復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)機(jī)身集中載荷傳力研究

成強(qiáng)

（中航通飛研究院有限公司，廣東 珠海 519090）

1 概述

金屬結(jié)構(gòu)機(jī)身中，一般在承受較大集中力的部位布置有加強(qiáng)結(jié)構(gòu)如框、梁等，通過框、梁等結(jié)構(gòu)將集中載荷轉(zhuǎn)化成機(jī)身蒙皮剪流。由于低成本復(fù)合材料技術(shù)的發(fā)展，越來越多的輕型飛機(jī)主結(jié)構(gòu)選用復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，這種無框無桁的筒形復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)機(jī)身可以使座艙的空間最大化，提高了飛機(jī)的舒適度[1]。由于該機(jī)身內(nèi)部沒有布置框和桁，集中力無法通過框、桁轉(zhuǎn)化成機(jī)身蒙皮的剪流，因此該結(jié)構(gòu)的連接設(shè)計(jì)和分析成了最大的難點(diǎn)。

復(fù)合材料連接形式主要包括三大類：膠接、機(jī)械連接、膠鉚混合連接。其中機(jī)械連接又分為鉚釘連接和螺栓連接。鉚釘連接一般用于受力較小的部位，螺栓連接廣泛用于承載能力較大和比較重要的受力構(gòu)件上[2]。

復(fù)合材料機(jī)械連接的破壞模式有單一型和組合型兩類，其中單一型中的擠壓破壞是局部性質(zhì)的，通常不會引起結(jié)構(gòu)的災(zāi)難性破壞，是設(shè)計(jì)預(yù)期的破壞形式。從保證連接的安全性和提高連接效率出發(fā)，我們在設(shè)計(jì)時應(yīng)盡量使螺栓連接的破壞形式是與擠壓破壞有關(guān)的破壞模式。

2 主承力結(jié)構(gòu)螺栓連接概述

主承力結(jié)構(gòu)連接技術(shù)作為某型通用飛機(jī)復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)研究的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)被提了出來，目的是為了解決主承力結(jié)構(gòu)研究中遇到的連接問題，使連接結(jié)構(gòu)在滿足強(qiáng)度要求的基礎(chǔ)上達(dá)到更高的連接效率[3]。根據(jù)主承力結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)布局形式，機(jī)械連接涉及到的部位包括機(jī)翼與機(jī)身連接、發(fā)動機(jī)支架與機(jī)身增壓艙防火墻的連接等。本文主要研究機(jī)翼與機(jī)身的連接，某型通用飛機(jī)主要結(jié)構(gòu)布局如圖1 所示。

圖1 某型通用飛機(jī)

2.1 機(jī)翼機(jī)身連接結(jié)構(gòu)形式介紹

某型飛機(jī)機(jī)翼是整體機(jī)翼，由一根整體前梁和一根整體后梁貫穿整個機(jī)翼。機(jī)翼通過前梁兩個接頭和后梁兩個接頭將載荷傳遞到機(jī)身增壓艙，翼身接頭通過螺栓與機(jī)身連接，如圖2、圖3 所示。機(jī)身增壓艙主要采用3 芯3 復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)真空固化成型，蜂窩采用AHN 4120-3/16-3.0 過拉伸NOMAX 蜂窩。面板采用碳纖維預(yù)浸料平紋織物，局部使用單向帶預(yù)浸料加強(qiáng)。增壓艙與翼身接頭連接部位采用預(yù)成型件加強(qiáng)墊塊作為芯材，與泡沫芯材拼接。加強(qiáng)墊塊是材料為碳纖維預(yù)浸料平紋織物制作而成的層合板。增壓艙除了前壓力框和后壓力框外無其它隔框。

