复合材料夹层结构机身集中载荷传力研究

成强

（中航通飞研究院有限公司，广东 珠海 519090）

1 概述

金属结构机身中，一般在承受较大集中力的部位布置有加强结构如框、梁等，通过框、梁等结构将集中载荷转化成机身蒙皮剪流。由于低成本复合材料技术的发展，越来越多的轻型飞机主结构选用复合材料夹层结构设计，这种无框无桁的筒形复合材料夹层结构机身可以使座舱的空间最大化，提高了飞机的舒适度[1]。由于该机身内部没有布置框和桁，集中力无法通过框、桁转化成机身蒙皮的剪流，因此该结构的连接设计和分析成了最大的难点。

复合材料连接形式主要包括三大类：胶接、机械连接、胶铆混合连接。其中机械连接又分为铆钉连接和螺栓连接。铆钉连接一般用于受力较小的部位，螺栓连接广泛用于承载能力较大和比较重要的受力构件上[2]。

复合材料机械连接的破坏模式有单一型和组合型两类，其中单一型中的挤压破坏是局部性质的，通常不会引起结构的灾难性破坏，是设计预期的破坏形式。从保证连接的安全性和提高连接效率出发，我们在设计时应尽量使螺栓连接的破坏形式是与挤压破坏有关的破坏模式。

2 主承力结构螺栓连接概述

主承力结构连接技术作为某型通用飞机复合材料主承力结构研究的一项关键技术被提了出来，目的是为了解决主承力结构研究中遇到的连接问题，使连接结构在满足强度要求的基础上达到更高的连接效率[3]。根据主承力结构的结构布局形式，机械连接涉及到的部位包括机翼与机身连接、发动机支架与机身增压舱防火墙的连接等。本文主要研究机翼与机身的连接，某型通用飞机主要结构布局如图1 所示。

图1 某型通用飞机

2.1 机翼机身连接结构形式介绍

某型飞机机翼是整体机翼，由一根整体前梁和一根整体后梁贯穿整个机翼。机翼通过前梁两个接头和后梁两个接头将载荷传递到机身增压舱，翼身接头通过螺栓与机身连接，如图2、图3 所示。机身增压舱主要采用3 芯3 复合材料夹层结构真空固化成型，蜂窝采用AHN 4120-3/16-3.0 过拉伸NOMAX 蜂窝。面板采用碳纤维预浸料平纹织物，局部使用单向带预浸料加强。增压舱与翼身接头连接部位采用预成型件加强垫块作为芯材，与泡沫芯材拼接。加强垫块是材料为碳纤维预浸料平纹织物制作而成的层合板。增压舱除了前压力框和后压力框外无其它隔框。

图2 机翼与机身连接示意图

翼身接头集中载荷通过螺栓传递到加强区，加强区以面内的拉力、压力和剪力将载荷扩散到机身壁板。每个翼身连接接头由4 个HST12-10-22 钛合金高锁螺栓（编号为1、4、5、6）和2 个HST12-10-23 钛合金高锁螺栓（编号为2、3）、5个HST12-8-21 钛合金高锁螺栓（编号为7 到11）、5 个HST12-8-8 钛合金高锁螺栓（编号为12 到16）与机身连接，如图3 所示。

图3 螺栓编号

该飞机机身的严重工况为空中飞行时的正突风情况和两点水平着陆情况。在这两种严重工况下，机身有法向过载，惯性力指向地面。这些惯性力在机身横截面上产生横向剪力和弯矩，导致机身弯曲变形。机身变形后，对机翼有一个夹紧的趋势，产生一对内力。复合材料结构主要的承载特点是承受面内载荷能力较强，而承受面外载荷能力较弱。螺栓连接中，螺栓的受力形式主要包括受剪、受拉（压）以及两者的组合。由于机身与机翼连接处没有加强框，采用机身蒙皮加强的方式扩散机身机翼接头的集中载荷，机翼传给机身的法向剪力使与蒙皮连接的螺栓除了剪力，同时还承受拉（压）力，即机身蒙皮要受到较强的面外载荷，这对于复合材料受力是极为不利的。但如果载荷适当，采用此种连接与传统加强框连接相比，还是会节省很多零件、紧固件数量和重量。

