直升機復合材料受油探桿強度特性和損傷機理研究

任憲文，黃曉剛

(海裝上海局駐南京地區(qū)第四軍事代表室，江蘇 南京 211106)

0 引言

直升機可執(zhí)行反潛、反艦、支援登陸作戰(zhàn)、搜索救護、運輸和預警等多種任務，在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中起著舉足輕重的作用。然而直升機的有效載荷及可攜帶燃油有限，限制了直升機的不間斷飛行距離和留空時間。直升機空中加油將大大提高直升機的不間斷飛行距離和留空時間，使其潛在作用得到最大限度發(fā)揮，具有重要戰(zhàn)略意義。

受油探桿多安裝在飛機頭部，是連接飛機燃油系統(tǒng)受油管路并實施空中加油的裝置。由于其形式為典型細長梁結構，并且與飛機機體存在交聯(lián)，因此受油探桿的力學性能成為了工程界及研究人員關注的熱點之一。蘇煜逢和盧學峰根據(jù)受油裝置的兩種狀態(tài)，分析了液壓載荷下結構的載荷分配關系和傳力路線，討論了液壓載荷對結構安裝形式和內部受力的影響[1]。劉建付采用試驗方法研究了固定式受油裝置在亞音速情況下的噪聲問題，給出了理想條件下受油探桿的聲源模型，與試驗數(shù)據(jù)對比驗證了模型的正確性[2]。祝立國采用數(shù)值仿真方法研究了四種固定式受油探桿的流場特性，討論了截面形狀和傾角對結構壓力脈動的影響，從而提出降低結構氣動噪聲的方案[3]。劉東升應用MSC/Patran軟件和地面共振試驗研究了固定式受油裝置的振動模態(tài)，結合激波和漩渦共振理論解釋了飛機產生受油裝置引起的振動現(xiàn)象，研究發(fā)現(xiàn)在整個飛行包線內受油裝置既不會發(fā)生抖振，也不會產生漩渦共振[4]。

隨著復合材料在航空領域應用技術的不斷成熟，具備高功重比特性的復合材料受油探桿也應運而生[5,6]。與傳統(tǒng)金屬受油探桿相比，復合材料受油探桿在相同剛性的條件下具有更輕的重量，尤其適合在直升機上應用。多份資料表明，美國的CH-53E“超種馬”、MV-22B“魚鷹”以及CH-47D“支奴干”等機型均配備了復合材料受油裝置。但由于復合材料的各向異性及鋪層多樣性，復合材料受油探桿的力學性能也更為復雜，目前關于其強度特性和損傷機理的研究還鮮有開展。

本文引入復合材料的失效判據(jù)和剛度退化模型，建立了基于Hashin準則的復合材料受油探桿損傷力學模型，基于ABAQUS二次開發(fā)平臺將損傷力學模型內嵌到復合材料受油探桿的有限元模型。根據(jù)有限元模型研究了彎曲載荷下受油探桿的強度特性與損傷機理，計算得到了受油桿的極限強度和結構損傷的產生、擴展過程。根據(jù)分析結果，本文提出了復合材料受油探桿的設計維護建議，為該類產品的結構設計提供參考。

1 復合材料受油探桿損傷力學模型

1.1 復合材料失效判據(jù)

本文考慮了復合材料的纖維失效、基體失效及分層失效，選用三維Hashin準則[7]作為復合材料的失效判據(jù)。

纖維拉伸失效(σ11≥0)：

纖維壓縮失效(σ11<0)：

基體拉伸失效(σ22≥0)：

基體壓縮失效(σ22<0)：

拉伸分層失效(σ33≥0)：

壓縮分層失效(σ33<0)：

1.2 復合材料剛度退化模型

根據(jù)損傷判據(jù)判斷復合材料產生損傷后，在本構方程中引入損傷狀態(tài)變量，模擬其承載能力的降低。

含損傷狀態(tài)變量的復合材料本構方程為：

σ=Cdε

(2)

損傷剛度矩陣Cd的表達式[12]為：

(3)

本文在進行剛度退化時損傷指標di(i=1,2,3)參考文獻[8,9]的方法進行選取，根據(jù)材料的失效模式，在對應的系數(shù)中乘上λ，具體方案如表1所示。表中E為折減前的剛度系數(shù)，E′為折減后的剛度系數(shù)，λ統(tǒng)一取為0.01。

表1 復合材料剛度退化方案

2 復合材料受油探桿有限元建模

復合材料受油探桿如圖1所示，主要包含彎管、直管和連接法蘭三部分。受油探桿總長度為3m，管路直徑200mm，徑向載荷施加點距探桿頭部300mm。

根據(jù)國軍標要求，受油探桿在承受13500N的徑向工作載荷時不應產生結構破壞，分析時考慮1.5的安全系數(shù)。

探桿所用材料為T300/QY8911，力學性能見表2。管件的鋪層順序為[0°4/±45°/0°4/±45°/0°4/±45°/902°]s的循環(huán)鋪層，單層厚度0.125mm。對結構進行分段網格劃分，利用ABAQUS中的Composite layup命令設置結構鋪層。直管和彎管部分結構外形規(guī)則，采用六面體單元進行結構離散；法蘭連接處采用六面體和四面體單元進行過渡；受油探桿共包含285188個單元，如圖2所示。

