直升機尾傳動軸彈擊損傷仿真與試驗驗證

趙思波，萬振華,2，王 希

（1.中國航發(fā)湖南動力機械研究所，湖南 株洲 412002；2.直升機傳動技術(shù)國防科技重點實驗室，湖南 株洲 412002）

尾傳動軸是直升機傳動系統(tǒng)的關(guān)鍵動部件之一，其主要功能是將主減速器輸出的功率和轉(zhuǎn)速傳遞至尾槳，使得尾槳產(chǎn)生推力（或者拉力）以平衡主旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生的反扭力矩。由于尾傳動軸一般采用單傳遞路徑進行設(shè)計，一旦尾傳動軸失效而無法提供尾槳所需的功率和轉(zhuǎn)速，直升機及其乘員的安全將面臨嚴重的威脅?；谏鲜鲈?，國軍標中明確要求，直升機尾傳動軸需要進行抗彈擊等損傷容限設(shè)計；第五代軍用直升機則明確要求尾傳動軸被12.7 mm口徑子彈擊中后，仍具備繼續(xù)正常運轉(zhuǎn)30 min的能力。

本文基于LS-DYNA顯式動力學(xué)分析軟件，參考國內(nèi)外相關(guān)彈擊研究方法[1-2]，結(jié)合尾傳動軸可能面臨的彈擊工況，建立了直升機尾傳動軸彈擊損傷仿真模型，并開展了部分彈擊試驗驗證。同時，結(jié)合彈擊仿真模型對彈擊損傷的主要影響因素進行研究。

1 彈擊仿真模型

1.1 幾何模型

本文選取某型直升機尾傳動軸為研究對象，該尾傳動軸的外徑為114.4 mm，內(nèi)徑為111.2 mm，長度為2～3 m?？紤]到彈擊僅對尾傳動軸造成局部損傷，為減小計算規(guī)模、提高計算效率，本文選取長度為200 mm的尾傳動軸軸段作為簡化后的研究對象。

子彈一般由殼體、彈芯和彈藥組成。由于本文主要研究彈藥起爆后子彈彈芯對尾傳動軸的彈擊侵徹問題，因此主要關(guān)注子彈彈芯的幾何結(jié)構(gòu)形狀，本文選取12.7 mm口徑子彈彈芯進行研究，其幾何模型[3]如圖1所示。

圖1 12.7 mm口徑子彈彈芯尺寸圖

1.2 材料本構(gòu)模型和失效模型

直升機尾傳動軸一般采用機械性能優(yōu)異且密度較低的鋁合金材料。由于鋁合金材料在彈擊過程中涉及大應(yīng)變、高應(yīng)變率及材料失效等問題，因此選取工程中最常用的Johnson-Cook本構(gòu)模型和失效模型對鋁合金材料在彈擊過程中的變形行為和失效行為進行描述。

Johnson-Cook本構(gòu)模型如式（1）所示。

式中，σ為有效屈服應(yīng)力，A為初始屈服應(yīng)力，B為應(yīng)變硬化模量，C為應(yīng)變率強化參數(shù)，n為應(yīng)變硬化指數(shù)，m為熱軟化參數(shù)，T*為相對溫度，εp為有效塑性應(yīng)變，·ε為等效塑性應(yīng)變率，為參考應(yīng)變率。

Johnson-Cook失效模型如式（2）所示。

式中，是失效應(yīng)變，D1～D5是失效常數(shù)，σ*=-Rcr，Rcr是應(yīng)力三軸度，是無量綱塑性應(yīng)變率，T*為相對溫度。

Johnson-Cook模型定義的單元損傷為：

式中：D為損傷參數(shù)，初始時刻D=0，沖擊過程中當(dāng)D≥1時材料失效； 為一個時間步的塑性應(yīng)變增量。

12.7 mm口徑子彈彈芯主體為高強度鋼材質(zhì)，考慮到彈芯的剛度和極限強度均遠高于鋁合金，子彈彈芯采用剛體模型，即在彈擊過程中不考慮子彈的變形行為及失效行為。本研究中尾傳動軸材料為2024-T3鋁合金，高強度鋼和2024-T3鋁合金的本構(gòu)模型參數(shù)如表1所示[4]，2024-T3鋁合金的失效模型參數(shù)如表2所示。

