李良操, 何龍龍， 徐海斌

(航空工業(yè)哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責任公司，黑龍江 哈爾濱 150066)

在某型直升機主減速器(以下簡稱主減)懸掛裝置疲勞試驗過程中，未達到目標循環(huán)次數(shù)，發(fā)生載荷幅值超限導致試驗異常停止的故障，經(jīng)現(xiàn)場檢查發(fā)現(xiàn)，試驗工裝焊縫嚴重開裂，同時板座(考核試驗件)螺栓孔邊發(fā)現(xiàn)裂紋。為查清試驗過程中試驗工裝斷裂與試驗件裂紋的發(fā)生順序及相互影響，確認考核件試驗結(jié)果的有效性，必須對試驗過程的故障原因做出診斷。如試驗件提前破壞是由工裝斷裂引起的，則判定此次試驗結(jié)果無效，可對該批試驗件重新進行試驗；否則判定此批試驗件不合格。

目前，應(yīng)變電測已經(jīng)成為常用的疲勞試驗監(jiān)控手段，用以表征試驗系統(tǒng)發(fā)生的變化[1-4]。安剛等[5]通過比較應(yīng)變測量值與基準值之間的相對誤差來進行裂紋檢測；鐘貴勇[6]提出了閾值法和歷程數(shù)據(jù)線性回歸法；潘紹振等[7]提出了一種以偏離率為指標的損傷預(yù)判方法；鄭星等[8]提出了分段線性回歸法，并與傳統(tǒng)的閾值法相結(jié)合進行結(jié)構(gòu)疲勞裂紋檢測;王慧等[9]采用模態(tài)分析、結(jié)合時頻小波分析的方法，實現(xiàn)裂紋的監(jiān)測。以上裂紋分析方法均能通過分析連續(xù)應(yīng)變監(jiān)測數(shù)據(jù)的變化，實現(xiàn)試驗過程中的裂紋檢測；但尚未對產(chǎn)生多裂紋、且均可引起監(jiān)控應(yīng)變變化的情況，給出判斷裂紋的發(fā)生次序的工程實踐方法。斷口分析的方法同樣廣泛地應(yīng)用于失效部件的裂紋起源及擴展情況分析[10-13]，由于本次試驗過程中發(fā)現(xiàn)裂紋較晚，受斷口的磨損情況及檢測條件的限制，試驗后未對斷裂部位進行斷口分析。

主減懸掛裝置由于含有柔性支撐件桿組件，試驗過程中，系統(tǒng)剛度變化會引起桿組件上軸力、剪力及局部彎矩的重新分配，均會引起監(jiān)控應(yīng)變及位移不同程度的變化，僅根據(jù)有限的監(jiān)控應(yīng)變(位移)數(shù)據(jù)，無法判斷工裝及試驗件的斷裂次序及相互影響。

本文引入有限元虛擬仿真分析手段，基于有限元虛擬仿真與有限應(yīng)變電測數(shù)據(jù)相結(jié)合的方法，通過進行不同故障模式情況下主減柔性懸掛試驗系統(tǒng)的有限元仿真分析，獲得試驗系統(tǒng)在試驗載荷下的應(yīng)力應(yīng)變場分布典型特性；并與試驗過程中記錄的監(jiān)控點位移及應(yīng)變電測數(shù)據(jù)變化情況進行比對；確定試驗系統(tǒng)故障原因為：試驗工裝焊縫的開裂導致桿組件彎矩及位移明顯增加，進而引起試驗件板座的開裂；由此判斷此次試驗結(jié)果無效，實現(xiàn)了多裂紋產(chǎn)生情況下，主減懸掛裝置疲勞試驗過程中的故障診斷。

1 主減懸掛抽檢疲勞試驗及故障概況

直升機主減的柔性懸掛裝置為關(guān)鍵承力部件，承受主減所傳遞的縱、橫向載荷和旋翼扭矩。某型機的柔性懸掛裝置主要由板座和桿組件組成，如圖1所示，并通過支座組件、接頭裝配件與機體結(jié)構(gòu)相連，通過層壓止動件與主減底部相連。其中板座為鋁合金機加件，桿組件由柔性桿桿體、加強片和滑動接頭、耳片組成[14-15]。

圖1 柔性懸掛裝置結(jié)構(gòu)圖

1.1 試驗安裝及加載

主減懸掛裝置組件疲勞試驗在專用疲勞試驗臺上進行，試驗安裝照片如圖2所示。主減懸掛裝置組件疲勞試驗載荷使用3點協(xié)調(diào)加載，由縱向加載點F1、F2和側(cè)向加載點B組成，加載示意圖如圖3所示。

圖2 試驗件安裝照片

F1加載點加載載荷F1=(22000±5000) N；F2加載點加載載荷F2=(11000±1400) N;B側(cè)向力加載載荷B=(2400±4800) N。

