大型客機(jī)復(fù)合材料襟翼剛度設(shè)計(jì)技術(shù)

大型客機(jī)復(fù)合材料襟翼剛度設(shè)計(jì)技術(shù)

本文從分析大型客機(jī)襟翼剛度和變形的約束因素（機(jī)翼匹配、結(jié)構(gòu)間隙、氣動(dòng)性能）出發(fā)，確定了襟翼的剛度指標(biāo)。并通過(guò)研究滑軌的優(yōu)化布置、限位裝置布置、襟翼彎曲扭轉(zhuǎn)剛度、壁板的穩(wěn)定性和局部剛度等問(wèn)題，明確了襟翼剛度的諸多影響因素和工程設(shè)計(jì)要素。繼而給出襟翼剛度設(shè)計(jì)計(jì)算分析方法，并比較了不同壁板形式的結(jié)構(gòu)效率，以指導(dǎo)民用飛機(jī)襟翼，特別是復(fù)合材料襟翼的剛度設(shè)計(jì)。

襟翼是航空器上普遍使用的重要增升操縱面。在大型客機(jī)上，由于起飛重量大，機(jī)翼翼展長(zhǎng)，襟翼的翼展往往也很長(zhǎng)以提供足夠的增升效果，但這也增加了控制襟翼剛度和變形的難度。襟翼的運(yùn)動(dòng)要求和氣動(dòng)要求決定了其結(jié)構(gòu)應(yīng)在保證安全性的強(qiáng)度設(shè)計(jì)之余，必須考慮保證必要的剛度和穩(wěn)定性的設(shè)計(jì)。但目前尚未有系統(tǒng)介紹襟翼剛度設(shè)計(jì)指標(biāo)、流程和方法的論文。僅有個(gè)別細(xì)節(jié)研究是基于卡阻可靠性的襟翼變形剛度仿真和蒙皮厚度優(yōu)化。另外，由于復(fù)合材料相對(duì)于傳統(tǒng)鋁合金的較高比模量、比強(qiáng)度，在襟翼上合理地使用復(fù)合材料設(shè)計(jì)可以在保證剛度的情況下顯著減輕結(jié)構(gòu)重量，提高整機(jī)的燃油經(jīng)濟(jì)性。然而，基于飛機(jī)工程應(yīng)用背景的復(fù)合材料襟翼的剛度研究就更加少見(jiàn)。

所以，在大型客機(jī)的工程背景下系統(tǒng)地分析襟翼剛度的各種約束（結(jié)構(gòu)間隙、變形協(xié)調(diào)、氣動(dòng)性能等），繼而確定襟翼的剛度指標(biāo)成為一項(xiàng)迫切的研究課題。而在上述諸多約束的限制下，如何在復(fù)合材料應(yīng)用的框架下，考慮各種剛度影響因素，從支撐剛度和襟翼自身剛度兩方面設(shè)計(jì)一套剛度滿足要求，又具有最高結(jié)構(gòu)效率和最輕重量的襟翼結(jié)構(gòu)，是工程技術(shù)人員亟需的一套系統(tǒng)方法。

襟翼基本結(jié)構(gòu)與受力形式

襟翼是安裝在機(jī)翼后緣內(nèi)側(cè)的活動(dòng)翼面。襟翼可以在機(jī)械機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)下，從機(jī)翼中伸出和繞軸向后下方偏轉(zhuǎn)，從而增大機(jī)翼面積和改變彎度來(lái)獲得額外升力。襟翼系統(tǒng)通常是由驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)和翼面兩部分構(gòu)成；驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)一般通過(guò)滑軌、滑輪架、驅(qū)動(dòng)臂、連桿等形式實(shí)現(xiàn)一定的運(yùn)動(dòng)軌跡，從而實(shí)現(xiàn)翼面的精確動(dòng)作；而翼面通常是由壁板、梁、肋等組成的封閉剖面的結(jié)構(gòu)，用于承受主要的氣動(dòng)載荷。驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)和翼面通過(guò)特定形式的接頭和軸承連接在一起，如圖1所示。

襟翼翼面由于受到操縱機(jī)構(gòu)的支撐，力學(xué)上通?？梢院?jiǎn)化為一個(gè)雙支點(diǎn)梁，氣動(dòng)載荷使襟翼本體產(chǎn)生彎曲和扭轉(zhuǎn)變形，如圖1、圖2所示。

