田玉艷， 姜雨昂

（中國飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089）

0 引言

飛翼布局飛機(jī)翼梁的結(jié)構(gòu)分為兩種類型：腹板型和桁架型。腹板型翼梁結(jié)構(gòu)具有良好的結(jié)構(gòu)性能，在現(xiàn)代機(jī)翼翼梁設(shè)計(jì)中得到廣泛應(yīng)用。但飛翼布局翼梁有別于傳統(tǒng)翼梁，飛翼布局翼梁內(nèi)段結(jié)構(gòu)高度大、下緣條有轉(zhuǎn)折，若仍采用腹板型結(jié)構(gòu)形式，翼梁將會(huì)出現(xiàn)應(yīng)力集中、失穩(wěn)等缺點(diǎn)。文中采用桁架型的結(jié)構(gòu)形式對(duì)飛翼布局翼梁進(jìn)行改進(jìn)，證明桁架型翼梁可提高腹板型翼梁的承載能力，并通過比較幾種改進(jìn)的桁架型翼梁的受力特性，得到最優(yōu)的桁架型翼梁結(jié)構(gòu)形式。

1 飛機(jī)翼梁載荷理論

為了簡化計(jì)算過程，飛機(jī)升力沿翼展分布可按橢圓形考慮，則半翼展升力分布如圖1所示。

建立圖1所示橢圓解析方程式：

式中：y為翼展位置；z為升力；a為橢圓短軸，為未知量，需計(jì)算得到；b為橢圓長軸，其值為機(jī)翼半展長。

圖1 半翼展升力分布

變換式（1）得到升力分布表達(dá)式：

對(duì)式（2）積分得到

式中，k為常數(shù)量。

將由式（4）中求出的a值代入式（2）得半翼展升力方程:

圖2 換算后的半翼展升力分布圖

圖3 飛翼布局腹板型翼梁有限元模型

圖4 梁緣條和加強(qiáng)支柱截面圖

由于文中只研究機(jī)翼翼梁在升力載荷作用下的受力特性，因此假設(shè)升力由飛機(jī)機(jī)翼產(chǎn)出，機(jī)身不產(chǎn)生升力，將機(jī)身產(chǎn)生的升力換算到機(jī)翼上，換算后的半翼展升力分布圖如圖2所示。

圖2中：L為半機(jī)身寬度；h為換算后升力在z方向的增量，為未知量，需計(jì)算得到；陰影部分升力總和等于機(jī)身所產(chǎn)生升力總和的1/2。

由式（6）求出的h加上式（5）得到換算后的半翼展升力方程:

文中研究雙梁機(jī)翼的翼梁受力特性，假設(shè)由翼梁承受全部升力載荷，一根翼梁承受的升力載荷由式（7）可得

2 飛翼布局腹板型翼梁結(jié)構(gòu)特性分析

飛翼布局腹板型翼梁由3部分組成：內(nèi)段、中段和外段。內(nèi)段厚度大，翼梁在內(nèi)段與中段連接處出現(xiàn)轉(zhuǎn)折。飛翼布局腹板型翼梁有限元模型如圖3所示，翼梁長16 000 mm，翼根厚2400 mm，翼尖厚160 mm，內(nèi)段與中段連接處厚1000 mm；內(nèi)段長3500 mm，中段長3500 mm，外段長9000 mm。翼梁由上下緣條、腹板、加強(qiáng)支柱組成。腹板厚2 mm；翼梁緣條、下緣條采用“T”型截面，如圖4（a）所示，其中緣條厚度為常數(shù)，其它具體參數(shù)采用有限元軟件中的場定義；加強(qiáng)支柱采用“L”型截面，如圖4（b）所示（其中w=H=15 mm，t1=t2=1.6 mm）。在整個(gè)翼梁模型中BEAM單元640個(gè)，SHELL（QUAD4）單元2560個(gè)，BAR單元320個(gè)。

假設(shè)飛機(jī)起飛重量G=70 000 kg，半機(jī)身寬度L=4000 mm；翼梁長度尺寸已知，可得b=L+16 000 mm=20 000 mm；將G、L、b的值代入式（8）得到翼梁受到升力載荷為

其中，4000 mm≤y≤20 000 mm。

則梁緣條所受壓強(qiáng)為

有限元分析得腹板型翼梁應(yīng)力、變形云圖見圖5。

圖5 飛翼布局腹板型翼梁應(yīng)力、變形云圖

由分析可知飛翼布局腹板型翼梁最大應(yīng)力值為1400 MPa，最大變形值為1540 mm，翼梁最大應(yīng)力值大于材料合金鋼的強(qiáng)度極限1078 MPa，翼梁結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞。翼梁最大應(yīng)力值位于翼梁內(nèi)段與中段相連接處，且翼梁內(nèi)段與中段相連接處出現(xiàn)應(yīng)力集中；變形最大值位置在翼梁尖端；飛翼布局腹板型翼梁總重量1005 kg。

