門坤發(fā) 徐海斌 宋瑤 時麗

摘要：按照CCAR-29-R2第573條要求，對復合材料尾段結(jié)構(gòu)進行疲勞和損傷容限評定。依據(jù)對尾段結(jié)構(gòu)進行多工況下詳細的強度計算結(jié)果，結(jié)合結(jié)構(gòu)在制造過程中產(chǎn)生的各種缺陷以及統(tǒng)計外場使用和維護對結(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不同的驗證階段引入到試驗件結(jié)構(gòu)中，綜合對尾段結(jié)構(gòu)進行強度計算和試驗結(jié)果分析。結(jié)果表明，民用直升機復合材料尾段結(jié)構(gòu)滿足適航規(guī)范關于損傷容限的要求，可用于裝機試飛驗證和批產(chǎn)。

關鍵詞：適航；損傷容限；復合材料；威脅分析

中圖分類號：V215+V216文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.10.011

復合材料具有高比強度和比剛度以及易于設計等優(yōu)勢，逐漸應用于航空飛行器的主承力結(jié)構(gòu)中[1-3]。由于直升機載荷相對較小，復合材料在直升機上的應用遠遠超出了固定翼的應用，大量采用復合材料結(jié)構(gòu)是直升機結(jié)構(gòu)設計發(fā)展的總趨勢，尤其是直升機尾段結(jié)構(gòu)。美國貝爾直升機公司的OH-58“基奧瓦”直升機和貝爾-429等直升機尾段結(jié)構(gòu)以及波音公司的AH-64“阿帕奇”直升機尾段結(jié)構(gòu)都大量采用了高強度的復合材料作為結(jié)構(gòu)材料[4-6]，中法聯(lián)合研制的AC352直升機尾段結(jié)構(gòu)的尾梁也采用了復合材料結(jié)構(gòu)。對于直升機復合材料結(jié)構(gòu)的強度驗證，歐美發(fā)達國家都按照新的適航規(guī)范進行了疲勞和損傷容限試驗[4-6]，而對于國內(nèi)直升機復合材料尾段結(jié)構(gòu)，相應的參考文獻較少，在對國內(nèi)某民用直升機復合材料尾段結(jié)構(gòu)設計和驗證過程中，以適航規(guī)范CCAR-29-R2進行驗證，對于復合材料結(jié)構(gòu)損傷容限的驗證條款是第573條[7]，該民用直升機的尾段結(jié)構(gòu)是由復合材料層壓板和蜂窩夾層結(jié)構(gòu)構(gòu)成，設計和驗證過程中的缺陷和損傷經(jīng)過對尾段結(jié)構(gòu)的威脅分析并參考咨詢通告AC 20-107B的要求[8]，在驗證的試驗件結(jié)構(gòu)上進行預制缺陷和損傷，經(jīng)過對民用直升機復合材料尾段結(jié)構(gòu)進行疲勞和損傷容限試驗驗證，驗證了復合材料尾段結(jié)構(gòu)滿足設計指標的要求。

本文按照適航規(guī)范的要求，完整地進行了復合材料尾段結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)強度分析、威脅分析、缺陷引入以及適航試驗驗證，為直升機復合材料結(jié)構(gòu)驗證提供借鑒。

1尾段結(jié)構(gòu)強度和威脅評估

1.1結(jié)構(gòu)的強度

適航規(guī)范CCAR-29-R2第29.573條（c）（2）中對主要結(jié)構(gòu)件（PSEs）的定義如下：對承受飛行或地面載荷起重要作用，其失效可能導致旋翼航空器災難性失效的結(jié)構(gòu)元件。按照規(guī)范對PSEs的定義，直升機尾段結(jié)構(gòu)的PSEs包括尾梁、垂尾和平尾結(jié)構(gòu)，直升機尾段承受的載荷包括整個尾段的結(jié)構(gòu)慣性載荷、垂尾和平尾的氣動載荷、尾槳的推力和扭矩載荷、尾減速器載荷以及尾部應急著陸的沖擊載荷等，這些載荷通過尾梁傳遞到機身結(jié)構(gòu)中并得以擴散，整個尾段結(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致航空器災難性破壞的結(jié)構(gòu)元件[7]，對于確定的每一個主要結(jié)構(gòu)件（PSE），要進行第29.573條d（1）（ii）確定整個限制范圍內(nèi)所有臨界情況下的載荷和應力的空中和地面測量以及第29.573條d（1）（iii）確定的載荷或應力為基礎的、與使用中預期的載荷譜一樣嚴重的載荷譜，基于規(guī)范要求，需要對尾段結(jié)構(gòu)進行整個載荷包線范圍內(nèi)詳細的強度計算。

