奚佳凱

( 中航工業(yè)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

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倒錐連接形式復(fù)合材料槳葉根段強(qiáng)度評估初探

奚佳凱

( 中航工業(yè)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

此文作為一個(gè)初步探索，主要是對一種槳葉根部段進(jìn)行強(qiáng)度分析。通過有限元建模分析、網(wǎng)格劃分、繪制應(yīng)力和變形云圖及試驗(yàn)結(jié)果對比，首次對這種槳葉根部段進(jìn)行強(qiáng)度評估。數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對比分析顯示，數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本吻合，數(shù)值計(jì)算結(jié)果真實(shí)有效，同時(shí)初步認(rèn)定該結(jié)構(gòu)具有較好的靜強(qiáng)度。

新型槳葉；有限元；強(qiáng)度評估；牽引力模型

0 引言

目前國內(nèi)直升機(jī)現(xiàn)有和在研的復(fù)合材料旋翼槳葉根部大多采用傳統(tǒng)雙銷的連接形式。這種連接形式的槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，翼型段的幾何參數(shù)是總體確定的，如槳葉的弦長、展長、翼型及其翼型配置、幾何扭轉(zhuǎn)、弦長分布等。而槳根段的幾何參數(shù)，包括槳葉與槳轂連接的襯套孔距、孔徑和大梁帶尺寸等參數(shù)，要根據(jù)槳根的載荷和疲勞特性要求，通過結(jié)構(gòu)和強(qiáng)度分析來確定。

雙銷接頭廣泛用于國內(nèi)外各種型號的直升機(jī)槳葉上，而且由于槳葉接頭剖面的結(jié)構(gòu)復(fù)雜性和受載嚴(yán)重性，國外直升機(jī)公司在設(shè)計(jì)槳葉根部時(shí)是非常慎重的，相當(dāng)噸位的直升機(jī)，一般都不太改變已有的成熟槳根構(gòu)型設(shè)計(jì)，這樣可以降低槳葉的研制風(fēng)險(xiǎn)。所以4噸級的“海豚”槳葉和2噸級的“小松鼠”槳葉采用了一樣的槳根接頭設(shè)計(jì)技術(shù)[1]。

目前，傳統(tǒng)雙效接頭技術(shù)已經(jīng)比較成熟，能夠在多種類直升機(jī)上正常工作，但是當(dāng)直升機(jī)的旋翼尺寸較大時(shí)，如果采用傳統(tǒng)雙銷的結(jié)構(gòu)，大梁帶可能難以承受如此高的壓縮強(qiáng)度。本文討論一種接頭形式，這種槳葉接頭之前一直在大型螺旋槳槳葉中使用，特別是在風(fēng)機(jī)葉片中使用較為廣泛。與傳統(tǒng)的雙銷接頭相比，本文介紹的該種接頭主要由金屬接頭、膠膜、展向大梁帶、蒙皮和橫向纏繞大梁帶組成，其中展向大梁帶、蒙皮和橫向纏繞大梁帶組成了復(fù)合材料鋪層區(qū)域，復(fù)合材料鋪層區(qū)域與金屬部分通過膠膜相連。而傳統(tǒng)雙銷接頭主要由金屬襯套、根部堵蓋、接頭填塊、纏繞大梁帶、填充和蒙皮等構(gòu)成，傳統(tǒng)雙銷接頭結(jié)構(gòu)外形圖如圖1所示。

圖1 雙銷接頭示意圖

1 接頭構(gòu)型介紹

槳葉根部接頭剖面鋪層示意見圖2。

1) 槳葉采用橢圓倒錐形梳狀接頭，梳狀部分通過兩根槳葉銷與槳轂相連；

2) 槳葉的錐形部分形成一個(gè)倒楔形，整個(gè)橢圓面延展向鋪放的大梁帶形成大梁；

3) 在槳根處用大梁帶橫向纏繞加強(qiáng)。

圖2 槳葉根段構(gòu)型示意圖

2 槳根計(jì)算方式

槳葉根部考核及分析主要是通過使用ABQUES有限元分析軟件對槳葉根部段進(jìn)行應(yīng)力應(yīng)變計(jì)算分析。

分析步驟如下：①金屬梳狀接頭和復(fù)合材料建模；②對金屬和復(fù)合材料屬性進(jìn)行定義；③施加載荷；④定義邊界條件；⑤對部件分別劃分網(wǎng)格；⑥提交計(jì)算。

