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【摘要】舵面是操纵飞机的一个重要部件，主要用来确保飞机的纵向、横向飞行平衡及操纵。飞机结构设计者在设计的时候首先需要考虑结构静强度问题。目前民用飞机多应用符合材料，因此对飞机舵面复合材料静强度进行校核是及其重要的一项工作内容。
【关键词】飞机；符合材料；舵面；结构静强度
一、静强度设计原则
一般情况下，静强度设计要求原则大致无异于金属结构，但在使用基体材料的过程中，复合材料的基体材料会吸收一定的水分量，造成使用过程中如遇到高温联合作用会降低复合材料的性能，通常对结构进行检验是在室温大气环境下实现，所以复合材料飞机结构强度新规范着重强调【1】：如果全尺寸复合材料机构在室温环境下进行试验，如小于或等于设计的极限载荷，结构不能出现总体破坏，而且还应保证结构内部应力需与相应部位结构许用值/最严重吸湿量联合试飞最高工作温度的环境补偿系数相等或比之小。
二、复合材料结构静强度符合性检验要求
（1）验证静强度需对潜在失效模式、临界载荷工况等进行充分考虑。
（2）评估静强度需将环境暴露、重复加载等造成材料性能退化的影响因素反映出来。
（3）验证静强度包括内容：材料、工艺变化、环境、制造验收准则、质量控制不可检测或允许的缺陷、维护产品的文件允许服役损伤影响等【2】。还需要依靠适合环境条件验证下一系列部件的载荷试验程序。
（4）复合材料结构静强度验证中最高一层试验为全尺寸复合材料结构静力试验。若要对环境因素进行考虑，需补充相关的试验内容，变与将环境引起的破坏模式诊断出来。当试验证明湿热环境并不会造成新的危险破坏模式时，才能在室温大气环境下对全尺寸结构静力（极限载荷状况）进行试验；若无法满足破坏模式准则，则需要采取一些措施确保条件满足或在湿热条件下进行静力试验。
（5）依据试验分析将与其可见冲击损伤（ BVID）结构【3】可承受极限载荷进行说明。
三、舵面结构有限元建模
1、结构模型
某型飞机的方向舵为复合材料单梁式结构，舵面约高3m，宽1.2m，主要元件为肋、端肋、调整片、后樯、前梁、操纵杆、蒙皮等。前梁和后墙构成舵面纵向元件，前缘肋（9根）和盒段肋（7根）构成了横向元件。舵面后缘下端存在有调整片，与舵面后樯相连接，操纵通过操纵杆、调整片实现。采用胶接连接肋、梁和蒙皮，采用螺栓连接梁则和耳片等接头。接头耳片、操作杆等采用的是铝合金制作，弹性模量和切变模量分别为70000M P a和27000M P a，泊松比为0.3。其他结构材料全部应用复合材料，调整片还应用泡沫夹芯材料。利用 软件构件舵面有限分析，基本选用板单元，调整片选用六面体单元（8节点），操纵杆选用杆单元（2节点）。
2、连接、约束和载荷
采用几何建模将蒙皮与肋、梁和肋间连接成一体。采用螺栓对梁和耳片接头连接，采用双支点铰连接主舵面、调整片，通过设置多点模拟耳片连接、操纵杆真实结构。通过选取调整片前梁26个自由且独立的点，选择主舵面后墙上26个相应点形成依靠，实现模拟主舵面、调整片间的双支点铰链连接。设置耳片上螺栓孔圆周上节点为独立点，设置梁上螺栓孔中心点为依靠点模拟梁的螺栓和耳片接头连接情况。采用多点约束实现耳片和操纵杆之间的连接，相对情况下只有转动自由度。舵面需要有固定操纵杆位置和通过约束实现定轴转动两方面边界约束。固定操纵杆位置只需将其另一端进行固定即可；通过约束实现定轴转动需要固定多点约束。先设置耳片孔中心点为独立点，设置依靠点为耳片孔圆周上的系列点，成孔中心点函数则采用位移自由度表示。继而利用单点约束，将三个孔中心点自由度分别进行设置，确保仅在X方向存在转动自由度。气动力是方向舵外载荷【4】，为便于将力在舵面分布情况模拟出来，需先把气动力进行等效离散，使其分布于舵面关键点上，然后对周围节点进行多点约束，实现载荷分布的准确模拟。
3、分析舵面主要元件强度
