顧文標(biāo)，張 偉，鄒 靜，潘春蛟

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

某型導(dǎo)彈由前后兩個滑塊通過鎖扣固定在直升機的武器掛架上。導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)包含控制艙、彈藥艙、滑塊、連接螺栓等部分，其中導(dǎo)彈體的材料為鋁合金，滑塊和連接螺栓為鋼，導(dǎo)彈自重大于200kg，最大設(shè)計使用過載6.1g，要求機上掛裝安全起降次數(shù)不小于100次。

圖1為導(dǎo)彈控制倉及滑塊結(jié)構(gòu)的三維視圖，兩者通過螺栓連接。

從導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)尺寸和最大使用載荷來分析，導(dǎo)彈不存在靜強度破壞的可能，但由于直升機使用環(huán)境多樣，使用過程中，導(dǎo)彈承受著較復(fù)雜的氣動、慣性及振動載荷，這些載荷引起的疲勞問題不容忽視。

為了保證導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)設(shè)計能夠滿足研制技術(shù)要求的飛行掛裝安全，采用安全壽命方法對導(dǎo)彈各關(guān)鍵部位進(jìn)行疲勞分析，驗證其選材、結(jié)構(gòu)設(shè)計尺寸的合理性。

圖1 導(dǎo)彈控制倉及滑塊

1 疲勞強度分析思路

導(dǎo)彈疲勞強度分析采用安全壽命方法，即導(dǎo)彈相關(guān)結(jié)構(gòu)在不進(jìn)行檢查和修理的前提下，在規(guī)定的使用時間期限內(nèi)，因疲勞載荷作用發(fā)生破壞的概率極小(10-6破壞概率)。

安全壽命方法包含三個基本要素：

1)疲勞特性，即包含結(jié)構(gòu)安全疲勞極限信息的疲勞特性S-N曲線，代表結(jié)構(gòu)抗疲勞的能力；

2)疲勞載荷譜，代表結(jié)構(gòu)使用中承受的疲勞載荷和單位小時載荷作用的循環(huán)次數(shù)；

3)MINER線性累積損傷理論，用于壽命計算。

結(jié)構(gòu)的疲勞特性一般采用全尺寸結(jié)構(gòu)的疲勞試驗確定，載荷譜采用飛行載荷測量結(jié)果編制，當(dāng)兩項試驗條件不具備時，則采用偏安全的計算方法來完成相應(yīng)的疲勞分析工作。若分析的安全壽命不滿足設(shè)計壽命指標(biāo)要求，則須針對薄弱環(huán)節(jié)進(jìn)行結(jié)構(gòu)完善設(shè)計并重新分析疲勞強度，直到安全壽命滿足設(shè)計指標(biāo)的要求。

某型導(dǎo)彈不進(jìn)行全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗，也不開展飛行載荷測量，因此采用分析方法進(jìn)行疲勞強度評估，主要過程包括：

1)確定疲勞考核部位及其疲勞特性；

2)受載形式分析；

3)簡化飛行譜、狀態(tài)載荷計算；

4)建立有限元分析模型，編制計算應(yīng)力譜；

5)設(shè)計壽命驗證。

疲勞分析的思路見圖2所示。

2 疲勞強度分析

2.1 疲勞考核部位及疲勞特性

導(dǎo)彈的本體、滑塊連接區(qū)、滑塊及連接螺栓在掛裝使用中任一區(qū)域出現(xiàn)疲勞破壞都可能影響任務(wù)的執(zhí)行，根據(jù)導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)特點及其機上連接形式，確定的疲勞考核部位共有6個：

1)導(dǎo)彈控制艙及其螺栓連接區(qū)；

2)滑塊及其螺栓連接區(qū)；

3)連接螺栓的螺桿和螺紋。

這6個部位的材料分別為鋁合金和鋼，可能的破壞模式有四種：

鋁合金無擦蝕(D-)、有擦蝕(D+)破壞模式；鋼無擦蝕(A-)、有擦蝕(A+)破壞模式。

圖2 疲勞強度驗證思路

確定結(jié)構(gòu)疲勞危險部位后，依據(jù)各部位材料的平均疲勞極限，考慮表面處理系數(shù)、強度減縮系數(shù)、擦蝕系數(shù)等影響系數(shù)，給出以應(yīng)力表示的結(jié)構(gòu)安全疲勞極限。

兩種材料的平均疲勞極限為：

鋁合金7175：150MPa；

鋼30CrMnSiA：510MPa。

考慮表面處理系數(shù)：鋁合金0.8，鋼0.75。

強度減縮系數(shù)按未做疲勞特性試驗取值3，擦蝕系數(shù)也取3，最后確定的各考核部位的安全疲勞極限：

D-模式 40MPa；

D+模式 13.3MPa；

1-模式 127.5MPa；

A+模式 42.5MPa。

根據(jù)材料的疲勞特性S-N曲線形狀參數(shù)和考核部位的安全疲勞極限，確定各考核部位全范圍的疲勞特性S-N曲線方程。全范圍疲勞特性S-N曲線見圖3。

2.2 導(dǎo)彈受載狀態(tài)及載荷[1-2]