由于金屬梳狀接頭和復(fù)合材料直接通過粘膠的方式連接，同時(shí)考慮這層膠的厚度很薄，在對這層膠進(jìn)行建模的過程中使用了ABAQUS中的牽引分離建模方法。

同時(shí)，為了驗(yàn)證計(jì)算結(jié)果，我們設(shè)計(jì)了一個(gè)靜強(qiáng)度試驗(yàn)，給試驗(yàn)件施加與計(jì)算相同的載荷，對比軟件計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果來對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度進(jìn)行分析。

2.1 建模

對金屬梳妝接頭和復(fù)合材料分別進(jìn)行建模，可以使用ABAQUS軟件自帶的建模工具，也可以在其他CAD/CAE建模軟件中將模型建好再導(dǎo)入到ABAQUS中。

2.2 對金屬和復(fù)合材料屬性進(jìn)行定義

對金屬和復(fù)合材料進(jìn)行屬性定義，主要定義材料的彈性、密度等基本信息，復(fù)合材料還需要考慮纖維的各向異性問題。

2.3 施加載荷

對模型施加離心力、揮舞方向和擺振方向的彎矩，載荷大小如表1所示。

表1 軟件計(jì)算載荷

2.4 定義邊界條件

對金屬梳妝接頭0剖面位置進(jìn)行六個(gè)方向的綁定約束，其中考慮粘膠對金屬和復(fù)合材料接觸位置起到的強(qiáng)化固定作用，對膠結(jié)這一特殊結(jié)構(gòu)使用牽引分離建模方法進(jìn)行定義。

2.5 牽引分離建模方法[2]

基于牽引分離的建模，模擬厚度可以忽略的膠，通常用于復(fù)合材料中的綁定界面建模。膠的材料特別薄，甚至被認(rèn)為是零厚度(圖3)。

在這種情況下，膠材料的宏觀性能并不直接同問題相關(guān), 有關(guān)的問題必須利用斷裂力學(xué)來解決，比如斷裂釋放能量。粘結(jié)單元建立初始載荷、損傷以及損傷進(jìn)展，最后導(dǎo)致界面破壞。

我們可以使用粘結(jié)單元來模擬裂紋的擴(kuò)展。但是，此模型不需要有初始的裂紋，裂紋是由計(jì)算得到的。裂紋嚴(yán)格從粘結(jié)單元處擴(kuò)展，不影響周邊的材料。

使用牽引力模型來模擬膠材料需要對膠的屬性進(jìn)行定義，其中包括了三個(gè)方向上的強(qiáng)度指標(biāo)，包括垂直于膠結(jié)平面的拉伸強(qiáng)度和兩個(gè)平行于膠結(jié)平面的剪切強(qiáng)度。

除了膠結(jié)的強(qiáng)度指標(biāo)外，還需要定義膠材料抗損傷的材料屬性，如圖4所示。

圖3 牽引力典型建模

圖4 膠結(jié)的抗損傷材料屬性

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這個(gè)時(shí)候膠材料的損傷啟動(dòng)。

當(dāng)膠材料的損傷啟動(dòng)以后，應(yīng)力對膠材料有一個(gè)線性損傷演化的過程，演變過程如圖5所示。

圖5 膠結(jié)的材料損傷演變屬性

當(dāng)膠材料任意一個(gè)方向上的應(yīng)力超過了塑性范圍內(nèi)的最大值，隨著位移的增大，應(yīng)力減小。如果這個(gè)時(shí)候載荷下降，膠材料的剛性下降，應(yīng)力和位移應(yīng)該由虛線下降；當(dāng)載荷再次增大的時(shí)候，應(yīng)力和位移應(yīng)該由剛性下降后的路線上升。

