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1、大型飞机U形加筋长桁壁板的结构设计大型飞机U形加筋长桁壁板的结构设计摘 要本论文旨在结合国内外相关的研究成果与复合材料铺层设计的共用原则，使用CATIA软件建模设计一种特殊的飞机长桁结构，并且根据强度计算以及工艺部门反馈的结果来论证该壁板设计的可行性和实用性。关键词：U形截面长桁；方向舵壁板；加筋长桁；结构设计；复合材料 Structural Design for Skin with U Shape StringersAbstractThis paper aims to use CATIA software to model and design a special aircraft trus
2、s structure based on the research results at home and abroad and the common principle of composite laminate design, and demonstrate the feasibility and practicability of the panel design according to the results of strength calculation and process department feedback.Keywords: Skin with U shape stri
3、ngers; Rudder Panel; Composites Design 目 录1 绪论11.1 本设计的目的、意义及应达到的技术要求11.2课题的研究背景11.3论文研究的主要内容32 U形长桁壁板总体结构设计42.1设计结构原则42.2复合材料壁板构型的选择52.3计算机建模与作图过程102.4输出结果173 U形长桁壁板力学分析183.1计算机模型分析183.2输出结果184 U形长桁壁板材料与制造工艺194.1工艺性要求设计194.2模具选择194.3其他需要注意的设计195 U形长桁壁板材料与制造工艺215.1简述215.1技术原理215.2材料选择225.3制造工艺226 结论
4、2参考文献26谢辞27附录281 绪论1.1本设计的目的、意义及应达到的技术要求从人类历史上第一架飞机“飞行者一号”所采用全木制、桥梁衍架式双机翼,谈不上有机身的简陋结构,到第一次世界大战时期的悬臂式机翼和硬壳式机身，再到第二次世界大战前后多种结构井喷式呈现。随着时间推移，二十一世纪以来，世界范围内复合材料市场飞速增长。在航空领域中，现在大多数的飞机选择采用复合材料来使飞机结构达到重量更轻、强度更强。复合材料当然影响了飞机结构的布局。现如今复合材料的成本十分高昂，所以需要新型的结构形式来使得复合材料在收益方面取得最大化。1.2课题的研究背景1.2.1飞机结构概念飞机结构布局在一定程度上取决于所
5、用的结构材料.在确定结构设计方案之前,需要有备选方案。在某些情况下,有必要比较多种不同材料的设计方案,以便于最终决定采用哪种材料。飞机结构设计主要考虑的是重量轻,成本低,通常需要权衡这两方面,以获得满意的设计方案。重量和成本都是材料性能,以及完成结构部件细节制作和装配的生产过程的函数。因此,最好的方案应该是:当昂贵的轻质材料相关成产成本低于廉价材料,或者重量因素在全寿命周期内的影响占要导地位时,飞机结构应该采用昂贵的轻质材料制造。飞机结构采用的两种不同类型基本材料为:金属材料和纤维增强复合材料。虽然有很多金属材料用于飞行器上,然而用于飞机结构和相关部件中的主要有以下三类：（a）铝合金（轻质合金