導(dǎo)彈掛裝在直升機上執(zhí)行任務(wù)時所承受的載荷主要包括氣動載荷、飛行過載和振動引起的慣性載荷三種類型。

圖3 全范圍疲勞特性S-N曲線

確定用于導(dǎo)彈強度評估的載荷狀態(tài)時，保留大速度、大過載狀態(tài)，對氣動載荷及慣性載荷貢獻(xiàn)較小的懸停、小速度、小過載等飛行狀態(tài)可以篩除。對同類型的狀態(tài)再進(jìn)行合并，即載荷偏重狀態(tài)替代偏輕狀態(tài)，時間比例合并。

基于上述原則，導(dǎo)彈的載荷狀態(tài)譜依據(jù)某型直升機初步飛行譜[3]簡化確定。該直升機每小時的飛行起落次數(shù)為4次，飛行譜中每個狀態(tài)的執(zhí)行時間長度參照其它類似直升機飛行實測的統(tǒng)計結(jié)果給出。

簡化后的導(dǎo)彈載荷狀態(tài)譜共20個狀態(tài)，見表1。含垂直起飛、轉(zhuǎn)彎、俯沖拉起、著陸等典型機動狀態(tài)以及左右回轉(zhuǎn)、爬升、前飛、偏航等穩(wěn)定狀態(tài)，每個狀態(tài)給出對應(yīng)的法向過載、時間百分比和機動的時間長度，通過時間比例及機動時長，得出每種狀態(tài)單位小時內(nèi)出現(xiàn)的次數(shù)。

導(dǎo)彈承受的載荷按簡化后的載荷狀態(tài)譜計算。

表1 簡化載荷狀態(tài)譜

2.2.1 氣動載荷

氣動載荷是直升機在執(zhí)行任務(wù)的過程中，導(dǎo)彈與來流相對運動而受到的氣動阻力。

氣動阻力直接與飛行速度和導(dǎo)彈的迎風(fēng)截面相關(guān)，因此從簡化載荷狀態(tài)譜中選取了中、高速的前飛、高速俯沖及帶側(cè)滑俯沖、側(cè)飛等6種狀態(tài)計算導(dǎo)彈的氣動載荷，表2給出了對應(yīng)狀態(tài)下所承受的航向Fx、側(cè)向Fy和法向Fz氣動載荷包。

表2 導(dǎo)彈氣動載荷計算結(jié)果

2.2.2 飛行過載

直升機執(zhí)行任務(wù)時,轉(zhuǎn)彎、加減速、俯沖拉起等機動飛行是常見的動作，機動過程會引起導(dǎo)彈產(chǎn)生一定的法向過載。而直升機在著陸過程中，從有一定下降速度到速度為0也會引起導(dǎo)彈的過載。該直升機為前三點式起落架,由于著陸姿態(tài)存在隨機性,故單點、雙點、三點起落架著陸模式均需考慮。

依據(jù)該型機最大起飛重量時的簡化飛行譜對應(yīng)狀態(tài)計算導(dǎo)彈的飛行過載，對左內(nèi)側(cè)、左外側(cè)、右內(nèi)側(cè)、右外側(cè)導(dǎo)彈的三方向慣性過載(航向、側(cè)向、垂向)分別進(jìn)行計算，計算的最大側(cè)向和法向過載出現(xiàn)在三點水平左側(cè)移著陸狀態(tài)，分別達(dá)到-1.876g、-4.503g，最大航向過載出現(xiàn)在兩點水平著陸(有阻力)狀態(tài)，為-1.783g。

對計算結(jié)果進(jìn)行分析，多數(shù)狀態(tài)下，處于機身外側(cè)的導(dǎo)彈其慣性過載明顯高于內(nèi)側(cè)導(dǎo)彈，而右外側(cè)略大于左側(cè)。為了保證用于疲勞分析的載荷相對保守，導(dǎo)彈的慣性過載取右外側(cè)的計算值作為后續(xù)分析的依據(jù)。

2.2.3 振動引起的慣性載荷

由于導(dǎo)彈掛架剛度較大，直升機振動引起的彈性變化量很小，因此振動引起的慣性載荷基本可以忽略。

2.3 導(dǎo)彈計算載荷譜

從氣動載荷計算結(jié)果看，航向最大值為70.2N，側(cè)向最大為88.1N，相比慣性載荷，氣動載荷的量值很小，故除了最大速度左右側(cè)飛外(慣性載荷與氣動載荷疊加)，其他狀態(tài)均忽略氣動載荷的影響。

慣性載荷計算結(jié)果表明，爬升、前飛、側(cè)滑等4個非機動飛行狀態(tài)的垂向過載系數(shù)絕對值接近1g，其它方向過載系數(shù)接近0g，因此疲勞分析時可以不予考慮。

