門坤發(fā)，張洪俠

(哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司 飛機(jī)設(shè)計研究所，哈爾濱 150066)

0　引言

航空有機(jī)玻璃是座艙重要的組成部件，作為直升機(jī)結(jié)構(gòu)的主要組成部分之一，要求具有良好的光學(xué)性能、足夠的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及較長的使用壽命，以保證乘員的正常工作和安全，作為直升機(jī)結(jié)構(gòu)的次要承力部件，一旦出現(xiàn)裂紋或者破壞也會影響到直升機(jī)的飛行安全[1-2]。直升機(jī)風(fēng)擋玻璃(以下簡稱玻璃)在飛行過程中承受著交變的氣動載荷、溫差載荷，以及由于安裝玻璃時在骨架結(jié)構(gòu)與玻璃變形不協(xié)調(diào)或裝配過程中存在貼合不好而強(qiáng)制裝配的所產(chǎn)生殘余應(yīng)力，這些載荷和應(yīng)力作用下在玻璃邊緣位置產(chǎn)生較大的工作應(yīng)力，再加上在服役過程中不可避免遭遇自然老化等不同形式的損傷和破壞，因此，疲勞破壞是直升機(jī)風(fēng)擋有機(jī)玻璃失效的主要原因之一[3-6]。

直升機(jī)玻璃安裝的是YB-2航空有機(jī)玻璃，是以甲基丙烯酸甲酯和增塑劑為主要原料，經(jīng)本體聚合而成的板材[7]，從最近幾年使用反饋信息得知，該型直升機(jī)的玻璃多次出現(xiàn)裂紋，尤其在冬季更為明顯。本研究選取一塊典型的帶有裂紋的玻璃，通過對外觀、裂紋斷口宏觀和微觀觀察，確定裂紋位置和原因，利用有限元方法建立玻璃有限元模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)強(qiáng)度計算，根據(jù)計算結(jié)果結(jié)合對斷口宏觀和微觀觀察，找出玻璃出現(xiàn)裂紋的真正原因，為解決玻璃裂紋提供解決措施，同時也為其他型號直升機(jī)玻璃的安裝設(shè)計以及計算分析提供借鑒。

1　斷口分析

1.1　斷口外觀和宏觀觀察

從眾多帶有裂紋的玻璃中選取一塊作為研究對象。該玻璃裂紋出現(xiàn)在1月份的北方，根據(jù)用戶反映，玻璃在完成當(dāng)天飛行任務(wù)時完好，然后將直升機(jī)放在機(jī)庫中，第二天在機(jī)庫中發(fā)現(xiàn)玻璃出現(xiàn)裂紋(圖1)。該直升機(jī)出廠近5年，累計飛行603 h，2 403次起落，飛行狀態(tài)一直良好，所有的維護(hù)工作都按相關(guān)文件要求進(jìn)行。玻璃厚度5 mm，通過膠粘形式將其固定在復(fù)合材料前艙罩骨架結(jié)構(gòu)上，在合頁安裝位置由于安裝要求對玻璃進(jìn)行了局部去除，粘接所用的膠層厚度約1 mm，粘接寬度20～30 mm，粘接完成后在四周粘接位置用螺栓進(jìn)行加固。出現(xiàn)裂紋的玻璃位于航向左側(cè)，從玻璃裂紋可見，裂紋出現(xiàn)在邊緣粘接位置，且已經(jīng)向中間位置擴(kuò)展了200 多mm，同時從外觀

檢查發(fā)現(xiàn)，在玻璃底部粘接處有較多微小的裂紋和銀紋。

選取玻璃的斷口區(qū)域，裂紋斷口的外觀見圖2，斷口呈疲勞裂紋特征，裂紋起始于端邊，整體呈由外表面向內(nèi)表面傾斜擴(kuò)展特征，端邊與源區(qū)較粗糙，裂紋擴(kuò)展區(qū)可見撕裂的層片狀區(qū)形貌，斷口中后部可見撕裂棱線形貌。

圖1　玻璃裂紋和銀紋Fig.1　Cracks and crazes of windshield

圖2　玻璃斷口形貌Fig.2　Fracture of the windshield

1.2　斷口微觀觀察

玻璃裂紋斷口源區(qū)低倍形貌見圖3，裂紋起始于靠近端邊的中部，點源特征，源區(qū)具有一定的高差，靠近外側(cè)表面較光潔、靠近內(nèi)側(cè)表面可見層片狀特征。對于圖3的裂紋源之一進(jìn)行放大，從擴(kuò)展初期斷口可見條紋狀、泥紋狀及層片狀形貌，泥紋狀特征表明玻璃受到了腐蝕，斷口主要呈疲勞斷裂特征。

