...机结冰的情况,试验人员在机翼、平尾和发动机上加装了标尺,并在...
门坤发++徐海斌等
摘要：
为在满足静强度、刚度和疲劳寿命的条件下使直升机平尾质量最小，选取最大的设计载荷进行静强度和刚度计算，利用有限元仿真技术对平尾结构进行载荷传递的计算，确定结构的基本布局，对部件进行初步尺寸定义；利用有限元仿真技术对平尾进行详细尺寸定义.按照尺寸定义制造实物平尾，并进行静力和疲劳试验，结果表明该平尾结构的强度和疲劳性能满足设计要求.
关键词：
直升机； 平尾； 强度； 疲劳； 有限元
中图分类号： V215.2
文献标志码： B
收稿日期： 2014[KG*9〗09[KG*9〗09
修回日期： 2014[KG*9〗12[KG*9〗22
作者简介：
门坤发（1979—），男，吉林蛟河人，高级工程师，研究方向为直升机强度分析，（Email）menkunfa@163.com
0引言
为缩短航空飞行器的设计周期，确保所设计的飞行器能够满足静力、刚度和疲劳等力学要求，使航空飞行器能够以最小的设计质量在满足各项强度指标要求的情况下尽可能承载更多货物或人员，当今世界几乎所有的航空公司都采用有限元法进行结构布局和尺寸定义，用力学试验对结构进行强度验证，因而有限元技术成为一种非常成熟的设计方法被广泛采用.
1平尾结构的有限元仿真分析
在对某直升机平尾结构进行设计时，分别建立整体有限元模型和细节有限元模型.整体有限元模型也可作为载荷有限元模型，将根据风洞试验结果修正的载荷加载到整体有限元模型上，进行载荷的传递分配和结构初始布局.在取出所有部件的载荷后，再对每个部件进行强度校核和尺寸定义.在初步确定尺寸后，建立细节有限元模型，从而体现部件之间的连接关系，用于确定每个零件的尺寸.如此反复迭代，确定产品的最终尺寸.
1.1整体有限元模型
平尾是直升机的主要部件，其作用是改善直升机的迎角稳定性，进而改善纵向操纵性和稳定性，同时对速度静稳定性也有较好影响.某直升机平尾结构的主要骨架由前梁和后梁、中心肋、中部肋、封边肋和前后缘的小肋组成，用蒙皮和前后整流罩将整个“骨架”铆接起来，用一个大的接头将平尾结构固定在直升机的机身垂尾结构上.用有限元软件Patran建立有限元模型并对结果进行后处理，用MSC Nastran进行线性计算，其中平尾结构整体有限元模型的单元构成情况如下：
1）接头采用CTET10单元，为10节点三维单元.
2）前梁和后梁结构由缘条与腹板组成，缘条采用CROD单元，仅承受拉压，为2节点一维单元；腹板采用CSHEAR单元，仅承受剪流，为4节点二维单元.
3）所有蒙皮和整流罩结构采用CQUAD4单元，能承受各方向载荷，为4节点二维单元.
4）所有肋结构缘条采用CBAR单元，为2节点一维单元；腹板采用CQUAD4单元.
5）将平尾结构的质量简化为质量点加载到有限元模型上.
6）平尾接头与平尾的连接以及平尾接头与机身垂尾结构的连接采用刚体元RBE2单元.
所建立的平尾整体有限元模型见图1.
1.2细节有限元模型
细节模型主要表现所有部件连接关系，体现所有部件的开孔和翻边等细节以及所有重要位置的连接，其作用是确定详细尺寸.除接头外所有部件均采用CQUAD4和CTRI3单元（3节点二维单元），连接所用的铆钉均采用CFastener连接单元.细节有限元模型可以
进一步补充
整体有限元模型，也进一步验证一些结构的尺寸定义.
在平尾结构中，关键零部件接头和前梁的材料为铝合金，上加强带板的材料为钢，这3个部件是平尾结构的最大受力件，任何一个部件的破坏都可能导致整个平尾的破坏.材料性能参数见表1.
细节有限元模型见图2，其中单独给出平尾结
构的主要零部件的有限元模型，包括接头、平尾前梁和平尾上带板.
气动载荷的展向分布曲线见图3，平尾设计的静力载荷和疲劳载荷分布见表2和3.
1.3静力计算
按表2的载荷对
平尾结构
进行设计，计算其静强
度.
3个位置的应力云图见图4.
由此可知：平尾接头两侧的根部为整个件的最大应力位置，包括带板的根部、平尾的连接接头和平尾的前梁位置.
直升机平尾受到的载荷相当恶劣，因此按照文献[3]规定设计平尾时，需要将总载荷完全加载到平尾的一侧.这是在缺乏设计资料的基础上进行的，而经过实测载荷后发现，平尾的总载荷70%分布在平尾右侧.
由计算结果可知：钢结构的上带板最大von Mises应力为334 MPa，小于材料的屈服强度1 000 MPa；接头最大应力为237 MPa，铝结构平尾前梁的von Mises应力为280 MPa，均小于材料的屈服强度390 MPa，确保关键件在使用载荷下不发生屈曲.根据文献[3]要求，在设计载荷情况下，结构主要部件的工作应力小于材料的拉伸极限强度，在设计载荷下不发生破坏，满足静强度设计要求.
1.4疲劳估算
按表3的疲劳载荷对平尾结构进行疲劳估算，在初始设计阶段按安全寿命设计准则的要求，取对应材料的疲劳寿命曲线的1/3，按照设计手册给定的疲劳寿命的计算方法，结合Miner线性准则对结构进行疲劳强度的估算.计算结果表明某平尾满足2万飞行小时的设计指标要求.
2平尾结构的试验验证
试验是航空产品在定型之前对结构进行检验最有效
的手段.航空产品必须进行相应的试验对结构进行验证，根据试验分析结果对结构进行优化设计，包括减重或者加强以及结构形式的更改等.试验过程要尽可能模拟实际的边界情况和载荷形式.
