大型客機復合材料襟翼剛度設計技術

本文從分析大型客機襟翼剛度和變形的約束因素（機翼匹配、結構間隙、氣動性能）出發(fā)，確定了襟翼的剛度指標。并通過研究滑軌的優(yōu)化布置、限位裝置布置、襟翼彎曲扭轉剛度、壁板的穩(wěn)定性和局部剛度等問題，明確了襟翼剛度的諸多影響因素和工程設計要素。繼而給出襟翼剛度設計計算分析方法，并比較了不同壁板形式的結構效率，以指導民用飛機襟翼，特別是復合材料襟翼的剛度設計。

襟翼是航空器上普遍使用的重要增升操縱面。在大型客機上，由于起飛重量大，機翼翼展長，襟翼的翼展往往也很長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。襟翼的運動要求和氣動要求決定了其結構應在保證安全性的強度設計之余，必須考慮保證必要的剛度和穩(wěn)定性的設計。但目前尚未有系統(tǒng)介紹襟翼剛度設計指標、流程和方法的論文。僅有個別細節(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，由于復合材料相對于傳統(tǒng)鋁合金的較高比模量、比強度，在襟翼上合理地使用復合材料設計可以在保證剛度的情況下顯著減輕結構重量，提高整機的燃油經濟性。然而，基于飛機工程應用背景的復合材料襟翼的剛度研究就更加少見。

所以，在大型客機的工程背景下系統(tǒng)地分析襟翼剛度的各種約束（結構間隙、變形協(xié)調、氣動性能等），繼而確定襟翼的剛度指標成為一項迫切的研究課題。而在上述諸多約束的限制下，如何在復合材料應用的框架下，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計一套剛度滿足要求，又具有最高結構效率和最輕重量的襟翼結構，是工程技術人員亟需的一套系統(tǒng)方法。

襟翼基本結構與受力形式

襟翼是安裝在機翼后緣內側的活動翼面。襟翼可以在機械機構的驅動下，從機翼中伸出和繞軸向后下方偏轉，從而增大機翼面積和改變彎度來獲得額外升力。襟翼系統(tǒng)通常是由驅動系統(tǒng)和翼面兩部分構成；驅動系統(tǒng)一般通過滑軌、滑輪架、驅動臂、連桿等形式實現(xiàn)一定的運動軌跡，從而實現(xiàn)翼面的精確動作；而翼面通常是由壁板、梁、肋等組成的封閉剖面的結構，用于承受主要的氣動載荷。驅動系統(tǒng)和翼面通過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構的支撐，力學上通常可以簡化為一個雙支點梁，氣動載荷使襟翼本體產生彎曲和扭轉變形，如圖1、圖2所示。

圖1 大型客機上典型襟翼與操縱機構布置示意圖

圖2 襟翼翼面的力學簡化

圖3 某型飛機外翼盒段抗彎剛度與襟翼的對比

圖4 大型民機襟翼與周邊的結構的典型關系

襟翼剛度設計約束

襟翼機翼剛度匹配問題

一般認為，由于襟翼是連接于機翼后緣的活動面，其剛度必須和機翼的整體剛度匹配，以避免變形不協(xié)調產生的內力，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遠小于外翼翼盒。以某型號飛機為例，經計算典型的襟翼展向彎曲剛度比翼盒小兩個數(shù)量級以上，如圖3所示。因此襟翼與機翼展向彎曲剛度相匹配是不現(xiàn)實也不可能達到的要求；襟翼本體的扭轉剛度與機翼扭轉剛度相匹配也同樣不可能達成。所以，襟翼與機翼的匹配主要應該是變形匹配。而由于襟翼一般是通過近似于剛性的滑軌連接到機翼上的，所以襟翼的變形可以看作是機翼變形疊加上襟翼自身的變形。而變形協(xié)調也簡化為僅考察襟翼變形的情形下，襟翼與機翼固定結構（襟翼艙）之間的間隙保持問題。