6、）：为了获得合适的飞机结构材料，铝与其他一些金属，如镁，当然更多的是与锌、铜形成合金。正在研发的铝锂合金是一种重量更轻、强度更大、刚度更好的材料，但也昂贵得多，而且不易获得。铝合金的密度低，拥有满足特殊需要的优良性能范围，加上人们熟知的生产技术经验和在役性能，是应用最广泛的飞机结构材料。（b）钛合金：钛的密度是铝合金的1.58倍，在一些应用场合采用纯钛形式，而更多时候，钛与铝和钒形成合金。钛合金的强度/密度比高于相应的铝合金，但是弹性模量/密度比却比较小。高温时，钛合金的强度性能优于轻合金，且钛合金不易腐蚀。（c）钢：钢的可用性能范围很宽，比轻合金和钛合金有更高的强度。钢的密度大约是铝的2.8
7、倍，因此钢主要用于高在和、要求尺寸紧凑的部件。有些钢还耐腐蚀。复合材料由两种性质不同的成分组成，不同成分在材料的内部并没有融成一体，这点与金属材料不同。用于飞机结构的复合材料，其中一种成分是纤维材料，用它来加强另一种成分基体材料。虽然纤维可能不长且长短不一，但多数情况采用长纤维按照特定的方向排列，以满足所需的强度性能。最常用的加强纤维有：1碳纤维（石墨）；2玻璃纤维；3芳香族聚酰胺纤维（芳纶），例如，凯芙拉（Kevlar）。在其他纤维中，应用较多的是硼纤维和金刚砂。基体材料可以是陶瓷材料，但在飞机结构中应用较多的基体材料是：1热固性树脂，截至目前应用最为广泛，包括聚酯、聚酰胺和环氧配方。2热塑
8、性树脂，优点很多且应用日益广泛。3金属，如铝合金。用纤维增强树脂基体的材料通常被称为纤维增强复合材料（FRP）。值得一提的是，木材实际上是一种天然纤维增强材料。现在它的应用仅限于小型简易飞机上，因为木材的刚度相对较低、易变形，而且木材易受环境（如水分）的影响。1.2.2飞机结构数字化设计飞机产品数字化技术是20世纪80年代后期以来,随着CAD/CAM技术计算机信息技术以及网络技术的发展,以美国为首的西方发达国家开始研究并且首先采用的一种技术.这项技术以全面采用数字化产品的定义、数字化与装配、产品数据管理，并行工程和虚拟制造技术为主要标志，从根本上改变了传统的飞机设计与制造模式，大幅度提高了飞机
9、设计和制造技术水平。美国波音777飞机的飞机机制，由于全面采用该项新技术，使得研制周期缩短50%。出错返工率减少75%，成本降低25%。成为数字化技术在飞机研制中应用的标志和里程碑。由于复合材料工艺特点造成设计制造具有独特性，飞机复合材料数字化技术与飞机金属零件数字化技术既有一定的相同性，又具有很大差异。复合材料构件数字化设计是基于复合材料设计/制造软件平台，按照复合材料的特点进行复合材料构件数字化建模。复合材料设计/制造软件是专用于复合材料构件设计和生产的软件，目前应用广泛的有美国Vistagy公司的FiberSIM软件和CATIA软件中的Composite模块。Composite模块与CA
10、TIA中的Part，Drawing等模块一样，与CATIA的体系结构完全集成，而FiberSIM软件也能完全集成到CATIA，UG，Pro/E等三维造型软件中。不管是FiberSIM还是CATIA Composite软件，都提供了设计复合材料构件所必需的功能。波音787飞机项目中，法国达索公司还专门在波音公司应用的CATIA软件中开发了复合材料不见专用数字化定义模块。复合材料构件采用专用复合材料构件设计软件进行数字化设计后，将产品的数字化定义向全球合作伙伴发放，保证了复合材料构件数据的唯一性和准确性。1.3论文研究的主要内容 本论文主要介绍一种用于飞机尾翼方向舵的新型复合材料壁板结构，对该壁板
