某型直升機尾段全尺寸結(jié)構(gòu)適航驗證技術(shù)

潘春蛟，鄒 靜，顧文標(biāo)，查丁平

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

單旋翼帶尾槳式構(gòu)型具有技術(shù)成熟度高、結(jié)構(gòu)簡單、飛行操縱容易和維護方便等優(yōu)點，是當(dāng)今直升機的一種主流構(gòu)型。這種構(gòu)型的機身后面設(shè)計有尾梁和垂尾，尾槳布置在尾梁的端部或垂尾上，以降低旋翼下洗氣流的干擾。尾槳產(chǎn)生拉力或推力，如果斜置還能提供部分升力，平衡旋翼的反扭矩，實現(xiàn)直升機的航向操控。

直升機尾段結(jié)構(gòu)作為減速器、傳動軸和尾槳等的支撐平臺，結(jié)構(gòu)剛度和強度必須滿足承力、傳力的要求。因為全機重量、重心和慣性矩的限制，尾段常采用比強度、比剛度高，且易于整體成型的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計。

某型直升機尾段結(jié)構(gòu)基于20000飛行小時使用壽命指標(biāo)設(shè)計，主要由上垂尾、機身尾段過渡框、尾梁及平尾等部件組成。本文依據(jù)適航CCAR29§571等條款，針對該型機尾段結(jié)構(gòu)形式和受載特性，確定尾段強度驗證方法和程序，采用一件試驗件在許用缺陷、極限受載(靜力)和循環(huán)受載(疲勞)、使用環(huán)境等多種條件的疊加下，驗證結(jié)構(gòu)設(shè)計壽命期內(nèi)的安全性。

1 適航驗證要求及流程

按照適航條款要求，設(shè)計壽命內(nèi)，結(jié)構(gòu)在載荷、環(huán)境、內(nèi)在或意外缺陷等因素影響下，是否會因疲勞和靜強度破壞導(dǎo)致災(zāi)難性事故，需通過全尺寸結(jié)構(gòu)的地面試驗來驗證。

全尺寸尾段試驗件與適航取證設(shè)計狀態(tài)一致，除去平尾、整流罩、傳動軸、減速器等與驗證無關(guān)的系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)。

1.1 驗證載荷要求

直升機尾段需要驗證在以下三類載荷的作用下，結(jié)構(gòu)適航條款的符合性：

1)旋翼系統(tǒng)引起的高頻振動載荷。這種載荷與旋翼的轉(zhuǎn)速和槳葉數(shù)量相關(guān)，但幅值相對較小。根據(jù)該型機的飛行實測結(jié)果，高頻振動載荷對應(yīng)的結(jié)構(gòu)應(yīng)力遠低于尾段材料的疲勞極限，故在尾段結(jié)構(gòu)試驗時予以忽略。

2)與結(jié)構(gòu)的靜強度相關(guān)的載荷，包括結(jié)構(gòu)不會產(chǎn)生永久變形的限制載荷和結(jié)構(gòu)不會失效或破壞的極限載荷。限制載荷為結(jié)構(gòu)在使用中可預(yù)見或?qū)嶋H遇見的最大飛行載荷，極限載荷為限制載荷考慮1.5倍的安全系數(shù)。對于尾段來說，主要的限制載荷狀態(tài)包括偏航和著陸等。

3)直升機執(zhí)行任務(wù)時從地面起飛，到機動飛行，最后著陸，尾段上會作用地—空—地循環(huán)載荷，這類載荷與直升機飛行譜給定的任務(wù)剖面密切相關(guān)，引起結(jié)構(gòu)低周疲勞問題。

1.2 缺陷要求

結(jié)構(gòu)在生產(chǎn)、使用過程中均可能出現(xiàn)類似機加劃痕、外物撞擊等損傷和某些特定的工藝缺陷，設(shè)計上必須考慮帶一定損傷的結(jié)構(gòu)仍能安全使用，因此試驗驗證需覆蓋結(jié)構(gòu)常見的缺陷。

該型直升機尾段采用半框(X13315框)和蜂窩夾層(尾梁)，框、梁和蜂窩夾層(垂尾)結(jié)構(gòu)設(shè)計。蜂窩夾層結(jié)構(gòu)由紙蜂窩芯體和不同板厚的雙面鋁合金面板粘合而成。

