基于仿真分析的直升機座椅靜強度研究

高頓林 江秋鑫 趙昱淇

摘 要：直升機座椅的抗墜毀性能是保護駕駛員的重要保障之一，座椅的靜強度與動強度性能是衡量座椅可靠性的重要指標。本文以座椅靜強度性能為出發(fā)點，以某型直升機座椅為例，根據(jù)適航要求設計了基于不同加載方向的座椅靜強度測試試驗。為進一步計算評估座椅的靜強度性能，基于有限元分析方法，通過Abaqus對座椅的靜載荷加載試驗進行了模擬，分析了該座椅在不同加載條件下的變形量、Mises應力分布與材料損傷情況，通過仿真與試驗結果相結合的方式驗證了該型機座椅的可靠性，并為直升機座椅的性能模擬計算提供了有力的技術支撐。

關鍵詞：直升機座椅； 靜強度試驗； 有限元分析； Johnson-cook； Hashin失效準則

中圖分類號：V244.22+2 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.08.004

直升機座椅作為保護直升機駕駛員的重要裝置，在直升機抗墜毀設計[1-3]中往往起到至關重要的作用。座椅的可靠性是直升機抗墜毀設計中的關鍵所在[4-6]，因此座椅的靜強度與動強度特性成為評價座椅性能的重要指標[7-8]。對于座椅的靜強度這一特性，座椅往往要分別承受不同方向的靜載荷，通過變形量以及是否存在結構失效加以評定。

目前關于直升機座椅的研究多集中于動強度性能的分析，王陶、李曉波等[9-10]從抗墜毀動態(tài)沖擊角度對座椅吸能裝置的結構設計進行了研究，而目前關于座椅靜強度的研究多集中于汽車座椅領域，張紅紅、徐中明等[11-12]對汽車座椅的靜強度進行了仿真模擬，分析了座椅的應力及變形情況，但考慮到直升機座椅結構與汽車座椅差別較大，且直升機座椅面臨的載荷要求更為復雜嚴苛，無法為直升機座椅的靜強度分析直接提供指導作用，為此，本文以某型機駕駛員座椅為出發(fā)點，以適航相關的座椅靜強度要求為依據(jù)，對其靜強度試驗方法進行了詳細闡述，此外結合試驗方法對座椅靜強度試驗進行了仿真模擬，分析了座椅靜強度試驗下的應力、變形以及材料損傷情況，最終通過仿真與試驗結果相結合的方式驗證了該型機座椅的靜強度性能，為直升機座椅的強度設計提供一定的指導作用。

1 試驗設置

1.1 座椅結構

該型機直升機座椅重量（質量）24.5kg，其骨架部分主要由椅盆與椅腿兩部分組成。椅盆用以承載駕駛員，其材料為由碳纖維層壓鋪放技術制成的樹脂基復合材料，以實現(xiàn)座椅的輕量化技術要求。椅腿用于承載椅盆，其材料采用航空領域較為廣泛使用的7075鋁合金。

1.2 靜強度試驗設置

參考SAE AS 8049A《民用旋翼類、運輸類和通用航空類飛機座椅的性能標準》與CCAR-29-R2《運輸類旋翼航空器適航規(guī)定》以及《民用直升機座椅通用要求》，座椅應能承受向上、向前、側向、向下與向后方向的極限載荷，且施加的靜載荷應至少維持3s，座椅應不產(chǎn)生有害的變形，可以有效地約束成員進而達到人員防護的目的。為此，參考上述規(guī)定與標準，對直升機座椅設計了靜載荷試驗，通過測量座椅不同點的變形量加以評估，在測量點的選擇上，考慮到椅盆與駕駛員直接接觸，其變形將對駕駛員的生存空間產(chǎn)生直接影響，故將測量點均選擇在椅盆上，測量點位置如圖1所示，可以較為詳盡地體現(xiàn)椅盆的變形情況，其中A點為椅盆中心的最前點，B點為下側椅盆兩前端的最外側位置，C點為下側椅盆兩側頂部邊緣的最低點，D點為距地面高度635mm處的中心點，E點為肩帶高度處椅盆左右兩側位置，F(xiàn)點為椅盆頭靠部分的最高點。

