某直升機(jī)復(fù)合材料槳葉疲勞試驗(yàn)提前失效分析

陶憲斌+曾玖海+沈亞娟

摘 要：某直升機(jī)旋翼槳葉疲勞試驗(yàn)考核中發(fā)生蒙皮斷裂，壽命遠(yuǎn)低于設(shè)計(jì)要求。分析表明蒙皮模壓質(zhì)量、泡沫對(duì)接縫對(duì)蒙皮應(yīng)力影響較小，不足以造成槳葉疲勞試驗(yàn)的提前失效。通過(guò)有限元模擬發(fā)現(xiàn)蒙皮厚度不均勻?qū)е碌膽?yīng)力集中是疲勞試驗(yàn)提前失效的主要原因。采用改進(jìn)后的旋翼槳葉完成另外兩件疲勞試驗(yàn)。依據(jù)有限元分析計(jì)算出應(yīng)力集中系數(shù)，結(jié)合第一件試驗(yàn)結(jié)果得到的疲勞極限與第二件、第三件疲勞試驗(yàn)的疲勞極限基本吻合。從試驗(yàn)、計(jì)算兩方面均證明結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中是疲勞試驗(yàn)提前失效主要原因。

關(guān)鍵詞：旋翼槳葉；疲勞試驗(yàn)；有限元；應(yīng)力集中

1 概述

旋翼槳葉作為直升機(jī)的關(guān)鍵部件，在直升機(jī)定型前必須進(jìn)行疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證[1]。通常情況下，試驗(yàn)?zāi)康挠袃蓚€(gè)：一是通過(guò)試驗(yàn)獲得槳葉的疲勞特性，為槳葉的壽命評(píng)定提供試驗(yàn)依據(jù)。二是通過(guò)試驗(yàn)獲得槳葉疲勞破壞模式，以便后續(xù)改進(jìn)結(jié)構(gòu)及細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)。對(duì)于旋翼槳葉試驗(yàn)失效判定采用以下兩種標(biāo)準(zhǔn)[2]：

（1）試驗(yàn)件考核部位出現(xiàn)裂紋、分層、開(kāi)膠。

（2）試驗(yàn)件剛度下降至不能恢復(fù)到原來(lái)的載荷。

某型直升機(jī)旋翼槳葉第一件疲勞試驗(yàn)時(shí)按疲勞試驗(yàn)載荷進(jìn)行至29萬(wàn)次循環(huán)時(shí)，槳葉上表面出現(xiàn)裂紋，如圖1所示。

通過(guò)疲勞分析計(jì)算，該狀態(tài)旋翼槳葉為200小時(shí)壽命，遠(yuǎn)未達(dá)到某型機(jī)設(shè)計(jì)定型壽命要求。

對(duì)該裂紋區(qū)域解剖后進(jìn)行檢查，結(jié)果如下：

（1）裂紋位置為根部段泡沫與翼型段泡沫對(duì)接位置，對(duì)接縫沒(méi)有明顯過(guò)大現(xiàn)象。

（2）根部段泡沫為細(xì)孔，翼型段泡沫為粗孔，含膠量大。

（3）根部段蒙皮薄，翼型段蒙皮厚，形成厚度差，內(nèi)部鋪層褶皺。

2 蒙皮模壓質(zhì)量影響分析

通常情況下，模壓壓力主要影響槳葉的外觀(guān)規(guī)整性。壓強(qiáng)較低時(shí)，樹(shù)脂不能充分流動(dòng)，樹(shù)脂中的氣泡不能充分排出，槳葉的規(guī)整性不好，力學(xué)性能有所下降；壓強(qiáng)較高時(shí)脫模困難，容易使槳葉在脫模過(guò)程中產(chǎn)生損傷，影響槳葉的力學(xué)性能。試驗(yàn)件槳葉在制造過(guò)程中，采用的是一體化成型工藝，模壓壓強(qiáng)不會(huì)有太大的差異。通過(guò)目視檢查可以得到剖壞剖面附近蒙皮表面質(zhì)量沒(méi)有異常，在槳葉脫模過(guò)程中也沒(méi)有出現(xiàn)脫模困難的情況發(fā)生，這兩點(diǎn)說(shuō)明槳葉在模壓成型過(guò)程中沒(méi)有模壓壓強(qiáng)過(guò)小或者過(guò)大的質(zhì)量問(wèn)題。造成蒙皮厚度不一致主要是由泡沫造成的。破壞剖面為泡沫對(duì)接縫位置，靠近根部段泡沫為細(xì)孔泡沫，靠近翼型段泡沫為粗孔泡沫，由于泡沫性質(zhì)不同，槳葉鋪層在成型過(guò)程中模壓壓強(qiáng)存在略微差異，造成對(duì)接縫兩側(cè)槳葉蒙皮模壓質(zhì)量有所不同。蒙皮在槳葉模壓成型過(guò)程中，細(xì)孔泡沫提供的模壓壓強(qiáng)大，蒙皮含膠量低，造成靠近根部段蒙皮??；粗孔泡沫提供的模壓壓強(qiáng)小，蒙皮含膠量大，靠近翼型段的蒙皮厚，如圖2所示。