圖1 復合材料受油探桿

表2 T300/QY8911參數(shù)

圖2 受油探桿網格示意

受油探桿安裝在飛機頭部，末端法蘭與機體管路法蘭之間采用螺栓連接，受油探桿直段與彎段之間的連接法蘭通過剛性卡箍與飛機結構進行固接。由于飛機結構的剛度特性未知，本文分析時考慮受油探桿單獨承載，采用產品進行載荷試驗的條件進行模擬。試驗時探桿的兩處法蘭面與結構支撐墻分別進行螺栓連接，直段和彎段連接法蘭通過卡箍與地面支撐采用螺栓固死，因此建模分析對連接位置(卡箍接觸端面、法蘭端面)采用固支約束處理，模擬支撐。該邊界條件下存在約束過強的情況，但該工況下結構能夠滿足載荷要求，考慮飛機變形后其安全系數(shù)更大，適用于工程評估。

在使用過程中，徑向剪切載荷造成的彎曲是導致受油裝置破壞的主因。因此，本文在此主要考慮復合材料受油探桿在徑向剪切載荷下的極限強度和損傷機理。受油探桿分析時在加載點施加200mm徑向位移載荷模擬彎曲，結構變形時載荷點和探桿前端端面處的位移基本相同，因此分析時忽略兩者的相對位移及受油探桿的變位影響，在加載處設置一個參考點，采用Coupling命令綁定參考點和端面三個方向的位移。

3 受油探桿承載能力分析

基于ABAQUS二次開發(fā)平臺，采用Fortran語言編寫損傷力學模型并導入分析軟件，計算復合材料受油探桿的極限承載能力，得到如圖3所示的位移-載荷曲線。

從圖中曲線可以看出：結構承載初期，受油探桿沒有產生任何損傷，因此位移—載荷曲線呈線性。隨著載荷增大，受油探桿內部部分單元的應力分量滿足損傷判據(jù)，結構產生損傷，剛度略有下降，但從曲線斜率上無明顯變化，分析中結構產生損傷的彎曲位移加載為80mm，對應載荷為39511N。當損傷累積到一定程度時，結構剛度明顯降低，曲線斜率降低，但仍可繼續(xù)承載，此時彎曲位移載荷為90mm。隨著載荷進一步增大，纖維失效、基體失效和分層失效在結構內部迅速擴展。當端部的徑向載荷為74kN時，結構承受的載荷達到最大。之后隨著位移載荷的增大，結構因損傷程度過于嚴重而完全破壞，無法提供一定剛度繼續(xù)承載，曲線呈下降趨勢。位移—載荷曲線的峰值即復合材料受油探桿在徑向剪切載荷下的極限強度，計算結果為74kN。

圖3 位移-載荷曲線

根據(jù)國軍標要求，受油探桿應能承受13500N的徑向工作載荷，并考慮1.5的安全系數(shù)。因此結構應在20250N的載荷下不應產生結構斷裂破壞。本文計算的受油探桿極限承載能力為74kN，漸進損傷分析中結構的損傷起始載荷為39511N，均大于國軍標要求的載荷，因此結構滿足設計要求。

4 受油探桿漸進損傷分析

在復合材料受油探桿的彎曲破壞過程中，結構的彎矩由法蘭支撐面承受，因此法蘭支撐面與管路位置的變徑過渡處存在應力集中，損傷也在該處產生。本文主要討論該部位損傷模式的產生與演化過程。

結構承載過程中，法蘭過渡處纖維失效的損傷演化過程如圖4所示。圖中灰色部分表示結構沒有產生損傷，黑色部分為結構產生損傷的單元。

從圖中可以發(fā)現(xiàn)，復合材料受油探桿的纖維失效擴展過程存在以下特點：纖維失效首先產生在直管與法蘭連接過渡處的內外管壁上。隨著載荷增大，內外管壁處的損傷均沿著管件周向擴展，與管件內壁相比，外壁上的損傷擴展速度較快。根據(jù)材料力學中的梁彎曲理論，相比于內徑，管件外徑對彎曲載荷的承受貢獻較大，且管路與法蘭過渡面在外壁的變徑處存在應力集中，所以結構分析時該處應力較其他位置更大。在本文向下作用的彎曲載荷條件下，管路與法蘭過渡位置的上部為拉應力，下部為壓應力。由于碳纖維的抗拉性能優(yōu)于抗壓性能，因此該處應力集中位置的下部(受壓處)損傷較上部(受拉處)更為嚴重，擴展速度也更快，分析結果與實際情況相符。當直管外壁的纖維失效面積較大時，結構完全破壞，無法繼續(xù)承載。受油探桿最終破壞時，直管外表面的纖維失效程度比內表面嚴重。

