高頓林 江秋鑫 趙昱淇

摘 要：直升機(jī)座椅的抗墜毀性能是保護(hù)駕駛員的重要保障之一，座椅的靜強(qiáng)度與動強(qiáng)度性能是衡量座椅可靠性的重要指標(biāo)。本文以座椅靜強(qiáng)度性能為出發(fā)點，以某型直升機(jī)座椅為例，根據(jù)適航要求設(shè)計了基于不同加載方向的座椅靜強(qiáng)度測試試驗。為進(jìn)一步計算評估座椅的靜強(qiáng)度性能，基于有限元分析方法，通過Abaqus對座椅的靜載荷加載試驗進(jìn)行了模擬，分析了該座椅在不同加載條件下的變形量、Mises應(yīng)力分布與材料損傷情況，通過仿真與試驗結(jié)果相結(jié)合的方式驗證了該型機(jī)座椅的可靠性，并為直升機(jī)座椅的性能模擬計算提供了有力的技術(shù)支撐。

關(guān)鍵詞：直升機(jī)座椅； 靜強(qiáng)度試驗； 有限元分析； Johnson-cook； Hashin失效準(zhǔn)則

中圖分類號：V244.22+2 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.08.004

直升機(jī)座椅作為保護(hù)直升機(jī)駕駛員的重要裝置，在直升機(jī)抗墜毀設(shè)計[1-3]中往往起到至關(guān)重要的作用。座椅的可靠性是直升機(jī)抗墜毀設(shè)計中的關(guān)鍵所在[4-6]，因此座椅的靜強(qiáng)度與動強(qiáng)度特性成為評價座椅性能的重要指標(biāo)[7-8]。對于座椅的靜強(qiáng)度這一特性，座椅往往要分別承受不同方向的靜載荷，通過變形量以及是否存在結(jié)構(gòu)失效加以評定。

目前關(guān)于直升機(jī)座椅的研究多集中于動強(qiáng)度性能的分析，王陶、李曉波等[9-10]從抗墜毀動態(tài)沖擊角度對座椅吸能裝置的結(jié)構(gòu)設(shè)計進(jìn)行了研究，而目前關(guān)于座椅靜強(qiáng)度的研究多集中于汽車座椅領(lǐng)域，張紅紅、徐中明等[11-12]對汽車座椅的靜強(qiáng)度進(jìn)行了仿真模擬，分析了座椅的應(yīng)力及變形情況，但考慮到直升機(jī)座椅結(jié)構(gòu)與汽車座椅差別較大，且直升機(jī)座椅面臨的載荷要求更為復(fù)雜嚴(yán)苛，無法為直升機(jī)座椅的靜強(qiáng)度分析直接提供指導(dǎo)作用，為此，本文以某型機(jī)駕駛員座椅為出發(fā)點，以適航相關(guān)的座椅靜強(qiáng)度要求為依據(jù)，對其靜強(qiáng)度試驗方法進(jìn)行了詳細(xì)闡述，此外結(jié)合試驗方法對座椅靜強(qiáng)度試驗進(jìn)行了仿真模擬，分析了座椅靜強(qiáng)度試驗下的應(yīng)力、變形以及材料損傷情況，最終通過仿真與試驗結(jié)果相結(jié)合的方式驗證了該型機(jī)座椅的靜強(qiáng)度性能，為直升機(jī)座椅的強(qiáng)度設(shè)計提供一定的指導(dǎo)作用。

1 試驗設(shè)置

1.1 座椅結(jié)構(gòu)

該型機(jī)直升機(jī)座椅重量（質(zhì)量）24.5kg，其骨架部分主要由椅盆與椅腿兩部分組成。椅盆用以承載駕駛員，其材料為由碳纖維層壓鋪放技術(shù)制成的樹脂基復(fù)合材料，以實現(xiàn)座椅的輕量化技術(shù)要求。椅腿用于承載椅盆，其材料采用航空領(lǐng)域較為廣泛使用的7075鋁合金。

