王玉合，朱定金，劉曉同

（中航工業(yè)直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn)333001）

0 引言

1 尾段缺陷容限仿真

歐美先進直升機公司長期以來的民用直升機研制和使用積累了豐富經(jīng)驗，在結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計和疲勞評定中，缺陷容限設(shè)計思想已經(jīng)得到廣泛應(yīng)用，缺陷容限設(shè)計與試驗驗證技術(shù)實用、成熟且已成體系[1]。相對而言，國內(nèi)民用直升機結(jié)構(gòu)均采用安全壽命法進行疲勞設(shè)計和壽命評估，未考慮在制造過程中產(chǎn)生的制造缺陷以及使用過程中產(chǎn)生的意外損傷[2]。所以，為了保證給出的安全壽命具有較高的可靠性和置信度，往往采用安全系數(shù)，限制了結(jié)構(gòu)件的生命潛力，造成經(jīng)濟上的浪費[3]。

針對CCAR-29-R1《運輸類旋翼航空器適航規(guī)定》第29.571條款及FAA AC20-107B“復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)”相關(guān)驗證要求，某大型民用直升機復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)在制造過程中產(chǎn)生的制造缺陷、使用過程中產(chǎn)生的低能量沖擊損傷（目視勉強可見沖擊損傷，簡稱BVID）下保證全壽命周期內(nèi)的使用安全，同時考慮了高能量沖擊損傷（目視明顯可見的沖擊損傷，簡稱CVID）下保證一個檢查周期內(nèi)的使用安全。

圖1 尾段疲勞試驗件安裝示意圖

1.1 尾段有限元模型

某大型民用直升機復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)主要包括尾梁、斜梁、平尾三部分。復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)試驗件精細化有限元模型包括上墻端假件GFEM粗模型以及試驗件DFEM精細化模型，中間采用RBE3單元進行粗細模型過渡連接；有限元處理中加載點與模型連接采用RBE3單元，最終的加載方式如圖1所示。

1.2 損傷容限缺陷有限元模型

疲勞損傷容限缺陷分為兩種類型：制造缺陷和沖擊損傷缺陷。

制造缺陷預(yù)制：根據(jù)實驗要求提供的制造缺陷位置，在尾段有限元模型中找出對應(yīng)位置的局部模型，使用單元尺寸1 mm按照缺陷大小做出相應(yīng)直徑的圓，并按照1 mm單元尺寸細化缺陷中心周圍100 mm* 200 mm區(qū)域并在層間使用VCCT技術(shù)，以此作為分層裂紋擴展備用區(qū)域。

沖擊損傷預(yù)制：按要求選取直徑為16 mm半圓沖頭，將沖擊能量按照動能公式換算為相應(yīng)的沖擊速度，使用Abaqus Explicit進行沖擊計算。由于沖頭相對于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)是剛硬的，所以在沖擊仿真中，將其約束為剛體，僅考慮節(jié)點與復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的沖擊時的接觸關(guān)系。根據(jù)參考能量折算的沖擊速度，施加于剛體約束的參考點，并通過沖擊速度的分量實現(xiàn)沖頭在沖擊位置是正對著復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的。

損傷容限缺陷位置如圖2所示，其中①～⑥數(shù)字代表制造缺陷，⑦～12數(shù)字代表沖擊損傷缺陷。

圖2 損傷容限缺陷有限元模型位置圖

1.3 疲勞分析準(zhǔn)則

基于疲勞裂紋擴展規(guī)律的Paris公式計算界面處的疲勞損傷分層的發(fā)生和生長，并將裂紋增長率da/dN與相對斷裂能釋放率ΔG相關(guān)聯(lián)：

其中，Gmax和Gmin是指結(jié)構(gòu)加載到Pmax和Pmin時，對應(yīng)的應(yīng)變能釋放率。Paris區(qū)域由Gthresh和Gpl給出；低于Gthresh的區(qū)域沒有疲勞裂紋生成和增長；高于Gpl的區(qū)域，裂紋將以加速增長率增長；GequivC可以由用戶指定的混合模式準(zhǔn)則和界面的粘結(jié)強度計算得到。

