复合材料机翼翼根处连接研究

复合材料机翼翼根处连接研究
赵艳秦，魏士礼
(中航沈飞民用飞机有限责任公司，沈阳110000)
摘要：复合材料在民用飞机上使用比例越来越高,文中针对单通道民用飞机复合材料外翼翼根处连接设计做了详细的描 述，因为翼根处是飞机的外翼、中央翼盒和中机身界面位置，是飞机设计中的重点也是难点。

翼根处连接方案的确定是设计 中关键的技术，怎样处理中央翼前/后梁和竖十字接头的连接、外翼前/后梁和竖十字接头的连接、中央翼上下壁板和外翼上 下壁板连接、零件材料的选择、紧固件使用和翼根处密封设计要求等等，文中都做了详细介绍。

关键词：翼根连接;对接;角盒;复合材料设计
中图分类号:V224 文献标志码:A文章编号：1002-2333(2017)05-0099-04
0引言
复合材料在民用飞机结构上应用比例越来越高，相 对于金属材料，复合材料具有比较高的比强度、比刚度及 良好的抗疲劳性和耐介质腐蚀性[1]。

单通道飞机机翼盒段 采用了复合材料结构使其具有高结构效率、高可靠性、长 寿命和低全寿命期费用[2]。

在相同强度和刚度要求前提 下，与金属材料上/下壁板、前/后梁构成的单通道飞机外 翼盒段结构相比，复合材料构成的上/下壁板、前/后梁构 成的外翼盒段结构，可以实现减重10%~15%的目标。

较飞 机金属机翼盒段的检测间隔延长1.5倍。

维护成本和直接 运营成本(DOC)明显降低。

从图1可以看出，翼根连接是 中央翼盒、外翼和中机身连接的界面，翼根处的几个关键 零件如水平十字接头、垂直十字接头、拉伸角盒对接带板 等设计是翼根连接设计的重中之重。

图1翼根爆炸图
1翼根处受力分析
翼根是连接中央翼盒、中机身侧壁板和外翼的枢纽，中央翼盒承受对称弯矩酝载见图2。

机翼上壁板受压，下壁 板受拉。

翼根主要是把分布在机翼上的空气动力、惯性力 和起落装置等的集中力传递到机身上，与装载的及结构 的惯性力平衡。

并在中央翼盒上达到平衡，有少量的转矩传到中机身侧壁板和龙骨梁。

翼盒作为薄壁梁，承受弯矩 和扭转剪力，把力通过翼根传到机身上。

通过根肋传到中 机身侧壁板，少量传到龙骨梁，最终与飞机阻力及X向惯 性力平衡[2]。

翼根处设计的刚度和疲劳性能要求比较高。

对翼根处零件要有强度和刚度要求，所以材料选择上有 一定要求。

2翼根连接
方案设计
2.1 方案一
这个方案
是A320飞机的
设计方案（见
图3)，机身和
机翼材料都是
金属材料。

机身侧壁板和水平十字接头搭接，水平十字接 头和中央翼/外翼上壁板采用搭接形式，和1#肋搭接。

中央翼/外翼壁板的长桁采用的是工字型的，水平三叉接头 和机翼/外翼下壁板采用搭接形式，外加个连接带板。

中央翼/外翼上壁板工字长桁通过拉伸接头与1#肋连接。

2.2方案二
中央翼
、连接带板
央翼和外翼---------
图3 A320翼根设计方案一
翼根设计方案二如图4所示。

此方案是波音727飞机 设计方案，上翼面用凇型水平接头和机翼上壁板与外翼 上壁板连接，长桁依然采用的是工字型，长桁接头和凇型 下缘条搭接，中外翼后梁通过垂直十字接头加上下2个拉 伸接头来实现连接的。

垂直剪切载荷由腹板传递，弯矩引 起的拉压载荷由上下拉伸接头传递。

而下翼面用土字型 连接中央翼和外翼下壁板。

水平十字接头和中央翼/外翼上壁板直接连接如图5 所示，采用T型长桁，蒙皮和长桁都是金属的，长桁拉伸接 头和长桁的腹板连接，设置3排紧固件，且紧固件的连接 厚度从1#肋开始逐渐递减，外翼长桁拉伸接头和中央翼 拉伸接头通过拉伸螺栓和1#肋连接，把拉伸力传走。

水平十字接头和中央翼/外翼上壁板直接连接如图6 所示，采用T型长桁，蒙皮和长桁可以共固化或共胶结，长 桁拉伸接头和长桁的腹板不连接，且要交错X mm(X值由 强度给定），以避免刚度突变，装配时可以调节。