2.2 连接区受力分析及问题提出

由于翼身接头与机身蒙皮采用多个螺栓直接连接，受力分析可知，由于螺栓连接处蒙皮为圆弧形，接头受力主要包括机翼升力、机身惯性、机身扭转、机身弯曲等产生的剪力和拉（压）力。在连接区由于剪力是一个面内的载荷，复合材料承受这种载荷是最为擅长的，而解决承受这种载荷的措施无论是在分析手段还是工程应用方面都有较为成熟的经验。而机身蒙皮所受的拉（压）力是一个面外载荷，复合材料承受这种载荷的能力有限，这种载荷往往是最需要关注的。

通过对该处连接计算，结果表明编号为9、10 和11 的螺栓，由于螺栓轴向与机翼剪力方向接近一致，产生的拉（压）力大于剪切力，在满足拉（压）的情况下，剪切强度和挤压强度必然满足。因此，该处连接的问题可以归结为如何满足接头的承拉（压）强度和刚度问题。

3 解决措施

3.1 翼身连接强度的数值分析

对不同载荷工况下的翼身连接所受的载荷进行分析计算，比较计算结果，说明飞机在两点水平着陆情况下，翼身连接载荷最为严重。分析是在全机有限元模型上完成的，全机载荷配平后进行惯性释放，提交NASTRAN 求解[4]。机身复合材料夹层结构使用多层的壳单元（SHELL），为了更精确地获得载荷扩散情况，对加强区的网格进行了细化，最小网格的特征长度约为5mm。翼身金属接头同样使用壳单元建模，连接螺栓使用CFAST 单元模拟。有限元模型如图4 所示。

图4 有限元模型

分析结果表明，机翼通过翼身接头传给机身的载荷得到了有效扩散，机身碳纤维织物、芯材等强度均满足设计要求。严重载荷工况下的碳纤维织物材料的最小压缩应变云图如图5 所示。

图5 机身碳纤维织物最小压缩应变云图

提取所有载荷工况下机身机翼连接螺栓的内力可知，前梁右侧翼身连接处编号11 的螺栓载荷最大，最大轴向力为9130N，最大剪力为6748N，均小于螺栓的许用值。使用螺栓载荷对机身蒙皮的孔挤压强度和拉脱强度进行校核，强度裕度均大于0.2。因此，翼身连接强度满足设计要求。

3.2 翼身连接形式的平板拉脱试验

理论分析可知，剪力的影响对于接头强度的影响不大，所以我们对试验进行了适当的简化，将剪力的影响略去。我们设计了翼身连接接头平板拉脱试验，验证翼身连接结构形式，并对接头的承载能力和强度的影响条件进行分析和研究[5]。图6 为试验件安装示意图，图7 是部分试验件破坏后的照片。

图6 机身夹层壁板拉脱强度试验安装示意图

图7 部分试验件破坏后的照片

3.2.1 夹层结构面板厚度对强度的影响

夹层结构承受螺栓拉（压）载荷，主要就是面板来承受面外载荷，这种载荷通常使面板拉脱破坏。取三种铺层厚度的面板进行对比试验，试验结果表明随着接头铺层厚度的增加，接头的承载能力也相应增加。

3.2.2 垫片尺寸对强度的影响

螺栓载荷是一个集中力，集中力扩散涉及到有效宽度的问题，增大有效宽度可以提高接头的承载能力。一个简单的解决办法是采用更大的垫片，使载荷分配的更为均匀。取一种铺层厚度进行不加垫片和采用大面积垫片的试验，试验结果表明不加垫片破坏模式通常表现为螺栓拉脱破坏，为局部破坏，而采用大垫片则表现为接头的整体破坏。

4 结论

通过对某型通用飞机复合材料主承力结构螺栓连接的数值分析和试验研究，我们对复合材料螺栓连接设计有了进一步的认识，并验证了之前的一些推论，同时表明所用的计算分析结果达到了工程应用的精度。由于试验条件和时间限制，对于螺栓连接的影响因素更多的停留在问题的定性分析上，还不能够形成用于指导工程设计的试验数据曲线，因此后续还要根据具体结构采用必要的试验来进行验证。