民用飛機壁板蒙皮及長桁布置結構優化設計

方 陽 尹偉明 孟慶功 楊 坤 / FANG Yang YIN Weiming MENG Qinggong YANG Kun(上海飛機設計研究院，上海201210)(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

民用飛機壁板蒙皮及長桁布置結構優化設計

方 陽 尹偉明 孟慶功 楊 坤 / FANG Yang YIN Weiming MENG Qinggong YANG Kun
(上海飛機設計研究院，上海201210)
(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

機身壁板是飛機結構設計的重要承載組件，輕量化、高效率、共通性設計及優化是民機設計關注的重點。首先提出一種耦合ABAQUS的Buckle分析及ISIGHT優化的設計方法，利用自編子程序獲取ABAQUS屈曲特征值，將特征值輸入ISIGHT中計算臨界屈曲載荷，同步更新變量參數及ABAQUS文件并提交計算，迭代分析直至優化流程結束。采用上述方法考慮軸向壓縮載荷情況，以壁板整體重量最小為優化目標，疲勞應力值為約束條件，對單曲度金屬機身壁板的蒙皮厚度，長桁數量及長桁截面厚度等幾何參數進行優化。在滿足壁板結構承載能力及總重量最小條件下，綜合考慮結構載重比，臨界應力及壁板加筋比，對比分析出一組最優參數，并與工程算法結果對比吻合程度較好，兩者相對誤差為3.73%。該優化思路實現FEA平臺與優化工作一體化，可用于復合材料壁板設計及結構件減重優化工作，一定程度上可縮短零組件設計周期。

機身壁板；優化設計；屈曲特征值；軸向壓縮；有限元分析

0 引言

壁板結構通常是由蒙皮及長桁組合成的承載組件，對于一般壁板結構，受力類型有拉壓載荷，面內氣動及增壓載荷等。壁板承載能力、穩定性(屈曲及壓損性能)及結構效率與壁板蒙皮及長桁結構密切相關。孫為明[1]等分析加筋曲板受壓載荷的后屈曲承載能力及破壞模式得出長桁截面參數影響壁板軸壓破壞許用值。何周理[2]等在研究鋁鋰合金蒙皮加筋壁板的壓縮破壞承載能力對比出擠壓長桁-蒙皮結構的承載能力要強于鈑彎長桁-蒙皮結構。K.L. Tran et al.[3]總結出壁板蒙皮曲率半徑及加筋條截面幾何參數對壁板線性屈曲及抗壓強度極限有影響，王東[4]等在分析曲線加筋壁板結構的一階模態屈曲時得出曲筋加筋板比直筋加筋板穩定性更好。因此，如何優化壁板蒙皮、長桁截面參數及布置對提高壁板承載能力、屈曲性能及結構效率很關鍵，國內外已有許多學者做了該方面的研究工作，歸納起來，大體可分為工程算法、數值優化及實驗方法。

Sridhar Chintapalli et al.[5]提出一種結構設計工程優化法，以壓縮載荷情況下局部及整體屈曲時質量最小為條件，優化飛機翼盒上部蒙皮壁板的長桁數量，并應用到DLR-F6 風洞試驗模型。M. Sadeghifar et al.[6]也以重量最小及最大軸向壓縮載荷為目標，采用遺傳算法對長桁加筋圓柱形殼體結構進行屈曲分析，總結出長桁數量與殼厚度對穩定性的影響變化趨勢相反，長桁截面尺寸比長桁數量對加筋結構重量及臨界屈曲載荷的影響更明顯。Nithin Kumar K C et al.[7]考慮長桁間距變化，分析整體平壁板的屈曲失效行為，得到一組滿足單位重量效率最高的長桁間距。Sherif Farouk Badran et al.[8]采用多目標算法結合實數編碼遺傳算法優化Y形截面加筋壁板的幾何參數，同樣以整體壁板極限屈曲載荷和重量為目標，獲得一組最優參數變量。王天龍[9]等采用Matlab軟件優化機翼J形截面長桁加筋壁板結構，使整個壁板減重達3.24%。張琪[10]等對薄壁加筋板殼進行優化設計，實現了結構減重，而應力及最大變形均在許用范圍內。葉廣寧[11]等分析鋁合金加筋板軸壓屈曲臨界載荷及屈服模態時，采用工程算法及數值模擬探究筋條類型，筋條間距及數量對壁板屈曲穩定性的影響規律。J.F.Caseiro et al.[12]利用ABAQUS軟件對加筋壁板的截面形狀及幾何參數進行優化，分析不同優化算法對壁板壓縮屈曲變形預測的健壯性及魯棒性。Andrea Spagnoli et al.[13]也采用有限元法結合線性特征值/模態分析筋條長細比，筋條數量或間距對失效模式有很大影響。以上相關工作大多數考慮軸向壓縮載荷情況，以結構承載能力及重量最小為目標最普遍，影響因素主要有加筋長桁類型，截面幾何參數及壁板殼厚度等。

