F16全动平尾设计演示文稿

F-16是美国通用动力公司为美空军研制的单发单座轻 型战斗机，主要用于空战，也可用于近距空中支援，是 美国空军的主力机种之一，也是二十世纪最成功的战斗 机之一。 F-16的结构材料80.6％是铝合金，7.6％是钢，2.8％ 是复合材料，1.5％是钛合金，7.5％为其它材料。 尾翼为转轴式全动平尾，为全高度蜂窝夹层结构，蒙皮 为碳/环氧（A5/3501-6）变厚度层合板。平尾主承力 组合件选用钛合金锻件机械加工枢轴与钛合金根肋焊接 而成。雷电防护采用在蒙皮表面铺设铝网的措施解决。



求解和后处理
结果与讨论



将坐标轴建立在根部截面中心，由机翼尺寸和相应 几何关系，可以求出各点坐标如表2。 在这些点的基础上生成相应的线和面，最终完成平 尾模型的建立。


未能找到平尾所采用碳/环氧（A5/3501-6）相关 参数，暂用T300/5208代替。 查得其在简化条件下的基本性能参数如下： E1=181GPa；E2=10.3GPa；G=7.17GPa； v21=0.28。 采用铺层顺序为[454/-454/04/903]s，初始铺层厚 度为0.125mm*30=3.75mm。 在此基础上，依次按倍数增加，直到最大变形和最 大应力基本满足要求。
������0 == 5.92 = × 1692293.4 = 296489.333N 27.87 + 27.87 ������0 296489.333 即：P = = = 50082.658������������
������0 5.92 ������0 ������:������0


× ������

结合表3和以上云图，可知：



最大变形发生在翼梢尾部区域处，最小变形发生在 根部前缘，各处变形由翼根到翼梢逐步增加。由于 在平尾中心弦线的“梁”的存在，起到了类似加筋 板壁的作用，使变形在中心弦线附近得到一定控制。 因此，变形在平尾翼梢后部区域最大。 随着铺层厚度的增加，变形量则兼逐渐减小，因为 铺层加厚导致层合板刚度矩阵A增大，从而起到提 高抗弯刚度和减小弯曲变形的效果。 刚度的增加，也导致了翼梢发生较大变形的区域明 显减少。




最大应力发生在根截面的中部，因为外载荷作用下 的固支板，力矩在平尾的根部最大，导致的正应力 也在距离中面最大处取得最大值。 由于根部前缘处没有外载荷作用，因此最小应力发 生在翼根前缘。 平尾中心弦线后部的应力一般稍大于前部，因为后 掠角的存在形成三角形区域，使得载荷作用的力臂 和对应的力矩得以限制，故前部的应力稍小。 随着铺层层数的增加，层合板的刚度增加，故相同 载荷下的应力逐步减小。



在翼面网格划分为四边形，翼梢则采用自由划分， 网格大小为0.05m。 约束施加在翼根处，视平尾为一边固支。
通过选取面来施加载荷为均布压强，P=50083pa。



分别求出给定铺层顺序下，30、60和90层时的应 力和变形 做出其应力云图和应变云图。


分别列出各铺层状态下的应力和应变，如表3。

采用[454/-454/04/903]s铺层
总层数为90层，铺层总厚度为11.25mm 最大应力为约为535MPa



最大变形约为43mm
采用热压罐成型工艺

ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
不计复合材料的湿热效应和飞机飞行环境的变化。 忽略平尾的各倒角，认为平尾为规则梯形。 略去承力结构、前后缘边条与包边等，即认为该 平尾为全复合材料结构。 简化翼型为菱形，即设计横截面为等边菱形。 载荷的计算只计及气动载荷，忽略激波等瞬间载 荷和材料自重。




平尾翼根长度为a，翼梢长度为b，半展为h，相对 厚度取3%。 可列出如下方程组： 解得： a=2.58m b=0.860m h=1.720m



将平尾需提供的升力F0视为施加在平尾上的一集中力，其作用点 位于中心线1/3处，该复合材料层合板视为一端固支梁，则可以求 出根部最大处的应力σ： 力矩： ������������ = ������0 × = 296489.333 × 最大应力： σ=
������ ������ ℎ 3 1.72 3





平尾尺寸及载荷的计算 ANSYS有限元计算与分析 几何建模 设置材料属性 网格划分、施加约束和加载 求解和后处理 结果与讨论 工艺设计
本文以表1数据为基础，对F16的水平尾翼的尺寸 和载荷做了估算，并利用ANSYS和MATLAB进行了 计算与分析。
1. 2. 3. 4. 5.
= 169987.218N. m


× ������ =
169987.21860 9.9692×10−5
×
0.0774 2
= 659.883������������������

故最大应力发生在根部，为659.883MPa。

可见，最大应力将发生在根部

几何建模
设置材料属性 网格划分、施加约束和载荷
根部最大厚度： t=3%×2.580=0.0774m=77.4mm

尾翼如图所示:

于是求出根部的截面主惯性矩：

I=
2 0.0774 3 = × 2.580 × （ ） = 9.9692 × 10;5 ������4 3 2
2 × 3
a×
������ 3 ( ) 2

飞机需要提供的升力F： F = n × m × g = 9.0 × 19187 × 9.8 = 1692293.4N 假设按照机翼和尾翼面积分配升力 平尾载荷：


ANSYS模拟下，各层铺层状态下的最大应力约为 535MPa，最大变形为43mm。较之前估算结果 659.883MPa稍小，但误差还是比较大。 原因是估算时将平尾三角形区域力臂，认为与矩形 区域的等效力臂h/3相等，事实上三角形区域的等 效力臂应该是线性变化的，这里人为增大了该区域 的力矩，这导致了估算求得最大应力比真实值偏大。