基于原機結構的機身大開口補強設計

顏凱, 鮮章林

（中國飛行試驗研究院試驗機設計改裝研究部，西安710089）

0 引 言

航空航天、武器電子設備的研制定型最終需要經過飛行試驗的驗證。電子設備在載機上安裝通常分為外掛安裝和內埋安裝兩種形式：外掛安裝通過在機身外表面設計鼓包結構、外掛吊艙方式加裝被試設備；內埋式安裝通過研制機身內埋式設備艙加裝被試設備。內埋式安裝不改變原機氣動外形，不會對原機氣動特性、飛行性能品質造成顯著影響，更加安全。但相比外掛式，內埋式大開口結構嚴重破壞了原機主承力結構，改變了機身的傳力路徑，需對大開口區域結構進行適應性補強。補強結構與原機結構交聯關系復雜，同時由于飛機長時間使用后導致不同程度的形變，基準偏離理論狀態，在原機結構基礎上開展結構補強設計時需綜合考慮施工可行性、基準定位、誤差補償、裝配精度等要求，結構設計將更加復雜。

針對上述機身大開口改裝存在的問題，本文以某型飛機機身的大開口設計為研究對象，通過分析開口部位傳力路徑及機身剛度的變化，在原機結構基礎上開展結構補強設計；建立全機有限元模型，采用MSC/NASTRAN程序計算，對改裝結構進行應力分析與結構優化。

1 大開口對機身結構剛度的影響

以某運輸機為研究對象，為滿足航電系統安裝需求，需在前機身機腹位置開設2 m×1 m的結構大開口，大開口打斷了原機14～18框、左5～右5長桁之間的機身薄壁結構，如圖1所示。

開口區域機身結構件包括長桁、蒙皮、腹板和櫞條，材料均為LY12CZ鋁合金，彈性模量E=71 GPa，極限強度σb=390 MPa，屈服強度σ0.2=295 MPa。結構件尺寸如表1 所示。

表1 開口區域機身結構件尺寸

經過計算分析，機身大開口拉壓形變位移為完整機身的1.007倍，大開口機身垂直面內的彎曲撓度為完整機身的1.52～1.68倍，水平面內的彎曲撓度為完整機身的1.13～1.17倍，扭轉角度為完整機身的6.58～8.31倍。根據計算可以發現：1）機腹大開口極大破壞了機身的承扭能力；2）機腹大開口削弱了機身的承彎能力，上下開口垂直面和側面開口水平面承彎能力削弱更多[1]。

機腹開口打斷了封閉的截面形狀，受力形式將由閉剖面扭轉變為開剖面扭轉，剪流在開口端面轉換成軸力，在開口兩端產生形變，需在兩端端框設置加強端框，通過端框轉換內力形式，抵抗附加形變。

由于傳遞俯仰力矩的下壁板不存在了，開口區域軸向力通過開口區蒙皮受剪逐漸向開口兩側轉移，造成開口附近蒙皮剪應力增加，形成壁板剪滯效應[2]。需對開口附近長桁、蒙皮適應性予以加強，提高長桁的拉伸剛度和蒙皮的剪切剛度，減小剪滯區；對開口兩側邊梁進行加強，承受集中軸向力。

2 基于原機的結構大開口補強設計要求

基于原機結構的補強設計既要考慮基本的承載需求，還需要綜合考慮基準選擇、補償設計及施工的可行性，設計要求主要包括：

1） 保證載荷傳遞，補強后的結構應力分布合理，無明顯的應力集中，在限制載荷范圍內受壓、受剪及壓/剪復合不失穩，不會與原機結構發生共振。

2）補強結構與原機交聯關系復雜，在沒有相關的結構加強與保護的前提下，貿然破壞原機結構可能對機體結構造成不可修復的損壞；改裝施工不同于新機部裝，施工空間小，限制因素多，補強結構設計要與工藝設計同步開展，保證良好的施工可行性。

3）原機經過長期飛行存在不同程度的變形，形狀、位置與理論位置存在較大偏差，補強設計時要考慮補償設計，消除形變和裝配誤差。

4）大開口補強結構在原機裝配時，缺乏定位坐標和參照基準，補強結構設計要充分利用機上現有結構、特征，綜合利用激光定位與測繪和工裝[3]等手段建立基準。

3 機身大開口結構補強設計

綜合大開口對機身結構的影響和補強設計原則，開展基于原機結構的機身大開口結構補強設計。結構補強主要包括橫向構件框加強、縱向構件梁與長桁加強、蒙皮加強[2,4]。

在開口區設計加強端框。原機框為Z形浮框，浮框與蒙皮通過補償角片連接，為保證強度需求，大開口端框要緊貼蒙皮，加強端框設計拆除原機開口區域的框結構，重新設計加強端框。

開口區位于原機結構5長桁位置，在開口區兩側5～8長桁位置設計盒形梁，開口拆除原機5長桁，在5長桁占位設計機加縱梁，與8長桁通過腹板、櫞條鉚接形成盒形梁，同時對開口區附近長桁進行適應性加強，提高縱向承彎能力，分散開口區框腹板集中剪流。

