大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼的有限元分析

劉嘉，羅文東，吳江

(重慶航天職業(yè)技術(shù)學(xué)院，重慶 400021)

隨著復(fù)合材料及其成型工藝技術(shù)的快速進(jìn)步，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中先進(jìn)復(fù)合材料的應(yīng)用比例也越來(lái)越高。相對(duì)于大型商用飛機(jī)和軍機(jī)而言，通用飛機(jī)最大起飛重量、最大巡航速度和翼面氣動(dòng)載荷均較小，因此降低了復(fù)合材料在通用飛機(jī)上的使用難度。新型通用飛機(jī)使用先進(jìn)復(fù)合材料的比例開(kāi)始逐年提升，統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)表明，2020年復(fù)合材料在通用飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的使用比例高達(dá)69%，某些小型飛機(jī)的復(fù)合材料用量甚至超過(guò)了飛機(jī)總重量的90%以上。

目前復(fù)合材料成型工藝主要有手糊成型法、纖維纏繞成型法、熱壓罐成型法、模壓成型法、噴射成型法、真空袋壓成型法、RTM成型法等等。國(guó)內(nèi)自20世紀(jì)50年代開(kāi)始采用真空袋壓法來(lái)制作飛機(jī)的雷達(dá)罩，70年代初又采用熱壓罐成型法制作碳纖維復(fù)合材料機(jī)翼后緣板和硼纖維復(fù)合材料起落架后艙門(mén)等[1]。真空袋壓法是目前在航空領(lǐng)域應(yīng)用比較成熟的技術(shù)，通過(guò)將被壓緊件用封閉的真空袋包裹起來(lái),再對(duì)真空袋內(nèi)部抽真空去氣泡,使大氣壓力傳遞到被壓復(fù)材件的表面,從而達(dá)到膠接固化的目的。

本文介紹了一種雙發(fā)通用飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼的真空袋壓成型制作方法，根據(jù)制作工藝鋪層設(shè)計(jì)在CATIA軟件中建立了該機(jī)翼的三維模型，在確定材料屬性、氣動(dòng)載荷分布及其大小的基礎(chǔ)上，利用有限元分析軟件MCS.Patran對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行鋪層設(shè)計(jì)和靜力強(qiáng)度分析[2]，獲得了機(jī)翼的應(yīng)力分布及變形量的大小，為后續(xù)的靜強(qiáng)度試驗(yàn)提供了數(shù)據(jù)參考。

1 機(jī)翼結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)介

該通用飛機(jī)機(jī)翼為雙翼梁式長(zhǎng)方形結(jié)構(gòu)，分左、右兩個(gè)組件，由機(jī)翼主承力結(jié)構(gòu)、翼尖小翼、外襟翼和副翼組成。機(jī)翼主承力結(jié)構(gòu)由前梁、后梁（盒形梁與工字梁的組合體）、加強(qiáng)肋板、后緣縱檣和上下蒙皮組成。燃油箱為分塊式油箱，分三塊利用軟管連接，并通過(guò)加強(qiáng)肋板固定在前后翼梁之間，加強(qiáng)肋主要用來(lái)保持機(jī)翼橫截面形狀和支撐上下蒙皮,以此來(lái)提高機(jī)翼在氣動(dòng)壓力下的穩(wěn)定性。蒙皮包裹在整個(gè)機(jī)翼翼梁和肋板外面, 保證機(jī)翼外表光滑, 并承受局部空氣動(dòng)力。前、后翼梁分別通過(guò)兩個(gè)剪切銷(xiāo)和中央翼前、后翼梁連接，以沿翼展方向受拉壓的方式承受彎矩載荷。機(jī)翼的三維模型如圖1所示。機(jī)翼的原材料主要是碳纖維織物、玻璃纖維和碳纖維單向帶，具體材料性能參數(shù)如表1所示。

圖1 機(jī)翼的三維模型

表1 碳纖維、玻璃纖維和碳纖維單向帶材料的性能參數(shù)

