機翼壁板連接形式研究

王 震，張愛茹，張海周，王月英

（1.航空工業(yè)洪都，江西 南昌 330024；2.伊犁師范學(xué)院，新疆 伊寧835000)

機翼壁板連接形式研究

王 震1，張愛茹1，張海周1，王月英2

（1.航空工業(yè)洪都，江西 南昌 330024；2.伊犁師范學(xué)院，新疆 伊寧835000)

研究了機翼壁板連接形式，并將對接連接結(jié)構(gòu)與搭接結(jié)構(gòu)進行了對比，由對比結(jié)果可知，對接連接結(jié)構(gòu)在增加較小重量的情況下，壁板應(yīng)力和釘傳載荷較搭接結(jié)構(gòu)都有明顯下降，更能滿足機翼壁板疲勞壽命要求。

壁板連接；優(yōu)化設(shè)計；有限元；疲勞壽命

0 引言

現(xiàn)代軍用飛機大量采用機翼整體壁板，機翼整體壁板可以減少連接件數(shù)量，從而降低機翼結(jié)構(gòu)重量。由于采用了數(shù)控加工等先進的制造方法，機翼整體壁板具有較高的加工質(zhì)量和精度，在降低工人勞動強度方面也具有很大的優(yōu)勢。由于機翼蒙皮面積較大，采用一整塊壁板會增大加工難度，并且嚴(yán)重影響機翼的損傷容限性能。因此,機翼壁板通常采用幾塊壁板組合的形式，而壁板與壁板間一般采取搭接或?qū)觾煞N連接方案。

搭接方案連接區(qū)較短，使用的連接件少且重量較輕。但搭接壁板會有下陷，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中影響機翼的疲勞性能。搭接方案中，高應(yīng)力區(qū)在機翼壁板上，一旦出現(xiàn)裂紋，則維修難度較大，整體壁板的止裂結(jié)構(gòu)較少，同時，裂紋會迅速擴展而影響飛行安全。對接方案則由于采用了帶板和較多的連接件，相對于搭接方案結(jié)構(gòu)重量更重。但對接連接可以避免出現(xiàn)下陷，應(yīng)力集中部位較少，疲勞性能較好。對接方案中高應(yīng)力區(qū)出現(xiàn)在帶板上，帶板出現(xiàn)裂紋維修時較為簡單，帶板上有較多的鉚釘孔，出現(xiàn)裂紋后可以及時止裂。即使局部帶板斷裂，也不會影響到飛機整體的飛行安全。

帶板對接方案中一般采用多排鉚釘連接，而采用多排鉚釘會存在鉚釘受載不均勻，兩端鉚釘載荷較大。為減小多排鉚釘?shù)摹胺逯敌?yīng)”[1]，即減小帶板端部鉚釘?shù)妮d荷，通常采用改變帶板截面面積，調(diào)整鉚釘排布間距，以及端部使用柔性較好的緊固件等方法。本文針對不同的優(yōu)化方法建立相應(yīng)的有限元模型，通過比較分析選擇最優(yōu)方案。

1 對接方案優(yōu)化

在對接方案中需要控制的主要參數(shù)有帶板的應(yīng)力和鉚釘?shù)膯吾斴d荷，帶板的應(yīng)力主要通過調(diào)節(jié)帶板的厚度控制，單釘載荷主要通過限制彎曲和減少釘載的“峰值效應(yīng)”。增加支撐肋可以很好的限制彎曲，而降低釘載“峰值效應(yīng)”的方法有：改變帶板截面面積、調(diào)整鉚釘排布間距以及端部使用柔性較好的緊固件等。按圖1所示建立對接方案模型，通過有限元分析對結(jié)構(gòu)帶板厚度，支撐肋結(jié)構(gòu)形式，連接區(qū)細節(jié)尺寸進行優(yōu)化設(shè)計。

模型由內(nèi)壁板、外壁板、帶板、肋、鉚釘5部分組成，其中內(nèi)壁板、外壁板、帶板、肋、鉚釘材料均為鋁合金，彈性模量E=71000MPa，泊松比μ=0.33。各部件之間都設(shè)置有接觸連接，內(nèi)壁板一端施加約束U1= U2=U3=0，外壁板一端施加約束U1=U2=0，肋的對稱面上施加約束U1=U2=0，并且在外壁板的一側(cè)端面上施加P=256MPa的載荷。有限元模型采用六面體體元劃分有限元網(wǎng)格，厚度方向滿足三個以上單元如圖1所示。