大開口兩端存在剪滯區，通過增加開口兩端長桁拉伸剛度與蒙皮剪切剛度來減小剪滯區。設計長桁接頭將斷開長桁與端框連接，同時對長桁進行加強，在大開口區外表面設計加強蒙皮。

4 強度校核

為了保證開口結構設計的可靠性，本文根據原機結構及大開口補強結構，建立全機有限元模型[5]，采用MSC/NASTRAN程序計算，對改裝結構進行了應力分析，驗證機身開口設計是否滿足剛強度要求。

機身大開口加強結構所用的面板材料為LY12-CS，筋條及機加大梁材料為7050-T7451, 橫梁上緣條及地板上加筋所選材料為LY12-CZ。所選材料的性能數據如表2所示。

表2 結構材料性能數據表

4.1 有限元模型

總體坐標系的定義為：坐標原點位于原機頭頂點在機身構造水平線上的投影，X軸沿機身構造水平線向后為正，Y軸指向順航向右側，Z軸在飛機對稱面內向上為正（符合右手坐標系）。

考慮飛機各部件結構的受力特點及剛度特性，對模型進行簡化，具體簡化情況如下：1）蒙皮簡化為正應力板元，剛度根據實際厚度計算；2）長桁簡化為二力桿元，剛度根據長桁實際截面積計算；3）機身普通框簡化為平面梁元，剛度取自框的實際剛度；4）機身球面框、加強框和地板簡化為桿、板和梁的組合結構；5）翼盒簡化為桿、板組合結構。

最終建立的全機有限元模型節點總數為21 674個，桿元總數為24 038個，梁元總數為8689個，四邊形板元總數為20 690個，三角形板元總數為2003個，剛體元總數為356個，全機有限元模型如圖9所示，機身大開口結構有限元模型如圖10所示。

4.2 邊界條件及載荷施加

有限元應力分析時，全機有限元模型的邊界約束施加在左、右機翼的2號肋節點上，約束各節點在X、Y、Z三個方向上的平動自由度，如圖11所示。

機身承受的載荷主要包括機翼、尾翼和機身本體的氣動載荷和慣性載荷及機身開口結構內的航電設備載荷。氣動載荷選取15種載荷工況，機身開口內的設備載荷等效為2件300 kg的裝載物。

強度計算綜合考慮了氣動載荷、設備載荷及前起載荷的聯合作用。機翼和尾翼上的載荷分別以集中載荷的形式通過剛體元施加到機翼和尾翼有限元模型上。機身上的載荷通過程序處理等效到各框站位處，然后再通過剛體元施加到各框站位的載荷作用節點上，設備載荷施加在設備的載荷作用點上，再通過剛體元施加到設備連接點上。

4.3 應力與變形分析

根據計算工況，選取最嚴重的載荷工況下，機身大開口結構在掛載設備下的應力分布云圖如圖12所示，機身開口結構變形如圖13所示。根據計算結果，機身大開口各部件變形協調，無變形突變區域，機身大開口結構最大應力水平適中，各結構部位應力分布無突變，結構滿足強度和剛度要求。

根據應力計算云圖，提取應力，對機身開口結構相關部件進行強度計算，關鍵結構件的計算結果如表3所示。根據計算結果，結構在最嚴重的載荷工況下，安全裕度均大于0，大開口結構本體滿足強度要求。

4.4 振動特性分析

根據有限元動力學模型，計算機身開口結構在航電設備載荷下的前3階振型及其對應的固有頻率，3階以上的振型較復雜，本文不再詳述，計算得到的固有頻率及模態描述如表4、表5所示。

該型飛機機身的低階振型及固有頻率如表4所示，通過對比，18框處側壁的一階振動頻率為19.2 Hz，其與機身的扭轉頻率18.4 Hz接近。由于該振動為開口內部側壁的局部振動，且與機身的振動形式并不相同。綜合分析認為開口結構與機身不會發生共振。

綜合強度、剛度、振動特性計算分析，基于原機結構的機腹大開口補強設計能夠滿足規定的強度和剛度需求，保證載荷傳遞，保證飛行安全，設計結果合理可行。

表3 關鍵結構件靜強度校核結果

表4 機身開口結構重要振動模態及固有頻率

表5 飛機機身的低階振型及固有頻率

5 結 論

本文應用工程計算分析了機身大開口對機身剛度的影響，結合傳力路線的變化提出結構補強設計思路。機身大開口極大地破壞了機身的抗扭能力，削弱了機身的抗彎能力；基于原機結構的補強設計要綜合考慮載荷傳遞、施工可行性、補償設計和裝配定位基準等需求；通過設置加強端框轉換內力，抵抗附加形變；通過在開口處設置盒形縱梁提高抗彎能力；通過對開口區長桁和蒙皮進行適應性加強，減小剪滯區；最后通過MSC/NASTRAN程序計算驗證了設計結果的合理性，可為飛機機身大開口改裝提供參考。