客机复合材料APU舱门结构设计及分析

赵小龙，王 岩

(中航工业沈飞民用飞机有限责任公司 工程研发中心，沈阳 110179)

客机复合材料APU舱门结构设计及分析

赵小龙，王 岩

(中航工业沈飞民用飞机有限责任公司 工程研发中心，沈阳 110179)

按照结构布局、适航要求及APU门载荷水平，对复合材料APU舱门结构进行设计研究。为满足防火要求和闪电防护要求，选择先进碳纤维复合材料和泡沫芯材，设计了一种复合材料夹层结构。利用有限元模型对夹层结构在气动载荷和风载作用下进行应力和位移分析，得到应变云图和变形云图，分析说明该夹层结构设计满足设计要求。通过对B737飞机APU舱门结构研究和重量提取，进行重量等效对比分析，结果表明该复合材料夹层结构比金属结构重量轻25.8%，减重效果明显。

APU舱门；结构设计；复合材料；强度分析；夹层结构

在大、中型飞机上，为了减少对地面(机场)供电设备的依赖，都装有独立的小型动力装置，称为辅助动力装置或APU(Auxiliary Power Unit)[1]。客机的APU通常装在机身尾部的非增压舱内，位于方向舵后下方[2]，机身下部有大型开口供APU装卸和检修，这种大型检修口盖就是APU舱门。CCAR 25.865要求位于指定火区或可能受到火区着火影响的邻近区域内必不可少的飞行操纵系统、发动机架和其它飞行结构，必须用防火材料制造或加以屏蔽，使之能经受住着火影响[3]。在APU工作状态下APU舱内温度较高，有着火危险，对周围的机身和舱门结构有防火和耐火要求[4]，防火设计是APU舱门设计难点之一。空客公司A320系列客机APU舱门结构采用金属结构，主承力部件选用铝合金材料，铝合金结构不满足CCAR 25防火要求，为满足防火要求，在铝合金结构上铺设一层不锈钢内蒙皮，火焰被不锈钢隔离，烧不到铝合金主结构。

复合材料是20世纪60年代中期崛起的一种新型材料，有比强度、比刚度高、可设计性强、耐腐蚀等许多优异性能。在有人驾驶飞机结构上的应用始于20 世纪70 年代，其间经历了漫长的发展过程，从最初的次承力结构逐渐发展到现在的主受力结构和复杂结构的设计与应用[5]。现已广泛用于航空领域，对促进结构的轻量化、整体化和高性能化起到了很大的作用。大型客机A380飞机仅碳纤维复合材料的用量已达32 t左右,占结构总重的15%,再加上其他种类的复合材料,估计复合材料总用量可达结构总重的25%左右[6]，包括APU舱门结构。A380飞机APU舱门结构选用了汉高和日本东邦公司共同研究开发的碳纤维-新型苯并恶嗪树脂预浸渍件，因为环氧树脂在温度和阻燃性能方面不具有优势，这些部件原来的设计是使用双马来酰亚胺树脂材料。但是双马来酰亚胺树脂的成本昂贵，固化时间长，而且对于细小裂纹很敏感。而汉高新型苯并恶嗪树脂能提供较好的平衡性能，相对于双马来酰亚胺树脂，能承受更低的温度，固化时间更短，同时还能满足耐高温的要求。

可见复合材料结构已经是APU舱门结构发展的主流方向之一，文本通过适航要求、材料选取、结构设计和强度分析等对复合材料APU舱门结构进行分析研究，具有一定的工程应用价值。

1 APU舱门结构设计

1.1 设计要求

某客机APU舱内设计工作温度在-53 ℃至+134 ℃范围内，着火后火焰温度约1 093 ℃，APU舱段也是雷击扫略区，由于特殊的工作环境，APU舱门结构除满足自身强度外，必须满足防火要求和闪电防护要求[7-8]，见表1，表中：LC1为飞行载荷工况，6 g垂直向下过载及气动载荷，单侧门的气动载荷在总体坐标系下:Fy=3 673.38 N，Fz=-1 377.28 N；LC2为在地面载荷工况下APU舱门完全打开状态下承受33.44 m/s的风载及自身重量；u为许用变形位移。

表1 设计要求

1.2 材料选择

APU舱门选用泡沫夹层结构，优点是重量轻、抗弯刚度高。利用其较高的抗弯刚度来提高板的稳定性，可以很好地协调其临界失稳应力水平和静强度许用应力水平[9]。

通过对动力装置防火适航要求的分析[10]，APU舱段使用的材料必须能够承受高温环境、阻燃、低烟和低毒以避免燃烧时产生烟雾或有毒气体进入客舱区域。为了满足适航防火和耐高温要求，因此APU舱门壁板铺层选择了应用于A380飞机APU舱结构的复合材料，厚度为0.3 mm的185 ℃固化的碳纤维苯并恶嗪树脂织物预浸料(Epsilon97702.1/HTA 5HS-285)，优点是固化时间更短，具有良好的力学性能、耐温性能及防火性能[11]。力学性能见表2，表中：E11和E22分别为单层板1方向和2方向上的弹性模量；μ12为单层板单独在1方向受力时的波松比；G12为单层板在1-2平面内的剪切弹性模量；εtu为极限许用拉应变；εcu极限许用压应变；εsu极限许用剪应变。

