陶憲斌+曾玖海+沈亞娟

摘 要：某直升機(jī)旋翼槳葉疲勞試驗考核中發(fā)生蒙皮斷裂，壽命遠(yuǎn)低于設(shè)計要求。分析表明蒙皮模壓質(zhì)量、泡沫對接縫對蒙皮應(yīng)力影響較小，不足以造成槳葉疲勞試驗的提前失效。通過有限元模擬發(fā)現(xiàn)蒙皮厚度不均勻?qū)е碌膽?yīng)力集中是疲勞試驗提前失效的主要原因。采用改進(jìn)后的旋翼槳葉完成另外兩件疲勞試驗。依據(jù)有限元分析計算出應(yīng)力集中系數(shù)，結(jié)合第一件試驗結(jié)果得到的疲勞極限與第二件、第三件疲勞試驗的疲勞極限基本吻合。從試驗、計算兩方面均證明結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中是疲勞試驗提前失效主要原因。

關(guān)鍵詞：旋翼槳葉；疲勞試驗；有限元；應(yīng)力集中

1 概述

旋翼槳葉作為直升機(jī)的關(guān)鍵部件，在直升機(jī)定型前必須進(jìn)行疲勞試驗驗證[1]。通常情況下，試驗?zāi)康挠袃蓚€：一是通過試驗獲得槳葉的疲勞特性，為槳葉的壽命評定提供試驗依據(jù)。二是通過試驗獲得槳葉疲勞破壞模式，以便后續(xù)改進(jìn)結(jié)構(gòu)及細(xì)節(jié)設(shè)計。對于旋翼槳葉試驗失效判定采用以下兩種標(biāo)準(zhǔn)[2]：

（1）試驗件考核部位出現(xiàn)裂紋、分層、開膠。

（2）試驗件剛度下降至不能恢復(fù)到原來的載荷。

某型直升機(jī)旋翼槳葉第一件疲勞試驗時按疲勞試驗載荷進(jìn)行至29萬次循環(huán)時，槳葉上表面出現(xiàn)裂紋，如圖1所示。

通過疲勞分析計算，該狀態(tài)旋翼槳葉為200小時壽命，遠(yuǎn)未達(dá)到某型機(jī)設(shè)計定型壽命要求。

對該裂紋區(qū)域解剖后進(jìn)行檢查，結(jié)果如下：

（1）裂紋位置為根部段泡沫與翼型段泡沫對接位置，對接縫沒有明顯過大現(xiàn)象。

（2）根部段泡沫為細(xì)孔，翼型段泡沫為粗孔，含膠量大。

（3）根部段蒙皮薄，翼型段蒙皮厚，形成厚度差，內(nèi)部鋪層褶皺。

2 蒙皮模壓質(zhì)量影響分析

通常情況下，模壓壓力主要影響槳葉的外觀規(guī)整性。壓強較低時，樹脂不能充分流動，樹脂中的氣泡不能充分排出，槳葉的規(guī)整性不好，力學(xué)性能有所下降；壓強較高時脫模困難，容易使槳葉在脫模過程中產(chǎn)生損傷，影響槳葉的力學(xué)性能。試驗件槳葉在制造過程中，采用的是一體化成型工藝，模壓壓強不會有太大的差異。通過目視檢查可以得到剖壞剖面附近蒙皮表面質(zhì)量沒有異常，在槳葉脫模過程中也沒有出現(xiàn)脫模困難的情況發(fā)生，這兩點說明槳葉在模壓成型過程中沒有模壓壓強過小或者過大的質(zhì)量問題。造成蒙皮厚度不一致主要是由泡沫造成的。破壞剖面為泡沫對接縫位置，靠近根部段泡沫為細(xì)孔泡沫，靠近翼型段泡沫為粗孔泡沫，由于泡沫性質(zhì)不同，槳葉鋪層在成型過程中模壓壓強存在略微差異，造成對接縫兩側(cè)槳葉蒙皮模壓質(zhì)量有所不同。蒙皮在槳葉模壓成型過程中，細(xì)孔泡沫提供的模壓壓強大，蒙皮含膠量低，造成靠近根部段蒙皮?。淮挚着菽峁┑哪簤簭娦?，蒙皮含膠量大，靠近翼型段的蒙皮厚，如圖2所示。

