飞机机翼下壁板初步设计方法探讨

赵谋周，刘 存

(中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089)

飞机机翼下壁板初步设计方法探讨

赵谋周，刘 存

(中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089)

机翼结构设计是飞机结构设计最核心内容之一,机翼下壁板设计是机翼中的关键内容之一，其设计水平直接影响整个飞机研制的周期、费用和可靠性，甚至关系到飞机使用寿命。在飞机初步设计阶段，亟需快速有效的机翼下壁板设计方法作为指导，以便实现快速迭代，缩短研制周期，减少研制费用。基于以上需求，对机翼下壁板初步设计方法进行探讨。

机翼；下壁板；设计；疲劳；损伤容限

1 引 言

对于单块式机翼下壁板而言，按受拉设计，受压稳定性校核。按古老的设计思想，以极限强度控制，而现代飞机设计则根据使用寿命，按控制应力水平设计，按稳定性校核[1]。在使用环境中，对受拉下壁板不仅要选取抗拉比强度高，而且还要有比较高的抗疲劳额定值的材料。

何宇廷[2]对某机翼下壁板的疲劳特性进行分析并提出了改进设计方案。申德红[3]对飞机机翼上壁板结构初步设计进行了阐述，提出了一种有效的飞机机翼上壁板结构初步设计方法。李庆飞[4]通过某型民机复合材料中央翼上壁板设计，阐述了复合材料铺层优化设计过程，总结了一定的工程经验。袁新浩[5]结合民用飞机中央翼下壁板的设计过程，在相同的设计依据和结构环境下，从结构设计的角度对两者进行对比。柯志强[6]通过3种典型斜削角度的长桁梢部结构的静力试验，分析了失效模式和传力特性，为某型飞机机翼下壁板长桁梢部设计提供了依据。

以上研究分析均未涉及机翼下壁板的总体设计方法和步骤，针对这一问题，本文对飞机机翼下壁板初步设计进行探讨，为飞机研制中的快速设计与快速迭代提供支持。

2 机翼下壁板强度设计方法

下壁板在危险载荷情况下主要承受拉伸应力，初步设计主要按疲劳准则进行。尽管清楚这一点，但是却不知从何下手，总不能一开始连结构都没有就进行疲劳细节分析吧。这里采用了疲劳应力许用值(即疲劳应力控制)的概念，极限载荷情况下的应力水平不应超过疲劳应力许用值，这样就可以用静强度的方法进行结构疲劳设计，这在机翼下壁板结构初步设计阶段是一个有效的方法。疲劳应力许用值与所用材料、结构形式、结构经验有关，是在进行高度工程判断后给出的一个经验值。在缺乏结构应用经验时，借鉴成熟结构的经验，该机所用的疲劳应力许用值为337MPa。

3 机翼下壁板计算方法

机翼下壁板的初步设计，按结构重量最轻原则，尽可能使安全裕度等于0。计算针对每一个长桁及其两相邻的蒙皮进行，如图1所示。

图1 壁板典型剖面

3.1 机翼下壁板内力计算

壁板内力Ptotal由NASTRAN应力分析结果导出：

Ptotal=Pst+Ps1+Ps2

其中:

Pst=σst×Ast

Ps1=σs1×b1×t1/2

Ps2=σs2×b2×t2/2

式中：Pst为危险载荷情况下长桁轴向载荷；σst为危险载荷情况下长桁的应力；Ast为有限元模型中长桁的面积；Ps1、Ps2为危险载荷情况下长桁两相邻蒙皮承受的载荷；σs1、σs2为危险载荷情况长桁两相邻蒙皮的应力；b1、b2为该长桁与两相邻长桁的间距；t1、t2为有限元模型中长桁两相邻蒙皮的厚度。

3.2 机翼壁板优化面积

优化的壁板截面积由下式给出：

Aopt=Ptotal/σallow

σallow——疲劳应力许用值，337MPa。

3.3 机翼壁板长桁与蒙皮面积分配

已知壁板的优化面积后，接下来的工作是在蒙皮与长桁之间如何分配优化面积，即壁板设计中的最小刚度比(AEstringer/AEskin+stringer)要求。

蒙皮和桁条的面积分配比不仅会影响机翼的弯曲刚度和扭转刚度，也会影响壁板的损伤容限性能。如何确定蒙皮和桁条的面积分配比与结构经验有关，在缺乏结构应用经验和工程判断力时，借鉴成熟结构的经验不失为一条行之有效的途径。为此，根据掌握的国外某成熟飞机机翼结构刚度数据，对其机翼下壁板的蒙皮和桁条的面积分配比进行了研究，结果见图2。

图2 某飞机机翼下壁板各肋站位蒙皮桁条面积比

通过对该飞机机翼壁板参数的研究可知，下壁板蒙皮桁条面积分配比在4.8∶5.2～6∶4之间，下壁板桁条面积最低占壁板剖面面积的40%。

在上述研究结果的基础上，对MD结构设计手册(道格拉斯飞机公司，该手册凝聚了大量的试验数据和具体结构设计分析经验)进行了研究，研究结果表明：对机翼结构，加筋比(长桁面积与蒙皮总面积比)A2/A1小于54%是不允许的，即桁条面积最低要占壁板剖面面积的35%，这与该飞机机翼下壁板的研究结论是一致的。