根據(jù)CCAR-29-R2 《運輸類旋翼航空器適航規(guī)定》以及《民用直升機座椅通用要求》中座椅靜強度的要求，座椅應能承受前向16g載荷、后向16g載荷、上方向4g載荷、下方向20g載荷以及側向8g載荷，此外參考SAE AS 8049A在上軀干試驗中的要求，還需滿足靜態(tài)載荷的40%通過上軀干約束、60%通過骨盆約束的加載要求，因此在計入載荷擬合系數(shù)1.33后額外設置了前向21.28g載荷試驗，共計6種靜載荷試驗。載荷的施加位置根據(jù)SAE AS 8049A要求應基于座椅參考點（SRP）加以實施，具體加載位置見表1。

試驗設置如圖2所示，載荷均由主軸加載，其間配備測力傳感器以測試3s中靜載荷的穩(wěn)定性。載荷由主軸輸出，為模擬真實的加載環(huán)境，靜載荷往往需加載至由駕駛員約束系統(tǒng)約束軀干模塊后的座椅，因此本次試驗根據(jù)不同的加載條件要求引入了整體軀干模塊A、上軀干模塊B以及骨盆模塊C。此外考慮到座椅坐墊及靠墊在載荷加載中的作用，在椅盆上設置了30mm厚的橡膠海綿進行替代。在座椅的姿態(tài)設置上，考慮到實際飛行狀況較為復雜，為盡可能考慮真實飛行狀態(tài)結合適航要求，在前向、后向試驗中引入了10°偏斜角的設置。此外在下方向試驗加載中，由于其載荷加載的特點導致無法借助軀干模塊加載至椅盆，且根據(jù)SAE AS 8049A要求力應均勻地加載至椅盆底部，故在主軸與椅盆間設置了鋼板以均衡主軸施加的載荷。

主軸所施加的載荷大小除不同方向的加載要求外，還和座椅質量以及駕駛員質量直接相關，座椅質量由上文所述為24.5kg，駕駛員質量根據(jù)適航標準以77kg計算，最終在考慮前向與后向試驗中所存在的偏航角后便可計算得到不同試驗下主軸需施加的載荷大小，具體見表2，其中α為偏航角度，f為擬合系數(shù)。

2 有限元分析

除試驗方法外，計算模擬也是評估座椅靜強度的有效手段，由于座椅的組成部件形狀復雜、數(shù)量較多，因此很難通過簡單的數(shù)學計算評估座椅的變形、失效情況等，而采用有限元模擬的方式可更便捷、更直觀地模擬座椅在靜載荷試驗下的應變量、失效情況等結果[13-14]，且不受試驗條件的約束可更為廣泛地得到座椅不同位置的應變量，所得出的分析結果也可有效指導座椅結構的設計，因此本文以上述試驗方法為基礎，通過商業(yè)有限元軟件Abaqus模擬了上述6種試驗下的座椅變形量與Mises應力分布情況，為座椅的強度設計提供了有力的技術支撐。

2.1 幾何模型與網(wǎng)格劃分

本次有限元模擬的座椅結構如圖3所示，由CATIA軟件繪制，包括椅盆和椅腿兩部分骨架結構，鑒于座椅的坐墊、腰靠、頭靠等配件在座椅中主要起到提高舒適性的作用，在靜載荷加載過程中基本不會被分配也難以承受較大的靜載荷，因此上述部分未在三維模型中繪制。幾何模型的網(wǎng)格劃分結構如圖3所示，包括六面體單元（C3D8R）與四面體單元（C3D10）兩部分。

2.2 材料參數(shù)

2.3 載荷及邊界條件

根據(jù)上述的試驗設置方式，座椅通過椅腿底部和滑軌結合固定在試驗平臺上，因此在邊界條件上對座椅底部施加全約束的邊界條件，根據(jù)不同的試驗方式和載荷計算結果在不同的位置施加靜載荷加以模擬，靜載荷的加載時間和試驗設置一致為3s。椅盆和椅腿通過螺栓連接的方式進行連接，在幾何模型中將其連接部分簡化為Tie約束加以定義。此外，部分試驗中借助了固定在椅盆上的軀干模塊施加載荷，在仿真模擬中同樣對軀干模塊進行了繪制，尺寸與試驗設置保持一致。鑒于軀干模塊僅作載荷傳遞的作用，其形變量以及應力分布等情況無須分析，故在該模擬中將其設置為剛體約束。