1.1 帶板厚度優(yōu)化

帶板厚度會影響帶板應(yīng)力水平，而且增加帶板厚度對結(jié)構(gòu)重量影響也會很大。為實現(xiàn)滿足靜強度的條件下結(jié)構(gòu)重量最輕，需要對帶板厚度進行優(yōu)化。在模型約束和載荷相同的情況下，保持其他尺寸不變，改變帶板厚度，分別建立帶板厚度為2mm至6mm漸變模型、2mm至5mm漸變模型、2mm至4mm漸變模型。

帶板厚度2mm至6mm漸變，模型變形及帶板應(yīng)力如圖2所示，帶板最大復(fù)合應(yīng)力為245MPa，位于帶板中間。

帶板厚度2mm至5mm漸變，模型變形及帶板應(yīng)力如圖3所示，帶板最大復(fù)合應(yīng)力為320MPa，位于帶板中間。

帶板厚度2mm至4mm漸變，模型變形及帶板應(yīng)力如圖4所示，帶板最大復(fù)合應(yīng)力為410MPa，位于帶板中間。

各排鉚釘?shù)妮d荷如表1所示。對比三個模型可以看出，帶板應(yīng)力和端部鉚釘載荷（第4排鉚釘）會隨著厚度增加而下降。2mm至4mm漸變帶板，應(yīng)力為410MPa（該應(yīng)力為極限載荷下應(yīng)力，在使用載荷下應(yīng)力為273.3MPa），該應(yīng)力水平并不是很高；單釘載荷為5457.1N，在增加厚度時端部鉚釘載荷下降并不明顯。考慮帶板厚度增加會增加較多重量，因此建議帶板厚度采用2mm至4mm漸變。

1.2 支撐肋的結(jié)構(gòu)形式優(yōu)化

對接方案中支撐肋限制了壁板的彎曲變形，改善了結(jié)構(gòu)的受力情況。而壁板的彎曲變形會導(dǎo)致鉚釘受載不均勻，要想降低壁板應(yīng)力和單釘載荷，需要對支撐肋的結(jié)構(gòu)形式進行優(yōu)化設(shè)計。在模型約束和載荷相同的情況下，保持其他尺寸不變，改變支撐肋的結(jié)構(gòu)形式，建立了無支撐肋模型，T型支撐肋模型、雙L型支撐肋模型、單L型支撐肋模型。通過比較四種模型的應(yīng)力水平和單釘載荷選擇最優(yōu)的支撐肋結(jié)構(gòu)形式。