根據(jù)其構(gòu)型特點，可預(yù)見尾段常見的缺陷為蜂窩夾層面板與蜂窩脫粘、鋁合金面板表面沖擊，以及框、梁機加刮痕等類型。

1.3 環(huán)境影響要求

受發(fā)動機尾流的影響，飛行中直升機尾段一直處于較高的環(huán)境溫度中。該型機的尾段設(shè)計溫度使用環(huán)境為：尾梁110 ℃，垂尾95 ℃。驗證時需要模擬結(jié)構(gòu)所處的溫度環(huán)境。

1.4 驗證流程

帶缺陷全尺寸尾段結(jié)構(gòu)試驗驗證流程(見圖1)為：

圖1 尾段試驗驗證流程

1)工藝分析、制造和使用統(tǒng)計，結(jié)合小試件試驗，建立結(jié)構(gòu)許用缺陷標(biāo)準(zhǔn)(缺陷類型、缺陷尺寸及易出現(xiàn)位置等)；

2)根據(jù)飛行任務(wù)剖面、設(shè)計載荷、飛行實測載荷和結(jié)構(gòu)材料特性，確定靜力試驗載荷和疲勞壽命試驗載荷譜；

3)設(shè)計制造全尺寸尾段試驗件，在試驗件的危險區(qū)域預(yù)制各類缺陷，包括內(nèi)部缺陷和外部缺陷；

4)驗證試驗設(shè)計，確定試驗程序、邊界模擬、加載方式，標(biāo)定及監(jiān)控、檢查要求；

5)帶缺陷結(jié)構(gòu)的靜力、疲勞和剩余強度試驗；

6)根據(jù)試驗結(jié)果評判結(jié)構(gòu)是否滿足設(shè)計指標(biāo)的要求。

2 尾段結(jié)構(gòu)缺陷許用標(biāo)準(zhǔn)

現(xiàn)實中的尾段，缺陷既難以避免，也可能在任意可達區(qū)域出現(xiàn)。缺陷許用標(biāo)準(zhǔn)在于制定可忽略、需周期性檢查和必須修復(fù)的缺陷類型和尺寸，加以驗證后納入使用維護手冊中。

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)脫粘是常見的工藝性缺陷。超過25 mm的脫粘缺陷通常采用常規(guī)敲擊法容易檢出并跟蹤。

外物造成的面板沖擊缺陷可分為目視勉強可檢和明顯可檢兩類。目視距離檢測目標(biāo)約2 m處，沖擊坑尺寸定為16 mm直徑、0.6 ～2.5 mm深度。

框梁劃痕多由機械加工引起，按照統(tǒng)計結(jié)果，尺寸一般不超過直徑0.15～0.25 mm、深度0.25 m。

不同類型缺陷的許用標(biāo)準(zhǔn)采用與尾段結(jié)構(gòu)一致的帶缺陷和不帶缺陷小試件，通過四點彎曲靜強度、疲勞壽命和剩余強度對比試驗建立：

1)單個15 mm或相鄰間隔200 mm以上的15 mm脫粘缺陷，不影響使用安全。

2)面板沖擊缺陷直徑16 mm、深度0.8～1.0 mm的無需修補；深度超出上述尺寸但小于2 mm，需要持續(xù)跟蹤、定期檢查；不允許深度2 mm以上的缺陷存在。

3)劃痕缺陷做必要的圓滑處理。

3 尾段試驗載荷

尾段試驗載荷由尾槳側(cè)向力1和垂向力1(尾槳斜置設(shè)計)，垂尾側(cè)向氣動力2、平尾升力2及自身的慣性力3等組成，力的方向參照機體坐標(biāo)系，向上、向右、逆航向為正，=1、2、3。

3.1 靜力試驗載荷

靜力試驗主要驗證直升機結(jié)構(gòu)在整個壽命期內(nèi)，能承受所有可能遇到的嚴酷載荷狀態(tài)而不破壞，試驗載荷的選取與尾段結(jié)構(gòu)設(shè)計時所依據(jù)的載荷保持一致。

直升機尾段最嚴酷的載荷狀態(tài)，如偏航和著陸出現(xiàn)幾率都較低，實際使用中著陸甚至很難達到70%的設(shè)計載荷，而大多數(shù)型號的飛行譜也未包含偏航狀態(tài)。但現(xiàn)實中并不能排除超出飛行譜的粗暴著陸和偏航出現(xiàn)的可能，因此，靜力試驗采用著陸和偏航兩種工況，見表1。

表1 靜力試驗載荷(單位：N)(最大重量)