2.4 仿真結果分析

座椅在靜載荷的加載上發(fā)生變形，為評估座椅在靜載荷下的變形量與失效情況，有限元計算采取Abaqus/ Dynamic求解器進行計算。6種試驗下在靜載荷加載后的最大應力分布結果如圖4所示，從Mises應力云圖分析可明晰在靜載荷試驗中座椅的應力主要集中分布在椅腿部分，在前向21.28g和16g后向16g與側向8g等載荷加載試驗中，應力值較大，最大應力值可達500MPa。

對于椅盆而言，鑒于上述應力分布結果不難發(fā)現(xiàn)，椅盆處的應力小于椅腿部分，在前向21.28g和16g、后向16g與側向8g情況下存在較大的應力分布情況，故以上述情況中應力最大的前向16g試驗為例，Hashin椅盆失效情況進行了分析，其判據(jù)下的失效因子大小如圖5所示，從Hashin失效判據(jù)可以看到纖維拉伸失效、纖維壓縮失效、基體拉伸失效以及基體壓縮失效的損傷因子均小于1，椅盆無材料失效發(fā)生。

對于椅腿而言，椅腿的材料為Al7075，屈服強度為455MPa，故椅腿出現(xiàn)了部分塑性變形，在前向21.28g和16g、后向16g與側向8g情況下存在較大的應力分布情況，故以上述情況中前向21.28g和16g、后向16g為例，其椅腿的等效塑性應變與Johnson cook失效因子大小如圖6所示，椅腿處發(fā)生了部分屈服變形情況，但失效因子均小于1，未發(fā)生材料損傷。

根據(jù)《民用直升機座椅通用要求》，座椅靜強度的合格判據(jù)為在承受極限載荷3s而不發(fā)生明顯失效。從仿真角度下的座椅靜強度試驗結果不難看出，座椅仍能有效支撐駕駛員，椅盆無顯著失效情況，椅腿發(fā)生部分塑性變形但未發(fā)生失效，故從材料失效角度分析該座椅靜強度滿足要求。

在座椅變形量方面，座椅變形是評估座椅靜強度性能的關鍵，根據(jù)適航要求座椅在承受極限載荷應不產(chǎn)生有害的變形，不得影響其安全使用。通過仿真模擬后的6種試驗下的變形量結果如圖7所示，變形位移最大處主要發(fā)生在椅盆上端與椅盆前端，在前向21.28g試驗中出現(xiàn)最大位移量為103.8mm，在上方向4g試驗中位移變化量最小，僅為4.8mm。

為進一步量化評估座椅在靜載荷試驗中的變形大小，鑒于變形主要集中在x軸（航向即駕駛員乘坐后的面前方向）與z軸方向（座椅自下而上的方向），且最大變形多發(fā)生在F點處，椅盆呈現(xiàn)出沿y軸（駕駛員乘坐后的左側方）翻轉的趨勢，因此對座椅翻轉程度進行了進一步的評估，根據(jù)B點與C點的試驗前后數(shù)值對座椅的翻轉角度進行了計算，B點與C點的位移變化見表5，其翻轉程度計算公式為

計算后得出的各試驗下的椅盆翻轉角度見表6。椅盆翻轉角度較小，在前向21.28g試驗中出現(xiàn)最大翻轉角度僅為6.91°。

從上述分析可以看出，該型機座椅在不同的靜載荷加載中的座椅變形較小，翻轉程度較低，所產(chǎn)生的變形不會危及駕駛員的生存空間，因此，該型機座椅符合靜強度試驗中的變形要求。

3 試驗結果

為驗證仿真分析的準確性，將該型機直升機座椅的靜強度試驗結果與仿真分析進行對比，試驗結果如圖8所示。從試驗結果可以看到，座椅在6種方向試驗中，座椅未發(fā)生明顯變形，座椅結構完整無損傷和分離情況，與仿真結果相一致。

