復(fù)合材料襟翼壁板典型結(jié)構(gòu)壓縮承載能力研究

陳建華　李慶飛

【摘 要】飛機(jī)襟翼壁板結(jié)構(gòu)主要有兩種形式，加筋板結(jié)構(gòu)和蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)。本文對兩種結(jié)構(gòu)形式的襟翼壁板在壓縮載荷下的受載情況進(jìn)行研究。對比分析了幾種筋條加筋結(jié)構(gòu)和蜂窩夾芯襟翼壁板結(jié)構(gòu)的傳力、承載能力。得到結(jié)論：對于相同橫截面積的I型長桁和T型長桁結(jié)構(gòu)，I型長桁結(jié)構(gòu)襟翼壁板的壓縮承載能力最好，T型長桁結(jié)構(gòu)襟翼壁板其次。在相同壁板鋪層條件下，加筋壁板的壓損承載能力遠(yuǎn)高于蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)襟翼壁板壓縮承載能力。

【關(guān)鍵詞】加筋板；蜂窩夾芯；壓縮穩(wěn)定性

襟翼是飛機(jī)中的重要結(jié)構(gòu)，主要包括襟翼翼面、襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)和襟翼整流罩。襟翼可通過運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)起飛、巡航、復(fù)飛和著陸四個(gè)狀態(tài)，以滿足飛機(jī)不同工況下的升力需求，從而提高飛機(jī)的起飛、著陸性能。襟翼翼面是飛機(jī)上重要的升力部件。氣流流過翼面的特定外形產(chǎn)生壓力差進(jìn)而產(chǎn)生升力。為承受升力，襟翼翼面必須有足夠的剛度和穩(wěn)定性?，F(xiàn)代飛機(jī)襟翼翼面常采用復(fù)合材料，主要是因?yàn)閺?fù)合材料相對于傳統(tǒng)鋁合金有較高比模量、比強(qiáng)度，合理的設(shè)計(jì)可以顯著減輕復(fù)合材料結(jié)構(gòu)重量，提高飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)型[1]。

對于復(fù)合材料襟翼壁板結(jié)構(gòu)，一般采用整體壁板形式，有一定厚度并承受翼面的主要載荷。翼面的主要載荷是氣動(dòng)載荷、自身的慣性載荷、操縱機(jī)構(gòu)的操縱力和支座的支反力。根據(jù)襟翼翼面受載特點(diǎn)，襟翼壁板主要破壞模式是總體失穩(wěn)和局部失穩(wěn)。目前飛機(jī)襟翼壁板結(jié)構(gòu)主要有兩種形式：一種是加筋板結(jié)構(gòu)，另一種是蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)。而加筋板結(jié)構(gòu)則因橫截面形狀不同，分為“T”型加筋和“I”型加筋等結(jié)構(gòu)。本文對這兩種壁板結(jié)構(gòu)形式在壓縮載荷下的力學(xué)性能進(jìn)行研究，為襟翼壁板結(jié)構(gòu)選型設(shè)計(jì)提供參考。

1 襟翼壁板壓縮試驗(yàn)

襟翼壁板結(jié)構(gòu)的壓縮試驗(yàn)主要考察襟翼壁板結(jié)構(gòu)在壓縮載荷作用下的穩(wěn)定性和后屈曲承載能力。

1.1 試驗(yàn)件

考慮到試驗(yàn)載荷的施加方式和試驗(yàn)件的考察段，確定試驗(yàn)件尺寸如下：長500mm，寬350mm，兩頭夾持部分為50mm。試驗(yàn)件截面具體示意圖如下（圖1-圖3）：

以上三類試驗(yàn)件，T型與I型加筋板的截面積相同，加筋板和蜂窩壁板的鋪層相同，蜂窩夾芯壁板有三種蜂窩密度，以研究蜂窩壁板壓縮承載能力與蜂窩密度之間的關(guān)系。

