梁偉 張俊

【摘 ?要】針對某型號直升機艙門系統(tǒng)主承力梁結(jié)構輕量設計要求，普通金屬結(jié)構重量較大，降低了直升機有效負載能力。復合材料具有比強度高、密度較低優(yōu)點，可作為輕量設計的優(yōu)先選擇。由于復合材料價格較高，為降低制造成本，本文提出一種基于有限元參數(shù)化算法的輕量化設計，以最低重量設計出滿足強度要求承力梁結(jié)構。建模過程中，充分考慮復合材料的各項異性、鋪層厚度、鋪層角以及工藝設計等，采用參數(shù)優(yōu)化方法，最終得到最佳結(jié)構設計，并與艙門原金屬梁結(jié)構結(jié)構進行性能對比，結(jié)果證明復合材料結(jié)構在同等應力水平下重量降低16%，達到輕量化設計要求。

【關鍵詞】艙門;輕量設計;有限元仿真;復合材料

引言

由于復合材料的優(yōu)良特性，現(xiàn)代直升機很多部件都由原先的金屬結(jié)構變更為復合材料結(jié)構。而作為一種新型材料，復合材料制件價格較高是限制其使用的一個重要問題。如何在提高產(chǎn)品質(zhì)量的前提下降低成本是目前提高復材使用率的關鍵。

基于有限元算法的復合材料設計方法在國外已經(jīng)比較成熟，如A350 和波音787的機身結(jié)構很多地方都是采用復合材料，其設計過程遇到很多重大問題。如果單獨依靠經(jīng)驗與試驗開展結(jié)構設計，會大大提高設計成本，延長研發(fā)周期。因此，采用仿真優(yōu)化設計方法是其降低工程研發(fā)成本、縮短研發(fā)周期、提高產(chǎn)品可靠性的一個重要手段。國內(nèi)很多單位的復合材料結(jié)構設計項目也通過仿真算法得到許多工程成果。

本文通過有限元仿真計算分析艙門波紋梁的強度及變形水平。并通過參數(shù)優(yōu)化方法得到復合材料鋪層設計最優(yōu)參數(shù)，并與艙門原金屬結(jié)構性能參數(shù)進行對比，驗證結(jié)構優(yōu)化的可行性。結(jié)果證明采用有限元算法進行復合材料結(jié)構輕量化設計是可行的。

1復合材料仿真原理

1.1 板殼單元幾何構型及原理

板殼結(jié)構在工程中應用廣泛。其特點為在幾何上有一個方向的尺寸遠小于其他兩個方向的尺寸。殼單元適合大多數(shù)薄板以及中等厚度板的模擬。支持線性分析以及大轉(zhuǎn)動、大應變非線性分析。其幾何結(jié)構如圖1所示。

默認情況下，單元坐標系位于板殼中面。I J定義單元X向，JK定義Y向，KL定義Z向。模擬復合材料結(jié)構時，由于其各項異性特點，尤其要規(guī)定單元局部坐標系。為增加計算的精確度，應盡量避免三角形單元。

1.2 復合材料仿真方法

HyperMesh 是目前運用最廣泛的的CAE 前處理軟件，提供了無與倫比的建模功能和最廣泛的CAD和CAE 軟件接口。針對復合材料HyperMesh 提供了專業(yè)的復合材料前處理模塊，具有直觀便捷的用戶界面，可以快速地對復合材料模型進行創(chuàng)建、檢查和編輯，直觀定義每一鋪層的厚度、角度及材料屬性。

經(jīng)典的層合板理論求解方式是將層合板的[A][B][D] 矩陣（如圖2所示）轉(zhuǎn)化等效的材料[G1]，[G2]，[G3]，[G4] 矩陣，可以將復雜的三維各項異性的復合材料轉(zhuǎn)化為二維各項異性平板，轉(zhuǎn)換方式如下：

2艙門承力梁有限元仿真計算

2.1艙門承力梁結(jié)構建模

原艙門承力梁為鋁合金結(jié)構，材料為7075，其E=74GPa，u=0.33。輕量化設計后為復合材料結(jié)構，主要為碳纖維與玻璃纖維層合板。材料屬性如表1、表2、表3所示。

