直升機尾減速器連接壽命的確定

門坤發(fā)　夏雙滿　孫恒　何龍龍

摘要： 按照新的適航規(guī)章確定直升機尾減速器連接壽命，并給出結構檢查周期.利用有限元分析結合Miner線性累積損傷理論對結構連接按照設計目標壽命進行詳細尺寸定義；利用結構疲勞試驗結合Miner線性累積損傷理論給出結構連接壽命；載荷譜分別選用有限元計算疲勞載荷譜和實測疲勞載荷譜，同時按照相應的準則將材料的平均SN曲線轉換為計算安全SN曲線和試驗安全SN曲線.

關鍵詞： 直升機； 尾減速器； 疲勞； 螺栓； 試驗； 應力； SN曲線； 破損安全

中圖分類號： V215.56； V216.3文獻標志碼： B

Safe life confirmation of helicopter tail gearbox link

MEN Kunfa， XIA Shuangman， SUN Heng， HE Longlong

（Aircraft Design and Research Institute， Harbin Aircraft Industry Group Co.， Ltd.， Harbin 150066， China）

Abstract： The safe life of a helicopter tail gearbox link is determined in terms of the new airworthiness regulation and the inspection interval is given. According to the target safe life for design， the detailed structure link size is confirmed by finite element analysis in combination with Miner linear cumulative damage theory； the safe life of the structure link is confirmed by structure fatigue test in combination with Miner linear cumulative damage theory； the load spectrum is selected respectively as finite element calculation load spectrum and measured fatigue load spectrum， and the average SN curve of material is converted to calculation safe SN curve and testing safe SN curve on basis of the corresponding criterion.

Key words： helicopter； tail gearbox； fatigue； bolt； test； stress； SN curve； failsafe

收稿日期： 2016[KG*9〗02[KG*9〗20修回日期： 2016[KG*9〗03[KG*9〗16

作者簡介： 門坤發(fā)（1979—），男，吉林蛟河人，高級工程師，研究方向為直升機結構強度，（Email） menkunfa@163.com0引言

疲勞破壞是航空結構件、零件的主要失效形式之一，疲勞分析在航空產品設計初期占據非常重要的地位.[13]直升機的結構及其飛行特點，決定其許多動部件如旋翼、尾槳等經常處于非對稱流場中，這些零部件及其連接件承受嚴重的交變載荷，直接導致直升機主要動部件及其相鄰結構在高循環(huán)、低應力幅值的振動疲勞載荷環(huán)境下工作.承受高周疲勞載荷作用的零部件若是直升機的重要零部件，其破壞將直接導致直升機的不正常飛行甚至墜毀，因此其結構必須在嚴格的設計要求和相應條款下進行設計，其中疲勞試驗是直升機所有試驗中最重要的，疲勞壽命決定整個直升機的使用壽命.

某直升機支撐尾減速器的結構由前梁、上支撐肋、下支撐肋及中間蒙皮構成，連接區(qū)域承受尾槳較大的交變疲勞載荷.在對結構進行設計和結構評定時，對于關鍵和重要的零部件疲勞強度的評定需要按照中國民用航空規(guī)章第29部第29.571條“結構的疲勞評定”進行結構設計試驗.[4]其設計思路是：首先，在初步給定的疲勞載荷譜下按目標壽命對結構進行尺寸定義，利用有限元法評估結構部件的疲勞壽命；然后，根據測定的實際飛行載荷譜，通過疲勞試驗給出部件的壽命.一般情況下，初步設計用于計算的疲勞載荷譜要比實際飛行的載荷譜嚴重，最后通過疲勞損傷容限試驗給出尾減速器連接件檢查周期.

