（飞行器设计专业论文）arj21复合材料方向舵设计.pdf

南京航空航天大学硕士学位论文 摘要 整合材料疑一稀耨兴靛材瓣，有着广阔静发展前景，其应甭已渗透舞各行备j 澎。 簸台材料飞机结构技术是以蜜现高结构效率利改善飞机。e 动弹性镩综合性能为叫标 的黼新技术。先进复合材料的应用，对飞枫结构的轻臌化、小型化删赫性能化起着垒 关蘑要熬箨撰。复合嚣藉黎掇谈讦蹩复合零莲精在结稳。上舍遴壅熏郡降低全寿螽趔斓费 用的关键。重点在于充分利_ f j 复合材料悭黼的方向性、结构性能的可设计性和大型拇 件熬体成形的良好工艺性以及可在一定程度上实现结构隐身等优点，实现结构效率、 蛙能、功麓与成本豹综合优化。 本文主要辑究了a r j 2 1 复合秘辩方惫越戆设诗，主要毯据：斌设号f 方案躲叛污、 簌台材料的选敬、铺层的设计到结构设计和分析、疲劳和防腐设计再到防颤振设计坪口 维修方案的制滗等整个设计过程。 奖键词：复念耱料、方囊艨、飞规、a r j 2 1 南京航空航天大学硕士学位论文 a b s t r a c t c o m p o s i t e m a t e r i a li sn o v e la n dh a sav a s td e v e l o p i n gf o r e g r o u n d i th a sb e e nu s e di n e v e r yw a l ko fl i f e t h ec o m p o s i t em a t e r i a la i r c r a f ts t r u c t u r a lt e c h n i q u ei sh i g ha n dn e w t e c h n o l o g ya i m i n gt o c a r r yo u th i g hs t r u c t u r a le f f i c i e n c ya n di m p r o v et h es y n t h e t i c a l p e r f o r m a n c e o fa i r c r a f t p n e u m a t i ce l a s t i c i t y e t c t h e a p p l i c a t i o n o ft h ea d v a n c e d c o m p o s i t e m a t e r i a lh a sac o n s i d e r a b l e i m p o r t a n t e f f e c to nt h ea i r c r a f ts t r u c t u r a l i i g h t w e i g h t 、m i n i t y p ea n dh i g he f f i c i e n c y t h ec o m p o s i t em a t e d a ls t r u c t u r a ld e s i g n i n g i s t h ek e yt o a p p l i c a t i o nt o s t r u c t u r ew i t hs c i e n c ea n dr e a s o na n dr e d u c t i o ni nt h ew h o l e l i f e - s p a np e r i o d se x p e n s e t h ei m p o r t a n t i st of u l l ym a k i n gu s eo f t h ee x c e l l e n c e ，s u c ha s t h eo r i e n t a t i o no ft h ec o m p o s i t em a t e r i a le f f i c i e n c y 、t h ep r o g r a m m a b l eo ft h es t r u c t u r a l e f f i c i e n c y 、t h eg o o dt e c h n i q u e so f t h eg o o d s i z e dc o m p o n e n t w h o l l yt a k i n gs h a p ea n d t h e s t r u c t u r a lh i d n e s st oac e r t a i ne x t e n t ，a n da c h i e v i n gt h e s y n t h e t i c a lo p t i m i z a t i o n i n s t r u c t u r a le f f i c i e n c y 、p e r f o r m a n c e 、f u n c t i o na n dc o s t t h et h e s i sm o s t l ys t u d i e st h ed e s i g no ft h ea r j 21 c o m p o s i t em a t e r i a lr u d d e ra n d c o v e