4 結論

本文根據(jù)適航規(guī)定以及SAE AS 8049A要求，以某型直升機座椅為例，設計了適用于直升機座椅靜強度試驗方法，同時結合有限元分析方法對座椅靜強度試驗進行了模擬，根據(jù)仿真結果中的座椅變形量、Mises應力分布以及材料損傷情況對該型機座椅的靜強度性能進行了驗證，對今后的座椅強度設計將提供一定的指導作用。據(jù)上述分析結果可得出以下結論：

（1）針對該型機座椅所設計的靜強度試驗可以滿足SAE AS 8049A與適航規(guī)定，實現(xiàn)座椅在各方向的承載情況測定。

（2）該型直升機座椅在靜強度試驗仿真分析中應力主要分布在椅腿處，椅盆無材料損傷，椅腿發(fā)生部分塑性變形，座椅變形量較小，不會影響駕駛員的生存空間要求。

（3）該型直升機座椅在靜強度試驗的試驗結果與仿真模擬結果相一致，座椅未發(fā)生明顯變形，座椅結構完整無損傷、分離情況。

參考文獻

[1]馬登武，葉文，丁春全.武裝直升機抗墜毀技術研究[J].航空科學技術，2005（5）：33-36. Ma Dengwu， Ye Wen， Ding Chunquan. Study of the crash pro‐tection technology for the armed helicopter [J]. Aeronautical Science & Technology， 2005（5）：33-36. （in Chinese）

[2]陳克姣，熊峻江.先進直升機旋翼傳動與抗墜毀技術[J].航空科學技術，2013（5）：55-58. Chen Kejiao， Xiong Junjiang. Advanced helicopter rotor trans‐mission and crashworthiness technologies [J]. Aeronautical Sci‐ence & Technology， 2013（5）：55-58. （in Chinese）

[3]Chen Yong， Wickramasinghe V， Zimcik D.G. Development of adaptive helicopter seat for aircrew vibration reduction[J]. Journal of Intelligent Material Systems and Structures， 2011， 22（5）： 489-502.

[4]孫冬，郭占杰.直9系列直升機機械師座椅研究[J].直升機技術，2014（4）：45-48+56. Sun Dong， Guo Zhanjie. The aircrew seat development of z9 helicopter family [J]. Helicopter Technique， 2014（4）：45-48+56.（in Chinese）

[5]章劍，劉續(xù)興，趙翔，等.直升機座椅抗墜毀試驗技術研究[J].直升機技術，2007（4）：50-54. Zhang Jian， Liu Xuxing， Zhao Xiang， et al. Technical study for anti-crash test of helicopter seat [J]. Helicopter Technique， 2007（4）：50-54. （in Chinese）

[6]Yang Xianfeng， Ma Jingxuan， Wen Dongsheng， et al. Crashworthy design and energy absorption mechanisms for helicopter structures： A systematic literature review[J]. Progress in Aerospace Sciences， 2020， 114： 100618.

[7]王昌言.武裝直升機適墜座椅的特性分析和發(fā)展[J].國際航空，2002（3）：51-53. Wang Changyan. The characteristic and development about crashworthy seat of attack helicopter [J]. International Avia‐tion， 2002（3）：51-53. （in Chinese）

[8]李永亮.直升機抗墜毀座椅吸能裝置的設計方法[J].直升機技術，2009（2）：52-56. Li Yongliang. The design means to energy-absorber of helicopter crashworthy seat [J]. Helicopter Technique， 2009（2）： 52-56. （in Chinese）

[9]王陶. 面向直升機座椅隔振及抗墜毀的變間隙磁流變阻尼器研究[D].重慶：重慶大學，2021. Wang Tao. Helicopter seats vibration isolation and crashworthi‐ness of with variable damping gap for enhanced research on magnetorheological damper[D].Chongqing： Chongqing Univer‐sity，2021. （in Chinese）

[10]李曉波，王惠良，朱利強，等.直升機抗墜毀座椅翻卷管工藝完善性分析[J].直升機技術，2001（1）：33-38. Li Xiaobo， Wang Huiliang， Zhu Liqiang， et al. Perfect analysis of technic of turnup pipe for the anti-prang chair in helicopter[J]. Helicopter Technique， 2001（1）：33-38. （in Chinese）