1.2 應(yīng)變片及位移傳感器布置

為了監(jiān)控試驗件狀態(tài)，在試驗件一些監(jiān)控點位置設(shè)置了應(yīng)變及位移傳感器。在板座上布置5個應(yīng)變測量點B、C、D、E、F；1個彎矩測量點F1；1個軸力測量點T，如圖4所示。在桿組件上布置1個彎矩測量點F1，1個軸力測量點T1，如圖5所示。并在試驗系統(tǒng)中心位置布置位移測量點C1，在1號桿組件與板座連接螺栓處布置位移測量點C2，如圖3所示。

1.3 試驗故障描述

在柔性懸掛裝置疲勞試驗過程中，試驗系統(tǒng)自動異常停止。試驗人員在試驗異常停止后進行檢查，發(fā)現(xiàn)控制電腦顯示F2加載點載荷幅值超過限制值；檢查試驗件、試驗工裝，發(fā)現(xiàn)試驗件板座與桿組件第1個連接孔處出現(xiàn)裂紋，如圖6所示，接頭組件與試驗臺連接工裝斷裂，如圖7所示。

2 應(yīng)變電測與數(shù)據(jù)分析

2.1 試驗載荷監(jiān)控數(shù)據(jù)分析

經(jīng)對試驗載荷記錄數(shù)據(jù)進行分析：試驗加載載荷F1、F2、F3均值未發(fā)現(xiàn)異常，如圖8所示；F1、F3幅值未發(fā)現(xiàn)異常，如圖9所示；試驗加載載荷F2幅值在試驗105萬次～109萬次時發(fā)生突變，觸發(fā)試驗異常停止，如圖10所示。

2.2 試驗應(yīng)變監(jiān)控數(shù)據(jù)分析

經(jīng)對試驗應(yīng)變、位移監(jiān)控記錄數(shù)據(jù)進行分析：桿組件位移C2、彎矩幅值F1在試驗至80萬次時產(chǎn)生突變?nèi)鐖D11所示；板座B、E應(yīng)變監(jiān)測數(shù)據(jù)在試驗進行至105萬次時產(chǎn)生突變，如圖12所示，其他監(jiān)控數(shù)據(jù)未發(fā)現(xiàn)顯著變化。

圖3 試驗件安裝示意圖

圖4 板座應(yīng)變測量點布置

圖5 桿組件應(yīng)變測量點布置

圖6 板座裂紋照片

圖7 工裝裂紋照片

圖8 F1、F2、F3載荷均值隨試驗次數(shù)變化曲線

圖9 F1、F3載荷幅值隨試驗次數(shù)變化曲線

圖10 F2試驗載荷幅值隨試驗次數(shù)變化曲線

圖11 桿組件位移、彎矩幅值隨試驗次數(shù)變化曲線

因此判斷在試驗進行至80萬次、105萬次時，試驗件或工裝發(fā)生了明顯改變。為核實試驗件及工裝的先后斷裂順序，建立有限元仿真模型，模擬分析試驗系統(tǒng)正常、工裝斷裂、板座斷裂情況下，桿組件位移、彎矩(應(yīng)力)、板座B、E位置的應(yīng)變變化情況。

圖12 板座B、E點應(yīng)變隨試驗次數(shù)變化曲線

3 有限元虛擬仿真

主減懸掛系統(tǒng)建模時，板座、接頭裝配件使用10節(jié)點四面體單元，桿組件使用8節(jié)點六面體單元，加載板和工裝使用4節(jié)點殼單元，關(guān)鍵連接位置的螺栓、螺母、墊圈和襯套均使用8節(jié)點六面體單元；板座、桿組件連接區(qū)域及連接螺栓、螺母均使用面接觸算法；使用多點約束單元建立非關(guān)鍵連接位置的螺栓，只模擬傳載關(guān)系。建立的主減懸掛試驗系統(tǒng)的整套細節(jié)有限元模型共290239個節(jié)點，178500個單元，如圖13所示。

圖13 主減懸掛系統(tǒng)有限元網(wǎng)格圖

為了獲得工裝開裂和試驗件螺栓孔邊裂紋引起的應(yīng)變分布變化規(guī)律，有限元模型分為4種情況，分別為正常結(jié)構(gòu)、工裝最終斷裂狀態(tài)(裂紋長120 mm)、工裝部分斷裂(裂紋長60 mm)和板座斷裂；仿真分析時采用將相鄰單元節(jié)點斷開的方式模擬裂紋；工裝裂紋有限元模型如圖14所示；板座與桿組件第一連接螺栓孔孔邊斷裂有限元模型如圖15所示。

圖14 主減懸掛系統(tǒng)細節(jié)有限元模型網(wǎng)格(工裝斷裂)

圖15 主減懸掛系統(tǒng)細節(jié)有限元模型網(wǎng)格(板座斷裂)