圖1 大型客機(jī)上典型襟翼與操縱機(jī)構(gòu)布置示意圖

圖2 襟翼翼面的力學(xué)簡(jiǎn)化

圖3 某型飛機(jī)外翼盒段抗彎剛度與襟翼的對(duì)比

圖4 大型民機(jī)襟翼與周邊的結(jié)構(gòu)的典型關(guān)系

襟翼剛度設(shè)計(jì)約束

襟翼機(jī)翼剛度匹配問(wèn)題

一般認(rèn)為，由于襟翼是連接于機(jī)翼后緣的活動(dòng)面，其剛度必須和機(jī)翼的整體剛度匹配，以避免變形不協(xié)調(diào)產(chǎn)生的內(nèi)力，即“柔中帶剛”或“剛中帶柔”都是不合理的。

然而，襟翼本體的翼型高度遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于外翼翼盒。以某型號(hào)飛機(jī)為例，經(jīng)計(jì)算典型的襟翼展向彎曲剛度比翼盒小兩個(gè)數(shù)量級(jí)以上，如圖3所示。因此襟翼與機(jī)翼展向彎曲剛度相匹配是不現(xiàn)實(shí)也不可能達(dá)到的要求；襟翼本體的扭轉(zhuǎn)剛度與機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度相匹配也同樣不可能達(dá)成。所以，襟翼與機(jī)翼的匹配主要應(yīng)該是變形匹配。而由于襟翼一般是通過(guò)近似于剛性的滑軌連接到機(jī)翼上的，所以襟翼的變形可以看作是機(jī)翼變形疊加上襟翼自身的變形。而變形協(xié)調(diào)也簡(jiǎn)化為僅考察襟翼變形的情形下，襟翼與機(jī)翼固定結(jié)構(gòu)（襟翼艙）之間的間隙保持問(wèn)題。

襟翼與相鄰結(jié)構(gòu)間隙控制約束

在典型大型客機(jī)結(jié)構(gòu)中，襟翼往往處于機(jī)翼后緣的襟翼艙結(jié)構(gòu)中，且處于擾流板下方，如圖4所示。

故站在結(jié)構(gòu)不干涉的角度，必須限制二個(gè)部位的間隙量：a） 襟翼的變形不能與襟翼艙固定結(jié)構(gòu)發(fā)生干涉以導(dǎo)致結(jié)構(gòu)損壞； b） 襟翼的變形不能影響擾流板的正常使用，接觸力必須在擾流板作動(dòng)器的承受門檻值以內(nèi)。

例如，根據(jù)某型飛機(jī)間隙公差圖，在全機(jī)頂起的狀態(tài)下，襟翼與襟翼艙之間的設(shè)計(jì)間隙及公差為襟翼與擾流板之間的設(shè)計(jì)間隙及公差為

首先，襟翼艙由于是固定結(jié)構(gòu)，其蒙皮往往是由隔板和支架進(jìn)行支撐的。故襟翼外形與其如果接觸，接觸力超過(guò)一定值可能會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)損傷甚至破壞。所以，襟翼的剛度需要確保在任何工況下，襟翼變形不得使此間隙為0， 即襟翼在此段的撓度不得超過(guò)3mm。

然后，擾流板是活動(dòng)結(jié)構(gòu)，其通過(guò)鉸鏈接頭與機(jī)翼隔板相連，且通過(guò)作動(dòng)器的驅(qū)動(dòng)力驅(qū)動(dòng)。故其可以與襟翼翼面接觸并承受一定的接觸力，但接觸力必須在作動(dòng)器的承受門檻值以內(nèi)。以某型飛機(jī)為例，圖5為襟翼與第1#、3#、4# 擾流板的干涉位移，藍(lán)線代表限位前的實(shí)際干涉位移，紅線代表根據(jù)作動(dòng)器最大承受載荷換算出的位移門檻值。可發(fā)現(xiàn)，在襟翼限位前，襟翼變形接觸擾流板并使接觸位移超過(guò)了作動(dòng)器門檻，會(huì)導(dǎo)致作動(dòng)器故障，是不可接受的。