圖3 分層低周疲勞分析

上圖3中：a為裂紋長度；N為循環(huán)數(shù)量；G為應(yīng)變能釋放率；Gthresh為應(yīng)變能釋放率臨界值；Gpl為應(yīng)變能釋放率上限；GequivC為臨界等效應(yīng)變能釋放率。

1.3.1 疲勞分層的產(chǎn)生

疲勞裂紋的初始生長準(zhǔn)則定義為：

其中，c1、c2為材料常數(shù)。在裂紋尖端的界面單元將不會被釋放，除非上述的方程滿足Gmax>Gthresh。

1.3.2 疲勞裂紋增長

當(dāng)分層裂紋增長準(zhǔn)則在界面處滿足要求，則裂紋增長率da/dN可以通過ΔG來求解；當(dāng)Gthresh

其中，c3、c4為材料常數(shù)。Paris公式?jīng)Q定了疲勞裂紋增長。

1.4 疲勞缺陷容限分析

尾段復(fù)合材料缺陷容限分析中，將預(yù)置缺陷位置區(qū)域的結(jié)構(gòu)在細節(jié)有限元模型基礎(chǔ)上進行細化，基于虛擬裂紋閉合技術(shù)的裂紋擴展分析，未出現(xiàn)分層或裂紋擴散現(xiàn)象。進而分析得出尾段復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的疲勞壽命，在16 000飛行小時安全壽命內(nèi)，預(yù)置的初始缺陷位置和沖擊損傷位置的缺陷不會擴展，為后續(xù)的復(fù)合材料尾段全尺寸缺陷容限試驗提供了基礎(chǔ)，大大降低了尾段缺陷容限試驗的風(fēng)險。

2 試驗載荷譜及加載

某大型民用直升機復(fù)合材料尾段全尺寸缺陷容限試驗按每小時4次起落編制尾段低周疲勞壽命試驗載荷譜，見表1，低周疲勞取壽命分散系數(shù)fn=6。表1所示的疲勞試驗譜塊相當(dāng)于2 000飛行小時的疲勞壽命[4]。

表1 尾段疲勞試驗載荷譜塊（載荷單位：N）

在復(fù)合材料尾段全尺寸缺陷容限試驗中用5個加載做動缸模擬尾段承受的載荷，如圖4。

圖4 尾段缺陷容限試驗加載示意圖

3 尾段缺陷容限試驗設(shè)計

3.1 制造缺陷預(yù)制

初始制造缺陷和沖擊缺陷均應(yīng)預(yù)置在高應(yīng)力水平，初始制造缺陷的類型和尺寸因以能夠覆蓋尾段驗收技術(shù)條件中規(guī)定的可接受的缺陷為原則。尾段疲勞試驗件預(yù)制的初始制造缺陷位置見圖5。

由于試驗前尾段疲勞試驗件蒙皮和泡沫芯之間預(yù)制的脫粘缺陷檢測不到，需要在原蒙皮和泡沫脫粘缺陷處附近對蒙皮開φ4孔，再按預(yù)制要求制φ16的蒙皮和泡沫芯脫粘缺陷。

3.2 沖擊損傷缺陷預(yù)制

沖擊損傷試驗用φ16mm的半圓頭沖擊頭，采用控制能量的方法對尾段疲勞及缺陷容限試驗件進行沖擊損傷。為了準(zhǔn)確獲得各沖擊點的沖擊能量，避免復(fù)合材料蒙皮被擊穿，先在直升機尾段靜力試驗件上進行沖擊能量標(biāo)定，最終確定尾段缺陷容限疲勞試驗件各沖擊損傷位置及能量。

在進行缺陷安全壽命驗證試驗之前，先在試驗件上做沖擊損傷試驗（BVID）。在進行檢查周期驗證試驗時，需要先在試驗件原BVID缺陷位置再采用CVID能量做沖擊損傷試驗。沖擊損傷位置及能量見表2，沖擊損傷結(jié)果見圖6、圖7所示。

