復合材料面板全高度蜂窩翼面結構分析

萬 爽 解海鷗 張 濤 崔深山 仝凌云

（1 中國運載火箭技術研究院研究發展中心，北京 100076）

（2 航天材料及工藝研究所，北京 100076）

文 摘 針對復合材料面板全高度蜂窩夾層翼面結構，基于MSC.Patran/Nastran 創建了翼面有限元模型，對均布載荷作用下的結構進行了仿真分析。結果表明：翼面結構最大位移2.79 mm，曲屈載荷33.7 kN。工程方法計算得到翼面結構曲屈應變1 308.6 με。靜強度試驗中實測翼面最大位移2.81 mm。理論與試驗相結合的方式分析夾層翼面結構，最大位移值偏差約0.7%，證明了仿真分析模型的合理性，為該類型結構的工程應用提供了一定的參考。

0 引言

夾芯結構具有比強度和比剛度高的特點，在磁、熱等方面也具有相當好的性能［1］，能夠滿足現代高科技領域的應用需求，在航天航空等行業中被廣泛使用［2-3］。對于熱壓罐成型蜂窩夾層復合材料結構，主要有共膠接和共固化兩種工藝方案［4］。由于夾芯結構本身的復雜性，其力學性能分析和計算成為了一個比較重要的課題［5］。

本文根據結構特點及其受載形式，以碳纖維樹脂基復合材料全高度蜂窩翼面為研究對象，設計層合板鋪層，建立有限元模型并開展分析，得到翼面結構應變與位移分布，同時開展靜強度試驗，驗證有限元分析結果的準確性。

1 翼面結構

夾芯結構是具有高比剛度的結構，減重效果十分明顯。機翼翼面結構的主要傳力路線：由前梁腹板、后梁腹板、前墻腹板及蜂窩來承受剪切力，上、下壁板和梁緣條來承受彎曲正應力，前梁、后梁、前墻及上、下壁板組成的封閉翼盒結構來承受扭矩。翼面結構如圖1所示。

結構尺寸約900 mm×703 mm×237 mm，復合材料零件主要采用MT300-3K/603A 單向帶，芯材采用Nomex 蜂窩NH-1-2.75-56，復合材料層合板鋪層序列如表1所示。

圖1 翼面結構示意圖Fig.1 Diagram of wing structure

表1 翼面詳細鋪層設計Tab.1 The design wing detail pavement

2 仿真分析

2.1 有限元模型

采用MSC.Patran/Nastran對復合材料翼面進行仿真分析。對于薄殼結構采用Quad4劃分網格［6］，賦予2Dshell單元屬性，蜂窩采用HEXA單元，有限元模型如圖2所示。根肋固支處約束123456自由度，對翼面進行靜強度分析，用分布載荷模擬氣動力工況。

圖2 翼面有限元模型Fig.2 Finite element model of the wing

2.2 仿真分析

以15 kN 載荷為例給出翼面應變及位移云圖，如圖3所示為拉應變云圖，最大拉應變465 με；圖4壓應變云圖，最大壓應變457 με；圖5所示為位移云圖，最大位移2.79 mm。

圖3 拉應變云圖Fig.3 Pull strain cloud

圖4 壓應變云圖Fig.4 Pressure strain cloud

圖5 位移云圖Fig.5 Displacement cloud

屈曲分析結果表明，該翼面屈曲載荷約33.7 kN，如圖6所示。

圖6 屈曲云圖Fig.6 Buck plot

3 工程估算

由單層材料性能推導層合板的剛度特性［7］見圖7。

圖7 層合板剛度分析模型Fig.7 Analysis model of laminated stiffness

參考經典復合材料板層理論，可以求出對稱均衡層合板工程常數［8］如下：

蜂窩夾層板穩總體失穩應變為

式中，K 為穩定性系數，h 為蜂窩高度，t 為層合板厚度，b為加載邊長，計算得：

由計算結果可以看出，此蜂窩結構面板失穩應變小于層合板材料強度破壞應變，結構首先發生屈曲破壞，該工程估算與有限元分析結論一致。此外，面板失穩應變與層合板材料強度破壞值差距很大，說明該試驗件過早發生失穩，并沒有充分發揮材料的強度性能，還可以通過增強穩定性進一步提升結構承載效率。

3 試驗考核

3.1 試驗方法

用試驗工裝將翼面結構固定在承力墻上，通過在試驗件表面鋪砂袋來模擬氣動載荷。考慮均布氣動載荷朝下，為保證砂袋的順利鋪設，試驗中將翼面結構的上表面（帶曲率的表面）朝下（文中仍將帶大曲率表面稱為翼面結構的上表面）。正式加載時，按照分級加載的方法，每級遞增1 kN，按照加載載荷要求加至15 kN，逐級記錄應變和位移。

3.2 測量要求

翼面結構的位移測點及貼片如圖8所示。

圖8 翼面結構試驗件貼片圖Fig.8 Test pieces and displacement measurements of wing sturcture

3.3 結果分析與討論

在均布氣動載荷作用下，隨著載荷的增加，翼面結構上表面的位移均成線性增加，表明翼面結構在15 kN 均布氣動載荷以內仍處在線性階段。位移測點D4 位移最大，且載荷為15 kN 時，位移達到2.81 mm，此時仿真分析位移為2.79 mm，與試驗結果較為接近；位移測點D1 的位移最小，載荷為15 kN 時，其位移僅為0.16 mm，變形很小。在均布氣動載荷下，翼面結構上表面的位移按照D4、D5、D3、D6、D2、D7、D8、D1 的順序依次遞減。結果顯示，接近于固定端的D7、D8、D1位移均較小，遠離固定端的D4、D5位移最大，且相差較小，如圖9所示。由圖10 可知，在均布氣動載荷下，翼面結構上表面縱向中線處的縱向應變均為負值，結構表現為縱向收縮；曲率較大處S8的應變仍然最大，在均布氣動載荷為15 kN 時，達到226 με，自由端邊緣處S22 的應變仍為最小，在均布氣動載荷為15 kN時，其應變為17 με。

圖9 上表面位移Fig.9 Upper surface displacement

圖10 上表面縱向中線處縱向應變Fig.10 Longitudinal strain at longitudinal midline of upper surface

4 結論

（1）采用MSC.Patran/Nastran 板殼單元創建了全高度蜂窩翼面有限元模型，對該模型進行計算，得到翼面結構最大位移2.79 mm，曲屈載荷33.7 kN，工程估算方法分析曲屈應變為1308.6 με，小于靜強度破壞應變值，得到的破壞模式同樣為曲屈破壞；（2）翼面結構靜強度試驗考核表明實測全高度蜂窩夾層翼面的最大位移2.81 mm；（3）實物承載試驗結果與理論分析位移偏差約0.7%，驗證了復合材料全高度蜂窩翼面有限元模型仿真分析的合理性，使得該方法可為相似結構的強度剛度分析提供參考。