2.6 網(wǎng)格劃分

完成建模以后我們需要對模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，分別對金屬梳妝接頭和復(fù)合材料進(jìn)行網(wǎng)格劃分，劃分好的網(wǎng)格如圖6所示。

圖6 網(wǎng)格模型

2.7 提交計(jì)算

將劃分完網(wǎng)格的模型進(jìn)行提交計(jì)算，得到最后的應(yīng)力云圖。

2.8 應(yīng)力分析

結(jié)構(gòu)整體應(yīng)力情況見應(yīng)變云圖(圖7)。

金屬接頭的總應(yīng)力云圖顯示，金屬材料接頭前段即接頭與槳葉銷連接部位應(yīng)力較小，金屬接頭的前段即接頭與復(fù)合材料膠結(jié)部位的應(yīng)力值較大，其中尤其以50剖面附近的應(yīng)力值偏大，最大值為231MPa。

金屬材料接頭強(qiáng)度分析：靜強(qiáng)度分析中取安全系數(shù)為1.5。

金屬材料接頭的極限應(yīng)力：

σult=(σs+σd)×1.5

靜強(qiáng)度裕度：

M.S.

金屬材料的強(qiáng)度極限：σb=895MPa.

經(jīng)過計(jì)算,金屬材料接頭在拉彎試驗(yàn)載荷加載的情況下，接頭的靜強(qiáng)度裕度為158%,金屬接頭在拉彎試驗(yàn)載荷加載的情況下靜強(qiáng)度較大。

圖7 整體應(yīng)力云圖

復(fù)合材料鋪層應(yīng)力云圖如圖7b所示。我們可以觀察到，應(yīng)力最大值點(diǎn)位于150剖面上，最大值為34MPa。

復(fù)合材料鋪層靜強(qiáng)度分析：靜強(qiáng)度分析中取安全系數(shù)為1.5。

重型直升機(jī)主槳葉臨界剖面材料的極限應(yīng)力：

σult=(σs+σd)×1.5

靜強(qiáng)度裕度：

M.S.

通過觀察，我們得知應(yīng)力最大值點(diǎn)位于蒙皮中的玻璃布區(qū)域，其中玻璃布的安全極限強(qiáng)度Rm-kq=266MPa.

經(jīng)過計(jì)算，復(fù)合材料鋪層在拉彎試驗(yàn)載荷加載的情況下，復(fù)合材料鋪層的靜強(qiáng)度裕度為421%,復(fù)合材料鋪層在拉彎試驗(yàn)載荷加載的情況下靜強(qiáng)度較大，滿足強(qiáng)度條件[3]。

2.9 靜強(qiáng)度拉彎試驗(yàn)

我們通過對槳葉根段進(jìn)行拉彎靜力試驗(yàn)來驗(yàn)證這種槳葉根段結(jié)構(gòu)的合理性及可靠性。試驗(yàn)件如圖8所示。

圖8 槳葉根段試驗(yàn)件示意圖即貼片位置

對試驗(yàn)件施加與軟件計(jì)算相同的載荷，其中：離心力指向槳尖為正；揮舞彎矩是使槳葉的上表面受拉為正；擺振彎矩是使槳葉的前緣受拉為正。

在試驗(yàn)進(jìn)行的過程中，當(dāng)加載到計(jì)算載荷100%時(shí)，試驗(yàn)件未破壞，并且未見到明顯裂紋，加載到計(jì)算載荷的200%時(shí)，試驗(yàn)件未破壞，試驗(yàn)結(jié)束。

最后采集到的試驗(yàn)數(shù)據(jù)中包含了試驗(yàn)件在各剖面的應(yīng)變值，即在加載揮舞彎矩和擺振彎矩作用下?lián)]舞方向和擺振方向上的應(yīng)變值大小。通過比較試驗(yàn)和軟件計(jì)算得到的各剖面的應(yīng)變值，可以在整體上比較數(shù)值模擬是否與試驗(yàn)相接近，有限元模型是否正確。

將125剖面模型計(jì)算得到的試驗(yàn)應(yīng)變值與試驗(yàn)應(yīng)變值進(jìn)行比較分析,應(yīng)變比較值結(jié)果見表2、圖9、圖10。