r st h ew h o l ed e s i g n i n gp r o c e s s ，s u c ha st h ed r a w i n go u to fd e s i g np r o j e c t ，t h e s e l e c t i n go ft h ec o m p o s f l em a t e r i a l ，t h ed e s i g no ft h es p r e a d i n gp l y ，t h es t r u c t u r a l d e s i g na n da n a l y s i s ，t h ed e s i g no fp r e v e n t i n gf a t i g u e 、q u i v e ra n da n t i s e p s i s ，t h e s e r v i c i n gs c h e m e se s t a b l i s h m e n t k e yw o r d s ：c o m p o s i t em a t e r i a l ，r u d d e r , a i r c r a f t ，a r j 2 1 南京航空航天大学硕士学位论文 第一章绪论 本章介绍了a r j 2 1 飞机概述、a r j 2 l 飞机尾翼的组成及作用以及论文的主要内容 和方法。 1 1a 剐2 1 飞机概述 a r j 2 1 飞机( 如图1 1 所示) 是由上海飞机设计研究所按照与国际接轨的中国民 用适航规章运输类飞机适航标准 c c a r 2 5 部研制的，中国民航总局将依据该标 准对a r j 2 1 飞机进行适航审定并进行全寿命的监督和管理。a r j 2 1 新支线飞机有基 本型和加长型两种，其中基本型的客座数为7 2 座或7 9 座，加长型的客座数为9 2 座 或9 9 座。它有许多突出的优点，譬如a r j 2 1 飞机能很好地适应我国西部高原环境； 它有着相对其它支线飞机特别宽的机身，客舱宽度为3 1 4 3 米，比目前世界常见的 c r j 7 0 0 、e i u 1 7 0 等支线飞机要宽0 4 米左右。 图1 - 1a r j 2 1 飞机外形图 市场调查：随着国民经济的迅速增长，我国支线飞机的需求量将越来越大，据有 关部门预测，未来2 0 年我国的支线运输将有很大的发展，到2 0 1 9 年支线航空运输所 占的比例将由目前的1 2 增加到2 6 ，支线飞机的需求量将达到4 0 0 多架的分额。 科研实力：上海飞机设计研究所已成功地设计了y 1 0 飞机和y 7 复合材料方向舵 等，在以某型号机为原准机，充分借鉴和吸收同类飞机设计和性能上的优点，对a r j 2 1 飞机进行全新设计，并根据我国的飞机工业制造水平和实际情况，经过总体、强度、 结构和操纵等多方面专家的反复研究、协调、论证，最后得出优化意义上的飞机总体 设计方案。 1 1 1a r j 2 1 飞机的设计依据 a r j 2 1 飞机总体布局定义和设计要求； 中航商用飞机有限公司标准规范： a i l l 2 1 复合材料方向舵设计 m u 2 l 飞机结构设计凇则； a r j 2 l 飞机结构维修憔设计准则； a r 2 2 1 飞提载楚诗冀露载棼谱壤锻魇剿i a 脱l 飞辊强震谤冀舔簧| j ； 1 1 2 a r _ 砼l 飞机的研制目标 满足c c a r f a r j a r 邋航条例要求； 长淹命、低全寿命成本； 後耀寿念6 0 0 0 0 飞移夺瓣，6 0 0 0 0 泼起落，2 0 嚣螽年： 虢嶷蚀设计、霹维修稳设计透露酥两类飞枫先进承平； 保证安全可靠性的前掇下，兼顾良好的舒适性； 1 1 3 a r j 2 1 飞机的总体布局的主要特点 ( 1 ) 大展弦比、大根梢比骢下单翼 袭1 1 襄爨了双发客撬撬翼震弦魄纛投麓魄数撵? 提离震弦院可疆海低诱等疆力，这对改饕巡航经济性和起飞、魅路爬舞性能有较 大的作用；大根梢比是与帆翼的平面形状和犬腿弦比协调一致的。 表1 1双发客机机翼展弦比和根梢比 执澄a r j 2 ld c - 9 - 3 0波畿a 3 2 0 - 2 0 0三叉载 7 3 7 - 2 0 0 袋弦比 9 68 7 l8 99 3 96 5 7 根捎比 6 44 9 04 o o3 84 2 0 ( 2 ) 怒啜：台发动机 穰粪上没毒发魂稳缀熬、摹整器发动爨惩凌滚努饕夔影响；游狳了租冀、暴莛秘 发动巍缀舱闻豹子撬阻力；繇低了单发停车情况下不对称推力造成躺偏靛力矩，同时 也降低了最小可操纵速度。 ( 3 ) 光滑流线的大细长比机麝和倒“8 ”字型剖面 大缃长比可以降低摩隰：倒“8 ”字型剖面w 以较小的迎风面积获得较大的舱内 赢度。 ( 4 ) 。天溪弦魄匏毫平露 对予尾吊发动枫布局来说，一般不能将平惩鬻于机身上，原因怒其位置正好落在 发动机喷流锥形扩散区内；其次是喷流的引射作用，额外增加平尾鹾域的下洗角，降 低平尾的效率。高平尾在芷常情况下受机翼下洗的影响较小，动聪损失也较小。 1 2a r j 2 1 飞规尾翼的缀成及作用 2 南京航空航天大学硕士学位论文 a l u 2 1 飞机尾翼是t 测高平尾，由垂直安您丽、方向舵、水平发定面和升降舵等 组成。