某型民机复合材料平尾中央连接的权衡分析

某型民机复合材料平尾中央连接的权衡分析
吕毅;张伟
【摘要】为了能确定某型民机复合材料平尾关键结构的中央连接结构的构型,通过建立中央盒段和中央对接构型的有限元模型,采用迭代设计的方法并严格满足相应的设计要求,保证两种构型的设计是最优的设计,在此基础上,以重量为首要目标进行了权衡分析.从权衡分析的结果来看,考虑到紧固件的增重,中央盒段构型在重量上的优势相对于中央对接构型是很小的,约为1%左右;而考虑到零件数量、装配的工作量,尤其是技术成熟度的指标,可以看到中央对接构型具备了相当的优势.
【期刊名称】《西安航空技术高等专科学校学报》
【年(卷),期】2016(034)005
【总页数】5页(P3-7)
【关键词】平尾;复合材料;中央盒段;中央对接;迭代设计;权衡分析
【作者】吕毅;张伟
【作者单位】西安航空学院飞行器学院,陕西西安 710077;西北工业大学无人机特种技术重点实验室,陕西西安 710072
【正文语种】中文
【中图分类】V221+.8
某型民机的复合材料平尾在确定了外伸段采用多肋式的结构设计方案以后，作为平尾关键结构的中央连接结构存在两种备选构型，分别为中央盒段构型和中央对接构型。

中央对接构型属于多肋式平尾结构的常规构型[1]，目前服役最多的干线客机如波
音B737及空客A320都采用的是这种构型[2]。

中央盒段构型在现今的干线客机
机型中还较少应用，在最新的B787全复合材料平尾中得到了应用，但是，B787
的平尾外伸段采用的是多梁式结构[3]。

由此可见，中央盒段构型和中央对接构型
都是复合材料平尾中央连接的可行方案。

而为了使构型上的决策有科学的依据，则需要对两种构型进行权衡分析。

本文通过建立中央盒段和中央对接构型的有限元模型，采用迭代设计的方法，来保证两种构型的设计是最优的设计，在此基础上，以重量为首要指标进行了权衡分析。

如图1所示，分别为中央盒段构型和中央对接构型示意图。

1.1 权衡分析的假设
(1)重量统计基于有限元模型。

不考虑制造的因素所引起的重量的增加(例如为了机加的公差控制而引入的牺牲层等)，以及紧固件的重量。

(2)考虑到最终平尾的载荷包线是对称的，以及快速迭代设计的需要，所以相同站
位上、下壁板的铺层设计成相同的。

(3)为了方便强度校核，所有缘条都设计成等厚度的。

1.2 迭代设计流程
权衡分析的基础是两种构型的设计均是在设计要求下的最优的设计。

构型的迭代设计流程图，如图2所示。

这里通过两种构型有限元模型的建立，并严格满足相应
的设计要求——包括铺层设计的一般原则，刚度、强度及稳定性要求等——来保
证两种构型的设计都为最优化设计。

铺层设计的一般原则：由于是全复合材料平尾，在构型的迭代设计中对设计的修改主要是对复合材料铺层的修改，为了使迭代计算的结果具有工程上的实用性，对于铺层的修改还应满足铺层设计的一般原则[4]。

刚度要求：平尾主要是按照刚度来设计的，即平尾的变形是需要严格限制的，如果
平尾的变形过大，则会妨碍操纵面的正常工作，甚至出现卡阻的状态。

这里规定，在极限载荷下，平尾的刚度要求如下：
(1)翼尖最大位移<200mm，且两种构型的后梁的变形曲线是相接近的。

(2)翼尖最大扭转角<2°，且两种构型的最大扭转角是接近的。

强度要求，即应变分析准则。

在初步设计阶段，对于复合材料结构通常采用最大应变准则。

应变的设计许用值参照国内外飞机的碳纤维树脂基复合材料层压板的许用应变值[5]。

这里确定为：
(1)拉伸许用应变：3800με ；
(2)压缩许用应变：-3800με；
(3)剪切许用应变：5300με。

应变分析的方法及公式见牛春匀《实用飞机结构应力分析及尺寸设计》[6]。

稳定性要求，即屈曲分析准则，其要求如下：对于复合材料结构和金属材料结构，在极限载荷之前均不允许发生屈曲。

这包括对蒙皮、肋腹板、梁腹板以及长桁缘条、梁缘条等的屈曲分析。

屈曲分析的方法及公式见中国航空研究院《复合材料结构稳定性分析指南》[7]。

2.1 有限元模型的建立
在平尾外伸段结构形式、作动器位置、悬挂点位置、与机身相连的三个铰链接头的位置以及升降舵铰链轴线确定的情况下，为了便于两种构型的有限元建模分析，忽略了升降舵、前缘和后缘舱的影响，采用如图3(a)和(b)所示的两种构型的布置图。