1有限元計算確定尾減速器連接壽命

1.1結構傳力

尾減速器通過4個連接螺栓固定在垂尾結構上，見圖1.尾減速器的交變載荷作用到這4個連接螺栓，通過螺栓連接區(qū)域將載荷擴散出去.1號和2號螺栓的拉壓載荷通過下支撐肋傳遞，3號和4號螺栓的拉壓載荷通過上支撐肋傳遞；4個螺栓的剪力通過前梁固定螺栓的耳片和上下支撐肋進行傳遞；尾減速器在結構中產生的剪流通過左右蒙皮進行擴散.

圖 1機尾減速器連接結構

Fig.1Structure of tail gearbox link

1.2疲勞載荷譜

為確保安全，計算采用的載荷譜參考同級別飛行器的載荷譜，要比實測的載荷譜嚴重.有限元計算所用的尾減速器連接4個連接螺栓載荷譜見表1；試驗結果評估時參照實際飛行時采集整理的疲勞載荷譜，見表2，取Ffatigue=0.5×F±0.5×F.

1.3材料性能

垂尾前梁及上下支撐肋的材料為高強度鋁合金，牌號為7010 T7451，材料的彈性模量E=71 000 MPa，屈服強度σ0.2=430 MPa，拉伸強度σb=490 MPa，疲勞極限強度f=140 MPa.[5]考慮到直升機受力復雜，材料表面處理和尺寸，有無摩擦，以及金屬取向等可使材料的疲勞極限強度降低，計算安全SN曲線時按平均SN曲線進行減縮，減縮方法見文獻[6]，減縮后計算安全SN曲線見圖2.

1.4疲勞壽命計算

取4個連接螺栓的主要支持件進行壽命計算，計算結果代表整個尾減速器的連接壽命.對尾減速器連接區(qū)域劃分詳細網格，[7]為確保計算的精準，同時考慮計算的效率，對網格的劃分原則為：前梁和上下支撐肋的有限元網格為體元TET10單元；左右外蒙皮為面元QUAD8單元；4個連接螺栓連接用剛體元RBE2單元；在RBE2位置施加載荷；對受載嚴重區(qū)域、耳片連接位置和上下支撐件的前部位置進行網格細化.整個有限元模型中共有4個RBE2單元，434 672個其他單元，703 241個節(jié)點.最終尾減速器連接的有限元模型和載荷約束見圖3.

圖 3尾減速器連接區(qū)域有限元模型和載荷約束

Fig.3Finite element model and load constraint of tail gearbox link area

按表1給出的計算載荷譜進行壽命計算.采取疲勞損傷累積理論：當材料或結構承受高于疲勞極限的循環(huán)應力作用時，每一應力循環(huán)都產生一定的損傷，而這種損傷能夠累積，當累積到臨界值時就會發(fā)生破壞.對直升機零部件采用Miner線性累積損傷理論[89]，某載荷工況下尾減速器連接區(qū)域最大主應力的有限元計算結果見圖4.

a）整體視圖

b）局部視圖1

c）局部視圖2

圖 4某工況下尾減速器連接區(qū)域有限元計算結果

Fig.4Finite element calculation results of tail gearbox link area in a certain load case

在計算疲勞壽命時，需要結合下面的公式對壽命進行計算. σsta=σmax+σmin2 （1）

σdyn=σmax-σmin2 （2）

σequ=Kt×σdyn1-Kt×σstaσ0.2 （3）

D=n1N1+n2N2+……+niNi=niNi （4）

L=1D （5）式中：σmax為結構應力云圖中得到的最大主應力，MPa；σmin為最小主應力，MPa；σsta為平均應力，MPa；σdyn為交變應力，MPa；σequ為疲勞計算用的等效應力，MPa；Kt為應力集中因數(shù)，根據結構的幾何形狀和尺寸進行選取，由于有限元計算結果中已經考慮結構的應力集中系數(shù)，因此在計算連接壽命時取Kt=1.0；σ0.2為結構所用材料的屈服強度，取430 MPa；Ni為結構破壞時的循環(huán)次數(shù)；D為結構在載荷譜作用下的總損傷；L為結構的計算壽命壽命，h.