旋翼槳葉采用了先進(jìn)的全復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，蒙皮復(fù)合材料主要由纖維和樹(shù)脂機(jī)體構(gòu)成[3]。在拉伸載荷作用下主要由纖維承載，在壓縮載荷作用下主要由機(jī)體承載[4]。破壞剖面兩側(cè)蒙皮模壓質(zhì)量不同主要是含膠量的不同，即樹(shù)脂機(jī)體含量不一致，槳葉鋪層纖維總量并沒(méi)有變化。旋翼槳葉在離心力的作用下，蒙皮主要承受拉伸載荷，在旋翼槳葉鋪層纖維總量沒(méi)有變化的情況下，模壓質(zhì)量對(duì)蒙皮的力學(xué)疲勞性能的影響不大[5]。并且破壞剖面產(chǎn)生在蒙皮厚度不一致的對(duì)接面，兩側(cè)蒙皮未破壞。因此破壞剖面兩側(cè)蒙皮吸膠量、模壓質(zhì)量不一致并不是造成疲勞試驗(yàn)提前失效的主要原因。

3 泡沫對(duì)接影響分析

旋翼槳葉內(nèi)部PMI泡沫的并不作為一個(gè)受力部件，在槳葉強(qiáng)度分析過(guò)程中也往往是不考慮的。泡沫的作用主要有兩點(diǎn)：（1）維持槳葉氣動(dòng)外形的作用；（2）在槳葉模壓成型過(guò)程中提供壓力。

破壞剖面位于根部細(xì)孔泡沫與翼型段粗孔泡沫的對(duì)接位置，需對(duì)泡沫對(duì)接縫的影響進(jìn)行分析，針對(duì)破壞剖面建立有限元模型進(jìn)行定性分析驗(yàn)證。考慮到復(fù)合材料旋翼槳葉建模的復(fù)雜性，有限元模型需要一定的簡(jiǎn)化。蒙皮用殼單元模擬，大梁帶及泡沫用實(shí)體單元模擬，約束及加載方式見(jiàn)圖3。

分別計(jì)算了有泡沫填充和無(wú)泡沫填充的破壞剖面應(yīng)力結(jié)果如圖4、5所示：

分析結(jié)果表明，有泡沫填充的槳葉剖面應(yīng)力為143MPa，無(wú)泡沫填充的槳葉泡面應(yīng)力為145MPa，無(wú)泡沫填充狀態(tài)下的槳葉剖面應(yīng)力比有泡沫填充的剖面應(yīng)力提高約1.4%。因此可以得到泡沫對(duì)接縫的存在，會(huì)造成應(yīng)力水平有所提高，但提高作用有限，不足以造成槳葉疲勞試驗(yàn)的提前失效。

4 結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中影響分析

雖然槳葉破壞剖面區(qū)域表面蒙皮質(zhì)量沒(méi)有異常，但兩邊泡沫孔大小不同、過(guò)盈量不匹配導(dǎo)致在泡沫對(duì)接位置蒙皮的厚度、含膠量、模壓質(zhì)量突變，泡沫對(duì)接位置鋪層皺褶，影響了載荷傳遞，可能引起應(yīng)力集中。

應(yīng)力集中系數(shù)反應(yīng)出結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中水平，是一個(gè)比1大的系數(shù)，應(yīng)力集中的地方是結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的薄弱的地方，任何結(jié)構(gòu)和機(jī)械零件幾乎都有應(yīng)力集中，應(yīng)力集中系數(shù)是用名義應(yīng)力法計(jì)算疲勞壽命的基礎(chǔ)。通常情況下取某一截面的最大應(yīng)力？滓max和同一截面的平均應(yīng)力？滓之比即為應(yīng)力集中系數(shù)。如下所示：

獲取應(yīng)力集中系數(shù)Kt通常有四種方法：實(shí)驗(yàn)方法；工程圖表法；經(jīng)驗(yàn)公式法及有限元法[7]。

（1）實(shí)驗(yàn)方法獲取的Kt和其他方法相比都更可靠、精確，可是因?yàn)楹馁Y、耗時(shí)，和試驗(yàn)設(shè)備等限制條件的影響，使得通過(guò)實(shí)驗(yàn)方法得到的應(yīng)力集中系數(shù)很難實(shí)現(xiàn)。

（2）按照結(jié)構(gòu)的具體參數(shù)，在工程手冊(cè)中直接查取應(yīng)力集中系數(shù)Kt，這是目前最普遍的方式。工程手冊(cè)中的圖表是依據(jù)大量的試驗(yàn)直接獲得的，這樣得來(lái)的數(shù)據(jù)結(jié)果可信度較高。可是因?yàn)槿狈?shù)據(jù)資源，可供參考的只有簡(jiǎn)單的結(jié)構(gòu)形式。對(duì)于不同結(jié)構(gòu)和復(fù)雜受力方式的結(jié)構(gòu)缺少合適的參考圖表可用，而且手冊(cè)中的數(shù)據(jù)圖表反映不出全部的實(shí)際情況。

