一、靜強度設(shè)計原則
一般情況下，靜強度設(shè)計要求原則大致無異于金屬結(jié)構(gòu)，但在使用基體材料的過程中，復(fù)合材料的基體材料會吸收一定的水分量，造成使用過程中如遇到高溫聯(lián)合作用會降低復(fù)合材料的性能，通常對結(jié)構(gòu)進行檢驗是在室溫大氣環(huán)境下實現(xiàn)，所以復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)強度新規(guī)范著重強調(diào)【1】：如果全尺寸復(fù)合材料機構(gòu)在室溫環(huán)境下進行試驗，如小于或等于設(shè)計的極限載荷，結(jié)構(gòu)不能出現(xiàn)總體破壞，而且還應(yīng)保證結(jié)構(gòu)內(nèi)部應(yīng)力需與相應(yīng)部位結(jié)構(gòu)許用值/最嚴重吸濕量聯(lián)合試飛最高工作溫度的環(huán)境補償系數(shù)相等或比之小。
二、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜強度符合性檢驗要求
（1）驗證靜強度需對潛在失效模式、臨界載荷工況等進行充分考慮。
?。?）評估靜強度需將環(huán)境暴露、重復(fù)加載等造成材料性能退化的影響因素反映出來。
?。?）驗證靜強度包括內(nèi)容：材料、工藝變化、環(huán)境、制造驗收準則、質(zhì)量控制不可檢測或允許的缺陷、維護產(chǎn)品的文件允許服役損傷影響等【2】。還需要依靠適合環(huán)境條件驗證下一系列部件的載荷試驗程序。
?。?）復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜強度驗證中最高一層試驗為全尺寸復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜力試驗。若要對環(huán)境因素進行考慮，需補充相關(guān)的試驗內(nèi)容，變與將環(huán)境引起的破壞模式診斷出來。當(dāng)試驗證明濕熱環(huán)境并不會造成新的危險破壞模式時，才能在室溫大氣環(huán)境下對全尺寸結(jié)構(gòu)靜力（極限載荷狀況）進行試驗；若無法滿足破壞模式準則，則需要采取一些措施確保條件滿足或在濕熱條件下進行靜力試驗。
（5）依據(jù)試驗分析將與其可見沖擊損傷（ BVID）結(jié)構(gòu)【3】可承受極限載荷進行說明。
三、舵面結(jié)構(gòu)有限元建模
1、結(jié)構(gòu)模型
某型飛機的方向舵為復(fù)合材料單梁式結(jié)構(gòu)，舵面約高3m，寬1.2m，主要元件為肋、端肋、調(diào)整片、后檣、前梁、操縱桿、蒙皮等。前梁和后墻構(gòu)成舵面縱向元件，前緣肋（9根）和盒段肋（7根）構(gòu)成了橫向元件。舵面后緣下端存在有調(diào)整片，與舵面后檣相連接，操縱通過操縱桿、調(diào)整片實現(xiàn)。采用膠接連接肋、梁和蒙皮，采用螺栓連接梁則和耳片等接頭。接頭耳片、操作桿等采用的是鋁合金制作，彈性模量和切變模量分別為70000M P a和27000M P a，泊松比為0.3。其他結(jié)構(gòu)材料全部應(yīng)用復(fù)合材料，調(diào)整片還應(yīng)用泡沫夾芯材料。利用 軟件構(gòu)件舵面有限分析，基本選用板單元，調(diào)整片選用六面體單元（8節(jié)點），操縱桿選用桿單元（2節(jié)點）。
2、連接、約束和載荷
采用幾何建模將蒙皮與肋、梁和肋間連接成一體。采用螺栓對梁和耳片接頭連接，采用雙支點鉸連接主舵面、調(diào)整片，通過設(shè)置多點模擬耳片連接、操縱桿真實結(jié)構(gòu)。通過選取調(diào)整片前梁26個自由且獨立的點，選擇主舵面后墻上26個相應(yīng)點形成依靠，實現(xiàn)模擬主舵面、調(diào)整片間的雙支點鉸鏈連接。設(shè)置耳片上螺栓孔圓周上節(jié)點為獨立點，設(shè)置梁上螺栓孔中心點為依靠點模擬梁的螺栓和耳片接頭連接情況。采用多點約束實現(xiàn)耳片和操縱桿之間的連接，相對情況下只有轉(zhuǎn)動自由度。舵面需要有固定操縱桿位置和通過約束實現(xiàn)定軸轉(zhuǎn)動兩方面邊界約束。固定操縱桿位置只需將其另一端進行固定即可；通過約束實現(xiàn)定軸轉(zhuǎn)動需要固定多點約束。先設(shè)置耳片孔中心點為獨立點，設(shè)置依靠點為耳片孔圓周上的系列點，成孔中心點函數(shù)則采用位移自由度表示。繼而利用單點約束，將三個孔中心點自由度分別進行設(shè)置，確保僅在X方向存在轉(zhuǎn)動自由度。氣動力是方向舵外載荷【4】，為便于將力在舵面分布情況模擬出來，需先把氣動力進行等效離散，使其分布于舵面關(guān)鍵點上，然后對周圍節(jié)點進行多點約束，實現(xiàn)載荷分布的準確模擬。
