熊 欣，李建偉，喻濺鑒

(1.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001;2.陸航軍代局駐景德鎮(zhèn)地區(qū)軍代室，江西 景德鎮(zhèn) 333000)

0 引言

動部件結構是直升機結構疲勞設計的典型代表和核心，以承受高周疲勞載荷為主，受載情況嚴酷，可設計空間有限，一般為單路傳載的靜定結構。動部件設計壽命較全機壽命有較大差距，特別是早期設計的直升機，部分動部件壽命僅能給出幾百飛行小時。直升機在飛行過程中旋翼系統(tǒng)不斷旋轉，在非對稱場中產生的振動與耦合載荷使得金屬動部件的高周疲勞問題顯得特別突出。如何有效提高動部件壽命，提高裝備的使用出勤率，降低用戶的使用、維護成本是型號研制、交付的重要研究內容。

本文從提高結構疲勞抗力、疲勞評估方法和改善外部環(huán)境的角度論述了延壽方法，并通過某型機主槳轂金屬結構延壽的典型案例，對延壽方法進行了闡述。

1 延壽方法研究

直升機動部件疲勞壽命主要受三大因素影響： 自身抗疲勞能力，疲勞評估方法，外部環(huán)境-包括使用環(huán)境和載荷環(huán)境。針對以上因素影響，可以從以下三項措施來提高動部件結構的壽命。

1.1 提高自身疲勞抗力

對于自身抗疲勞能力，應力集中、腐蝕以及表面完整性等問題對結構的疲勞強度有較大影響，通過長期的經驗積累，研究發(fā)現影響材料或結構疲勞強度的因素很多，歸納起來主要有材料本質及零件狀態(tài)，如表1所示。零部件材料的表面狀態(tài)對疲勞強度有較大的影響。通常疲勞裂紋都從零件表面開始，這是因為外表面的應力水平往往最高，外表面的缺陷往往也最多，另外，表面層材料的約束小，滑移帶最易開動。由于零部件的表面層對疲勞強度有著重要的影響，直升機動部件可采用各種表面處理工藝來提高表面層的疲勞強度，常用的方法有：表面滲碳、滲氮、表面淬火、表面激光強化、表面冷作變形等。以上方法可行，具體實施技術難度及所需經費均能接受。

表1 影響疲勞強度的因素[1]

1.2 優(yōu)化疲勞評估方法

直升機動部件壽命評估方法是通過少量(一般4-6件)結構件全尺寸疲勞試驗確定具有一定存活率和置信度的結構件疲勞特性，也就是安全壽命評定方法。該方法有兩個不足:①給出的使用壽命未必可靠，原因在于未考慮結構在加工、裝配過程中可能存在的缺陷以及使用過程中造成的損傷；②為了保證給出的使用壽命具有較高的可靠度和置信度，試驗時僅考慮裂紋形成壽命，同時計算分析時采用較高的安全系數也導致結構的壽命潛力沒能充分挖掘。目前，國外各大直升機公司主要采用安全壽命和損傷容限兩種方法，以及以安全壽命為基礎的裂紋容限方法和以損傷容限為基礎的缺陷容限方法。因此，延壽時采用安全壽命與損傷容限相結合的定壽方法，應既按安全壽命原則確定其使用壽命，又按損傷容限原則確定其檢修周期，然后按照概率關系把兩者結合起來，確定在一定檢修周期下的使用壽命，以保證在給定的使用壽命期和按檢查程序規(guī)定的檢查時間間隔內，結構發(fā)生災難性疲勞破壞的概率極小。

1.3 改善外部環(huán)境

對于外部使用環(huán)境影響，動部件結構設計時可通過增加有效防護涂層或采取相應工藝等手段抵抗潮濕、鹽霧等對結構疲勞性能有較大影響的使用環(huán)境。

對于載荷環(huán)境影響，首先，可在槳尖形狀變化、旋翼尾跡及載荷預估、渦槳干擾、動力學參數優(yōu)化和剪裁設計、振動主動控制、氣彈耦合穩(wěn)定性等方面有大的發(fā)展，從而緩解直升機動部件上嚴重的交變載荷及振動水平；其次，通過記錄直升機在實際使用中的有關參數或經歷的循環(huán)載荷，編制使用任務譜或使用載荷譜，用以確定和驗證機隊或單機的實際使用壽命的損耗量，或對設計定型階段給出的使用壽命進行修正。

以上方法可行，但具體實施技術難度及所需經費較大。

2 某型機金屬動部件延壽典型案例

2.1 概述

某型機主槳轂是全鉸接式的金屬槳轂，軸頸是組成主槳轂軸向鉸的關鍵件，主要功用是與主槳轂軸向鉸軸套一起組成軸向鉸組件，傳遞由旋翼槳葉產生的氣動力，并允許槳葉在操縱系統(tǒng)的操縱下實現對主槳葉的變距運動。該結構承載較大，已采用性能優(yōu)良的結構鋼，不存在可加強空間。型號定型時只能勉強給出幾百飛行小時的使用壽命，隨著直升機服役時間的增加，壽命不匹配問題突顯，結構延壽要求迫在眉睫。改善外部環(huán)境的方案技術難度和經費要求較高，現采用提高疲勞抗力和優(yōu)化疲勞評估的方法來實現延壽目的。

2.2 提高疲勞抗力

經對結構及以往試驗結果的分析，螺紋退刀槽處是結構剖面尺寸面積最小的部位，同時也是車削加工容易進刀出問題的地方，加工失誤容易產生疲勞源而導致結構壽命的降低。同時，根據以往其他型號類似結構疲勞斷裂部位的統(tǒng)計和分析，進一步確定了軸頸的薄弱部位位于其端部的螺紋和螺紋退刀槽。

