姜成杰

【摘 要】复合材料具有良好的设计性、工艺性，其比强度高、比刚度大的优点对于结构减重效果明显，目前空客和波音最新机型复合材料占比均超过50%。某型飞机复合材料平尾整流罩采用复合材料泡沫夹层结构，该结构取代铝合金结构，在重量、防火性和抗破坏等方面优势明显。本文基于新颖的气囊加载方式，采用了封闭金属容器限制方法，对整流罩进行了加载试验。通过对比基于Hypermesh的有限元整流罩建模分析结果，验证了某型飞机复合材料平尾整流罩结构满足刚度设计要求，为复合材料泡沫夹层结构在飞机结构设计中广泛应用，提供了试验和理论依据。

【关键词】复合材料；翼根整流罩；气囊加载；有限元分析

0 引言

近些年来，复合材料技术在各国的航空工业中得到了迅猛的发展，波音和空客的最新机型复合材料占比均超过了50%。二十世纪的飞机多采用金属材料，相比金属材料，复合材料不仅具有人们熟知的比强度高、比刚度大以及抗疲劳性好和耐腐蚀性好等优点，其良好的工艺性和设计性亦是其巨大的优点，二十一世纪越来越多的飞机采用复合材料结构，这已成为提升飞机结构效率和设计工艺性的重要方式。目前，飞机的多个结构部位应用复合材料均取得成功，例如飞机水平尾翼与机身对接区域的整流罩就采用复合材料泡沫夹层结构。本文基于气囊加载技术，对该整流罩进行试验研究，并通过hypermesh有限元建模分析，验证该结构刚度满足设计要求。

1 翼根整流罩结构概述

水平安定面翼根整流罩位于水平安定面上下壁板根部，用于维持后机身侧壁板大开口的密封性，提高飞机的气动性能。单侧翼根整流罩分为上罩体与下罩体，上下罩体均为“L”型整体式结构，包括内外面板、泡沫芯、密封件等。罩体一侧通过托板螺母安装于水平安定面上下壁板处，另一侧通过P型密封件接触后机身壁板，以达到后机身开口密封效果。水平安定面翼根整流罩主要承担自身的气动载荷。

如图1所示为单侧上下整流罩，面板材料为高温固化的标模高强碳纤维增韧环氧树脂预浸料织物，CMS-CP-304规格，37型280级3K-5H；泡沫芯材料聚甲基丙烯酰亚胺闭孔刚性泡沫，CMS-CP-403，C级3类，厚度为12.7mm；连接紧固件牌号为NAS1580V3及NAS8803A。整流罩剖面图如图2所示。

2 基于气囊加载的试验技术

在结构模型试验或全尺寸试验中，通常利用分布载荷演化而将载荷等效离散到有限个结点上，并通过杠杆系统来实施加载[1-4]。为了同时对各加载点实施按比例加载，还必须设计复杂的加载控制与协调系统[5-9]。该方法对于大型飞机系统试验仍是不可取代的方法，它具有原理简单、加载技术成熟等优点，弊端是具有高昂的成本和复杂的加载系统。此外，受限于试验条件试验环境，不能对于理论设计的每个加载点都实施加載，因而存在一些过度的简化。特别是对于均布载荷的施加，该方法显得力不从心。气囊加载系统具有施加均布载荷的优点，对于传统的杠杆系统加载优势明显。

一个典型的气囊加载装置包括加载气囊，限制结构等装置，如图3所示。其工作原理为：首先将气囊通过特制的限制结构和加载面保持贴合，通过在气囊中充气使其具有相应的压力，该压力通过两者的贴合面传递到被加载结构中，并形成相应的法向力，控制气囊内外压差即可控制施加的局部载荷。

图3 气囊加载装置示意图

下面通过受力分析来研究气囊加载的控制律。为了进行一般性分析，我们假设：（1）气囊织布忽略其他受力仅考察表面张力；（2）气囊织布紧贴加载面，无任何空隙，无摩擦力损耗；（3）忽略不计气囊织布厚度对试验的影响；（4）忽略不计因为气囊充气压力的增大而导致的织布本身变形；（5）忽略不计气流运动对压力的影响。

