大开口升降式光电吊舱设计技术研究

苗志桃，李建平，白艳洁

（航空工业西安飞机工业（集团）有限责任公司设计院，西安710089）

0 引言

根据机身开口尺寸大小，开口可分为大开口、中开口与小开口。小开口不破坏承力结构的完整性，以框架形式沿开口周围加上刚性垫板，并采用快卸螺钉将口盖盖上；中开口破坏了机身受力构件的完整性，需采用与机身总体受力构件连成一体的承力口盖；大开口完全破坏了总体载荷的传力路线，且受使用条件的限制，不能采用同机身受力结构连成一体的承力口盖［1］。为满足机身加装光电吊舱及升降机构的需求，需在机身下部已经存在门窗开口基础上，新增光电吊舱开口，打断完整机身结构，形成大开口结构［2-3］。

目前在国内外飞机改装领域，通常是按照“谁研制、谁制造、谁改装”的原则进行，通航类飞机改装［4］作为飞机中技术难度高、改装困难的一类全气密结构飞机，在完全脱离原机和制造厂的情况下，国内还没有此类改装先例。同时由于机身大开口导致结构刚度发生急剧变化、变形不连续等问题，使得机身大开口加强设计成为飞机设计改装的重点和难点［5-6］。赵凯等［7］提出了改装结构气动力特性分析，但是未综合考虑惯性载荷影响；童明成［8］提出了特种飞机改装设计思路，但是不包含缺乏原始数据的飞机。

本文以国外某飞机加装光电吊舱为例，从适航规定、适航要求及用户初步技术要求侧重点出发，通过加装光电吊舱升降机构的设计验证思路，提出以缺乏原始数据的飞机改装设计方法，探讨并说明各严重工况载荷计算方法，梳理强度校核的思路及有限元模型简化原则，并给出改装结构强度是否合格的判断标准。

1 开口区加强设计及验证

1.1 开口区加强设计

加装光电吊舱改装部位位于后机身下壁板右侧，开口区域沿纵向与后登机门位置相同，由于大开口，破坏了机身受力闭室，为保证机身结构传力完整和刚度连续，需对大开口承弯承扭进行补强［9］。在机身开口前后布置了加强隔框，两侧布置了加强纵梁，形成了受力口框，使开口边缘刚度分配合理、变形小，开口处加强方案如图1所示。

图1 开口处加强方案Fig.1 Opening reinforcement plan

1.2 开口区强度验证

飞机改装时，由于缺乏原始数据，开口区强度验证核心问题是如何说明改装后机身结构强度不低于原结构［10］，基于此，本文采用单力素对比方法。单力素对比方法基于材料力学第四强度理论（形状改变能密度理论）［11］，后机身可看作一悬臂梁，其中梁的弯曲和轴力产生正应力，梁的扭转和剪力产生剪应力，梁截面上任一点的综合应力为

式中：σv为梁截面上任一点的综合应力；σ为梁截面上任一点的正应力；τ为梁截面上任一点的剪应力。

在边界条件相同时，各单力素工况下，改装后开口区应力均低于原结构应力，则改装后机身上任一点的正应力和剪应力低于原结构应力，即综合应力低于原结构应力，因此可以说明结构满足强度要求。

2 载荷设计研究

改装飞机原点在机头顶点，x轴沿机身构造水平线向前为正，y轴向左为正，z轴在飞机对称面内向上为正，构成右手坐标系。

载荷设计时，根据CCAR23部规定［12］，进行飞行情况机动过载、突风过载以及地面应急着陆严重载荷情况计算。

2.1 过载计算

由于光电吊舱位于机身尾部下方，采用尾翼严重角加速度来计算其垂向惯性载荷，作用点为光电吊舱重心处，根据CCAR23部第23.423条：

（1）在速度为VA（最大机动速度）时，将俯仰操纵器件突然向后移动到最大和突然向前移动到最大，直至操纵止动点或驾驶员限制作用力，取两者中之最临界情况。

（2）在速度大于VA时，将俯仰操纵器件突然向后移动随后向前移动，产生法向加速度和角加速度的组合如表1所示，其中，an为用于飞机设计的正限制机动载荷系数；V为初始速度。

表1 法向加速度和角加速度Table 1 Normal acceleration and angular acceleration

当VA为182节（94 m/s）时，飞机载荷系数如表2所示。

表2 机动载荷系数Table 2 Dynamic load factor

计算时an取3.1，初始速度V大于VA时，其值越大，角加速度越小。因此计算取等于VA的初始速度V，以最大的角加速度进行惯性载荷计算。

俯仰角加速度ω˙为

机动过载计算公式为

突风载荷系数计算为

式中：Kg为突风缓和系数为根据CCAR23部第23.333条款（c）得到的突风速度；为具体载荷情况下适用的飞机重量产生的翼载；g为重力加速度。

2.2 载荷计算

地面应急着陆严重情况根据CCAR23部第23.561条设计。

机身结构主要承受气密压力以及机身切面的剪力、弯矩以及扭矩，采用对比分析的方法对机身结构改装区域结构强度进行分析。机身轴向载荷Nx较小，忽略不计，分别进行气密压力、机身切面的纵向剪力、横向剪力、侧向弯矩、纵向弯矩以及扭矩6种工况下的改装前后应力对比分析，载荷工况如表3所示。