圖5 某型飛機(jī)襟翼限位前與擾流板接觸位移

襟翼的氣動(dòng)性能約束

目前國(guó)內(nèi)的工程實(shí)際僅能夠達(dá)到關(guān)注機(jī)翼剛度對(duì)顫振、突風(fēng)響應(yīng)等氣動(dòng)性能的影響，因此對(duì)于復(fù)合材料機(jī)翼有一些剛度方面的研究。如從復(fù)合材料機(jī)翼翼盒的翼尖剛度控制出發(fā)，對(duì)機(jī)翼壁板鋪層進(jìn)行了自由尺寸優(yōu)化設(shè)計(jì)分析。但很少對(duì)襟翼翼面有基于氣動(dòng)性能考慮的變形指標(biāo)。僅做過(guò)一些魯棒性的研究，并未應(yīng)用于實(shí)際型號(hào)提出襟翼具體剛度指標(biāo)。

襟翼支撐設(shè)計(jì)研究

滑軌占位研究

圖6 襟翼展向彎曲的力學(xué)簡(jiǎn)化

圖7 滑軌占位優(yōu)化的有限元計(jì)算

襟翼滑軌的布置決定了力學(xué)模型的支撐形式，對(duì)襟翼翼面的整體變形和最大撓度有決定性影響。

現(xiàn)代大型客機(jī)襟翼典型的支撐形式是雙支點(diǎn)梁形式，運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)（如滑軌滑輪架機(jī)構(gòu)）作為支撐點(diǎn)。而且往往采取雙滑軌設(shè)計(jì)形式，其重量輕且可靠性好，所以襟翼可以在力學(xué)上簡(jiǎn)化成一根雙支點(diǎn)梁，如圖6所示。由于外翼盒段和襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)剛度遠(yuǎn)大于襟翼翼面剛度，一般滑軌可以簡(jiǎn)化為剛性鉸接支撐?，F(xiàn)有的一些研究應(yīng)用工程梁理論，以撓度最小化為目標(biāo)，可以對(duì)滑軌占位進(jìn)行初步優(yōu)化。

例如取AC=BD=a對(duì)應(yīng)的撓曲線方程：

利用撓曲線方程經(jīng)求解可得當(dāng)L=4.48a時(shí)，即AC=BD=0.223L時(shí)，撓度yE =yC =yD 且取到最小值。即表明兩套機(jī)構(gòu)分別在22%和78%展長(zhǎng)處支撐，支撐效率最高。

滑軌占位研究，亦可采用有限元方法。例如，把襟翼簡(jiǎn)化成一個(gè)梯形閉剖面盒段，具有不同的跟梢截面（高度、弦長(zhǎng)均不同）。采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，使用二維殼單元屬性，如圖7所示；近似地加均布載荷，通過(guò)調(diào)整支撐點(diǎn)的位置找出襟翼變形最小的滑軌占位；計(jì)算選擇三種級(jí)別的典型民用飛機(jī)的襟翼外形參數(shù)為例，進(jìn)行分析和對(duì)比。三種具有不同的翼型高度、展弦比、根梢比，計(jì)算結(jié)果如表1所示。

圖8 某型飛機(jī)襟翼的限位裝置

表1 不同機(jī)型襟翼外形參數(shù)及有限元計(jì)算所得雙滑軌最優(yōu)占位

計(jì)算結(jié)果發(fā)現(xiàn)，當(dāng)兩個(gè)支撐點(diǎn)占位使襟翼被其分成的三段具有近似相同的最大撓度時(shí)，整個(gè)襟翼的最大撓度被控制在最小的值。而且，三個(gè)不同型號(hào)的飛機(jī)雖然襟翼的幾何外形（展長(zhǎng)、跟梢截面、翼型高度）差異很大，但兩根滑軌最優(yōu)占位均分別分布在23%～24%展長(zhǎng)、77%～79%展長(zhǎng)的部位（與工程理論估算的結(jié)果近似）?？梢?jiàn)，襟翼滑軌的最優(yōu)占位與襟翼外形并不明顯相關(guān)。這個(gè)結(jié)論對(duì)于飛機(jī)打樣階段快速確定襟翼滑軌占位有顯著幫助。

限位裝置研究

襟翼滑軌作為主要支撐位置確定以后，襟翼部分部位（特別是懸臂段）的撓度如果需要進(jìn)一步控制，則需要依靠限位裝置。限位裝置并非全工況支撐，而是在個(gè)別極限工況下，僅在撓度或位移達(dá)到一定的門檻值時(shí)才與襟翼接觸，通過(guò)一定的接觸力達(dá)到限位目的。

例如，根據(jù)襟翼的支撐形式，某型飛機(jī)內(nèi)外襟翼的限位點(diǎn)共有4處，分布于內(nèi)襟翼外端處、外襟翼內(nèi)端處、外襟翼外端處、外襟翼中段處，如圖8所示。