襟翼與相鄰結構間隙控制約束

在典型大型客機結構中，襟翼往往處于機翼后緣的襟翼艙結構中，且處于擾流板下方，如圖4所示。

故站在結構不干涉的角度，必須限制二個部位的間隙量：a） 襟翼的變形不能與襟翼艙固定結構發(fā)生干涉以導致結構損壞； 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器的承受門檻值以內。

例如，根據某型飛機間隙公差圖，在全機頂起的狀態(tài)下，襟翼與襟翼艙之間的設計間隙及公差為襟翼與擾流板之間的設計間隙及公差為

首先，襟翼艙由于是固定結構，其蒙皮往往是由隔板和支架進行支撐的。故襟翼外形與其如果接觸，接觸力超過一定值可能會導致結構損傷甚至破壞。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3mm。

然后，擾流板是活動結構，其通過鉸鏈接頭與機翼隔板相連，且通過作動器的驅動力驅動。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器的承受門檻值以內。以某型飛機為例，圖5為襟翼與第1#、3#、4# 擾流板的干涉位移，藍線代表限位前的實際干涉位移，紅線代表根據作動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了作動器門檻，會導致作動器故障，是不可接受的。

圖5 某型飛機襟翼限位前與擾流板接觸位移

襟翼的氣動性能約束

目前國內的工程實際僅能夠達到關注機翼剛度對顫振、突風響應等氣動性能的影響，因此對于復合材料機翼有一些剛度方面的研究。如從復合材料機翼翼盒的翼尖剛度控制出發(fā)，對機翼壁板鋪層進行了自由尺寸優(yōu)化設計分析。但很少對襟翼翼面有基于氣動性能考慮的變形指標。僅做過一些魯棒性的研究，并未應用于實際型號提出襟翼具體剛度指標。

襟翼支撐設計研究

滑軌占位研究

圖6 襟翼展向彎曲的力學簡化

圖7 滑軌占位優(yōu)化的有限元計算

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

現(xiàn)代大型客機襟翼典型的支撐形式是雙支點梁形式，運動機構（如滑軌滑輪架機構）作為支撐點。而且往往采取雙滑軌設計形式，其重量輕且可靠性好，所以襟翼可以在力學上簡化成一根雙支點梁，如圖6所示。由于外翼盒段和襟翼運動機構剛度遠大于襟翼翼面剛度，一般滑軌可以簡化為剛性鉸接支撐?，F(xiàn)有的一些研究應用工程梁理論，以撓度最小化為目標，可以對滑軌占位進行初步優(yōu)化。

例如取AC=BD=a對應的撓曲線方程：

利用撓曲線方程經求解可得當L=4.48a時，即AC=BD=0.223L時，撓度yE =yC =yD 且取到最小值。即表明兩套機構分別在22%和78%展長處支撐，支撐效率最高。

滑軌占位研究，亦可采用有限元方法。例如，把襟翼簡化成一個梯形閉剖面盒段，具有不同的跟梢截面（高度、弦長均不同）。采用結構化網格劃分，使用二維殼單元屬性，如圖7所示；近似地加均布載荷，通過調整支撐點的位置找出襟翼變形最小的滑軌占位；計算選擇三種級別的典型民用飛機的襟翼外形參數(shù)為例，進行分析和對比。三種具有不同的翼型高度、展弦比、根梢比，計算結果如表1所示。

圖8 某型飛機襟翼的限位裝置

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

計算結果發(fā)現(xiàn)，當兩個支撐點占位使襟翼被其分成的三段具有近似相同的最大撓度時，整個襟翼的最大撓度被控制在最小的值。而且，三個不同型號的飛機雖然襟翼的幾何外形（展長、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、77%～79%展長的部位（與工程理論估算的結果近似）?？梢?，襟翼滑軌的最優(yōu)占位與襟翼外形并不明顯相關。這個結論對于飛機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，而是在個別極限工況下，僅在撓度或位移達到一定的門檻值時才與襟翼接觸，通過一定的接觸力達到限位目的。