表3 机身结构改装载荷工况Table 3 Load cases of fuselage structure modification

将光电吊舱气动载荷和惯性载荷合并后，等效到光电吊舱重心处，严重工况下，光电吊舱载荷飞行情况总载荷如表4所示，地面情况总载荷如表5所示。

表4 飞行情况光电吊舱重心处总载荷Table 4 Total load at the center of gravity of photoelectric pod in flight

表5 地面情况光电吊舱重心处总载荷Table 5 Total load at the center of gravity of photoelectric pod under ground condition

3 光电吊舱及升降机构设计

在光电吊舱安装舱内布置升降机构，用于操纵光电吊舱的升降，安装托架通过3根纵向导轨安装在舱壁上，通过丝杠实现升降功能。光电吊舱安装在安装座上，安装座通过支臂由丝杠传动机构驱动沿着导轨实现升降功能，丝杠传动机构通过传动机构和电机相连接，结构如图2所示。

图2 光电吊舱改装结构示意图Fig.2 Structure diagram of photoelectric pod refitting

3.1 升降机构丝杠选取

根据《机械设计手册》第3册第22篇第4章，滑动螺旋副的失效主要是螺纹磨损［13］，因此螺杆的直径和螺母高度通常是根据耐磨性计算确定。查表22.4-2［13］，根据项目耐磨性中径计算公式和参数选定，梯形螺纹中径公式为

式中：d2为螺杆中径；ζ为梯形螺纹、矩形螺纹，取ζ=0.8；ψ为整体式螺母，ψ的范围为1.2～2.5；［P］为许用压强。

滑动速度范围取低速，螺母材料为青铜，丝杠材料为不锈钢，因此丝杠中径的最大值（保守情况）取ψ=1.2，［P］=18 MPa，计算得到d2=12.07 mm。

3.2 电机设计

电机输出转矩公式［13］为

式中：MP为克服螺纹间摩擦力所必须的力矩；P0为丝杠负载；ρ为螺纹的摩擦角，ρ=arctanf，其中f为丝杠与支座在螺纹间的摩擦系数，其值见《飞机设计手册》第9册表33-21［14］；α为螺纹上升角，α=为螺距；d2为螺纹的平均直径。

负载P0取丝杠限制载荷为3 277 N，螺距t为4 mm，中径d2为18 mm，摩擦系数f取有润滑油的精加工表面为0.15，计算得转矩为6 580 N·mm，即6.58 N·m。

4 强度分析方法及验证

改装区域总体应力计算时，根据飞机机身实际结构以及改装结构图纸，分别建立改装前后改装区域的机身结构有限元模型。有限元建模时，结构简化的基本原则为：蒙皮简化为板壳单元；隔框及隔板简化为杆板杆单元；长桁和筋条简化为杆单元；光电吊舱转塔舱舱壁简化为板壳单元［15］。

改装前机身结构有限元模型如图3所示，改装后有限元模型如图4所示。有限元计算时选取开口区前后4个机身框位为计算模型，在机身前部框平面简支约束，根据圣维南原理，约束仅对约束点附近应力分布有影响，对开口区应力分布无影响。

图3 改装前有限元模型示意图Fig.3 Schematic diagram of finite element model before refitting

图4 改装后有限元模型示意图Fig.4 Schematic diagram of modified finite element model

4.1 机身更改结构

对机身更改区域的结构分别建立改装前后有限元模型，分析两种模型在6种给定载荷工况下的计算结果。机身气密压力改装前后应力云图如图5～图6所示，各工况应力计算结果如表6所示。

图5 改装前开口区域应力云图Fig.5 Stress nephogram of opening area before refitting

图6 改装后开口区域应力云图Fig.6 Stress nephogram of opening area after modification

表6 改装前后改装区域应力对比Table 6 Stress comparision of refitting aera before and after refitting

从表6可以看出：在6种工况下，改装后改装区的机身结构应力水平均低于改装前，因此可以认为改装后机身结构综合应力低于改装前，即结构满足强度设计要求。

4.2 丝杠强度

丝杠设计时，丝杠主要承受轴向载荷，用于传递电机的输出转矩，并对光电吊舱升降机构起支持作用。校核丝杠强度是对本文升降机构丝杠选取、电机选择等研究工作的验证。查《机械设计手册》第3册，丝杠强度当量应力计算公式［13］为

式中：F为丝杠极限载荷；d1为丝杠内径；T为丝杠传递转矩。

计算时，当量应力σ为30.2 MPa，丝杠材料为0Cr18Ni9，强度极限为520 MPa，丝杠安全裕度远大于0。计算结果表明：丝杠计算当量应力较小，材料选择合理，严重载荷作用下，丝杠能够满足强度设计要求，因此升降机构丝杠选取和电机选择合理可行。

5 结论

（1）单力素对比方法基于材料力学的第四强度理论，将后机身看作一悬臂梁，并充分模拟了机身结构的各种受载情况，能够较为准确地验证机身结构强度。

（2）光电吊舱载荷设计时包含了吊舱气动载荷和惯性载荷，并将两者的最大值同时施加到了结构上，丝杆和电机的结构选择偏保守。

（3）由于大量国外飞机有改装需求，采用单力素对比方法作为强度合格的评价指标，在飞机改装缺乏原始数据或信息输入较少时，指导同类型飞机改装设计具有重要参考价值。