國內(nèi)某民用直升機尾段結(jié)構(gòu)的復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，其主要力學性能見表1。

尾段結(jié)構(gòu)中的垂尾和平尾是以表1所列的性能進行鋪層設計和強度計算。對于該民用直升機結(jié)構(gòu)，垂尾是涵道式垂尾結(jié)構(gòu)，平尾結(jié)構(gòu)通過兩根螺栓固定在垂尾結(jié)構(gòu)的“魚口”位置，垂尾通過框與尾梁對接。該民用直升機尾段結(jié)構(gòu)的最嚴重受載工況是穩(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)滑和偏航兩種嚴重工況下的應變分布云圖。

從圖1的兩種嚴重工況下的應變云圖可見，該民用直升機尾段結(jié)構(gòu)的高應變區(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，需要對所有的PSE進行威脅評估，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程中可能發(fā)生的沖擊或其他偶然的損傷。根據(jù)統(tǒng)計，尾段結(jié)構(gòu)主要的損傷如下：（1）生產(chǎn)過程中結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的各種制造缺陷；（2）裝配和維護過程中工具跌落產(chǎn)生的沖擊損傷；（3）維護操作平臺移動不慎造成沖擊的損傷；（4）起飛和著陸過程中沙礫沖擊產(chǎn)生的損傷；（5）飛行或停機時雹擊產(chǎn)生的損傷；（6）其他類型的損傷。

圖2給出了該民用直升機的兩個典型的沖擊損傷，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，將飛行器復合材料結(jié)構(gòu)的損傷按嚴重程度分為5個級別。缺陷和損傷都在制造和使用中可能出現(xiàn)，并在整個壽命期間存留在結(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結(jié)構(gòu)的強度影響。該直升機整個尾段結(jié)構(gòu)是由碳纖維層壓板結(jié)構(gòu)和夾層結(jié)構(gòu)組成，在設計和驗證過程中，需要滿足適航規(guī)范條款[9]的要求，其驗證思路是確保結(jié)構(gòu)在勉強可檢缺陷（BVID）下能夠承受極限載荷，并且在整個服役過程中缺陷不擴展，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滿足剩余強度的要求。

2缺陷類型的確定

2.1缺陷類型的確定

國內(nèi)外多數(shù)學者在研究復合材料結(jié)構(gòu)的各種損傷對結(jié)構(gòu)強度的影響時，都將分層和沖擊缺陷作為各種缺陷的代表[4-6，10-12]，因此在驗證中將其引入到要驗證的結(jié)構(gòu)件中。將分層缺陷和沖擊缺陷作為引入到試驗件的缺陷類型進行研究，復合材料分層缺陷在拉伸載荷作用下強度退化一般較少，為10%～15%[11]。在壓縮和剪切載荷作用下，因局部失穩(wěn)可以導致極限強度有較大的損失。復合材料結(jié)構(gòu)對沖擊損傷特別敏感，使用經(jīng)驗和試驗研究表明，復合材料結(jié)構(gòu)的BVID和VID缺陷影響著結(jié)構(gòu)的壓縮承載能力，在試驗驗證結(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)計生產(chǎn)制造過程中結(jié)構(gòu)易產(chǎn)生分層區(qū)域，結(jié)合結(jié)構(gòu)的強度計算結(jié)果，將結(jié)構(gòu)壓縮和剪切應變大的區(qū)域作為結(jié)構(gòu)分層缺陷的制造位置。同時，結(jié)合單位的無損檢測能力，在結(jié)構(gòu)壓縮和剪切高應變區(qū)域制造直徑為6mm或直徑為10mm的分層缺陷。在復合材料結(jié)構(gòu)分層缺陷的制造過程中，層壓板結(jié)構(gòu)的中間層區(qū)域放置兩個特氟龍墊片，夾層結(jié)構(gòu)的外蒙皮與蜂窩位置放置兩個特氟龍墊片。

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、維護操作平臺不慎撞擊、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）維護操作平臺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，包括地面停機狀態(tài)和飛行狀態(tài)兩種，每個冰雹沖擊的能量11.8J，此類損傷發(fā)生位置對于靜止停放的直升機尾部各個部位都有可能，在飛行中需要同時考慮一定高度下直升機最大平飛速度和冰雹在此高度下的沖擊速度，則冰雹對機體結(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)成型過程中在結(jié)構(gòu)中預埋特氟綸墊片，而沖擊缺陷則是利用沖擊槍在試驗件安裝好的狀態(tài)下在圖3的區(qū)域按照給定的能量進行沖擊，圖4是尾段結(jié)構(gòu)垂尾區(qū)域的一處沖擊缺陷的制作。在試驗件沖擊缺陷制造前，為了確保沖擊效果，在相似結(jié)構(gòu)報廢件上預試好之后，再在試驗件上進行沖擊。

