典型飞机复合材料结构强度设计

李林

摘 要：翼梁尺寸大、受力复杂，是飞机的典型主承力结构。采用复合材料制造翼梁可达到减重、提高起重载荷并延长使用寿命的目的。本文以某型民用飞机复合材料翼盒[型梁准等强度设计与优化为目标，通过对梁腹板和缘条采用经典层合板理论，以稳定性、静强度、最大许用应变为约束条件，研究了复合材料梁基于载荷分段的设计方法与铺层优化方法。

关键词：铺层设计;梁腹板设计;梁缘条设计

随着复合材料技术的飞速发展，复合材料结构也向着零件大型化、结构整体化方向发展。结构尺寸的增大和集成程度的增加，对复合材料结构设计与铺层优化方法提出了更高的要求。本文通过对某民用飞机复合材料中央翼盒翼梁铺层设计、强度校核的研制，给出了典型复合材料结构强度设计方法。

1 复合材料结构铺层设计

由于目前飞机结构主要采用聚合物基复合材料多向层压结构，它可以由不同比例、不同纤维方向的铺层构成，在结构应用时形成结构的基本元素— 层压板。从稳定性、减少泊松比和热应力等考虑，构件设计中应同时包含不同铺层比例和铺叠顺序的00、±450、900四种纤维铺层，且在保证层压板纤维铺层对称和均衡前提下某一方向铺层最多不能超过总铺层的60%，不能少于10%。由于这些特点，研究表明复合材料与金属结构特性有很多不同，特别是损伤、断裂和疲劳特性能有很大差异，必须采用复合材料结构特殊的设计方法。

2  复合材料翼梁设计

某民机中央翼盒翼梁由碳纤维预浸料铺贴的[型层压梁、共固化的2根水平加强筋和机械连接的4根垂直加强筋组成。

按结构型式，将层压梁的腹板看作柔性层压板，缘条看作刚性层压板。根据经典层压板理论及铺层设计原则，通过受力分析、计算，层压梁划分为9个厚度区域并得出相应区域铺层总数。

说明：层板区域标识X-ZZ

X=层板类型（1，2，3）  ZZ=层板区域铺层数

1=梁腹板（柔性层板）2=梁缘条（刚性层板）3=梁端连接区（准各向同性）

2.1  梁腹板设计

梁腹板由柔性区域和准各向同性区域组成，根据各区域强度、刚度及功能需求，将纤维铺层0°/±45°/90°，柔性区域按44/44/12比例划分，准各向同性区域按25/50/25比例划分。

2.1.1 稳定性分析

梁腹板主要承受弯曲和剪切载荷，将整个梁腹板以两个水平加筋为隔断分为三个部分。

其中壁板1和壁板3所受弯曲载荷等效为压缩载荷，即受压、剪耦合载荷，壁板2为弯曲和剪切耦合载荷。梁腹板在靠近周边的部分要求在极限载荷（UL）下不发生失稳，中间的部分要求125%限制载荷（DLL）之上允许发生失稳，进而分别对相应区域壁板应用相关系数法得出屈曲安全裕度MS值。

2.1.2 静强度分析

对腹板用蔡—胡理论分别进行拉伸和压缩失效分析，要包括冲击损伤剩余强度和开口影响分析。失效校核：

—拉伸载荷：Tsai-Wu失效准则，TAI（Tension After Impact）， FHT（Fill Hole Tension）;

—压缩载荷：Tsai-Wu失效准则，CAI（Compression After Impact）， OHC（Open Hole Compression）;

2.1.3 最大许用应变分析

对于复合材料而言仅仅考虑应力对于结构和材料本身的影响是不准确的，还需要考虑应变的变化范围，通过试验得出应变许用值，从而对结构单元进行尺寸区域划分。

2.1.4 翼盒油箱完整性分析

完整性分析主要考虑承受应急着陆情况下的惯性力作用，即油压向前9G的过载对梁腹板的影响。

2.2 梁缘条设计

梁缘条由刚性区域和准各向同性区域组成，根据各区域强度、刚度及功能需求，将纤维铺层0°/±45°/90°，柔性区域按57/29/14比例划分，准各向同性区域按25/50/25比例划分。梁缘条受载较大且处于装配连接区域并带有较大的弯角，因此梁缘条区域的分析要相对复杂一些，将缘条简化为杆元件。主要考虑以下几个方面。

2.2.1 考虑紧固件布置的几何尺寸分析

复合材料层压板应尽可能加大紧固件间距，但为了满足油箱构件防泄漏需求，可考虑采用双排交错排钉法（5.5d≤P钉间距≤6.5d ，e排距=4d）。

根据等强度原则。在梁缘条两端区域采用较小钉间距，中间区域采用较大钉间距，这样既达到减重要求，同时提高复合材料层压板连接强度及满足结构功能需求。按紧固件间距尺寸要求可以得出梁缘条宽度初始尺寸。

2.2.2稳定性分析

梁缘条需要分析三个方面的稳定性：

—局部失稳（Local Bucking）;

—压损破坏（Cripping）;

—柱屈曲（Column Buckling）。

2.2.3 静强度分析

对梁缘条用蔡—胡理论分别进行拉伸和压缩失效分析，要包括冲击损伤剩余强度和开口影响分析。失效校核：

—拉伸载荷：Tsai-Wu失效准则，TAI（Tension After Impact）， FHT（Fill Hole Tension）;

—压缩载荷：Tsai-Wu失效准则，CAI（Compression After Impact）， OHC（Open Hole Compression）。

2.2.4 最大许用应变分析

同复合材料腹板，还需考虑缘条应变的变化范围，通过试验得出材料元件应变许用值，从而对梁缘条结构单元不同区域尺寸进行校核。

通过对层压梁腹板、缘条失效分析，逐步修正、迭代计算确定层压梁几何尺寸及各区域相应铺层数、铺层比例和铺层顺序。

同理，梁加强筋的立边和卧边也可看作刚性层压板，按60/30/10比例划分0°/±45°/90°纤维铺层，并进行相应失效准则校核。

复合材料翼梁各区域铺层设计确定后即可进行设计、制造一体化设计，完成翼梁的设计与工藝的转化。

3  结束语

针对某民用飞机复合材料中央翼盒翼梁，应用经典层压板理论对翼梁不同厚度区域进行分段设计校核，获得了满足要求的翼梁纤维铺层设计。随着飞机性能不断提高，复合材料在飞机主结构中应用的不断增加，新材料、新工艺和新结构的不断涌现，特别是在低成本要求驱动下复合材料整体化结构的发展，其强度规范和设计方法必然也要不断发展。

参考文献：

[1] 沈真，章怡宁，黎观生. 复合材料飞机结构强度设计和验证的特点. 中国航空学会第五届复合材料专业委员会成立大会暨航空用复合材料新技术及其应用研讨会

[2] 万建平，李朝光，杜龙. 典型复合材料襟翼结构强度设计. 教练机.2014第4期