依照上述原則，簡化載荷狀態(tài)譜中取消VNE， VNE5°左/右側(cè)滑、最大連續(xù)功率平飛、Vy爬升等狀態(tài)的氣動載荷或過載，用于計算載荷譜編制的狀態(tài)剩余17個，由進(jìn)入、退出時的載荷初始值和執(zhí)行過程中的載荷極限值構(gòu)成一次狀態(tài)載荷循環(huán)，航向、側(cè)向、垂向三方向的狀態(tài)—過載譜見圖4。

圖4 航向、側(cè)向、垂向三方向的過載譜

2.4 載荷譜下的結(jié)構(gòu)應(yīng)力

將航向、側(cè)向、垂向三方向過載譜施加在導(dǎo)彈上，采用有限元和工程方法對導(dǎo)彈的關(guān)鍵部位進(jìn)行應(yīng)力分析。

采用CATIA 3D設(shè)計結(jié)構(gòu)建立導(dǎo)彈滑塊和導(dǎo)彈控制艙的有限元模型，見圖5。在導(dǎo)彈的各個質(zhì)心處建立質(zhì)量點，在質(zhì)量點施加載荷譜中的三方向慣性過載，連接螺栓采用梁單元模擬。

對導(dǎo)彈滑塊螺栓連接區(qū)域及連接螺栓，采用工程方法進(jìn)行應(yīng)力分析。

圖5 導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)有限元模型

1)導(dǎo)彈滑塊應(yīng)力

導(dǎo)彈滑塊本體(非螺栓連接區(qū))應(yīng)力直接取自有限元模型計算結(jié)果。

導(dǎo)彈滑塊螺栓連接區(qū)工程簡化為單孔耳片，見圖6。

螺栓剪切應(yīng)力計算公式：

螺栓拉伸應(yīng)力(引起截面彎曲)：

圖6 導(dǎo)彈滑塊螺栓連接區(qū)簡化

2)導(dǎo)彈控制艙應(yīng)力

本體應(yīng)力直接取自有限元計算結(jié)果(圖7)，控制艙螺栓連接區(qū)取其附近的有限元計算應(yīng)力，考慮Kt=2.62后，計算等效應(yīng)力。

圖7 導(dǎo)彈控制艙應(yīng)力

3)導(dǎo)彈連接螺栓應(yīng)力計算

取有限元模型中的螺栓的經(jīng)向載荷和軸向載荷，采用工程方法分別計算螺栓的螺桿、螺紋和螺紋根部的剪切和拉伸應(yīng)力。

2.5 疲勞安全壽命計算

將導(dǎo)彈各關(guān)鍵部位的應(yīng)力計算結(jié)果編制成對應(yīng)的狀態(tài)—應(yīng)力譜，再采用“雨流”計數(shù)法將應(yīng)力譜轉(zhuǎn)換為損傷等效的應(yīng)力循環(huán)，即不同的應(yīng)力幅值及出現(xiàn)的次數(shù)。

采用全范圍疲勞特性S-N曲線方程確定應(yīng)力譜中各狀態(tài)i的交變應(yīng)力σi對應(yīng)的破壞循環(huán)次數(shù)Ni，i=1,2……,18。

依據(jù)MINER線性累積理論計算各個狀態(tài)i造成的損傷，再進(jìn)行損傷累計：

安全壽命為單位小時損傷的倒數(shù)：

根據(jù)計算結(jié)果，導(dǎo)彈滑塊本體、控制艙本體、連

接螺栓均為無限壽命，滑塊螺栓連接區(qū)和控制艙螺栓連接區(qū)壽命分別為968和147飛行小時，按直升機每小時起落4次計算，導(dǎo)彈的最低安全起落次數(shù)為147×4=588，即該型導(dǎo)彈至少能滿足500次飛行起落的掛裝安全。

3 總 結(jié)

根據(jù)統(tǒng)計數(shù)據(jù)，該型導(dǎo)彈批量裝備直升機后，單機帶彈的作訓(xùn)次數(shù)均超過百余次，達(dá)到設(shè)計技術(shù)要求，經(jīng)對導(dǎo)彈滑塊、控制艙連接區(qū)、連接螺栓等檢查，結(jié)構(gòu)均未出現(xiàn)變形、損傷等情況。

當(dāng)直升機類似掛裝附件不進(jìn)行疲勞試驗和飛行載荷測量時，依據(jù)結(jié)構(gòu)材料的應(yīng)力疲勞極限確定結(jié)構(gòu)的安全疲勞極限；基于載機使用環(huán)境分析和導(dǎo)彈受載形式分析，確定結(jié)構(gòu)壽命期內(nèi)的掛裝工況；采用應(yīng)力分析結(jié)果和累積損傷理論確定結(jié)構(gòu)掛裝安全飛行的次數(shù)，計算結(jié)果是安全可信的。