圖2 機(jī)翼與機(jī)身連接示意圖

翼身接頭集中載荷通過螺栓傳遞到加強(qiáng)區(qū)，加強(qiáng)區(qū)以面內(nèi)的拉力、壓力和剪力將載荷擴(kuò)散到機(jī)身壁板。每個翼身連接接頭由4 個HST12-10-22 鈦合金高鎖螺栓（編號為1、4、5、6）和2 個HST12-10-23 鈦合金高鎖螺栓（編號為2、3）、5個HST12-8-21 鈦合金高鎖螺栓（編號為7 到11）、5 個HST12-8-8 鈦合金高鎖螺栓（編號為12 到16）與機(jī)身連接，如圖3 所示。

圖3 螺栓編號

該飛機(jī)機(jī)身的嚴(yán)重工況為空中飛行時的正突風(fēng)情況和兩點(diǎn)水平著陸情況。在這兩種嚴(yán)重工況下，機(jī)身有法向過載，慣性力指向地面。這些慣性力在機(jī)身橫截面上產(chǎn)生橫向剪力和彎矩，導(dǎo)致機(jī)身彎曲變形。機(jī)身變形后，對機(jī)翼有一個夾緊的趨勢，產(chǎn)生一對內(nèi)力。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)主要的承載特點(diǎn)是承受面內(nèi)載荷能力較強(qiáng)，而承受面外載荷能力較弱。螺栓連接中，螺栓的受力形式主要包括受剪、受拉（壓）以及兩者的組合。由于機(jī)身與機(jī)翼連接處沒有加強(qiáng)框，采用機(jī)身蒙皮加強(qiáng)的方式擴(kuò)散機(jī)身機(jī)翼接頭的集中載荷，機(jī)翼傳給機(jī)身的法向剪力使與蒙皮連接的螺栓除了剪力，同時還承受拉（壓）力，即機(jī)身蒙皮要受到較強(qiáng)的面外載荷，這對于復(fù)合材料受力是極為不利的。但如果載荷適當(dāng)，采用此種連接與傳統(tǒng)加強(qiáng)框連接相比，還是會節(jié)省很多零件、緊固件數(shù)量和重量。

2.2 連接區(qū)受力分析及問題提出

由于翼身接頭與機(jī)身蒙皮采用多個螺栓直接連接，受力分析可知，由于螺栓連接處蒙皮為圓弧形，接頭受力主要包括機(jī)翼升力、機(jī)身慣性、機(jī)身扭轉(zhuǎn)、機(jī)身彎曲等產(chǎn)生的剪力和拉（壓）力。在連接區(qū)由于剪力是一個面內(nèi)的載荷，復(fù)合材料承受這種載荷是最為擅長的，而解決承受這種載荷的措施無論是在分析手段還是工程應(yīng)用方面都有較為成熟的經(jīng)驗(yàn)。而機(jī)身蒙皮所受的拉（壓）力是一個面外載荷，復(fù)合材料承受這種載荷的能力有限，這種載荷往往是最需要關(guān)注的。

通過對該處連接計(jì)算，結(jié)果表明編號為9、10 和11 的螺栓，由于螺栓軸向與機(jī)翼剪力方向接近一致，產(chǎn)生的拉（壓）力大于剪切力，在滿足拉（壓）的情況下，剪切強(qiáng)度和擠壓強(qiáng)度必然滿足。因此，該處連接的問題可以歸結(jié)為如何滿足接頭的承拉（壓）強(qiáng)度和剛度問題。

3 解決措施

3.1 翼身連接強(qiáng)度的數(shù)值分析

對不同載荷工況下的翼身連接所受的載荷進(jìn)行分析計(jì)算，比較計(jì)算結(jié)果，說明飛機(jī)在兩點(diǎn)水平著陸情況下，翼身連接載荷最為嚴(yán)重。分析是在全機(jī)有限元模型上完成的，全機(jī)載荷配平后進(jìn)行慣性釋放，提交NASTRAN 求解[4]。機(jī)身復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)使用多層的殼單元（SHELL），為了更精確地獲得載荷擴(kuò)散情況，對加強(qiáng)區(qū)的網(wǎng)格進(jìn)行了細(xì)化，最小網(wǎng)格的特征長度約為5mm。翼身金屬接頭同樣使用殼單元建模，連接螺栓使用CFAST 單元模擬。有限元模型如圖4 所示。

