王玉合，朱定金，劉曉同

（中航工業(yè)直升機(jī)設(shè)計(jì)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(jìn)直升機(jī)公司長(zhǎng)期以來(lái)的民用直升機(jī)研制和使用積累了豐富經(jīng)驗(yàn)，在結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)和疲勞評(píng)定中，缺陷容限設(shè)計(jì)思想已經(jīng)得到廣泛應(yīng)用，缺陷容限設(shè)計(jì)與試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)實(shí)用、成熟且已成體系[1]。相對(duì)而言，國(guó)內(nèi)民用直升機(jī)結(jié)構(gòu)均采用安全壽命法進(jìn)行疲勞設(shè)計(jì)和壽命評(píng)估，未考慮在制造過(guò)程中產(chǎn)生的制造缺陷以及使用過(guò)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(jì)上的浪費(fèi)[3]。

針對(duì)CCAR-29-R1《運(yùn)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(jī)結(jié)構(gòu)”相關(guān)驗(yàn)證要求，某大型民用直升機(jī)復(fù)合材料尾段結(jié)構(gòu)在制造過(guò)程中產(chǎn)生的制造缺陷、使用過(guò)程中產(chǎn)生的低能量沖擊損傷（目視勉強(qiáng)可見(jiàn)沖擊損傷，簡(jiǎn)稱BVID）下保證全壽命周期內(nèi)的使用安全，同時(shí)考慮了高能量沖擊損傷（目視明顯可見(jiàn)的沖擊損傷，簡(jiǎn)稱CVID）下保證一個(gè)檢查周期內(nèi)的使用安全。

圖1 尾段疲勞試驗(yàn)件安裝示意圖

1.1 尾段有限元模型

某大型民用直升機(jī)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(yàn)件精細(xì)化有限元模型包括上墻端假件GFEM粗模型以及試驗(yàn)件DFEM精細(xì)化模型，中間采用RBE3單元進(jìn)行粗細(xì)模型過(guò)渡連接；有限元處理中加載點(diǎn)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(shí)驗(yàn)要求提供的制造缺陷位置，在尾段有限元模型中找出對(duì)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(xì)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(kuò)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(dòng)能公式換算為相應(yīng)的沖擊速度，使用Abaqus Explicit進(jìn)行沖擊計(jì)算。由于沖頭相對(duì)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(diǎn)與復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的沖擊時(shí)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(diǎn)，并通過(guò)沖擊速度的分量實(shí)現(xiàn)沖頭在沖擊位置是正對(duì)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(kuò)展規(guī)律的Paris公式計(jì)算界面處的疲勞損傷分層的發(fā)生和生長(zhǎng)，并將裂紋增長(zhǎng)率da/dN與相對(duì)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(shí)，對(duì)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(méi)有疲勞裂紋生成和增長(zhǎng)；高于Gpl的區(qū)域，裂紋將以加速增長(zhǎng)率增長(zhǎng)；GequivC可以由用戶指定的混合模式準(zhǔn)則和界面的粘結(jié)強(qiáng)度計(jì)算得到。

圖3 分層低周疲勞分析

上圖3中：a為裂紋長(zhǎng)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(zhǎng)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(huì)被釋放，除非上述的方程滿足Gmax>Gthresh。

1.3.2 疲勞裂紋增長(zhǎng)

當(dāng)分層裂紋增長(zhǎng)準(zhǔn)則在界面處滿足要求，則裂紋增長(zhǎng)率da/dN可以通過(guò)ΔG來(lái)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(zhǎng)。

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(xì)節(jié)有限元模型基礎(chǔ)上進(jìn)行細(xì)化，基于虛擬裂紋閉合技術(shù)的裂紋擴(kuò)展分析，未出現(xiàn)分層或裂紋擴(kuò)散現(xiàn)象。進(jìn)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(shí)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(huì)擴(kuò)展，為后續(xù)的復(fù)合材料尾段全尺寸缺陷容限試驗(yàn)提供了基礎(chǔ)，大大降低了尾段缺陷容限試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)。

