變量和等效應變越大。

圖5 極低、極高溫下艙門密封件的形變量

圖6 艙門的形變量/最大等效應變隨溫度的變化

表2中極低溫、極高溫情況下艙門形變量和最大等效應變受水平突風的影響如圖7所示。由圖像可知，高、低溫條件下增大風速均會增大艙門結構的最大等效應變；二者不同的是，低溫條件下增大風速會減小艙門的形變量，而高溫條件下正好相反，且低溫條件下風速對艙門的形變和等效應變影響更加明顯。

圖7 極低、極高溫情況下艙門的形變量/最大等效應變隨風速的變化

艙門在極低、高溫和突風聯合作用下的最大形變和等效應變如圖8(a)、圖8(b)所示，極低溫無風情況下艙門擋塊附近變形如圖8(c)所示。艙門上端結構簡單，局部剛度小，受溫度和突風影響明顯，產生最大形變；艙門兩端擋塊與機身連接，限制了艙門的移動，約束強，因此最大等效應變出現在兩端擋塊上。

圖8 艙門的最大形變和最大等效應變圖

在高低溫度和水平突風作用下艙門及其密封件的最大形變量和等效塑性應變與安全裕度比較，如表4所示。

通過仿真分析驗證了艙門及其密封件的形變滿足了CCAR25.305(a)中“不產生有害的永久變形”和“變形不得妨害安全運行”的要求。

4.2 艙門典型受力部位理論分析

在仿真分析的基礎上，選擇艙門擋塊為典型受力部位，開展極低溫條件下艙門形變的理論分析。

表4 艙門及其密封件的最大形變量和等效塑性應變與安全裕值比較

在內外溫差作用下，艙門整體處于變形協調狀態，對于滿足平衡條件的任意虛力和相應的虛應力，虛力的虛余功等于彈性體虛余應變能。假設艙門內外溫度線性分布，兩側擋塊簡化成固支約束，可以使用虛力原理進行位移計算[15-16]：

(1)

(2)

式中：dx為微段的熱變形，由熱變形定義有：

(3)

式中：T1，T2為艙門內、外部溫度；α為材料的線膨脹系數；L為艙門總體厚度。聯立式(2)和式(3)計算可得到P點的壓縮變形為

Δ=0.0433 mm

計算結果為正表示形變與假設的虛力方向一致，即產生壓縮形變。由圖8(c)可見艙門擋塊附近的壓縮仿真最大形變量為0.0449 mm，仿真分析與理論解算結果符合。

5 結論

開展高低溫和水平突風條件下艙門變形適航仿真驗證方法研究，主要結論如下：

① 研究確定艙門及其密封件形變適航要求的方法，合理可行。

② 所建立的艙門及其密封件形變仿真模型，以及基于仿真的艙門及其密封件形變適航符合性驗證流程是正確可行的。

③ 所采用的仿真符合性驗證方法可推廣應用于飛機其他部件的相關適航驗證中。