著陸工況側(cè)重驗證尾段垂向受載的能力；偏航主要驗證側(cè)向受載的能力。

3.2 疲勞壽命試驗載荷譜

直升機尾梁的疲勞載荷主要源于地—空—地循環(huán)及飛行過程中機動狀態(tài)的轉(zhuǎn)換，從地面停機狀態(tài)起飛，執(zhí)行任務(wù)時空中機動，到著陸后地面停機，屬于低周疲勞問題，故疲勞壽命試驗載荷譜依據(jù)直升機的典型任務(wù)剖面確定。

任務(wù)剖面是直升機在整個壽命期內(nèi)所所執(zhí)行任務(wù)及其時間占比的描述，包括任務(wù)重量、任務(wù)高度、飛行狀態(tài)及其次序等隨時間的變化信息。

該型直升機的任務(wù)剖面一共11個，每個任務(wù)剖面包含的飛行狀態(tài)均來自型號的飛行譜，主要包括地面運轉(zhuǎn)、懸停、懸?；剞D(zhuǎn)、爬升、右側(cè)滑平飛、左右轉(zhuǎn)彎、側(cè)滑、下降、進場、三點水平著陸等。

1)將任務(wù)剖面中的尾段受載嚴酷的所有飛行狀態(tài)對應(yīng)的平衡載荷(來自旋翼、機體、尾梁、尾槳、平尾等)施加在全機有限元模型上，計算尾梁結(jié)構(gòu)區(qū)域的應(yīng)力分布，如圖2。

圖2 全機有限元模型和計算應(yīng)力

2)根據(jù)應(yīng)力分布確定尾段結(jié)構(gòu)的主要危險區(qū)域，特別關(guān)注尾段和過渡段對接區(qū)、尾梁和斜梁對接區(qū)等，然后將各主要危險區(qū)域中的最大應(yīng)力提取出來，按任務(wù)剖面中的飛行狀態(tài)順序?qū)?yīng)力進行編排。

3)每個危險區(qū)域均編制對應(yīng)的計算應(yīng)力—飛行狀態(tài)歷程，對各應(yīng)力—飛行狀態(tài)歷程進行“雨流”計數(shù)，結(jié)合尾段危險區(qū)域材料疲勞特性數(shù)據(jù)，采用全范圍疲勞特性S-N曲線和累積損傷理論進行疲勞壽命分析。

4)由于最終的結(jié)構(gòu)疲勞壽命試驗譜不可能考核到所有危險區(qū)域，因此，需找出最薄弱的區(qū)域，即將壽命最短的危險區(qū)域所對應(yīng)的應(yīng)力—飛行狀態(tài)歷程作為尾梁疲勞壽命試驗譜的基礎(chǔ)。

5)確定低于疲勞極限對結(jié)構(gòu)不構(gòu)成損傷的應(yīng)力循環(huán)，將這些應(yīng)力循環(huán)對應(yīng)的飛行狀態(tài)剔除；考慮試驗周期的因素，可按損傷等效的原則對應(yīng)力循環(huán)進行合并簡化。

6)其它危險區(qū)域可按試驗結(jié)果進行計算評估，若評估不夠，可考慮對結(jié)構(gòu)薄弱區(qū)的破壞部位進行修補，再繼續(xù)試驗考核，以滿足每個危險區(qū)域的壽命驗證要求。

依據(jù)上述方法對該型機的11個任務(wù)剖面包含的應(yīng)力譜進行計算，剔出對尾段不造成損傷的狀態(tài)，并進行損傷等效簡化后，確定尾段疲勞壽命試驗對應(yīng)1000飛行小時所需施加載的荷譜，如表2所示，載荷方向與靜力載荷一致。

表2 部分疲勞壽命試驗載荷譜(單位：N)

4 尾段結(jié)構(gòu)驗證試驗設(shè)計

4.1 試驗程序

分5個階段在一件試驗件上同時驗證靜強度、疲勞強度和剩余強度。考慮飛行中發(fā)動機尾流產(chǎn)生的高溫，試驗中尾段的溫度保持在110 ℃，上垂尾保持在95 ℃。

階段1：在全尺寸尾段試驗件上制造初始缺陷，模擬包括可能存在的工藝脫粘和外物沖擊坑。

階段2：高溫環(huán)境下限制載荷強度試驗。

階段3：進行一萬小時(半個壽命周期)的地—空—地載荷循環(huán)疲勞壽命試驗。

階段4：修復(fù)可能損傷，增加部分目視明顯可檢損傷，進行一萬小時疲勞試驗。

階段5：高溫環(huán)境下的1.2倍限制載荷靜強度試驗，繼續(xù)升級載荷，直到破壞。

4.2 缺陷預(yù)制及溫度環(huán)境模擬

試驗件上的缺陷預(yù)制偏保守地考慮較差的制造質(zhì)量及較惡劣的使用情況，包括蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的大應(yīng)力區(qū)、結(jié)構(gòu)封邊框膠接區(qū)及封邊框和面板膠接區(qū)(Z型區(qū)域)，結(jié)構(gòu)變形較大，易產(chǎn)生出現(xiàn)脫/漏粘的區(qū)域，以及容易受到外物沖擊的區(qū)域等。