11、结构进行建模设计并且进行简单分析。2 U形长桁壁板总体结构设计2.1设计结构原则复合材料结构设计的一般原则，除了已经讨论过的连接设计原则和层合板设计原则外，尚需要遵循满足强度和刚度的原则。满足结构的强度和刚度是结构设计的基本任务之一。复合材料结构与金属在满足强度，刚度和总原则是相同的，但由于材料特性和结构特性与金属有很大差别，所以复合材料结构在满足强度、刚度的原则上还有别于金属结构。（1）复合材料结构一般采用按使用载荷设计、按设计载荷校核的方法。使用载荷是指正常使用中可能出现的最大载荷，在该载荷下结构不应产生参与变形。设计载荷是指设计中用来进行强度计算的载荷，在该载荷下结构刚开始或接近破坏。金
12、属结构设计是按载荷进行设计，也是按设计载荷进行强度校核的。设计载荷与使用载荷的比值为安全系数。（2）按照使用载荷设计时，采用使用载荷所对应的许用值成为使用的许用值；按照设计载荷校核时，采用设计载荷锁对应的许用值，成为设计许用值。许用值是计算中允许采用的性能值，由一定的试验数据确定。使用许用值与设计许用值由相同环境条件下的试验数据统计分析得到。使用许用值根据基体微裂纹、冲击后压缩强度、缺口强度或者疲劳等因素的试验结果统计分析确定；设计许用值按照环境条件下破坏的试验结果统计分析确定。当材料的模量和强度等性能值随温度、湿度变化较大时，可以按照温度、湿度范围分别确定使用许用值和设计许用值。 许用值的数
13、值基准分A基准值和B基准值两种。对主承力结构或单传力结构往往采用A 基准值，对多传力结构或破损安全结构往往采用B基准值。A基准值是指一个性能极限值，即在95%置信度下至少有99%数值群的性能高于此值。B基准值是指一个性能极限值，即在95%置信度下至少有90%数值群的新能高于此值。（3）复合材料失效准则只适用于复合材料的单层。在未规定使用某一失效准则时，一般采用蔡胡失效准则，切正则化相互作用系数未规定时也采用-0.5。（4）有刚度要求的一般补位，材料弹性常数的数据可以采用试验数据的平均值，而有刚度要求的重要部位需要选取B基准值。复合材料结构铺层设计原则：一般原则（1） 纤维方向沿主应力方向布置；
14、（2） 为简化结构设计和强度分析工作，工程上常用的纤维方向为0、45、135和90，0方向沿平面主要载荷方向布置；（3） 选择结构最有效率的方案，比如采用夹层板承载弯矩；（4） 设计细节考虑制造工艺限制因素；（5） 作为一般的设计原则，对自动铺带的制造方式，材料要选用单向带；（6） 设计过程中要考虑修理问题，比如考虑紧固件的替换修理。铺层对称原则不对称处尽量在中间面。铺层均衡原则每一个45铺层对应一个135铺层，0和90不作要求。45454545454590909090909013513513513513513500454500454500中面（中性轴）-90-90-9000135135001
15、3513500135135909013513513513545459090909045454545好好可接受可接受避免避免表2-1 铺层规则示例表2.2复合材料壁板构型的选择（1） T形加强壁板优点：制造简单；与框和肋配合简单；容易稳定在框（机身）或肋（机翼或尾翼）上。缺点： 弯曲效率低； 为了防止分层，需要包边； 在轴向载荷作用下，边缘扭转稳定性差。图2-1 T形壁板示意图（2） 球头加强壁板优点：抗弯性能好；与框和肋配合良好。缺点： 拼接困难； 因为需要压紧球头，所以制造困难。图2-2 对称球头壁板示意图图2-3 非对称球头壁板示意图（3） 帽形（或泡形）加强壁板优点：扭转稳定；双蒙皮的凸
16、缘允许加强件之间的距离更远。缺点： 与框和肋配合（需要用紧固件或胶结）困难； 拼接非常困难； 帽内底容易积水。图2-4 帽形加强壁板示意图（4） J形加强壁板优点： 与框和肋配合简单； 双蒙皮凸缘提高剥离强度和后屈强度。缺点： 扭转不稳定； 与T形相比，制造困难。图2-5 J形加强壁板示意图（5） I形加强壁板优点： 对称载荷面改善扭转稳定性； 双凸缘提高剥离强度和后屈强度。缺点： 制造比较困难； 由于凸缘窄，拼接困难； 与框和肋配合困难。图2-6 I形加强壁板示意图（6） 蜂窝壁板优点： 重量轻； 稳定性好； 成本低； 抗声疲劳性能好。缺点： 吸湿； 边缘和开口处必须封闭；损伤容限性能差。图