表1 各排鉚釘?shù)妮d荷 單位：N

無支撐肋，模型變形及帶板應(yīng)力如圖5所示，帶板最大復(fù)合應(yīng)力為760MPa，位于帶板中間。

T型支撐肋，模型變形及帶板應(yīng)力如圖6所示，帶板最大復(fù)合應(yīng)力為360MPa，位于帶板中間。

雙L型支撐肋模型，模型變形及帶板應(yīng)力如圖7所示，帶板最大復(fù)合應(yīng)力為445MPa，位于帶板中間。

單L型支撐肋，模型變形及帶板應(yīng)力如圖8所示，帶板最大復(fù)合應(yīng)力為410MPa，位于帶板中間。

各排鉚釘載荷如表2所示。在無支撐肋的情況下，帶板的應(yīng)力水平和單釘載荷都很高，說明壁板偏心會產(chǎn)生很大的偏心彎曲，附加的彎矩會使壁板應(yīng)力水平增加，并且彎曲變形會使鉚釘受載嚴(yán)重不均勻。由T型支撐肋模型可以看出，有肋支撐的情況下，帶板應(yīng)力水平會迅速下降。由于肋的支撐，帶板的附加彎矩變小，并且T型肋緣條參與了帶板彎曲，分擔(dān)了部分彎矩，對降低帶板應(yīng)力有一定作用。不過，T型肋緣條受壓，這會在第4排鉚釘上附加剪力，疊加這部分剪力后第4排鉚釘所受載荷甚至大于無支撐肋的情況，單釘載荷過大對結(jié)構(gòu)疲勞影響較大，因此不建議采用T型支撐肋。將T型肋拆開，既做成兩個L型支撐肋，由模型分析結(jié)果可以看出，雙L型肋不存在附加剪力的情況，對限制彎曲也有一定作用。不過與單L型支撐肋比較可以看出，肋支撐在帶板兩端限制彎曲的作用不如支撐在帶板中間明顯。綜合考慮釘載和結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平，應(yīng)該采用在帶板中間支撐一個L型肋，該結(jié)構(gòu)限制彎曲的效率最高。

表2 各排鉚釘?shù)妮d荷 單位：N

1.3 帶板細節(jié)尺寸優(yōu)化

由以上計算可以看出，帶板厚度取2mm至4mm漸變在滿足應(yīng)力水平要求的情況下重量最輕，而位于帶板中間的L型支撐肋限制彎曲的效率最高，并且可以避免鉚釘附加剪力的問題。不過該方案端部鉚釘?shù)摹胺逯敌?yīng)”仍然很高，需要對帶板的細節(jié)尺寸進行優(yōu)化設(shè)計。通常降低端部鉚釘?shù)摹胺逯敌?yīng)”的方法有：調(diào)整鉚釘排布間距、端部使用柔性較好的緊固件等方法。在模型約束和載荷相同的情況下，保持其他尺寸不變，改變帶板鉚釘排布間距，改變端部鉚釘材料。建立鉚釘間距加長模型，兩端采用鋁鉚釘模型，一端采用鋁鉚釘模型。通過比較三種模型的應(yīng)力水平、單釘載荷選擇最優(yōu)的壁板對接方案。

鉚釘間距加長，模型變形及帶板應(yīng)力如圖9所示，帶板最大復(fù)合應(yīng)力為315MPa，位于帶板中間。

兩端采用鋁鉚釘，模型變形及帶板應(yīng)力如圖10所示，帶板最大復(fù)合應(yīng)力為310MPa，位于帶板中間。

一端采用鋁鉚釘，模型變形及帶板應(yīng)力如圖11所示，帶板最大復(fù)合應(yīng)力為300MPa，位于帶板中間。

各排鉚釘載荷如表3所示。前排鉚釘間距加大會使前排鉚釘承載更多，從而使第4排鉚釘釘載降低。兩端鉚釘使用鋁鉚釘，中間兩排鉚釘使用鋼鉚釘，此時端部鉚釘?shù)摹胺逯敌?yīng)”下降，釘載趨于平均，受載更為合理。將一端鉚釘設(shè)置為鋁鉚釘（第4排鉚釘），該排鉚釘載荷進一步下降，此時兩端鉚釘載荷已經(jīng)十分接近，因此可以認(rèn)為鉚釘受載已經(jīng)合理可以不必繼續(xù)優(yōu)化。

2 搭接方案與對接方案對比

飛機機翼壁板采用搭接連接方案，在此我們根據(jù)飛機翼壁板搭接結(jié)構(gòu)，建立搭接方案模型，并與優(yōu)化后對接模型進行對比。

表3 各排鉚釘?shù)妮d荷 單位：N

搭接方案模型如圖12所示，模型由內(nèi)壁板、外壁板、肋、鉚釘四部分組成，其中內(nèi)壁板、外壁板、肋、鉚釘材料均為鋁合金，彈性模量E=71000MPa，泊松比μ=0.33。各部件之間都設(shè)置有接觸連接，內(nèi)壁板一端施加約束U1=U2=U3=0，外壁板一端施加約束U1= U2=0，肋的對稱面上施加約束U1=U2=0，并且在外壁板的一側(cè)端面上施加P=256MPa的載荷。

經(jīng)有限元計算，模型變形如圖13所示，由變形可以看出，壁板發(fā)生了彎曲，由于肋的支持，結(jié)構(gòu)最大變形位于肋前的壁板上。

忽略釘孔處的應(yīng)力，內(nèi)側(cè)壁板應(yīng)力云圖如圖14所示，可以得到內(nèi)側(cè)壁板最大復(fù)合應(yīng)力為575MPa，位于內(nèi)側(cè)壁板搭接區(qū)下陷倒角根部。