1.2 靜強(qiáng)度試驗設(shè)置

參考SAE AS 8049A《民用旋翼類、運輸類和通用航空類飛機(jī)座椅的性能標(biāo)準(zhǔn)》與CCAR-29-R2《運輸類旋翼航空器適航規(guī)定》以及《民用直升機(jī)座椅通用要求》，座椅應(yīng)能承受向上、向前、側(cè)向、向下與向后方向的極限載荷，且施加的靜載荷應(yīng)至少維持3s，座椅應(yīng)不產(chǎn)生有害的變形，可以有效地約束成員進(jìn)而達(dá)到人員防護(hù)的目的。為此，參考上述規(guī)定與標(biāo)準(zhǔn)，對直升機(jī)座椅設(shè)計了靜載荷試驗，通過測量座椅不同點的變形量加以評估，在測量點的選擇上，考慮到椅盆與駕駛員直接接觸，其變形將對駕駛員的生存空間產(chǎn)生直接影響，故將測量點均選擇在椅盆上，測量點位置如圖1所示，可以較為詳盡地體現(xiàn)椅盆的變形情況，其中A點為椅盆中心的最前點，B點為下側(cè)椅盆兩前端的最外側(cè)位置，C點為下側(cè)椅盆兩側(cè)頂部邊緣的最低點，D點為距地面高度635mm處的中心點，E點為肩帶高度處椅盆左右兩側(cè)位置，F(xiàn)點為椅盆頭靠部分的最高點。

根據(jù)CCAR-29-R2 《運輸類旋翼航空器適航規(guī)定》以及《民用直升機(jī)座椅通用要求》中座椅靜強(qiáng)度的要求，座椅應(yīng)能承受前向16g載荷、后向16g載荷、上方向4g載荷、下方向20g載荷以及側(cè)向8g載荷，此外參考SAE AS 8049A在上軀干試驗中的要求，還需滿足靜態(tài)載荷的40%通過上軀干約束、60%通過骨盆約束的加載要求，因此在計入載荷擬合系數(shù)1.33后額外設(shè)置了前向21.28g載荷試驗，共計6種靜載荷試驗。載荷的施加位置根據(jù)SAE AS 8049A要求應(yīng)基于座椅參考點（SRP）加以實施，具體加載位置見表1。

試驗設(shè)置如圖2所示，載荷均由主軸加載，其間配備測力傳感器以測試3s中靜載荷的穩(wěn)定性。載荷由主軸輸出，為模擬真實的加載環(huán)境，靜載荷往往需加載至由駕駛員約束系統(tǒng)約束軀干模塊后的座椅，因此本次試驗根據(jù)不同的加載條件要求引入了整體軀干模塊A、上軀干模塊B以及骨盆模塊C。此外考慮到座椅坐墊及靠墊在載荷加載中的作用，在椅盆上設(shè)置了30mm厚的橡膠海綿進(jìn)行替代。在座椅的姿態(tài)設(shè)置上，考慮到實際飛行狀況較為復(fù)雜，為盡可能考慮真實飛行狀態(tài)結(jié)合適航要求，在前向、后向試驗中引入了10°偏斜角的設(shè)置。此外在下方向試驗加載中，由于其載荷加載的特點導(dǎo)致無法借助軀干模塊加載至椅盆，且根據(jù)SAE AS 8049A要求力應(yīng)均勻地加載至椅盆底部，故在主軸與椅盆間設(shè)置了鋼板以均衡主軸施加的載荷。

主軸所施加的載荷大小除不同方向的加載要求外，還和座椅質(zhì)量以及駕駛員質(zhì)量直接相關(guān)，座椅質(zhì)量由上文所述為24.5kg，駕駛員質(zhì)量根據(jù)適航標(biāo)準(zhǔn)以77kg計算，最終在考慮前向與后向試驗中所存在的偏航角后便可計算得到不同試驗下主軸需施加的載荷大小，具體見表2，其中α為偏航角度，f為擬合系數(shù)。

2 有限元分析

除試驗方法外，計算模擬也是評估座椅靜強(qiáng)度的有效手段，由于座椅的組成部件形狀復(fù)雜、數(shù)量較多，因此很難通過簡單的數(shù)學(xué)計算評估座椅的變形、失效情況等，而采用有限元模擬的方式可更便捷、更直觀地模擬座椅在靜載荷試驗下的應(yīng)變量、失效情況等結(jié)果[13-14]，且不受試驗條件的約束可更為廣泛地得到座椅不同位置的應(yīng)變量，所得出的分析結(jié)果也可有效指導(dǎo)座椅結(jié)構(gòu)的設(shè)計，因此本文以上述試驗方法為基礎(chǔ)，通過商業(yè)有限元軟件Abaqus模擬了上述6種試驗下的座椅變形量與Mises應(yīng)力分布情況，為座椅的強(qiáng)度設(shè)計提供了有力的技術(shù)支撐。