3 改進(jìn)后的飛翼布局桁架型翼梁結(jié)構(gòu)特性分析

圖6 幾種改進(jìn)后的飛翼布局桁架型有限元模型

為了消除飛翼布局腹板型翼梁在翼梁內(nèi)段與中段連接處的應(yīng)力集中，保持翼梁內(nèi)段與中段結(jié)構(gòu)形式的一致性，可以將翼梁內(nèi)段和中段同時(shí)改為桁架型，并對(duì)斜支柱尺寸進(jìn)行修改，增加斜支柱受力強(qiáng)度和剛度，提高桁架型翼梁的穩(wěn)定性。幾種改進(jìn)后的飛翼布局桁架型翼梁有限元模型見圖6。

有限元分析翼梁應(yīng)力云圖如圖7，翼梁最大應(yīng)力值、翼梁最大變形值、緣條最大應(yīng)力值、腹板最大剪切應(yīng)力值和翼梁總重量值見表1。

圖7 幾種改進(jìn)后的飛翼布局桁架型翼梁應(yīng)力云圖

表1 幾種改進(jìn)后的飛翼布局桁架型翼梁有限元分析數(shù)據(jù)

由分析可知，改進(jìn)后的飛翼布局桁架型翼梁斜支柱內(nèi)應(yīng)力比較大，越靠近翼梁內(nèi)段用中段連接處，斜支柱的內(nèi)應(yīng)力越大；在翼梁內(nèi)段與中段連接處、中段與外段連接處的豎直支柱內(nèi)應(yīng)力較大；在翼梁緣條與斜支柱連接處、翼梁內(nèi)段與中段連接處、中段與外段連接處，翼梁緣條的內(nèi)應(yīng)力有突變；因此，應(yīng)力較大和應(yīng)力有突變的地方，受力元件尺寸較大。在給定的4種飛翼布局桁架型翼梁中，“米”字型桁架翼梁受力特性較好。

4 結(jié)論

通過有限元軟件分析幾種改進(jìn)的飛翼布局桁架型翼梁的受力特性，并與飛翼布局腹板型翼梁受力特性進(jìn)行對(duì)比，證明了承載相同的升力載荷，飛翼布局桁架型翼梁可提高腹板型翼梁的受力特性，且具有較輕的重量。在給定的4種飛翼布局桁架型翼梁中，“米”字型桁架翼梁受力特性較好。

[1] 馬愛軍,周傳月,王旭.Patran和Nastran有限元分析[M].北京:清華大學(xué)出版社,2004.

[2] 牛春勻.實(shí)用飛機(jī)結(jié)構(gòu)工程設(shè)計(jì) [M].北京:航空工業(yè)出版社,2008.

[3] 陶梅貞.現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計(jì)[M].西安:西北工業(yè)大學(xué)出版社,2001.

[4] 游立.CATIANV5曲面設(shè)計(jì)從入門到精通[M].北京:電子工業(yè)出版社,2006.

[5] 龍坤,唐俊.CATIAV5R15中文版基礎(chǔ)教程[M].北京:清華大學(xué)出版社,2006.

[6] 方永浩.用于中等尺寸飛機(jī)的飛翼概念[J].飛機(jī)設(shè)計(jì)參考資料,2007(2):28-33.

[7] 李曉勇,魯素芬,周濤.翼身融合飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)研究進(jìn)展[J].飛機(jī)設(shè)計(jì),2007,27(2):1-8.

[8] 雷曉明.翼身融合亞音速運(yùn)輸機(jī)的設(shè)計(jì)(1)[J].飛機(jī)設(shè)計(jì)參考資料,2005(3):27-39.

[9] 朱自強(qiáng),王曉璐,吳宗成,等.民用的一種新型布局形式-翼身融合體飛機(jī)[J].航空學(xué)報(bào),2008,29(1):49-59.

[10]方永浩.翼身融合體布局對(duì)傳統(tǒng)亞音速民用運(yùn)輸機(jī)設(shè)計(jì)的替代[J].飛機(jī)設(shè)計(jì)參考資料,2004(3):47-50.

[11]雷曉明.翼身融合亞音速運(yùn)輸機(jī)的設(shè)計(jì)(2)[J].飛機(jī)設(shè)計(jì)參考資料,2005(4):56-58.

[12] 楊宇飛,白俊強(qiáng),夏露.飛翼布局運(yùn)輸機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法研究[J].航空計(jì)算技術(shù),2007,37(1):22-23.

[13] 彭亮,薛紅軍,張玉剛.翼身融合機(jī)身結(jié)構(gòu)研究[J].科學(xué)技術(shù)與工程,2009,9(8):2260-2263.

[14] 王想生,趙彬,李永剛,等.基于ISIGHT／NASTRAN的機(jī)翼翼梁的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)[J].飛機(jī)設(shè)計(jì),2008,28(4):23-27.

[15] 王偉,楊偉,常楠.大展弦比飛翼結(jié)構(gòu)形狀、尺寸綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)[J].強(qiáng)度與環(huán)境,2007,34(5):49-57.