某型直升機全尺寸尾段結(jié)構(gòu)強度試驗破壞分析

顧文標，查丁平，鄒 靜，虞漢文

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

某型民用直升機采用單旋翼帶尾槳式構(gòu)型，其中尾槳布置在尾段結(jié)構(gòu)垂尾的上端部。該型機的尾段包含尾梁、平尾和垂尾三部分，由雙面鋁板內(nèi)襯紙蜂窩的夾層框梁結(jié)構(gòu)組成，外兩層鋁面板的厚度0.2～0.8mm，中間為Nomex蜂窩，面板與蜂窩之間采用Redux 322膠粘接為一體，中溫固化。飛行中尾段主要承受平尾升力、垂尾氣動力、尾槳拉力和升力、慣性力等載荷，受力情況復雜，一旦出現(xiàn)破壞將直接影響飛行安全。

按照適航FAR/CCAR27/29.571條的要求，涉及飛行安全的直升機關(guān)鍵結(jié)構(gòu)必須通過全尺寸強度驗證來證明：由于疲勞(考慮到環(huán)境的影響、內(nèi)在的離散缺陷或意外的損傷)所造成的災難性事故是可以避免的。尾段作為直升機的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，工程上一般采用全尺寸的結(jié)構(gòu)試驗來驗證設計是否符合適航條款的要求。

該型機尾段強度驗證試驗時，在一件試驗件開展靜強度、疲勞強度和缺陷容限特性的驗證。為滿足適航條款的要求，設計了以下試驗程序[1]：

1)在試驗件上預制初始缺陷；

2)高溫環(huán)境下限制載荷靜強度試驗(飛行和著陸工況)；

3)對應20000飛行小時(一個生命周期)的疲勞試驗(室溫環(huán)境)；

4)高溫環(huán)境下1.1倍極限載荷靜強度試驗；

5)修復結(jié)構(gòu)損傷及增加目視明顯可檢損傷(CVID)，進行10000飛行小時疲勞試驗(室溫環(huán)境)(研究性試驗，非設計考核內(nèi)容)；

6)高溫環(huán)境下1.2倍極限載荷靜強度試驗；

7)高溫環(huán)境下飛行工況靜強度試驗，直到破壞。

試驗中當進行到第4階段高溫環(huán)境下的1.1倍極限載荷靜強度試驗時，尾梁出現(xiàn)破壞，未達到試驗驗證預期。本文從理論計算、試驗測量、工藝檢查等角度對結(jié)構(gòu)提前破壞的原因進行分析，為完善結(jié)構(gòu)設計提供依據(jù)。

1 試驗現(xiàn)象描述

高溫環(huán)境下尾段的1.1倍極限載荷試驗共兩個工況：著陸和飛行。試驗載荷如表1所示。

試驗首先進行表1所示的載荷工況2(X420MDTF)，完成1.1倍極限載荷后，試驗一切正常。試驗過程中試驗件無明顯的響聲出現(xiàn)。

隨后進行1.1倍載荷工況1的試驗。按照試驗程序，試驗先完成了100%限制載荷試驗，保載30s，卸載到0。經(jīng)對測試數(shù)據(jù)檢查，在100%使用載荷下，垂尾最上端的y向變形量與完成20000h疲勞試驗前的尾梁變形相當。據(jù)此判斷試驗件正常，開始0到165%限制載荷的載荷施加。當試驗進行到130%限制載荷時，尾梁突然失效，加載應急系統(tǒng)啟動，迅速卸載，試驗終止。整個試驗過程中試驗件直至破壞均未發(fā)出明顯的響聲。

表1 倍極限載荷

2 破壞試驗件檢查

拆除試驗件外表面覆蓋的加熱毯，待試驗件溫度恢復到室溫后，對試驗件的各個區(qū)域特別是破壞部位進行了目視檢查。從外部看，尾梁左側(cè)蒙皮和尾梁上平臺發(fā)生失穩(wěn)破壞，破壞區(qū)域位于尾梁的中部。從尾段試驗固定端查看尾梁內(nèi)部，與外部破壞對應的內(nèi)蒙皮同樣出現(xiàn)失穩(wěn)。失穩(wěn)貫穿尾梁的上下結(jié)構(gòu)，與航向呈現(xiàn)明顯的45°夾角，試驗件的其它區(qū)域無異常，屬于扭轉(zhuǎn)剪切破壞模式(見圖1)。

圖1 尾梁左側(cè)蒙皮內(nèi)外面板、上平臺破壞圖

3 破壞原因分析

3.1 試驗載荷與飛行載荷

該型機尾槳布置在尾段的垂尾上部，尾槳產(chǎn)生的側(cè)向拉力和垂向升力通過尾梁與旋翼的反扭矩和彎矩平衡。此外，結(jié)構(gòu)的慣性載荷也作用在尾梁上，即尾梁飛行中呈彎、扭、剪復合受載狀態(tài)。表2為尾梁8框?qū)囼炤d荷與飛行載荷的力和彎矩。