表面強化常用的處理措施有：對零件表面噴丸強化和滾壓加工制造零件，其機理就是在零件表面形成壓應力層，能有效增強零件的抗疲勞性能。螺紋不能通過表面噴丸強化的方法來提高抗疲勞性能，主要是由于噴丸容易使螺紋產生較大的變形而報廢。因此，本項目采用螺紋滾壓強化工藝，滾壓強化主要是針對螺紋根部和螺紋退刀槽底部及底部圓角來進行的。

圖1 軸頸結構示意圖

滾壓強化提高疲勞性能的基本原理是在結構表面產生殘余壓應力，從而降低表面交變應力，提高壽命。滾壓量不足、過量或不均勻，都會影響滾壓強化的效果，但壓縮量過大會導致表面硬度增加，使材料更脆，易產生表面裂紋，不利于性能的提高。滾壓量，滾壓速度、次數及時間，加工表面質量等關鍵工藝參數的選取至關重要。對滾壓后的軸頸進行了4件全尺寸疲勞試驗考核，較滾壓前軸頸的疲勞性能提高約15%，安全壽命提高至850飛行小時，延壽結果不太理想。

2.3 優(yōu)化評估方法

2.3.1 評估方法分析

目前，直升機疲勞設計是通常采用安全壽命評定方法，該方法僅能確定結構的裂紋形成壽命，實際上結構的壽命是由裂紋形成壽命與裂紋擴展壽命兩部分組成。安全壽命與損傷容限相結合的方法可以有效地考慮結構的這兩部分壽命，因此，對不同風險率的滾壓前、后的軸頸疲勞壽命進行分析，結果發(fā)現滾壓后的安全壽命提高至2000飛行小時左右，只需要將風險率提高至10-5即可，方案可行。

為了保證工作繼續(xù)開展，還需要對裂紋擴展的壽命與風險率的關系進行研究。具體的安全壽命結合損傷容限結合延壽工作流程如圖3所示。

圖2 主槳轂軸頸滾壓前、后安全壽命與風險率的關系

2.3.2 損傷容限譜

載荷作用次序對裂紋擴展壽命有顯著影響，因此必須根據某型機的實際使用情況編制任務剖面(圖4)，進而編制損傷容限譜[2]。它是進行結構裂紋擴展分析的重要數據，其編制結果的準確程度直接影響裂紋擴展壽命計算的準確度。為了盡可能準確地預測主槳轂軸頸的裂紋擴展情況，損傷容限譜的編制遵循以下基本原則：

1) 配制典型壽命歷程的任務次序；

2) 定義典型任務段的飛行狀態(tài)；

圖3 主槳轂軸頸安全壽命結合損傷容限結合延壽工作流程圖[3]

3) 定義每個飛行狀態(tài)每一個載荷級的循環(huán)次數；

4) 在每個飛行狀態(tài)中低-高-低排列載荷次序。

圖4 任務剖面編制流程圖

2.3.3 裂紋擴展速率模型

結構的裂紋擴展壽命是載荷環(huán)境、應力強度因子、材料性能及裂紋起止長度的函數。軸頸螺紋裂紋擴展分析采用專用計算軟件，其用于計算裂紋擴展速率的公式是包括接近門檻值的低速擴展區(qū)和接近臨界應力強度因子的快速擴展區(qū)的全范圍Forman公式，其表達式可寫成：

(1)

式中：N為循環(huán)次數，a為裂紋長度，R為應力比，ΔK為應力強度因子變程，ΔKth為應力強度因子門檻值，C、n、p、q為材料常數，見表2；KIC為臨界應力強度因子；f為裂紋張開函數；up為標準正態(tài)偏量；σ為裂紋擴展速率對數標準差。對軸頸材料，按標準試驗方法測定了這些材料的斷裂韌性、門檻值和裂紋擴展速率。

表2 材料斷裂性能參數

對滾壓后的主槳轂軸頸進行裂紋擴展分析，確定了軸頸不同風險率的裂紋擴展壽命，如圖5所示。

圖5 軸頸螺紋裂紋擴展壽命與風險率的關系曲線

軸頸采用安全壽命結合損傷容限分析方法評定[3]，在保證總風險率不變的前提下，只要增加每

600飛行小時的相應詳細檢查，使用壽命可以提高至2300飛行小時，延壽效果明顯。

3 結論

1) 直升機金屬動部件延壽工作，可以通過優(yōu)化外部環(huán)境，提高自身疲勞抗力和采用優(yōu)化壽命評估方法三種措施進行研究。

2) 部件或全機的總壽命應是裂紋形成壽命與裂紋擴展壽命之和。直升機金屬動部件的通常采用的安全壽命評定方法只是考慮了裂紋形成壽命，損傷容限分析方法可以確定裂紋擴展壽命，對原有的直升機動部件定壽具有一定的補充作用。

3) 研究成果能為未來直升機的強度設計、可靠性研究、壽命研究等提供借鑒。

[1] 曾本銀，穆志韜.直升機疲勞[M].北京：國防工業(yè)出版社, 2009.

[2] 喻濺鑒，曾本銀.直升機飛行使用任務剖面編制方法[J].直升機技術，2004(2)：1-4.

[3] 曾玖海，曾本銀，史斯佃.直升機動部件安全壽命和破損安全相結合定壽技術[J].直升機技術，2003(3)：15-20.