17、2-7 蜂窝加强壁板示意图（7）正交格栅壁板（格栅由复合材料和合成材料窄条构成）优点：框和桁条具有结构连续性； 允许自动加工，成本低。缺点：拼接困难； 蒙皮和格栅的胶结需要仔细设计；检测困难（质量保证和/或分层损伤）。图2-8 正交格栅壁板示意图（8）等网格格栅壁板（格栅由复合材料和合成材料窄条构成）优点：损伤容限和破坏安全性能优异；结构具有连续性；允许自动加工，成本低。缺点： 开口周围加强困难，需要进行特殊设计； 连接和拼接困难； 需要特殊设计才能使纤维连续地通过交叉点（无错接）； 需要对蒙皮和格栅的结合面进行仔细设计，以提高其冲击损伤阻抗。图2-9 等网格格栅壁板示意图由于机型的特殊性，其
18、方向舵需要进行特殊设计。方向舵蒙皮分为左蒙皮和右蒙皮，由于左右蒙皮设计载荷的不同导致蒙皮的厚度不同。为了支撑蒙皮，并且考虑制造工艺和成本，所以采用一种特殊的加筋壁板：U形加筋壁板优点： 长桁数量多； 节省重量； 载荷传递平稳； 制造成本低。缺点： 与框和肋的配合困难。图2-10 U形壁板示意图2.3计算机建模与作图过程用给定的外形面和骨架模型的站位面作为外部参考确定基本架构。在工作树中按照构造几何下分点线面草图辅助平面进行规划设计。对外形面进行修饰,将修饰后的外形面作为复合材料设计（CPD）模块的铺贴面图2-11建模操作流程使用grid panel设计铺层坐标系与铺层网格并设定铺层厚度过度比例
19、。图2-12建模操作流程使用grid功能进行网格内铺层厚度设计，随后利用grid virtual stacking按照铺层原则设计铺层顺序。使用堆叠功能自动会生成ram supports。图2-13建模操作流程 进入Iso-thickness Area Group功能，点击Grid Virtual Staking不同厚度部分，使其分为多个厚度区域随后创建Junction Lines几何图形集，将各区域契合点进行连接。图2.-14建模操作流程使用Create Solid from Iso- thikness Area功能，选择刚才创建的区块组以及过渡线生成零件的Area Top Surface。
20、图2-15建模操作流程切换到零件设计模块，通过厚曲面功能往外偏移Top Surface，生成零件几何体。图2-16建模操作流程采用分割指令以铺贴面作为分割元素，由外向内分割零件几何体。最后通过修饰零件边界得到基本蒙皮壁板。图2-17建模操作流程对已经建好的蒙皮壁板进行外展延伸修饰以用于分割实体。图2-18建模操作流程构思好长桁边界,规定长桁立边与剪口高度。图2-19建模操作流程用长桁占位面与外形面相交得到的曲线扫略出曲面,该曲面作为立筋/立边的基础曲面。发布的壁板面与立边、减口定高曲面分别在该基础曲面上相交得到限位曲线、定高曲线。图2-20建模操作流程利用曲线上的折点以点-角度在基础曲面上作出
21、立筋轮廓折线。图2-21建模操作流程用折线扫略出立筋外形曲面用以分割实体模型。图2-22建模操作流程用立筋基础面进行复合材料铺层，生成零件几何体后进行厚度和底边的修饰得到长桁立筋。图2.-23建模操作流程用同样方法在下一长桁占位平面处创建立边曲面以及立边外形分割曲面。并且将长桁两条立筋和底面通过修剪成为长桁铺贴曲面。图2-24建模操作流程将生成的长桁零件几何体与立筋几何体装配生成一条U形长桁。图2-25建模操作流程设计时将立筋和单条长桁一体建模，将长桁与蒙皮壁板分开设计建模。2.4输出结果初步设计建模结果可作为该型号飞机方向舵壁板基本样式，后续可根据强度计算结果以及工艺部门制造要求进行细节更改
