某型飞机襟翼舱结构损伤研究及优化设计

徐鸣遥,宋霁初,胡贺超

(沈阳航空航天大学 民用航空学院，沈阳 110136)

1 襟翼舱有限元分析

首先利用CATIA建立一部分襟翼的三维模型，如图1所示，其中襟翼的长为3 000 mm，襟翼整体的宽度为257.49 mm，襟翼整体的高度约为810.749 mm。将一侧襟翼舱从模型中单独显示出来如图2所示。

图1 部分襟翼三维模型

图2 襟翼舱的体积

襟翼舱的体积约为5 520 209.163 5 mm3，表面积为901 232.759 mm2。对襟翼舱施加的材料选择钛合金，然后利用 ANSYS MESH 对模型进行四面体网格划分，建立分析模块，定义材料参数，将襟翼的下表面和背面设定为固定约束[7]。在飞机飞行状态下，对飞机襟翼整体施加载荷，载荷大小为2.812×105N，载荷的位置为襟翼靠近机翼翼根的位置[8-10]。襟翼舱所在装配体有限元建模如图3所示，通过固定端与机舱固联，外轮廓提供的面压力竖直向上，受力面为整个外轮廓。

图3 襟翼舱所在装配体有限元建模

襟翼有限元分析结果如图4所示。从图4可以看出，襟翼受到载荷比较集中的部位是襟翼舱因而需单独对襟翼舱进行分析。由于襟翼舱整体呈对称分布，所以在这里只对其一半进行分析即可显示出结果，分析结果如图5所示。对比襟翼和襟翼舱的分析结果可以看出，二者受到的载荷最大值皆为41.077 MPa，证明襟翼舱为襟翼的最大受力处，即为危险区域。此结论体现了对襟翼舱进行研究的实际意义，并且侧面证明了部分航空事故是由襟翼舱损坏引起的[11-13]。

图4 襟翼有限元分析结果

单独观察襟翼舱的仿真分析结果可以看出，襟翼舱受到载荷比较大的位置在其横梁及靠近边缘的肋板上，而其靠近中央的肋板和其他位置受载比较小，处于一个极其安全的数值之内。

图5 襟翼舱分析结果

在对襟翼舱进行分析时，由于最靠近边缘的肋板是依靠杆件与襟翼舱其他构件连接，与襟翼舱不是一个整体，为避免杆件带来的影响，在此将该肋板单独进行分析，分析结果如图6所示。肋板所受到的最大载荷低于襟翼舱整体受到的最大载荷，其上表面受载较大，最大值为33.958 MPa，在钛合金的许用范围之内。

图6 肋板分析结果

1.1 瞬态动力学分析

增加瞬态动力学的分析是因为飞机在高空飞行时可能会遇到湍流，机翼会在短时间内受到很大的冲击，导致机翼受到一个整体的瞬时面压力。在瞬态动力学分析时，将襟翼舱的右筋板添加固定约束，瞬时面压力方向垂直的面区域为等效简化的襟翼舱升力瞬态力施加面，瞬时面压力为2.812×105N，如图7所示。

图7 瞬态动力学受力分析图

建立分析模块，设置时间历程参数及起始条件，总时间设置为1 s，在0.5 s施加应力。通过仿真分析得出力的迭代曲线和位移的迭代曲线如图8、9所示。

图8 力的迭代曲线图

图9 位移的迭代曲线图

迭代曲线图中有两条线最重要，一条为残差(失衡力)，另一条为收敛准则[14-15]。当残差进入收敛准则以下时，表示一个子步已经收敛，并开始实施下一个荷载增量。

图10为瞬态动力学的分析结果，从图10中可以看出，最大载荷为56.385 MPa，远远大于静态载荷，可以证明惯性对结构受力的影响很大。

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1.2 模态分析

模态分析的支撑方式为襟翼舱的右侧筋板侧支撑，材质为钛合金，密度为4 620 kg/m3，一侧质量为25 502.4 kg。模态分析的目的是模拟襟翼舱在自由振动时求出1～6阶固有振动频率，避免工作振动频率与固有振动频率接近时产生机械系统的共振问题。

图10 瞬态动力学分析结果

计算并分析得到一到六阶模态振型云图，如图11所示。从图11中观察到襟翼舱在6个模态下，产生形变的位置只有横梁，其他部位没有形变，在一阶模态时横梁处形变明显，呈现由前方边缘向中心挤压式形变。