襟翼限位裝置與襟翼翼面的接觸可能是間斷地、并帶有沖擊載荷。因此，限位裝置接觸面要具有一定的調(diào)整量和緩沖性。例如，某型飛機(jī)襟翼的限位裝置上翼面限位主要是在襟翼艙隔板上布置一個(gè)帶有橡膠緩沖墊的平臺(tái)，在襟翼過(guò)度位移時(shí)直接壓在翼面上。下翼面限位是一方面在襟翼端肋前緣安裝一個(gè)滾輪，另一方面在襟翼艙隔板上布置一個(gè)刀片狀軌道；通過(guò)滾輪與軌道之間的接觸和滑動(dòng)來(lái)限位。

以某型飛機(jī)為例，當(dāng)襟翼重新增加了限位裝置后，其與擾流板之間的干涉關(guān)系有了明顯減輕，干涉位移滿足截止干涉位移要求，如圖9所示，增加限位器效果明顯。且對(duì)限位器進(jìn)行強(qiáng)度校核，結(jié)果顯示新增結(jié)構(gòu)在接觸力作用下裕度滿足強(qiáng)度要求。

翼面剛度設(shè)計(jì)研究

上述研究的支撐因素對(duì)于襟翼剛度和變形的影響是基礎(chǔ)的、根本性的。然而，在支撐形式確定基礎(chǔ)上，襟翼翼面本身的剛性也需要考慮，必須通過(guò)壁板、梁、肋等要素的合理布置、連接設(shè)計(jì)、零件設(shè)計(jì)來(lái)取得一個(gè)效率最高的結(jié)構(gòu)，即通過(guò)分析優(yōu)化來(lái)達(dá)到重量最輕，同時(shí)也具有相當(dāng)剛度的合理形式。

復(fù)合材料襟翼盒段的整體剛度設(shè)計(jì)

復(fù)合材料襟翼剛度設(shè)計(jì)必須考慮其特殊性。由于復(fù)合材料合段往往是厚蒙皮少肋結(jié)構(gòu)，內(nèi)力的分布有別于傳統(tǒng)的金屬蒙皮結(jié)構(gòu)。由于存在鋪層設(shè)計(jì)、變厚度丟層設(shè)計(jì)、剛度匹配設(shè)計(jì)等因素，將這些因素整合應(yīng)用到剛度設(shè)計(jì)的各個(gè)流程環(huán)節(jié)中，才能設(shè)計(jì)出一個(gè)科學(xué)合理的襟翼結(jié)構(gòu)。

a） 展向彎曲剛度問(wèn)題

由于襟翼面積較小，其上的氣動(dòng)載荷往往比較均勻，這也給初步設(shè)計(jì)時(shí)的剛度估算簡(jiǎn)化了難度。例如圖10所示，為某型飛機(jī)內(nèi)襟翼翼面在起飛狀態(tài)載荷在展向多截面上的等效合力?？梢杂^察，其沿展向基本上是與弦長(zhǎng)成比例，說(shuō)明展向升力壓強(qiáng)的分布基本是均勻的。

復(fù)合材料襟翼翼面一般采用雙梁式半硬殼結(jié)構(gòu)，即前后梁、上下壁板、肋組成了若干個(gè)封閉的承力盒段（前緣和尾緣承力很小可忽略）。

由于滑軌的支撐，襟翼力學(xué)上可簡(jiǎn)化為一個(gè)雙支點(diǎn)梁。氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的彎矩主要由壁板和梁的內(nèi)力抵消。上下壁板、與其連接的梁緣條主要承受拉壓軸力；而梁腹板主要承受豎直方向的剪力。如圖11所示。梁的撓度主要受彎矩和剖面抗彎剛度影響；而剖面抗彎剛度則取決于材料彈性模量和截面慣性矩：

圖10 某型飛機(jī)襟翼氣動(dòng)載荷截面等效合力

圖11 襟翼盒段的內(nèi)力

對(duì)于截面慣性矩的考慮，其主要受翼型高度、截面弦長(zhǎng)、壁板形式、材料厚度的影響。前兩項(xiàng)為飛機(jī)總體外形，一般為不可變因素，能改變的僅為壁板形式和材料厚度。而材料厚度的增減控制主要受強(qiáng)度因素驅(qū)動(dòng)，對(duì)剛度影響并不顯著。且增加厚度會(huì)使結(jié)構(gòu)重量明顯增加。而壁板形式可選擇的一般有蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)和長(zhǎng)桁加筋結(jié)構(gòu)，兩種都能提高截面慣性矩，應(yīng)視不同的情況綜合考慮，相關(guān)研究和結(jié)論可詳見(jiàn)4.2節(jié)和文獻(xiàn)。

