典型复合材料襟翼结构强度设计

典型复合材料襟翼结构强度设计
万建平1，李朝光2，杜龙2
(1.海装武汉地区军代局，湖北武汉430011；2.中航工业洪都，江西南昌330024)
现代飞机为了增加升力，提高机动性，减小大迎角下失速速度，改善起飞和着陆性能，在机翼前、后缘除布置横向操纵用的副翼和扰流片外，还布置了大量的增升装置，其形式很多，包括各类襟翼和缝翼[1]。

飞机的性能与飞机结构的重量密切相关，减轻结构重量是飞机研制工作中的主要目标之一。

复合材料具有比刚度和比强度高、抗疲劳和抗腐蚀性能好等优点，在航空、航天结构中得到了广泛的应用，其应用范围已由最初的次承力结构扩展到主承力结构。

目前，在新研飞机的翼面结构中大量采用复合材料，有些翼面结构甚至采用全复合材料设计[2]。

以往飞机襟翼多采用全金属结构，重量大，且装配变形较难控制，表面质量不高。

本文采用等刚度设计原则，提出了一种典型复合材料襟翼结构设计方案，并进行了强度分析。

1 复合材料襟翼结构设计
1.1 结构形式
在确定复合材料襟翼的结构形式时，对两种方案进行了详细的对比分析：一种采用梁式结构，另一种为全高度蜂窝夹层结构。

梁式结构主要由上下蒙皮、金属梁、长桁和若干翼肋组成：蒙皮只承受剪应力；金属梁缘条承受绝大部分弯矩引起的正应力，剪力由梁腹板传递；扭矩由蒙皮和金属梁组成的闭室来传递；翼肋支持蒙皮和梁腹板并传递集中载荷。

全高度蜂窝夹层结构主要由上下蒙皮、金属梁和少量翼肋组成：弯曲载荷由金属梁缘条和被蜂窝芯材密集支撑的蒙皮共同传递；剪力由梁腹板和蜂窝芯传递；扭矩由蒙皮和梁组成的闭室来传递。

由于有蜂窝芯对蒙皮的密集支持，因此除端部接头处安排翼肋外，可以取消其它普通肋。

摘要：提出了典型复合材料襟翼结构设计方案，包括结构形式及铺层设计。

在此基础上，采用MSC. PATRAN建立复合材料襟翼有限元模型，利用MSC.NASTRAN进行有限元分析，给出了主要构件的强度计算结果，证明该设计方案合理可行，并满足减重设计要求。

关键词：复合材料；襟翼；结构设计；强度分析
Structur e and Strength Design of Typical Composite Flap
Wan Jianping1，Li Chaoguang2，Du Long2 (1.Wuhan
Navy Representative Office,Wuhan,Hubei,430011
2.AVIC Hongdu Aviation Industry Group, Nanchang, Jiangxi, 330024)
Abs t r ac t：Including structure configuration and layer design, the structure design plan of typical composite flap was proposed in this paper. Then the model of composite flap was established with MSC.PATRAN,and the strength of the flap was analyzed with MSC.NATRAN software. The results showed the design plan of composite flap is feasible and satisfied with the weight reducing requirements.
Key wor d s：composite; flap; structure design; strength analysis
对比两种结构形式，梁式结构的抗弯材料都集中在翼梁缘条上，结构形式和装配工艺简单；全高度蜂窝夹层结构具有比强度高、成本低、工艺方法成熟、零件数量少和装配工作量少等优点，但蜂窝夹层结构对密封防潮要求较高，且为传递集中载荷，复合材料襟翼上布置了几个加强肋，导致蜂窝芯分为多段，增加了夹层结构的制造难度。

