一種民機水平尾翼中央翼盒結構的設計與分析

摘 要：分析了幾種不同的尾翼中央翼盒結構，結合波音737德克薩斯星結構與波音787的三角盒式結構的優(yōu)點，確定了一種水平尾翼中央翼盒結構方案。對水平尾翼中央翼盒與后機身框的連接部位進行設計時，考慮了安全可靠性因素，設計了內外軸的樞軸形式。利用CATIA三維制圖軟件繪制了詳細的結構模型。最后借助有限元分析軟件對中央翼盒結構進行了強度分析，結果表明設計的水平尾翼中央翼盒結構滿足強度和剛度要求。

關鍵詞：水平尾翼；中央翼盒；樞軸；結構設計

0 引言

飛機結構中的尾翼主要包括水平尾翼和垂直尾翼，其中水平尾翼是飛機縱向平衡、穩(wěn)定和操縱的翼面，垂直尾翼一般起方向安定和方向操縱的作用。尾翼的布局一般分為普通布局、十字形布局和T形布局三種[1]。目前較為成熟的大型民機的尾翼布局一般都采用普通布局形式。

對于飛機結構設計而言，外翼與中央翼盒結構的連接是重要環(huán)節(jié)之一，連接結構不同，傳力路徑也不同，對飛機的使用壽命，結構工藝都會產生重要影響[2]。因此，水平尾翼中央翼盒結構的設計對于我國民機研制工作具有重要意義。

大型民機的水平安定面主要分為兩種類型[3]：固定式和安裝角可調式。固定式是指水平安定面固定在機身或垂尾上，一旦組裝完畢，其安裝角就不可變。這種類型為兩個左右分開的水平安定面或由中央翼盒將左右外翼盒連接成一個整體水平安定面。安裝角可調式是指水平安定面的安裝角在飛機飛行過程中可以調整。這種類型的水平安定面一般都是通過中央翼盒將左右兩部分連接成一個整體，從上個世界90年代開始，世界上有超過70%的干線客機都采用了安裝角可調式的水平尾翼[4]。

安裝角可調式水平尾翼的結構形式如圖1所示。中央翼盒的前端通過升降螺桿機構固定在后機身的加強框上，后端則通過樞軸與后機身加強框鉸接。驅動器驅動螺桿轉動，平尾中央翼盒前端產生升降運動，使整個中央翼盒產生繞樞軸的轉動，從而改變水平尾翼的安裝角。

本文對水平尾翼中央翼盒結構進行了設計與分析，基于安裝角可調式水平尾翼方案，提出了一種新型的水平尾翼中央翼盒結構，并進行了強度校核。

1 水平尾翼中央翼盒結構方案選定

目前，不同機型上的尾翼中央盒段設計各有特點。結構不同意味著傳力路徑，剛度和強度特點都不同。本文對6種水平尾翼中央翼盒結構進行了分析。首先，對不同結構形式的中央翼盒建立相應的簡化模型。保證每種結構形式中所采用的腹板以及梁的參數完全一致。對不同結構形式的中央翼盒有限元模型施加相同的載荷條件。本文對每種結構有限元模型的梁的接頭處均施加10000N的載荷，將結構的最大位移以及最大應力進行比較。比較結果如圖2所示。

由上述計算結果可知，方案4得到的結果最好，但是，由于方案4的結構設計中設置了更多的梁，也付出了更多的重量代價。因此，綜合考慮重量因素以及計算結果，可以得到方案1（類似波音737-800的德克薩斯星結構）以及方案5比較合理。另外，考慮到傳力路徑最短的原則，方案5的前梁直接將載荷傳遞到連接接頭處，更好地符合了傳力路徑最短原則，因此，本文設計的水平尾翼中央翼盒結構采用方案5，具體的結構方案如圖3所示。

2 水平尾翼中央翼盒結構詳細設計

根據確定的結構方案，對水平尾翼中央翼盒的主要結構進行了詳細設計，繪制三維數模。整個中央翼盒結構的前梁為尾翼水平安定面的前梁延伸，在兩側的前梁交匯處設計一個連接接頭，如圖4所示。材料選用性能較好的30CrMnSiA。

水平尾翼中央翼盒后梁，材料選用7075-T7751鋁合金。中間腹板結構設計如圖5所示，考慮到腹板位于后機身內部，基本不會受到沖擊載荷，因此，可以選擇具有比重小、比強度和比模量大等優(yōu)異性能，但不耐沖擊[5]的碳纖維環(huán)氧樹脂復合材料。