裂紋垂直于端邊，呈有序分布，斷口上可見疲勞特征，這表明直升機(jī)玻璃裂紋主要是由于其所受疲勞載荷超過玻璃自身疲勞強(qiáng)度所致。該型直升機(jī)的大量玻璃在較短服役時間內(nèi)，在多個服役地區(qū)出現(xiàn)特征相似的裂紋，也可說明玻璃開裂主要是由于其所受應(yīng)力較大引起。裂紋在應(yīng)力場作用下擴(kuò)展，當(dāng)應(yīng)力強(qiáng)度因子達(dá)到構(gòu)件材料的斷裂

圖3　玻璃斷口SEM形貌Fig.3　SEM appearance of the fracture

韌度值時，裂紋就會發(fā)生快速擴(kuò)展，直至斷裂。裂紋開始快速擴(kuò)展的尺寸就是臨界裂紋尺寸，裂紋擴(kuò)展速率也急劇加快，直至斷裂，同時玻璃端邊加工比較粗糙，是裂紋從端邊起源的原因之一，另外，玻璃表面均可見麻點狀腐蝕特征，可見，玻璃受到了腐蝕作用。

圖4　疲勞源區(qū)形貌Fig.4　Fatigue source area appearance of the fracture

玻璃底部的銀紋可能是溶劑銀紋或者應(yīng)力銀紋。溶劑銀紋在制造、貯存和使用過程中受到溶劑腐蝕作用就會產(chǎn)生溶劑銀紋。應(yīng)力銀紋在成型、機(jī)加工、裝配時受力不均或使用過程中受到一場大的應(yīng)力作用都會產(chǎn)生應(yīng)力銀紋。應(yīng)力-溶劑銀紋則是在應(yīng)力和溶劑的共同作用下產(chǎn)生的，其垂直于應(yīng)力作用方向，呈有序分布，其門檻應(yīng)力值低，容易產(chǎn)生；形成裂紋后常常導(dǎo)致災(zāi)難性的脆性斷裂，由于應(yīng)力銀紋和腐蝕銀紋共同的作用，在疲勞載荷的作用下從而引起了疲勞斷裂[8-9]。

2　玻璃強(qiáng)度分析

YB-2有機(jī)玻璃的拉伸強(qiáng)度和拉伸彈性模量隨溫度降低逐漸降低[7]，基本上呈線性變化。在計算過程中，30～85 ℃的線膨脹系數(shù)8.86×10-5/℃，用于固定玻璃的前艙罩的材料是碳纖維復(fù)合材料線膨脹系數(shù)為6.0×10-6/℃。

對于直升機(jī)玻璃，其所受的載荷如下：

1)在飛行過程中，前艙罩變形對玻璃或產(chǎn)生的強(qiáng)迫位移引起的應(yīng)力；

2)在飛行過程中，氣動載荷直接作用在玻璃上產(chǎn)生的氣動壓力載荷引起的應(yīng)力；

3)在裝配過程中存在殘余變形引起玻璃的應(yīng)力；

4)玻璃內(nèi)外溫差和玻璃與安裝骨架的熱膨脹系數(shù)不同所引起的溫差應(yīng)力。

根據(jù)以上載荷對玻璃進(jìn)行強(qiáng)度計算發(fā)現(xiàn)，溫差是玻璃產(chǎn)生大應(yīng)力的主要因素[10-13]，結(jié)合飛行過程中產(chǎn)生的氣動載荷，將兩者疊加的載荷對玻璃進(jìn)行強(qiáng)度計算。

直升機(jī)的駕駛艙是非封閉結(jié)構(gòu)，在飛行過程中不考慮玻璃的內(nèi)外壓力差，而僅考慮在最大飛行速度情況下的氣動載荷，平飛狀態(tài)下玻璃受到的氣動載荷最大，最大設(shè)計的飛行速度v=100 m/s，大氣密度取國際標(biāo)準(zhǔn)ρ=1.225 kg/m3，空氣阻力系數(shù)取Cx=1.0，玻璃受到的氣動壓力載荷

125 Pa

(1)

有機(jī)玻璃導(dǎo)熱性差，熱膨脹系數(shù)較大，當(dāng)溫度急劇變化時，容易產(chǎn)生較大的溫差應(yīng)力：直升機(jī)在冬季飛行過程中，玻璃的外部溫度比內(nèi)部溫度低很多，從而形成玻璃的內(nèi)外表面溫度差，溫度高的內(nèi)表面，分子活動能力加劇，產(chǎn)生較大的膨脹；而溫度低的外表面，分子活動能力小，則產(chǎn)生較小的膨脹。于是在玻璃表面上形成一個要膨脹，一個限制其膨脹，結(jié)果使玻璃表面承受拉伸應(yīng)力，即溫差應(yīng)力。

這種溫差應(yīng)力在玻璃上分布基本上是均勻的，其值為：

(2)