例如，根據襟翼的支撐形式，某型飛機內外襟翼的限位點共有4處，分布于內襟翼外端處、外襟翼內端處、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整量和緩沖性。例如，某型飛機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帶有橡膠緩沖墊的平臺，在襟翼過度位移時直接壓在翼面上。下翼面限位是一方面在襟翼端肋前緣安裝一個滾輪，另一方面在襟翼艙隔板上布置一個刀片狀軌道；通過滾輪與軌道之間的接觸和滑動來限位。

以某型飛機為例，當襟翼重新增加了限位裝置后，其與擾流板之間的干涉關系有了明顯減輕，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。且對限位器進行強度校核，結果顯示新增結構在接觸力作用下裕度滿足強度要求。

翼面剛度設計研究

上述研究的支撐因素對于襟翼剛度和變形的影響是基礎的、根本性的。然而，在支撐形式確定基礎上，襟翼翼面本身的剛性也需要考慮，必須通過壁板、梁、肋等要素的合理布置、連接設計、零件設計來取得一個效率最高的結構，即通過分析優(yōu)化來達到重量最輕，同時也具有相當剛度的合理形式。

復合材料襟翼盒段的整體剛度設計

復合材料襟翼剛度設計必須考慮其特殊性。由于復合材料合段往往是厚蒙皮少肋結構，內力的分布有別于傳統(tǒng)的金屬蒙皮結構。由于存在鋪層設計、變厚度丟層設計、剛度匹配設計等因素，將這些因素整合應用到剛度設計的各個流程環(huán)節(jié)中，才能設計出一個科學合理的襟翼結構。

a） 展向彎曲剛度問題

由于襟翼面積較小，其上的氣動載荷往往比較均勻，這也給初步設計時的剛度估算簡化了難度。例如圖10所示，為某型飛機內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成比例，說明展向升力壓強的分布基本是均勻的。

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

由于滑軌的支撐，襟翼力學上可簡化為一個雙支點梁。氣動載荷產生的彎矩主要由壁板和梁的內力抵消。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 某型飛機襟翼氣動載荷截面等效合力

圖11 襟翼盒段的內力

對于截面慣性矩的考慮，其主要受翼型高度、截面弦長、壁板形式、材料厚度的影響。前兩項為飛機總體外形，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度因素驅動，對剛度影響并不顯著。且增加厚度會使結構重量明顯增加。而壁板形式可選擇的一般有蜂窩夾芯結構和長桁加筋結構，兩種都能提高截面慣性矩，應視不同的情況綜合考慮，相關研究和結論可詳見4.2節(jié)和文獻。

另外，材料的分布也會影響截面慣性矩。剖面的設計應使得材料盡可能遠離中性軸，反映在復合材料設計中即在翼型高的區(qū)域進行適當加厚。例如圖13所示，即為某型飛機襟翼盒段的典型剖面。

b） 弦向彎曲剛度問題

對于襟翼來說，因為展長遠大于弦長，故弦向彎曲相對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，其設計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，例如對于某型飛機襟翼載荷沿弦向的分布如圖12所示。

c） 扭轉剛度問題

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

圖12 襟翼在氣動載荷弦向分布

圖13 襟翼盒段閉剖面的剪流抵抗扭矩

其中Mtor是扭矩，可根據細節(jié)載荷轉化得出，G 是材料剪切模量，F(xiàn) 是剖面面積，ds 是剖面周長上的一段微長度，δ是該處的厚度。

復合材料襟翼壁板剛度設計

在上述討論的翼面整體受到的彎曲、扭轉的基礎上，翼面蒙皮（壁板）起著保持氣動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)或者過大的局部變形。而襟翼復合材料上下壁板一般選用碳纖維復材蒙皮+芳綸紙蜂窩的夾芯結構，或者碳纖維蒙皮+碳纖維長桁加筋結構。為此，從翼面類結構設計的角度，文獻對比了兩種不同的結構形式的結構剛度效率，即在等結構尺寸（重量）的情況下比較蜂窩夾層與長桁加筋二者抵抗變形的能力。