圖4 有限元模型

分析結(jié)果表明，機(jī)翼通過翼身接頭傳給機(jī)身的載荷得到了有效擴(kuò)散，機(jī)身碳纖維織物、芯材等強(qiáng)度均滿足設(shè)計(jì)要求。嚴(yán)重載荷工況下的碳纖維織物材料的最小壓縮應(yīng)變云圖如圖5 所示。

圖5 機(jī)身碳纖維織物最小壓縮應(yīng)變云圖

提取所有載荷工況下機(jī)身機(jī)翼連接螺栓的內(nèi)力可知，前梁右側(cè)翼身連接處編號11 的螺栓載荷最大，最大軸向力為9130N，最大剪力為6748N，均小于螺栓的許用值。使用螺栓載荷對機(jī)身蒙皮的孔擠壓強(qiáng)度和拉脫強(qiáng)度進(jìn)行校核，強(qiáng)度裕度均大于0.2。因此，翼身連接強(qiáng)度滿足設(shè)計(jì)要求。

3.2 翼身連接形式的平板拉脫試驗(yàn)

理論分析可知，剪力的影響對于接頭強(qiáng)度的影響不大，所以我們對試驗(yàn)進(jìn)行了適當(dāng)?shù)暮喕?，將剪力的影響略去。我們設(shè)計(jì)了翼身連接接頭平板拉脫試驗(yàn)，驗(yàn)證翼身連接結(jié)構(gòu)形式，并對接頭的承載能力和強(qiáng)度的影響條件進(jìn)行分析和研究[5]。圖6 為試驗(yàn)件安裝示意圖，圖7 是部分試驗(yàn)件破壞后的照片。

圖6 機(jī)身夾層壁板拉脫強(qiáng)度試驗(yàn)安裝示意圖

圖7 部分試驗(yàn)件破壞后的照片

3.2.1 夾層結(jié)構(gòu)面板厚度對強(qiáng)度的影響

夾層結(jié)構(gòu)承受螺栓拉（壓）載荷，主要就是面板來承受面外載荷，這種載荷通常使面板拉脫破壞。取三種鋪層厚度的面板進(jìn)行對比試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明隨著接頭鋪層厚度的增加，接頭的承載能力也相應(yīng)增加。

3.2.2 墊片尺寸對強(qiáng)度的影響

螺栓載荷是一個集中力，集中力擴(kuò)散涉及到有效寬度的問題，增大有效寬度可以提高接頭的承載能力。一個簡單的解決辦法是采用更大的墊片，使載荷分配的更為均勻。取一種鋪層厚度進(jìn)行不加墊片和采用大面積墊片的試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明不加墊片破壞模式通常表現(xiàn)為螺栓拉脫破壞，為局部破壞，而采用大墊片則表現(xiàn)為接頭的整體破壞。

4 結(jié)論

通過對某型通用飛機(jī)復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)螺栓連接的數(shù)值分析和試驗(yàn)研究，我們對復(fù)合材料螺栓連接設(shè)計(jì)有了進(jìn)一步的認(rèn)識，并驗(yàn)證了之前的一些推論，同時表明所用的計(jì)算分析結(jié)果達(dá)到了工程應(yīng)用的精度。由于試驗(yàn)條件和時間限制，對于螺栓連接的影響因素更多的停留在問題的定性分析上，還不能夠形成用于指導(dǎo)工程設(shè)計(jì)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)曲線，因此后續(xù)還要根據(jù)具體結(jié)構(gòu)采用必要的試驗(yàn)來進(jìn)行驗(yàn)證。