門坤發(fā) 徐海斌 宋瑤 時(shí)麗

摘要：按照CCAR-29-R2第573條要求，對(duì)復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞和損傷容限評(píng)定。依據(jù)對(duì)尾段結(jié)構(gòu)進(jìn)行多工況下詳細(xì)的強(qiáng)度計(jì)算結(jié)果，結(jié)合結(jié)構(gòu)在制造過(guò)程中產(chǎn)生的各種缺陷以及統(tǒng)計(jì)外場(chǎng)使用和維護(hù)對(duì)結(jié)構(gòu)造成的各種損傷，按照咨詢通告AC 20-107B的方法研究這些損傷和缺陷類型，并把分層缺陷和沖擊損傷作為結(jié)構(gòu)損傷容限缺陷的主要類型。將這些缺陷和損傷按照試驗(yàn)不同的驗(yàn)證階段引入到試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)中，綜合對(duì)尾段結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果分析。結(jié)果表明，民用直升機(jī)復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)滿足適航規(guī)范關(guān)于損傷容限的要求，可用于裝機(jī)試飛驗(yàn)證和批產(chǎn)。

關(guān)鍵詞：適航；損傷容限；復(fù)合材料；威脅分析

中圖分類號(hào)：V215+V216文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.10.011

復(fù)合材料具有高比強(qiáng)度和比剛度以及易于設(shè)計(jì)等優(yōu)勢(shì)，逐漸應(yīng)用于航空飛行器的主承力結(jié)構(gòu)中[1-3]。由于直升機(jī)載荷相對(duì)較小，復(fù)合材料在直升機(jī)上的應(yīng)用遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出了固定翼的應(yīng)用，大量采用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)是直升機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)發(fā)展的總趨勢(shì)，尤其是直升機(jī)尾段結(jié)構(gòu)。美國(guó)貝爾直升機(jī)公司的OH-58“基奧瓦”直升機(jī)和貝爾-429等直升機(jī)尾段結(jié)構(gòu)以及波音公司的AH-64“阿帕奇”直升機(jī)尾段結(jié)構(gòu)都大量采用了高強(qiáng)度的復(fù)合材料作為結(jié)構(gòu)材料[4-6]，中法聯(lián)合研制的AC352直升機(jī)尾段結(jié)構(gòu)的尾梁也采用了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。對(duì)于直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度驗(yàn)證，歐美發(fā)達(dá)國(guó)家都按照新的適航規(guī)范進(jìn)行了疲勞和損傷容限試驗(yàn)[4-6]，而對(duì)于國(guó)內(nèi)直升機(jī)復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)，相應(yīng)的參考文獻(xiàn)較少，在對(duì)國(guó)內(nèi)某民用直升機(jī)復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和驗(yàn)證過(guò)程中，以適航規(guī)范CCAR-29-R2進(jìn)行驗(yàn)證，對(duì)于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷容限的驗(yàn)證條款是第573條[7]，該民用直升機(jī)的尾段結(jié)構(gòu)是由復(fù)合材料層壓板和蜂窩夾層結(jié)構(gòu)構(gòu)成，設(shè)計(jì)和驗(yàn)證過(guò)程中的缺陷和損傷經(jīng)過(guò)對(duì)尾段結(jié)構(gòu)的威脅分析并參考咨詢通告AC 20-107B的要求[8]，在驗(yàn)證的試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)上進(jìn)行預(yù)制缺陷和損傷，經(jīng)過(guò)對(duì)民用直升機(jī)復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞和損傷容限試驗(yàn)驗(yàn)證，驗(yàn)證了復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)的要求。

本文按照適航規(guī)范的要求，完整地進(jìn)行了復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析、威脅分析、缺陷引入以及適航試驗(yàn)驗(yàn)證，為直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)驗(yàn)證提供借鑒。