通過分析，可得以下結論：

a） 當滿足整體穩(wěn)定性所需的層壓板厚度不大于2mm時，選擇蜂窩夾層結構效率更高。

b） 當滿足整體穩(wěn)定性時層壓板厚度不大于3mm，選擇蜂窩高度大于20mm的夾層結構效率更高。

c） 當滿足整體穩(wěn)定性時層壓板厚度不大于4mm，選擇蜂窩高度大于35mm時夾層結構效率更高。

d） 當滿足整體穩(wěn)定性時層壓板厚度為不小于5mm時，選擇長桁加筋結構效率更高（在不適用全高度蜂窩的情況下）。

e） 對于同樣的層板厚度和高度下（飛機結構合理設計包線內），蜂窩夾芯結構的慣性矩要遠遠大于長桁加筋結構。

f） 對于同樣的層板厚度和重量下（飛機結構合理設計包線內），長桁加筋結構要想達到與蜂窩夾芯結構同樣的抗彎剛度，前者的高度大約需要后者的兩倍。

g） 隨著長桁間距的增加，長桁高度也必須相應增加，此時蜂窩高度一般不能再增加，則長桁結構的抗彎剛度超越蜂窩結構。層板厚度越大，效應越明顯。

故由以上結論，可以得到：對于翼型高度低、層板厚度小的次承力翼面（如操縱面等），蜂窩結構的局部抗彎結構效率一般要高于長桁加筋結構，應優(yōu)先采用。對于翼型高度高、層板厚度大的主承力翼面結構（如外翼盒段、中央翼等），長桁結構的局部抗彎結構效率一般要高于蜂窩結構，應優(yōu)先采用。

然而，在真實的飛機設計工程實踐中，不僅要考慮翼面的強度剛度性能，還需要考慮設計中諸多其他限制因素，如維修性、耐久性、制造工藝性等。例如，飛機內襟翼的安裝位置處在發(fā)動機尾噴排氣影響區(qū)，蜂窩夾層結構相對于其他的結構形式有吸音降噪功能，對50～200HZ的低頻振動噪音有隔絕作用，用以降低聲疲勞效應對內襟翼結構的影響。另外，復合材料蜂窩相對于鋁合金和GLARE有明顯的抑制聲疲勞和裂紋擴展的作用。故襟翼壁板選擇復合材料蜂窩結構是具有疲勞針對性的合理設計方案。另外，由于襟翼一般是密封結構，選擇蜂窩也不會出現(xiàn)吸濕的問題。

解決剛度問題的思路與建議

根據上面的討論，可以總結出民用飛機復合材料襟翼剛度設計的一般流程和方法。首先需從功能的角度分析襟翼與周邊結構的關系，通過動靜間隙量約束或者接觸載荷約束，轉化為對于襟翼自身變形的限制指標。同樣，如果條件具備，還需考慮氣動性能對于變形和剛度的約束。

在襟翼的剛度和變形指標確立后，從優(yōu)化滑軌占位的角度調整襟翼的支撐剛度，上文所得出的部分結論對于快速確定最優(yōu)占位有指導意義。在此基礎上，對襟翼撓度較大處設計布置特定形式的限位裝置。

在支撐形式確立后，進行翼面本體的剛度設計。在設計過程中，要充分考慮復合材料盒段的特殊性，合理地進行盒段梁、肋布置設計，高效地進行壁板的選型設計和鋪層設計，以滿足展向、弦向彎曲剛度以及扭轉剛度要求。

在襟翼剛度初步設計的過程中，可以充分采用工程算法進行分析，并用有限元方法進行后期驗證，二者具有良好的符合性。

襟翼剛度設計只是襟翼結構設計的一部分，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)調的問題、維修維護的問題，權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