某型飞机前服务门强度刚度分析与结构改进

摘要：以某型飞机前服务门为研究对象，采用HyperMesh软件建立有限元模型，通过对其在极限气密载荷下强度刚度的分析，得到前服务门的应力和变形的分布情况。以此确定前服务门门体与门框刚度匹配的实际情况，找出前服务门密封性能不佳的原因，并提出和验证解决此问题的结构改进方案。
关键词：HyperMesh，强度刚度，有限元仿真，刚度匹配

某型飞机前服务门为半堵塞外开式舱门，主要用于装载飞机上的生活设施和乘客物品，并可兼做Ⅰ型应急出口使用。其结构承受飞机的气密载荷，保证飞机的气密性和水密性。因而其密封性能至关重要。然而在飞机装配生产和外场飞行时，前服务门密封性能不佳一直是困扰着设计部门的一项难题，如何才能提高舱门的密封性能，这就需要找出舱门密封性能不佳的原因，并针对原因提出解决方案。

本文使用虚拟仿真领域用户认可程度比较高的Altair公司的HyperMesh软件建立某型飞机前服务门的有限元模型，使用RADIOSS对前服务门的强度刚度进行分析，并根据计算结果确定门体与门框的刚度不匹配是造成舱门密封性能不佳的原因，最终为工程师提供解决舱门漏气的理论方案。

1、前服务门结构概述

前服务门结构主要由门体、门框和运动机构等组成。门体结构由纵梁、加强框、沿蒙皮周围一圈的外加强框以及蒙皮等组成。门框主要由蒙皮、垫板、长桁、框、上下纵梁、连接角盒、角片和挡块等组成。前服务门在关闭状态下，门体与门框通过运动机构、挡块和接头连接，前服务门结构如图1所示。

2、有限元建模

前服务门有限元模型建模时，主要考虑了门结构的受力特点及刚度特性，模型取自CATIA三维数模及二维图纸。

2.1、有限元网格

将CATIA数模直接导入到HyperMesh中进行有限元网格的划分。其中蒙皮、垫板、长桁、框、梁、连接角盒和角片等薄壁零件离散为壳单元，接头和厚板件等零件采用六面体单元，铆钉和较小螺栓连接采用一维焊点单元（CWELD）。此外，在建立网格模型过程中，为了较为真实地模拟门体与门框间的传力过程，挡块与接头之间采用接触（CONTACT）方式建立10对接触面，同时释放门体加载方向上的自由度，约束其它自由度。

完成后的前服务门网格模型如图2所示，共264315个单元、295890个节点。

图2 前服务门有限元模型

2.2、材料和属性

前服务门结构采用七种材料，材料具体参数如表1所示。

将以上材料参数输入新建的材料卡片，并将材料赋予属性，属性赋予存储不同零件网格的Component。

2.3、边界条件

约束机身周围结构断面处所有节点的六个自由度。

2.4、载荷和工况

前服务门在关闭时，主要承受气密舱的气密压力载荷。本次前服务门强度刚度分析不考虑门自重的影响，只进行极限气密载荷工况分析，极限气密载荷取：2△P=0.0706MPa。

在该工况下，门体上的气密载荷主要由梁的拉压、剪切和蒙皮的环向拉伸承受，然后通过梁两端的接头传递到门框上，并扩散至机身。同时，门框区域也承受气密载荷。

在进行本分析时，气密载荷施加于机身蒙皮和门体外蒙皮上，载荷示意图如图3所示。

2.5、仿真分析

前服务门有限元模型经调试无误后，采用RADIOSS (BulkData) 程序进行计算。

3、分析计算结果

模型求解完毕后，使用后处理软件HyperView查看前服务门整体结构和各个零部件的应力、变形分布情况等。在极限气密载荷下，前服务门有限元计算应力云图如图4所示，变形云图如图5所示。

3.1 强度分析结果

根据应力包络云图可得出前服务门大部分应力在100～300MPa之间，均小于材料屈服强度，而接头部位应力较高，但其材料为30CrMnSiA，应力也小于材料屈服强度。总体而言，前服务门在极限气密载荷下强度满足设计要求。

