大型飞机被设计得又大又牢，其机身复合材料的结构该如何选取

文| 青砖

机身是飞机的重要部件之一，它把机翼、尾翼、起落架等部件连接在一起，形成一架完整的飞机。

对大型民用飞机来说，机身还能安置空勤组人员、旅客、装载燃油、设备和货物。

现代飞机的机身是一种加强的壳体，这种壳体的设计通常称为“半硬壳式设计”。

为了防止蒙皮在受压和受剪时失稳，就需要安装隔框、桁条等加强构件。

随着时代的发展，复合材料在飞机设计中的用量越来越大，除了以前的非承力构件，现在主承力构件上也开始采用大量的复合材料设计。

但到现在为止，虽然复合材料的用量有了相应的增加，可飞机机身仍然是有金属参加的。

那么，为了应

对机身所承受的载荷，

该如何选用复合材料，才能提升飞机机身的整体刚度、强度呢？

一、机身结构设计

根据波音 737-800 和 A320 的机身结构数据，进行结构形式的选择，机身最大高度 4.2m，最大宽度 3.8m。

（一）隔框设计

隔框分为普通隔框和加强隔框两大类。

普通隔框用来维持机身的截面形状，主要承受蒙皮传入机身周边的空气动力和机身弯曲变形引起的分布压力。

加强隔框的主要功用是将装载的质量力和各部件传入的集中力加以扩散，然后以剪流形式传给蒙皮。

隔框除了维形作用外，还对蒙皮和长桁起支持作用，隔框间距影响长桁的总体稳定性。

隔框间距选择为 559mm(22in)。普通框和加强框的形式和数据选择如下图所示。

（二）桁条设计

桁条为机身结构的纵向部件，主要承受机身弯曲时产生的轴力和对蒙皮起支持作用，还有就是保证外部蒙皮的稳定性。桁条截面尺寸如图 3 所示。

桁条在同一剖面上的布置是不均匀的，分部的疏密主要依据横剖面上的应力分部状况，根据所设计 的机身剖面形状和弦窗的布置，可以得到机身桁条的布置情况。

横截面上共 58 根桁条，平均间距 216mm。

（三）蒙皮厚度确定

蒙皮的作用是构成机身的气动外形，并保持表面光滑；承受剪力和扭矩，并与长桁一起组成壁板承受两个平面内弯矩引起的轴力。

蒙皮是根据环向张应力确定的，因此不涉及到弯曲载荷。

同时试验也证明，由环向张应力所决定的蒙皮厚度对承受机身纵向弯曲载荷是足够的，因为环向张力的应力值是由疲劳来决定的。

根据气密舱 ?P 增压载荷下蒙皮的工作应力水平确定其蒙皮的初始厚度。

增压载荷设计指标为：飞行高度 11000m，座舱压力为 1800m。

大气压力随海拔高度而变化，由经验公式得出

当h高度为1800m时，压力为：

当h高度为11000m时，压力为：

根据气密舱 ?P 增压载荷下蒙皮的工作应力水平确定其蒙皮的初始厚度：δ = PR /σ ,按照波音 737的应力水平 15.4 磅/英寸2 =106.21kpa 进行计算