表1 高強度鋼和2024-T3鋁合金的本構(gòu)模型參數(shù)

表2 2024-T3鋁合金的失效模型參數(shù)

1.3 有限元模型

尾傳動軸和彈芯均采用六面體單元進行網(wǎng)格劃分，尾傳動軸網(wǎng)格最小尺寸為0.75 mm× 0.75 mm ×0.55 mm，尾傳動軸和彈芯的單元個數(shù)分別為128 538個和3 168個，有限元模型如圖2所示。

圖2 尾傳動軸和彈芯有限元模型

圖2中offset為子彈彈道與尾傳動軸軸線之間的距離，θ為子彈彈道線與尾傳動軸橫截面的夾角，通過控制offset和θ，可以確定子彈與尾傳動軸的所有可能的相對位置關(guān)系。

1.4 初始條件及邊界條件

在仿真過程中，子彈的初始速度設(shè)置為500 m/s。由于采用部分尾傳動軸進行仿真，為消除反射應(yīng)力波對軸段產(chǎn)生的干擾，對軸段兩端邊界上施加非反射邊界條件，對軸段兩端進行固支約束。在子彈與尾傳動軸之間采用面接觸侵蝕算法，軸管表面單元失效后將自動刪除，子彈繼續(xù)與剩余表面單元進行接觸。

2 算例及驗證

2.1 算例1：45°切邊彈擊工況

直升機尾傳動軸主要承受扭矩載荷，在扭矩載荷的作用下，軸管表面任一點的最大主應(yīng)力方向與軸線成45°夾角。根據(jù)文獻分析及理論推導(dǎo)，當(dāng)彈擊后的軸管表面主裂紋方向（速度方向）垂直于主應(yīng)力方向，則表面裂紋為I形裂紋，在扭矩作用下具有張開的趨勢，推測此彈擊工況有可能為最嚴酷工況。算例1中設(shè)置θ=45°、offset≈50.85 mm（在50.85 mm附近進行微調(diào)，使得彈擊工況最嚴重）對該彈擊工況進行模擬，并在軸管靜置狀態(tài)下開展彈擊試驗驗證。

尾傳動軸在上述工況下的彈擊損傷仿真結(jié)果與試驗結(jié)果如圖3所示，彈擊損傷仿真結(jié)果與試驗結(jié)果吻合較好，彈擊產(chǎn)生的可見裂紋主要集中在子彈入射孔和出射孔附近，彈擊后尾傳動軸在扭矩作用下很可能由于裂紋張開擴展而斷裂。

圖3 45°切邊彈擊損傷仿真結(jié)果（上）與試驗結(jié)果（下）

2.2 算例2：60°切邊彈擊工況

直升機尾傳動軸遭受彈擊后繼續(xù)承載運轉(zhuǎn)時，可能的破壞模式不僅是彈孔周邊裂紋擴展斷裂，也可能是彈孔導(dǎo)致局部剛度下降使得結(jié)構(gòu)發(fā)生屈曲失效。本項目團隊的彈擊摸底試驗結(jié)果表明：切邊條件（offset≈50.85mm）下，θ值越大，軸管表面破損越嚴重，其局部剛度下降越劇烈?？紤]直升機尾梁對尾傳動軸具有一定防護作用，算例2假設(shè)尾傳動軸彈擊工況最大θ=60°，針對該彈擊工況進行仿真模擬，并在軸管靜置狀態(tài)下開展彈擊試驗驗證。