1尾段結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和威脅評(píng)估

1.1結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度

適航規(guī)范CCAR-29-R2第29.573條（c）（2）中對(duì)主要結(jié)構(gòu)件（PSEs）的定義如下：對(duì)承受飛行或地面載荷起重要作用，其失效可能導(dǎo)致旋翼航空器災(zāi)難性失效的結(jié)構(gòu)元件。按照規(guī)范對(duì)PSEs的定義，直升機(jī)尾段結(jié)構(gòu)的PSEs包括尾梁、垂尾和平尾結(jié)構(gòu)，直升機(jī)尾段承受的載荷包括整個(gè)尾段的結(jié)構(gòu)慣性載荷、垂尾和平尾的氣動(dòng)載荷、尾槳的推力和扭矩載荷、尾減速器載荷以及尾部應(yīng)急著陸的沖擊載荷等，這些載荷通過(guò)尾梁傳遞到機(jī)身結(jié)構(gòu)中并得以擴(kuò)散，整個(gè)尾段結(jié)構(gòu)承受著高周和低周的疲勞載荷的作用。按照適航規(guī)范的要求，對(duì)承受飛行或地面載荷起到重要作用，且該結(jié)構(gòu)元件的疲勞破損可能導(dǎo)致航空器災(zāi)難性破壞的結(jié)構(gòu)元件[7]，對(duì)于確定的每一個(gè)主要結(jié)構(gòu)件（PSE），要進(jìn)行第29.573條d（1）（ii）確定整個(gè)限制范圍內(nèi)所有臨界情況下的載荷和應(yīng)力的空中和地面測(cè)量以及第29.573條d（1）（iii）確定的載荷或應(yīng)力為基礎(chǔ)的、與使用中預(yù)期的載荷譜一樣嚴(yán)重的載荷譜，基于規(guī)范要求，需要對(duì)尾段結(jié)構(gòu)進(jìn)行整個(gè)載荷包線范圍內(nèi)詳細(xì)的強(qiáng)度計(jì)算。

國(guó)內(nèi)某民用直升機(jī)尾段結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料采用東邦碳纖維材料，其商品名稱為GC2354和GC2355，其中GC2354是織物，GC2355是單向帶，其主要力學(xué)性能見(jiàn)表1。

尾段結(jié)構(gòu)中的垂尾和平尾是以表1所列的性能進(jìn)行鋪層設(shè)計(jì)和強(qiáng)度計(jì)算。對(duì)于該民用直升機(jī)結(jié)構(gòu)，垂尾是涵道式垂尾結(jié)構(gòu)，平尾結(jié)構(gòu)通過(guò)兩根螺栓固定在垂尾結(jié)構(gòu)的“魚口”位置，垂尾通過(guò)框與尾梁對(duì)接。該民用直升機(jī)尾段結(jié)構(gòu)的最嚴(yán)重受載工況是穩(wěn)定右側(cè)滑和受阻右側(cè)滑，圖1是尾段結(jié)構(gòu)在側(cè)滑和偏航兩種嚴(yán)重工況下的應(yīng)變分布云圖。

從圖1的兩種嚴(yán)重工況下的應(yīng)變?cè)茍D可見(jiàn)，該民用直升機(jī)尾段結(jié)構(gòu)的高應(yīng)變區(qū)域主要包括：垂尾的前緣位置（a）；平尾連接垂尾“魚口”處（b）；平尾根部（c）；尾梁與垂尾連接處（d）；尾梁與機(jī)體結(jié)構(gòu)連接處（e）。

1.2結(jié)構(gòu)的威脅分析

依據(jù)CCAR-29-R2第29.573條d（1）（iv）要求，需要對(duì)所有的PSE進(jìn)行威脅評(píng)估，考慮疲勞、環(huán)境影響、內(nèi)在和離散缺陷，以及在制造或使用過(guò)程中可能發(fā)生的沖擊或其他偶然的損傷。根據(jù)統(tǒng)計(jì)，尾段結(jié)構(gòu)主要的損傷如下：（1）生產(chǎn)過(guò)程中結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的各種制造缺陷；（2）裝配和維護(hù)過(guò)程中工具跌落產(chǎn)生的沖擊損傷；（3）維護(hù)操作平臺(tái)移動(dòng)不慎造成沖擊的損傷；（4）起飛和著陸過(guò)程中沙礫沖擊產(chǎn)生的損傷；（5）飛行或停機(jī)時(shí)雹擊產(chǎn)生的損傷；（6）其他類型的損傷。

