直升機(jī)風(fēng)擋玻璃失效分析

門坤發(fā)，張洪俠

(哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司 飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，哈爾濱 150066)

0　引言

航空有機(jī)玻璃是座艙重要的組成部件，作為直升機(jī)結(jié)構(gòu)的主要組成部分之一，要求具有良好的光學(xué)性能、足夠的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及較長(zhǎng)的使用壽命，以保證乘員的正常工作和安全，作為直升機(jī)結(jié)構(gòu)的次要承力部件，一旦出現(xiàn)裂紋或者破壞也會(huì)影響到直升機(jī)的飛行安全[1-2]。直升機(jī)風(fēng)擋玻璃(以下簡(jiǎn)稱玻璃)在飛行過(guò)程中承受著交變的氣動(dòng)載荷、溫差載荷，以及由于安裝玻璃時(shí)在骨架結(jié)構(gòu)與玻璃變形不協(xié)調(diào)或裝配過(guò)程中存在貼合不好而強(qiáng)制裝配的所產(chǎn)生殘余應(yīng)力，這些載荷和應(yīng)力作用下在玻璃邊緣位置產(chǎn)生較大的工作應(yīng)力，再加上在服役過(guò)程中不可避免遭遇自然老化等不同形式的損傷和破壞，因此，疲勞破壞是直升機(jī)風(fēng)擋有機(jī)玻璃失效的主要原因之一[3-6]。

直升機(jī)玻璃安裝的是YB-2航空有機(jī)玻璃，是以甲基丙烯酸甲酯和增塑劑為主要原料，經(jīng)本體聚合而成的板材[7]，從最近幾年使用反饋信息得知，該型直升機(jī)的玻璃多次出現(xiàn)裂紋，尤其在冬季更為明顯。本研究選取一塊典型的帶有裂紋的玻璃，通過(guò)對(duì)外觀、裂紋斷口宏觀和微觀觀察，確定裂紋位置和原因，利用有限元方法建立玻璃有限元模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)強(qiáng)度計(jì)算，根據(jù)計(jì)算結(jié)果結(jié)合對(duì)斷口宏觀和微觀觀察，找出玻璃出現(xiàn)裂紋的真正原因，為解決玻璃裂紋提供解決措施，同時(shí)也為其他型號(hào)直升機(jī)玻璃的安裝設(shè)計(jì)以及計(jì)算分析提供借鑒。

1　斷口分析

1.1　斷口外觀和宏觀觀察

從眾多帶有裂紋的玻璃中選取一塊作為研究對(duì)象。該玻璃裂紋出現(xiàn)在1月份的北方，根據(jù)用戶反映，玻璃在完成當(dāng)天飛行任務(wù)時(shí)完好，然后將直升機(jī)放在機(jī)庫(kù)中，第二天在機(jī)庫(kù)中發(fā)現(xiàn)玻璃出現(xiàn)裂紋(圖1)。該直升機(jī)出廠近5年，累計(jì)飛行603 h，2 403次起落，飛行狀態(tài)一直良好，所有的維護(hù)工作都按相關(guān)文件要求進(jìn)行。玻璃厚度5 mm，通過(guò)膠粘形式將其固定在復(fù)合材料前艙罩骨架結(jié)構(gòu)上，在合頁(yè)安裝位置由于安裝要求對(duì)玻璃進(jìn)行了局部去除，粘接所用的膠層厚度約1 mm，粘接寬度20～30 mm，粘接完成后在四周粘接位置用螺栓進(jìn)行加固。出現(xiàn)裂紋的玻璃位于航向左側(cè)，從玻璃裂紋可見(jiàn)，裂紋出現(xiàn)在邊緣粘接位置，且已經(jīng)向中間位置擴(kuò)展了200 多mm，同時(shí)從外觀