3.2、刚度分析结果

从前服务门的上部、航向前侧、下部和航向后侧选取四个点，分别测得门体与门框的变形，得到刚度匹配差值，具体数据见表1。

由表1数据可以看出，门体下部与门框的刚度匹配差值较大，门体上部与门框的刚度匹配差值次之，但下部差值由密封带横截面的半径进行补偿，而上部仅由压缩后的回弹进行补偿，所以在上部与下部刚度匹配差值较为接近的情况下，上部的密封性能较下部差；航向前侧和航向后侧门体与门框的刚度匹配差值最小且基本相同，均可由密封带的变形进行补偿。

综合分析，可以得到门体与门框刚度匹配差值不合理是造成前服务门密封性能不佳的主要原因，因而就要改进前服务门结构，使其刚度匹配较为合理，密封带能够弥补刚度匹配差值，保证前服务门良好的密封性能。

4、结构改进方案

为了使前服务门门体与门框刚度匹配趋于合理，提出以下结构改进方案：

4.1、方案一：门框改为机加框

将门框改为机加件，并在每个接头处增加立筋，以增加接头安装区域的刚度，如图6所示。

将门框改成机加框后，在极限气密载荷2△P作用下，门体与门框的变形数据见表2，门体的变形减少到6.845mm，变形减少12.5%，门体与门框的上部相对变形由3.892mm减少到2.924mm。

在气密载荷下，门体与门框的变形是随着压强的增大或减少基本呈线性变化的。在气密试验载荷△P=0.033时，门体与门框的上部相对变形由1.819mm减少为1.366mm，减少了24.9%。

4.2、方案二：门框区域加强——加强隔板

门框区域用加强隔板进行加强，如图7所示。门框区域加强后门体与门框变形如图2.4所示，门体与门框变形数据见表3。

经过计算，加强门框区域后门体与门框的相对变形与未加强前变化不大。此方案不可行。

4.2、方案三：改变门体与门框上部、下部接头位置

由于前服务门上部、下部相对变形较大，因而可以将门体与门框上部两个接头位置向上移动，下部两个止动接头位置向下移动（如图8所示），以改变气密载荷的传力路线，减少相对的变形。

受舱门空间结构的限制，上部接头只能向上移动30mm，下部接头只能向下移动10mm，通过计算，变形数据见表6。

改变门体与门框上接头位置后，在极限气密载荷2△P作用下，门体与门框的相对变形与接头位置未改变前变化不大。此方案不可行。

4.3、方案四：改变门体与门框上部、下部接头位置，并将门框改为机加框

结合方案三和一，改变门体与门框上部、下部接头位置，并将门框更改为机加框，在每个接头处增加立筋，以增加接头安装区域的刚度。通过计算，变形数据见表7。

改变门体与门框上部、下部接头位置，并将门框改为机加框后，在极限气密载荷2△P作用下，门体的变形减少到6.322mm，变形减少19.19%，门体与门框的上部相对变形由3.892mm减少到2.372mm，变形减少39.05%。

此方案虽说可以较大幅度的减少门体与门框的相对变形，但改动量较大且涉及到运动机构焦点的变动，在改动之后要重新做强度试验，重新适航取证，因而实际执行起来有较大的难度。

综合以上分析，采用改动量比较小的方案一：将门框改为机加框。此时，在极限气密载荷下，门体与门框上部的刚度匹配差值为2.924mm，完全可以由密封带的压缩后的变形量来弥补；而上部的刚度匹配差值为3.990mm，可由密封带横截面的半径进行补偿；航向前侧和航向后侧门体与门框的刚度匹配差值均减少到2mm以下，亦可由密封带的变形进行补偿。因而此方案可行。

5、结论

本文对某型飞机前服务门强度刚度进行分析，最终确定了前服务门密封性能不佳的主要原因是门体与门框刚度匹配差值过大，密封带的变形无法弥补此差值，从而造成前服务门漏气。以此为切入点，改进前服务门门框结构，提高门框刚度，减少门体与门框刚度匹配差值，使密封带的变形能够弥补此差值，从而保证前服务门良好的密封性能。

此外，通过对前服务门强度刚度的分析，能够提高设计工程师的设计水平和工作效率，同时在分析过程中发现HyperMesh在网格划分方面、RADIOSS在线性求解方面表现出相当卓越的性能。

6、参考文献
HyperWorks User's Manual
牛春匀编.实用飞机结构设计[M].北京：国防工业出版社，1991