榮海波

摘 要：通過對某直升機結構設計過程中廣泛應用的復合材料T型長桁結構進行工程理論計算和試驗研究，得到復合材料T型長桁在軸壓載荷作用下的壓縮失穩(wěn)載荷。研究結果表明，工程理論計算方法相對保守，對于長件和短件分別有8.12%和16.65%的余量，該結果為直升機復合材料結構設計提供參考依據(jù)。

關鍵詞：復合材料；壓縮；穩(wěn)定性；方法

1 概述

復合材料以其比強度高、比剛度大、具有抗疲勞、減振、耐高溫、可設計等一系列優(yōu)點，在航空航天等多個領域中都得到了廣泛的應用。復合材料可改善結構性能，具有顯著的減重效益，在直升機結構中已由次承力件發(fā)展為主承力件，且應用面逐步擴大[1-3]。作為直升機結構的基本構件，復合材料長桁結構在承受壓縮載荷時可能發(fā)生局部屈曲，即突緣產(chǎn)生面外翹曲而發(fā)生的屈曲，為了保證結構的使用安全，需要進行穩(wěn)定性分析和計算，求解結構件的失穩(wěn)臨界載荷和失穩(wěn)模態(tài)，以控制結構失效[1]。

本文以某型直升機典型T型復合材料長桁結構為研究對象，采用工程理論計算和試驗驗證相結合的方法研究復合材料長桁在軸壓載荷作用下的穩(wěn)定性。得到T型復合材料長桁結構在軸壓載荷作用下的破壞模式和失穩(wěn)載荷，同時，通過對工程理論計算和試驗得到的結果進行對比分析，得到不同方法之間的差異，對直升機復合材料結構設計提供有意義的參考。

2 工程理論計算方法[1]

直升機結構中采用了大量的復合材料長桁結構，當其承受壓縮載荷時，可能會發(fā)生局部屈曲失穩(wěn)或壓損等破壞模式。計算其承載能力時，將結構分解成一邊自由一邊簡支的長板結構和兩邊簡支的長板結構兩類層壓板組成的單元。

其中，一長邊自由一長邊簡支的長板可按下式計算長桁的軸壓局部屈曲載荷：

對于兩長邊簡支的長板按下式計算局部屈曲載荷[2]：

式中：Nxcr為單位寬度上的軸壓屈曲載荷；b為突緣的寬度；L為突緣的長度；D為層壓板的彎曲剛度系數(shù)。

各組成單元的壓縮應力截止值用下式計算：

式中：？滓cu為各組成單元的層壓板壓縮截止值；Ex為各組成單元的層壓板沿受壓方向的等效彈性模量；？著c為各組成單元的層壓板的壓縮設計許用應變。

另一種常見的破壞模式為長桁的壓損破壞，對于具有一個自由邊板元的壓損載荷計算公式如下：

式中：Ncu為層壓板的極限壓縮載荷，可根據(jù)材料的力學性能及鋪層等進行估算，Ncccr為單位寬度上的軸壓壓損載荷。

3 試驗驗證

3.1 試驗件

試驗件采用直升機機體結構中典型的復合材料長桁結構，截面形狀為T型，材料采用T300碳纖維材料，結構鋪層為[45/0/90/0]s，選擇兩種長度的試件各6件，尺寸大小分布為300mm×48mm×24mm（長件）和140mm×48mm×24mm（短件），各板元厚度均為1.566mm，具體試件尺寸如圖1所示。

3.2 試驗件支持狀態(tài)及加載方式

將試驗件兩端與夾具連接，在壓力試驗機上施加大小為10000N的軸向壓縮載荷，如圖2所示。在非加載面上布置應變片，分布于長桁總長度的1/2、1/3和1/6處，應變片距離試件邊緣有5mm的距離，如圖3所示。

試驗過程中，沿著T型材的2加載邊，通過夾具對試件施加軸壓載荷，直至試驗件破壞。在試驗加載過程中，通過夾具上兩側的夾持螺栓、加載螺栓來保證試件的對接螺栓三個螺栓孔在同一對稱軸線上，試驗完成后，記錄試驗件的載荷～應變數(shù)據(jù)。試驗前、后照片如圖4所示。

3.3 試驗結果分析

分別對試驗件進行測試，試驗件的典型破壞模式如圖4中右側圖示所示。處理試驗數(shù)據(jù)，得到試件的載荷-應變曲線（圖5）和載荷-位移曲線（圖6）?？梢钥闯?，在加載的過程中，曲線最初近似一條直線，隨著載荷的不斷增加，當載荷達到屈曲臨界載荷時，曲線曲率發(fā)生變化，此時，長桁試驗件板元無支持一側逐漸發(fā)生變形以致發(fā)生翹曲，最后被壓潰，導致試驗件破壞，破壞后的試驗件斷裂。

試驗測得長件的平均壓縮失穩(wěn)載荷為12800N，短件的平均壓縮失穩(wěn)載荷為14990N?？梢钥闯?，在截面尺寸相同的前提下，長桁長度對其壓縮失穩(wěn)載荷有所影響，長度減小，其承載能力增大，壓縮失穩(wěn)載荷增加。對于本文中所選取的試驗件，當長度減小大約一半時，壓縮失穩(wěn)載荷增加約14.61%。

3.4 與工程理論計算對比分析

依據(jù)理論計算公式，計算T型長桁的壓縮失穩(wěn)載荷，結果對比如表1所示。

從對比結果可以看出，長件的軸壓失穩(wěn)載荷理論計算結果為11761N，試驗結果為12800N，計算結果與試驗結果之間存在3.6%的誤差；短件的軸壓失穩(wěn)載荷理論計算結果為12494N，試驗結果為14990N，計算結果與試驗結果之間存在16.65%的誤差。

可以看出，無論是長件還是短件，工程理論計算的結果都小于試驗值。也就是說，在直升機結構設計過程中，通過工程理論計算的方法得到的結果相對保守。

表1 結果對比

4 結論

本文以某型直升機典型T型復合材料長桁結構為研究對象，分別應用工程理論計算和試驗方法得到長桁的壓縮失穩(wěn)載荷，通過對結果進行對比分析，得到結論如下：

（1）得到典型T型復合材料長桁的壓縮失穩(wěn)載荷，長件和短件分別為12800N和14990N。

（2）T型突緣在軸壓載荷作用下，突緣中部各板元無支持一側區(qū)域向面外發(fā)生翹曲，進而發(fā)生失穩(wěn)，最終導致結構發(fā)生失穩(wěn)破壞。

（3）工程理論計算方法較為保守，對于長件和短件分別有約8.12%和16.65%的余量，因此工程理論計算方法可以安全可靠地在直升機復合材料結構設計過程中應用。

參考文獻

[1]中國航空研究院.復合材料結構穩(wěn)定性分析指南[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

[2]航空航天工業(yè)部科學技術研究院.復合材料設計手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，1990.

[3]楊乃賓，倪先平.直升機復合材料結構設計[M].北京：國防工業(yè)出版社，2008.