二阶模态较一阶模态有很大的改善，并未出现危险区域，但依然出现由前方边缘向中心挤压式形变。三阶模态几乎没有形变，是最安全的。四阶模态有轻微形变，呈现由中心向前方凸出形变，与一阶模态变化方向刚好相反。五阶模态形变较为明显，形变与四阶模态相同，但是形变程度较大。六阶模态形变很大，呈现为由中心向前方凸出的形变，此时结构受振动影响很大，受到的损伤程度也更深。

但是简单的模态分析不能表示襟翼舱的复杂动态响应规律，很难模拟出真实情形，所以将襟翼舱的动态响应简化为谐响应，通过对应静载荷的谐响应简谐函数对襟翼舱进行分析，求解出襟翼舱的动态响应。

1.3 谐响应分析

在建立分析模块并设置参数时，假定谐响应分析所施加的所有载荷随时间按照正弦规律变化[16-18]，分析时施加的力呈正弦变化。每80 Hz为一组，将其分成10组进行计算分析，结果如图12所示。对襟翼结构损伤最大的频率是585.7 Hz，此时襟翼结构产生共振现象，所以对结构的损伤最大，即为前文模态分析中的一阶模态，谐响应分析对前文的模态分析进行了验证，结果无误。

图11 一到六阶模态振型云图

图12 谐响应分析最终结果

2 优化设计及分析对比

在不影响其他构件的前提下，对襟翼舱结构进行优化设计。优化措施如下：

中央肋板原厚度为60 mm，优化后为50 mm。既可减轻质量，又符合强度要求。边缘肋板原厚度为35.821 mm，宽度为119.06 mm，优化后厚度为45 mm，宽度和长度不变，材料为钛合金。另外，在中央肋板中心处制造减重孔，此减重孔与边缘肋板减轻孔大小一致，改进后模型及静力学分析如图13所示。静力学分析后，结构最大受载为26.626 MPa，较分析之前有明显减小。

图13 优化模型及静力学分析

2.1 优化后瞬态动力学分析

对优化后的模型进行同样的瞬态动力学分析，与优化前的模型进行对比得出，同样的受载条件下，优化后的模型瞬态动力学最大受载仅为25.401 MPa，相对于优化前模型所受的56.385 MPa，载荷有效降低了30.984 MPa。

2.2 优化后谐响应分析

对优化模型进行相同的谐响应分析，得到等效应力和位移的分析结果，对比模态分析的振动频率数值，二者是统一的，互相验证了两个分析结果都是可靠的。优化前一阶振型频率为585.7 Hz，优化后一阶振型频率为738.59 Hz，提高了近200 Hz，从而降低了飞机襟翼与周围环境产生共振的风险。从应力分析结果来看，改进后的襟翼舱所有部位所承受的应力都在材料可承受应力范围内，相对来说只有较长的横梁部分受载较大,其余部位受载很小，材料强度完全满足要求；从材料的位移分析结果来看，依然是较长横梁部分材料形变最大，证明横梁处确实是受载最大的部位，其他部位几乎没有形变。

2.3 优化后模态分析

对优化模型进行同样的模态分析后，可以明显看出一阶和六阶的模态是结构损伤最大的模态，但是损伤程度比优化前减轻很多，能够延长构件的使用寿命，证明了优化是有效的。改变了材料形状，加强了襟翼舱的抗振能力，并降低其损伤的程度。优化后的模态分析从侧面验证了优化的有效性，证明了这种优化方案的可行性。

根据襟翼舱结构的损伤原因，对襟翼舱结构进行了优化设计，为了验证优化是否有效，对优化后的模型进行了与优化前相同的分析工作，两者进行对比，结果如表1所示。

表1 优化前后对比

模型优化后，静力学分析的最大受载由41.077 MPa降为26.626 MPa，瞬态动力学的最大受载由56.385 MPa降低为25.401 MPa，结构质量由原来的64.096 kg降低为51.714 kg，襟翼舱的一阶模态振动频率由585.7 Hz提高到738.59 Hz，这减小了飞机襟翼及襟翼舱受环境影响而发生损伤的可能性，也有效降低了其与周围工作环境产生共振的风险。

3 结论

本文基于有限元法对飞机襟翼舱进行了结构损伤分析，并在此基础上对其进行针对性的结构优化设计。首先利用三维建模软件对飞机襟翼舱进行建模，随后对其进行静力学分析、瞬态动力学分析、模态分析以及谐响应分析等一系列分析工作。最后根据分析得出的结论对其进行结构优化。分别改变中央肋板和边缘肋板的厚度使得某型飞机襟翼舱静力学分析受载降低了14.451 MPa，瞬态动力学分析受载降低了30.984 MPa，结构质量减少了12.382 kg，并且有效降低了结构与周围环境产生共振现象的风险，本结论为飞机襟翼舱结松的设计和优化提供了一定的理论基础。