一、靜強度設計原則
一般情況下，靜強度設計要求原則大致無異于金屬結構，但在使用基體材料的過程中，復合材料的基體材料會吸收一定的水分量，造成使用過程中如遇到高溫聯(lián)合作用會降低復合材料的性能，通常對結構進行檢驗是在室溫大氣環(huán)境下實現(xiàn)，所以復合材料飛機結構強度新規(guī)范著重強調(diào)【1】：如果全尺寸復合材料機構在室溫環(huán)境下進行試驗，如小于或等于設計的極限載荷，結構不能出現(xiàn)總體破壞，而且還應保證結構內(nèi)部應力需與相應部位結構許用值/最嚴重吸濕量聯(lián)合試飛最高工作溫度的環(huán)境補償系數(shù)相等或比之小。
二、復合材料結構靜強度符合性檢驗要求
（1）驗證靜強度需對潛在失效模式、臨界載荷工況等進行充分考慮。
（2）評估靜強度需將環(huán)境暴露、重復加載等造成材料性能退化的影響因素反映出來。
（3）驗證靜強度包括內(nèi)容：材料、工藝變化、環(huán)境、制造驗收準則、質(zhì)量控制不可檢測或允許的缺陷、維護產(chǎn)品的文件允許服役損傷影響等【2】。還需要依靠適合環(huán)境條件驗證下一系列部件的載荷試驗程序。
（4）復合材料結構靜強度驗證中最高一層試驗為全尺寸復合材料結構靜力試驗。若要對環(huán)境因素進行考慮，需補充相關的試驗內(nèi)容，變與將環(huán)境引起的破壞模式診斷出來。當試驗證明濕熱環(huán)境并不會造成新的危險破壞模式時，才能在室溫大氣環(huán)境下對全尺寸結構靜力（極限載荷狀況）進行試驗；若無法滿足破壞模式準則，則需要采取一些措施確保條件滿足或在濕熱條件下進行靜力試驗。
（5）依據(jù)試驗分析將與其可見沖擊損傷（ BVID）結構【3】可承受極限載荷進行說明。
三、舵面結構有限元建模
1、結構模型
某型飛機的方向舵為復合材料單梁式結構，舵面約高3m，寬1.2m，主要元件為肋、端肋、調(diào)整片、后檣、前梁、操縱桿、蒙皮等。前梁和后墻構成舵面縱向元件，前緣肋（9根）和盒段肋（7根）構成了橫向元件。舵面后緣下端存在有調(diào)整片，與舵面后檣相連接，操縱通過操縱桿、調(diào)整片實現(xiàn)。采用膠接連接肋、梁和蒙皮，采用螺栓連接梁則和耳片等接頭。接頭耳片、操作桿等采用的是鋁合金制作，彈性模量和切變模量分別為70000M P a和27000M P a，泊松比為0.3。其他結構材料全部應用復合材料，調(diào)整片還應用泡沫夾芯材料。利用 軟件構件舵面有限分析，基本選用板單元，調(diào)整片選用六面體單元（8節(jié)點），操縱桿選用桿單元（2節(jié)點）。
2、連接、約束和載荷
采用幾何建模將蒙皮與肋、梁和肋間連接成一體。采用螺栓對梁和耳片接頭連接，采用雙支點鉸連接主舵面、調(diào)整片，通過設置多點模擬耳片連接、操縱桿真實結構。通過選取調(diào)整片前梁26個自由且獨立的點，選擇主舵面后墻上26個相應點形成依靠，實現(xiàn)模擬主舵面、調(diào)整片間的雙支點鉸鏈連接。設置耳片上螺栓孔圓周上節(jié)點為獨立點，設置梁上螺栓孔中心點為依靠點模擬梁的螺栓和耳片接頭連接情況。采用多點約束實現(xiàn)耳片和操縱桿之間的連接，相對情況下只有轉動自由度。舵面需要有固定操縱桿位置和通過約束實現(xiàn)定軸轉動兩方面邊界約束。固定操縱桿位置只需將其另一端進行固定即可；通過約束實現(xiàn)定軸轉動需要固定多點約束。先設置耳片孔中心點為獨立點，設置依靠點為耳片孔圓周上的系列點，成孔中心點函數(shù)則采用位移自由度表示。繼而利用單點約束，將三個孔中心點自由度分別進行設置，確保僅在X方向存在轉動自由度。氣動力是方向舵外載荷【4】，為便于將力在舵面分布情況模擬出來，需先把氣動力進行等效離散，使其分布于舵面關鍵點上，然后對周圍節(jié)點進行多點約束，實現(xiàn)載荷分布的準確模擬。
