飛機機翼-機身連接結構受力特性分析研究

葉聰杰 杜艷梅 于振波 / YE Congjie DU Yanmei YU Zhenbo(上海飛機設計研究院，上海201210)(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

飛機機翼-機身連接結構受力特性分析研究

葉聰杰 杜艷梅 于振波 / YE Congjie DU Yanmei YU Zhenbo
(上海飛機設計研究院，上海201210)
(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

機翼-機身連接結構作為飛機設計中最重要的一環，應當準確分析其受力特性，合理設計其連接結構?；谟邢拊嬎憬Y果對A、B兩種機翼-機身連接結構形式進行受力特性研究，分析表明B結構的機翼后梁后梯形板(或A結構前三角板)分擔了部分載荷，減輕了后梁站位加強框承受的載荷。B結構連接剛度相對柔性，減小了后梁處協調變形的影響。A結構設計了后三角板，通過后三角板將起落架部分機構與機身的連接，后三角板分擔了部分起落架載荷，對于機身的內力均勻分布是有利的。

受力特性；梯形板；有限元分析

0 引言

飛機根據機翼相對于機身的位置可分為上單翼布局、中單翼布局和下單翼布局[1-2]。現代民用飛機中多采用下單翼布局，其機翼-機身連接的典型設計，是把機身的主隔框螺接在中央翼盒的前、后翼梁上，多年來這種連接方法已廣泛地為飛機設計人員采用[1]。典型的機翼-機身連接結構如圖1所示。MD-82飛機在機翼-機身的連接上沒有采用以上設計[3-4]，機身在中央翼后梁位置并沒有機身框，左右各設計一個向后延伸的梯形板，通過梯形板將機翼后梁與機身的框連接。波音公司的787飛機也采用了類似的設計，如圖2(b)所示[5]。后梁站位未布置常規的機身加強框，而是采用梯形板分別與機翼、機身柔性連接[5]。上述兩種機翼-機身連接結構均已在民用飛機中得到成功應用，二者的不同不僅表現在中央翼后梁站位處是否有機身加強框，還表現在后梁站位后的設計上。前者在后梁后設計兩塊三角形板(如圖1所示)，而后者是梯形板設計。

機翼-機身連接結構作為飛機設計中最重要的一環，在設計時不僅應熟練掌握設計方法，更為至關重要的是應當準確分析結構的受力特性，選擇合適的結構形式[6]。本文基于有限元仿真模擬，對這兩種連接結構進行受力分析及研究，以獲得較為清晰的載荷傳遞路徑和翼根區量化的內力分布，用于指導民用飛機機翼-機身的連接設計。

1 機翼-機身連接受力分析

機翼-機身連接區主要交互機翼和機身的載荷。作用在機翼上的外部載荷有機翼氣動載荷、慣性載荷、活動面及起落架傳來的集中載荷。機翼在外部載荷作用下，可看作為固定在機身上的懸臂梁，受力形式如圖3所示。由于機翼結構沿水平方向尺寸較大，因而水平剪力和水平彎矩對飛機結構受力影響較小，在受力分析時只分析垂直剪力、扭矩和垂直彎矩[7]。機翼所受的剪力、扭矩和彎矩逐步累積，在翼根處最大。作用在機身的載荷主要是機翼和水平尾翼的固定接頭的反作用力，起落架接地后的地面撞擊力等，一般在機身與機翼的連接處，機身承受的剪力、彎矩最大。如圖4所示，機身由A、B兩個連接接頭與機翼相連，機翼接頭對機身支點反力RA和RB；同樣的，水平尾翼和機身連接接頭C、D的支點反力為RC和RD；q為機身質量力[7]。

從上述機翼和機身的受力可以看出，機翼的剪力、扭矩和彎矩在翼根累積至最大，通過機翼-機身的連接轉化為結構的拉力、壓力和剪力，并傳遞至機身。

剪力：作用在機翼的剪力主要轉化為盒段梁腹板的剪力，傳遞至機身蒙皮；

扭矩：作用在機翼的扭矩主要轉化為盒段剖面的閉室剪流，傳遞至機身，形成機身蒙皮剪力、地板梁剪力以及龍骨梁的軸力；

彎矩：作用在機翼的彎矩主要轉化為盒段剖面上側的壓縮載荷和下側的拉伸載荷，二者的垂向分量傳遞至機身，展向分量在機身對稱面相平衡。

本文僅針對機翼-機身連接結構垂向的受力特性進行研究。

2 機翼-機身連接受力特性分析

2.1 有限元模型

圖5是目前較為主流的機翼-機身連接結構形式，二者主要不同表現在：

1)A模型中在后梁站位處布置有機身加強框，B模型沒有。

2)在后梁后的設計上，A模型布置了前、后三角板；而B模型則采用的是梯形板。

總體來講，A模型與常規的設計思路保持一致，認為機翼的外載荷主要通過前、后梁與機身的連接結構將載荷傳遞至機身，B模型則采用了不同的設計理念。

根據圖5的結構形式建立有限元模型，中機身局部的有限元模型如圖6所示。外部載荷工況選取了兩個典型的嚴重工況：

1)空中2.5g平衡機動工況；

2)地面最大垂直力著陸工況。

2.2 空中2.5g平衡機動工況的受力分析

機翼在2.5g過載情況下受力最大，此時在機翼-機身連接區的載荷積累也最為嚴重。

外翼的外部載荷傳遞給機身，需先轉化為外翼上、下壁板的拉壓和前、后梁的剪力，因此將機翼-機身連接界面分解為上緣界面、下緣界面和前緣界面、后緣界面，分別進行受力特性研究。表1給出了四個連接界面處的內力傳遞情況。表中所有數據均經歸一化處理。