檢查發(fā)現(xiàn)，在玻璃底部粘接處有較多微小的裂紋和銀紋。

選取玻璃的斷口區(qū)域，裂紋斷口的外觀見(jiàn)圖2，斷口呈疲勞裂紋特征，裂紋起始于端邊，整體呈由外表面向內(nèi)表面傾斜擴(kuò)展特征，端邊與源區(qū)較粗糙，裂紋擴(kuò)展區(qū)可見(jiàn)撕裂的層片狀區(qū)形貌，斷口中后部可見(jiàn)撕裂棱線形貌。

圖1　玻璃裂紋和銀紋Fig.1　Cracks and crazes of windshield

圖2　玻璃斷口形貌Fig.2　Fracture of the windshield

1.2　斷口微觀觀察

玻璃裂紋斷口源區(qū)低倍形貌見(jiàn)圖3，裂紋起始于靠近端邊的中部，點(diǎn)源特征，源區(qū)具有一定的高差，靠近外側(cè)表面較光潔、靠近內(nèi)側(cè)表面可見(jiàn)層片狀特征。對(duì)于圖3的裂紋源之一進(jìn)行放大，從擴(kuò)展初期斷口可見(jiàn)條紋狀、泥紋狀及層片狀形貌，泥紋狀特征表明玻璃受到了腐蝕，斷口主要呈疲勞斷裂特征。

裂紋垂直于端邊，呈有序分布，斷口上可見(jiàn)疲勞特征，這表明直升機(jī)玻璃裂紋主要是由于其所受疲勞載荷超過(guò)玻璃自身疲勞強(qiáng)度所致。該型直升機(jī)的大量玻璃在較短服役時(shí)間內(nèi)，在多個(gè)服役地區(qū)出現(xiàn)特征相似的裂紋，也可說(shuō)明玻璃開裂主要是由于其所受應(yīng)力較大引起。裂紋在應(yīng)力場(chǎng)作用下擴(kuò)展，當(dāng)應(yīng)力強(qiáng)度因子達(dá)到構(gòu)件材料的斷裂

圖3　玻璃斷口SEM形貌Fig.3　SEM appearance of the fracture

韌度值時(shí)，裂紋就會(huì)發(fā)生快速擴(kuò)展，直至斷裂。裂紋開始快速擴(kuò)展的尺寸就是臨界裂紋尺寸，裂紋擴(kuò)展速率也急劇加快，直至斷裂，同時(shí)玻璃端邊加工比較粗糙，是裂紋從端邊起源的原因之一，另外，玻璃表面均可見(jiàn)麻點(diǎn)狀腐蝕特征，可見(jiàn)，玻璃受到了腐蝕作用。

圖4　疲勞源區(qū)形貌Fig.4　Fatigue source area appearance of the fracture

玻璃底部的銀紋可能是溶劑銀紋或者應(yīng)力銀紋。溶劑銀紋在制造、貯存和使用過(guò)程中受到溶劑腐蝕作用就會(huì)產(chǎn)生溶劑銀紋。應(yīng)力銀紋在成型、機(jī)加工、裝配時(shí)受力不均或使用過(guò)程中受到一場(chǎng)大的應(yīng)力作用都會(huì)產(chǎn)生應(yīng)力銀紋。應(yīng)力-溶劑銀紋則是在應(yīng)力和溶劑的共同作用下產(chǎn)生的，其垂直于應(yīng)力作用方向，呈有序分布，其門檻應(yīng)力值低，容易產(chǎn)生；形成裂紋后常常導(dǎo)致災(zāi)難性的脆性斷裂，由于應(yīng)力銀紋和腐蝕銀紋共同的作用，在疲勞載荷的作用下從而引起了疲勞斷裂[8-9]。

2　玻璃強(qiáng)度分析

YB-2有機(jī)玻璃的拉伸強(qiáng)度和拉伸彈性模量隨溫度降低逐漸降低[7]，基本上呈線性變化。在計(jì)算過(guò)程中，30～85 ℃的線膨脹系數(shù)8.86×10-5/℃，用于固定玻璃的前艙罩的材料是碳纖維復(fù)合材料線膨脹系數(shù)為6.0×10-6/℃。