3、分析舵面主要元件強度
① 梁和肋均由緣條、腹板組成，梁和肋分別有4種、3種鋪層方式，只需對受力最大的2號盒段肋進行強度校核，判斷蒙皮強度需依據(jù)蔡-吳準則強度比方程，將前梁、2號盒段肋的各個鋪層Misse應力最大對應強度計算出來。
② 夾芯蒙皮的應力相對較大，采用蔡-吳準則強度比方程對夾芯蒙皮強度進行判斷。通過計算可以發(fā)現(xiàn)，處于第一層的強度比相對最小，但依舊能夠符合結構強度要求，所以第2、3、4層的強度比也與結構強度要求相符，故整個蒙皮的結構強度符合要求。
③ 最危險的耳片危險點在螺栓孔上，可以依照第三強度理論對平面應力問題進行校核。由于通常情況下選取的鋁合金強度為 b=390MPa【5】，依據(jù)判據(jù)（ max<0.5 b），計算獲得為：214>195，這樣耳片的強度不足，極易造成裂紋，飛機結構上不允許出現(xiàn)這樣的問題，可以通過適當將孔徑加大或?qū)㈤_口處局部厚度加厚的方式進行改進。
④ 操縱桿并無失穩(wěn)情況，只需要對軸向受力情況進行考慮即可，需分別對調(diào)整片操縱桿、舵面操縱桿進行比較分析。調(diào)整片操縱桿最大應力為1.52MPa，具有較小的受力，強度符合；舵面操縱桿的最大應力為64.8MPa，也與要求相符合。
四、總結
目前復合材料已經(jīng)廣泛應用在了飛機主結構設計上，更涌現(xiàn)出了更多的新工藝、新材料、新技術，現(xiàn)今復合材料的整體化結構發(fā)展更趨向于低成本要求，必要會對強度提出更加嚴格的要求，所以在設計過程中需進一步重視復合材料結構的靜強度問題。
一般情況下，靜強度設計要求原則大致無異于金屬結構，但在使用基體材料的過程中，復合材料的基體材料會吸收一定的水分量，造成使用過程中如遇到高溫聯(lián)合作用會降低復合材料的性能，通常對結構進行檢驗是在室溫大氣環(huán)境下實現(xiàn)，所以復合材料飛機結構強度新規(guī)范著重強調(diào)【1】：如果全尺寸復合材料機構在室溫環(huán)境下進行試驗，如小于或等于設計的極限載荷，結構不能出現(xiàn)總體破壞，而且還應保證結構內(nèi)部應力需與相應部位結構許用值/最嚴重吸濕量聯(lián)合試飛最高工作溫度的環(huán)境補償系數(shù)相等或比之小。
二、復合材料結構靜強度符合性檢驗要求
（1）驗證靜強度需對潛在失效模式、臨界載荷工況等進行充分考慮。
（2）評估靜強度需將環(huán)境暴露、重復加載等造成材料性能退化的影響因素反映出來。
（3）驗證靜強度包括內(nèi)容：材料、工藝變化、環(huán)境、制造驗收準則、質(zhì)量控制不可檢測或允許的缺陷、維護產(chǎn)品的文件允許服役損傷影響等【2】。還需要依靠適合環(huán)境條件驗證下一系列部件的載荷試驗程序。
（4）復合材料結構靜強度驗證中最高一層試驗為全尺寸復合材料結構靜力試驗。若要對環(huán)境因素進行考慮，需補充相關的試驗內(nèi)容，變與將環(huán)境引起的破壞模式診斷出來。當試驗證明濕熱環(huán)境并不會造成新的危險破壞模式時，才能在室溫大氣環(huán)境下對全尺寸結構靜力（極限載荷狀況）進行試驗；若無法滿足破壞模式準則，則需要采取一些措施確保條件滿足或在濕熱條件下進行靜力試驗。
（5）依據(jù)試驗分析將與其可見沖擊損傷（ BVID）結構【3】可承受極限載荷進行說明。
三、舵面結構有限元建模
1、結構模型