大應(yīng)力區(qū)和大變形區(qū)基于全機有限元模型，施加全機平衡載荷計算的結(jié)果；易受外物沖擊區(qū)域采用統(tǒng)計和預(yù)測的方式確定。

依據(jù)缺陷許用標(biāo)準(zhǔn)，在確定區(qū)域的面板與蜂窩之間或膠結(jié)區(qū)域結(jié)構(gòu)之間放置15 mm特富龍片模擬脫粘缺陷；外部沖擊采用彈簧槍實施，沖擊能量由蜂窩夾層結(jié)構(gòu)小試件的沖擊試驗確定；框梁劃痕用刮刀制造。標(biāo)識試驗件上缺陷位置，進行尺寸檢測。

通過在尾段試驗件外表面覆蓋加熱毯的方式實現(xiàn)尾梁和垂尾加溫。

4.3 試驗件邊界模擬和加載

為了盡可能地模擬真實邊界，該型機尾段試驗件包含一部分過渡段結(jié)構(gòu)(直升機機體7框到8框之間)。過渡段結(jié)構(gòu)通過螺栓安裝在一個夾具上，夾具再與鋼架固定。

尾段上有4個加載點，其中尾減速器機匣接頭模擬件上施加尾槳拉力和升力；垂尾氣動中心施加垂尾氣動力；平尾升力通過平尾與尾段的連接接頭施加；尾段慣性載荷施加在尾梁的X13315框。加載示意見圖3。

圖3 試驗加載示意圖

多點加載時考慮變形協(xié)調(diào)，設(shè)計線系長度合適的加載系統(tǒng)，以保證5種載荷的峰谷值達到時間同步，并將載荷分量控制在給定的要求范圍內(nèi)。

試驗加載消除尾梁重量的影響，并設(shè)置加載自動終止系統(tǒng)，及時應(yīng)對試驗中的異常情況。

4.4 試驗件傳感器布置

在試驗件上布置應(yīng)變和位移傳感器，用于試驗過程監(jiān)控，并與尾段飛行實測和計算的應(yīng)力及變形結(jié)果進行對比，確定施加的載荷及試驗加載過程符合實際使用情況，確保試驗結(jié)果的有效性。

在尾梁、垂尾、垂尾與尾梁連接等區(qū)域的主承力框、梁和接頭上沿主應(yīng)力方向布置應(yīng)變片，測量應(yīng)力；在主承力框、梁之間的腹板上布置應(yīng)變花。在尾梁、垂尾以及尾梁和垂尾的連接處安裝位移傳感器，記錄試驗中結(jié)構(gòu)的垂向和側(cè)向變形。在尾段的尾梁上平臺、側(cè)面，垂尾的翼型面，結(jié)構(gòu)連接區(qū)等區(qū)域均勻布置溫度傳感器，用于監(jiān)視、控制試驗過程中試驗件不同區(qū)域的溫度。

試驗時關(guān)鍵部位的傳感器設(shè)置安全限制值，除靜力破壞試驗外，傳感器輸出值超出限制值時，暫停試驗，查明原因。

4.5 試驗合格判據(jù)

經(jīng)過限制載荷、疲勞壽命、極限載荷試驗，尾段試驗件的過渡段，載荷施加點，尾梁和垂尾的內(nèi)外表面、主承力框梁及連接區(qū)等，未出現(xiàn)破壞、不可恢復(fù)的變形和剛度明顯下降等情況，各預(yù)制缺陷未發(fā)展為不可修復(fù)的損傷。通過破壞試驗獲得結(jié)構(gòu)真實的承載能力。

5 全尺寸結(jié)構(gòu)試驗

正式試驗前，通過尾段上的4個加載點分別施加平尾升力、尾槳升力和拉力等5種載荷，標(biāo)定試驗載荷與應(yīng)變、位移傳感器輸出值之間的相互關(guān)系。

對比標(biāo)定時各部位應(yīng)變片的測量值與全機有限元計算值，兩者應(yīng)力比值范圍在0.86到1.05之間，表明結(jié)構(gòu)試驗與實際使用中的受載情況基本一致，試驗件安裝、加載和測量等滿足驗證試驗的要求。