表2 Epsilon97702.1/HTA 5HS-285预浸料力学性能

芯材通常使用蜂窝或泡沫。蜂窝具有压缩模量高和重量轻的优点，是飞机结构广泛使用的夹心材料。但在某些情况下，如面板出现裂纹时，液态水和水蒸气很容易进入蜂窝，冰冻后膨胀，将破坏邻近蜂窝孔格的粘结，降低了夹层结构的性能而必须进行修理，费用十分昂贵[12]。APU舱内会有大量冷凝水流经舱门结构并积聚在最低端的排液口，蜂窝夹层结构件的维护费用使得原本质轻的优点和泡沫夹层结构相比不再存在，刚性泡沫是闭孔的，水和水汽不能进入夹心内部，减少了维护检查的成本，全寿命成本更加经济。ROHACELL WF泡沫是聚甲基丙烯酰亚胺闭孔刚性泡沫，共固化工艺温度可达180 ℃，还易于机械加工和具有良好的防火性能(低烟雾浓度，不释放有害物质)[13]，已经在各种飞机结构中成功地应用[14]，夹芯材料选用了ROHACELL 71 WF-HT型泡沫，力学性能见表3。

表3 ROHACELL 71 WF-HT型泡沫性能

复合材料在没有雷击防护层的情况下，在经受60～100 kA峰值电流和1.9 C电荷量放电后会产生严重损伤，必须进行防雷击处理。此APU舱门在气动表面上铺金属丝网与碳纤维材料共固化，再用电搭铁线把金属网和机身连接形成导电通路，将雷电传导到机身。与火焰喷涂铝或铝箔措施相比，金属丝网铺层措施优点是重量最轻，维修费用低和成本最低[15]，选用的金属网是一种带有胶膜的铜网。结构材料见表4。

表4 主要结构材料

1.3 铺层设计

APU舱门结构是夹层壁板结构，起维持气动外形和连接其它组件的作用。为保证各方向都具有好的承载能力，各方向性能一致，上下面板采用准各向同性铺层方式。0°、±45°和90°铺层比例分别为25%、50%和25%。

结构主要受弯曲载荷，为满足轻质化要求，在满足夹层结构上下面板强度要求的前提下，尽可能地减少面板铺层，通过调整泡沫厚度来控制舱门抗弯刚度。经过改变铺层层数，计算面板单层中X/Y向的最大平面应力，选择0/90和+/-45铺层比例各占50%，铺层数量为[05/±455/905]，泡沫夹层处厚度为22.35 mm，铺层顺序见表5，无泡沫夹芯处厚度为3.5 mm。APU舱门结构三维模型见图1，称重得总重量为13.325 kg。

图1 某型飞机APU舱门结构

表5 夹层结构铺层顺序

2 夹层结构有限元分析

2.1 有限元模型

APU舱门结构由2块对开形式的复合材料壁板组成，每块壁板展开呈梯形，最长边长1 686 mm，最宽边长749 mm。每块壁板通过4个铰链与机身铰接，舱门对合处通过3副钩锁铰接，前后两端分别通过1个插销锁铰接。使用CATIA建立的三维模型见图2。

图2 APU舱门装配构型

图3所示为构成层合板的织物性能示意图，11方向为织物的轴向方向，22方向为垂直于织物轴向的方向(横向)，可以看出织物为正交各向异性材料，在MSC.Patran中定义织物为2D Orthotropic材料，取失效准则为蔡-吴准则(Tsai-Wu)，该失效模式中包含了织物1方向和2方向拉伸、压缩强度，12方向的剪切强度，1方向和2方向的相互影响因子，层间剪切强度极限。

图3 织物性能特点示意图

使用MSC.Patran选取CATIA数模理论外形为基准面，并根据不同部位铺层顺序的不同，使用边界线将基准面分隔，并进行网格划分。考虑到蒙皮承受一部分的面外压力，将其简化为壳元，材料为层合板，泡沫材料视为一层单向板[16]。舱门对合处密封支架承受一部分弯曲，简化为梁元。舱门打开情况下伸缩杆承受轴向载荷，简化为杆元。铰链、快卸钩锁、插销锁对舱门的约束用多节点约束代替，铰接处释放1个旋转自由度，建立有限元模型见图4。利用MSC.Patran定义不同铺层的方向角和厚度，将所定义的材料赋给有限元模型。

2.2 计算分析

APU舱门结构强度校核包括LC1和LC2两种载荷工况，见表1，载荷是两种工况下的极限载荷。使用MSC.Nastran软件在两种工况下对有限元模型进行计算，得到复合材料结构变形和应变云图。