经综合分析，最终选择采用梁式结构。

复合材料襟翼的结构简图如图1所示。

上蒙皮过4个悬挂接头和两个操纵作动筒连接在机翼上。

基于等刚度设计原则，并考虑不改变原翼盒接头设计及装配关系，承受集中载荷作用的加强肋仍沿用金属结构设计，而蒙皮和普通肋采用复合材料结构。

复合材料蒙皮分为上、下蒙皮，在襟翼前缘与前缘条通过钛合金抽钉机械连接，上、下蒙皮与肋、梁用钛合金抽钉机械连接。

1.2 结构选材
翼梁分为内段梁和外段梁，材料分别选用航空上常用的LC9和7050-T7451铝合金，长桁和加强肋选用LY12铝合金（表1）；蒙皮和普通肋选用国产碳
15 肋处上蒙皮
15 肋处下蒙皮
内段梁
外段梁
下蒙皮
肋纤维复合材料CCF300/BA9916-II（表2），单层厚度
为0.125mm，纤维体积含量60%，密度为1.59g·cm-3。

表1 金属材料参数
图1 复合材料襟翼结构简图
复合材料襟翼为复合材料与金属混合结构，通
表2 CCF300/BA9916-Ⅱ复合材料性能参数
E11/GPa E22/GPa G12/GPaν12X t/MPa X c/MPa Y t/MPa Y c/MPa S/MPaρ/g·cm-3 1289.75 4.60.269157911017618289 1.59
1.3 铺层设计
1）蒙皮
蒙皮的功用主要为维持襟翼外形，直接承受气
动载荷并把它传递到襟翼的梁和肋上。

上蒙皮主要
承受压应力，为稳定性约束；下蒙皮主要承受拉应
力，为应变约束。

上蒙皮设计成分段变厚度，下蒙皮
为等厚度。

蒙皮铺层参数见表3。

表3 蒙皮铺层参数
部位铺层参数厚度/mm
上蒙皮［±45/±45/02/±45/90/0/±45］S
3［±45/02/±45/90/0/±45］S 2.5
［±45/02/90/0/±45］S2
［±45/0/90/±45］S 1.5
下蒙皮［±45/0/90/±45］S 1.5
2）翼肋
翼肋是横向受力构件，主要支持蒙皮维持气动外形。

因此，普通肋的铺层要按对蒙皮壁板的支持刚度要求设计，其铺层为：［±45/±45/±45/90/0］S。

2 有限元模型的建立
复合材料襟翼有限元模型如图2所示。

图2 复合材料襟翼有限元模型
2.1 网格划分
在复合材料襟翼结构有限元建模过程中，根据各元件的承载特点，分别选用以下几种单元：
1）金属梁缘条、长桁和所有肋缘条选用杆元；
2）蒙皮和普通肋腹板选用壳元；
材料E/GPaνσb/MPaρ/g·c m-3
L C9710.33490 2.8
7050-T7451710.33510 2.82 L Y12710.33420 2.8
3）金属梁腹板和加强肋腹板选用纯剪板元。

2.2 约束和载荷
为了尽可能地求得复合材料襟翼在设计载荷作用下真实的内力值，应尽量保证模型的约束条件和真实情况一样。

因此，将复合材料襟翼模型支持在机翼模型上进行有限元分析。

在保证总载荷、总压心不变的条件下，根据静力等效原则，采用多点排方案将分布的气动载荷分配到复合材料襟翼有限元模型的上翼面节点上。

3 强度分析
3.1 有限元分析结果
采用NASTRAN 软件进行计算，结果如图3～图6所示。

（a）最大主应变云图（b）最小主应变云图（c）最大剪应变云图
图3 复合材料襟翼上蒙皮应变云图
（a）最大主应变云图（b）最小主应变云图（c）最大剪应变云图
图4 复合材料襟翼下蒙皮应变云图
（a）最大主应变云图（b）最小主应变云图（c）最大剪应变云图
图5 复合材料肋应变云图
图6 斜梁和金属翼肋平均剪应力云图
图3为复合材料襟翼上蒙皮应变云图，最大主
应变为1150με，出现在20肋～21肋之间上蒙皮后缘位置；最小主应变为2260με，出现在18肋～19肋之间上蒙皮后缘位置；最大剪应变为1310με，出现在18肋～19肋之间上蒙皮后缘位置。