尾傳動軸在上述工況下的彈擊損傷仿真結(jié)果與試驗結(jié)果如圖4所示，彈擊損傷仿真結(jié)果與試驗結(jié)果吻合較好，彈擊損傷缺口相比45°入射工況急劇增大，同時軸管表面存在較大的凹陷和翹曲現(xiàn)象，彈擊后繼續(xù)承載運轉(zhuǎn)時軸管具有局部屈曲使得彈孔兩側(cè)有靠近的趨勢。

圖4 60°切邊彈擊損傷仿真結(jié)果（上）與試驗結(jié)果（下）

3 彈擊損傷主要影響因素分析

3.1 入射偏移量offset對彈擊損傷的影響分析

為分析入射偏移量offset對彈擊損傷的影響，選取θ=0°和θ=45°兩個入射角度，對不同偏移量下的彈擊損傷進行統(tǒng)計，統(tǒng)計方法如圖5所示，lx表示彈孔軸向尺寸，ly表示彈孔周向尺寸（入射孔與出射孔融為一體時，為方便對比，人為將彈孔劃分為入射孔和出射孔區(qū)域，并按圖5方式進行統(tǒng)計），結(jié)果如表3和表4所示。

表3 0°入射時不同偏移量下的彈擊損傷大小

表4 45°入射時不同偏移量下的彈擊損傷大小

圖5 彈擊損傷統(tǒng)計方法

從表3和表4可知，彈擊位置靠近軸管邊緣前，彈擊損傷度量值基本相當(dāng)或略有增加；彈擊位置為軸管邊緣時，彈擊損傷急劇增加，由此可知切邊彈擊工況相比非切邊工況造成更加嚴重的彈擊損傷。

3.2 入射角θ對彈擊損傷的影響分析

為分析入射角θ對彈擊損傷的影響，選取嚴酷的切邊彈擊工況，對不同入射角θ下的彈擊損傷進行統(tǒng)計，結(jié)果如表5所示。

表5 不同入射角下的彈擊損傷大小

從表5可知，切邊彈擊時，彈擊損傷度量值隨著入射角增加而快速增加，同時彈孔周圍的凹陷和翹曲隨著入射角增加而更加嚴重。由此可知切邊彈擊工況下，入射角θ越大，尾傳動軸彈擊損傷愈嚴重。

3.3 入射速度對彈擊損傷的影響分析

為分析入射速度對彈擊損傷的影響，選取切邊45°彈擊工況，對不同入射速度下的彈擊損傷進行統(tǒng)計，結(jié)果如表6所示。

從表6可知，在切邊45°彈擊工況下，不同入射速度下的彈擊損傷大小基本相當(dāng)，入射速度對彈擊損傷影響較小，主要原因是尾傳動軸為薄壁結(jié)構(gòu)，子彈穿透尾傳動軸所損失的能量較小，因此只要入射速度足夠使得子彈穿透軸管且彈道線不發(fā)生大的偏移，其損傷大小基本是相同的。

表6 不同入射速度下的彈擊損傷大小

4 結(jié)束語

本文通過結(jié)合有限元仿真方法和試驗方法對直升機尾傳動軸彈擊損傷進行了研究，得到了以下結(jié)論：

（1）采用LS-DYNA顯式動力學(xué)分析方法建立的尾傳動軸彈擊損傷仿真分析模型可預(yù)測所有可能彈擊工況下的彈擊損傷，實驗表明預(yù)測結(jié)果與試驗結(jié)果吻合較好；

（2）仿真分析表明：彈擊損傷隨著入射偏移量增加而逐漸增加，彈擊位置處于軸管邊緣時損傷達到最大，同時彈擊損傷也隨著入射角增加而增加，但對子彈入射速度不敏感；

（3）尾傳動軸最嚴酷的彈擊工況為切邊大角度入射工況，彈擊試驗及彈擊后的承載運轉(zhuǎn)試驗應(yīng)根據(jù)此工況進行開展，以保證直升機尾傳動軸在極限彈擊工況下均滿足安全運轉(zhuǎn)需求?？紤]到尾傳動軸有尾梁蒙皮等保護層，最大入射角需要根據(jù)實際情況進行確定。