蔣建軍　何利軍　何建　趙琛

關(guān)鍵詞： 復合材料 大后掠機翼 整體成型 有限元分析 力學試驗

中圖分類號： V279 文獻標識碼： A 文章編號： 1672-3791（2024）01-0098-04

復合材料相較于傳統(tǒng)的金屬材料具有比強度高、比剛度高、耐腐蝕、可設(shè)計性等諸多優(yōu)點，在航空航天領(lǐng)域中得到了廣泛的應(yīng)用［1-3］。相較于傳統(tǒng)金屬材料結(jié)構(gòu)，相同承載能力的復合材料在結(jié)構(gòu)重量上可減輕25%～30%［4］，先進復合材料在飛機結(jié)構(gòu)中的使用量已經(jīng)成為衡量飛機結(jié)構(gòu)先進性的重要指標之一［5］。機翼作為飛機產(chǎn)生升力的主要部件，其強度直接關(guān)系著飛機的飛行質(zhì)量與安全性能，不僅要求其本身重量輕，還要能夠承受飛行中的強大壓力和沖擊力［5-6］。目前復合材料機翼的結(jié)構(gòu)成型技術(shù)大多是采用多次成型和拼接成型的方式，使用兩半模具做好后拼接起來，這樣難免會在接縫處產(chǎn)生沖擊拉伸后的斷裂［7］，一定程度上約束了復合材料在機翼結(jié)構(gòu)中性能的發(fā)揮。隨著航空復合材料低成本化制造的迫切要求，整體成型技術(shù)和考慮制造與成本的多學科優(yōu)化設(shè)計成為未來復合材料機翼的發(fā)展方向。相比傳統(tǒng)裝配工藝技術(shù)，采用整體成型可使復合材料結(jié)構(gòu)一次性成型，大大減少零件和緊固件的數(shù)量，提高制件性能，降低裝配成本［8-9］。

盡管整體成型可獲得優(yōu)質(zhì)的力學性能，降低制造成本，但要對諸如機翼這類大型復雜結(jié)構(gòu)采用一次性的整體成型技術(shù)，在工藝和設(shè)計上仍存在很多難題。目前對復合材料機翼的整體成型技術(shù)研究也僅停留在針對個別部件的整體成型，然后采用共膠接或共固化技術(shù)將其組裝成整個機翼。對于全復合材料機翼的設(shè)計和整體成型技術(shù)，試驗及工程應(yīng)用的研究較少。為此，本文在給定的機翼外形與載荷條件下，基于復合材料模壓整體成型工藝方法，設(shè)計并制造了全尺寸復合材料機翼，并進行了有限元靜力學仿真分析與工程靜力學試驗驗證。對數(shù)值仿真與試驗結(jié)果進行對比分析，驗證了全復合材料機翼設(shè)計方法、整體模壓成型技術(shù)在中小型無人機復合材料機翼工程應(yīng)用上的可行性，為研究人員進行整體模壓成型機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計提供了一定的參考依據(jù)。

1 機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計

機翼結(jié)構(gòu)外形如圖1 所示，因機翼為大后掠上單翼氣動布局形式，且采用了翼身融合設(shè)計技術(shù)，故結(jié)構(gòu)設(shè)計時采用了左右翼整體設(shè)計思路，提升了結(jié)構(gòu)傳力效率和結(jié)構(gòu)承載性能。機翼結(jié)構(gòu)主要由主翼和副翼組成，主翼基于復合材料整體成型技術(shù)進行設(shè)計，而副翼整體成型后與主翼通過轉(zhuǎn)軸連接。機翼性能通過靜力加載試驗驗證，機翼翼尖變形量在設(shè)計載荷下不大于半翼展的8％。

1.1 結(jié)構(gòu)選材

按照結(jié)構(gòu)工作溫度-50～60 ℃要求，結(jié)合復合材料自身使用環(huán)境的約束條件，機翼結(jié)構(gòu)選用了中溫固化碳纖維增強環(huán)氧樹脂基復合材料、HP60 輕質(zhì)泡沫以及7050 鋁合金金屬材料，如表1 所示。材料力學特性如表2 所示。

1.2 結(jié)構(gòu)布局及鋪層設(shè)計

復合材料機翼設(shè)計主要包括機翼內(nèi)部結(jié)構(gòu)方案設(shè)計、結(jié)構(gòu)細節(jié)設(shè)計和鋪層設(shè)計3 個方面。本文中主翼結(jié)構(gòu)采用雙梁厚蒙皮式承力結(jié)構(gòu)方案，以泡沫作為芯材，填充蒙皮與梁、肋之間的空隙，起到維持蒙皮外形，增強蒙皮穩(wěn)定性的作用。副翼采用蒙皮—夾芯結(jié)構(gòu)方案，即泡沫芯維持副翼外形，表面敷設(shè)碳纖維蒙皮。根據(jù)結(jié)構(gòu)元件受力特點，對主翼蒙皮、副翼蒙皮及梁等進行了鋪層設(shè)計，如圖1 和圖2 所示。