图4为复合材料襟翼下蒙皮应变云图，最大主应变为1490με，出现在19肋～20肋之间下蒙皮前缘位置；最小主应变为984με，出现在15肋～16肋之间
下蒙皮后缘位置；最大剪应变为1230με，出现在19肋～20肋之间下蒙皮前缘位置。

图5 为复合材料肋应变云图，最大主应变为1490με，出现在20肋前缘位置；最小主应变为1310με，出现在20肋后缘位置；最大剪应变为1230με，出现在20肋后缘位置。

图6为斜梁和金属翼肋平均剪应力云图，最大平均剪应力为43.8MPa，出现在16肋～17肋之间的斜梁腹板上。

3.2 总体强度校核
Hoffman失效判据考虑了单层拉压强度不同的特点，因此本文采用Hoffman失效判据计算复合材料的单层失效系数。

Hoffman失效判据的表达式为[3]：
上式中：X t、X c、Y t、Y c、S t和S c分别为轴向拉伸、轴向压缩、横向拉伸、横向压缩、横向剪切和轴向剪切强度。

当某位置F≥1时，认为该处层合板失效，而当某位置F<1时，认为该处层合板是安全的。

图7为复合材料襟翼结构最大失效系数云图，上蒙皮最大失效系数为0.17，出现在18肋～19肋之间上蒙皮后缘位置；下蒙皮最大失效系数为0.129，出现在20肋～21肋之间下蒙皮前缘位置；复合材料肋最大失效系数为0.129，出现在20肋前缘位置。

本文对于金属结构件的强度校核使用最大应力准则。

分析结果见表4，可以看到复合材料襟翼结构满足总体强度设计要求。

表4 总体强度校核结果
构件强度准则计算结果校核结果
复合材料结构件Hoffman 准则0.17<1，满足
金属结构件最大应力准则43.8<294，满足
（a）上蒙皮最大失效系数（b）下蒙皮最大失效系数（c）复合材料肋最大失效系数
图7 复合材料襟翼结构最大失效系数
3.3 稳定性分析
本文采用工程算法计算了复合材料襟翼蒙皮在
双向受压情况下的失稳临界载荷，计算时采用四边
简支约束。

计算公式如下式[4]：
式中：D11，D22，D12，D66为复合材料层合板的弯曲
刚度系数；
N x，N y为单位长度上的轴压屈曲载荷；
a为板的长度；
b为板的宽度；
m和n分别为沿板的x 轴方向和y轴方向屈曲
半波数。

对于已知比值N y/N x，m=1，2，3，…，n=1，2，3，…，
上式可以算出一系列N x，最小值即为临界失效载
荷N x,c r。

经计算，复合材料襟翼上蒙皮在18肋～19肋之
间受载最严重，稳定性剩余强度系数为1.51，满足设
计要求。

3.4 变形分析
图8为复合材料襟翼和金属襟翼位移云图，在
相同载荷情况下，复合材料襟翼最大位移为220mm，
金属襟翼最大位移为322mm，均出现在翼尖处。

计算
结果表明，复合材料襟翼结构的刚度高于原金属襟
翼结构。

4 结 论
（a ）复合材料襟翼位移云图
（b ）金属襟翼位移云图
图 8 复合材料襟翼和金属襟翼位移云图
北工业大学出版社，2001．
[2] 陈绍杰． 无人机上复合材料的应用与研究[J]．飞机设计，2003，（3）：26-30．
提出了一种复合材料襟翼结构设计方案， 与原 金属方案相比减重达 11.47%。

强度分析表明，该方案 合理可行，满足强度设计要求。

[3] 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，2004．
[4] 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．
(收稿日期：2014－10－07）
>>> 作者简介
万建平，男，1962 年 1 月出生，1984 年毕业于海军航空工程学院，高级工程师，主要从事航 空装备管理工作。

参考文献
[1] 陶梅贞．现代飞机结构综合设计[M]．西安：西。