本文結合ABAQUS分析和ISIGHT優化算法，進一步考慮蒙皮壁板曲率半徑情況，以壁板總質量最小(優化過程換算成壁板總截面積)為優化目標，探討分析鋁鋰合金蒙皮厚度、長桁數量及截面厚度對軸壓載荷情況下壁板初始屈曲變形的影響規律。結合載重比(即承載載荷與總質量之比)，臨界應力及壁板加筋比分析優化結果，并與工程算法對比分析，最后將最優幾何參數用于機身壁板初步設計評估階段。

1 機身壁板結構設計

1.1 蒙皮最小厚度

機身蒙皮是氣密艙受力件，承擔剪切力和扭矩產生的剪流及垂直彎矩、水平彎矩產生的拉壓應力。壓差載荷，剪流及彎矩的組合決定機身蒙皮的厚度。依據典型壓力容器機身的受力分析，壓差載荷產生縱向拉伸應力σN和橫向拉伸應力σT，σT計算如式 (1)所示。考慮疲勞強度，需要控制機身蒙皮應力水平。

式中，σN為蒙皮縱向拉伸應力；σT為蒙皮橫向拉伸應力；ΔP為氣密艙內外壓差；R為機身蒙皮當量半徑；δ為蒙皮最小厚度。

本次機身當量半徑取R=2 960 mm，內外壓差ΔP=0.06MPa，考慮機身設計的環向應力水平σT=100 MPa，代入式(1)：

計算蒙皮最小參考厚度約為1.78mm。

1.2 蒙皮、長桁及隔框組合壁板

壁板蒙皮為單曲度，長桁采用“2”字形鈑彎型材。圖1(a)中，h=28.0mm，b=25.0mm，R=8.0mm，與隔框(圖1(b))組成的壁板結構及尺寸如圖2所示。

壁板蒙皮采用鋁鋰合金2060-T8E30，長桁及隔框為鋁合金材料，材料參數見表1[14]。

表1 材料參數

2 優化思路及參數

結合ABAQUS軟件及ISIGHT軟件，選用全局優化算法——多島遺傳算法(MIGA)，避免優化過程出現局部最優解情況。以壁板總重量(優化過程換算成總截面積參數S)最小為優化目標，疲勞應力為約束條件，長桁根數及截面厚度，蒙皮厚度三個參數為優化輸入變量。

對圖2壁板結構，在軸向壓縮載荷情況下，首先利用ABAQUS進行buckle線性屈曲分析，分析結束后用自編子程序提取壁板的一階屈曲特征值，作為輸入值在ISIGHT中計算初始屈曲臨界應力和載荷，并與約束條件的應力值比較，確定該迭代步優化輸入變量值的合理性，同時計算壁板總截面積(含長桁截面)，迭代分析和優化直到整個流程結束，如圖3為優化流程圖。

在ISIGHT中進行幾何參數優化分析，其參數設置見表2。

表2 優化參數設置

輸入變量: 13≤n≤26；1.4mm≤t≤2.2mm；1.7mm≤tskin≤2.4；

約束變量:σ≥90.0MPa;

目標變量:S=(25.0t+(28.0-8.0-2t)t+3.141 5(8.0+t/2)t)n+2 814.14tskin

3 優化結果和分析

3.1 數值分析結果

對比分析圖4及圖5曲線，根據壁板總截面積最小(即總質量最小)，考慮臨界應力不小于90Mpa(圖6所示)，得出長桁根數合適范圍為15～19根。若長桁根數小于15(長桁間距201.0mm)，臨界屈曲應力不滿足壁板使用應力要求；長桁根數大于19(長桁間距156.3mm)，載重比及總質量變大，臨界應力越來越大，對壁板的疲勞壽命有減弱作用。圖7為壁板加筋比變化曲線，參考設計手冊[15]增壓機身結構加筋比參考值為，長桁根數為18(長桁間距165.5mm)的加筋比為0.35，接近0.3；長桁根數大于18，加筋比有變大趨勢，高的加筋比反而不會產生輕質結構[15]，這與圖4中總截面積曲線的變化趨勢吻合。

3.2 工程算法分析

對于典型正交各向異性矩形板的四邊固支、單向受壓縮載荷情況，圖8所示[16]，當板的屈曲載荷計算如式(2)所示[16]：

其中，R為蒙皮曲率半徑，Eeq_skin為蒙皮加載方向等效剛度，Nxcr_skin為板面內所受的壓縮載荷。考慮蒙皮壁板受載時，長桁承受的載荷由式(4)計算[17]：