[11]張紅紅.汽車座椅靜強度有限元仿真分析及其結構優(yōu)化[D].沈陽：東北大學，2006. Zhang Honghong. Static strength analysis and structure optimi‐zation by FEM in vehicle seat[D].shenyang： Northeastern Uni‐versity， 2006. （in Chinese）

[12]徐中明，郝煒雅，張志飛，等.汽車座椅強度及碰撞仿真分析[J]. 重慶大學學報， 2009，32（5）：512-515. Xu Zhongming， Hao Weiya， Zhang Zhifei， et al. Analyses on stress tensor and crashworthiness simulation of an automobile seat [J]. Journal of Chongqing University， 2009，32（5）：512-515.（in Chinese）

[13]馮峰.基于Abaqus的有限元薄壁結構靜強度分析方法研究[J]. 現(xiàn)代機械，2018（3）：65-69. Feng Feng. Research on static strength analysis method of thinwall structures based on Abaqus [J]. Modern Machinery， 2018（3）：65-69. （in Chinese）

[14]周際鵬，陳清陽，羅鐵彬.基于ABAQUS的某型發(fā)動機渦輪葉片靜強度及振動特性分析[J].長沙航空職業(yè)技術學院學報， 2021，21（1）：6-9+30. Zhou Jipeng， Chen Qingyang， Luo Tiebin. Analysis of Static Strength and Vibration Characteristics of Engine Turbine Blades Based on ABAQUS [J]. Journal of Changsha Aeronautical Vocational and Technical College， 2021，21（1）：6-9+30. （in Chinese）

[15]張影斌. 高強度7075鋁合金溫熱自沖鉚接過程數(shù)值模擬研究[D]. 大連：大連理工大學，2019.

Zhang Yingbin. Numerical simulation study on riveting process of thermal-SPR for high-strength 7075 aluminum alloy [D]. Da‐lian： Dalian University of Technology， 2019. （in Chinese）

[16]劉斌，趙亮，徐紅爐.基于Hashin失效準則的復合材料螺栓連接損傷破壞研究[J].科學技術與工程，2012，12（8）：1740-1744. Liu Bin， Zhao Liang， Xu Honglu. Research on damage of composite laminate in bolted joints based on the hashin failure criteria [J]. Science Technology and Engineering， 2012，12（8）： 1740-1744. （in Chinese）

[17]張宗強，王玉林，萬怡灶，等.三維混雜碳纖維/芳綸纖維增強尼龍復合材料力學性能研究[J].宇航材料工藝，2004（1）：38-41+46. Zhang Zongqiang， Wang Yulin， Wan Yizao， et al. Study on mechanical properties of 3D-braided carbon fiber/kevlar fiber hybrid composites[J]. Aerospace Materials & Technology， 2004（1）：38-41+46. （in Chinese）

[18]Wang G D， Melly S K. Three-dimensional finite element mod‐eling of drilling CFRP composites using Abaqus/CAE： a review[J]. The International Journal of Advanced Manufacturing Technology， 2018， 94： 599-614.

Research on Static Strength of Helicopter Seat Based on Simulation Analysis

Gao Dunlin， Jiang Qiuxin， Zhao Yuqi

China Helicopter Research and Development Institute， Jingdezhen 333000， China

Abstract： The crash resistance of helicopter seat is one of the important guarantees to protect the driver， and the static strength and dynamic strength performance of the seat are important indicators to measure the reliability of the seat. Taking a certain helicopter as an example， this paper designs a seat static strength test based on different loading directions according to the airworthiness requirements by taking the strength performance of seat as the starting point. In order to further calculate and evaluate the static strength performance of the seat， the static load loading test of the seat was simulated by Abaqus based on the finite element analysis method. By combining simulation and test results， the deformation， Mises stress distribution and material damage of the seat under different loading conditions are analyzed， which verifies the reliability of the seat and provides a strong technical support for the performance simulation calculation of the helicopter seats.

Key Words： helicopter seat； static strength test； finite element analysis； Johnson-cook； Hashin failure criterion