根据研究结果，下壁板的最小刚度比(AEstringer/AEskin+stringer)为0.35，这一要求是为了防止离散元损伤扩展超出相邻长桁而引起灾难性破坏，在下壁板面积分配时必须要满足这一设计原则。

3.4 机翼下壁板长桁与蒙皮的几何尺寸

已知壁板的面积分配，下一步的工作便是如何确定蒙皮和长桁的几何尺寸。为了弄清楚这一问题，同样根据掌握的国外某成熟飞机机翼结构刚度数据，对该飞机机翼下壁板蒙皮和桁条几何尺寸进行了研究，同时将研究结果与道格拉斯飞机公司的优化设计理论及试验结果做了对比，给出了下壁板几何尺寸应遵循的设计原则。

某飞机机翼下壁板典型剖面如图3所示。

图3 下壁板尺寸剖面图

通过对某飞机机翼下壁板参数搭配进行研究，得到下壁板参数典型比值如下：

tw≈tf

ba/ta<10

bw/tw=18～22

bf/tf=6～8

ta≥0.7ts

bf/bw=0.35～0.5

根据优化设计理论确定的壁板典型比值已在道格拉斯公司做了试验，其遵循设计原则为tw≈tf。

在壁板设计中，取tw≈tf，优化设计理论表明，tw比tf稍大一些可得到最好的壁板效率。

ba/ta<10 ；

bw/tw=18～22 ；

bf/tf=6～8 ；

ta≥0.7ts(为了防止强迫压损和防止裂纹扩展)；

bf/bw=0.4～0.5(为防止长桁起伏)。

可见，该飞机机翼下壁板是符合优化设计理论(道格拉斯公司)设计要求的。

最大宽厚比限制主要是为了防止长桁板元在壁板单元发生总体破坏之前局部屈曲发生，否则将降低长桁的压损应力和壁板单元总体失稳临界应力。由于下壁板的设计是以疲劳和损伤容限为重点，因此下壁板结构单元在保证壁板稳定性的前提下，应尽量使材料向外分布，以便获得最有效的截面惯性矩和最小的偏心距，同时可增加上下壁板单元剖面形心间距值，降低结构的工作应力。

根据上述研究结果可以看出，长桁典型比值主要是从长桁对蒙皮的支持、板元相互支持以及止裂的角度考虑的。在下壁板设计中，壁板几何尺寸应遵循如下原则：

tw≈tf；

ba/ta<10；

bw/tw=18～22；

bf/tf=6～8；

ta≥0.7ts(为了防止强迫压损和防止裂纹扩展)；

bf/bw=0.4～0.5(为防止长桁起伏)。

上面主要是按疲劳和损伤容限、稳定性考虑了长桁与蒙皮的面积分配，另外从动弹考虑，按空客经验，综合上翼面结构，整个翼剖面的弯曲和扭转刚度分配也有一个原则：GJ/EI=0.6。长桁与蒙皮的面积分配关系影响这个值。如果设计满足弯扭刚度比要求，则初步设计完成， 否则调整长桁与蒙皮的几何尺寸，直至满足要求。至此,机翼下壁板初步设计就完成了。

4 结 论

机翼下壁板结构的初步设计是机翼初步设计的重要组成部分，一个有效的设计方法能够大大缩短初期研制周期,减少研制费用。本文从该需求出发，提出了一种有效的飞机机翼下壁板结构初步设计方法，供其初步设计所用。

需要说明的是，在下壁板初步设计中，疲劳应力许用值概念尽管实用，这样一来使得下壁板初步设计比上壁板还要简单，但在疲劳结构设计上，仍须做许多工作，特别是对疲劳应力许用值如何导出，还须做大量的研究和试验。

[1]飞机设计手册编委会.飞机设计手册(10)[M].北京:航空工业出版社,2000:414-415.

[2]何宇廷,冯立富,何卫锋,等.机翼下壁板的疲劳特性分析及改进设计方案[C].力学与西部开发会议,2001:126-127.

[3]申德红.飞机机翼上壁板结构初步设计技术[J].科技信息,2013,16:351-352.

[4]李庆飞.复合材料中央翼上壁板结构设计[J].民用飞机设计与研究,2011,(3):17-19.

[5]袁新浩,葛建彪.中央翼下壁板金属和复合材料设计方案对比[J].航空制造技术,2015,14:90-93.

[6]柯志强.金属机翼长桁梢部拉伸试验研究[J].民用飞机设计与研究,2015,118(3):40-43.

Discussion on Preliminary Design Method for Lower Wing Panel of Aircraft

Zhao Mouzhou, Liu Cun

(AVIC the First Aircraft Institute, Xi′an 710089, Shaanxi, China)

Wing structure design is one of the most important parts of aircraft structure design. The lower wing panel is one of the key parts in wing design. The design level of the aircraft has a direct influence on the development cycle, cost and reliability of the aircraft, even directly related to the aircraft life. In the aircraft preliminary design phase, the rapid and efficient design guidance method for the lower wing panel is urgent needed, in order to achieve rapid iteration, shorten development cycle, and reduce development cost. Based on the above requirements, the preliminary design method for lower wing panel is discussed.

wing; lower panel; design; fatigue; damage tolerance

2016-10-24

赵谋周(1969-)，男，汉族，高级工程师，研究方向：飞行器结构强度设计。

V224

B

10.3969/j.issn.1674-3407.2016.04.022