本文采用Hypermesh軟件進行有限元前處理，由于結(jié)構基本為薄壁結(jié)構，采用shell181殼單元進行模擬。艙門主要受載為機車駛?cè)腼w機艙過程中，車輪對其的壓力，一般重型機車為6輪，單個輪子在承力梁式施壓面積投影長度為0.2m，車重取3.5t，施加于單個承力梁的載荷為1.75t，垂直向下。將此載荷均勻施加于梁上表面三個與輪接觸的受力面，梁上端接頭處和下端與地面接觸位置采用固支約束。上板與波紋板為主承力面，本文以這兩個面作為研究對象。復合材料波紋梁有限元建模如下所示（鋁合金梁載荷施加方式類似）：

2.2 波紋梁復合材料鋪層設計

初始設計：采用45°編織布，上下板為受拉，其厚度包括波紋面翻邊，其他為加強層0.8mm;本文主要考察碳纖維鋪層設計（玻璃纖維為1-3層、6-9層、12層，為45°編織布，表中省略），碳纖維設計如表4所示。

控制角度不變，增加厚度，為達到重量輕量化要求，增加波紋面需要犧牲重量較大，因此厚度控制只增加上板厚度，增加的厚度均為0°碳纖維鋪層。通過有限元分析得到波紋梁相對應力、位移變化曲線如下：

由上圖可知，隨上板厚度增加，波紋梁應力位移不斷下降，增加4層后，此時應力391Mpa，位移為11.7mm，與金屬梁結(jié)構應力水平相當，無需再增加?？紤]鋪層準則要求四個方向鋪層，保證任一方向至少有10%的鋪層比例，為此設定兩層由0°改為45°，此時波紋梁應力位移云圖如下：

此時應力為395MPa，最大位移為13.9mm，相比原鋁合金梁性能水平相當，而重量降低16%。達到輕量化設計要求。

3總結(jié)

本文以某型號直升機艙門主承力梁偉為研究對象，提出一種基于有限元分析的復合材料輕量化計算方法。通過理論分析與計算得出以下結(jié)果：

（1）采用有限元仿真技術，充分考慮復合材料各項異性以及鋪層準則，建立相關模型可以準確進行復合材料強度分析。

（2）本文以艙門原有金屬承力梁應力水平為設計基準，采用參數(shù)控制法，最終得到復合材料輕量化最優(yōu)設計結(jié)果。

（3）應用本文復合材料輕量化設計方法是可行的。這種分析方法對于降低產(chǎn)本成本，提高產(chǎn)品質(zhì)量具有重要意義。

參考文獻：

[1] 周銀華，趙美英，王 瑜，萬小朋.含穿透損傷復合材料蜂窩夾芯修補結(jié)構強度分析[J].西工大學報，2011，29（4）：536-541.

[2] LIN C Y，SHEN F M.Adaptive volume constr-aint algorithm for stress limit-based topology optimization[J].Computer-Aided Design，2009，41：685-694.

[3] Liu D，Toropov V，Barton D，et al.Two Methodologies for Stacking Sequence Optimization of Laminated Composite Materials[J].Springer Science Business Media B V，2009：909-915

[4] 李余兵，陳關龍，來新民.柔性件裝配概念設計偏差分析系統(tǒng)構架[J].上海交通大學學報，2006，40（12）：2070-2074.

[5] 宋堯，姚振強，薛雷，等.飛機制孔末端執(zhí)行器法向檢測方法及誤差分析[J].機械設計與研究，2017，33（4）：117-122.

[6] Hai Qing，Leon，Mishnaevsky Jr. 3D Constitutive Model of Anisotropic Damage for Unidirectional Ply Based on Physical FailureMechanisms. Computational Materials Science，2010，50：479- 486

[7] Lops C S，Camanho P P，Gurdal Z，Maimi P，Gonzalez E V.Low-Velocity Impact Damage on Dispersed Stacking Sequence Laminates.Part II：Numerical simulations.Composites Science and Technology，2009，69：937 - 947

[8] Zhang X，He X，Xing B，et al.Influence of heat treatment on fatigue performances for self-piercing similar and dissimilar titanium，aluminium and copper alloys[J].Materials and Design，2016，97：108-117.

（作者單位：航空工業(yè)昌河飛機制造集團有限責任公司）