正常結(jié)構(gòu)、工裝斷裂、工裝部分斷裂、板座斷裂情況有限元模擬仿真結(jié)果如表1所示，各故障模式下的相對正常結(jié)構(gòu)的計算值變化率如表2所示；在試驗載荷下板座斷裂情況時，試驗系統(tǒng)應(yīng)力云圖如圖16所示。

表1 計算仿真分析結(jié)果

表2 各故障模式下計算值變化率 單位：%

圖16 板座斷裂情況試驗系統(tǒng)典型應(yīng)力云圖

由表1、表2的計算仿真分析結(jié)果可得，在工裝最終斷裂狀態(tài)(裂紋120 mm)時，桿組件位移幅值可增加5.11%，彎矩幅值增加8.81%；工裝裂紋60 mm時，桿組件位移幅值可增加2.84%，彎矩幅值增加4.15%；而板座B、E應(yīng)變變化均小于3%。在板座斷裂時，桿組件位移、彎矩幅值變化均小于2%，而板座B、E應(yīng)變變化達到了-68%和-101%。

由此可以得出工裝斷裂的特征為：桿組件位移、彎矩顯著增加，板座B、E應(yīng)變基本不變；板座螺栓孔位置斷裂的典型特征為：板座B、E應(yīng)變顯著降低，桿組件位移、彎矩基本不變。

4 結(jié)果分析與故障診斷

由圖11可以看出，在試驗進行至80萬次時，桿組件位移、彎矩幅值發(fā)生了明顯的突變，突變前后試驗監(jiān)測數(shù)值如表3所示。由表3的試驗監(jiān)測數(shù)據(jù)可以看出，桿組件位移幅值增加7.36%，彎矩幅值增加5.77%。由圖12可以看出，在試驗進行至80萬次時，板座監(jiān)控應(yīng)變B、E變化量基本無明顯變化；變化特征與仿真分析得出的工裝斷裂的特性一致，可斷定此時發(fā)生了工裝的斷裂。

表3 試驗監(jiān)測值數(shù)據(jù)

以試驗穩(wěn)定過程的測試數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)數(shù)據(jù)(50萬次～65萬次的監(jiān)控均值)，給出的工裝斷裂過程的數(shù)據(jù)變化量及仿真分析結(jié)果如表4所示。從表4中可以看出，工裝發(fā)生明顯斷裂應(yīng)在試驗至75萬次之后，裂紋擴展過程主要位于試驗次數(shù)75萬次～85萬次之間。表4中仿真分析結(jié)果與試驗監(jiān)測數(shù)據(jù)變化程度的差異，主要來自于仿真分析過程未考慮循環(huán)載荷下桿組件的剛度變化。

表4 工裝斷裂過程數(shù)據(jù)變化率 單位：%

從圖12中可以看出，在試驗進行至105萬次時，板座B、E點監(jiān)控應(yīng)變值發(fā)生明顯的降低，突變前后試驗監(jiān)測數(shù)值如表5所示。從表5的試驗監(jiān)測數(shù)據(jù)中可以看出，板座B點監(jiān)控應(yīng)變降低12.7%、板座E點監(jiān)控應(yīng)變降低43.35%。從圖11中可以看出，在試驗進行至105萬次時，桿組件位移、彎矩幅值未發(fā)生明顯變化。變化特征與仿真分析得出的板座斷裂的特性一致，可推斷此時板座出現(xiàn)裂紋，裂紋出現(xiàn)及擴展應(yīng)位于試驗次數(shù)95萬次～109萬次之間。

5 結(jié)論

通過基于有限元虛擬仿真與應(yīng)變電測數(shù)據(jù)相結(jié)合的方法，對某型直升機主減柔性懸掛系統(tǒng)的疲勞試驗故障情況進行分析，得出以下結(jié)論：

表5 試驗監(jiān)測值數(shù)據(jù)

① 確定試驗工裝和板座的斷裂順序為：在試驗次數(shù)75萬次～85萬次時，試驗工裝先出現(xiàn)了裂紋并擴展；在試驗次數(shù)95萬次～109萬次之間板座才出現(xiàn)裂紋并擴展至斷裂。

② 試驗工裝出現(xiàn)裂紋并擴展后，引起試驗系統(tǒng)載荷的再次分配，導致桿組件的彎矩及位移明顯增加并引起試驗件板座的提前破壞；可判定板座提前破壞的試驗結(jié)果無效。

③ 基于有限元虛擬仿真分析與應(yīng)變電測監(jiān)控數(shù)據(jù)相結(jié)合，可以有效地彌補應(yīng)變監(jiān)測點數(shù)量、位置的不足，作為一種行之有效的結(jié)構(gòu)故障診斷方法，可以廣泛地應(yīng)用于試驗過程監(jiān)控及結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測。