圖2給出了該民用直升機(jī)的兩個(gè)典型的沖擊損傷，其中圖2（a）是垂尾受到操作工具跌落產(chǎn)生的損傷，圖2（b）是平尾在飛行中受到高速物體沖擊產(chǎn)生的損傷。按照咨詢通告AC 20-107B的要求，將飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷按嚴(yán)重程度分為5個(gè)級(jí)別。缺陷和損傷都在制造和使用中可能出現(xiàn)，并在整個(gè)壽命期間存留在結(jié)構(gòu)中，具有代表性。這些缺陷和損傷的尺寸通常在可檢或可接受的限制值范圍內(nèi)，需要確定這些缺陷的類型對(duì)結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度影響。該直升機(jī)整個(gè)尾段結(jié)構(gòu)是由碳纖維層壓板結(jié)構(gòu)和夾層結(jié)構(gòu)組成，在設(shè)計(jì)和驗(yàn)證過(guò)程中，需要滿足適航規(guī)范條款[9]的要求，其驗(yàn)證思路是確保結(jié)構(gòu)在勉強(qiáng)可檢缺陷（BVID）下能夠承受極限載荷，并且在整個(gè)服役過(guò)程中缺陷不擴(kuò)展，在可檢缺陷（VID）下能夠承受限制載荷，并且在滿足壽命和可檢情況的同時(shí)滿足剩余強(qiáng)度的要求。

2缺陷類型的確定

2.1缺陷類型的確定

國(guó)內(nèi)外多數(shù)學(xué)者在研究復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的各種損傷對(duì)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響時(shí)，都將分層和沖擊缺陷作為各種缺陷的代表[4-6，10-12]，因此在驗(yàn)證中將其引入到要驗(yàn)證的結(jié)構(gòu)件中。將分層缺陷和沖擊缺陷作為引入到試驗(yàn)件的缺陷類型進(jìn)行研究，復(fù)合材料分層缺陷在拉伸載荷作用下強(qiáng)度退化一般較少，為10%～15%[11]。在壓縮和剪切載荷作用下，因局部失穩(wěn)可以導(dǎo)致極限強(qiáng)度有較大的損失。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)對(duì)沖擊損傷特別敏感，使用經(jīng)驗(yàn)和試驗(yàn)研究表明，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的BVID和VID缺陷影響著結(jié)構(gòu)的壓縮承載能力，在試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)構(gòu)中考慮低能量的沖擊損傷。

2.2分層和沖擊缺陷的確定

統(tǒng)計(jì)生產(chǎn)制造過(guò)程中結(jié)構(gòu)易產(chǎn)生分層區(qū)域，結(jié)合結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度計(jì)算結(jié)果，將結(jié)構(gòu)壓縮和剪切應(yīng)變大的區(qū)域作為結(jié)構(gòu)分層缺陷的制造位置。同時(shí)，結(jié)合單位的無(wú)損檢測(cè)能力，在結(jié)構(gòu)壓縮和剪切高應(yīng)變區(qū)域制造直徑為6mm或直徑為10mm的分層缺陷。在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)分層缺陷的制造過(guò)程中，層壓板結(jié)構(gòu)的中間層區(qū)域放置兩個(gè)特氟龍墊片，夾層結(jié)構(gòu)的外蒙皮與蜂窩位置放置兩個(gè)特氟龍墊片。

根據(jù)沖擊缺陷的大小和位置參考[13]，根據(jù)威脅分析可知，尾段結(jié)構(gòu)的沖擊損傷主要包括工具跌落、維護(hù)操作平臺(tái)不慎撞擊、雹擊、沙礫以及其他損傷等形式。（1）工具跌落產(chǎn)生的沖擊損傷，能量在23.8～33.8J范圍內(nèi)，主要位置是平尾上表面以及垂尾結(jié)構(gòu)涵道內(nèi)環(huán)處；（2）維護(hù)操作平臺(tái)不慎撞擊造成的損傷，能量是18.8J，主要的沖擊的區(qū)域是尾梁的側(cè)面和垂尾的側(cè)表面；（3）雹擊引起的損傷，包括地面停機(jī)狀態(tài)和飛行狀態(tài)兩種，每個(gè)冰雹沖擊的能量11.8J，此類損傷發(fā)生位置對(duì)于靜止停放的直升機(jī)尾部各個(gè)部位都有可能，在飛行中需要同時(shí)考慮一定高度下直升機(jī)最大平飛速度和冰雹在此高度下的沖擊速度，則冰雹對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)的沖擊能量最大為29.9J，可能的沖擊區(qū)域是垂尾結(jié)構(gòu)的前緣位置；（4）沙礫沖擊產(chǎn)生的損傷，主要是旋翼下洗流能夠吹起的沙礫，能量大約是13.5J，主要位置是垂尾與平尾連接的下部位置處，平尾下翼面位置等。

