大型飞机复合材料机身结构设计

大型飞机复合材料机身结构设计

李晓乐

（北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100083）

摘要：本文研究了复合材料在大型飞机机身上的应用。利用相关机身结构数据，进行了结构形式的分析和选

择。参照有关规定，针对所设计的飞机机身在气密载荷作用下的情况进行了强度分析，并用这些分析结果来指 导复合材料的结构设计。复合材料选择为层合结构。并依据层合复合材料的特性，进行了层合板的铺层角度设

计和铺层顺序设计。对所设计的大型飞机复合材料机身结构进行了刚度分析，给出了主要构件的应力、应变结 果，证明了这种层合复合材料设计是合理可行的，为复合材料在我国大飞机项目上的应用提供了参考。

关键词：复合材料；大型飞机；机身结构；刚度

The Structural Design of Composites of Large Airplane Fuselage

LI Xiaole

(School of Aeronautical Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100083, China)

Abstract: This paper discusses the application of composite material in the large airplane fuselage. The concrete form of fuselage was analyzed and determined, which based on the data of some existing fuselage structure. Compared with some standard, the strength of the fuselage was analyzed under the pressure load. The result can conduct the structures design. The laminate of composites was chosen. The degree and the order of composite were also determined. The stiffness of the designed composite fuselage was computed, which also showed the result of strain and stress. Analysis manifested that the composites is designed appropriately, and the result can be consulted in the large-aircraft program.

Keywords: Composites, Large Airplane, Fuselage Structure, Stiffness

机身是飞机的重要部件之一，它把机翼、尾翼、起落架等部件连接在一起，形成一架完整的飞机。对大型民用飞机来说，机身还能安置空勤组人员、旅客、装载燃油、设备和货物。现代飞机的机身是一种加强的壳体，这种壳体的设计通常称为“半硬壳式设计”。为了防止蒙皮在受压和受剪时失稳，就需要安装隔框、桁条等加强构件[1~2]。

随着时代的发展，复合材料在飞机设计中的用量越来越大，除了以前的非承力构件，现在主承力构件上也开始采用大量的复合材料设计。但到现在为止，虽然复合材料的用量有了相应的增加，可飞机机身仍然是有金属参加的[1]。

本文针对机身所承受的载荷，确定飞机机身的整体刚度、强度。然后以刚度、强度为基准，设计复合材料的结构形式，并对这种形式的机身进行初步的性能计算，旨在为复合材料在我国大飞机项目上的应用提供一些参考。

1 机身结构设计

作者介绍:李晓乐(1985-), 男, 硕士研究生. ft4331789@

根据波音737-800和A320的机身结构数据，进行结构形式的选择。机身最大高度4.2m，最大宽度3.8m。

1.1 隔框设计

隔框分为普通隔框和加强隔框两大类。普通隔框用来维持机身的截面形状，主要承受蒙皮传入机身周边的空气动力和机身弯曲变形引起的分布压力。加强隔框的主要功用是将装载的质量力和各部件传入的集中力加以扩散，然后以剪流形式传给蒙皮。隔框除了维形作用外，还对蒙皮和长桁起支持作用，隔框间距影响长桁的总体稳定性[2]。

隔框间距选择为559mm(22in)。

普通框和加强框的形式和数据选择如下图所示。

图1 普通框截面尺寸 图2 加强框截面尺寸

1.2 桁条设计

桁条为机身结构的纵向部件，主要承受机身弯曲时产生的轴力和对蒙皮起支持作用，还有就是保证外部蒙皮的稳定性。

桁条截面尺寸如图3所示。

图3 桁条截面尺寸

桁条在同一剖面上的布置是不均匀的，分部的疏密主要依据横剖面上的应力分部状况，根据所设计的机身剖面形状和弦窗的布置，可以得到机身桁条的布置情况。横截面上共58根桁条。平均间距216mm。

1.3 蒙皮厚度确定

蒙皮的作用是构成机身的气动外形，并保持表面光滑；承受剪力和扭矩，并与长桁一起组成壁板承受两个平面内弯矩引起的轴力。蒙皮是根据环向张应力确定的，因此不涉及到弯曲载荷。同时，试验也

证明，由环向张应力所决定的蒙皮厚度对承受机身纵向弯曲载荷是足够的，因为环向张力的应力值是由疲劳来决定的。根据气密舱P ∆增压载荷下蒙皮的工作应力水平确定其蒙皮的初始厚度[3]

。

增压载荷设计指标为：飞行高度11000m ，座舱压力为1800m 。

大气压力随海拔高度而变化，由经验公式得出 当h 高度为1800m 时，压力为：256.501800)02257.01(h P P ×−==80.41kpa

当h 高度为11000m 时，压力为：256.5011000)02257.01(h P P ×−==22.31kpa

P ∆=180011000P P −=58.1kpa

根据气密舱P ∆增压载荷下蒙皮的工作应力水平确定其蒙皮的初始厚度：/PR δσ=,按照波音737的应力水平15.4磅/2

英寸=106.21kpa 进行计算，得初步计算结果为δ=58100×2/106210=1.09mm, 同时考虑到其他因素的作用，将厚度增加到1.5mm 。 2 机身结构强度分析

对机身结构进行静力分析，主要用来求解结构在静力载荷作用下的反应，并得出所需的节点位移、约束（反）力、单元应变和单元应力等。

本次分析中，选取机身纵向2个框距的机身等直段，应用Msc.Patran 软件建立有限元模型。对各元件进行简化：隔框——梁单元；桁条——杆单元；蒙皮——壳单元；客舱地板——壳单元。建立的有限元模型如图4。

图4 机身等直段有限元模型

根据条例和规范，选取安全系数1.5，乘以限制载荷来确定极限载荷。对于增压情况要采用极限系数2.0，乘以使用最大正压差，单独作用于增压舱内[4]。由于增压载荷P ∆为58.1kpa ，则所施加的载荷为116.2kpa 。

机身的材料为铝合金。

由于是考虑增压载荷对机身结构的影响，因此对等直段的两端施加对称约束（z 方向的位移和绕x 、y 轴的转角），对地板中线约束x 、y 、z 三个方向的位移，对机身顶部和底部的中线约束其x 方向的位移。约束的具体形式如图5。

在只有增压载荷作用下，机身等直段的有限元分析结果位移云图如图6所示，应力云图如图7所示。 可以看出，在极限增压载荷为116.2kpa 的情况下，蒙皮的最大位移出现在机身顶部，为0.275m 。最大位移与机身最大高度的比值为：0.275/4.2=6.5%，依据实际经验，这个数值是合理的。最大应力出现在窗户附近，为161MPa ，符合设计要求。