式中，Eeq_str為長桁受載軸向等效剛度。因此，整個壁板初始屈曲載荷為式(5)[17]：

其中，n為長桁根數。

當長桁根數為18，隔框間距為433mm，長桁間距為165.5mm，蒙皮曲率半徑為2 960mm，數值分析優化確定蒙皮厚度為1.78mm。此時a/b=433/(165.5-25)=3.08<4，按照工程算法，計算蒙皮面內彎曲剛度系數Dij。

D12=vD11=0.3×39 854.25=11 956.27(N·mm)

Nxcr_skin=12 477.87N

Nstr=12 706.94N

按工程算法計算，壁板初始屈曲載荷Ncr為：

Ncr=nNstr+(n-1)Nscr_skin=18×12 706.94N+17×12 477.87N=440.85KN

而數值優化分析得到的初始屈曲載荷為：

Nsr=457.29KN

兩者相對誤差e為：

可見，數值分析比工程計算的初始屈曲載荷值大3.73%(在5%允許誤差范圍內)。

此外，長桁根數范圍為13～22時，長寬比a/b<4，采用工程計算式(3)～(5)，根據數值優化參數，可以計算其它情況的理論屈曲載荷，并用式(6)與數值分析結果進行對比，如圖8所示。

式中，e表示相對誤差；Nsr、Ncr分別代表數值分析和工程算法值。

從圖9中相對誤差變化曲線可知，采用工程算法與數值分析的結果吻合程度較好，最大相對誤差為-13.7%，而最優一組參數情況下的誤差為3.73%。

因此，依據數值分析和工程算法結果，綜合考慮壁板總截面積最小(即質量最小)、載重比、臨界應力、疲勞壽命及壁板加筋比因素，確定出長桁根數n=18，長桁間距d=165.5mm最合適，此時長桁截面厚度tstr=1.41mm，蒙皮厚度tskin=1.78mm。根據某機型壁板結構設計要求，將該組優化參數用于前機身壁板蒙皮及長桁布置的初步評估設計方案。

4 結論

采用上述耦合分析及優化計算方法，對壁板蒙皮及長桁結構進行布置優化設計，得到以下幾點結論：

1)根據ABAQUS有限元分析及ISIGHT優化計算，確定出壁板蒙皮厚度為1.78mm，長桁間距為165.5mm，長桁截面厚度為1.41mm最合適；

2)數值優化分析結果與理論工程算法結果吻合程度較好，在最優的一組參數情況下，兩者相對誤差為3.73%；

3)該優化分析思路，實現了FEA分析與優化工作一體化，局限在于分析只考慮壁板線性屈曲行為，后續可進一步分析后屈曲變形的非線性行為特點。

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Optimization Design of Panel Skin and Stringer Configuration for Civil Aircraft

Aircraft fuselage panel is one of the important load carrying members in structure design. The characteristics of lightweight, high efficiency, commonality and optimal design for civil aircraft have been attracted much attention in the past decades. In this study, an optimization methodology coupling ABAQUS buckle analysis and ISIGHT optimization was presented. The buckle eigenvalue was extracted from linear buckle analysis in ABAUQS using subroutine firstly, which was then input into ISIGHT for critical buckle load calculation. Meanwhile, the optimized parameters and ABAQUS input file were updated simultaneously for iterative analysis subsequently until the optimization procedure was finished. By utilizing the proposed method, the optimization study considering minimal weight as objective and fatigue stress as constraint respectively for metallic fuselage panel design was conducted under axial compression. The panel skin thickness, stringer number and cross section thickness of stringer were taken into account for optimization. Finally, the ratio of load-carrying to weight, critical stress and panel stiffening ratio were evaluated comprehensively to obtain optimal geometrical parameters both satisfying structural load carrying capacity and minimal weight. Besides, the optimal results were in reasonable agreement with theoretical results with a relative error of 3.73%.This method achieves the platform integration of FEA and optimization, which can provide further guidance for weight saving design of structural component and composite panel, therefore leading to time saving for aircraft component design in a certain degree。

fuselage panel; optimization design; buckle eigenvalue; axial compression; finite element analysis

10.19416/j.cnki.1674-9804.2017.02.011

V214.4

A

方 陽 男，碩士，助理工程師。主要研究方向：飛行器結構設計；E-mail:fangyang1@comac.cc

尹偉明 男，本科，高工，主要研究方向：飛行器結構設計；E-mail：yinweiming@comac.cc

孟慶功 男，碩士，研究員。主要研究方向: 飛行器結構設計；E-mail：MengQinggong@comac.cc

楊 坤 男，碩士，高工。主要研究方向:飛行器結構設計；E-mail：yangkun@comac.cc