水平十字 接头和外翼/中央翼上壁板搭接，外翼长桁拉伸接头和中 央翼拉伸接头通过拉伸钉和1#肋连接到一起。

2.5方案比较
4种方案的有优缺点见表1，因为设计目标是采用复 合材料，要求紧固件连接数量减少，节省装配时间，故选 择了方案四。

表1 4种方案比较
优缺点方案一方案二方案三方案四
优点
缺点
配合简单，装配方便
上下连接处
采用整体零
件设计，疲劳
特性好，传力
直接，零件数
量减少
水平十字
接头结构
简单，加
工简单
水平十字
接头结构
简单，加
工简单，
长桁腹板
和拉伸接
头腹板不
连接
中央翼和外翼工字
长桁装配时需要准
确位置，因为会影响
到上面拉伸接头的
安装，且疲劳特性不
佳。

工字长桁不太
适合采用复合材料
装配时对
装配精度要长桁精度
求很高，装配要求高，
锉修量可能金属材料
会很大紧固件连
接多
采用了复
合材料，
接头装配
比方案三
简单，紧
固件数量
减少
3后梁外翼和中央翼梁腹板和垂直十字接头连接飞机结构细节原始疲劳质量是影响飞机结构耐久性 最主要的因素，因此控制结构细节原始疲劳质量是实现 结构耐久性设计的重要环节，所以结构细节设计很重要。

下面介绍后梁垂直十字接头和外翼后梁腹板对接形式、和中央翼后梁腹板搭接形式、与一号肋搭接同时和机身 框也是搭接(见图7)，垂直十字接头与梁对接时要保证外 翼后梁腹板和垂直十字接头中性面对齐，如图8所示。

外 翼下角盒分别与垂直十字接头和梁腹板面连接。

垂直十 字接头和中央翼后梁的搭接形式，中央翼下角盒坐在十 字接头上。

垂直十字接头材料是钛合金锻件。

外翼上凸缘 和外翼上角盒的连接形式采用搭接形式，外翼上角盒、外 翼下角盒、中央翼上角盒和中央翼下角盒材料均采用的
图7后梁翼根的连接
图8 A-A剖面图
是7050-T7451材料。

采用铝合金材料可降低接头机加阶差。

装配时铝合金比钛合金更容易修配，该方案工艺性更 好。

4对接带板
后梁对接带板的设计，外翼后梁腹板和垂直十字接 头是通过对接带板进行连接(见图9)。

后梁的材料是复合 材料，垂直十字接头材料是钛合金。

设计要求梁腹板中性 面和垂直十字接头的中性面要共面，由于外翼后梁是复 合材料，较厚，十字接头是钛合金，较薄，从而造成对接带
图9顺航向看外翼对接带板装配图
个C
图10外翼下角盒和中央翼下角盒装配图
板带有下陷，如图8所示。

对接带板、长桁、垂直十字接头和蒙皮边距要求，设 计要考虑垂直十字接头和长桁间距、后连接带板和蒙皮 间距、后对接带板和长桁之间的间距不大于X mm(X值 和密封要求有关），间距过大不能满足外翼油箱密封设计 要求。

5外翼和中央翼下角盒的设计
外翼下角盒腹板和垂直十字接头采用是三排两列紧 固件连接，与梁腹板采用的是四排两列紧固件连接(见图 10)，设计时要考虑与复合材料连接紧固件边距和间距要 求。

外翼下角盒和中央翼下角盒通过拉伸螺栓和1#肋连 接在一起，传递拉伸载荷。

设计要求是中央翼后梁和垂直十字接头/水平三叉接头采用搭接设计方案。

但是水平三叉接头和外翼后梁/中央翼后梁都是采
用对接设计(如图11所示），为了避免水平三叉接头和中
央翼后梁搭接而开缺口造成设计不对称，从而产生新的
设计缺陷。

设计过程中要考虑拉伸角盒腹板和凸缘采用
对接方案时，两个对接位置要错开一排紧固件连接，避免
造成应力集中。

6外翼上角盒和中央翼上角盒的设计
外翼上角盒和外翼下角盒采用的是相同的设计概
念，因为水平十字接头和外翼/中央翼上壁板都是搭接方
案(见图12)，且位于蒙皮理论外形面和外翼上角盒中央
翼上角盒不直接连接，所以中央翼上壁板和中央翼后梁
凸缘采用搭接方案，这样中央翼上角盒的凸缘和后梁凸
缘搭接，中央翼上角盒的腹板和垂直十字接头也采用搭
图12外翼上角盒和中央翼上角盒装配图
接方案设计。

7外翼和中央翼紧固件设计要求
由于静不定结构中载荷按刚度分配，对于机翼翼根采
用螺栓组连接的结构，其连接螺栓承受的载荷会随结构
刚度变化[5]。

紧固件满足边距及间距要求，确保维修性、可
靠性。

复合材料零件在设计紧固件时必须考虑零件和紧
固件间的电化学腐蚀。

紧固件螺栓最好选择钛合金的，螺
母最好采用铝螺母，当铝螺母和复合材料直接连接时可
以做两种选择，第一种加钛合金垫片，第二种可以在复合
材料连接区加玻璃布。

与复合材料连接紧固件边距常用 (2.5D+1)mm，和复合材料连接紧固件端距常用（3D+1) mm。

翼根区域密封设计要求紧固件的间距尽量为5D。

紧
固件装配时宜采用湿装配工艺。

8结语
在飞机设计中，结构效率是一项重要的性能指标，提
高结构效率可以增大材料的利用率，在满足设计要求的
前提下减轻结构重量[6]，从而增加飞机结构的机动性和续
航性，进而节约燃油是设计中根本。