從表中可以看出，8框截面的試驗載荷中，Mx略大于飛行值，My大于飛行值，但相對于Mz來說，My是小量，因此整體上尾段試驗載荷與飛行載荷在量級上基本相當。

表2 試驗載荷與實際載荷對比

3.2 應力對比分析

為了驗證試驗載荷下的尾段結(jié)構(gòu)與真實飛行中的尾段結(jié)構(gòu)應力水平及應力分布相當，建立了兩種有限元模型進行對比分析。第一個模型為全機身有限元模型，涵蓋全機結(jié)構(gòu)，施加全機平衡載荷。第二個模型為試驗結(jié)構(gòu)有限元模型，只包含尾段，模擬試驗安裝的邊界約束條件，施加試驗載荷。

尾梁左側(cè)蒙皮破壞區(qū)域內(nèi)、外面板的總體有限元模型和試驗有限元模型應力對比見圖2。從計算結(jié)果看，全機模型外蒙皮最大計算應力為-234.6MPa，內(nèi)蒙皮-209.8MPa；試驗模型外蒙皮最大計算應力為-253.5 MPa，內(nèi)蒙皮-234.3 MPa。即尾梁破壞區(qū)試驗時的載荷工況較飛行時略為嚴酷(應力比外蒙皮為1.08，內(nèi)蒙皮為1.12)，試驗結(jié)果偏保守。

圖2 試驗有限元模型及計算應力

尾段試驗時因?qū)崟r監(jiān)測關(guān)鍵區(qū)域應力情況的需要，粘貼有應變片，見圖3。其中尾梁左側(cè)內(nèi)、外蒙皮4個單向應變片為E06、E08、E09、E10。

圖3 破壞區(qū)域外蒙皮應變片

對應貼片部位，偏航工況下，試驗有限元模型計算的x向壓縮應力分別為：E06應變片處-172.0MPa、E08應變片處-176.5MPa、E09應變片處-209.1MPa、E10應變片處-202.4MPa。試驗中實際測量到的應力分別為：-131.9 MPa、-163.8 MPa、-168.8 MPa、-197.2 MPa。試驗有限元模型計算應力與測量應力比值為1.03到1.3，即尾梁破壞區(qū)域試驗測量應力較計算應力平均小20%左右，計算應力偏保守。尾梁右側(cè)受拉區(qū)的情況類似。

全尺寸尾段結(jié)構(gòu)試驗前，采用元件級結(jié)構(gòu)對，進行計算分析和試驗驗證，面板穩(wěn)定性計算采用圖4中的計算模型和公式[4]。

圖4 面板穩(wěn)定性計算模型和公式

試驗驗證采用四點彎曲法評估蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的靜強度[2]，試驗結(jié)果見表3。

理論計算結(jié)果與元件試驗的驗證結(jié)果基本一致。

按照表3的試驗結(jié)果，外蒙皮厚度(0.4mm)面板的壓縮失穩(wěn)破壞應力平均值為327.3MPa，內(nèi)蒙皮厚度(0.2mm)面板的壓縮失穩(wěn)破壞應力為278.6 MPa。相比試驗有限元模型的計算值，破壞區(qū)域內(nèi)外蒙皮的安全裕度分別為19%和29%；相比全尺寸結(jié)構(gòu)試驗的測試應力值，安全裕度則分別達到約39%和49%。

表3 0.4mm、0.2mm厚面板破壞應力

因此，正常情況下，按照理論分析結(jié)果設計的尾段試驗，在試驗件無缺陷的前提下不會出現(xiàn)提前破壞的情況。

3.3 沖擊損傷影響

檢查試驗件，在外部面板破壞區(qū)內(nèi)存在一處預制的目視勉強可以檢出(BVID)的沖擊損傷，見圖5。

BVID是指距離沖擊缺陷2m外，沖擊后的凹坑缺陷采用目測方式具有明顯的可視性，缺陷使用沖擊錘沖擊制造(能量法)，沖擊坑弧度直徑φ16mm、深度約0.8mm。

圖5 試驗件破壞區(qū)域的沖擊損傷

結(jié)構(gòu)在生產(chǎn)、使用過程中均可能出現(xiàn)類似由工具磕碰、沙石撞擊造成的損傷，設計上必須考慮帶一定損傷的結(jié)構(gòu)仍能安全使用，因此試驗前在關(guān)鍵應力區(qū)預制了類似沖擊和材料脫粘的兩類缺陷。

全尺寸尾段結(jié)構(gòu)試驗前，同樣利用元件試驗評估了沖擊損傷對結(jié)構(gòu)強度產(chǎn)生的影響，試驗包括靜強度試驗、20000h疲勞試驗及剩余強度試驗，試驗結(jié)果見表4。

表4 帶BVID缺陷0.4mm厚面板破壞應力

試驗結(jié)果表明，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的靜強度對沖擊缺陷較為敏感，相對于無缺陷的試驗件，帶BVID缺陷的試驗件靜強度相對下降約20%，而在疲勞載荷環(huán)境中該類結(jié)構(gòu)具有良好的可靠性，整個疲勞試驗中缺陷沒有擴展，且剩余強度較未經(jīng)疲勞試驗的靜強度下降幅度約為2%。