圖4 纖維失效損傷演化過程

法蘭過渡處基體失效的損傷演化過程如圖5所示。

圖5 基體失效損傷演化過程

可以發(fā)現(xiàn)，基體失效的損傷擴展情況與纖維失效基本相同，但是在某些細節(jié)方面存在差異：基體失效首先在法蘭過渡處的直管內壁上產生。隨著彎曲載荷增大，內壁處的基體損傷沿著管件周向迅速擴展。由于碳纖維增強復合材料二方向(主要由基體決定)的力學性能較弱，拉伸強度為55MPa，壓縮強度為218MPa，因此相較于纖維失效，基體失效的擴展速度更快。隨著彎曲載荷的進一步增大，直管外壁也開始產生基體失效，但是其擴展速度較慢。受油探桿最終破壞時，直管內外表面均產生一定程度的基體失效，其中管件內壁損傷面積較大，基體失效嚴重。

層合復合材料的橫向抗剪性能較差，因此受油探桿承受彎曲載荷時，復合材料層合板會在層間產生很大的剝離應力和剪切應力，導致結構產生分層失效。這種失效是桿件彎曲的典型損傷模式，損傷情況如圖6所示。

圖6 分層失效損傷演化過程

分層失效是三種失效中最早產生的損傷模式，該損傷初始出現(xiàn)于法蘭和直管的連接部位，與纖維失效分析時的應力集中部位相同。隨著彎曲載荷增大，連接處的分層損傷沿周向擴展，同時直管與彎管的整體連接法蘭端面也開始產生分層失效，該處損傷沿法蘭周向和厚度方向擴展。雖然法蘭端面上的分層失效產生較晚，但是隨著載荷增大，其擴展速度較快。最終法蘭上的分層失效與直管外壁上的分層失效相匯合，造成法蘭過渡處產生大面積損傷，結構因喪失承載能力而完全破壞。結構最終破壞時，分層失效的損傷面積最大，是結構的主要損傷模式。

綜合上述分析，本文對復合材料受油探桿中三種失效模式的損傷路徑進行總結，結論如下：

1) 受油探桿在彎曲載荷下，結構的應力集中部位為管路直段與法蘭連接位置的變徑過渡處，失效最早于該處產生。

2) 纖維失效主要產生在直管的外表面，損傷路徑為外表面圓周。

3) 基體失效主要產生在直管的內表面，損傷路徑為內表面圓周。

4) 分層失效主要產生在法蘭上，損傷路徑為法蘭周向和厚度方向。

5 設計維護建議

根據(jù)分析得到的復合材料受油探桿破壞機理和損傷路徑，對于該結構的設計和維護有如下建議：

1) 經極限強度計算與破壞機理分析，受油探桿承受彎曲載荷時，結構損傷多產生于根部應力集中的法蘭與直管過渡處。本文研究對象的承載能力滿足設計要求，無需進行補強。但對于承載能力不滿足要求的類似結構，若重量允許可以在法蘭與管路連接的過渡位置增加金屬襯套以提高結構的局部剛度、強度。

2) 由于纖維失效、基體失效和分層失效主要集中在損傷路徑上，因此對受油探桿進行維護時，應采用復合材料無損檢測手段優(yōu)先檢測本文分析所得的三種失效模式損傷路徑，減少檢測時間，提高檢測效率。

6 結論

本文基于ABAQUS二次開發(fā)平臺，建立了復合材料受油探桿的損傷分析模型，研究了彎曲載荷下受油探桿的強度和損傷特性，得到如下結論：

1) 基于連續(xù)介質損傷力學和三維Hashin準則建立了復合材料受油探桿的損傷力學模型，研究了彎曲載荷下復合材料受油探桿的強度特性，從理論上分析得到了結構的極限承載能力為74kN。

2) 結構加載過程中，復合材料受油探桿在法蘭過渡處產生纖維失效、基體失效和分層失效三種損傷模式，其中分層失效是導致結構破壞的主要失效模式，其失效面積最大，損傷情況最嚴重。

3) 根據(jù)受油探桿的損傷演化過程分析，得到了三種失效模式的損傷路徑。纖維失效和基體失效分別沿著直管的內外表面擴展，分層失效沿著法蘭周向和厚度方向擴展。三種失效模式中，纖維失效和基體失效的擴展速度較為接近，分層失效產生較早且擴展速度很快。

4) 根據(jù)破壞機理分析結果，對與承載能力不滿足要求的類似結構，建議在法蘭過渡處增加金屬襯套以提高局部的剛度和強度，無損檢測時應首先在結構的損傷路徑上進行檢驗。