旋翼槳葉采用了先進(jìn)的全復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，蒙皮復(fù)合材料主要由纖維和樹脂機(jī)體構(gòu)成[3]。在拉伸載荷作用下主要由纖維承載，在壓縮載荷作用下主要由機(jī)體承載[4]。破壞剖面兩側(cè)蒙皮模壓質(zhì)量不同主要是含膠量的不同，即樹脂機(jī)體含量不一致，槳葉鋪層纖維總量并沒有變化。旋翼槳葉在離心力的作用下，蒙皮主要承受拉伸載荷，在旋翼槳葉鋪層纖維總量沒有變化的情況下，模壓質(zhì)量對蒙皮的力學(xué)疲勞性能的影響不大[5]。并且破壞剖面產(chǎn)生在蒙皮厚度不一致的對接面，兩側(cè)蒙皮未破壞。因此破壞剖面兩側(cè)蒙皮吸膠量、模壓質(zhì)量不一致并不是造成疲勞試驗提前失效的主要原因。

3 泡沫對接影響分析

旋翼槳葉內(nèi)部PMI泡沫的并不作為一個受力部件，在槳葉強度分析過程中也往往是不考慮的。泡沫的作用主要有兩點：（1）維持槳葉氣動外形的作用；（2）在槳葉模壓成型過程中提供壓力。

破壞剖面位于根部細(xì)孔泡沫與翼型段粗孔泡沫的對接位置，需對泡沫對接縫的影響進(jìn)行分析，針對破壞剖面建立有限元模型進(jìn)行定性分析驗證。考慮到復(fù)合材料旋翼槳葉建模的復(fù)雜性，有限元模型需要一定的簡化。蒙皮用殼單元模擬，大梁帶及泡沫用實體單元模擬，約束及加載方式見圖3。

分別計算了有泡沫填充和無泡沫填充的破壞剖面應(yīng)力結(jié)果如圖4、5所示：

分析結(jié)果表明，有泡沫填充的槳葉剖面應(yīng)力為143MPa，無泡沫填充的槳葉泡面應(yīng)力為145MPa，無泡沫填充狀態(tài)下的槳葉剖面應(yīng)力比有泡沫填充的剖面應(yīng)力提高約1.4%。因此可以得到泡沫對接縫的存在，會造成應(yīng)力水平有所提高，但提高作用有限，不足以造成槳葉疲勞試驗的提前失效。

4 結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中影響分析

雖然槳葉破壞剖面區(qū)域表面蒙皮質(zhì)量沒有異常，但兩邊泡沫孔大小不同、過盈量不匹配導(dǎo)致在泡沫對接位置蒙皮的厚度、含膠量、模壓質(zhì)量突變，泡沫對接位置鋪層皺褶，影響了載荷傳遞，可能引起應(yīng)力集中。

應(yīng)力集中系數(shù)反應(yīng)出結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中水平，是一個比1大的系數(shù)，應(yīng)力集中的地方是結(jié)構(gòu)疲勞強度的薄弱的地方，任何結(jié)構(gòu)和機(jī)械零件幾乎都有應(yīng)力集中，應(yīng)力集中系數(shù)是用名義應(yīng)力法計算疲勞壽命的基礎(chǔ)。通常情況下取某一截面的最大應(yīng)力？滓max和同一截面的平均應(yīng)力？滓之比即為應(yīng)力集中系數(shù)。如下所示：

獲取應(yīng)力集中系數(shù)Kt通常有四種方法：實驗方法；工程圖表法；經(jīng)驗公式法及有限元法[7]。

（1）實驗方法獲取的Kt和其他方法相比都更可靠、精確，可是因為耗資、耗時，和試驗設(shè)備等限制條件的影響，使得通過實驗方法得到的應(yīng)力集中系數(shù)很難實現(xiàn)。

（2）按照結(jié)構(gòu)的具體參數(shù)，在工程手冊中直接查取應(yīng)力集中系數(shù)Kt，這是目前最普遍的方式。工程手冊中的圖表是依據(jù)大量的試驗直接獲得的，這樣得來的數(shù)據(jù)結(jié)果可信度較高?？墒且驗槿狈?shù)據(jù)資源，可供參考的只有簡單的結(jié)構(gòu)形式。對于不同結(jié)構(gòu)和復(fù)雜受力方式的結(jié)構(gòu)缺少合適的參考圖表可用，而且手冊中的數(shù)據(jù)圖表反映不出全部的實際情況。