（3）經(jīng)驗(yàn)公式是工程技術(shù)人員依據(jù)實(shí)際的工程，對(duì)于簡(jiǎn)單的結(jié)構(gòu)形式，通過(guò)曲線(xiàn)擬合、插值和數(shù)學(xué)手段進(jìn)行建構(gòu)的。這種方法使得查表過(guò)程更簡(jiǎn)單，使用時(shí)比較簡(jiǎn)便。可是工程實(shí)際能使用的經(jīng)驗(yàn)公式資源很少，存在人為誤差，具體應(yīng)用時(shí)有一定的局限性。

（4）有限元方法補(bǔ)救了上述方法的不足，不受結(jié)構(gòu)形狀、受力狀態(tài)的制約，通用、準(zhǔn)確、可靠、省時(shí)、省力、節(jié)省費(fèi)用。由于有限元計(jì)算方法的建立和不斷完善，利用有限元方法計(jì)算應(yīng)力集中系數(shù)變得越來(lái)越接近實(shí)際結(jié)構(gòu)。

考慮到復(fù)合材料槳葉有限元建模的復(fù)雜性，采用簡(jiǎn)化計(jì)算模型對(duì)破壞部位的應(yīng)力集中進(jìn)行模擬。槳葉蒙皮主要承受拉載荷，因此采用平板拉伸模型進(jìn)行模擬。

有限元模型采用實(shí)體建模方法，平板厚度、倒角均來(lái)自實(shí)際測(cè)量值，具體尺寸如圖6所示：其中平板寬度W=50mm。假設(shè)蒙皮材料為等效后的各項(xiàng)同性材料，彈性模量為48000MPa，泊松比為0.3。

將平板的右端面設(shè)置為全約束，左端面施加大小為100N的拉力載荷，同時(shí)為消除附加彎矩影響對(duì)下端面采取對(duì)稱(chēng)約束。通過(guò)有限元計(jì)算并排除加載端影響，得到如下應(yīng)力云圖：

應(yīng)力云圖可以看出在厚度變化區(qū)域存在明顯的應(yīng)力集中，通過(guò)公式（1）可以得到應(yīng)力集中系數(shù)：

由有限元結(jié)果可以得到，應(yīng)力集中是疲勞試驗(yàn)提前破壞的主要原因。

5 試驗(yàn)及計(jì)算驗(yàn)證

針對(duì)1100剖面失效原因，泡沫廠(chǎng)家對(duì)旋翼槳葉泡沫進(jìn)行了調(diào)整，將根部段的細(xì)孔泡沫調(diào)整為粗孔泡沫，翼型段保持原來(lái)的粗孔泡沫。同時(shí)對(duì)泡沫配方進(jìn)行優(yōu)化和改進(jìn)，并對(duì)加工工藝進(jìn)行微調(diào)，改善泡沫過(guò)盈量不匹配造成的蒙皮厚度差，避免應(yīng)力集中。改進(jìn)后的旋翼槳葉完成第二件、第三件疲勞試驗(yàn)，兩件試驗(yàn)件均完成兩級(jí)載荷共計(jì)150萬(wàn)次循環(huán)。通過(guò)槳葉應(yīng)力分析軟件計(jì)算得到槳葉5種材料的疲勞極限[7]，結(jié)果如表1所示：

經(jīng)計(jì)算改進(jìn)后的旋翼槳葉疲勞壽命已達(dá)到6000小時(shí)以上，達(dá)到了某型機(jī)定型壽命要求。

第一件疲勞極限計(jì)算及考慮應(yīng)力集中后的疲勞極限如表2所示，考慮應(yīng)力集中后疲勞極限與第二件、第三件平均疲勞極限對(duì)比見(jiàn)圖8。

疲勞極限對(duì)比可以看出，第一件考慮應(yīng)力集中后的疲勞極限與第二件、第三件得到的疲勞極限基本吻合，誤差在10%左右。因此可以判定第一件疲勞試驗(yàn)提前失效是由于應(yīng)力集中的影響使得應(yīng)力升高，達(dá)到結(jié)構(gòu)本身的疲勞極限后而發(fā)生的疲勞破壞。

6 結(jié)束語(yǔ)

綜上所述，通過(guò)對(duì)蒙皮模壓質(zhì)量、泡沫對(duì)接縫、結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中影響分析，最終確定結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中是造成旋翼槳葉疲勞試驗(yàn)提前失效的主要原因，并通過(guò)試驗(yàn)及計(jì)算獲得了驗(yàn)證。

應(yīng)力集中在槳葉疲勞強(qiáng)度計(jì)算時(shí)往往是我們所忽略的，對(duì)飛行安全造成了一定的潛在風(fēng)險(xiǎn)。因此，在后續(xù)槳葉設(shè)計(jì)工作中，要盡量避免對(duì)接縫兩端泡沫屬性不一致而導(dǎo)致的蒙皮的厚度、含膠量、模壓質(zhì)量突變，減少應(yīng)力集中現(xiàn)象的出現(xiàn)。

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