22、，包括对壁板厚度、后缘随形件的更改。3 U形长桁壁板力学分析3.1计算机模型分析利用MSC Patran&Nastran软件对U形加筋壁板进行分析，在一个长564mm，宽540的平板上布置3-5根U形长桁，U形长桁之间距离分别为180mm，141mm，113mm，腹板立边高度25mm。同时在同样的平板上布置3根T形长桁作为对照组进行分析。有限元模型中蒙皮和筋条、缘条均用壳元模拟，缘条与蒙皮共节点。加载端两端固支，左端蒙皮所有节点施加250N的节点力，两侧边约束所有转动自由度。材料选用某国产碳纤维单向带预浸料，加筋壁板各零件单元属性见表3.1-1。所有的模型均采用相同的边界条件和单元属性。Tab
23、.3.1-1 Element properties for FEM零件铺层数量铺层厚度铺层顺序蒙皮121.845/0/90/45sT形腹板142.145/0/90/0/45sT形缘条71.0545/0/90/0/45U形腹板142.145/0/90/0/90/0s表3-1 有限元模型单元属性3.2输出结果其有限元计算结果汇总见表3.2-1。Tab.2 Summarization of FEM results加筋形式T形长桁3根U形长桁4根U形长桁5根U形长桁最大位移(mm)1.151.481.411.40一阶屈曲特征值1.030.751.161.73有限元重量（Kg）1.120.991.031
24、.08表3-2 计算结果汇总从表可以看出，在相同的受载情况下，4根U形长桁组成的加筋壁板就能达到与3根T形长桁组成的加筋壁板相近的屈曲稳定性要求，而重量却比T形加筋壁板轻了8%。内容出自于萍，孙银宝，龚伟明：基于参数化的复合材料整体加筋壁板设计M，中航通飞研究院。 4 U形长桁壁板详细设计4.1工艺性要求设计结构设计应该考虑的工艺性要求工艺性包括制造工艺性和装配工艺性。复合材料结构设计时结构方案的选取和结构细节的设计对工艺性的好坏也有重要影响。主要应该考虑的工艺性要求如下：（1）结构的拐角应该具有较大的圆角半径，避免在拐角处出现纤维断裂、富树脂、架桥等缺陷。（2）对于外形复杂的复合材料构件设计
25、，应该考虑制造工艺上的难易程度，可以采用合理的分离面分成两个或者两个以上构件；对于较大曲率的曲面应该采用织物铺层；对于外形突变处应该采用光滑过渡；对于壁厚变化应该避免突变，可以采用阶梯形变化。（3）构件的表面质量要求较高时，应该使该表面为贴模面，或者在可加均压板的表面加均压板，或分解结构件使该表面成为贴模面。（4）结构件的两面角应该设计成直角或者钝角，一面出现富树脂、架桥等缺陷。（5）复合材料的壁厚一般应该控制在7.5mm以下。对于壁厚大于7.5mm的构件，除了必须采取相应的公益措施以保证质量外，设计时应适当降低力学性能参数。（6）机械连接区的连接板尽量在表面铺贴一层织物铺层。（7）为了减少装
26、配工作量，在工艺上可能的条件下应该尽量设计成整体件，并采用巩固化工艺。（8）在详细设计时应该考虑好所用铆钉的型号规格，以及确定好铆钉与零件的钉边距。一般情况下按照（2.5D+1）设置钉边距，D为铆钉直径。（9）在不影响结构承载能力的情况下需要适当增加开孔，一般规定为不超过边距的三分之一，尽量能够使装配或是维修人员用手持器械通过。（10）为了方便维修，设计时将壁板上用于拆卸的部分改为口盖，并且不铺设长桁。4.2模具选择在设计时，盒体零件若需要使用阴模加工，那么在设计时候应该考虑避免出现闭角。闭角会妨碍脱模，若是采用组合模形式则可以完成工艺加工。但是由于模具成本较高，除非必要的情况，一般不考虑采用