新設計的X型碳纖維環(huán)氧樹脂復合材料腹板，減輕了結構重量，借助復合材料整體成型技術，減少了連接件數目，提高了結構的維護性。

水平尾翼中央翼盒后梁通過樞軸與后機身的加強框連接，如圖6所示。樞軸的設計參考了波音787的設計方案，采用左右兩側分別設計一個樞軸的結構。每個樞軸都采用內外軸設計。提高了連接結構的安全可靠性。

最終得到的水平尾翼中央翼盒結構如圖7所示。

3 平尾中央翼強度分析

中央翼盒前梁和后梁的凸緣承受主要軸向力，故簡化為桿單元，其他的薄壁結構，如各部件的腹板，均簡化為shell單元。建立簡化模型如圖8所示，模型一共有6317個單元和6658個節(jié)點。

施加的載荷主要包括兩部分，一部分是由平尾前梁和后梁的凸緣傳遞過來的軸向力；另一部分是主要由腹板傳遞過來的剪力。載荷的大小根據文獻[6][7]中的經驗公式經過計算得到，前后梁的軸向載荷分別為Nf和Nr，前后梁的剪力分別為Qf和Qr其值分別為：

整個結構在中央翼盒的前端的連接接頭和后部的兩個樞軸處進行約束。由于水平尾翼的傳力最后都是通過接頭傳給平尾中央翼盒與后機身的接頭處，因此，應設為固支，約束所有自由度。

建立有限元模型之后，提交到Nastran進行計算。圖9為結構的整體應力云圖，可以看出，由于整個平尾的載荷最終都傳遞到中央翼盒與后機身端加強框的接頭上，因此，載荷在前端接頭處以及后端的樞軸處應力較大。前端接頭處最大應力為793MPa，小于所選用的30CrMnSiA的許用應力835MPa，因此，滿足強度要求。后端樞軸處的最大應力出現在孔邊，大小為471MPa，小于所選用的30CrMnSiA的許用應力。

圖10給出了前梁和后梁凸緣的應力云圖。對于后梁，最大應力出現在后梁外側與平尾后梁以及樞軸連接的部位，大小為116.3 MPa，小于所用鋁合金材料的許用應力280 MPa，因此，設計符合強度要求。圖11是各結構的位移云圖，從中可以看出，水平尾翼中央翼盒結構的最大變形出現在水平尾翼前梁與中央翼盒結構的連接處，最大位移大小為18.1mm，滿足設計要求。

通過上述分析，設計的水平尾翼中央翼盒結構基本滿足強度以及剛度要求。

4 結論

通過對一種民機尾翼水平安定面中央翼盒結構的設計與分析過程，得到了以下結論：

（1）設計的新型水平尾翼中央翼盒結構，相比較波音737的德克薩斯星結構更好地遵循了傳力路徑短的原則，同時，具有結構簡單，易于維護的特點；

（2）中間X形腹板采用復合材料結構，減輕了結構重量，減少了連接件數量；

（3）對水平尾翼中央翼盒前端連接接頭與后端的樞軸結構進行了詳細設計，參考成熟機型的方案，考慮了安全可靠性，使設計更加合理；

（4）通過對水平尾翼中央翼盒的結構進行有限元分析可知，前端的接頭處以及后梁連接處應力較為集中，在詳細設計時需要特別注意。

參考文獻：

[1]王志瑾,姚衛(wèi)星.飛機結構設計[M].北京:國防工業(yè)出版社,2007.

[2]金暉. 民用飛機尾翼操縱面的特殊設計研究[J].民用飛機設計與研究,2012增刊:69-72.

[3]《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊(第十冊 結構設計)[S].北京:航空工業(yè)出版社,2002.

[4]王偉,何景武,伍春波等.CJ828水平尾翼中央翼結構設計與分析[J].民用飛機設計與研究,2013增刊:64-66.

[5]楊乃賓.復合材料飛機結構設計[M].北京:航空工業(yè)出版社,2002.

[6]《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊(第九冊 載荷、強度和剛度)[S].北京:航空工業(yè)出版社,2002.

[7]牛春勻.實用飛機結構設計[M].北京:國防工業(yè)出版社,1983.