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0 引言
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蜂窝夹层结构具有抗弯刚度大且重量轻的优点，在航空飞行器结构设计上得到广泛的应用，当蜂窝夹层结构与航空器结构其他部件连接时，其端部边缘位置采用斜削区形式进行过渡并实现与结构连接[1-2]，斜削区是蜂窝夹层结构设计特有的问题，在与其他结构件连接时，在斜削区位置处有面内载荷、面外载荷和弯矩等，文献[3]给出了蜂窝夹层结构边缘斜削区的平拉和平压应力的近似值解法，也有采用有限元法详细分析了斜削区的应力分布[4]，同时也通过静力试验验证和有限元分析的对比，重点监控了斜削区的应变变化情况[5]。无论从解析法还是从有限元分析，都可以看到蜂窝夹层结构边缘斜削区位置有比较复杂的应力分布，也是整个蜂窝夹层结构的主要受力位置，以上是夹层结构封边斜削区在受到拉压载荷作用下的分析以及进行的相对应的试验验证，是在单物理场下的强度分析和试验，而在航空器结构中，蜂窝夹层结构比如直升机尾梁结构还需要进行在热载荷下的热力耦合强度分析。
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尾梁作为直升机结构的重要结构件，主要承受垂尾和平尾的气动载荷、尾桨的推力载荷和整个尾部结构的惯性载荷等，而为了气动平衡要求，直升机尾梁结构一般设计的较长，这就导致了尾梁与机身结构连接区有较大的弯矩和扭矩，由于尾梁位于发动机的后部，从文献[6]可知，在直升机工作状态下尾梁在发动机尾喷的影响下有较高的温度，在承受较大静力载荷的同时还受到发动机尾喷热载荷的影响。
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基于蜂窝夹层结构受到复杂的静力载荷和热载荷，本文利用强度仿真的方法对尾梁蜂窝夹层结构边缘斜削区进行热力耦合分析，考虑到用于边缘斜削区结构粘接的膨胀胶膜在高温状态下力学性能会有明显的降低，分析膨胀胶膜力学性能降低情况下的边缘斜削区的应力变化情况。
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1 蜂窝夹层结构边缘斜削区结构
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1.1 边缘斜削区结构简介
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某型直升机尾梁蜂窝夹层结构边缘斜削区位置的剖面示意图及其与机身结构框连接如图1所示，结构主要有变厚度的机加2024铝合金封边框、0.5 mm厚的2024铝合金外蒙皮、0.1 mm厚的5052铝合金内蒙皮和15 mm厚的DHS251-142蜂窝等结构通过胶膜粘接或者铆接组合在一起。边缘位置的机加封边框与机体结构框通过高强度钢30Ni4CrMOA的M6螺栓连接，螺栓间距为40 mm，在与机体结构框连接位置区域厚度3.2 mm，与外蒙皮胶铆连接区域的厚度为2.0 mm，与蜂窝斜削区和内蒙皮胶结区域的厚度为0.8 mm，蜂窝夹层结构斜削区的角度为45°，内外蒙皮通过胶膜与蜂窝粘接。
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图1 蜂窝夹层结构边缘斜削区以及连接示意图
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在蜂窝夹层结构成型过程中，为了避免夹蜂窝层边缘斜削区的机加封边框与蜂窝结构出现脱粘，在斜削区位置采用DHS179-295膨胀胶膜进行粘接，其它部位采用J-99B结构胶膜粘接，表1给出了蜂窝夹层结构封边位置处的连接关系。
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1.2 蜂窝夹层边缘受载分析
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1.2.1 静力载荷
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直升机尾梁在飞行状态下结构的一侧受到压缩载荷而另一侧受到拉伸载荷，这些载荷通过蜂窝夹层结构的边缘传递到机身结构上，其中拉伸载荷是蜂窝夹层边缘机加框与主框通过连接的M6螺栓传递到机身结构上，压缩载荷的传递方式是通过斜削区机加框与结构主框接触均匀压缩后将载荷传递到机身结构上从而扩散出去，从该直升机尾梁强度计算报告可知，受拉情况下连接螺栓受到的最大拉力为2 980 N，受压情况下是120 mm长度所在对接框区域面积内的均匀压缩载荷，载荷大小为4 644 N。
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1.2.2 热载荷
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该型号的直升机尾梁结构受发动机尾喷影响较严重，图2是一组典型实测的温度实测数据，经过分析发现，蜂窝夹层边缘位置外蒙皮的温度为125℃，内部区域温度为100℃。
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图2 尾梁结构蜂窝夹层边缘斜削区一组温度实测数据
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基于蜂窝夹层边缘斜削区位置温度实测数据进行的温度场计算结果如图3所示。
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图3 尾梁蜂窝夹层边缘区域位置温度场分布云图
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1.3 材料属性