（3）經(jīng)驗公式是工程技術(shù)人員依據(jù)實際的工程，對于簡單的結(jié)構(gòu)形式，通過曲線擬合、插值和數(shù)學(xué)手段進(jìn)行建構(gòu)的。這種方法使得查表過程更簡單，使用時比較簡便?？墒枪こ虒嶋H能使用的經(jīng)驗公式資源很少，存在人為誤差，具體應(yīng)用時有一定的局限性。

（4）有限元方法補救了上述方法的不足，不受結(jié)構(gòu)形狀、受力狀態(tài)的制約，通用、準(zhǔn)確、可靠、省時、省力、節(jié)省費用。由于有限元計算方法的建立和不斷完善，利用有限元方法計算應(yīng)力集中系數(shù)變得越來越接近實際結(jié)構(gòu)。

考慮到復(fù)合材料槳葉有限元建模的復(fù)雜性，采用簡化計算模型對破壞部位的應(yīng)力集中進(jìn)行模擬。槳葉蒙皮主要承受拉載荷，因此采用平板拉伸模型進(jìn)行模擬。

有限元模型采用實體建模方法，平板厚度、倒角均來自實際測量值，具體尺寸如圖6所示：其中平板寬度W=50mm。假設(shè)蒙皮材料為等效后的各項同性材料，彈性模量為48000MPa，泊松比為0.3。

將平板的右端面設(shè)置為全約束，左端面施加大小為100N的拉力載荷，同時為消除附加彎矩影響對下端面采取對稱約束。通過有限元計算并排除加載端影響，得到如下應(yīng)力云圖：

應(yīng)力云圖可以看出在厚度變化區(qū)域存在明顯的應(yīng)力集中，通過公式（1）可以得到應(yīng)力集中系數(shù)：

由有限元結(jié)果可以得到，應(yīng)力集中是疲勞試驗提前破壞的主要原因。

5 試驗及計算驗證

針對1100剖面失效原因，泡沫廠家對旋翼槳葉泡沫進(jìn)行了調(diào)整，將根部段的細(xì)孔泡沫調(diào)整為粗孔泡沫，翼型段保持原來的粗孔泡沫。同時對泡沫配方進(jìn)行優(yōu)化和改進(jìn)，并對加工工藝進(jìn)行微調(diào)，改善泡沫過盈量不匹配造成的蒙皮厚度差，避免應(yīng)力集中。改進(jìn)后的旋翼槳葉完成第二件、第三件疲勞試驗，兩件試驗件均完成兩級載荷共計150萬次循環(huán)。通過槳葉應(yīng)力分析軟件計算得到槳葉5種材料的疲勞極限[7]，結(jié)果如表1所示：

經(jīng)計算改進(jìn)后的旋翼槳葉疲勞壽命已達(dá)到6000小時以上，達(dá)到了某型機(jī)定型壽命要求。

第一件疲勞極限計算及考慮應(yīng)力集中后的疲勞極限如表2所示，考慮應(yīng)力集中后疲勞極限與第二件、第三件平均疲勞極限對比見圖8。

疲勞極限對比可以看出，第一件考慮應(yīng)力集中后的疲勞極限與第二件、第三件得到的疲勞極限基本吻合，誤差在10%左右。因此可以判定第一件疲勞試驗提前失效是由于應(yīng)力集中的影響使得應(yīng)力升高，達(dá)到結(jié)構(gòu)本身的疲勞極限后而發(fā)生的疲勞破壞。

6 結(jié)束語

綜上所述，通過對蒙皮模壓質(zhì)量、泡沫對接縫、結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中影響分析，最終確定結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中是造成旋翼槳葉疲勞試驗提前失效的主要原因，并通過試驗及計算獲得了驗證。

應(yīng)力集中在槳葉疲勞強度計算時往往是我們所忽略的，對飛行安全造成了一定的潛在風(fēng)險。因此，在后續(xù)槳葉設(shè)計工作中，要盡量避免對接縫兩端泡沫屬性不一致而導(dǎo)致的蒙皮的厚度、含膠量、模壓質(zhì)量突變，減少應(yīng)力集中現(xiàn)象的出現(xiàn)。

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