按照試驗有限元模型計算應力和元件試驗結(jié)果，尾段缺陷區(qū)域的外面板剩余強度為：251.7/253.5-1 ≈ 0%，即BVID沖擊損傷理論上會導致尾梁左側(cè)蒙皮提前失效。

考慮到試驗中測量的應力比計算應力平均小20%左右，即外面板的剩余強度裕度仍然有約20%左右，帶缺陷內(nèi)蒙皮的對比結(jié)果也類似，因此實際上沖擊缺陷不是結(jié)構(gòu)提前失穩(wěn)破壞的誘因。

3.4 試驗件制造質(zhì)量檢查[3]

為了確認試驗件結(jié)構(gòu)面板的實際厚度是否與設計厚度一致，在試驗件破壞區(qū)域的兩側(cè)分別進行了切塊取樣，對切塊樣本的內(nèi)外面板進行分離，表面除漆、除膠膜，計量厚度，實際厚度與設計厚度一致。

該型機尾梁由整塊蜂窩夾層結(jié)構(gòu)制造成型，由于結(jié)構(gòu)尺寸大，形狀不規(guī)則，面板薄，在整體成型過程中因工裝模具、工藝控制、搬運裝配等因素導致?lián)p傷的概率較高，在尾梁試驗件生產(chǎn)時，左側(cè)蒙皮頻繁出現(xiàn)超差的情況，典型的如面板膠接質(zhì)量不達標、磕碰等。

詳細檢查試驗件后，發(fā)現(xiàn)試驗件的內(nèi)面板存在明顯的波浪狀條紋，波紋走向與結(jié)構(gòu)失穩(wěn)的方向基本重合，與航向的夾角約45°，結(jié)構(gòu)在制造成型的過程中存在明顯的變形不一致。

試驗件面板存在初始波紋，一方面因為蜂窩夾層毛坯尺寸偏大，工藝控制具有一定難度；另一方面說明面板的厚度偏小，抗剪能力相對較弱。

初始波紋是尾梁結(jié)構(gòu)設計和驗證過程中未曾預見到的一類制造缺陷。在此前的元件級試驗中，元件均為平板結(jié)構(gòu)，由于其尺寸不大，在制造時很難模擬尾梁生產(chǎn)時產(chǎn)生的波紋。

左側(cè)蒙皮內(nèi)面板高應力區(qū)出現(xiàn)的波浪狀條紋使得內(nèi)面板的承載能力顯著下降，導致理論計算與試驗結(jié)果不相符，也是尾梁出現(xiàn)提前失穩(wěn)破壞的主要原因。

4 設計完善與驗證

4.1 尾梁設計完善

鑒于初始設計的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)面板偏薄，在尾梁的制造過程中質(zhì)量難以控制，結(jié)合試驗分析和應力計算結(jié)果，對尾段采取加強措施：

1)左右側(cè)蒙皮的內(nèi)面板厚度由原來的0.2mm增加到0.3mm，增加面板的抗剪能力；

2)左右側(cè)蒙皮外面板在拐角的高應力區(qū)域，厚度由原來的0.4mm增加到0.5mm，增加面板的抗壓縮能力。

對設計更改后的尾段采用試驗有限元模型重新進行了應力計算。從計算結(jié)果看，對應結(jié)構(gòu)試驗破壞區(qū)域，內(nèi)、外面板的應力水平下降幅度均超過20%，剩余強度裕度大于0。

設計完善后重新進行了生產(chǎn)，新試驗件內(nèi)外面板未見條狀波紋，面板厚度的增加降低了生產(chǎn)工藝控制的難度。

4.2 設計完善后的試驗驗證[5]

新試驗件重新進行試驗驗證，試驗件安裝和加載方式與第一件相同。由于未設計更改前的試驗件通過了限制載荷靜強度試驗，因此新試驗件直接從疲勞試驗開始。

首先通過了室溫環(huán)境下帶初始缺陷的20000飛行小時疲勞試驗，結(jié)構(gòu)未出現(xiàn)新?lián)p傷，預制的缺陷無擴展。

隨后進行100%限制載荷和1.12 倍限制載荷試驗，試驗件正常。

最后進入試驗件破壞性試驗。試驗包含偏航限制載荷和極限載荷兩個工況，試驗中逐級加載至100%限制載荷、100%極限載荷、1.12 倍極限載荷，試驗件無異常，然后持續(xù)加載直至試驗件破壞，試驗達到了設計驗證的要求。

5 結(jié)論

蜂窩夾層材料用于尾段等大尺寸結(jié)構(gòu)整體成型設計，應充分分析尺寸、形狀、面板厚度等對加工工藝的影響，通過理論計算、試驗驗證等方式確保設計的結(jié)構(gòu)有足夠的強度裕度。

同時，在生產(chǎn)、裝配和使用過程中還應盡量避免出現(xiàn)磕碰、撞擊、屈曲等情況的發(fā)生。如果發(fā)生此類問題，需要嚴格按照尾段結(jié)構(gòu)的缺陷許用標準對損傷程度進行評估或修復，避免剩余強度大幅降低，影響使用安全。