另外，材料的分布也會(huì)影響截面慣性矩。剖面的設(shè)計(jì)應(yīng)使得材料盡可能遠(yuǎn)離中性軸，反映在復(fù)合材料設(shè)計(jì)中即在翼型高的區(qū)域進(jìn)行適當(dāng)加厚。例如圖13所示，即為某型飛機(jī)襟翼盒段的典型剖面。

b） 弦向彎曲剛度問(wèn)題

對(duì)于襟翼來(lái)說(shuō)，因?yàn)檎归L(zhǎng)遠(yuǎn)大于弦長(zhǎng)，故弦向彎曲相對(duì)于展向彎曲是次要的變形形式。其研究方法與展向彎曲剛度類似，其設(shè)計(jì)量也主要是截面抗彎剛度。但往往載荷沿弦向的分布并不均勻，例如對(duì)于某型飛機(jī)襟翼載荷沿弦向的分布如圖12所示。

c） 扭轉(zhuǎn)剛度問(wèn)題

由于襟翼沿弦向各部位受氣動(dòng)載荷的不均勻性，會(huì)造成一個(gè)扭矩。扭矩的平衡是依靠壁板、梁組成的剖面的剪流來(lái)平衡的，如圖13所示：

圖12 襟翼在氣動(dòng)載荷弦向分布

圖13 襟翼盒段閉剖面的剪流抵抗扭矩

其中Mtor是扭矩，可根據(jù)細(xì)節(jié)載荷轉(zhuǎn)化得出，G 是材料剪切模量，F(xiàn) 是剖面面積，ds 是剖面周長(zhǎng)上的一段微長(zhǎng)度，δ是該處的厚度。

復(fù)合材料襟翼壁板剛度設(shè)計(jì)

在上述討論的翼面整體受到的彎曲、扭轉(zhuǎn)的基礎(chǔ)上，翼面蒙皮（壁板）起著保持氣動(dòng)外形和翼面輪廓的作用，因此蒙皮（壁板）本身也需要保證一定的剛度，以避免出現(xiàn)失穩(wěn)或者過(guò)大的局部變形。而襟翼復(fù)合材料上下壁板一般選用碳纖維復(fù)材蒙皮+芳綸紙蜂窩的夾芯結(jié)構(gòu)，或者碳纖維蒙皮+碳纖維長(zhǎng)桁加筋結(jié)構(gòu)。為此，從翼面類結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的角度，文獻(xiàn)對(duì)比了兩種不同的結(jié)構(gòu)形式的結(jié)構(gòu)剛度效率，即在等結(jié)構(gòu)尺寸（重量）的情況下比較蜂窩夾層與長(zhǎng)桁加筋二者抵抗變形的能力。

通過(guò)分析，可得以下結(jié)論：

a） 當(dāng)滿足整體穩(wěn)定性所需的層壓板厚度不大于2mm時(shí)，選擇蜂窩夾層結(jié)構(gòu)效率更高。

b） 當(dāng)滿足整體穩(wěn)定性時(shí)層壓板厚度不大于3mm，選擇蜂窩高度大于20mm的夾層結(jié)構(gòu)效率更高。

c） 當(dāng)滿足整體穩(wěn)定性時(shí)層壓板厚度不大于4mm，選擇蜂窩高度大于35mm時(shí)夾層結(jié)構(gòu)效率更高。

d） 當(dāng)滿足整體穩(wěn)定性時(shí)層壓板厚度為不小于5mm時(shí)，選擇長(zhǎng)桁加筋結(jié)構(gòu)效率更高（在不適用全高度蜂窩的情況下）。

e） 對(duì)于同樣的層板厚度和高度下（飛機(jī)結(jié)構(gòu)合理設(shè)計(jì)包線內(nèi)），蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的慣性矩要遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于長(zhǎng)桁加筋結(jié)構(gòu)。

f） 對(duì)于同樣的層板厚度和重量下（飛機(jī)結(jié)構(gòu)合理設(shè)計(jì)包線內(nèi)），長(zhǎng)桁加筋結(jié)構(gòu)要想達(dá)到與蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)同樣的抗彎剛度，前者的高度大約需要后者的兩倍。

g） 隨著長(zhǎng)桁間距的增加，長(zhǎng)桁高度也必須相應(yīng)增加，此時(shí)蜂窩高度一般不能再增加，則長(zhǎng)桁結(jié)構(gòu)的抗彎剛度超越蜂窩結(jié)構(gòu)。層板厚度越大，效應(yīng)越明顯。