2.1 幾何模型與網(wǎng)格劃分

本次有限元模擬的座椅結(jié)構(gòu)如圖3所示，由CATIA軟件繪制，包括椅盆和椅腿兩部分骨架結(jié)構(gòu)，鑒于座椅的坐墊、腰靠、頭靠等配件在座椅中主要起到提高舒適性的作用，在靜載荷加載過程中基本不會被分配也難以承受較大的靜載荷，因此上述部分未在三維模型中繪制。幾何模型的網(wǎng)格劃分結(jié)構(gòu)如圖3所示，包括六面體單元（C3D8R）與四面體單元（C3D10）兩部分。

2.2 材料參數(shù)

2.3 載荷及邊界條件

根據(jù)上述的試驗設(shè)置方式，座椅通過椅腿底部和滑軌結(jié)合固定在試驗平臺上，因此在邊界條件上對座椅底部施加全約束的邊界條件，根據(jù)不同的試驗方式和載荷計算結(jié)果在不同的位置施加靜載荷加以模擬，靜載荷的加載時間和試驗設(shè)置一致為3s。椅盆和椅腿通過螺栓連接的方式進(jìn)行連接，在幾何模型中將其連接部分簡化為Tie約束加以定義。此外，部分試驗中借助了固定在椅盆上的軀干模塊施加載荷，在仿真模擬中同樣對軀干模塊進(jìn)行了繪制，尺寸與試驗設(shè)置保持一致。鑒于軀干模塊僅作載荷傳遞的作用，其形變量以及應(yīng)力分布等情況無須分析，故在該模擬中將其設(shè)置為剛體約束。

2.4 仿真結(jié)果分析

座椅在靜載荷的加載上發(fā)生變形，為評估座椅在靜載荷下的變形量與失效情況，有限元計算采取Abaqus/ Dynamic求解器進(jìn)行計算。6種試驗下在靜載荷加載后的最大應(yīng)力分布結(jié)果如圖4所示，從Mises應(yīng)力云圖分析可明晰在靜載荷試驗中座椅的應(yīng)力主要集中分布在椅腿部分，在前向21.28g和16g后向16g與側(cè)向8g等載荷加載試驗中，應(yīng)力值較大，最大應(yīng)力值可達(dá)500MPa。

對于椅盆而言，鑒于上述應(yīng)力分布結(jié)果不難發(fā)現(xiàn)，椅盆處的應(yīng)力小于椅腿部分，在前向21.28g和16g、后向16g與側(cè)向8g情況下存在較大的應(yīng)力分布情況，故以上述情況中應(yīng)力最大的前向16g試驗為例，Hashin椅盆失效情況進(jìn)行了分析，其判據(jù)下的失效因子大小如圖5所示，從Hashin失效判據(jù)可以看到纖維拉伸失效、纖維壓縮失效、基體拉伸失效以及基體壓縮失效的損傷因子均小于1，椅盆無材料失效發(fā)生。

對于椅腿而言，椅腿的材料為Al7075，屈服強(qiáng)度為455MPa，故椅腿出現(xiàn)了部分塑性變形，在前向21.28g和16g、后向16g與側(cè)向8g情況下存在較大的應(yīng)力分布情況，故以上述情況中前向21.28g和16g、后向16g為例，其椅腿的等效塑性應(yīng)變與Johnson cook失效因子大小如圖6所示，椅腿處發(fā)生了部分屈服變形情況，但失效因子均小于1，未發(fā)生材料損傷。

根據(jù)《民用直升機(jī)座椅通用要求》，座椅靜強(qiáng)度的合格判據(jù)為在承受極限載荷3s而不發(fā)生明顯失效。從仿真角度下的座椅靜強(qiáng)度試驗結(jié)果不難看出，座椅仍能有效支撐駕駛員，椅盆無顯著失效情況，椅腿發(fā)生部分塑性變形但未發(fā)生失效，故從材料失效角度分析該座椅靜強(qiáng)度滿足要求。

在座椅變形量方面，座椅變形是評估座椅靜強(qiáng)度性能的關(guān)鍵，根據(jù)適航要求座椅在承受極限載荷應(yīng)不產(chǎn)生有害的變形，不得影響其安全使用。通過仿真模擬后的6種試驗下的變形量結(jié)果如圖7所示，變形位移最大處主要發(fā)生在椅盆上端與椅盆前端，在前向21.28g試驗中出現(xiàn)最大位移量為103.8mm，在上方向4g試驗中位移變化量最小，僅為4.8mm。