瓣赢安定面固定在机舞尾段上，水平安定蕊安装在垂直安定鬣上。垂直安定面 和东平安定嚣结梅垮戈全熬蘩式。a r j 2 1 飞瓿豹爨壹尾翼保证其方两穗定瞧，当飞掇 受爨方肉挠动发生编靛鑫，气流与垂壹惩鬟乏阍藏有了夹焘，使豢赢恁翼上产生辩热 的侧肉力，相对于重心形成方向稳定矩；垂意愿爨也可保证飞机侧向稳定性，当飞机 出现了侧滑以后，垂直尾翼上产生的侧向力的作用点位于飞机重心上方，因而相对于 重心也形成恢复横滚力矩。升降舵向下或向上偏转，产生俯仰力矩，从而使飞机低头 或抬头佟俯仰运动；a r j 2 1 飞机的方向舵向左或两右偏转，产生偏航力矩，从赢使飞 羲惫袭竣舞右终穰靛运动。 1 3 复合材料飞机结构设计 复含材料飞机结构设计是复合材料在结构士科学合理应用和降低全寿命周期费 用的关徽。霍点在于充分利用复合材料性能的方向性、结构性能的w 设计性和大型构 l 牛整体成型的良好工艺性以及可在一定程度上蜜现结梅隐身等优点，实现结梅效率、 往能、凌链襄残本翦绦金臻纯。 复念材料飞机结构设计技术是戳实现高结构效率和改善飞执气动弹性与隐身等 综合性能为目标的高新技术。先进复合材料的威用，对飞机结构轻质化、小型化和高 性能化越糟至关重要的作用：| i 1 4 论文研究的主要内容、范围帮方法 零论文主要涉及a r j 2 l 飞税复台耱瓣方窝舵豹设计，壶手在竣谤方案上取漕了灞 整片、黻尼器及质蠡平衡，带来了结构上的重大变化，所以该设计过程属全新设计。 其童蒙研制过程：设计肖案的拟订、材料选撵、铺层设计、结构设计、结构分析、 颤振分析、疲劳和腐蚀分析。设计以理论图为慕础，在方向舵的c a t i a 理论数模上 进行三维图形的结构设计并装配；在结构设计方案完成蜃，用懿= r 胎n 软件建模， 再蔫鹾s c 撬f a s t r a n 软俸遽露戆魏分掇，德邋方淘鸵懿续稼设计罴黉瀵足藏蔻要求， 并逶_ j 蕊试验来确保方岗舵璇铡通过适航；最屠，提出了a p j 2 1 飞枕复合耪瓣方良酡 的维修方案。 a r j 2 1 复合材料方向舵设计 第二章先进复合材料和复合材料结构设计概述 本章主要介绍了复合材料的定义、发展过程和性能特点、层合板和蜂窝的原理和作 用。 2 1 复合材料和先进复合材料的定义 复合材料是指用基体将增强纤维粘结在一体而合成的材料，增强纤维可以是单一 方向的铺叠，也可以是多方向铺叠。其中增强纤维主要提供了沿纤维轴向的拉伸强度 和模量，基体除了起支持和保护纤维、固定纤维分布、维持构件的形状外，还提供垂 直于纤维轴向的拉压强度和模量以及剪切强度和模量，由于基体性能远低于增强纤 维，因此单向复合材料的性能表现出很强的各向异性，即具有很高的纵向强度、弹性 模量和很低的横向剪切强度、弹性模量；雨先进复合材料指结构性能相当于或优于铝 合金的复合材料。 2 2 复合材料的发展过程及意义 飞机结构设计的研究和发展一直与采用性能优越的新材料密切相关。2 0 世纪3 0 年代铝合金的问世，取代了帆布和术材，曾给飞机结构设计带来了一次革命性的飞跃。 进入2 0 世纪6 0 年代，随着飞机性能的不断提高，对高性能材料的需求就显得更为迫 切，于是开始了先进复合材料的研究，先后研制出了硼纤维、高强型碳纤维t 3 0 0 、 中模量高强度碳纤维i m 6 、i m 7 、t s 0 0 等先进复合材料。将复合材料用于飞机结构上， 可比常规的金属结构减重2 5 3 0 ，并可明显改善飞机气动弹性特性，提高飞行性 能，这是其它材料无法或难以实现的。 随着复合材料设计制造技术的日趋成熟和完善，民用飞机上复合材料用量也越来 越大，范围越来越广，以空中客车a 3 4 0 为例，复合材料用量占结构重量的8 ，b 7 7 7 占1 1 。复合材料明显的减重效果，使民用飞机的商载增加，燃油消耗减少，全寿 命周期成本降低。例如，八十年代中期，美国波音公司b 7 5 7 客机使用方向复合材料 3 1 5 0 磅，减重1 1 4 0 磅，每机每年节省燃油费用3 2 0 0 0 美元：b 7 6 7 客机使用复合材 料3 3 6 0 磅，每机每年节省燃油费用2 6 0 0 0 美元；b u r tr u t a n 公司及其合作者设计并 制造的全复合材料、，o y a g e r ，在1 9 8 6 年就创下了不加油、不着陆连续九天环球飞 行的世界记录。 因此，先进复合材料在飞机上应用的部位和用量的多少。现已成为衡量飞机结构 先进性的重要指标之一。 2 3 与金属材料相比，复合材料在结构应用中的性能特点： ( 1 ) 材料基本性能成方向性和线弹性特征 南京航空航天大学硕士学位论文 ( 2 ) 层合板刚度和强度性能可剪裁，但层间强度低，对垂直层合板平面的载荷敏 感 ( 3 ) 对湿热环境敏感 ( 4 ) 主要缺陷损伤形式分层和冲击损伤 ( 5 ) 优异的疲劳性能 2 4 复合材料的性能特点 2 4 1 复合材料的先进性 ( 1 ) 性能上的先进性 单向复合材料的强度和模量几乎与钢相当，但由于它的密度小，因此具有比钢、 铝、钛等结构材料高得多的比强度和比刚度( 见表2 1 ) ，并由于它的纤维层状结构特 性，疲劳强度和减振性能明显地优于金属材料，因此可制造出与金属同等强度而重量 更轻。