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铝合金2024和铝合金5052的力学属性参考文献[7-8]，J-99B结构胶膜和DHS179-295膨胀胶膜力学性能参考文献[9-10]。蜂窝DHS251-142的力学属性参考文献[11]。表2给出了铝合金和胶膜的弹性模量和拉伸强度以及线膨胀系数，其中铝合金材料的拉伸强度和压缩强度的取值相同。
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从文献[9]可知，J-99B结构胶膜在-55℃到150℃下都保持着剪切力学性能不变。而从文献[10]可知，DHS179-295膨胀胶膜在-55±2℃下管剪切强度≥5.5 MPa，在23±2℃时管剪切强度≥5 MPa，在80±2℃管剪切强度≥4.5 MPa，标准中没有给更高温度的管剪切强度，按照标准测定在120℃管剪切强度≥2.6 MPa，在150℃管剪切强度≥0.84 MPa，从标准[10]和实测数据可见，随着温度的升高，管剪切强度下降，其中，在120℃下管剪切强度降低到常温23℃的52%。
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从文献[11]可知，蜂窝DHS251-142的压缩强度0.83 MPa，纵向剪切模量15.2 MPa，纵向剪切强度0.62 MPa，横向剪切模量10.5 MPa，横向剪切强度0.31 MPa，线膨胀系数18×10-6/℃。
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2 蜂窝夹层结构边缘有限元模型
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选取尾梁边缘的一段区域进行强度仿真分析，在有限元建模时忽略结构曲率的影响，在轴向方向上选取3个连接螺栓间距距离，即120 mm，在轴向上，重点考虑蜂窝夹层边缘斜削区的应力分布和变化情况，由于机加封边框与内蒙皮粘接长度15 mm，在轴向上的蜂窝夹层结构选取该尺寸的不小于3倍粘接区域长度，即除封边框粘接区域外的蜂窝区域的长度为50 mm。
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整个结构有限元模型采用体单元，其中蜂窝采用的10层体单元，机加封边框和外蒙皮结构采用3层体单元，而对于薄的内蒙皮采用1层体单元，在强度仿真分析中，有限元模型中考虑了粘接所用胶膜，假设彼此之间粘接所用的胶膜厚度为0.1 mm，采用1层体单元，图4是蜂窝夹层结构的边缘位置有限元模型。
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图4 蜂窝夹层边缘有限元模型
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对蜂窝夹层边缘分别进行单独拉力和压力载荷下强度分析，在进行热力耦合分析时，考虑两种组合情况，一种是对接框螺栓2 980 N下拉力载荷和图3热载荷的组合，另一种是对接框均布4 644 N压力载荷和图3热载荷的组合。
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在进行载荷施加时，将热载荷加载在有限元模型的每个节点上，在机加封边框与机身结构对接框的面上螺栓位置上施加连接螺栓的拉伸载荷或者均布的压缩载荷，在有限元模型的蜂窝夹层结构的最端部位置施加三个平动方向的自由度，图5是蜂窝夹层结构边缘有限元模型在均布压力载荷和温度载荷组合工况下的载荷约束图。
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图5 蜂窝夹层结构边缘有限元模型载荷约束
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3 蜂窝夹层结构边缘强度分析
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对蜂窝夹层边缘进行强度分析，一是考虑在静载荷下的强度分布情况，另一种是考虑由于DHS179-295膨胀胶膜在120℃下管剪切强度相对常温情况下对蜂窝夹层结构边缘斜削区进行热力耦合分析，热力耦合分析是假设蜂窝夹层结构边缘受到高温影响下膨胀胶膜力学性能完全失效，并与常温工况的蜂窝夹层边缘斜削区的强度进行对比，对比分析在120℃高温斜削区膨胀胶膜失去力学性能情况下的强度变化情况。
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3.1 常温状态下结构强度分析
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常温状态下，蜂窝夹层边缘斜削区的膨胀胶膜能够完全起到传递载荷的作用，图6是蜂窝夹层边缘位置受到拉伸载荷和压缩载荷作用下的应力分布云图，其中图6（a）是拉伸载荷作用下的应力云图，图6（b）是压缩载荷作用下的应力云图。
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从图6应力云图可见，在常温状态下，斜削区的膨胀胶膜能够起到传递载荷的作用，在边缘受到拉伸载荷时，斜削区的最大应力位于机加对接框的根部位置，是螺栓拉伸载荷对根部位置产生的弯曲应力，在考虑极限载荷情况的工作应力是256 MPa，斜削区的机加封边框与外蒙皮的粘接位置处的工作应力为224 MPa，而在压缩极限载荷作用下，在斜削区的机加封边框与外蒙皮的粘接位置处的工作应力为342 MPa，从两种受载情况下计算结果可知，蜂窝夹层结构边缘位置的斜削区是整个蜂窝夹层边缘结构的最高应力区。
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图6 蜂窝夹层结构边缘受到静力载荷下的应力云图
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3.2 高温状态下的热力耦合分析