3、分析舵面主要元件強度
① 梁和肋均由緣條、腹板組成，梁和肋分別有4種、3種鋪層方式，只需對受力最大的2號盒段肋進行強度校核，判斷蒙皮強度需依據(jù)蔡-吳準則強度比方程，將前梁、2號盒段肋的各個鋪層Misse應(yīng)力最大對應(yīng)強度計算出來。
?、?夾芯蒙皮的應(yīng)力相對較大，采用蔡-吳準則強度比方程對夾芯蒙皮強度進行判斷。通過計算可以發(fā)現(xiàn)，處于第一層的強度比相對最小，但依舊能夠符合結(jié)構(gòu)強度要求，所以第2、3、4層的強度比也與結(jié)構(gòu)強度要求相符，故整個蒙皮的結(jié)構(gòu)強度符合要求。
?、?最危險的耳片危險點在螺栓孔上，可以依照第三強度理論對平面應(yīng)力問題進行校核。由于通常情況下選取的鋁合金強度為 b=390MPa【5】，依據(jù)判據(jù)（ max<0.5 b），計算獲得為：214>195，這樣耳片的強度不足，極易造成裂紋，飛機結(jié)構(gòu)上不允許出現(xiàn)這樣的問題，可以通過適當(dāng)將孔徑加大或?qū)㈤_口處局部厚度加厚的方式進行改進。
?、?操縱桿并無失穩(wěn)情況，只需要對軸向受力情況進行考慮即可，需分別對調(diào)整片操縱桿、舵面操縱桿進行比較分析。調(diào)整片操縱桿最大應(yīng)力為1.52MPa，具有較小的受力，強度符合；舵面操縱桿的最大應(yīng)力為64.8MPa，也與要求相符合。
四、總結(jié)
目前復(fù)合材料已經(jīng)廣泛應(yīng)用在了飛機主結(jié)構(gòu)設(shè)計上，更涌現(xiàn)出了更多的新工藝、新材料、新技術(shù)，現(xiàn)今復(fù)合材料的整體化結(jié)構(gòu)發(fā)展更趨向于低成本要求，必要會對強度提出更加嚴格的要求，所以在設(shè)計過程中需進一步重視復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的靜強度問題。
一般情況下，靜強度設(shè)計要求原則大致無異于金屬結(jié)構(gòu)，但在使用基體材料的過程中，復(fù)合材料的基體材料會吸收一定的水分量，造成使用過程中如遇到高溫聯(lián)合作用會降低復(fù)合材料的性能，通常對結(jié)構(gòu)進行檢驗是在室溫大氣環(huán)境下實現(xiàn)，所以復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)強度新規(guī)范著重強調(diào)【1】：如果全尺寸復(fù)合材料機構(gòu)在室溫環(huán)境下進行試驗，如小于或等于設(shè)計的極限載荷，結(jié)構(gòu)不能出現(xiàn)總體破壞，而且還應(yīng)保證結(jié)構(gòu)內(nèi)部應(yīng)力需與相應(yīng)部位結(jié)構(gòu)許用值/最嚴重吸濕量聯(lián)合試飛最高工作溫度的環(huán)境補償系數(shù)相等或比之小。
二、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜強度符合性檢驗要求
（1）驗證靜強度需對潛在失效模式、臨界載荷工況等進行充分考慮。
?。?）評估靜強度需將環(huán)境暴露、重復(fù)加載等造成材料性能退化的影響因素反映出來。
?。?）驗證靜強度包括內(nèi)容：材料、工藝變化、環(huán)境、制造驗收準則、質(zhì)量控制不可檢測或允許的缺陷、維護產(chǎn)品的文件允許服役損傷影響等【2】。還需要依靠適合環(huán)境條件驗證下一系列部件的載荷試驗程序。
?。?）復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜強度驗證中最高一層試驗為全尺寸復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜力試驗。若要對環(huán)境因素進行考慮，需補充相關(guān)的試驗內(nèi)容，變與將環(huán)境引起的破壞模式診斷出來。當(dāng)試驗證明濕熱環(huán)境并不會造成新的危險破壞模式時，才能在室溫大氣環(huán)境下對全尺寸結(jié)構(gòu)靜力（極限載荷狀況）進行試驗；若無法滿足破壞模式準則，則需要采取一些措施確保條件滿足或在濕熱條件下進行靜力試驗。