1.2 試驗(yàn)原理

襟翼壁板壓縮試驗(yàn)是典型的結(jié)構(gòu)壓縮穩(wěn)定性試驗(yàn)。該試驗(yàn)主要是在壓力機(jī)上進(jìn)行，試驗(yàn)件兩側(cè)邊不施加約束，通過端頭施加壓力達(dá)到壓縮試驗(yàn)?zāi)康?。在試?yàn)過程中，需要先施加一個(gè)小載荷，記錄下試驗(yàn)件前后對稱位置的應(yīng)變片的應(yīng)變數(shù)據(jù)，通過不斷調(diào)整試驗(yàn)件的位置，使得前后對稱的應(yīng)變片的應(yīng)變大致相等，從而保證試驗(yàn)件承受的是純壓縮載荷，而沒有附加彎矩。下圖4是試驗(yàn)方案的示意圖。

2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

在壓縮試驗(yàn)的過程中，需對載荷、應(yīng)變片的應(yīng)變數(shù)據(jù)及位移進(jìn)行測定。下表1中給出不同結(jié)構(gòu)形式襟翼壁板破壞載荷值及加載端位移情況，破壞載荷是指試驗(yàn)件在加載過程中發(fā)生斷裂導(dǎo)致承載能力大幅下降時(shí)的載荷，表中的等效破壞載荷為破壞載荷除以試驗(yàn)件截面面積。

對于蜂窩夾芯壁板，主要的破壞形式是壁板中部彎曲折斷或壁板下端靠中部彎曲折斷；T型長桁壁板，主要破壞形式是中部彎曲折斷，蒙皮長桁分離；I型長桁壁板，主要破壞形式是壁板中部彎曲折斷。在加載過程中，可以觀察到，當(dāng)加載載荷到達(dá)一定值時(shí)，I型和T型長桁壁板突然破壞，失去承載能力；而對于蜂窩夾芯壁板發(fā)生屈曲后，載荷會(huì)下降一半左右，并不會(huì)失去承載能力，可繼續(xù)加載直至結(jié)構(gòu)最后完全破壞，失去承載能力。通過對試驗(yàn)件上粘貼的應(yīng)變片數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)當(dāng)加載至一定載荷時(shí)，貼于壁板中部前后面的應(yīng)變片的載荷-應(yīng)變曲線會(huì)分叉，說明壁板發(fā)生屈曲，但此時(shí)壁板能夠繼續(xù)承載，直到發(fā)生彎曲折斷。

3 結(jié)論

通過以上的分析，可知對于截面面積相同的I型長桁和T型長桁，I型長桁結(jié)構(gòu)襟翼壁板的壓縮承載能力比T型長桁結(jié)構(gòu)襟翼壁板的壓縮承載能力高。在相同的壁板鋪層條件下，加筋壁板的壓縮承載能力要高于蜂窩夾芯襟翼壁板的壓縮承載能力。隨著蜂窩密度的增加，蜂窩壁板承受壓縮載荷的能力增大。在壁板承受壓縮載荷過程中，壁板會(huì)先發(fā)生屈曲，但能繼續(xù)承載，直到壁板整體彎曲折斷，失去承載能力。

以上研究只是分析了不同結(jié)構(gòu)形式襟翼壁板壓縮承載能力，為飛機(jī)襟翼設(shè)計(jì)提供參考。在實(shí)際的飛機(jī)設(shè)計(jì)中，飛機(jī)復(fù)合材料的翼面設(shè)計(jì)除滿足結(jié)構(gòu)的功能性外，還需考慮其他因素，如工藝、重量、維修、可靠性和經(jīng)濟(jì)性等等。例如，蜂窩壁板相對于加筋壁板重量要輕，同時(shí)蜂窩夾層結(jié)構(gòu)相對于加筋壁板來說有吸音降噪功能，對50～200HZ的低頻振動(dòng)噪音有隔絕作用[2，3]，在民機(jī)設(shè)計(jì)中需要考慮這一點(diǎn)。

【參考文獻(xiàn)】

[1]飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊[S].航空工業(yè)出版社，2000.

[2]C.F.Ng，C.K.Hui.Low frequency sound insulation using stiffness control with honeycomb panels[Z].Applied Acoustics 69（2008）293-301

[3]趙宏杰，嵇培軍，胡本慧，等.蜂窩夾層復(fù)合材料的吸波性能[J].宇航材料工藝，2010（2），72-76.

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