祝家奇

（江西經濟管理干部學院飛行技術學院，江西 南昌 330063）

風擋玻璃一般占據了直升機前部80%以上的迎風面，易在外來物沖擊的影響下產生裂紋、劃痕等故障，因此在維護工作中經常需要拆裝更換。在安裝更換的過程中，某型直升機的風擋玻璃需要進行夾持和鉆孔，在此過程中有機玻璃可能會產生不易被發(fā)現的缺陷。

許坤[1]發(fā)現，在飛機客艙玻璃的使用維護中經常出現銀紋損傷，并且銀紋損傷具有隱蔽性，必須在一定角度和光線下才能被發(fā)現，在維護過程中易被忽略而留下安全隱患。姜英杰、劉百新[2]研究發(fā)現，銀紋的出現會直接影響玻璃的性能，在外力的作用下會擴展成裂縫，進而導致材料斷裂失效。謝曉斌[3]認為，有機玻璃的銀紋缺陷與其安裝緊固方式有關，合適的緊固方式能有效減少缺陷的產生。王啟超、姜東曉、李佳旺等人[4]研究了有機玻璃鉆孔加工工藝對材料的損傷影響，發(fā)現鉆孔產生的應力會影響有機玻璃可靠性。

從這些學者的研究中可以發(fā)現，風擋玻璃在維護過程中的維護工藝會影響PMMA玻璃的力學性能。許多研究者都通過力學拉伸試驗研究有機玻璃的力學性能[5-6]，該文通過拉伸試驗研究螺栓孔和預緊力對有機玻璃的拉伸斷裂行為的影響。

1 試驗過程

1.1 試樣

試驗材料選擇PMMA有機玻璃，先將原材料切割成230mm×45mm×10mm的長方體樣件，再按《航空有機玻璃拉伸疲勞試驗方法》（GJB 2033—1994）中缺口試樣要求進行加工，如圖1所示。為達到材料的粗糙度要求，切割后的材料要對加工面進行精磨。

圖1 缺口試樣（單位：mm）

1.2 試驗內容

模擬維修中對有機玻璃進行鉆孔和夾持，將制得的缺口試樣進行鉆孔和壓制，得到缺陷樣件。使用臺鉆和臺虎鉗分別制得孔陷試樣和壓陷試樣。孔陷試樣：使用劃線定位法找到缺口試樣的中心點，使用臺鉆以655圈/min的鉆速分兩次完成制孔。第一次使用2.5mm的鉆頭（約為螺栓孔徑的3/4）制出初孔，再以3.4mm的鉆頭進行擴孔，得到孔陷樣件。壓陷試樣：使用臺虎鉗和均壓板以147.4N·m的力矩（最大安裝力矩為44.2N·m）壓制缺口試樣，得到壓陷試樣。

材料的力學試驗采用拉伸試驗機對3個試樣進行拉伸試驗，如圖2所示。在拉伸之前需要對引伸計進行標定，標定量為50mm，然后對3個試件進行拉伸試驗直至斷裂，得到變形量與拉伸載荷的關系。

圖2 拉伸試驗

2 試驗結果與分析

2.1 試驗結果

對3種試樣，即缺口樣件（命名為QX）、孔陷樣件（命名為ZX）和壓陷樣件（命名為YX）進行拉伸試驗，試驗結果如圖3所示。試驗結果顯示，孔陷樣件的拉伸極限載荷最高，缺口樣件次之，壓陷樣件最低。從試驗數據上看，孔陷樣件的拉伸極限載荷為9046N，缺口樣件的極限載荷為8624N，孔陷樣件比缺口樣件拉伸載荷提高了4.8%。而壓陷樣件的拉伸極限載荷為7226N，壓陷樣件比缺口樣件拉伸載荷降低了16%。拉伸試驗得到的數據經應力、應變計算公式計算得到工程應力和工程應變率，如圖4所示。由圖4可知，材料主要發(fā)生的是脆性斷裂，從曲線看沒有明顯的屈服，在達到拉伸強度極限后突然發(fā)生斷裂。從斜率上看，壓陷試樣的斜率最低，其在失效過程中的脆性失效比其他兩個試件更明顯。缺口試件的斜率最大，其在失效過程中的塑性變形更明顯。在拉伸斷裂的過程中，3種材料的變形量均隨著拉應力的增加而近似線性增加，說明材料沒有明顯的蠕變現象和準靜態(tài)裂紋的產生。在材料快要斷裂時，變形量迅速上升，說明裂紋擴展速度增加，其中孔陷樣件的變化最明顯，缺口樣件次之，壓陷樣件基本無變化。前兩者在斷裂過程中，裂紋擴展速率均由慢向快轉變，而壓陷樣件一直處于快速擴展階段。

圖3 拉伸極限載荷

圖4 工程應力-應變曲線

分析認為，鉆孔導致孔周材料產生殘余應力，較大的殘余應力使材料在拉伸過程中發(fā)生脆性斷裂，而其他區(qū)域材料未發(fā)生損傷。受壓后的材料可能產生了較多的微小損傷，導致在拉伸過程中這些細小損傷在受到外力的作用下迅速擴展成裂紋，發(fā)生斷裂失效。為了進一步研究影響材料拉伸強度的因素，還需要對材料的失效模式進行分析。