表2 沖擊損傷位置及能量

圖6BVID沖擊損傷結(jié)果

圖7BVID沖擊損傷結(jié)果

4 尾段缺陷容限試驗

某大型民用直升機復(fù)合材料尾段全尺寸缺陷容限試驗分兩個階段進行，如下：

（1）第一階段（缺陷安全壽命驗證階段）：此階段按表1所示載荷譜進行試驗，此階段完成16 000 h壽命考核，要求存在的初始缺陷無明顯可檢擴展；如未完成16 000 h壽命考核就發(fā)現(xiàn)初始缺陷擴展，則分析試驗數(shù)據(jù)，確定是否在第二階段試驗之前重新進行尾段靜強度極限載荷驗證；

（2）第二階段（檢查周期驗證階段）：此階段按表1所示的載荷譜進行試驗，此階段完成3 000 h壽命考核，要求CVID缺陷無明顯可檢擴展，獲得尾段結(jié)構(gòu)的檢查周期；當(dāng)發(fā)現(xiàn)CVID缺陷擴展，則需要進行限制載荷驗證試驗，驗證尾段結(jié)構(gòu)的剩余強度。

尾段缺陷容限試驗方法是：

1）將試驗件安裝在過渡段假件上，過渡段假件安裝在承力墻上，避免試驗件和承力墻直接連接因剛度不匹配導(dǎo)致試驗件尾1框附近試驗的應(yīng)力水平不真實；

2）設(shè)計專用試驗加載夾具，試驗載荷譜按表1所示，各試驗載荷同步協(xié)調(diào)加載；

3）試驗過程中每完成一個試驗譜塊需對試驗件預(yù)置缺陷和沖擊損傷位置進行無損檢查，同時對螺栓預(yù)緊力矩、連接接頭等重點區(qū)域進行檢查，確保在試驗過程中缺陷無擴展，滿足試驗要求。

5 尾段缺陷容限試驗分析

（1）缺陷安全壽命分析

某大型民用直升機復(fù)合材料尾段缺陷安全壽命驗證階段共完成了48個疲勞試驗譜塊的壽命試驗，每個疲勞試驗譜塊相當(dāng)于2 000飛行小時的疲勞壽命，尾段低周疲勞取壽命分散系數(shù)fn=6，在試驗過程中缺陷無明顯擴展，試驗結(jié)果有效。因此，某大型民用直升機尾段的缺陷安全壽命分析結(jié)果為：

（2）安全檢查周期分析

按CCAR 29.571條破損安全（缺陷擴展后的剩余強度）評定要求，缺陷擴展后的剩余結(jié)構(gòu)必須表明在規(guī)定的檢查周期內(nèi)仍能保持承受設(shè)計限制載荷而沒有失效。

某大型民用直升機尾段檢查周期驗證試驗，共完成了9個勞試驗譜塊的壽命試驗，每個疲勞試驗譜塊相當(dāng)于2 000飛行小時的壽命，尾段低周疲勞取壽命分散系數(shù)fn=6，在試驗完成9個疲勞試驗譜塊后發(fā)現(xiàn)B點的缺陷出現(xiàn)明顯擴展，缺陷尺寸由33 mm×21 mm擴展到37.5 mm×22 mm，B點缺陷發(fā)現(xiàn)明顯擴展后，按試驗大綱的要求進行了表1所示的1.0倍限制載荷剩余強度試驗，試驗后檢查未發(fā)現(xiàn)異常，表明缺陷擴展后剩余結(jié)構(gòu)能夠承受限制載荷，試驗數(shù)據(jù)有效。因此，某大型民用直升機尾段檢查周期分析結(jié)果為：

6 結(jié)論

（1）試驗結(jié)果表明，某大型民用直升機尾段的缺陷安全壽命為16 000飛行小時；尾段的檢查周期為3 000飛行小時，符合CCAR 29.571條款要求，試驗結(jié)果得到適航當(dāng)局的認(rèn)可。

（2）建立了大型復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)精細化建模以及復(fù)合材料尾段內(nèi)部缺陷和沖擊損傷缺陷的仿真分析方法。

（3）建立了含制造缺陷和沖擊損傷的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)缺陷容限分析及試驗驗證方法，國內(nèi)首次完成含制造缺陷和沖擊損傷的復(fù)合材料尾段缺陷容限全尺寸試驗，通過適航審查。