為進(jìn)一步量化評估座椅在靜載荷試驗中的變形大小，鑒于變形主要集中在x軸（航向即駕駛員乘坐后的面前方向）與z軸方向（座椅自下而上的方向），且最大變形多發(fā)生在F點處，椅盆呈現(xiàn)出沿y軸（駕駛員乘坐后的左側(cè)方）翻轉(zhuǎn)的趨勢，因此對座椅翻轉(zhuǎn)程度進(jìn)行了進(jìn)一步的評估，根據(jù)B點與C點的試驗前后數(shù)值對座椅的翻轉(zhuǎn)角度進(jìn)行了計算，B點與C點的位移變化見表5，其翻轉(zhuǎn)程度計算公式為

計算后得出的各試驗下的椅盆翻轉(zhuǎn)角度見表6。椅盆翻轉(zhuǎn)角度較小，在前向21.28g試驗中出現(xiàn)最大翻轉(zhuǎn)角度僅為6.91°。

從上述分析可以看出，該型機(jī)座椅在不同的靜載荷加載中的座椅變形較小，翻轉(zhuǎn)程度較低，所產(chǎn)生的變形不會危及駕駛員的生存空間，因此，該型機(jī)座椅符合靜強(qiáng)度試驗中的變形要求。

3 試驗結(jié)果

為驗證仿真分析的準(zhǔn)確性，將該型機(jī)直升機(jī)座椅的靜強(qiáng)度試驗結(jié)果與仿真分析進(jìn)行對比，試驗結(jié)果如圖8所示。從試驗結(jié)果可以看到，座椅在6種方向試驗中，座椅未發(fā)生明顯變形，座椅結(jié)構(gòu)完整無損傷和分離情況，與仿真結(jié)果相一致。

4 結(jié)論

本文根據(jù)適航規(guī)定以及SAE AS 8049A要求，以某型直升機(jī)座椅為例，設(shè)計了適用于直升機(jī)座椅靜強(qiáng)度試驗方法，同時結(jié)合有限元分析方法對座椅靜強(qiáng)度試驗進(jìn)行了模擬，根據(jù)仿真結(jié)果中的座椅變形量、Mises應(yīng)力分布以及材料損傷情況對該型機(jī)座椅的靜強(qiáng)度性能進(jìn)行了驗證，對今后的座椅強(qiáng)度設(shè)計將提供一定的指導(dǎo)作用。據(jù)上述分析結(jié)果可得出以下結(jié)論：

（1）針對該型機(jī)座椅所設(shè)計的靜強(qiáng)度試驗可以滿足SAE AS 8049A與適航規(guī)定，實現(xiàn)座椅在各方向的承載情況測定。

（2）該型直升機(jī)座椅在靜強(qiáng)度試驗仿真分析中應(yīng)力主要分布在椅腿處，椅盆無材料損傷，椅腿發(fā)生部分塑性變形，座椅變形量較小，不會影響駕駛員的生存空間要求。

（3）該型直升機(jī)座椅在靜強(qiáng)度試驗的試驗結(jié)果與仿真模擬結(jié)果相一致，座椅未發(fā)生明顯變形，座椅結(jié)構(gòu)完整無損傷、分離情況。

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Research on Static Strength of Helicopter Seat Based on Simulation Analysis

Gao Dunlin， Jiang Qiuxin， Zhao Yuqi

China Helicopter Research and Development Institute， Jingdezhen 333000， China

Abstract： The crash resistance of helicopter seat is one of the important guarantees to protect the driver， and the static strength and dynamic strength performance of the seat are important indicators to measure the reliability of the seat. Taking a certain helicopter as an example， this paper designs a seat static strength test based on different loading directions according to the airworthiness requirements by taking the strength performance of seat as the starting point. In order to further calculate and evaluate the static strength performance of the seat， the static load loading test of the seat was simulated by Abaqus based on the finite element analysis method. By combining simulation and test results， the deformation， Mises stress distribution and material damage of the seat under different loading conditions are analyzed， which verifies the reliability of the seat and provides a strong technical support for the performance simulation calculation of the helicopter seats.

Key Words： helicopter seat； static strength test； finite element analysis； Johnson-cook； Hashin failure criterion