2.2 失效分析

缺口試樣的斷裂面形貌如圖5所示。從試樣的斷口看，應力主要集中在試件的缺口中間，裂紋沿應力方向擴展發(fā)生斷裂。從斷面的粗糙程度可現，裂紋在左邊擴展得較慢，先發(fā)生拉伸斷裂，形成海浪狀的斷裂紋路，裂紋略微隆起，撕裂區(qū)邊緣粗糙不整齊，并有晶狀碎片產生。隨著裂紋由左向右擴展，可以發(fā)現晶狀碎片逐漸減少，裂紋逐漸平緩，撕裂區(qū)域邊緣逐漸光滑整齊。分析認為，裂紋隆起程度與斷裂過程中裂紋擴展速度有關，裂紋擴展速度越快，裂紋隆起越小，材料以剪切失效為主；裂紋擴展速度越慢，裂紋隆起越明顯，材料以撕裂破壞為主[7]。因此材料在剛受到拉伸力作用時，主要發(fā)生塑性變形。當拉力超過材料的強度極限，材料內部產生了裂紋，此時裂紋的擴展較慢。隨著拉力繼續(xù)增加，應力集中在斷裂處，加快了裂紋的擴展速率。

圖5 QX試樣失效斷裂面

壓陷試樣的斷裂面形貌如圖6所示。從試樣的斷口看，壓陷試樣的拉伸應力也是集中在缺口腰部，形成一條裂紋，導致材料失效。從斷面分析發(fā)現，裂紋也是從一邊產生，在拉伸應力的作用下向另一半擴展，擴展速率由慢變快。在裂紋擴展的初始階段產生了較少的晶狀碎片，其碎片體積小于缺口試樣斷裂產生的晶狀碎片。并且和缺口試樣相比，其形成的斷裂紋路更平整，撕裂區(qū)邊緣清晰整齊。分析認為，壓陷試樣在受壓之后，材料內部產生了許多難以發(fā)現的細小裂紋。受到拉應力后，這些受壓應力產生的裂紋會張開，發(fā)生一次疲勞循環(huán)。隨著拉應力的增加，斷面附件材料產生塑性變形，又會受到周圍彈性區(qū)域的擠壓，導致裂紋逐漸擴展匯集，最終導致材料發(fā)生斷裂失效。從能量的角度看，壓陷樣件的斷裂產生的碎片較少，并且局部沒有變形，以脆性剪切斷裂為主要失效模式。裂紋擴展迅速，耗能較少，這是造成結構強度下降的主要原因。

圖6 YX試樣失效斷裂面

孔陷試樣的斷裂面形貌如圖7所示。斷裂裂紋與前兩者不同，并未在缺口中部發(fā)生斷裂行為，而是在孔周發(fā)生斷裂。從晶體碎片的密集程度看，斷裂也是由一端發(fā)生向另一端擴展，進而導致材料失效。在孔周的一邊，材料由外向里擴展，在外部區(qū)域產生隆起明顯的山脊狀裂紋，向內裂紋逐漸平整；在孔周的另一邊，材料由孔周內向外擴展，在孔周區(qū)域產生部分晶狀碎片，向外裂紋逐漸平整。和前兩者相比，孔陷試樣的失效不僅會產生更大的晶狀碎片，發(fā)生更明顯的隆起裂紋，并且在孔周除主要裂紋外，還有多條細小裂紋和銀紋產生，在材料的失效過程中吸收了更多的能量。分析認為：使孔周材料易產生損傷的原因主要是在鉆孔過程中，鉆孔切削產生的熱應力和殘余應力使材料脆化強度下降，在受到拉伸作用時發(fā)生脆性崩裂，因此產生了大量的晶狀碎片。這種損傷在局部減少了材料的抗拉強度，但是卻阻滯了材料整體發(fā)生快速斷裂的時間，因此表現出抗拉強度增加的現象。

圖7 ZX試樣的失效斷裂面

分析試驗結果認為，材料從一端發(fā)生斷裂的主要原因可能是夾持過程中材料受力不均。裂紋隆起程度與斷裂過程中裂紋擴展速度有關，裂紋擴展速度越快，裂紋隆起越小，材料以剪切失效為主；裂紋擴展速度越慢，裂紋隆起越明顯，材料以撕裂破壞為主。從能量消耗的角度分析，剪切失效產生的裂紋擴展速度快，局部變形量小，消耗能量少；而拉伸撕裂破壞產生的裂紋擴展速度較慢，局部變形量大，消耗能量多。3種樣件由于其存在不同的初始缺陷，因此在拉伸過程中裂紋擴展速率不同。壓陷樣件的裂紋擴展最快，斷面最光滑；缺口樣件次之；孔陷樣件裂紋擴展最慢，斷面最粗糙，這是3種樣件在拉力作用下表現出不同力學性能的主要原因。

3 結論

該文以加強航空安全為目的，研究直升機風擋玻璃維護工作對材料的損傷，通過力學試驗研究了維修過程中，制孔工作和安裝夾緊工作對航空有機玻璃的力學性能的影響，進而得到以下結論：1）有機玻璃的拉伸失效是具有突發(fā)性的脆性斷裂，在此過程中沒有明顯的征兆，因此風擋玻璃在使用中產生的缺陷具有隱蔽性，難以被發(fā)現。2）安裝過程中，較高的緊固力會使有機玻璃的抗拉性能嚴重下降，影響飛行安全。3）在鉆孔過程中，受到殘余應力和熱應力的影響，孔周材料易發(fā)生斷裂，但是不一定會影響材料整體的抗拉性能。對殘余應力對材料的抗拉性能影響規(guī)律，還需要進一步研究。該文的研究結果可以作為提高飛機維修工藝的一種參考。