翼根设计是中央翼盒
和飞机外翼连接的界面，这个位置的设计是飞机设计中
的难点之一，界面复杂，连接件多且装配问题突出，合理
地设计翼根连接件对减少装配工时和减少零件修配有很
大作用。

望这篇文章能给设计者提供有价值的参考。

[参考文献]
[1]柳醉.关于某型飞机垂尾翼根整流罩结构的设计与研究[J].民
用飞机设计与研究，2014(1):18-21.
[2]飞机设计手册总编委会.飞机设计手册第10册:结构设计[M].北
京:航空工业出版社，2001.
[3]方采文，张树军，贾大炜，等.民用飞机外翼与中央翼上壁板连接
应变硬化指数与屈服强度和抗拉强度关系的研究
郑学斌，尚鹏举
(湖南南方宇航高精传动有限公司，湖南株洲412002)
摘要:在材料学中应变硬化指数的物理意义是反映材料均匀变形的能力。

文中通过研究材料的拉伸应力-应变曲线和相 关公式,推导了应变硬化指数与材料的屈服强度和抗拉强度之间的关系和公式，并介绍了如何使用MS Excel的计算功能求 解材料的应变硬化指数n值的方法。

关键词：应力-应变曲线；应变硬化指数；MS Excel
中图分类号:TB 301 文献标志码:A文章编号：1002-2333(2017)05-0102-04 Study on Influence of Strain Hardening Exponent on Yield Strength and Tensile Strength
ZHENG Xuebin,SHANG Pengju
(N FAIC H igh Precision Transm ission Co.,Ltd.,Zhuzhou412002, China)
Abstract:In materials science,the physical meaning of strain hardening exponent is the uniform deformation capacity of the materials.This paper studies on tensile stress-strain curve and related calculation formulas.Through a series of derivation and operation,the relationship and calculation formulas between strain hardening exponent and the yield strength and tensile strength are obtained.A method is introduced to solve materials'strain hardening exponent using M S Excel calculation functions.
Key Word:stress-strain curves;strain hardening exponent;MS Excel
0引言
材料的应变硬化是指由于材料的塑性变形引起的硬
度和强度增加的度量。

应变硬化指数值越大，材料不易进
入分散失稳（即在单调拉伸试验应力应变曲线中的负荷
值最高点处，此处材料发生失稳而颈缩），材料的应变强
化的能力强，即把变形从大应力处向小应力处转移的能 力。

应变硬化指数隐含的物理意义是整个变形区域上应
变分布的均匀性。

应变硬化指数一般用字母n表示，对于
理想的弹性体，1;理想的塑性体，n=0;工程上常用的退
火低碳钢，抑0.2;大多数金属材料，n=0.1~0.5。

一般来说
随着材料的强度增加，值减少[1-3]。

对于一个工程构件来 说，假若应变硬化指数低，那么很可能会在均匀变形量还
很小的时候过早发生局部变形而出现颈缩。

因此高强度
的材料为了避免材料发生软化或者过早形成疲劳裂纹，
一般要求静拉伸时，值不低于0.1。

如上所述，应变硬化指
数n值的高低表示材料发生缩颈前，依靠硬化使材料均匀
变形能力的大小。

应变硬化指数一般要通过特定的试验测量并计算得
到[4-]。

为了能快速直观地得到某种金属材料的应变硬化
指数值，本文通过一般的公式推导，研究应变硬化指数与
单调拉伸抗拉强度和屈服强度的关系，并介绍了如何借
形式的研究[J].民用飞机设计与研究，2015(1):19-22.
[4]张永涛.某型飞机机翼盒段耐久性分析[D].南京:南京航空航天
大学，2008.
[5]赵群，丁运亮，金海波.结构刚度对翼根螺栓组载荷分布的影响
[J].航空学报，2008,29(4):931-936.
[6]何旋.复合材料机翼结构综合优化设计方法研究[D].南京:南京
S(滓）
真实应力-应变(滓-着)曲线
名义应力-应变(S-e)曲线
O e(着）
图1工程应力-应变曲线和真实应力-应变曲线
助MS Excel的强大计算功能求得相应的应变硬化指数n 值的方法和过程。

1工程应力-应变与真实应力-应变的关系
工程中常通过材料试样的拉伸试验得到材料的应力-应变曲线[8]，如图1所示。

材料单调拉伸试验得到的名义应力S等于载荷F除以 试样的原始截面面积A。

，其名义应变e等于试样伸长量驻1 除以原始长度/。

(试样的原始标距），数学表达式如下：
S=F/A0；(1)
e=A///0。

（2)
航空航天大学，2013.
(编辑黄荻）
作者简介:赵艳秦（1973—)，女，高级工程师，主要从事飞机结构设计 工作。

收稿日期：2016-12-28。