一种民机水平尾翼中央翼盒结构的设计与分析

2015-07-26史晓辉

山东工业技术 2015年7期

摘要：分析了几种不同的尾翼中央翼盒结构，结合波音737德克萨斯星结构与波音787的三角盒式结构的优点，确定了一种水平尾翼中央翼盒结构方案。对水平尾翼中央翼盒与后机身框的连接部位进行设计时，考虑了安全可靠性因素，设计了内外轴的枢轴形式。利用CATIA三维制图软件绘制了详细的结构模型。最后借助有限元分析软件对中央翼盒结构进行了强度分析，结果表明设计的水平尾翼中央翼盒结构满足强度和刚度要求。

关键词：水平尾翼；中央翼盒；枢轴；结构设计

0 引言

飞机结构中的尾翼主要包括水平尾翼和垂直尾翼，其中水平尾翼是飞机纵向平衡、稳定和操纵的翼面，垂直尾翼一般起方向安定和方向操纵的作用。尾翼的布局一般分为普通布局、十字形布局和T形布局三种[1]。目前较为成熟的大型民机的尾翼布局一般都采用普通布局形式。

对于飞机结构设计而言，外翼与中央翼盒结构的连接是重要环节之一，连接结构不同，传力路径也不同，对飞机的使用寿命，结构工艺都会产生重要影响[2]。因此，水平尾翼中央翼盒结构的设计对于我国民机研制工作具有重要意义。

大型民机的水平安定面主要分为两种类型[3]：固定式和安装角可调式。固定式是指水平安定面固定在机身或垂尾上，一旦组装完毕，其安装角就不可变。这种类型为两个左右分开的水平安定面或由中央翼盒将左右外翼盒连接成一个整体水平安定面。安装角可调式是指水平安定面的安装角在飞机飞行过程中可以调整。这种类型的水平安定面一般都是通过中央翼盒将左右两部分连接成一个整体，从上个世界90年代开始，世界上有超过70%的干线客机都采用了安装角可调式的水平尾翼[4]。

安装角可调式水平尾翼的结构形式如图1所示。中央翼盒的前端通过升降螺杆机构固定在后机身的加强框上，后端则通过枢轴与后机身加强框铰接。驱动器驱动螺杆转动，平尾中央翼盒前端产生升降运动，使整个中央翼盒产生绕枢轴的转动，从而改变水平尾翼的安装角。

本文对水平尾翼中央翼盒结构进行了设计与分析，基于安装角可调式水平尾翼方案，提出了一种新型的水平尾翼中央翼盒结构，并进行了强度校核。

1 水平尾翼中央翼盒结构方案选定

目前，不同机型上的尾翼中央盒段设计各有特点。结构不同意味着传力路径，刚度和强度特点都不同。本文对6种水平尾翼中央翼盒结构进行了分析。首先，对不同结构形式的中央翼盒建立相应的简化模型。保证每种结构形式中所采用的腹板以及梁的参数完全一致。对不同结构形式的中央翼盒有限元模型施加相同的载荷条件。本文对每种结构有限元模型的梁的接头处均施加10000N的载荷，将结构的最大位移以及最大应力进行比较。比较结果如图2所示。

由上述计算结果可知，方案4得到的结果最好，但是，由于方案4的结构设计中设置了更多的梁，也付出了更多的重量代价。因此，综合考虑重量因素以及计算结果，可以得到方案1（类似波音737-800的德克萨斯星结构）以及方案5比较合理。另外，考虑到传力路径最短的原则，方案5的前梁直接将载荷传递到连接接头处，更好地符合了传力路径最短原则，因此，本文设计的水平尾翼中央翼盒结构采用方案5，具体的结构方案如图3所示。

2 水平尾翼中央翼盒结构详细设计

根据确定的结构方案，对水平尾翼中央翼盒的主要结构进行了详细设计，绘制三维数模。整个中央翼盒结构的前梁为尾翼水平安定面的前梁延伸，在两侧的前梁交汇处设计一个连接接头，如图4所示。材料选用性能较好的30CrMnSiA。

水平尾翼中央翼盒后梁，材料选用7075-T7751铝合金。中间腹板结构设计如图5所示，考虑到腹板位于后机身内部，基本不会受到冲击载荷，因此，可以选择具有比重小、比强度和比模量大等优异性能，但不耐冲击[5]的碳纤维环氧树脂复合材料。

新设计的X型碳纤维环氧树脂复合材料腹板，减轻了结构重量，借助复合材料整体成型技术，减少了连接件数目，提高了结构的维护性。

水平尾翼中央翼盒后梁通过枢轴与后机身的加强框连接，如图6所示。枢轴的设计参考了波音787的设计方案，采用左右两侧分别设计一个枢轴的结构。每个枢轴都采用内外轴设计。提高了连接结构的安全可靠性。

最终得到的水平尾翼中央翼盒结构如图7所示。

3 平尾中央翼强度分析

中央翼盒前梁和后梁的凸缘承受主要轴向力，故简化为杆单元，其他的薄壁结构，如各部件的腹板，均简化为shell单元。建立简化模型如图8所示，模型一共有6317个单元和6658个节点。

施加的载荷主要包括两部分，一部分是由平尾前梁和后梁的凸缘传递过来的轴向力；另一部分是主要由腹板传递过来的剪力。载荷的大小根据文献[6][7]中的经验公式经过计算得到，前后梁的轴向载荷分别为Nf和Nr，前后梁的剪力分别为Qf和Qr其值分别为：

整个结构在中央翼盒的前端的连接接头和后部的两个枢轴处进行约束。由于水平尾翼的传力最后都是通过接头传给平尾中央翼盒与后机身的接头处，因此，应设为固支，约束所有自由度。

建立有限元模型之后，提交到Nastran进行计算。图9为结构的整体应力云图，可以看出，由于整个平尾的载荷最终都传递到中央翼盒与后机身端加强框的接头上，因此，载荷在前端接头处以及后端的枢轴处应力较大。前端接头处最大应力为793MPa，小于所选用的30CrMnSiA的许用应力835MPa，因此，满足强度要求。后端枢轴处的最大应力出现在孔边，大小为471MPa，小于所选用的30CrMnSiA的许用应力。

图10给出了前梁和后梁凸缘的应力云图。对于后梁，最大应力出现在后梁外侧与平尾后梁以及枢轴连接的部位，大小为116.3 MPa，小于所用铝合金材料的许用应力280 MPa，因此，设计符合强度要求。图11是各结构的位移云图，从中可以看出，水平尾翼中央翼盒结构的最大变形出现在水平尾翼前梁与中央翼盒结构的连接处，最大位移大小为18.1mm，满足设计要求。

通过上述分析，设计的水平尾翼中央翼盒结构基本满足强度以及刚度要求。