得初步计算结果为δ = 58100×2/106210=1.09mm, 同时考虑到其他因素的作用，将厚度增加到1.5mm。

二、机身结构强度分析

对机身结构进行静力分析，主要用来求解结构在静力载荷作用下的反应，并得出所需的节点位移、约束（反）力、单元应变和单元应力等。

本次分析中，选取机身纵向 2 个框距的机身等直段，应用 Msc.Patran 软件建立有限元模型。

对各元件进行简化：隔框——梁单元；桁条——杆单元；蒙皮——壳单元；客舱地板——壳单元，

建立的有限元模型如图 4。

根据条例和规范，选取安全系数 1.5，乘以限制载荷来确定极限载荷。对于增压情况要采用极限系数 2.0，乘以使用最大正压差，单独作用于增压舱内。

由于增压载荷 ?P 为 58.1kpa，则所施加的载荷为116.2kpa。机身的材料为铝合金。

由于是考虑增压载荷对机身结构的影响，因此对等直段的两端施加对称约束（z方向的位移和绕 x、y 轴的转角）。

对地板中线约束 x、y、z 三个方向的位移，对机身顶部和底部的中线约束其 x 方向的位移。约束的

具体形式如图5。

在只有增压载荷作用下，机身等直段的有限元分析结果位移云图

如图 6 所示，应力云图如图 7 所示。

可以看出，在极限增压载荷为 116.2kpa 的情况下，蒙皮的最大位移出现在机身顶部，为 0.275m。

最大位移与机身最大高度的比值为：0.275/4.2=6.5%，依据实际经验，这个数值是合理的。最大应力出现在窗户附近，为 161MPa，符合设计要求。

三、复合材料机身设计及分析

（一）复合材料机身设计

在正增压载荷作用下，机身的蒙皮受双向张应力。

蒙皮的纵向张应力：

式中： ?P ——增压舱使用压差，Pa； D——机身直径，m； δ ——蒙皮厚度，m。

由此可见，蒙皮的周向应力σt是σx的2倍，对复合材料单层板来说，沿纤维方向的强度要远远大于垂直纤维的方向。

因此在设计层合铺层的时候，应重点考虑蒙皮周向应力分布这个因素。

（二）复合材料机身原材料的选择

针对复合材料选材所应遵循的一般原则和各种要求，并结合飞机所面临的各种环境以及我国复合材料的现有水平，选择T300/QY8911作为机身的材料进行后面进一步的结构设计。

单层厚度为 0.125mm，T300/QY8911 的材料性能如下表所示：

复合材料机身蒙皮铺层设计根据层合板设计的一般原则（详见参考资料[5]），并考虑蒙皮的受载情况，以此为依据来确定蒙皮的铺层设计。

铺层的总厚度为 1.5mm，因此可以确定铺层的总数为1.5/0.125=12，从而确定0、 ± 45 和90 铺层数分别为：2 层、4 层和 6 层。

铺层选择为对称铺层，表面应用一组 45/90/-45 来改善损伤容限和保持外表面层连续光滑，且相同的铺层不在一起，因此选择铺层顺序为[45/90/-45/90/0/90]S。

（三）复合材料机身结构分析

对复合材料机身的计算，采用与上一章金属材料相同的载荷及约束形式，计算结果如下所示。

可以看出，整个位移的分布情况与应用金属蒙皮时非常接近，最大位移为 0.274m,与金属蒙皮的情况几乎相同。

纤维主向沿机身周向的铺层的最大应力均较大，且各层中的最大应力也出现在这一方向的铺层上，这与蒙皮在增压载荷作用下，周向张力是纵向张力 2 倍的结论是相符合的。

可以看出，最大应力出现在蒙皮的第 2 层，最大应变则出现在第 1 层。第 2 层的应力分布及第 1 层的应变分布如图 9 和图 10 所示。

最大应变及应力均出现在窗口处，这是由于在窗口处桁条被切断的缘故，因此有必要对窗口进行补强。

整个复合材料机身蒙皮结构上，在极限增压载荷的作用下，出现的最大应力为 285MPa，最大应变为1510με，符合相关的标准和设计准则，因此这种铺层设计是切实可用的。

四、结论

我们根据已有数据，选择了机身结构的形式并进行了分析

刚度分析，给出了主要构件的应力、应变结果。

证明了这种层合复合材料设计是合理可行的，为复合材料在我国大飞机项目上的应用提供了参考。

分析表明，文中提出的复合材料蒙皮设计是可用的，符合相关的标准和设计准则，可以取代对应的金属蒙皮。

由于复合材料的高比强度和高比刚度，所以这种复合材料层合结构必然也会取得一定的减重效果。

参考文献

（1）杨乃宾，章怡宁. 复合材料飞机结构设计[M]. 北京: 航空工业出版社，2002

（2）郦正能. 飞行器结构学[M]. 北京: 北京航空航天大学出版社, 2005

（3）王涛. 大型飞机整体强度分析及复合材料机身设计[D]. 北京: 北京航空航天大学, 2007

（4）叶天麟, 周天孝. 航空结构有限元分析指南[M]. 北京: 航空工业出版社，1996