1复合材料设计
现代航空常用的复合材料增强纤维主要是碳纤维、芳纶纤维和玻璃纤维，3种纤维的特点如下表1所示，碳纤维与其他两种混杂使用的特点如表2所示[1]。发动机舱口盖为承力口盖，而且考虑口盖的冲击性和口盖可能遭受的冲击能级，另外同材料的织物比单向带具有更高的抗冲击性，且织物在冲击破损后不容易扩散，因此，发动机舱口盖选用碳纤维织物预浸料和玻璃织布混杂的复合材料设计。复合材料夹芯结构常用的芯材主要是非金属Nomax蜂窝芯材和泡沫芯材。与非金属Nomax蜂窝芯材相比，泡沫芯材便于加工（机加），尤其是复杂异形件，其数控加工成本可比Nomax蜂窝大大降低。另外，据Northrop公司测算，对于深截面夹层结构，采用泡沫芯材，比采用Nomax蜂窝重量减少10%，劳动力成本节省59%，大大降低了制造成本。泡沫芯材为各向同性材料，而Nomax蜂窝为正交各向异性，因此在复杂载荷的环境采用泡沫芯材更为合适。考虑其工艺性和成本，后机身腹部口盖采用复合材料泡沫夹芯结构。综上所述，后机身腹部口盖采用复合材料泡沫夹芯结构，层合板材料主要是E765/3KPW中温固化环氧碳纤维平纹织物预浸料（单层厚度0.2mm）和EW200A无碱玻璃布（单层厚度0.2mm），泡沫为PMIA-52。由于后机身腹部口盖要充分兼顾内表面的抗冲击性和电位腐蚀。所以口盖内、外表面别为EW200A玻璃布，加强其抗冲击性和隔绝其与金属接触。在其内、外表面涂底漆TB-6保护口盖表面。在其外表面进行火焰喷涂铝层成网格状，铝层通过多头螺栓与机身金属结构连接，形成导电通路，进行静电和雷击防护。
2静力计算分析
根据零部件的实际结构，并参照结构简化模型原则建立了后机身段整体有限元模型，层合板主要划分为3结点壳单元和4结点壳单元，泡沫芯子为4面体单元，单元的属性分别按零件的实际材料和铺层顺序、角度附值。口盖模型与整个后机身模型是建立了单元-单元的链接单元来模拟铆钉，其属性赋真实选用多头螺栓的尺寸和材料。通过计算，发动机舱大开口口盖的位移、应力、应变如下图1~图5所示，最大位移为1.529mm，最大应力为89.39MPa，最大拉应变为1024με，最大压应变为3300με，最大剪切应变为1749με，均在材料许用范围之内。从图6可以看出芯子的应力很低，口盖主要靠层合板传力。复合材料泡沫夹心结构的发动机舱大开口口盖满足静力计算要求。
3冲击损伤分析
发动机舱大开口口盖为复合材料泡沫夹层结构，当其受到外来物冲击时，会发生面板基体和纤维损伤、分层、泡沫夹层压溃和剪切破坏、面板与芯材界面间脱胶等多种损伤形式[4]。因此对发动机舱复合材料泡沫夹层大开口口盖的冲击计算分析需要采用多个材料模型——面板复合材料力学模型、层间分层模拟材料模型、泡沫夹层材料力学模型。利用商用有限元软件平台ABAQUS建立有限元模型，如图7所示。在冲头附近的60mm×60mm区域建立了细化的实体模型并采用了较密的网格，而在余下部分则采用的是壳模型并采用了较为稀疏的网格，并且该余下部分区域仅被赋予了材料的弹性性能以提供必要的刚度支撑。口盖两部分模型之间采用的是ABAQUS中的“shelltosolid”约束进行连接。有限元模型中的冲头采用了解析刚体进行模拟。口盖在冲击过程中的边界条件设为四边简支，冲头边界条件的施加是对代表冲头的参考点进行的，冲头的边界条件为除冲击方向外其他五个方向的自由度均被约束。进行冲击计算时，参考军机后机身腹部可能遭受跑道碎石冲击，冲头被赋予了35m/s的初速度，冲击能量为5J。冲击计算的结果如图8~图12所示，冲击过程的持续时间较短，仅为约0.8ms，冲击过程中的最大冲击力和最大位移分别为1500N和4.5mm左右。面板凹坑深度0.79mm。冲击面面板内各界面内均有少许分层发生，不过总体来说面积不大，而面板与泡沫夹芯间界面脱胶严重；冲击面面板内出现了少量纤维断裂；泡沫夹芯内出现局部压溃损伤。所有冲击损伤均在可接受范围内。
4结论
利用复合材料高比强度、比刚度和优良的耐腐蚀、耐疲劳特性以及可设计性，对发动机舱大开口口盖进行详细的结构设计，并通过静力计算和冲击计算进行分析，验证混杂复合材料夹心口盖的结构设计是可行的。与以往的金属结构口盖相比，减轻了口盖重量，提高了结构效率，为大型复合材料口盖设计提供了研制经验。通过计算分析，本文采用的混杂复合材料泡沫夹心结构具有良好的抗冲击性能，采用其设计的发动机舱大开口口盖满足军机跑道碎石冲击要求。
作者：杨文 高彬 刘晓明 单位：中航工业成都飞机工业（集团）有限责任公司