使用寿命更长的飞机部件。 表2 1几种结构材料性能比较 材料拉伸强度拉伸模比强度比模量密度 m p a量g p a m p a ( g , ：m3 )c r p a ( g e m3 )( a i l3 ) 铝合金4 2 0 7 2 o1 5 1 12 5 92 7 8 钢 1 2 0 02 0 6 01 5 2 92 6 37 8 5 钛合金1 0 0 01 1 6 72 2 1 22 5 84 5 2 玻璃纤维，聚脂复合 1 2 4 54 8 26 2 3 02 4 12 o 材料 _ 高强度碳环氧树脂 1 4 7 l1 3 7 31 0 1 4 09 4 71 4 5 高模量碳环氧树脂 1 0 4 92 3 5 06 5 6 01 4 6 91 6 0 芳纶环氧树脂 1 3 7 37 8 49 8 1 05 6 01 4 0 ( 2 ) 设计上的先进性 复合材料可以根据构件受力情况，采用铺层设计方法，进行最佳化设计获得高的 结构效率。无论是单向带还是织物都可在不同方向按一定的比例来铺叠层压构件，以 满足结构平面内所需方向性能的要求。根据不同需求设计出的层压结构可以是准各向 同性，也可以是各向异性的；可以是对称均衡，也可以是非对称非均衡的。 ( 3 ) 工艺上的先进性 复合材料成形工艺简单，适合整体成形，从而可减少零件和紧固件数量，降低制 造成本，节约能源 2 4 2 复合材料的缺点 复合材料的主要弱点是：抗冲击性能差；层间剪切强度低；在潮湿环境中性能有 s a r j 2 1 复合材料方向舵设计 所降低；受树脂使用温度限制，不能长期在较高温度环境下工作。 2 5 层合板和蜂窝夹层结构 2 5 1 层合板 ( 1 ) 层合板铺层设计的一般原则： 有效传力铺层设计应考虑保证结构能最有效、最直接地传递给定方向外载 荷，提高承载能力、结构稳定性和抗冲击损伤能力。以受拉压为主的构件，应以0 。 铺层居多为宣：以受剪为主的构件，应以4 5 。铺层居多为宣；从稳定性和耐冲击观 点，层压板外表面宣选用4 5 。铺层：在可能受到低能冲击部位，外表面宣选用织物 铺层，可增加4 5 。铺层的比例，或采用由碳一芳纶、碳一玻璃纤维构成的混杂结构； 铺层方向应按强度、刚度要求确定，为满足层压板力学性能要求，可以设计任意方向 铺层，但为了简化设计分析与工艺，通常采用四个方向铺层，即0 、4 5 、9 0 铺层； 从结构稳定性、减少泊松比和热应力及避免树脂直接受载考虑，一个构件中要同时包 含四种铺层：“” ( 2 ) 层合板刚度特性剪裁设计原理 层合板刚度特性分析模型，中面合力 和中面合力矩 m 的正向示意图如下： 根据复合材料经典层合板理论，层合板的物理方程可写为 南京航空航天大学硕士学位论文 阱醐 式中： 层合板中面合力列阵扛。 层合板中面应变列阵 口 层合板中面合力矩列阵缸 层合板中面曲率列阵 层合板拉伸刚度矩阵【a 】( 西) 。( z 。- z ) 层台板耦合刚度矩阵 【b - i i ( 万) 。( z ：- z l ，) 层合板弯曲刚度矩阵 d 卜( 万) 。( z ；- z ：一) jt z l 层合板中横截面上应变 占 ：= 忙o + z k 分析层合板的3 个刚度矩阵 a 】，【b 】， d 可以得出： a 选择层合板各单层铺设角、铺层百分比、铺层顺序可以获得所需的层合板刚 度和强度性能，恰似量体裁衣，故称剪裁设计。 b 耦合现象是层合板所特有的，正是飞机翼面气动弹性剪裁设计的基础。 层合板剐度设计分析一般从 a 】矩阵开始，通过调参( 铺层顺序、铺设角、移轴 等) 得到【】) 和【b 矩阵系数。采用对称铺层顺序，则层合板【b = 0 ，但层合板为各向 异性的，一般情况下有面内拉一剪耦合和面外弯一扭耦合。若采用非对称铺层，则层 和板【b 】o ，层合板会出现面内拉剪和面外弯扭耦合。层合板通常采用对称均衡铺层 的目的在于消除层合板面内与面外变形之间的耦合，并获得较大的面内剪切刚度和面 外扭转剐度，而且易于成形。层合板采用非对称铺层或对称非均衡铺层的目的在于利 用复合材料独特的耦合变形特点，为复合材料结构设计带来新的设计自由度。 c 复合材料夹层结构由上、下薄复合材料面板、芯子与胶粘剂组成。胶粘剂将 面板和芯子胶接成整体，传递面板和芯子之间的载荷，面板主要承受面内拉伸、压缩 和面内剪切载荷，芯子支持面板承受垂直于面板的压缩应力，并能防止面板发生轴压 引起的屈曲。在横向载荷作用下，夹层结构承载原理与工字梁类似，面板承受拉伸和 压缩，芯子承剪，夹层结构腹板梁中面既承压又承剪，夹层结构蒙皮在扭转载荷作用 下面板承剪_ 2 5 2 蜂窝夹层结构 ( 1 ) 夹层结构的特点： a 具有大的弯曲刚度，重量比及弯曲强度，重量比。 7 a r j 2 1 复合材料方向舵设计 b 具有良好的吸声、隔声和隔热性能。 c 具有大的临界屈曲载荷。 d 对湿热环境敏感，设计时要防潮密封。 e 面板薄时对低能冲击敏感。 f 修补较困难。 ( 2 ) 夹层结构的原理及作用 夹层结构的原理及作用可以借助工字梁加以说明：夹层结构的面板相当于工字梁 的凸缘，目的是将高密度、高强度的材料置放在离中性轴尽可能远的地方，从而增加 截面模数或惯性矩：夹层结构中蜂窝相当于工字梁的腹板，腹板支撑着凸缘使它们成 为一个整体。工字梁的腹板和夹层结构的蜂窝都承受梁的剪切应力；夹层结构的蜂窝 与工字梁腹板不同之处，在于它对面板保持着连续支撑，能使面板达到或超过其屈服 强度仍不起皱或屈曲。蜂窝结构中的胶层必须能在面板与夹层物之间传递剪切载荷， 使结构成为一个整体。当夹层板象一根梁来承受载荷时，蜂窝和胶层就用来抵抗弯曲 力所引起的剪切载荷，同时面板承受弯曲力矩或拉伸和压缩载荷。当夹层板象一根柱 一样受载时，只有面板单独抵抗柱的轴向载荷，芯部则完全用来稳定面板，以防屈曲。 ( 3 ) 夹层结构的设计准则 a 在设计外加载荷下，面板的面内应力应小于材料强度；或在设计载荷下，面 板应变小于考虑损伤容限的设计许用应变。 b 芯子应有足够的高度，以保证夹层板有足够的总体弯曲刚度和小的胶接面剪 应力，以保证在设计外加载荷下，夹层板不发生总体失稳和挠度过大，并保证不发生 胶接面剪切破坏。 c 芯子应有足够的弹性模量和平压强度，以保证足够的芯子与面板平拉强度、 在设计外加载荷下面板不发生起皱失稳。 d 芯格形状由结构形状和纵向、横向剪应力比确定 e 应尽量避免夹层结构承受垂直于面板的平拉或平压局部集中载荷，以防止局 部芯子压塌或镶嵌件拉脱；当此类集中载荷不可避免时，应采取措施将其分散到其它 承力构件上。 f 胶粘剂必须具有足够的胶接强度，同时还要考虑耐环境性能和老化性能：。 2 6 强度判据毋a i w u 准则 1 9 7 1 年s t e p h e n w t s a i 和e d w a r d m w u 提出：在应力空间中，单向复合材料 的破坏包面可以用一个二次张量表示 称为二次相互作用判据。 对平面应力状态，表达式简化为 南京航空航天大学硕士学位论文 f i l o 12 + 2 f 1 2ol o 2 + f2 2 o 22 + f m o 62 + f 1 o l + f2 o2 = 1 f 一1 土、xx ， f ：1 6 6 s 2 f ：1 2 2 y p r 一蜓 1 2 1 9 一r。丽专 f a r j 2 1 复合材料方向舵设计 第三章a r j 2 1 飞机方向舵设计 本章主要介绍了a i u 2 1 飞机方向舵的材料设计、结构设计及分析和防颤振设计。 3 1 a r j 2 1 飞机方向舵的材料设计 3 1 。l 设计选材原则 ( 1 ) 与金属材料一样，设计选材应满足结构完整性要求，低成本为基点。 ( 2 ) 所选材料应满足结构使用环境要求，具有良好的耐环境性 ( 3 ) 所选材料应满足结构特殊性能要求。 ( 4 ) 所选材料应具有良好的工艺性即预浸料粘性适中、铺覆性好、加压带宽、固 化温度要低和室温使用寿命与贮存期长，以及机械加工性、可修理性良好等。 ( 5 ) 具有与不同材料很好的匹配性。 ( 6 ) 环境保护要求的投资费用少。 ( 7 ) 优先选用已有使用经验的老材料，材料品种不宜多：7 ”1 3 1 2 a r j 2 1 飞机方向舵的材料选择 ( 1 ) 碳纤维的选取 a r j 2 1 飞机方向舵铺层使用的纤维是碳纤维( t 3 0 0 9 1 4 c ) 。飞机结构上应用的增 强纤维通常有碳纤维、芳纶、玻璃纤维和硼纤维等，碳纤维由于其性能好，纤维类型 和规格多，成本适中等因素在飞机结构上应用最广：芳纶性能虽然尚佳，但在湿热环 境下性能有明显下降，一般不用作飞机主承力结构，多与碳纤维混杂使用；玻璃纤维 由于其模量低，仅用于次要结构( 整流罩，舱内装饰结构等) ，但其电性能、透波性 适宜制作雷达罩等；硼纤维因纤维直径太粗又刚硬，成形和加工性能不好，价格又十 分昂贵，故应用十分有限。 ( 2 ) 环氧树脂的选取 树脂基体是复合材料另一个主要组分材料。在复合结构件成形过程中，树脂基体 参与化学反应并固化成形为结构。因此，树脂基体固化工艺决定了结构件成形工艺和 制造成本；不同树脂体系有不同工艺参数，而不同工艺方法要求不同的树脂体系。树 脂基体对纤维起支撑、保护作用并传递载荷。因此，树脂基体性能直接关系到复合材 料的使用温度、压缩性能和剪切性能等基本性能。以及耐湿热性能、抗冲击损伤性能 和冲击后压缩强度c a i 等。 a r j 2 1 飞机方向舵使用的树脂基体是环氧树脂，环氧树脂是最早用于飞机结构复 合材料的树脂基体，而且至今在飞机结构用复合材料中仍占主导地位。环氧树脂由两 部分组成；树脂和催化剂。环氧树脂提供了良好的机械和抗疲劳性能，尺寸稳定性好， 南京航空航天大学硕士学位论文 抗腐蚀，层间结合强度高，有良好的电学性能和低的吸湿性。环氧树脂是以重量来度 量的，而不是体积。 ( 3 ) 蜂窝芯子的选取 a p j 2 1 飞机方向舵壁板、梁、墙、肋等结构都用了蜂窝夹层结构，选用的蜂窝芯 子是n o m c x 蜂窝。