故由以上結(jié)論，可以得到：對(duì)于翼型高度低、層板厚度小的次承力翼面（如操縱面等），蜂窩結(jié)構(gòu)的局部抗彎結(jié)構(gòu)效率一般要高于長(zhǎng)桁加筋結(jié)構(gòu)，應(yīng)優(yōu)先采用。對(duì)于翼型高度高、層板厚度大的主承力翼面結(jié)構(gòu)（如外翼盒段、中央翼等），長(zhǎng)桁結(jié)構(gòu)的局部抗彎結(jié)構(gòu)效率一般要高于蜂窩結(jié)構(gòu)，應(yīng)優(yōu)先采用。

然而，在真實(shí)的飛機(jī)設(shè)計(jì)工程實(shí)踐中，不僅要考慮翼面的強(qiáng)度剛度性能，還需要考慮設(shè)計(jì)中諸多其他限制因素，如維修性、耐久性、制造工藝性等。例如，飛機(jī)內(nèi)襟翼的安裝位置處在發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴排氣影響區(qū)，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)相對(duì)于其他的結(jié)構(gòu)形式有吸音降噪功能，對(duì)50～200HZ的低頻振動(dòng)噪音有隔絕作用，用以降低聲疲勞效應(yīng)對(duì)內(nèi)襟翼結(jié)構(gòu)的影響。另外，復(fù)合材料蜂窩相對(duì)于鋁合金和GLARE有明顯的抑制聲疲勞和裂紋擴(kuò)展的作用。故襟翼壁板選擇復(fù)合材料蜂窩結(jié)構(gòu)是具有疲勞針對(duì)性的合理設(shè)計(jì)方案。另外，由于襟翼一般是密封結(jié)構(gòu)，選擇蜂窩也不會(huì)出現(xiàn)吸濕的問(wèn)題。

解決剛度問(wèn)題的思路與建議

根據(jù)上面的討論，可以總結(jié)出民用飛機(jī)復(fù)合材料襟翼剛度設(shè)計(jì)的一般流程和方法。首先需從功能的角度分析襟翼與周邊結(jié)構(gòu)的關(guān)系，通過(guò)動(dòng)靜間隙量約束或者接觸載荷約束，轉(zhuǎn)化為對(duì)于襟翼自身變形的限制指標(biāo)。同樣，如果條件具備，還需考慮氣動(dòng)性能對(duì)于變形和剛度的約束。

在襟翼的剛度和變形指標(biāo)確立后，從優(yōu)化滑軌占位的角度調(diào)整襟翼的支撐剛度，上文所得出的部分結(jié)論對(duì)于快速確定最優(yōu)占位有指導(dǎo)意義。在此基礎(chǔ)上，對(duì)襟翼?yè)隙容^大處設(shè)計(jì)布置特定形式的限位裝置。

在支撐形式確立后，進(jìn)行翼面本體的剛度設(shè)計(jì)。在設(shè)計(jì)過(guò)程中，要充分考慮復(fù)合材料盒段的特殊性，合理地進(jìn)行盒段梁、肋布置設(shè)計(jì)，高效地進(jìn)行壁板的選型設(shè)計(jì)和鋪層設(shè)計(jì)，以滿足展向、弦向彎曲剛度以及扭轉(zhuǎn)剛度要求。

在襟翼剛度初步設(shè)計(jì)的過(guò)程中，可以充分采用工程算法進(jìn)行分析，并用有限元方法進(jìn)行后期驗(yàn)證，二者具有良好的符合性。

襟翼剛度設(shè)計(jì)只是襟翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的一部分，在襟翼滑軌布置、翼面盒段布置和壁板選型中，還要充分考慮功能的要求、工藝的可行性、系統(tǒng)協(xié)調(diào)的問(wèn)題、維修維護(hù)的問(wèn)題，權(quán)衡利弊從而選擇綜合最優(yōu)的解決方案 。

10.3969/j.issn.1001- 8972.2016.19.037