復合材料夾層結構機身集中載荷傳力研究

成強

（中航通飛研究院有限公司，廣東 珠海 519090）

1 概述

金屬結構機身中，一般在承受較大集中力的部位布置有加強結構如框、梁等，通過框、梁等結構將集中載荷轉化成機身蒙皮剪流。由于低成本復合材料技術的發展，越來越多的輕型飛機主結構選用復合材料夾層結構設計，這種無框無桁的筒形復合材料夾層結構機身可以使座艙的空間最大化，提高了飛機的舒適度[1]。由于該機身內部沒有布置框和桁，集中力無法通過框、桁轉化成機身蒙皮的剪流，因此該結構的連接設計和分析成了最大的難點。

復合材料連接形式主要包括三大類：膠接、機械連接、膠鉚混合連接。其中機械連接又分為鉚釘連接和螺栓連接。鉚釘連接一般用于受力較小的部位，螺栓連接廣泛用于承載能力較大和比較重要的受力構件上[2]。

復合材料機械連接的破壞模式有單一型和組合型兩類，其中單一型中的擠壓破壞是局部性質的，通常不會引起結構的災難性破壞，是設計預期的破壞形式。從保證連接的安全性和提高連接效率出發，我們在設計時應盡量使螺栓連接的破壞形式是與擠壓破壞有關的破壞模式。

2 主承力結構螺栓連接概述

主承力結構連接技術作為某型通用飛機復合材料主承力結構研究的一項關鍵技術被提了出來，目的是為了解決主承力結構研究中遇到的連接問題，使連接結構在滿足強度要求的基礎上達到更高的連接效率[3]。根據主承力結構的結構布局形式，機械連接涉及到的部位包括機翼與機身連接、發動機支架與機身增壓艙防火墻的連接等。本文主要研究機翼與機身的連接，某型通用飛機主要結構布局如圖1 所示。

圖1 某型通用飛機

2.1 機翼機身連接結構形式介紹

某型飛機機翼是整體機翼，由一根整體前梁和一根整體后梁貫穿整個機翼。機翼通過前梁兩個接頭和后梁兩個接頭將載荷傳遞到機身增壓艙，翼身接頭通過螺栓與機身連接，如圖2、圖3 所示。機身增壓艙主要采用3 芯3 復合材料夾層結構真空固化成型，蜂窩采用AHN 4120-3/16-3.0 過拉伸NOMAX 蜂窩。面板采用碳纖維預浸料平紋織物，局部使用單向帶預浸料加強。增壓艙與翼身接頭連接部位采用預成型件加強墊塊作為芯材，與泡沫芯材拼接。加強墊塊是材料為碳纖維預浸料平紋織物制作而成的層合板。增壓艙除了前壓力框和后壓力框外無其它隔框。

圖2 機翼與機身連接示意圖

翼身接頭集中載荷通過螺栓傳遞到加強區，加強區以面內的拉力、壓力和剪力將載荷擴散到機身壁板。每個翼身連接接頭由4 個HST12-10-22 鈦合金高鎖螺栓（編號為1、4、5、6）和2 個HST12-10-23 鈦合金高鎖螺栓（編號為2、3）、5個HST12-8-21 鈦合金高鎖螺栓（編號為7 到11）、5 個HST12-8-8 鈦合金高鎖螺栓（編號為12 到16）與機身連接，如圖3 所示。

圖3 螺栓編號

該飛機機身的嚴重工況為空中飛行時的正突風情況和兩點水平著陸情況。在這兩種嚴重工況下，機身有法向過載，慣性力指向地面。這些慣性力在機身橫截面上產生橫向剪力和彎矩，導致機身彎曲變形。機身變形后，對機翼有一個夾緊的趨勢，產生一對內力。復合材料結構主要的承載特點是承受面內載荷能力較強，而承受面外載荷能力較弱。螺栓連接中，螺栓的受力形式主要包括受剪、受拉（壓）以及兩者的組合。由于機身與機翼連接處沒有加強框，采用機身蒙皮加強的方式擴散機身機翼接頭的集中載荷，機翼傳給機身的法向剪力使與蒙皮連接的螺栓除了剪力，同時還承受拉（壓）力，即機身蒙皮要受到較強的面外載荷，這對于復合材料受力是極為不利的。但如果載荷適當，采用此種連接與傳統加強框連接相比，還是會節省很多零件、緊固件數量和重量。