图4 APU舱门结构有限元模型

在飞行情况下，在载荷LC1的作用下，计算得到复合材料结构变形和应变云图，见图5～图8。最大变形区域在左侧壁板、前部两个钩锁之间①,为0.705 mm，最大拉应变区域在左侧壁板、前端插销锁处②，为359 με，最大压应变区域在4号铰链处③，为316 με，最大剪应变区域在4号铰链处④，为291 με。

图5 在载荷LC1作用下的变形云图

图6 在载荷LC1作用下的拉应变云图

在地面打开时结构通过1根支撑杆支撑，在3号和4号铰链上分别设计了打开限位块，防止舱门超出最大打开角度。风载加在舱门内表面上，方向由内向外，在载荷LC2的作用下，计算得到复合材料结构变形和应变云图，见图9～图12。最大变形区域发生于壁板后部中间处⑤，为11.8 mm，最大拉应变发生在4号铰链处⑥，为1 200 με，最大压应变发生在4号铰链处⑦，为1 040 με，最大剪应变发生在4号铰链处⑨，为1 100 με。

图7 在载荷LC1作用下的压应变云图

图8 在载荷LC1作用下的剪应变云图

图9 在载荷LC2作用下的变形云图

图10 在载荷LC2作用下的拉应变云图

图11 在载荷LC2作用下的压应变云图

图12 在载荷LC2作用下的剪应变云图

由各工况下变形图和应变图得最大应变和最大变形位移见表6，最大应变满足要求，最大变形接近极限位移要求，说明这种情况下可以按零件刚度设计，复合材料结构已充分优化，满足在飞行工况和地面打开工况下的强度和刚度要求。

表6 最大变形位移和最大应变

3 减重分析

B737飞机APU舱门主承力部件是铝合金结构，包括外蒙皮、框、梁和锁支座，见图13。用CATIA软件测量铝合金结构三维模型得到重量为12.536 kg。在铝合金结构上装有玻璃纤维防火罩，见图14，玻璃纤维预浸料单层厚度0.3 mm，面密度0.310 9 kg/m2，测量三维模型得到重量为7.873 kg。B737飞机APU舱门金属结构总重量W1=20.409 kg。

图13 金属结构构型

图14 玻璃纤维罩构型

金属结构包含了锁支座和防火罩，为得到较准确的对比结果，复合材料结构重量也应该包括锁支座、锁防火罩和其它支座，重量为1.828 kg，得到复合材料结构总重W0=15.153 kg。

B737飞机金属APU舱门结构与此复合材料结构尺寸和重量对比情况见表7，表中：L1为航向最大边长，L2为横向最长边长，S为外蒙皮面积，M为结构重量。

表7 复合材料门和金属门的对比

由表7得到：两个舱门开口尺寸相近，开口面积相差不到0.05%，所以B737 APU舱门结构可以等效为此机型APU舱门的金属结构，经计算得复合材料结构减重达25.8%，减重效果明显。

4 结 论

本文设计了满足设计要求的复合材料APU舱门夹层结构，材料选择应用于A380飞机APU舱的碳纤维-新型苯并恶嗪树脂预浸渍料和聚甲基丙烯酰亚胺闭孔刚性泡沫，通过设计铺层，使用MSC.Patran建立夹层结构有限元模型并进行强度分析计算，最后与B737飞机APU舱门进行重量对比分析，总结得出：

(1)185 ℃固化的碳纤维苯并恶嗪树脂预浸料和聚甲基丙烯酰亚胺闭孔刚性泡沫共固化形成的复合材料壁板可用于APU舱门结构，满足适航规章的防火和耐高温要求。

(2)通过有限元模型分析结果，说明此复合材料夹层结构满足在飞行工况和地面打开工况下的强度和刚度要求，在输入条件相同情况下，壁板可以按零件刚度设计。

(3)与同尺寸金属结构比较，APU舱门复合材料夹层结构减重25.8%。

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(责任编辑：吴萍 英文审校：刘红江)

StructuraldesignandanalysisofaircraftcompositeAPUdoors

ZHAO Xiao-long,WANG Yan

(The Research & Development Center,AVIC SAC Commercial Aircraft Company Limited，Shenyang 110013，China)

According to the structure configuration,airworthiness standards and door loads,structures of composite auxiliary power unit doors are studied.To meet the requirements of fire protection and lightning protection,a composite sandwich structure is designed with advanced carbon fiber composites and foam.The stress and displacement of the sandwich structure are analyzed by a finite element model under the aerodynamic and wind load.The strain and displacement graphs prove that the structure meets the design requirements.The metal structures and the weight of a B737 APU door with a 3D model of equivalent weight are studied.The results show that the composite sandwich structures of APU door is 25.8% lighter.

APU door;structure design;composite material;strength analysis;sandwich structure

2014-05-04

赵小龙(1984-)，男，山西忻州人，工程师，主要研究方向：飞机舱门设计，E-mail:zhao.xiaolong@sacc.com.cn。

2095-1248(2014)04-0059-06

V223

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.04.012