① 梁和肋均由缘条、腹板组成，梁和肋分别有4种、3种铺层方式，只需对受力最大的2号盒段肋进行强度校核，判断蒙皮强度需依据蔡-吴准则强度比方程，将前梁、2号盒段肋的各个铺层Misse应力最大对应强度计算出来。
② 夹芯蒙皮的应力相对较大，采用蔡-吴准则强度比方程对夹芯蒙皮强度进行判断。通过计算可以发现，处于第一层的强度比相对最小，但依旧能够符合结构强度要求，所以第2、3、4层的强度比也与结构强度要求相符，故整个蒙皮的结构强度符合要求。
③ 最危险的耳片危险点在螺栓孔上，可以依照第三强度理论对平面应力问题进行校核。由于通常情况下选取的铝合金强度为 b=390MPa【5】，依据判据（ max<0.5 b），计算获得为：214>195，这样耳片的强度不足，极易造成裂纹，飞机结构上不允许出现这样的问题，可以通过适当将孔径加大或将开口处局部厚度加厚的方式进行改进。
④ 操纵杆并无失稳情况，只需要对轴向受力情况进行考虑即可，需分别对调整片操纵杆、舵面操纵杆进行比较分析。调整片操纵杆最大应力为1.52MPa，具有较小的受力，强度符合；舵面操纵杆的最大应力为64.8MPa，也与要求相符合。
四、总结
目前复合材料已经广泛应用在了飞机主结构设计上，更涌现出了更多的新工艺、新材料、新技术，现今复合材料的整体化结构发展更趋向于低成本要求，必要会对强度提出更加严格的要求，所以在设计过程中需进一步重视复合材料结构的静强度问题。
【参考文献】
[1] 沈 真， 柴亚南， 杨胜春， 章怡宁， 黎观生. 复合材料飞机结构强度新规范要点评述[J]. 航空学报.2006.27（5）：784-788
[2] 王爱军. 民用飞机复合材料主结构适航符合性研究[J]. 民用飞机设计与研究.2011（4）：24-27，61
[3] 沈真， 杨胜春. 飞机结构用复合材料的力学性能要求[J]. 材料工程.2007（1）：248-252
[4] 程小全， 高宇剑. 含穿透损伤复合材料桨叶结构静强度分析[J]. 失效分析与预防.2011.6（1）：23-27
[5] 赵旭，王祥云，薛榕融. 风力机复合材料叶片静强度分析与铺层设计[J]. 西北工业大学学报.2012.30（6）：825-829
【关键词】飞机；符合材料；舵面；结构静强度
一、静强度设计原则
一般情况下，静强度设计要求原则大致无异于金属结构，但在使用基体材料的过程中，复合材料的基体材料会吸收一定的水分量，造成使用过程中如遇到高温联合作用会降低复合材料的性能，通常对结构进行检验是在室温大气环境下实现，所以复合材料飞机结构强度新规范着重强调【1】：如果全尺寸复合材料机构在室温环境下进行试验，如小于或等于设计的极限载荷，结构不能出现总体破坏，而且还应保证结构内部应力需与相应部位结构许用值/最严重吸湿量联合试飞最高工作温度的环境补偿系数相等或比之小。
二、复合材料结构静强度符合性检验要求
（1）验证静强度需对潜在失效模式、临界载荷工况等进行充分考虑。
（2）评估静强度需将环境暴露、重复加载等造成材料性能退化的影响因素反映出来。
（3）验证静强度包括内容：材料、工艺变化、环境、制造验收准则、质量控制不可检测或允许的缺陷、维护产品的文件允许服役损伤影响等【2】。还需要依靠适合环境条件验证下一系列部件的载荷试验程序。
（4）复合材料结构静强度验证中最高一层试验为全尺寸复合材料结构静力试验。若要对环境因素进行考虑，需补充相关的试验内容，变与将环境引起的破坏模式诊断出来。当试验证明湿热环境并不会造成新的危险破坏模式时，才能在室温大气环境下对全尺寸结构静力（极限载荷状况）进行试验；若无法满足破坏模式准则，则需要采取一些措施确保条件满足或在湿热条件下进行静力试验。
（5）依据试验分析将与其可见冲击损伤（ BVID）结构【3】可承受极限载荷进行说明。
三、舵面结构有限元建模
1、结构模型