對于尾段結(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)在外觀上沒有明顯凹坑，借助無損檢測設備進行沖擊分層大小的確認。以上分層缺陷和沖擊缺陷在試驗件上進行明顯的標記，便于試驗過程中的監(jiān)控，確認缺陷是否擴展。

3疲勞和損傷容限評定

3.1尾段結(jié)構(gòu)的安裝

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

3.2疲勞和損傷容限評定驗證流程

對于復合材料尾段結(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確定更換時間、檢查或其他程序，以要求在災難性失效前修理或更換損傷零件。同時，第573條（d）（2）（i）要求更換時間必須通過試驗或試驗支持的分析確定，且必須表明結(jié)構(gòu)能承受使用中預期的變幅重復載荷。

對于該民用直升機復合材料尾段結(jié)構(gòu)，損傷容限試驗在常溫環(huán)境下進行，試驗過程中靜力試驗考慮1.15倍的濕熱老化系數(shù)，同時保證結(jié)構(gòu)一倍壽命具有B基準可靠性的試驗參數(shù)。利用載荷放大系數(shù)1.148和對應的壽命分散系數(shù)1.5進行疲勞壽命試驗[10]，疲勞試驗按照塊譜形式加載，每一塊載荷譜對應100飛行小時。為驗證滿足設計目標一萬飛行小時壽命指標要求，按照給定的載荷放大系數(shù)和壽命分散系數(shù)，在整個試驗階段需總共進行150塊載荷譜試驗。

復合材料尾段結(jié)構(gòu)損傷容限的驗證流程為：首先在試驗件上制造初始缺陷，在BVID缺陷的試驗件上進行帶環(huán)境影響系數(shù)的限制載荷試驗；然后進行疲勞試驗，按2/3設計目標壽命進行驗證；疲勞試驗完成后進行極限載荷試驗；再進行VID缺陷制造和在原BVID損傷的基礎上加重損傷后進行損傷容限試驗，進行1/3目標壽命驗證；壽命試驗驗證完成后，最后對試驗件選取最嚴重的載荷工況進行1.0倍的極限載荷剩余強度試驗驗證。

在試驗驗證過程中，對試驗件的關鍵區(qū)域每天進行一次詳細的目視檢查，每進行20塊載荷譜對結(jié)構(gòu)進行一次無損檢測，重點檢查確定結(jié)構(gòu)預制分層和沖擊缺陷是否擴展，同時檢查結(jié)構(gòu)是否有新的缺陷或損傷出現(xiàn)，整個結(jié)構(gòu)的試驗驗證流程如圖6所示。

3.3試驗結(jié)果分析

整個疲勞試驗按0.2Hz的加載頻率總體協(xié)調(diào)進行加載，按照圖6的試驗流程進行試驗，在直升機復合材料尾段結(jié)構(gòu)試驗完成后，再次對結(jié)構(gòu)進行詳細的無損檢查，未發(fā)現(xiàn)新的損傷產(chǎn)生，試驗件所預制的分層缺陷和沖擊缺陷沒有擴展，同時考慮損傷類型、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度，結(jié)構(gòu)在滿足設計壽命指標后，能夠承受1.0倍的極限載荷結(jié)構(gòu)未破壞。通過疲勞和損傷容限評定，驗證了直升機復合材料尾段結(jié)構(gòu)滿足了設計指標要求。

4結(jié)論

依據(jù)民用直升機復合材料垂尾結(jié)構(gòu)的有限元仿真分析結(jié)果，統(tǒng)計分析生產(chǎn)實際和維護過程產(chǎn)生的缺陷，并將其引入到復合材料尾段結(jié)構(gòu)試驗件上，參考咨詢通告AC 20-107B的驗證方法對其按照CCAR-29-R2適航規(guī)范要求的條款進行了疲勞和損傷容限評定，得出如下結(jié)論：

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

（2）按照疲勞和損傷容限試驗驗證了直升機復合材料典型結(jié)構(gòu)滿足適航規(guī)范的損傷容限設計要求，滿足設計飛行小時和檢查間隔的要求，表明直升機復合材料尾段結(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