27、组合模的加工形式。4.3其他需要注意的设计防雷击设计：出于飞行时候的安全考虑，方向舵内需要设计引雷铜网。同时也要注意铆钉之间的距离，防止出现尖端放电现象。减重设计：在一些基本不承载的位置应当适当开孔以减轻零件自身的重量。也应该减少不承受主要载荷部位的厚度。转轴余量设计：方向舵面在沿着转轴转动时要保证前缘蒙皮开口不能够露出尾翼垂直安定面。自由边维形支撑设计：壁板在没有肋支撑的部位应当设计翻边避免产生自由边。5 U形长桁壁板材料与制造工艺5.1简述一个复合材料构件的制造，从下料，铺层，固化，切割，检测到最后装配，要经历极其繁多的工序和操作。传统复合材料构件制造过程中各工序都由人工完成，下料和铺放过
28、程中采用下料样板和铺叠样板来保证预切料的形状和铺层的定位。先进的复合材料构件制造流程从原材料开始直至通过装配得到最终的零件，包含以下几个主要环节。1，下料：建材俗称下料，是根据设计的铺层展开图采用数字化下料设备或者手工用刀片按下料样板将合格的预浸料切割成铺层几何形状的工序，一般要求下料的角度误差在正负1度。2，铺放：是将下好的预浸料，按照预先定义的铺层顺序制备复合材料构件预成形体的工序。一般来讲，比较简单的零件是先把预浸料按照顺序铺叠成平板，然后放在模具内。若是形状比较复杂的零件，都采用在成形模具上直接铺叠的方式。可以采用的几种铺放形式包括自动铺带，自动铺丝和手工铺放。3，固化：铺叠完的预成形
29、体，经压实，切边，称重，抽真空后进行固化成形。固化通常是在热压罐或固化炉中进行，将构件的叠层块及吸胶材料等辅助材料构成真空吸胶系统，置于热压罐或固化炉中并进行升温，加压。4，机械加工：去除材料余量，根据设计尺寸休整构件以及钻孔等。一般采用数控切割机或手工进行切割，不允许出现分层。5，无损检测：采用无损检测的方法来检测构件的质量。无损检测应检验构件贫胶，富胶，空隙，分层等缺陷内容以及缺陷分布情况。常用的监测方法包括超声检测和射线监测。6，装配：采用机械连接或胶结的连接方法将复合材料构件或复合材料构件与金属零件的装配方法也有所不同。5.1技术原理自动铺带技术是欧美国家广泛发展和应用的自动化成型技术
30、之一，集预浸带剪裁、定位、铺叠、压实等功能于一体，且具有工艺参数控制和质量检测功能的集成化数控成型技术。它涉及自动铺放装备技术、预浸料切割技术、铺放CAD/CAM技术、自动铺放工艺技术、铺放质量监控、模具技术、成本分析等多个研究方向。20世纪60年代中期，复合材料自动化成型技术开始涌现，美国率先在先进复合材料制造领域开发自动铺带技术，并实现人工辅助铺带到全自动铺带的转型。80年代以后，自动铺带技术开始广泛应用于商业飞机的制造领域。欧美航空制造商将自动铺带技术广泛应用于多种飞机型号，主要包含F-22(机翼)、波音777(全复合材料尾翼、水平和垂直安定面蒙皮)C-17(水平安定面蒙皮)、V-22(
31、旋翼蒙皮)空中客车A330/空中客车A340(水平安定面蒙皮)和空中客车A380(安定面蒙皮、中央翼盒)等。经90年代的蓬勃发展，自动铺带技术在成型设备、软件开发、铺放工艺和原材料标准化等方面得以深入发展，并在大型飞机(波音787，空中客车A400M军用运输机，空中客车A350)得以更加广泛的应用。自动铺带机主要分为两类：11轴龙门式自动铺带机和专用自动铺带机。与一般复合材料自动化成型技术(拉挤、缠绕、模压、RTM、编织等)不同，自动铺带机不仅要精确控制铺带头运动轨迹，而且要实现铺带头内部预浸带输送、铺放和切割等运动，并可对预浸带质量(宽度、夹杂、缺纱等)、预浸带进给、切割质量、成型温度、成型