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由于斜削区DHS179-295膨胀胶膜在120℃下管剪切强度降低，导致高应力区即斜削区机加边缘框与蜂窝夹层结构传载效率降低，在120℃下进行热力耦合分析时，考虑到极端情况下即斜削区膨胀胶膜完全失效下的热力耦合分析，图7是蜂窝夹层结构边缘在严重载荷与温度场下进行的热力耦合分析结果，其中图7（a）是拉伸载荷与热载荷作用下的应力云图，图7（b）是压缩载荷与热载荷作用下的应力云图。
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图7 膨胀胶膜高温失效作用下应力分布云图
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从图7应力云图可见，假设斜削区膨胀胶膜在120℃完全失去力学性能的情况下，拉伸载荷与热载荷作用下最大应力位于斜削区靠近底部位置，最大应力值是288 MPa，比常温仅在拉力载荷作用下的224 MPa增加了28%; 而在压缩载荷与热载荷作用下最大应力位于斜削区靠近底部位置，其值是403 MPa，比常温仅在压力载荷作用下的342 MPa增加了17%，以上工作应力均小于材料的许用强度，在考虑膨胀胶膜失效的情况下，蜂窝夹层结构边缘位置的斜削区仍满足强度要求。
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4 结论
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强度仿真是航空器结构强度校核的重要工具，其分析结果将会直接指导着航空器结构的尺寸定义，并能够减少物理试验和对物理试验结果进行评估。基于对蜂窝夹层结构边缘斜削区的强度仿真分析，分别对蜂窝夹层结构边缘在受到拉压载荷以及在高温温度场下进行的热力耦合强度计算，从分析结果可知，蜂窝夹层结构边缘斜削区是主要受力区域，在考虑高温膨胀胶膜失去传载作用的情况下，结构仍满足强度要求。
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摘要
蜂窝夹层在航空器结构尤其是直升机结构中有着广泛的应用,其中边缘闭合是夹层结构设计的特有问题,采用斜削结构过渡并与其它结构实现连接是一种典型的形式,考虑到蜂窝夹层结构在成型中斜削区施加压力的不均匀性,在斜削区与蜂窝芯子通过膨胀胶膜胶接从而避免结构脱粘,但在高温影响下膨胀胶膜的力学性能出现降低,导致蜂窝夹层边缘斜削区位置粘接强度受到影响,从而影响到整个蜂窝夹层结构边缘的传力,利用静强度分析了在常温使用条件下斜削区膨胀胶膜完全起作用下蜂窝夹层边缘的应力分布,考虑到胶膜在120℃使用环境下管剪切性能降低的情况,利用热力耦合的方法分析了在120℃使用环境下蜂窝夹层边缘的应力情况,计算结果表明在高温状态膨胀胶膜不起作用的情况下蜂窝夹层结构边缘斜削区仍满足强度要求。
Abstract
The honeycomb sandwich is widely used in the aircraft structure, especially in helicopter structure. The edge closure is a specific problem for this structure. The ramp areas of the sandwich edge is a typical form to transition and link with other structure. The sandwich ramps area usually used the intumescent adhesive bonding the honeycomb due to the curing pressure was no uniform during the molding process, and its mechanical properties was decreased gradually with the rise of temperature. As a result, the bonding strength at the ramp area of honeycomb sandwich was affected, which affected the force transmission at the edge of the entire honeycomb sandwich structure. The stress distribution at the edge of honeycomb sandwich under the full action of the intumescent adhesive in the ramp area at normal temperature was analyzed by the static strength. Considering that the intumescent adhesive tube shear performance was reduced at 120 ℃, the stress at the edge of honeycomb sandwich under 120 ℃ environment was analyzed by using thermo-mechanical coupling method. The calculation results show that the ramp area of honeycomb sandwich structure still meets the strength requirement under the condition of high temperature without the effect of intumescent adhesive.