（5）依據(jù)試驗分析將與其可見沖擊損傷（ BVID）結(jié)構(gòu)【3】可承受極限載荷進行說明。
三、舵面結(jié)構(gòu)有限元建模
1、結(jié)構(gòu)模型
某型飛機的方向舵為復(fù)合材料單梁式結(jié)構(gòu)，舵面約高3m，寬1.2m，主要元件為肋、端肋、調(diào)整片、后檣、前梁、操縱桿、蒙皮等。前梁和后墻構(gòu)成舵面縱向元件，前緣肋（9根）和盒段肋（7根）構(gòu)成了橫向元件。舵面后緣下端存在有調(diào)整片，與舵面后檣相連接，操縱通過操縱桿、調(diào)整片實現(xiàn)。采用膠接連接肋、梁和蒙皮，采用螺栓連接梁則和耳片等接頭。接頭耳片、操作桿等采用的是鋁合金制作，彈性模量和切變模量分別為70000M P a和27000M P a，泊松比為0.3。其他結(jié)構(gòu)材料全部應(yīng)用復(fù)合材料，調(diào)整片還應(yīng)用泡沫夾芯材料。利用 軟件構(gòu)件舵面有限分析，基本選用板單元，調(diào)整片選用六面體單元（8節(jié)點），操縱桿選用桿單元（2節(jié)點）。
2、連接、約束和載荷
采用幾何建模將蒙皮與肋、梁和肋間連接成一體。采用螺栓對梁和耳片接頭連接，采用雙支點鉸連接主舵面、調(diào)整片，通過設(shè)置多點模擬耳片連接、操縱桿真實結(jié)構(gòu)。通過選取調(diào)整片前梁26個自由且獨立的點，選擇主舵面后墻上26個相應(yīng)點形成依靠，實現(xiàn)模擬主舵面、調(diào)整片間的雙支點鉸鏈連接。設(shè)置耳片上螺栓孔圓周上節(jié)點為獨立點，設(shè)置梁上螺栓孔中心點為依靠點模擬梁的螺栓和耳片接頭連接情況。采用多點約束實現(xiàn)耳片和操縱桿之間的連接，相對情況下只有轉(zhuǎn)動自由度。舵面需要有固定操縱桿位置和通過約束實現(xiàn)定軸轉(zhuǎn)動兩方面邊界約束。固定操縱桿位置只需將其另一端進行固定即可；通過約束實現(xiàn)定軸轉(zhuǎn)動需要固定多點約束。先設(shè)置耳片孔中心點為獨立點，設(shè)置依靠點為耳片孔圓周上的系列點，成孔中心點函數(shù)則采用位移自由度表示。繼而利用單點約束，將三個孔中心點自由度分別進行設(shè)置，確保僅在X方向存在轉(zhuǎn)動自由度。氣動力是方向舵外載荷【4】，為便于將力在舵面分布情況模擬出來，需先把氣動力進行等效離散，使其分布于舵面關(guān)鍵點上，然后對周圍節(jié)點進行多點約束，實現(xiàn)載荷分布的準確模擬。
3、分析舵面主要元件強度
① 梁和肋均由緣條、腹板組成，梁和肋分別有4種、3種鋪層方式，只需對受力最大的2號盒段肋進行強度校核，判斷蒙皮強度需依據(jù)蔡-吳準則強度比方程，將前梁、2號盒段肋的各個鋪層Misse應(yīng)力最大對應(yīng)強度計算出來。
?、?夾芯蒙皮的應(yīng)力相對較大，采用蔡-吳準則強度比方程對夾芯蒙皮強度進行判斷。通過計算可以發(fā)現(xiàn)，處于第一層的強度比相對最小，但依舊能夠符合結(jié)構(gòu)強度要求，所以第2、3、4層的強度比也與結(jié)構(gòu)強度要求相符，故整個蒙皮的結(jié)構(gòu)強度符合要求。
?、?最危險的耳片危險點在螺栓孔上，可以依照第三強度理論對平面應(yīng)力問題進行校核。由于通常情況下選取的鋁合金強度為 b=390MPa【5】，依據(jù)判據(jù)（ max<0.5 b），計算獲得為：214>195，這樣耳片的強度不足，極易造成裂紋，飛機結(jié)構(gòu)上不允許出現(xiàn)這樣的問題，可以通過適當(dāng)將孔徑加大或?qū)㈤_口處局部厚度加厚的方式進行改進。
?、?操縱桿并無失穩(wěn)情況，只需要對軸向受力情況進行考慮即可，需分別對調(diào)整片操縱桿、舵面操縱桿進行比較分析。調(diào)整片操縱桿最大應(yīng)力為1.52MPa，具有較小的受力，強度符合；舵面操縱桿的最大應(yīng)力為64.8MPa，也與要求相符合。
四、總結(jié)
目前復(fù)合材料已經(jīng)廣泛應(yīng)用在了飛機主結(jié)構(gòu)設(shè)計上，更涌現(xiàn)出了更多的新工藝、新材料、新技術(shù)，現(xiàn)今復(fù)合材料的整體化結(jié)構(gòu)發(fā)展更趨向于低成本要求，必要會對強度提出更加嚴格的要求，所以在設(shè)計過程中需進一步重視復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的靜強度問題。
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