對(duì)于直升機(jī)玻璃，其所受的載荷如下：

1)在飛行過(guò)程中，前艙罩變形對(duì)玻璃或產(chǎn)生的強(qiáng)迫位移引起的應(yīng)力；

2)在飛行過(guò)程中，氣動(dòng)載荷直接作用在玻璃上產(chǎn)生的氣動(dòng)壓力載荷引起的應(yīng)力；

3)在裝配過(guò)程中存在殘余變形引起玻璃的應(yīng)力；

4)玻璃內(nèi)外溫差和玻璃與安裝骨架的熱膨脹系數(shù)不同所引起的溫差應(yīng)力。

根據(jù)以上載荷對(duì)玻璃進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算發(fā)現(xiàn)，溫差是玻璃產(chǎn)生大應(yīng)力的主要因素[10-13]，結(jié)合飛行過(guò)程中產(chǎn)生的氣動(dòng)載荷，將兩者疊加的載荷對(duì)玻璃進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算。

直升機(jī)的駕駛艙是非封閉結(jié)構(gòu)，在飛行過(guò)程中不考慮玻璃的內(nèi)外壓力差，而僅考慮在最大飛行速度情況下的氣動(dòng)載荷，平飛狀態(tài)下玻璃受到的氣動(dòng)載荷最大，最大設(shè)計(jì)的飛行速度v=100 m/s，大氣密度取國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)ρ=1.225 kg/m3，空氣阻力系數(shù)取Cx=1.0，玻璃受到的氣動(dòng)壓力載荷

125 Pa

(1)

有機(jī)玻璃導(dǎo)熱性差，熱膨脹系數(shù)較大，當(dāng)溫度急劇變化時(shí)，容易產(chǎn)生較大的溫差應(yīng)力：直升機(jī)在冬季飛行過(guò)程中，玻璃的外部溫度比內(nèi)部溫度低很多，從而形成玻璃的內(nèi)外表面溫度差，溫度高的內(nèi)表面，分子活動(dòng)能力加劇，產(chǎn)生較大的膨脹；而溫度低的外表面，分子活動(dòng)能力小，則產(chǎn)生較小的膨脹。于是在玻璃表面上形成一個(gè)要膨脹，一個(gè)限制其膨脹，結(jié)果使玻璃表面承受拉伸應(yīng)力，即溫差應(yīng)力。

這種溫差應(yīng)力在玻璃上分布基本上是均勻的，其值為：

(2)

式中：E為有機(jī)玻璃的彈性模量，從文獻(xiàn)[7]中選取對(duì)應(yīng)計(jì)算溫度下的彈性模量，MPa；α為玻璃的線膨脹系數(shù)，取值8.86×10-5/℃；t1、t2分別為玻璃的內(nèi)、外表面溫度值，取值見(jiàn)表1。

表1直升機(jī)玻璃溫度載荷譜

另外，在溫度變化時(shí)，玻璃和玻璃連接框的線膨脹系數(shù)不同，其中玻璃的線膨脹系數(shù)是固定框所用復(fù)合材料膨脹系數(shù)的10倍以上，這樣也會(huì)產(chǎn)生溫差應(yīng)力，假設(shè)玻璃完全固定于玻璃連接框上，這種溫度應(yīng)力，其值為：

σt=E×Δt×(α1-α2)

(3)

式中：Δt為裝配后溫度變化量，根據(jù)表1計(jì)算，℃；α1、α2為兩種材料的線膨脹系數(shù)，1/℃。

通過(guò)以上分析可知，玻璃的邊緣連接位置在受到較大的溫差時(shí)，受到內(nèi)外溫差產(chǎn)生的應(yīng)力和由于材料膨脹系數(shù)不同所產(chǎn)生的溫差應(yīng)力疊加，將會(huì)使玻璃的邊緣位置產(chǎn)生較大的應(yīng)力。