某型飞机的方向舵为复合材料单梁式结构，舵面约高3m，宽1.2m，主要元件为肋、端肋、调整片、后樯、前梁、操纵杆、蒙皮等。前梁和后墙构成舵面纵向元件，前缘肋（9根）和盒段肋（7根）构成了横向元件。舵面后缘下端存在有调整片，与舵面后樯相连接，操纵通过操纵杆、调整片实现。采用胶接连接肋、梁和蒙皮，采用螺栓连接梁则和耳片等接头。接头耳片、操作杆等采用的是铝合金制作，弹性模量和切变模量分别为70000M P a和27000M P a，泊松比为0.3。其他结构材料全部应用复合材料，调整片还应用泡沫夹芯材料。利用 软件构件舵面有限分析，基本选用板单元，调整片选用六面体单元（8节点），操纵杆选用杆单元（2节点）。
2、连接、约束和载荷
采用几何建模将蒙皮与肋、梁和肋间连接成一体。采用螺栓对梁和耳片接头连接，采用双支点铰连接主舵面、调整片，通过设置多点模拟耳片连接、操纵杆真实结构。通过选取调整片前梁26个自由且独立的点，选择主舵面后墙上26个相应点形成依靠，实现模拟主舵面、调整片间的双支点铰链连接。设置耳片上螺栓孔圆周上节点为独立点，设置梁上螺栓孔中心点为依靠点模拟梁的螺栓和耳片接头连接情况。采用多点约束实现耳片和操纵杆之间的连接，相对情况下只有转动自由度。舵面需要有固定操纵杆位置和通过约束实现定轴转动两方面边界约束。固定操纵杆位置只需将其另一端进行固定即可；通过约束实现定轴转动需要固定多点约束。先设置耳片孔中心点为独立点，设置依靠点为耳片孔圆周上的系列点，成孔中心点函数则采用位移自由度表示。继而利用单点约束，将三个孔中心点自由度分别进行设置，确保仅在X方向存在转动自由度。气动力是方向舵外载荷【4】，为便于将力在舵面分布情况模拟出来，需先把气动力进行等效离散，使其分布于舵面关键点上，然后对周围节点进行多点约束，实现载荷分布的准确模拟。
3、分析舵面主要元件强度
① 梁和肋均由缘条、腹板组成，梁和肋分别有4种、3种铺层方式，只需对受力最大的2号盒段肋进行强度校核，判断蒙皮强度需依据蔡-吴准则强度比方程，将前梁、2号盒段肋的各个铺层Misse应力最大对应强度计算出来。
② 夹芯蒙皮的应力相对较大，采用蔡-吴准则强度比方程对夹芯蒙皮强度进行判断。通过计算可以发现，处于第一层的强度比相对最小，但依旧能够符合结构强度要求，所以第2、3、4层的强度比也与结构强度要求相符，故整个蒙皮的结构强度符合要求。
③ 最危险的耳片危险点在螺栓孔上，可以依照第三强度理论对平面应力问题进行校核。由于通常情况下选取的铝合金强度为 b=390MPa【5】，依据判据（ max<0.5 b），计算获得为：214>195，这样耳片的强度不足，极易造成裂纹，飞机结构上不允许出现这样的问题，可以通过适当将孔径加大或将开口处局部厚度加厚的方式进行改进。
④ 操纵杆并无失稳情况，只需要对轴向受力情况进行考虑即可，需分别对调整片操纵杆、舵面操纵杆进行比较分析。调整片操纵杆最大应力为1.52MPa，具有较小的受力，强度符合；舵面操纵杆的最大应力为64.8MPa，也与要求相符合。
四、总结
目前复合材料已经广泛应用在了飞机主结构设计上，更涌现出了更多的新工艺、新材料、新技术，现今复合材料的整体化结构发展更趋向于低成本要求，必要会对强度提出更加严格的要求，所以在设计过程中需进一步重视复合材料结构的静强度问题。
【参考文献】
[1] 沈 真， 柴亚南， 杨胜春， 章怡宁， 黎观生. 复合材料飞机结构强度新规范要点评述[J]. 航空学报.2006.27（5）：784-788
[2] 王爱军. 民用飞机复合材料主结构适航符合性研究[J]. 民用飞机设计与研究.2011（4）：24-27，61
[3] 沈真， 杨胜春. 飞机结构用复合材料的力学性能要求[J]. 材料工程.2007（1）：248-252
[4] 程小全， 高宇剑. 含穿透损伤复合材料桨叶结构静强度分析[J]. 失效分析与预防.2011.6（1）：23-27
[5] 赵旭，王祥云，薛榕融. 风力机复合材料叶片静强度分析与铺层设计[J]. 西北工业大学学报.2012.30（6）：825-829