飛機復合材料梁腹板開孔對承載能力的影響

王勝　何勇　張明輝

【摘 要】通過有限元分析和試驗相結合的方式，對飛機復合材料梁腹板開孔對承載能力的影響進行了研究。試驗結果與計算結果吻合。當開孔孔徑與腹板寬度比不大于0.2時，開孔不需要補強；當孔徑與腹板寬度比大于0.2后，開孔經過補強后，可以滿足使用要求。

【關鍵詞】有限元；試驗；梁腹板開孔；承載能力

0 引言

由于復合材料輕質高性能的材料特點，近年來復合材料在民用飛機結構領域得到了廣泛的應用，其中A350和B787兩個機型尤為突出，復材結構使用率分別占到了全機的52%和50%。復合材料占飛機結構的比率逐步提高，正成為飛機結構采用最重要的材料之一[1]，本文以某型飛機舵面復合材料梁作為研究對象，研究復合材料梁腹板開孔對承載能力的影響。舵面對于飛機的操作穩定性起到至關重要的作用，作為舵面的主要結構件，梁以其腹板與蒙皮共同完成對于扭矩的傳遞，故梁腹板的剪切承載能力在飛機結構設計中很有必要。

1 試驗件設計

在飛機結構中，為便于結構檢查，舵梁腹板上開有Φ25mm檢查孔，該孔孔徑已接近升降舵梁高度的1/3，但未超過方向舵對梁梁高度的1/3，因此考核開孔對梁腹板剪切承載能力的影響時需對升降舵梁腹板上的開孔需要補強[2]，而方向舵梁腹板上的開孔則沒有補強。在方案設計的初步階段，梁腹板厚度尚不能完全確定，因此在試驗方案中梁腹板規劃了兩種厚度，這兩種厚度有可能應用于實際的結構中。

梁結構選型試驗包括8組，每組4件共32件試驗件。試驗考核部位為操懸掛接頭和操縱接頭之間的梁腹板。試驗件設計為I型梁，考核區位于梁腹板中間部分?？己藚^厚度設計為2.16mm和2.592mm，對應的鋪層順序分別為[±45/（0，90）2/±45/（0，90）]s和[（±45）2/（0，90）2/±45/（0，90）]s：與真實結構趨于一致。非考核區對應的鋪層順序為[（±45）2/（0，90）2/±45/（±45/（0，90））2]s考慮到試驗夾持及其他因素設計的需要，梁腹板剪切穩定性試驗的試驗件尺寸參數和梁結構選型試驗試驗件規劃見表1。

3 試驗結果

3.1 加載方式

按照懸臂梁的理論，懸臂梁的梁緣條承受拉壓載荷，腹板承受剪載，試驗方應采取必要措施確保粱緣條有足夠的強度，以保證梁緣條不會先于腹板失穩。試驗加載示意圖見圖2。試驗件根部用夾具夾持固定在承力墻上，另一端通過接頭與液壓作動筒連接，施加集中載荷，并在兩側施加約束，以保證載荷作用點通過試驗件的截面形心。試驗結果如下表3所示。

4 計算結果與試驗結果對比分析

經過上述計算結果與試驗結果對比分析得到，試件屈曲載荷的計算結果與試驗結果最大誤差為05組試件，誤差值為7.71%，03組試件為最小誤差組，誤差值為3.3%。

5 結論

a）分析方法準確、有效；誤差小于10%，可以滿足型號設計要求；

b）開孔不補強比不開孔，屈曲載荷下降，破壞載荷下降；當孔徑較零件寬度比小于0.2時不需要補強，反之視結構重要程度進行補強；

c）開孔補強比不開孔，屈曲載荷提高，破壞載荷下降；開孔補強后滿足使用要求。

【參考文獻】

[1]楊乃賓，章怡寧.復合材料飛機結構設計[M].北京：航空工業出版社.

[2]沈真，章怡寧，李新祥.復合材料結構設計手冊[M].北京：航空工業出版社.

[責任編輯：湯靜]