2 材料成型工藝

由于通用飛機(jī)機(jī)翼翼面載荷較小，泡沫夾層結(jié)構(gòu)具有比較大的剛度，所以機(jī)翼主要結(jié)構(gòu)形式為泡沫夾層結(jié)構(gòu)及層壓板結(jié)構(gòu)，原材料主要含碳纖維織物、玻璃纖維織物、泡沫板、樹(shù)脂及黏結(jié)劑。黏結(jié)劑由合成樹(shù)脂與填充劑/添加劑按比例配比合成，用于復(fù)合材料部件之間的黏結(jié)或者復(fù)合材料部件與其他部件之間的黏結(jié)，填充劑/添加劑可以改善樹(shù)脂的力學(xué)和物理性能。蒙皮夾芯層內(nèi)外面板采用碳纖維織物，泡沫嵌件為聚氯乙烯發(fā)泡板。蒙皮最外層采用玻璃纖維織物，增強(qiáng)泡沫夾芯板的抗沖擊性能，蒙皮次外層采用帶鋁絲的導(dǎo)電碳纖維織物，用于增加蒙皮導(dǎo)電性能，防止外蒙皮與空氣高速摩擦產(chǎn)生的靜電聚集，如圖2所示。

圖2 蒙皮泡沫夾層結(jié)構(gòu)示意圖

承載較大的翼梁為工字形梁，翼梁緣條采用碳纖維單向帶加強(qiáng)，腹板為泡沫夾芯結(jié)構(gòu)，夾芯層內(nèi)外面板采用玻璃纖維織物，泡沫為聚氯乙烯發(fā)泡板。

圖3 翼梁和肋板結(jié)構(gòu)鋪層示意圖

對(duì)于大型商用飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件的研制，廣泛采用熱壓罐成型、自動(dòng)鋪絲、纏繞成型等工藝。例如，以A350 為代表的雙通道大型寬體客機(jī)就采用了自動(dòng)鋪絲技術(shù)[4]，在鋪放過(guò)程中可以按照計(jì)算機(jī)規(guī)劃的路線進(jìn)行自動(dòng)化鋪層，不僅可以鋪放復(fù)雜曲面，還可以實(shí)現(xiàn)開(kāi)口、補(bǔ)強(qiáng)區(qū)域等的變厚度鋪層，纖維角度誤差更小，大大提高了生產(chǎn)效率。而對(duì)于小型通用復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)部件的研制，由于制造成本與航空消費(fèi)市場(chǎng)價(jià)格的制約，大部分結(jié)構(gòu)如蒙皮、翼梁等均采用成本比較低的真空袋壓成型工藝，其工藝流程如下：鋪預(yù)浸料、鋪脫模布、鋪透氣氈、鋪真空袋壓膜、抽真空加壓、產(chǎn)品脫模，成型示意圖如圖4所示。

圖4 真空袋壓成型工藝示意圖

原料為預(yù)浸布，一般采用淋膜機(jī)進(jìn)行預(yù)制，先將預(yù)浸好料按樣板形狀裁剪，裁剪時(shí)要特別注意纖維的方向；再將要鋪敷碳纖維預(yù)浸布的模具上涂一層脫模劑，以便產(chǎn)品成型后可以方便完整的從模具上取下；然后將裁剪后的碳纖維預(yù)浸料在合適的溫度和環(huán)境下按照設(shè)計(jì)的方向和順序進(jìn)行鋪層，在鋪層時(shí)加熱軟化，一層一層的緊貼在模具上，鋪層時(shí)每一層都要用橡膠棒或者刮板將碳纖維預(yù)浸布展開(kāi)刮平，確保層與層之間沒(méi)有氣泡或者褶皺等缺陷，最后抽真空排除層間氣泡，使材料密實(shí)。

3 有限元仿真分析

機(jī)翼的建模相對(duì)比較復(fù)雜，有上下蒙皮、翼梁、肋板、桁條、緊固件、襟副翼和舵機(jī)等等。因此，首先要對(duì)機(jī)翼模型進(jìn)行簡(jiǎn)化，將不影響有限元分析的細(xì)小構(gòu)件如鉚釘、小孔、桁條等刪除，肋板上不作減重孔的處理，適當(dāng)簡(jiǎn)化模型，將蒙皮、翼梁、肋板等結(jié)構(gòu)件均視為薄壁結(jié)構(gòu)，采用二維殼單元來(lái)進(jìn)行模擬，提取每個(gè)部件的外表面進(jìn)行二維網(wǎng)格的劃分。由于機(jī)翼每個(gè)部件的鋪層所用復(fù)合材料和鋪層方式不一樣，且各個(gè)部件都在連接處共用了同一組殼單元網(wǎng)格，所以在劃分二維殼單元網(wǎng)格時(shí)要按照鋪層設(shè)計(jì)要求對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行多個(gè)分組，同時(shí)在部件過(guò)渡區(qū)要考慮兩個(gè)及以上的鋪層設(shè)計(jì)，能夠真實(shí)地反映結(jié)構(gòu)的材料變化。