建立玻璃有限元模型時(shí)，為了使模型盡可能的與實(shí)際結(jié)構(gòu)保持一致，模型中建立了玻璃和與之粘接所用的框架，另外建立其他框架，在框架的位置進(jìn)行約束，有限元模型見(jiàn)圖5。由于玻璃受到的溫度影響引起的應(yīng)力較大，根據(jù)表1的溫度載荷譜選取2種工況：一種是極端情況，即玻璃的外部溫度-54 ℃，內(nèi)部溫度4 ℃，溫差取58 ℃；一種是循環(huán)次數(shù)最多的情況，溫差取17 ℃。以上2種情況與氣動(dòng)載荷進(jìn)行疊加進(jìn)行計(jì)算，玻璃的力學(xué)性能取對(duì)應(yīng)溫度下的力學(xué)性能。

由圖6應(yīng)力云圖可見(jiàn)，玻璃的最大應(yīng)力是在玻璃與框粘接位置處，其中，在最嚴(yán)重的溫差58 ℃情況下的最大應(yīng)力達(dá)到29.2 MPa，在一般工況下(即溫差17 ℃)情況下的最大應(yīng)力為18.6 MPa。玻璃邊緣處的最大應(yīng)力是考慮邊緣光滑情況，如果邊緣存在打磨不光滑，邊緣的粘接存在腐蝕情況，這樣會(huì)大大降低玻璃的許用應(yīng)力水平。參考文獻(xiàn)[7]的YB-2有機(jī)玻璃的低周疲勞曲線，在應(yīng)力集中系數(shù)kt=2.5、應(yīng)力比R=-0.4情況下，105的疲勞壽命18 MPa左右；應(yīng)力集中系數(shù)kt=4，應(yīng)力比R=-0.4情況下，105的疲勞壽命12 MPa左右。從統(tǒng)計(jì)的玻璃裂紋的位置和飛行小時(shí)可知，裂紋起始位置都在邊緣處，但具體位置可能不同，發(fā)現(xiàn)裂紋時(shí)的飛行小時(shí)數(shù)從幾百到幾千小時(shí)不等，從計(jì)算分析結(jié)果可以判斷溫差載荷作用的應(yīng)力在一定的循環(huán)數(shù)下能夠使玻璃產(chǎn)生裂紋和破壞。

圖5　直升機(jī)風(fēng)擋玻璃有限元模型Fig.5　FEM model of the helicopter windshield

圖6　玻璃在極端工況和一般工況下的應(yīng)力云圖Fig.6　Windshield stress distribution under extreme and common service condition

3　改進(jìn)措施

1)使裝機(jī)所用的玻璃邊緣盡可能的光滑，而且打磨方向與厚度垂直方向一致，建議打磨的要光亮一些。粗糙度盡可能的??；

2)邊緣的應(yīng)力應(yīng)釋放，改變粘接形式，將現(xiàn)有的膠結(jié)形式改成壓邊條形式；

3)裝配過(guò)程中盡可能使玻璃帶著壓應(yīng)力進(jìn)行裝配，如保證玻璃在低溫情況下進(jìn)行安裝；

4)為了保證殘余應(yīng)力最小，將安裝玻璃程序作為交機(jī)的最后一道程序進(jìn)行。

4　結(jié)論

裝機(jī)風(fēng)擋玻璃邊緣粘接位置存在缺陷，導(dǎo)致風(fēng)擋玻璃的疲勞強(qiáng)度下降，粘接過(guò)程中溶劑與風(fēng)擋玻璃相溶，在出廠和服役期間極易使風(fēng)擋玻璃產(chǎn)生應(yīng)力銀紋和溶劑銀紋，在飛行載荷和溫差載荷等循環(huán)作用下，風(fēng)擋玻璃產(chǎn)生了裂紋。

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