各排鉚釘?shù)妮d荷如表4所示。在相同的載荷和約束條件下，搭接方案壁板最大應(yīng)力為575MPa，位于搭接區(qū)下陷倒角處。對接方案最大應(yīng)力為300MPa位于帶板中間部位。可以看出結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平明顯下降。比較單釘載荷可以看出，搭接方案單釘載荷為P=7321.4N，對接方案單釘載荷為P=4248.6N，經(jīng)過優(yōu)化設(shè)計單釘載荷也有明顯下降。經(jīng)比較可知，無論是應(yīng)力水平還是單釘載荷，優(yōu)化后的方案都有明顯下降，因此可以認(rèn)為優(yōu)化方案是合理的。

表4 各排鉚釘?shù)妮d荷 單位：N

3 結(jié)語

對接方案優(yōu)化過程主要考慮帶板厚度優(yōu)化、支撐肋結(jié)構(gòu)優(yōu)化及帶板細節(jié)優(yōu)化三個方面。當(dāng)帶板厚度增加時，結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平和端部鉚釘載荷都會下降，但增加板的厚度對降低端部釘載作用不明顯，并且結(jié)構(gòu)重量犧牲很大。當(dāng)帶板厚度為2mm到4mm漸變時可以滿足靜強度要求并且重量較輕。有肋支撐限制彎曲時，壁板彎曲變形明顯減小，壁板應(yīng)力水平和端部鉚釘載荷降低。T型支撐肋，緣條參與受彎會使端部鉚釘增加一部分剪力，釘孔載荷增加會降低鉚釘孔的疲勞性能。支撐肋位于帶板中間限制彎曲的效率最高，因此建議選用位于帶板中間的L型支撐肋。前排鉚釘間距拉大會使前排鉚釘承載增加，使鉚釘承載更均勻。兩端鉚釘選用鋁鉚釘，中間鉚釘選用鋼鉚釘會降低兩端釘載，使鉚釘載荷分配更合理。

從與飛機現(xiàn)在使用的搭接模型比較可以看出，選用優(yōu)化后的對接方案，在極限載荷作用下，壁板最大應(yīng)力由575MPa下降為300MPa，鉚釘單釘載荷由P=7321.4N下降為P=4248.6N。優(yōu)化后的對接方案比原來的搭接方案應(yīng)力水平和單釘載荷都有明顯下降。

[1]飛機設(shè)計手冊編委會.飛機設(shè)計手冊·第9冊.北京：航空工業(yè)出版社,2001.

[2]牛春勻.實用飛機結(jié)構(gòu)工程設(shè)計.北京：航空工業(yè)出版社，2008.

[3]中國航空研究院.軍用飛機疲勞，損傷容限，耐久性設(shè)計手冊·第4冊—耐久性設(shè)計，1994.

[4]龔思楚.典型壁板搭接區(qū)試驗件疲勞壽命分析.教練機，2014.

[5]姚衛(wèi)星.結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析.北京：國防工業(yè)出版社，2003.

[6]莊茁，張帆，岑松.ABAQUS非線性有限元分析與實例.北京：科學(xué)出版社，2005.

>>>作者簡介

王震，男，1988年7月出生，2011年畢業(yè)于南京航空航天大學(xué)，工程師，現(xiàn)從事飛行器結(jié)構(gòu)強度設(shè)計工作。

The Study on the Connection Mode of Wing Panel

Wang Zhen1，Zhang Airu1，Zhang Haizhou1，Wang Yueying2
(1.AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024；2.Yili Normal University,Yining,Xinjiang,835000)

This paper studies the connection mode of the wing panel,and also makes contrast between butt-joint connection structure and lap joint structure.Contrast results show that,in the case of minor weight increment on butt-joint connection structure,both the panel stress and the pin load will be significantly decreased,which can better satisfy the fatigue life requirements for the wing panel.

Wing panel connection;Optimization design;Finite element;Fatigue life

2017-04-09）