有限元計算計算結果見表3.根據安全壽命有限元計算公式h=1/niNi計算可知，尾減速器連接區(qū)域有限元疲勞壽命為20 160 h，滿足設計指標2萬h的要求.表 3根據有限元計算得到的壽命

Tab.3Safe life calculated according to finite element calculation工況ni/（次/h）Ktσmax/MPaσmin/MPaσsta/MPaσdyn/MPaσeq/MPaNi/次（ni/Ni）/h-110.9901.014440.192.0551.9567.23201 3784.92E-0624.1421.014436.590.2553.7569.16195 2872.12E-0530.9001.014455.399.6544.3558.82312 8712.88E-0641.8721.0144072.0072.0087.5790 8712.06E-05

2疲勞試驗確定疲勞壽命

2.1尾減速器連接的疲勞試驗

試驗采用安全壽命與破損安全相結合的方法，其思路為：采用安全壽命設計方法確定不同風險率對應的安全壽命，采用破損安全設計方法確定不同風險率對應的檢查間隔，然后將兩者結合起來，利用總風險率的概率組合關系確定在一定檢查間隔條件下的使用壽命，保證結構發(fā)生疲勞破壞的概率極小.本方法的突出優(yōu)點是在保持總風險率不變的情況下可有效提高結構的使用壽命，或在保持相同使用壽命的情況下可有效降低結構的風險概率.這是因為：一方面采用破損安全確定的檢查間隔，可有效防止因漏檢而存在的損傷或缺陷對直升機飛行安全帶來的威脅；另一方面采用較低可靠度確定安全壽命，因而可較大幅度地提高使用壽命.

尾減速器連接試驗安裝圖見圖5.尾減速器連接安全壽命疲勞試驗參數(shù)見表4.疲勞試驗載荷選區(qū)表征試驗載荷.在第1級載荷情況下進行10萬次循環(huán)后結構如果未出現(xiàn)裂紋時，加大一級載荷繼續(xù)進行疲勞試驗，依次類推.根據對試驗結果的評估，在完成三級疲勞載荷后，經過載荷及循環(huán)次數(shù)評估，結構滿足壽命指標要求.

2.2根據試驗結果確定尾減速器連接壽命

將尾減速器重心位置的載荷分配到對應的4個連接螺栓上，選取其中最為嚴重的3號連接螺力和剪力組合后進行尾減速器的連接壽命計算，從而給出試驗安全SN曲線.疲勞極限計算計算方法為：將圖2疲勞曲線中材料的平均SN曲線，按照等比進行換算，將縱向坐標換成螺栓載荷N，即σd=（σ105-σ0.2）（lgN×106-lg 105）（lg 105-lg 103）+σ105，

103

σ105=f1+A105γ （7） 式中：A和γ為疲勞曲線形狀參數(shù)，A=0.482 8，γ=0.5；σ0.2為材料的屈服強度；f為螺栓的疲勞極限破壞載荷；σd為表4中的等效載荷；σ105是對應105的拉伸載荷.

聯(lián)立式（6）和（7）并組合式（4）和（5），對3號連接螺栓進行求解，得到螺栓等效拉伸疲勞極限f=1 280 N.這樣將材料的疲勞曲線轉換為受載最嚴重的3號連接螺栓的等效拉力情況下的平均SN曲線，見圖6.試驗安全壽命的曲線的確定方法見文獻[6]：安全壽命曲線90%的置信度下，考慮破壞風險的概率為10-6次情況，安全壽命曲線的形狀根據試驗件的數(shù)量確定.根據疲勞試驗件的材料和試驗件的數(shù)量，由于本次試驗中只針對一件進行試驗，K2=0.34，K3=9，隨著試驗件的數(shù)量的增加，2個因數(shù)會有所調整.據此，將圖2的平均SN曲線折算得到試驗安全SN曲線，見圖6.