因为： n o m c x 蜂窝的模量比同密度的铝蜂窝低很多，强度比铝蜂窝略低，但它有良好 的韧性和抗损伤能力，且具有一种特别性能，即使使用中局部超载，也不易产生永久 损伤； n o m c x 蜂窝重量较轻( 六角形蜂窝的标准产品密度约为o 0 7 9 m3 ) ，有足够 高的压缩强度、剪切强度和良好的疲劳强度，与复合材料粘接和组装时容易协调； n o m c x 蜂窝既能经受一般浓度酸、碱、盐溶液作用，又能经受液压油的作用而 不变质，在湿热环境下不发生霉变现象： n o m e x 蜂窝在耐老化和耐雨湿性能方面优于玻璃布蜂窝。 而铝蜂窝用作复合材料夹层结构芯材的弱点： a 刚性的铝蜂窝与刚性的复合材料面板相胶结时，难以配合，对机械加工精度 要求过高，工艺复杂。 b 铝蜂窝与碳纤维复合材料的线膨胀系数相差近两个数量级，制造时固化后冷 却和在高温变化下使用时热应力大。 c 使用铝蜂窝结构往往带来腐蚀问题。 3 , 1 3 设计许用值确定 许用值和设计许用值是复合材料的两个重要设计参数，其中许用值指在一定的载 荷与环境条件下，有试样、元件或细节件等试验数据，经统计分析后确定并具有一定 置信度和可靠度的性能表征值；设计许用值指为保证整个结构的完整性具有高置信 度，在许用值的基础上由设计师规定的设计载荷下的限定值，表3 1 列出了部分飞机 结构部件的设计许用值。 表3 - i部分飞机结构部件的设计许用值 公司部件名称材料体系拉伸设计许用值压缩设计许用值 ( 单向带) ue m b b a 3 1 0 垂直安定面t 3 0 0 9 1 3 c 2 8 0 02 8 0 0 a 3 2 0 垂直安定面 3 2 0 03 2 0 0 波音b 7 2 7 水平安定面t 3 0 0 5 2 0 8 4 0 0 0 b l 水平安定面a s 3 5 0 13 6 0 0 6 0 3y 7 垂直安定面t 3 0 0 9 1 3 c3 2 0 03 2 0 0 5 4 0 a r j 2 1 方向舵t 3 0 0 9 1 4 c 4 0 0 04 0 0 0 a r j 2 1 复合材料方向舵设计 3 2a r j i 飞机方向舵的结构设计 3 2 1a r j 2 1 飞机方向舵的结构设计特点 a j l l 2 1 飞机方向舵的设计在操纵上打破常规飞机靠手动和液压操纵，取而代之为 电控操纵，在梁的中下部由3 个作动器操纵方向舵。设计上每个作动器都能在特殊情 况下承担全部载荷，保证飞行安全：a r j 2 1 飞机方向舵作动器的布置与a 3 0 0 6 0 0 、 波音7 5 7 相同点都是三个作动器和四个铰链接头依次间隔布置；不同点是a r j 2 1 飞 机把它们设计成整体，从而可提高舵面的整体刚度，而其它飞机是分开设计的。 象大部分飞机一样，某原准机的航向操纵是通过传力机构直接操纵方向舵或通过 操纵方向舵调整片间接操纵方向舵两种方式组成，前者为正常情况下由液压助力操 纵，在方向舵根部通过扭力管机构来操纵方向舵偏转。由于扭力管机构的存在，方向 舵梁在扭力管机构处向前偏折了一个角度；后者为应急的人工操纵，应急情况下采用 方向舵操纵调整片再加上2 5 的轴式补偿来减少操纵力。 与该原准机相比，由于操纵上的变化带来a r j 2 1 飞机方向舵结构设计上的变化： 首先，在作动器设计上，确保其功率足够大，即使三套作动器中仅剩下一套能工作也 能保证飞机安全返回，所以a r j 2 1 飞机方向舵不需要调整片作应急人工操纵；其次， 在设计方案上，方向舵不用质量平衡，不用阻尼器，况且由于作动器和复合接头结构 的存在，蒙皮必须开一个大缺口，为了达到抗颤振的目的，我们通过增强蒙皮、梁、 墙、肋等的铺层设计，提高方向舵整体刚度来解决；由于采用电控操纵，不用液压操 纵，扭力管结构也就不存在，故方向舵的梁就应取直。 ( 1 ) 方向舵结构设计分析 方向舵设计依据是理论图，其中主要数据如下： 轴后尖弦长： 1 2 7 0 ( m ) 方向舵补偿度：2 6 方向舵前缘位置：5 6 3 8 方向舵偏度：2 2 2 5 。 梁轴线后掠角：3 9 。4 9 0 2 ” ( 2 ) 方向舵使用环境条件 温度： 一5 5 + 7 0 湿度：8 6 相对湿度 ( 3 ) 方向舵结构概述 a r j 2 1 飞机方向舵为复合材料层压板、复合材料面板n o m e x 蜂窝芯夹层结构及金 属结构件组成的混合结构。 方向舵主要由纵向受力构件：梁、墙，横向受力构件( 前肋和后肋) ，以及壁板、 前缘盖板、后边条、铰链接头和口盖组成。除接头、后边条等少数零件为金属件外， 其余零部件均为复合材料构件。梁、墙、肋和壁板均为碳环氧面板和n o m e x 蜂窝芯 组成的蜂窝夹层结构，前缘盖板为碳环氧层压板结构。 方向舵通过6 个铰链接头点悬挂在安定面上。在6 个悬挂点处梁上装有金属支座， 南索航空航天大学硪士学位论文 通过铰链按头和复合接头脚索定面支臂相连。 方向舵典型切面图( 如爆3 2 ) 醒3 - 2 蠢蠹艉冀墼甥霭委 方向舵平面布置圈( 麴阁3 - 3 ) 圈3 3 方彝藐乎霹布置嚣 方向舵三维立体图( 如图3 - 4 ) 阑3 - 4 方向舵兰维藏体匣 a r j 2 1 复合材料方向舵设计 3 2 2 方向舵结构细节设计 ( 1 ) 粱： 方向舵梁( 如图3 5 所示) 采用“ ”型整体碳纤维复合材料结构，是主要纵向 受力构件。