32、压力和铺带间隙等技术指标进行精确控制。故自动铺带机不但需要明显高于其他复合材料自动化设备的加工精度和运行平稳，而且需要更强大的控制功能和灵活性(多轴插补、多I/O控制点、多模拟量控制)。高级纤维铺放Advanced Fiber Placement（AFP）是一种使用计算机引导的机器人技术将一或多层UD胶带铺设到模具上以创建零件或结构的过程。 在此过程中，单向带通过激光，热气或IR加热，并通过冷辊就地粘合到已制成零件的其余部分。 高质量的单向带至关重要。 典型应用包括飞机机翼蒙皮和机身。5.2材料选择某型号碳纤维单向带预浸料。5.3制造工艺将碳纤维单向带预浸料通过自动铺带机，按一定角度铺放到模具
33、表面，铺贴辊与制件表面紧密接触以压紧铺层。在模具中，单向带纤维被组合、压实和固化（加工）以熔化。工艺生产制造时需要按照以下几点要求。（1）铺层比例：各种方向铺层比例不应低于8%，且不高于67%。外表铺层：0铺层不允许存在于最外面，最外面推荐使用45/135铺层。（2）同向铺层：最大铺层数量=4或最大铺层厚度=1.0mm.过渡区铺层交错： 菱形：好 箭头形：较好图5-1 铺层交错原则示意图（3）外表铺层：过渡区外表面至少铺设两层完整铺层。图5.-2 外表铺层过渡示意图（4）覆盖层：每4层过渡区断层应该至少覆盖1层较大铺层。图5-3 覆盖层示意图（5）断层位置和分布：避免在同一个位置削减铺层。好
34、避免图5-4 断层位置和分布示意图（1）如果无法避免，则至少用4层铺层将其分开。好 不推荐图5-5 断层位置和分布示意图（2）6结论根据强度部门工程师们反馈的计算结果来看，本次设计的数模中，方向舵操纵面的前缘蒙皮壁板部分存在自由边，会导致蒙皮壁板无法维持自身形面。在得到这一反馈后，我们采用了蒙皮壁板前缘翻边的结构型式，利用翻边来进行自身维形。在得到工艺部门工程师们的反馈后，我们得知模型中的部分翻边设计无法进行加工，需要对设计进行进一步修改。经过设计部门工程师们反复沟通讨论后，确定了采用分块口盖的型式来进行设计，在进行建模设计的同时一边保持与工艺部门的密切沟通，确保该设计能够顺利进行加工。最终满
35、足了各方要求的数模已经交由工艺部门提取数据生产加工模具。通过以上可以总结出U形加筋长桁壁板结构型式的优点：1. 对比T形长桁壁板，U形加筋长桁壁板的结构型式具有良好的承载性；2. U形加筋长桁壁板的结构拥有完善的设计思路与设计流程；3. 长桁与蒙皮壁板都采用复合材料，并且将二者巩固化设计，可以避免单独架设长桁所造成的重量上的浪费。与此同时，也存在一些设计上的缺陷，例如工艺加工生产可能无法实现。针对工艺无法生产的问题，也引出后续的研究方向：应该在合理的范围内优化设计，将工艺无法实现的部分细化，使得加工方面能够接受。参考文献1熊贤鹏：特种飞行器研究M，中航工业特种飞行器研究所2015年版。2刘锦云
36、：结构材料学M，哈尔滨工业大学出版社2008年版。 3方振平，陈万春，张曙光：航空飞行器飞行动力学M，北京航空航天大学出版社2005年版。 4刘鸿文：材料力学（第四版）M，高等教育出版社2004年版。 5古彪：世界特种飞行器及应用M，航空工业出版社2016年版。 6傅德薰:计算空气动力学M， 中国宇航出版社2009年版。7王耀先：复合材料结构设计M，化学工业出版社2001年版。8刘怀恒：结构及弹性力学有限元法M，西北工业大学出版社2010年版。9王云：航空航天概论M，北京航空航天大学出版社2009年版。10范慕辉，焦永树：材料力学教程M，机械工业出版社2009年版。11牛春匀：实用飞机复合材料结构设计与制造M，航空工业出版社2010年版。12于萍，孙银宝，龚伟明：基于参数化的复合材料整体加筋壁板设计M，中航通飞研究院。13刘东辉，龚伟明：复合材料加筋壁板轴压承载能力试验研究J，科技创新与应用，2017（18）：77。14（英）丹尼斯豪（Denis Howe） 著；孙秦，韩忠华，钟小平 译：飞机载荷与结构布局M，中航传媒出版社。15李顺林，王兴业：复合材料结构设计基础M，武汉理工大学出版社。附 录附录1