界面模型A模型B外翼內力上緣界面

續表1

從表1的受力分析可以看出：

1)機翼的垂向內力傳遞至機身壁板，后梁后的前三角板或梯形板在內力傳遞中占據重要作用。

2)翼根處的內力大部分是外翼下壁板載荷在垂向的分量產生的，這是因為超臨界翼型的設計造成下壁板在翼根處形成曲率較大的喇叭口。 機身壁板承受了機翼的內力，在機翼-機身連接位置機身壁板的內力分布如圖7所示。

3)機身壁板在前梁站位垂向內力為正，后梁處則為負，表明機翼的扭矩對翼根處內力的分布有較大影響，而前三角板或梯形板的設計會有效的增大機翼-機身連接處的扭轉剛度。

4)模型A中，后梁站位處的機身框內力較小(約占總內力的7%)；同模型B一樣，大部分載荷均是通過后梁后的前三角板或梯形板傳遞至機身蒙皮。

2.3 地面最大垂直力著陸工況的受力分析

此工況下得到的受力分析結果類似于2.2節在空中2.5g平衡機動工況下的結果，但由于起落架載荷的影響，也表現出了新的特點，主要表現在上緣界面和后緣界面的受力上。如圖8所示，起落架連桿一端連接在機翼后梁，一端連接在機身框上。表2給出了上緣界面和后緣界面的受力分析結果。

界面模型A模型B機翼內力

續表2

機身壁板的內力分布如圖9所示。

從最大垂直力著陸工況的受力分析結果來看：

1)前三角板和梯形板與機翼的內力交換很小，表明了機翼的升力、慣性力與起落架載荷傳來的扭矩相平衡；

2)模型A中由于后三角板分擔了部分起落架傳來的載荷，使得在起落架連接位置附近的機身蒙皮內力要小于模型B。

3 結論

本文基于有限元模型計算結果，研究了空中2.5g平衡機動和地面最大垂直力著陸兩個載荷工況下，機翼-機身連接結構的受力情況。通過上述分析，可以得到以下結論：

1)無論是模型A中的前三角板設計還是模型B中的梯形板設計，均減小了機身后梁站位加強框及附近結構承受的載荷。由于后梁站位變形協調易引起局部高應力和細節疲勞等問題，模型B的設計在保證載荷傳遞的同時，在一定程度上減少了后梁因變形協調引起的附加載荷；

2)模型A增加了后三角板的設計，在地面載荷工況下能輔助起落架載荷的傳遞，優化了機身蒙皮在起落架連接位置的內力分布，但相對于模型B，增加了重量。

[1] 牛春勻. 實用飛機結構工程設計[M]. 北京: 航空工業出版社， 2008.

[2] 《飛機設計手冊》總編委會. 飛機設計手冊第10冊：結構設計[M]. 北京: 航空工業出版社，2000.

[3] 程志遠. MD-82飛機工藝分析[M]. 北京：航空工業出版社，1991.

[4] 第六四○研究所. MD-82飛機設計分析[M]. 北京：航空工業出版社，1990.

[5] The Boeing Company. Trapezoidal Panel Pin Joint Allowing Free Deflection Between Fuselage and Wing: US 7546979 B1[P]. Jun. 16， 2009.

[6] 牛春勻. 實用飛機結構應力分析及尺寸設計[M]. 北京: 航空工業出版社，2009.

[7] 宋靜波. 飛機構造基礎[M]. 北京：航空工業出版社，2011.

Research on Mechanical Behavior of Connection between Wing and Fuselage

The connection between wing and fuselage is very significant in aircraft design. It is necessary to study on mechanical behavior at Wing-Fuselage connection. This paper gives two FE models (A and B) associated with different variants on Wing-Fuselage connection. The results show that: 1) The trapezoidal panel of model B (or front triangle panel of model A) bears a part of load, reducing the load of the function of frame at rear spar position. Because the Wing-Fuselage connection of model B is more softly, the problem of deformation compatibility at rear spar position will be relieved; 2)The rear triangle panel of model A is beneficial for fuselage panel which is bearing the force from main landing gear, but maybe more weight will be paid.

mechanical behavior；trapezoidal panel；FE analysis

10.19416/j.cnki.1674-9804.2017.02.010

V214.1+1

A

葉聰杰 男，碩士，工程師。主要研究方向：民用飛機結構強度設計；E-mail： yecongjie@comac.cc

杜艷梅 女，碩士，高工。主要研究方向：飛機結構有限元分析技術；E-mail： duyanmei@comac.cc

于振波 男，碩士，高工。主要研究方向：飛機結構強度設計；E-mail： yuzhenbo@comac.cc