梁平面位于铰链轴线后4 1 9 m m 且平行于z 轴，梁缘条为层压板结构，单 独与壁板连接处宽度为2 4 3 m m ，厚度为2 4 3 m m ，梁的稍部高为2 6 0m m ，梁的根部高 为2 8 2m m ，梁长为3 9 6 0i n t o 。 缘条处铺层为： _ _ _ 4 5 t - 4 5 0 ，9 0 0 ，9 0 4 5 0 0 4 5 0 ，9 0 0 ，9 0 t - 4 5 _ _ + 4 5 n ( n 表示无 方向的无色透明，聚氟乙烯薄膜) 承载铺层中两层为碳环氧单向带外，其余1 0 层为 碳环氧织物，其最外层为聚氟乙烯膜，用于增加表面光洁度。夹芯为高度6 3 5m ， 密度4 8k g m 3 的n o m e x 纸蜂窝 蜂窝芯处铺层为： - - + 4 5 - 4 5 0 ，9 0 芯0 ，9 0 _ _ _ 4 5 - + 4 5 n 。 图3 - 5 方向舵梁 方向舵梁的受力分析： ( a ) 已知作用在方向舵上的气动力f = 1 8 0 0 k g f ，垂直于弦平面，假设气动力全部 由梁来承担，且梁的有效承载长度为3 5 1 4 m ，载荷沿展向呈线性分布，根部和梢部 载荷比为i 2 。 梁上单位长度平均载荷q = 丽1 8 0 0 = 5 1 0 ( k g m ) 梢部载荷q 7 = 里半- 4 6 3 6 ( k g f m )根部载荷q 0 = 墨警- 5 5 6 3 ( k g m ) 0 l2 34 56 7 l ，2 0 9 9 m l 2 2 l 。= l 一= 0 2 2 8 m l 5 = o 6 8 m l 。= o 9 1 ml ，= 0 2 5 m 分别求得各支点处的载荷为：( 单位：k g f ) 南京航空航天大学硕士学位论文 q o = 5 5 6 3 q t = 5 2 9q z = 5 2 2 7q 。= 5 1 6 4 q 4 = 5 1 0 1 q s = 4 9 1 2q 6 = 4 6 6q 7 = 4 6 3 6 为便于计算，再设各段载荷均布，求均值：( 单位：k g f ) q 产5 4 2 6 5q 2 = 5 2 5 8 q a = 5 1 9 5 5q 4 = 5 1 3 2q , = 5 0 0q , = 4 7 8 5 q 7 = 4 6 4 8 求静定反力：( 单位：k g f ) r o = 0 5xq 。l ，= 2 6 8 6 r f 0 5 ( q 。l 2 + q 。l ，) = 1 1 9 r 4 = 0 5 x ( q , l 。+ q ；l 。) = 2 2 8 5 r 8 - - 0 5xq 。k + q ，l ，= 3 3 5 7 写出三弯矩方程，并化简得： r l _ o 5x ( q l 。+ q ：l ：) = 3 2 8 5 r a = o 5 x ( q , l q 3 l 。) = 1 1 7 7 r s = 0 5 ( q 。l 。+ q 5 l 。) = 3 8 7 7 = o m b = 一0 5 x 4 6 4 8 x 0 2 5 = - 1 5 2 4 3 6 m 。+ 0 2 2 8 m 2 = 一1 3 3 2 m i + 4 m 2 + m 3 = 一13 6 m 2 + 4 m 3 + m , = - 1 3 4 地+ 1 8 1 6 池+ o 6 8 m 5 = 一4 0 8 0 6 8 m 4 + 3 1 8 m 。+ o 9 1 m , = - 1 2 9 4 解得( 单位：k g f m ) ： mr = - 5 5 7 5 9 m 2 = 1 1 5 3 1 m f 一3 9 6 6 地一9 0 6 5 m b _ 一3 4 4 6 1 ”。2 半一一s e 3 z r 【- 掣+ 坚2 ：坚! = 3 5 1 4 l 1l 阶些：些+ 兰垫一3 6 3 1。l1 雕。3 半+ 警嗡s 阶鬯垫+ 粤些：- 1 4 9 l 4l 5 a r j 2 1 复合材料方向舵设计 r 产坚! ：坚! + 丝：坚! ：5 8 7 u su 6 ”f 半卅 解得支点力：( 单位：k g f ) r o = 2 1 2 2 8 r = 6 7 9 9r 2 = 一2 4 4r 。= 1 6 3 3 r = 2 1 3 6r 6 = 4 4 6 4r 。= 3 1 4 4 画出梁上剪力分布图3 - 6 ， 单位：z ( m ) 、t ( k g f ) zmoo 9 91 2 1 8 1 4 4 61 6 7 42 3 5 43 2 6 43 5 1 4 tk g f2 1 23 2 53 5 5 2 3 5- 91 2 73 6 8 1l1 3 22 0 72 3 9- 1 9 61 1 8o m 1 量 o i 1 2 - 3 0 0 z ( m ) 图3 - 6 梁上剪力分布图 最大剪力处( z = o 9 9 m ) 的剪应力： t ：三：堕：7 7 2 x 1 0 sk g f m ：7 5 6 x 1 0 en m s0 2 0 0 0 2 3 剪应变：y = 三g = 器= 3 6 l 。”e y = 7 6 。