2 有限元分析

采用ANSYS 有限元軟件對機翼進行分析，由于機翼關(guān)于機身中面對稱，建立了如圖3 所示的有限元模型進行分析計算。機翼有限元模型包含88 796 個單元，82 016 個節(jié)點，其中包括模擬蒙皮、梁、肋的殼單元SHELL181 單元81 266 個，模擬輕質(zhì)泡沫的實體單元SOLID185 單元7 530 個。

有限元分析結(jié)果如圖4 和圖5 所示，圖4 顯示設(shè)計載荷下機翼翼尖最大位移為103.8 mm，最大位移占半翼展長的7.4%（翼展長2 791 mm），滿足機翼結(jié)構(gòu)最大位移不大于8% 的設(shè)計要求。圖5 可見機翼上、下翼面蒙皮在機翼后掠轉(zhuǎn)折部位拉、壓應(yīng)力水平較高，其余部位應(yīng)力水平相對較低，機翼內(nèi)部復合材料結(jié)構(gòu)局部最大應(yīng)變超出許用應(yīng)變（許用拉伸應(yīng)變?yōu)? 300 με，許用壓縮應(yīng)變?yōu)?3 500 με），超出范圍約為1 mm×3 mm，范圍很小，不影響全機翼結(jié)構(gòu)強度。

3 機翼制備與力學試驗

3.1 機翼制備

機翼主翼盒為模壓整體共固化成型結(jié)構(gòu)，由前后縱梁、中翼加強盒、蒙皮、翼肋及內(nèi)部填充輕質(zhì)泡沫構(gòu)成。蒙皮、梁、肋均為層壓結(jié)構(gòu)，蒙皮分為上蒙皮和下蒙皮，分別在模壓模具上單獨敷設(shè)預成型，梁、肋通過預成型工裝單獨鋪設(shè)預成型。填充輕質(zhì)泡沫根據(jù)設(shè)計數(shù)模機加成型。隨后將各零件按設(shè)計圖紙要求進行裝配定位，完成各部分的裝配，通過“上下模具合模+烘箱加熱”工藝完成翼面結(jié)構(gòu)的共固化成型。副翼成型工藝方法與主翼盒類似，分別在合模模具上下面鋪設(shè)蒙皮，隨后將即將成型的輕質(zhì)泡沫填充于上下蒙皮之間，進行共固化成型。待主翼盒與副翼制造完成后，將兩者用裝配型架定位，通過副翼安裝接頭將兩者連接固定。

3.2 力學試驗

機翼結(jié)構(gòu)模擬與機身的連接方式與機身模擬工裝安裝固定，在翼梢等部位安裝位移測量傳感器，翼面區(qū)通過粘貼應(yīng)變花測量翼面區(qū)應(yīng)變，通過液壓作動筒拉伸防撥拉片對機翼進行加載，如圖6 所示。

本試驗以載荷百分比方式控制加載，加載速率為設(shè)計載荷的10%。測試時位移傳感器和應(yīng)變花分別記錄選定部位的應(yīng)變和位移，全翼應(yīng)變測量值均未超過復合材料設(shè)計許用值，翼梢處的載荷—位移曲線如圖7 所示，由圖可知在100% 設(shè)計載荷時對應(yīng)的翼梢位移測量點位移為93.28 mm，翼梢稍部位移98.35 mm。有限元與試驗值誤差4.29%，如表3 所示。

4 結(jié)論

（1）設(shè)計一種可用于工程應(yīng)用的大后掠左右翼一體全復合材料機翼。機翼結(jié)構(gòu)主要包含主翼和副翼兩部分，主翼和副翼的蒙皮、梁、肋等復合材料零件均預成型后與即將成型的輕質(zhì)泡沫在模壓模具組裝后整體共固化成型。成功制備了滿足工程應(yīng)用的左右整體共固化成型復合材料機翼，驗證了整體模壓成型機翼的可行性。

（2）建立全復合材料機翼有限元分析模型，對機翼的靜力學性能進行了分析，最大位移103.8 mm，占半翼展長的7.4%，滿足不大于8% 的設(shè)計要求。各區(qū)域應(yīng)變滿足材料設(shè)計要求，驗證了全復合材料機翼的設(shè)計合理性。

（3）完成機翼結(jié)構(gòu)靜力學性能試驗，應(yīng)變測量值均小于材料設(shè)計許用值，翼梢等效位移98.35 mm，占半翼展長的7%，滿足機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計要求。有限元位移值與試驗結(jié)果誤差為4.29%，滿足不大于5% 的工程研制誤差要求。