從模型計(jì)算應(yīng)變值和試驗(yàn)應(yīng)變值對比中我們可以看出，模型應(yīng)變值和試驗(yàn)應(yīng)變值大致相等，反映出模型計(jì)算的真實(shí)有效。

表2 125剖面試驗(yàn)和數(shù)值應(yīng)變比較

圖9 揮舞應(yīng)變值對比圖10 擺振應(yīng)變值對比

3 結(jié) 論

本文通過有限元軟件計(jì)算和靜強(qiáng)度拉彎試驗(yàn)來對這種新型結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度評判。在有限元軟件應(yīng)力應(yīng)變云圖中，復(fù)合材料應(yīng)力較大。在靜強(qiáng)度拉彎試驗(yàn)中，金屬材料的應(yīng)力最大值位于圓筒接頭跟端位置，最大值為231 MPa，考慮該處可能存在應(yīng)力集中問題，所以該位置應(yīng)力較大。復(fù)合材料的應(yīng)力最大值位于150剖面，應(yīng)力最大值為37.9MPa，結(jié)構(gòu)靜裕度較大，滿足靜強(qiáng)度要求。

該結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度拉彎試驗(yàn)采用了與有限元計(jì)算軟件相同的載荷，試驗(yàn)過程中未發(fā)現(xiàn)試驗(yàn)件存在強(qiáng)度問題。為了進(jìn)一步驗(yàn)證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，對試驗(yàn)件加載了計(jì)算載荷200%的試驗(yàn)載荷，試驗(yàn)過程中未發(fā)現(xiàn)強(qiáng)度問題，試驗(yàn)結(jié)束以后試驗(yàn)件未破壞。

通過有限元計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果，我們可以發(fā)現(xiàn)，該種結(jié)構(gòu)在承受離心力、揮舞彎矩和擺振彎矩載荷的情況下，應(yīng)力水平較小，能夠較好地滿足靜強(qiáng)度要求。

本論文通過對一種槳葉根部段進(jìn)行強(qiáng)度評估，依次對其進(jìn)行有限元建模，定義材料屬性，定義邊界條件，劃分網(wǎng)格，繪制應(yīng)力云圖，最后與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比分析，對這種槳葉根部結(jié)構(gòu)進(jìn)行了一種強(qiáng)度上的首次分析。通過這次分析，我們了解到這種結(jié)構(gòu)在拉彎靜載荷下有著較好的強(qiáng)度狀況,該結(jié)論同時(shí)可以為這種槳葉根部段以后的設(shè)計(jì)和使用提供參考。但是根據(jù)目前的數(shù)據(jù)我們也只能認(rèn)為它在這種載荷情況下強(qiáng)度較好，如果要將這種槳葉根部段投入設(shè)計(jì)和使用，我們還需要對這種構(gòu)型在承受扭轉(zhuǎn)載荷或者同時(shí)承受多種載荷的情況進(jìn)行分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，另外還需要對其疲勞壽命情況進(jìn)行試驗(yàn)和分析，這些工作還有待于今后繼續(xù)研究。

[1] 方永紅.復(fù)合材料槳葉根部設(shè)計(jì)[D].景德鎮(zhèn):中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所,2002.

[2] Rioa G, Laurent H, Bles G. Asynchronous interface between a finite element commercial software ABAQUS and an academic research code HEREZH[J].Advances in Engineering Software.2008,39(12).

[3] 穆志韜，曾本銀．直升機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞[M]．北京：國防工業(yè)出版社，2009.

Inverted Cone Connection Form Composite Propeller Blade Root Strength Assessment

XI Jiakai

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China)

In this paper ,we used the finite element modeling ,meshing，drawing stress patterns and the experimental results compared to assess the strength of a typical new roots of blade .According to the results of numerical calculation and test result of contrast analysis showed that the calculation result and experimental results were basically consistent, real and effective computing results. The results showed that the structure has good static strength.

new blade；finite element；strength assessment；traction separation based

2015-04-13

奚佳凱(1989-)，男，江西景德鎮(zhèn)人，碩士研究生，主要研究方向：直升機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)。

1673-1220(2015)03-020-05

V215.2

A