2 試驗(yàn)載荷譜及加載

某大型民用直升機(jī)復(fù)合材料尾段全尺寸缺陷容限試驗(yàn)按每小時(shí)4次起落編制尾段低周疲勞壽命試驗(yàn)載荷譜，見(jiàn)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(yàn)譜塊相當(dāng)于2 000飛行小時(shí)的疲勞壽命[4]。

表1 尾段疲勞試驗(yàn)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(yàn)中用5個(gè)加載做動(dòng)缸模擬尾段承受的載荷，如圖4。

圖4 尾段缺陷容限試驗(yàn)加載示意圖

3 尾段缺陷容限試驗(yàn)設(shè)計(jì)

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(yàn)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(yàn)件預(yù)制的初始制造缺陷位置見(jiàn)圖5。

由于試驗(yàn)前尾段疲勞試驗(yàn)件蒙皮和泡沫芯之間預(yù)制的脫粘缺陷檢測(cè)不到，需要在原蒙皮和泡沫脫粘缺陷處附近對(duì)蒙皮開(kāi)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(yàn)用φ16mm的半圓頭沖擊頭，采用控制能量的方法對(duì)尾段疲勞及缺陷容限試驗(yàn)件進(jìn)行沖擊損傷。為了準(zhǔn)確獲得各沖擊點(diǎn)的沖擊能量，避免復(fù)合材料蒙皮被擊穿，先在直升機(jī)尾段靜力試驗(yàn)件上進(jìn)行沖擊能量標(biāo)定，最終確定尾段缺陷容限疲勞試驗(yàn)件各沖擊損傷位置及能量。

在進(jìn)行缺陷安全壽命驗(yàn)證試驗(yàn)之前，先在試驗(yàn)件上做沖擊損傷試驗(yàn)（BVID）。在進(jìn)行檢查周期驗(yàn)證試驗(yàn)時(shí)，需要先在試驗(yàn)件原BVID缺陷位置再采用CVID能量做沖擊損傷試驗(yàn)。沖擊損傷位置及能量見(jiàn)表2，沖擊損傷結(jié)果見(jiàn)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(yàn)

某大型民用直升機(jī)復(fù)合材料尾段全尺寸缺陷容限試驗(yàn)分兩個(gè)階段進(jìn)行，如下：

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

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

尾段缺陷容限試驗(yàn)方法是：

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

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

3）試驗(yàn)過(guò)程中每完成一個(gè)試驗(yàn)譜塊需對(duì)試驗(yàn)件預(yù)置缺陷和沖擊損傷位置進(jìn)行無(wú)損檢查，同時(shí)對(duì)螺栓預(yù)緊力矩、連接接頭等重點(diǎn)區(qū)域進(jìn)行檢查，確保在試驗(yàn)過(guò)程中缺陷無(wú)擴(kuò)展，滿足試驗(yàn)要求。

5 尾段缺陷容限試驗(yàn)分析

（1）缺陷安全壽命分析

某大型民用直升機(jī)復(fù)合材料尾段缺陷安全壽命驗(yàn)證階段共完成了48個(gè)疲勞試驗(yàn)譜塊的壽命試驗(yàn)，每個(gè)疲勞試驗(yàn)譜塊相當(dāng)于2 000飛行小時(shí)的疲勞壽命，尾段低周疲勞取壽命分散系數(shù)fn=6，在試驗(yàn)過(guò)程中缺陷無(wú)明顯擴(kuò)展，試驗(yàn)結(jié)果有效。因此，某大型民用直升機(jī)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(kuò)展后的剩余強(qiáng)度）評(píng)定要求，缺陷擴(kuò)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(jì)限制載荷而沒(méi)有失效。

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

6 結(jié)論

（1）試驗(yàn)結(jié)果表明，某大型民用直升機(jī)尾段的缺陷安全壽命為16 000飛行小時(shí)；尾段的檢查周期為3 000飛行小時(shí)，符合CCAR 29.571條款要求，試驗(yàn)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(xì)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(yàn)驗(yàn)證方法，國(guó)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(yàn)，通過(guò)適航審查。