綜上分析，復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)的分層和沖擊缺陷位置如圖3所示。

2.3分層和沖擊缺陷的制作

分層缺陷是在結(jié)構(gòu)成型過(guò)程中在結(jié)構(gòu)中預(yù)埋特氟綸墊片，而沖擊缺陷則是利用沖擊槍在試驗(yàn)件安裝好的狀態(tài)下在圖3的區(qū)域按照給定的能量進(jìn)行沖擊，圖4是尾段結(jié)構(gòu)垂尾區(qū)域的一處沖擊缺陷的制作。在試驗(yàn)件沖擊缺陷制造前，為了確保沖擊效果，在相似結(jié)構(gòu)報(bào)廢件上預(yù)試好之后，再在試驗(yàn)件上進(jìn)行沖擊。

對(duì)于尾段結(jié)構(gòu)薄蒙皮結(jié)構(gòu)和蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，以凹坑深度和沖擊損傷面積為判據(jù)，厚的層壓板結(jié)構(gòu)在外觀上沒(méi)有明顯凹坑，借助無(wú)損檢測(cè)設(shè)備進(jìn)行沖擊分層大小的確認(rèn)。以上分層缺陷和沖擊缺陷在試驗(yàn)件上進(jìn)行明顯的標(biāo)記，便于試驗(yàn)過(guò)程中的監(jiān)控，確認(rèn)缺陷是否擴(kuò)展。

3疲勞和損傷容限評(píng)定

3.1尾段結(jié)構(gòu)的安裝

尾段結(jié)構(gòu)試驗(yàn)安裝現(xiàn)場(chǎng)如圖5所示，在尾梁的前框位置進(jìn)行約束，在垂尾上部和涵道尾減支撐桿和平尾位置進(jìn)行加載，在試驗(yàn)件的重點(diǎn)監(jiān)控部位粘貼應(yīng)變片進(jìn)行應(yīng)變監(jiān)控，在變形較大的位置利用變形進(jìn)行監(jiān)控。

3.2疲勞和損傷容限評(píng)定驗(yàn)證流程

對(duì)于復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)，按照適航規(guī)范CCAR-29-R2第573條（d）（2）要求，必須為所有PSE確定更換時(shí)間、檢查或其他程序，以要求在災(zāi)難性失效前修理或更換損傷零件。同時(shí)，第573條（d）（2）（i）要求更換時(shí)間必須通過(guò)試驗(yàn)或試驗(yàn)支持的分析確定，且必須表明結(jié)構(gòu)能承受使用中預(yù)期的變幅重復(fù)載荷。

對(duì)于該民用直升機(jī)復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)，損傷容限試驗(yàn)在常溫環(huán)境下進(jìn)行，試驗(yàn)過(guò)程中靜力試驗(yàn)考慮1.15倍的濕熱老化系數(shù)，同時(shí)保證結(jié)構(gòu)一倍壽命具有B基準(zhǔn)可靠性的試驗(yàn)參數(shù)。利用載荷放大系數(shù)1.148和對(duì)應(yīng)的壽命分散系數(shù)1.5進(jìn)行疲勞壽命試驗(yàn)[10]，疲勞試驗(yàn)按照塊譜形式加載，每一塊載荷譜對(duì)應(yīng)100飛行小時(shí)。為驗(yàn)證滿足設(shè)計(jì)目標(biāo)一萬(wàn)飛行小時(shí)壽命指標(biāo)要求，按照給定的載荷放大系數(shù)和壽命分散系數(shù)，在整個(gè)試驗(yàn)階段需總共進(jìn)行150塊載荷譜試驗(yàn)。

復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)損傷容限的驗(yàn)證流程為：首先在試驗(yàn)件上制造初始缺陷，在BVID缺陷的試驗(yàn)件上進(jìn)行帶環(huán)境影響系數(shù)的限制載荷試驗(yàn)；然后進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，按2/3設(shè)計(jì)目標(biāo)壽命進(jìn)行驗(yàn)證；疲勞試驗(yàn)完成后進(jìn)行極限載荷試驗(yàn)；再進(jìn)行VID缺陷制造和在原BVID損傷的基礎(chǔ)上加重?fù)p傷后進(jìn)行損傷容限試驗(yàn)，進(jìn)行1/3目標(biāo)壽命驗(yàn)證；壽命試驗(yàn)驗(yàn)證完成后，最后對(duì)試驗(yàn)件選取最嚴(yán)重的載荷工況進(jìn)行1.0倍的極限載荷剩余強(qiáng)度試驗(yàn)驗(yàn)證。