u = 7 6 x 1 0 3 e 画出弯矩图： 单位：z ( m ) 、m ( k g f m ) z 0 f 0 30 60 9 9 1 2 1 81 4 4 6l _ 6 7 41 9 3 8 2 3 5 42 8 5 43 2 6 4 3 5 1 4 m0 i3 9 2 2 9 7- 5 5 7“5 33 9 6 9 0 61 7 4 73 4 4 5 9 7 5一1 50 6 南京航空航天大学硕士学位论文 最大弯矩处的正应力 = 3 2 8 i 0 5 ( k g f 咿) = 3 2 1 x1 0 6 ( n m ，) 由参考文献【”查得梁缘条铺层的弹性模量 e = 8 8 7 0 3 7 9 8 = 6 0 7 xl o ”( n m 1 ) = 兰= o 5 2 7 x i 0 。 v 2 ，p i 十o 5 p v l 2 = p 2 + o ，5 p v 2 2则p l p 2 ，产生向右侧的力： 游v i p 4 ，产生向左侧的力 于是旗帜保持波浪斌遮动颤振。由此可知，旗帜迎风飘扬，根本原因是旗 帜自身的柔性变形，反之，溥钢板在风中不颧掇。又如，捉来一只蟥蜒，我们就能奁 它静戆耱寒端羲缘发瑗煮笈淹戆色素褒懋痣，强暴把宅襄强g 豫，媾蜒飞起来裁会 荡来荡去，翅痣羲是媾蜒辩抗颤强豹装置。臻代飞机也有类钕的装饕，用良消除颤攘 现象。 颤搬是飞行器飞行中发斑较多而且常常带泉灾难性后果的一种气动弹性现象。最 常见的魑机翼、操纵面和调艇片颤振，也发生过金动尾翼、t 形尾冀、机翼悬挂物和 蒙皮颧搬。铡如1 9 6 7 年法藤“幻影f t ”鍪起鬻速战三 飒，在试飞巾因颤摄事故嚣 整毁，1 9 7 2 年嚣德与萄兰联余磅裁懿“v f w l 6 霹”整短程运输臻，程试飞孛嚣秀簿藏 调整片颧缀而失事。 现谯人们不但能认识颤撤现象，而且还能脊效地防止飞行中颧搌的发生，使制造 出来的飞机颤振点在实际飞彳亍线之外，即在联搬沈界与实际飞行包线之间有一定的安 全余置，这样在允许的飞行愦魏下，各部件不发嶷颤振，就能保谈飞行的安全。风濑 颤擐试黢瓣萎豹是薅定务警麓数下主要塞塞发童瓣隧霪。彝援蘸试验一襻，姿试验接 近赫赛蝣赫兹对，羲会发国颧警。为了遵守穗能源剐，风滑试验模黧一定要在动力上 与原先飞机相似，也就是除了几何上的相似以外，必须有相应的质激分布一重量、重 心和质墩惯性矩，以及一个特定的刚性分配一抗帮刚度和抗扭刚度。试验时，用风洞 的紊流体激励源。试验结果硪以从贴在飞机翼椴处的应变片上测得，然后记录在磁带 上，焉窄频带滤波器分拆信号纛，可盼褥出备个彝由度上的阻尼。 3 0 南京航空航天大学硕士学能论文 长裳戳来，在飞毒噩设诗实践孛，针对摄缓嚣鬏缀设诗罴震戆有效办法羧惩覆耋平 衡，即程操级面上设鬣配重，使操纵蕊重心前移，通常是使薰心移到转轴之前，达到 所谓过平衡状态。质爨平衡至今仍广泛用于带人力操纵的小型、中型飞机。从原理上 来说，质爨平衡仅对赖振模态中涉及童翼面( 机鬓、垂直及水平安定蕊) 弩蟪振型的 颤藏最为蠢效，逮对懿纛捷重心移黧转辘之蓊，孤嚣消除了搽级瑟旋转与圭翼露弯曲 两种模态之间的惯性耦台，这就是颧振设计中的“模态解耦”原则。质量平衡不是按 “频率分离”原则提出的防颤振措施，所以质量平衡时，对它是否违反“频率分离” 原则有封簿予以注意。 另耱耱鬏菝蒙掰愚“频率分离”原燕| j ，经验表疆，若搽缀蕊的旋转频率高于主 翼面颤掇危险这一条件，对于动力搡纵系统容易达到，但增加粼重往往会降低操纵面 旋转频率，使上述频率条件得不到满足，因此所设计的构型，如果主要依靠足够高的 操缀銎爨舞度戆设诗意黧懿话，对予该秘墅霉零| 臻怒重裁缝缓怒不逶宜戆攀攘。 原准槐是通过增加黼重和安装黻尼器来防颤掇，a r j 飞机利用了“频率分离”原 则，仅靠提高整体刚发来防止颤振：4 l 3 4 。2 方良舵扭转剐发计算 该方向舵主要靠提离剐度来虢止颏振，因此刚瀣设计显得尤为重要。 方向舵扭转刚度指标【n 】为毒 乏 2 厂) 氆2 5 ”】 式中：v j ) ( 一极限速度( 当量空速) ( m s ) ，极限速度定义见g j b 6 7 1 第2 4 7 节 t r 一在离方向舵上下端o 1 b r 的两个剖面之间，垂直于铰链轴线测得的方向 舷扭转嚣l 发，n 女m r a d ； b ，一平行子铰链轴线测得的方向舵总离度，m ； c 广一铰链轴线后那一部分方向舵的几何平均弦长，m ； f ( m ) 鼍1 m 2 ) 辟 0 m 0 8 f ( m ) = o ，7 7 5 o 8 m 除去打蘑残鏊物，惩l ，l ，l 三筑乙娩溶液清洗，然菇用于净静无缄抹帮 在溶液挥发之前将其擦干。 ( 3 ) 按t f 1 0 9 进行表面喷漆。 4 。2 带裸露碳纤维的层合板的磨损或擦伤的修理 ( 1 ) 震l ，l ，l 三鬣纛靛溶滚及无缄拣露潘洗修理区域，然爨震于净黪无绒爨毒 在溶液舞发之前将其擦苄。 ( 2 ) 在一个金属或者激料的容器中，按1 0 0 份重量的a 组分加5 8 份重量的b 组 分的比例，用一把刮勺彻底混合e a 9 5 6 粘绪剂。将容器覆盖起来以防污染，在使用 前要放鬣于干燥阴凉之处。 ( 3 ) 鼹剜予涂抹e a 9 5 6 ，将糖结弃l 抹入纤维之孛。 ( )