两种构型的结构布置都分为非考核区和考核区。

其中两种构型的非考核区的结构布置是完全相同的。

在考核区，中央盒段构型的11#肋是复合材料蜂窝夹层肋，12#肋的腹板是复合材料铺层结构，肋缘条是钛合金缘条，13#肋是复合材料层合板肋。

中央对接构型的11#肋是铝合金加强肋，12#肋是复合材料蜂窝夹层肋，13#肋的腹板是复合材料
铺层结构，肋缘条是钛合金缘条。

对照图3所示的两种构型的结构布置图，在MSC.PATRAN上建立了如图4所示
的两种构型的有限元模型。

模型的有限元节点建在理论外形上，对于考核段进行了网格的细化。

2.2 载荷及边界条件
权衡分析的载荷包括气动载荷和惯性载荷，由于平尾属于低平尾常规布局，根据Fawcett A等研究可知，平尾的分析及验证包括三种严重的载荷工况：上弯、下弯以及非对称工况[8]。

考虑到最大下弯工况的总载荷是最大上弯工况的1.8倍，且根据假设(2)，所以在
权衡分析中，对称载荷工况只选择最大下弯工况，工况名称为UM。

相较于对称载荷工况，非对称载荷工况可以更好的考核平尾中央对接的设计。

这里根据适航第25部的第25.349条, 利用最大下弯工况UM，采用一侧平尾施加100%载荷，另一侧平尾施加80%载荷的方式来模拟非对称载荷工况，非对称载荷工况
名称为UM_1。

由于平尾是通过3个铰链接头与后机身相连，所以平尾结构是静定的约束在后机
身上的，如图5所示。

3.1 迭代设计的结果
3.1.1 刚度分析的结果
如表1所示，两种构型在UM和UM_1两种工况下的翼稍变形是接近的，且小于200mm；翼尖扭转角也是接近的，且小于2°。

图6～7所示，两种构型在UM和UM_1两种工况下的后梁从翼稍到翼根的变形
曲线几乎是重合的，严格满足了刚度的设计要求。

3.1.2 应变分析和屈曲分析的结果
为了保证两种构型的设计都为最优化设计。

应变分析和屈曲分析的迭代计算的目标
是裕度为0，经过4轮的迭代计算，两种备选构型的有限元模型的各单元其应变分析和屈曲分析裕度都接近为0，从而满足了强度和稳定性的设计要求。

3.2 权衡分析的结果与分析
权衡分析的最主要的指标是结构的重量，其他的指标还包括零件的数量、紧固件的数量、装配工作量、技术成熟度等。

权衡分析的结果,如表2所示。

中央对接构型的重量比中央盒段构型的重了约2%。

中央盒段的连接方式比中央对接的连接方式零件的数量要多，增加的零件包括中央盒段的后梁，一个连接肋等。

由于中央盒段构型相比中央对接构型多出一个连接面，且连接面的长度较长，则保守的估计紧固件的增重为3kg。

从装配的工作量来看，由于中央盒段构型的零件数量较多，且有两个连接面，则装配较为复杂，装配量大。

对于技术成熟度，纵观目前服役的机型，中央盒段的连接方式在多肋结构的平尾上还未曾应用，所以在适航验证上是存在风险的，需要较多的研发试验。

而中央对接的连接方式属于成熟的设计，已被应用到了多种机型上。

(1) 通过对中央盒段和中央对接构型的结构布置，建立了权衡分析的有限元模型，有限元计算的载荷工况最大下弯工况UM以及模拟的非对称载荷工况UM_1，位
移边界条件采用静定的约束。

(2) 通过严格的设计要求，尤其是刚度设计要求，采用有限元的迭代分析计算来保证两种构型的设计为最优。

(3) 从权衡分析的结果来看，考虑到紧固件的增重，中央盒段构型在重量上的优势相对于中央对接构型是很小的，约为1%左右；而考虑到零件数量、装配的工作量，尤其是技术成熟度的指标，可以看到中央对接构型具备了相当的优势。

【相关文献】
[1] 孙振起,吴安如.先进复合材料在飞机结构中的应用[J].材料导报,2015,29 (6):61-64.
[2] 杜善义,关志东.我国大型客机先进复合材料技术应对策略思考[J].复合材料学报,2008,25(1):1-10.
[3] Vankan W J,Maas R,Grihon S.Efficient Optimization of Large Aircraft Fuselage Structures[J].The Aeronautical Journal,2014,118(1199):31-52.
[4] 杨乃宾,章怡宁.复合材料飞机结构设计[M].北京:航空工业出版社,2002:102.
[5] 中国航空研究院.复合材料结构设计手册[M].北京:航空工业出版社,2001:36-38.
[6] 牛春匀.实用飞机结构应力分析及尺寸设计[M].冯振宇,程小全,张纪奎,译.北京：航空工业出版社,2009:80-126.
[7] 中国航空研究院.复合材料结构稳定性分析指南[M].北京:航空工业出版社,2002:9.
[8] Fawcett A,Trostle J,Ward S.777 Empennage Certification Approach[C]//Proceeding of the 11th International Conference on Composite Materials(ICCM-11),July14-
18,1997.Australia:1-17.。