式中：E為有機(jī)玻璃的彈性模量，從文獻(xiàn)[7]中選取對應(yīng)計算溫度下的彈性模量，MPa；α為玻璃的線膨脹系數(shù)，取值8.86×10-5/℃；t1、t2分別為玻璃的內(nèi)、外表面溫度值，取值見表1。

表1直升機(jī)玻璃溫度載荷譜

另外，在溫度變化時，玻璃和玻璃連接框的線膨脹系數(shù)不同，其中玻璃的線膨脹系數(shù)是固定框所用復(fù)合材料膨脹系數(shù)的10倍以上，這樣也會產(chǎn)生溫差應(yīng)力，假設(shè)玻璃完全固定于玻璃連接框上，這種溫度應(yīng)力，其值為：

σt=E×Δt×(α1-α2)

(3)

式中：Δt為裝配后溫度變化量，根據(jù)表1計算，℃；α1、α2為兩種材料的線膨脹系數(shù)，1/℃。

通過以上分析可知，玻璃的邊緣連接位置在受到較大的溫差時，受到內(nèi)外溫差產(chǎn)生的應(yīng)力和由于材料膨脹系數(shù)不同所產(chǎn)生的溫差應(yīng)力疊加，將會使玻璃的邊緣位置產(chǎn)生較大的應(yīng)力。

建立玻璃有限元模型時，為了使模型盡可能的與實際結(jié)構(gòu)保持一致，模型中建立了玻璃和與之粘接所用的框架，另外建立其他框架，在框架的位置進(jìn)行約束，有限元模型見圖5。由于玻璃受到的溫度影響引起的應(yīng)力較大，根據(jù)表1的溫度載荷譜選取2種工況：一種是極端情況，即玻璃的外部溫度-54 ℃，內(nèi)部溫度4 ℃，溫差取58 ℃；一種是循環(huán)次數(shù)最多的情況，溫差取17 ℃。以上2種情況與氣動載荷進(jìn)行疊加進(jìn)行計算，玻璃的力學(xué)性能取對應(yīng)溫度下的力學(xué)性能。

由圖6應(yīng)力云圖可見，玻璃的最大應(yīng)力是在玻璃與框粘接位置處，其中，在最嚴(yán)重的溫差58 ℃情況下的最大應(yīng)力達(dá)到29.2 MPa，在一般工況下(即溫差17 ℃)情況下的最大應(yīng)力為18.6 MPa。玻璃邊緣處的最大應(yīng)力是考慮邊緣光滑情況，如果邊緣存在打磨不光滑，邊緣的粘接存在腐蝕情況，這樣會大大降低玻璃的許用應(yīng)力水平。參考文獻(xiàn)[7]的YB-2有機(jī)玻璃的低周疲勞曲線，在應(yīng)力集中系數(shù)kt=2.5、應(yīng)力比R=-0.4情況下，105的疲勞壽命18 MPa左右；應(yīng)力集中系數(shù)kt=4，應(yīng)力比R=-0.4情況下，105的疲勞壽命12 MPa左右。從統(tǒng)計的玻璃裂紋的位置和飛行小時可知，裂紋起始位置都在邊緣處，但具體位置可能不同，發(fā)現(xiàn)裂紋時的飛行小時數(shù)從幾百到幾千小時不等，從計算分析結(jié)果可以判斷溫差載荷作用的應(yīng)力在一定的循環(huán)數(shù)下能夠使玻璃產(chǎn)生裂紋和破壞。

圖5　直升機(jī)風(fēng)擋玻璃有限元模型Fig.5　FEM model of the helicopter windshield

圖6　玻璃在極端工況和一般工況下的應(yīng)力云圖Fig.6　Windshield stress distribution under extreme and common service condition

3　改進(jìn)措施

1)使裝機(jī)所用的玻璃邊緣盡可能的光滑，而且打磨方向與厚度垂直方向一致，建議打磨的要光亮一些。粗糙度盡可能的?。?/p>

2)邊緣的應(yīng)力應(yīng)釋放，改變粘接形式，將現(xiàn)有的膠結(jié)形式改成壓邊條形式；

3)裝配過程中盡可能使玻璃帶著壓應(yīng)力進(jìn)行裝配，如保證玻璃在低溫情況下進(jìn)行安裝；

4)為了保證殘余應(yīng)力最小，將安裝玻璃程序作為交機(jī)的最后一道程序進(jìn)行。

4　結(jié)論

裝機(jī)風(fēng)擋玻璃邊緣粘接位置存在缺陷，導(dǎo)致風(fēng)擋玻璃的疲勞強(qiáng)度下降，粘接過程中溶劑與風(fēng)擋玻璃相溶，在出廠和服役期間極易使風(fēng)擋玻璃產(chǎn)生應(yīng)力銀紋和溶劑銀紋，在飛行載荷和溫差載荷等循環(huán)作用下，風(fēng)擋玻璃產(chǎn)生了裂紋。

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