在試驗(yàn)驗(yàn)證過(guò)程中，對(duì)試驗(yàn)件的關(guān)鍵區(qū)域每天進(jìn)行一次詳細(xì)的目視檢查，每進(jìn)行20塊載荷譜對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行一次無(wú)損檢測(cè)，重點(diǎn)檢查確定結(jié)構(gòu)預(yù)制分層和沖擊缺陷是否擴(kuò)展，同時(shí)檢查結(jié)構(gòu)是否有新的缺陷或損傷出現(xiàn)，整個(gè)結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)驗(yàn)證流程如圖6所示。

3.3試驗(yàn)結(jié)果分析

整個(gè)疲勞試驗(yàn)按0.2Hz的加載頻率總體協(xié)調(diào)進(jìn)行加載，按照?qǐng)D6的試驗(yàn)流程進(jìn)行試驗(yàn)，在直升機(jī)復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)試驗(yàn)完成后，再次對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行詳細(xì)的無(wú)損檢查，未發(fā)現(xiàn)新的損傷產(chǎn)生，試驗(yàn)件所預(yù)制的分層缺陷和沖擊缺陷沒(méi)有擴(kuò)展，同時(shí)考慮損傷類型、檢查間隔、損傷可檢性以及損傷檢查所用技術(shù)后確定的假定損傷所要求的剩余強(qiáng)度，結(jié)構(gòu)在滿足設(shè)計(jì)壽命指標(biāo)后，能夠承受1.0倍的極限載荷結(jié)構(gòu)未破壞。通過(guò)疲勞和損傷容限評(píng)定，驗(yàn)證了直升機(jī)復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)滿足了設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

4結(jié)論

依據(jù)民用直升機(jī)復(fù)合材料垂尾結(jié)構(gòu)的有限元仿真分析結(jié)果，統(tǒng)計(jì)分析生產(chǎn)實(shí)際和維護(hù)過(guò)程產(chǎn)生的缺陷，并將其引入到復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件上，參考咨詢通告AC 20-107B的驗(yàn)證方法對(duì)其按照CCAR-29-R2適航規(guī)范要求的條款進(jìn)行了疲勞和損傷容限評(píng)定，得出如下結(jié)論：

（1）直升機(jī)復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)的制造缺陷和沖擊缺陷能夠覆蓋整個(gè)產(chǎn)品生產(chǎn)和服役過(guò)程所遇到的各種意外情況，具有代表性，能夠涵蓋整個(gè)服役階段對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的大部分威脅。

（2）按照疲勞和損傷容限試驗(yàn)驗(yàn)證了直升機(jī)復(fù)合材料典型結(jié)構(gòu)滿足適航規(guī)范的損傷容限設(shè)計(jì)要求，滿足設(shè)計(jì)飛行小時(shí)和檢查間隔的要求，表明直升機(jī)復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)具有損傷容限的能力。

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Airworthiness Verification of Civil Helicopter Composite Tail Section Structure

Men Kunfa1，Xu Haibin1，Song Yao1，Shi Li2

1. AVIC Harbin Aircraft Industry Group Co.，Ltd.，Harbin 150066，China

2. Aviation Military Representative Office of the Representative Bureau of Army Armament Department in Harbin Region，Harbin 150066，China

Abstract： In accordance with the requirements of Article 573 of CCAR-29-R2， the fatigue and damage tolerance assessment of the composite tail section structure is carried out. According to the detailed strength calculation results of the tail section structure under multiple working conditions， combined with various defects generated during the manufacturing process of the structure and various damages caused by the use and maintenance of the field， these types of damage and defects are studied in accordance with the advisory circular AC20-107B， and delamination defects and impact damage are taken as the main types of structural damage tolerance defects. These defects and damages are introduced into the test piece structure according to different verification stages of the test， and the strength calculation and test results analysis of the tail section structure are comprehensively carried out. The results show that the composite tail section structure of the civil helicopter meets the requirements of the airworthiness specification regarding damage tolerance， and can be used for flight test verification and batch production.

Key Words： airworthiness； damage tolerance； composite material； threat analysis