5.1 疲勞壽命試驗

按照表2所示的尾段疲勞載荷譜進行疲勞壽命試驗，對應(yīng) 20000飛行小時的結(jié)構(gòu)疲勞壽命，載荷譜需重復(fù)施加20次，每個任務(wù)剖面對應(yīng)一個加載循環(huán)，見圖4。

圖4 疲勞壽命試驗加載方式

每個加載循環(huán)中，平尾、尾槳、垂尾、13315 框4個加載點同步施加5種載荷。試驗過程中記錄每個加載荷循環(huán)應(yīng)變、位移等傳感器的峰、谷值。

每完成 0.5 個疲勞試驗譜，檢查試驗件接頭連接區(qū)是否異常，尾段有無新增損傷，預(yù)制缺陷擴展與否。當(dāng)結(jié)構(gòu)新出現(xiàn)損傷，或預(yù)制缺陷擴展時，記錄對應(yīng)的循環(huán)次數(shù)并暫停試驗，對試驗件進行修補后再繼續(xù)后續(xù)試驗。一旦試驗件某個單元失效，應(yīng)暫停試驗，修理或者替換失效的單元后再繼續(xù)疲勞試驗。

5.2 靜力試驗

按表1中的工況順序，在尾段上的4個加載點同時施加對應(yīng)載荷，施加過程中各載荷變化保持協(xié)調(diào)一致。施加每級載荷時，測量并監(jiān)控應(yīng)變和位移傳感器的輸出值。

5.2.1 限制載荷試驗

限制載荷靜強度試驗按以下程序執(zhí)行：

1)施加20%限制載荷，然后卸載至0；

2)逐級加載到限制載荷，保載3 s；

3)繼續(xù)逐級加載至1.12倍限制載荷，保載3 s后卸載至0。

每級載荷增幅為20%的限制載荷。

5.2.2 極限載荷和剩余強度試驗

靜強度破壞試驗按以下程序執(zhí)行：

1)逐級加載至20%限制載荷，然后卸載至0；

2)逐級加載至限制載荷，保載30 s，卸載至0；

3)暫停試驗，分析應(yīng)變、位移等傳感器測量數(shù)據(jù)，檢查試驗件外觀、預(yù)制缺陷情況，保證測量數(shù)據(jù)滿足要求，試驗過程安全；

4)逐級加載到極限載荷，保載3 s；

5)繼續(xù)逐級加載，直到1.12倍極限載荷，保載3 s；

6)繼續(xù)持續(xù)加載，直至試驗件破壞。

每級載荷的增幅為10%的限制載荷。

5.3 試驗問題處理

試驗過程中，當(dāng)實施偏航工況1.3倍限制載荷試驗時，試驗件尾梁中部提前破壞。破壞分析從試驗程序、測量值與理論值對比、工藝檢查等角度開展[7]。

試驗過程嚴格按試驗程序進行，加載無異常；測量值與有限元分析值對比表明，尾段試驗受載與實際受載一致；預(yù)制缺陷未見擴展，故結(jié)構(gòu)破壞源于強度裕度不足。

檢查發(fā)現(xiàn)，尾梁蜂窩結(jié)構(gòu)內(nèi)側(cè)面板存在大面積波浪條紋狀初始缺陷，走向與結(jié)構(gòu)失穩(wěn)方向重合，條紋處于高應(yīng)力區(qū)，導(dǎo)致蜂窩結(jié)構(gòu)承載能力下降，引起提前破壞。

隨后對尾梁結(jié)構(gòu)設(shè)計和工藝進行改進，完善后的試驗件順利通過后續(xù)各階段的疲勞壽命和靜強度試驗，驗證了尾段結(jié)構(gòu)20000飛行小時設(shè)計壽命的安全性。

6 結(jié)論

直升機尾梁全尺寸結(jié)構(gòu)適航驗證技術(shù)包括缺陷許用標(biāo)準(zhǔn)、靜力試驗載荷和疲勞壽命試驗載荷譜、試驗程序、安裝加載方式、標(biāo)定等方面的設(shè)計。

試驗環(huán)境和條件應(yīng)盡可能與直升機實際使用情況一致或接近；靜力試驗載荷可選取最大設(shè)計載荷；疲勞試驗載荷譜則依據(jù)型號典型任務(wù)剖面，通過應(yīng)力分析、壽命計算、損傷等效等方法確定。

該型號建立起的直升機尾段結(jié)構(gòu)試驗驗證技術(shù)，滿足適航相關(guān)條款符合性驗證的要求。