由于与加载面紧贴的气囊负责传递载荷，因而取其为研究对象，建立相应的力学分析模型，如图3所示。其中，气囊压力差值设为p，方向沿加载面表面内法向；在给定加载面及充气压力的条件下，织布的张力大小与位置有关，另其为位置坐标（x， y， z）函数，方向沿囊壁表面切向张拉的方向；限制织布沿加载面运动的支持力，即被加载结构的反作用力，大小等于加载载荷数值，方向沿加载面表面外法向。

对图3中选取的研究对象进行受力分析，得：

对式（1）积分，得：

其中： t 为气囊织布的厚度； S 为所研究织布的曲面； s 为所研究织布的边界。由式（2）可知，对结构施加的载荷 fN 不仅与压强 p及织布张力 fT 有关，而且还与加载面的几何特性有关。本次试验整流罩加载面曲率较小，可以近似认为其为平面，则式（2）可以简化为：

即：（4）

其中：S 为加载面织布的面积； c 为加载面织布边界的周长； t 为气囊织布的厚度。

3 试验研究

受篇幅所限，本试验仅以平尾翼根整流罩下罩体为例进行试验和分析。试验采用全桥位移计测量整流罩壁板前后两端点以及壁板中间的位移。整流罩试验加载如图4所示。

3.1 测量部位、测量情况以及测量数据分析

3.1.1 位移应变测量点

如图5所示，①②③为位移测量点，①为整流罩的前缘，②为整流罩中间位置，③为整流罩的后缘。

3.1.2 位移数据分析

通过四个工况的加载试验，测得三个位移监测点的数值为：

4 有限元分析

4.1 结构简化模式

根据翼根整流罩结构的受力特点，在有限元计算模型中，罩体面板、连接带板和密封件罩的相关结构都简化为壳元，泡沫夹芯简化为体元，如图6所示。

图6 水平安定面翼根整流罩有限元模型

4.2 载荷分配

根据整流罩载荷分配情况，将翼根整流罩在X方向分为五个剖面，五个剖面的X全机坐标分别为37.915、38.115、38.515、38.915、39.015，单位m。将五个剖面的载荷以均布载荷的方式施加在对应的剖面上，即保证每个剖面的压强与面积的乘积等于对应的载荷。由于每个载荷均为对应平面的法向力，故载荷以垂直于对应剖面的方向施加。载荷分区如图7所示。

4.3 约束形式

翼根整流罩通过螺栓与水平安定面连接，且受水平安定面法向位移约束，将整流罩对应的螺栓位置通过CWELD单位连接，并约束12346五个方向自由度；而整流罩与水平安定面接触面，以紧固件位置作为约束面分界线，只约束面法向即2自由度，如图8所示。

4.4 有限元分析结果

将前处理完成的模型提交计算软件NASTRAN，可得四个工况位移变形云图，如图9所示，通过提取位移监测点的位移数值，可以得到对应的位移数值，如表2所示：

对比试验结果和有限元计算结果，可以得出如下结论：

a）试验计算结果比有限元结果小，误差在5%左右，这是由于试验加载中气囊边角处未能接触，因而接触面积小于理论值；

b）试验和理论分析都证明了整流罩设计满足刚度要求，为复合材料泡沫夹层结构在飞机结构设计中广泛应用，提供了试验和理论依据；

c）有限元分析中，位移变形对于约束形式较为敏感，不仅要约束对应的螺栓接触，还要对整流罩与平尾的面接触进行约束，这样才能准确地模拟整流罩位移变形。

5 结论

本文基于新颖的气囊加载方式，采用了封闭金属容器限制方法，对整流罩进行了加载试验。通过对比基于Hypermesh的有限元分析结果，分析研究了气囊加载技术的优缺点；验证了某型飞机复合材料整流罩结构刚度满足设计要求，为复合材料泡沫夹层结构在飞机结构设计中广泛应用，提供了试验和理论依据。此外，通过研究整流罩有限元模型约束形式，确定了对于既有螺栓约束，又有面接触的特殊结构有限元模型形式，为整流罩有限元结构分析技术提供了实践依据。通过以上研究，为平尾整流罩复合材料泡沫夹层结构在大型飞机上的安全应用提供了保证。

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[责任编辑：朱丽娜]