2.2 連接區受力分析及問題提出

由于翼身接頭與機身蒙皮采用多個螺栓直接連接，受力分析可知，由于螺栓連接處蒙皮為圓弧形，接頭受力主要包括機翼升力、機身慣性、機身扭轉、機身彎曲等產生的剪力和拉（壓）力。在連接區由于剪力是一個面內的載荷，復合材料承受這種載荷是最為擅長的，而解決承受這種載荷的措施無論是在分析手段還是工程應用方面都有較為成熟的經驗。而機身蒙皮所受的拉（壓）力是一個面外載荷，復合材料承受這種載荷的能力有限，這種載荷往往是最需要關注的。

通過對該處連接計算，結果表明編號為9、10 和11 的螺栓，由于螺栓軸向與機翼剪力方向接近一致，產生的拉（壓）力大于剪切力，在滿足拉（壓）的情況下，剪切強度和擠壓強度必然滿足。因此，該處連接的問題可以歸結為如何滿足接頭的承拉（壓）強度和剛度問題。

3 解決措施

3.1 翼身連接強度的數值分析

對不同載荷工況下的翼身連接所受的載荷進行分析計算，比較計算結果，說明飛機在兩點水平著陸情況下，翼身連接載荷最為嚴重。分析是在全機有限元模型上完成的，全機載荷配平后進行慣性釋放，提交NASTRAN 求解[4]。機身復合材料夾層結構使用多層的殼單元（SHELL），為了更精確地獲得載荷擴散情況，對加強區的網格進行了細化，最小網格的特征長度約為5mm。翼身金屬接頭同樣使用殼單元建模，連接螺栓使用CFAST 單元模擬。有限元模型如圖4 所示。

圖4 有限元模型

分析結果表明，機翼通過翼身接頭傳給機身的載荷得到了有效擴散，機身碳纖維織物、芯材等強度均滿足設計要求。嚴重載荷工況下的碳纖維織物材料的最小壓縮應變云圖如圖5 所示。

圖5 機身碳纖維織物最小壓縮應變云圖

提取所有載荷工況下機身機翼連接螺栓的內力可知，前梁右側翼身連接處編號11 的螺栓載荷最大，最大軸向力為9130N，最大剪力為6748N，均小于螺栓的許用值。使用螺栓載荷對機身蒙皮的孔擠壓強度和拉脫強度進行校核，強度裕度均大于0.2。因此，翼身連接強度滿足設計要求。

3.2 翼身連接形式的平板拉脫試驗

理論分析可知，剪力的影響對于接頭強度的影響不大，所以我們對試驗進行了適當的簡化，將剪力的影響略去。我們設計了翼身連接接頭平板拉脫試驗，驗證翼身連接結構形式，并對接頭的承載能力和強度的影響條件進行分析和研究[5]。圖6 為試驗件安裝示意圖，圖7 是部分試驗件破壞后的照片。

圖6 機身夾層壁板拉脫強度試驗安裝示意圖

圖7 部分試驗件破壞后的照片

3.2.1 夾層結構面板厚度對強度的影響

夾層結構承受螺栓拉（壓）載荷，主要就是面板來承受面外載荷，這種載荷通常使面板拉脫破壞。取三種鋪層厚度的面板進行對比試驗，試驗結果表明隨著接頭鋪層厚度的增加，接頭的承載能力也相應增加。

3.2.2 墊片尺寸對強度的影響

螺栓載荷是一個集中力，集中力擴散涉及到有效寬度的問題，增大有效寬度可以提高接頭的承載能力。一個簡單的解決辦法是采用更大的墊片，使載荷分配的更為均勻。取一種鋪層厚度進行不加墊片和采用大面積墊片的試驗，試驗結果表明不加墊片破壞模式通常表現為螺栓拉脫破壞，為局部破壞，而采用大墊片則表現為接頭的整體破壞。

4 結論

通過對某型通用飛機復合材料主承力結構螺栓連接的數值分析和試驗研究，我們對復合材料螺栓連接設計有了進一步的認識，并驗證了之前的一些推論，同時表明所用的計算分析結果達到了工程應用的精度。由于試驗條件和時間限制，對于螺栓連接的影響因素更多的停留在問題的定性分析上，還不能夠形成用于指導工程設計的試驗數據曲線，因此后續還要根據具體結構采用必要的試驗來進行驗證。