機(jī)翼結(jié)構(gòu)的有限元模型包括上下蒙皮、翼梁腹板、翼梁緣條、翼肋板和后緣縱檣。上下蒙皮采用二維殼單元進(jìn)行模擬，選取蒙皮外表面，以此為基礎(chǔ)進(jìn)行鋪層。翼梁是主要的縱向受力構(gòu)件，梁端部腹板為泡沫夾心層結(jié)構(gòu)，翼梁緣條采用碳纖維單向帶進(jìn)行丟層處理，其拉伸強(qiáng)度較大。后緣縱檣也是縱向受力構(gòu)件，不考慮緣條，只把它看作腹板結(jié)構(gòu)，采用玻璃纖維對(duì)其進(jìn)行鋪層。翼肋板是橫向受力件，為便于有限元分析，端部加強(qiáng)肋板采用殼單元進(jìn)行模擬，在patran中檢查無(wú)重復(fù)單元，并且消除重合節(jié)點(diǎn)，檢查自由邊，其自由邊均符合要求。

任何幾何結(jié)構(gòu)的有限元分析都離不開(kāi)結(jié)構(gòu)的正確建模和載荷的真實(shí)模擬，機(jī)翼的載荷主要是氣動(dòng)載荷，其大小和分布情況在不同的攻角和飛行速度下是有區(qū)別的。

對(duì)于小型通用飛機(jī)，其載荷工況取23部規(guī)定的飛行包線邊界點(diǎn)組合不同重量、重心和不同飛行高度的極限情況進(jìn)行載荷分析計(jì)算，選取機(jī)翼在巡航狀態(tài)下的三個(gè)最臨界工況（均為對(duì)稱(chēng)機(jī)動(dòng)/突風(fēng)工況）實(shí)施加載，具體工況見(jiàn)表2。

表2 機(jī)翼臨界對(duì)稱(chēng)載荷工況描述

三種工況的氣動(dòng)載荷分別由CFD仿真軟件計(jì)算給出，并通過(guò)Msc.Patran的Fields模塊加載到機(jī)翼有限元模型的上下蒙皮上，蒙皮再把氣動(dòng)載荷傳遞給翼梁和翼肋板。

對(duì)模型設(shè)置材料屬性并進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算。機(jī)翼的靜力學(xué)強(qiáng)度分析采用線彈性有限元法進(jìn)行計(jì)算，并選用VonMises屈服強(qiáng)度準(zhǔn)則進(jìn)行校核，其計(jì)算公式為：

式中：σ1、σ2、σ3表示任意一點(diǎn)三個(gè)方向的主應(yīng)力值。通過(guò)對(duì)該機(jī)翼有限元模型三個(gè)工況下的靜強(qiáng)度分析計(jì)算得知，工況3下機(jī)翼的應(yīng)力、應(yīng)變和位移均為最大。工況3下的機(jī)翼變形云圖如圖5所示，其最大變形發(fā)生在機(jī)翼端部為508.2 mm，為展長(zhǎng)的3.6%。

圖5 機(jī)翼位移云圖

圖6是工況3下的機(jī)翼應(yīng)變?cè)茍D，最大應(yīng)變?yōu)?.3e-003，發(fā)生在機(jī)翼下蒙皮根部的翼梁緣條上，圖7是工況3下的機(jī)翼應(yīng)力云圖，最大應(yīng)力發(fā)生在上蒙皮根部的翼梁緣條上為535.94 MPa，在碳纖維單向帶復(fù)合材料的許用值內(nèi)，符合相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)和設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。

圖6 機(jī)翼應(yīng)變?cè)茍D

圖7 機(jī)翼應(yīng)力云圖

4 結(jié)論

真空袋壓法固化成型工藝可用于小型通用飛機(jī)機(jī)翼的制作，以鋪層工藝方式為基礎(chǔ)，進(jìn)行了機(jī)翼有限元模型的鋪層設(shè)計(jì)，并在臨界工況下對(duì)其進(jìn)行強(qiáng)度仿真分析，仿真結(jié)果表明復(fù)合材料機(jī)翼的應(yīng)力應(yīng)變?cè)诓牧显S用值范圍內(nèi)，為后續(xù)的試驗(yàn)開(kāi)展提供了參考。