某型飛機的方向舵為復合材料單梁式結構，舵面約高3m，寬1.2m，主要元件為肋、端肋、調(diào)整片、后檣、前梁、操縱桿、蒙皮等。前梁和后墻構成舵面縱向元件，前緣肋（9根）和盒段肋（7根）構成了橫向元件。舵面后緣下端存在有調(diào)整片，與舵面后檣相連接，操縱通過操縱桿、調(diào)整片實現(xiàn)。采用膠接連接肋、梁和蒙皮，采用螺栓連接梁則和耳片等接頭。接頭耳片、操作桿等采用的是鋁合金制作，彈性模量和切變模量分別為70000M P a和27000M P a，泊松比為0.3。其他結構材料全部應用復合材料，調(diào)整片還應用泡沫夾芯材料。利用 軟件構件舵面有限分析，基本選用板單元，調(diào)整片選用六面體單元（8節(jié)點），操縱桿選用桿單元（2節(jié)點）。
2、連接、約束和載荷
采用幾何建模將蒙皮與肋、梁和肋間連接成一體。采用螺栓對梁和耳片接頭連接，采用雙支點鉸連接主舵面、調(diào)整片，通過設置多點模擬耳片連接、操縱桿真實結構。通過選取調(diào)整片前梁26個自由且獨立的點，選擇主舵面后墻上26個相應點形成依靠，實現(xiàn)模擬主舵面、調(diào)整片間的雙支點鉸鏈連接。設置耳片上螺栓孔圓周上節(jié)點為獨立點，設置梁上螺栓孔中心點為依靠點模擬梁的螺栓和耳片接頭連接情況。采用多點約束實現(xiàn)耳片和操縱桿之間的連接，相對情況下只有轉動自由度。舵面需要有固定操縱桿位置和通過約束實現(xiàn)定軸轉動兩方面邊界約束。固定操縱桿位置只需將其另一端進行固定即可；通過約束實現(xiàn)定軸轉動需要固定多點約束。先設置耳片孔中心點為獨立點，設置依靠點為耳片孔圓周上的系列點，成孔中心點函數(shù)則采用位移自由度表示。繼而利用單點約束，將三個孔中心點自由度分別進行設置，確保僅在X方向存在轉動自由度。氣動力是方向舵外載荷【4】，為便于將力在舵面分布情況模擬出來，需先把氣動力進行等效離散，使其分布于舵面關鍵點上，然后對周圍節(jié)點進行多點約束，實現(xiàn)載荷分布的準確模擬。
3、分析舵面主要元件強度
① 梁和肋均由緣條、腹板組成，梁和肋分別有4種、3種鋪層方式，只需對受力最大的2號盒段肋進行強度校核，判斷蒙皮強度需依據(jù)蔡-吳準則強度比方程，將前梁、2號盒段肋的各個鋪層Misse應力最大對應強度計算出來。
② 夾芯蒙皮的應力相對較大，采用蔡-吳準則強度比方程對夾芯蒙皮強度進行判斷。通過計算可以發(fā)現(xiàn)，處于第一層的強度比相對最小，但依舊能夠符合結構強度要求，所以第2、3、4層的強度比也與結構強度要求相符，故整個蒙皮的結構強度符合要求。
③ 最危險的耳片危險點在螺栓孔上，可以依照第三強度理論對平面應力問題進行校核。由于通常情況下選取的鋁合金強度為 b=390MPa【5】，依據(jù)判據(jù)（ max<0.5 b），計算獲得為：214>195，這樣耳片的強度不足，極易造成裂紋，飛機結構上不允許出現(xiàn)這樣的問題，可以通過適當將孔徑加大或?qū)㈤_口處局部厚度加厚的方式進行改進。
④ 操縱桿并無失穩(wěn)情況，只需要對軸向受力情況進行考慮即可，需分別對調(diào)整片操縱桿、舵面操縱桿進行比較分析。調(diào)整片操縱桿最大應力為1.52MPa，具有較小的受力，強度符合；舵面操縱桿的最大應力為64.8MPa，也與要求相符合。
四、總結
目前復合材料已經(jīng)廣泛應用在了飛機主結構設計上，更涌現(xiàn)出了更多的新工藝、新材料、新技術，現(xiàn)今復合材料的整體化結構發(fā)展更趨向于低成本要求，必要會對強度提出更加嚴格的要求，所以在設計過程中需進一步重視復合材料結構的靜強度問題。
魯ICP備2021047099號