中央翼復合材料后梁大開口補強設計與分析

葛建彪 劉 婷 / Ge Jianbiao Liu Ting

(上海飛機設計研究院，上海201210)

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中央翼復合材料后梁大開口補強設計與分析

葛建彪 劉 婷 / Ge Jianbiao Liu Ting

(上海飛機設計研究院，上海201210)

復合材料作為一種優良的航空材料，具有比強度高、比剛度大，材料力學性能可設計等優點。復合材料中央翼后梁因制造性和維護性要求需要開孔，由于復合材料各向異性的特點，其開口加強結構設計比金屬結構更為復雜。通過中央翼復合材料后梁大開口設計并開展試驗研究，對飛機中央翼復合材料后梁開口結構設計提供技術支持。

復合材料；大開口；后梁；補強設計

0 引言

復合材料相比于金屬材料具有優良的力學性能，一般情況下復合材料具有比強度高、比剛度大、制造工藝簡單以及材料的可設計性強等特性。目前由于航空工業及其他工業的需求，尤其是近年來航空工業對飛機減重以及成本考慮上，高性能的復合材料在設計和制造上得到了很大的發展。目前大多數先進民用飛機中央翼均使用復合材料。

本文對民用飛機復合材料中央翼后梁開展研究，梁腹板與緣條整體鋪設成型，中央翼后梁結構主要承受來自外翼的剪力，承擔部分彎矩、扭矩。為實現結構可達性，中央翼油箱結構必須設置維修口蓋以提供維修通路。本文針對復合材料中央翼后梁大開口布局，設計了其開口形式，比較不同的補強方法對結構效率的影響，從而選擇最優的補強設計。結合試驗驗證了復合材料后梁開口結構設計的正確性，其設計思路和方法對民用飛機結構設計提供了技術支持。

1 后梁腹板開口設計

以某型民機中央翼后梁為參考。選用碳纖維T800級復合材料結構。

后梁開口需要滿足的基本條件為：

(1)滿足基本人孔功能要求；

(2)開口區周邊應力集中小，分布相對均勻；

(3)對后梁整體承載能力削弱最小。

根據不同的開口形式進行對比優化分析。對比后梁結構不同開口的應力應變分布和開口區的應力集中情況，選出一種最佳的開口形式。

后梁腹板主要承擔剪切載荷，45°鋪層的比例超過50%。開口切斷45°纖維的面積越少即對整體承載能力削弱最小，菱形開口為最優開口，但考慮到銳角倒圓，最終確定后梁開口形式為最接近菱形開口的橢圓形，如圖1所示。

圖1 后梁腹板開口形狀

2 開口分析

腹板校核時一般采用最大應變控制法。有限元計算結果中，層壓板的最大拉伸應變，最大壓縮應變，最大剪切應變均不得大于各自許用應變。即：

ε拉<[ε]拉=3 200με

ε壓<[ε]壓=3 200με

τ<[τ]=5 000με

2.1 未開口梁分析

考慮后梁可能承受的最大彎矩和剪力，建立相應的后梁有限元模型，如圖2所示。未開口梁應變結果如圖3所示。

圖2 未開口梁有限元模型

通過計算結果得出所有應變結果均未超過許用應變值，滿足強度要求。

2.2 大開口分析

大開口對復合材料結構性能降低遠高于金屬結構。根據優化后的開口形狀、開口位置建立有限元模型，應變結果如圖4所示。

根據分析結果應變值均已超過許用應變值。

2.3 大開口補強設計

后梁大開口為維修人孔，在維修人員進出時，不可避免地對口邊帶來沖擊產生損傷，所以必須對口邊進行保護，復合材料對沖擊具有敏感性，需要采用金屬鈦板補強。幾種補強方式如圖5～圖8所示。

綜合考慮補強效率，金屬和復材插層補強結合的方式最有效。以2mm厚度的鈦板作為補強厚度來完成補強。金屬加強板(鈦板)通過機械連接的形式連接在中央翼后梁的外側，如圖7所示。同時為了保證復合材料后梁外表面的平整規則，將所有復合材料插層補強區域置于后梁內表面，如圖8所示。鋪層順序見表1。補強結構應變結果如圖9所示。

(a) 0°層應變結果

(b) 90°層應變結果

(c) 45°層應變結果

(d) -45°層應變結果

(a) 0°層應變結果

(b) 90°層應變結果

(c) 45°層應變結果

(d) -45°層應變結果

圖5 大開口梁剖面

圖6 大開口補強方式剖面

圖7 鈦板補強方式(正面)

圖8 插層補強方式(背面)

表1 鋪層順序

(a) 0°層應變結果

(b) 90°層應變結果

(c) 45°層應變結果

(d) -45°層應變結果

經計算分析，后梁開口區域進行補強設計后，發現應變值均滿足控制應變許用值要求。

3 試驗驗證

為了驗證結構設計的可行性，通過剪切板試驗來進行驗證，本試驗可以為復合材料中央翼后梁結構的大開口選擇合理的補強方式。通過試驗結果和計算結果的對比，驗證開口補強設計方法的正確性。

綜合考慮后梁結構的功能要求和結構布置方案，選取了腹板剪切試驗件尺寸及結構形式，腹板試件四邊均為簡支，并承受剪流q的作用,如圖10所示。

圖10 腹板試驗件模型

為對比金屬補強和插層補強兩種補強方式對原結構的影響，本試驗項目對腹板剪切試驗件進行面內靜態剪切試驗，測試其強度、失穩破壞載荷及失穩模態。制作加工9件試驗件，其中開口未補強件、金屬補強件和插層補強件各3件，見表2。試驗件如圖11所示。各試驗結果及其與仿真結果的比對見表3。

表2 試驗項目

圖11 剪切荷載加載裝置三維圖

表3 試驗結果匯總

對表3中試驗結果及其與仿真結果的比對分析可得到以下幾點結論：

(1)金屬補強和插層補強達到了預期的效果，使結構屈曲載荷提高550%～600%。

(2)有限元仿真結果與試驗結果吻合，說明開口補強設計方法是合理且有效的。

通過結果比對可知，對于剪切載荷作用下開口加筋壁板，分析結果能比較準確地反應結構真實工作情況。

4 結論

復合材料開口補強結構設計一直是飛機結構設計的難點，本文初步設計了中央翼復合材料后梁的開口結構，并對開口及周圍補強結構進行了受力分析，分析了開口結構的補強形式，通過試驗驗證了開口補強結構設計的合理性。其設計思路和方法對復合材料開口結構補強設計具有較強的參考價值。

[1] 楊乃斌，章怡寧.復合材料飛機結構設計 [M] . 北京：航空工業出版社出版，2002 .

[2] 中國航空研究院編.復合材料結構穩定性分析指南 [M] .北京：航空工業出版社出版，2002 .

Strengthen Design and Analysis on Large Opening of Center Wing Composite Rear Spar

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

Composite as excellent aviation material is widely used due to its high intensity, stiffness and designable performance. In order to satisfy manufacture process and maintain requirement ,the center wing rear spar needs to open hole. The strengthening structure on composite is more complex than that on metal structure because of composite material anisotropic characteristics. This paper describes large opening design on composite and verifies with experiments. The research can provide technical support for the large opening design on the rear spar of composite center wing.

composite materials；large opening；rear spar；strengthen design

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