直升機(jī)金屬動(dòng)部件延壽技術(shù)研究

熊 欣，李建偉，喻濺鑒

(1.中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001;2.陸航軍代局駐景德鎮(zhèn)地區(qū)軍代室，江西 景德鎮(zhèn) 333000)

0 引言

動(dòng)部件結(jié)構(gòu)是直升機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)的典型代表和核心，以承受高周疲勞載荷為主，受載情況嚴(yán)酷，可設(shè)計(jì)空間有限，一般為單路傳載的靜定結(jié)構(gòu)。動(dòng)部件設(shè)計(jì)壽命較全機(jī)壽命有較大差距，特別是早期設(shè)計(jì)的直升機(jī)，部分動(dòng)部件壽命僅能給出幾百飛行小時(shí)。直升機(jī)在飛行過程中旋翼系統(tǒng)不斷旋轉(zhuǎn)，在非對(duì)稱場(chǎng)中產(chǎn)生的振動(dòng)與耦合載荷使得金屬動(dòng)部件的高周疲勞問題顯得特別突出。如何有效提高動(dòng)部件壽命，提高裝備的使用出勤率，降低用戶的使用、維護(hù)成本是型號(hào)研制、交付的重要研究內(nèi)容。

本文從提高結(jié)構(gòu)疲勞抗力、疲勞評(píng)估方法和改善外部環(huán)境的角度論述了延壽方法，并通過某型機(jī)主槳轂金屬結(jié)構(gòu)延壽的典型案例，對(duì)延壽方法進(jìn)行了闡述。

1 延壽方法研究

直升機(jī)動(dòng)部件疲勞壽命主要受三大因素影響： 自身抗疲勞能力，疲勞評(píng)估方法，外部環(huán)境-包括使用環(huán)境和載荷環(huán)境。針對(duì)以上因素影響，可以從以下三項(xiàng)措施來提高動(dòng)部件結(jié)構(gòu)的壽命。

1.1 提高自身疲勞抗力

對(duì)于自身抗疲勞能力，應(yīng)力集中、腐蝕以及表面完整性等問題對(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度有較大影響，通過長期的經(jīng)驗(yàn)積累，研究發(fā)現(xiàn)影響材料或結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的因素很多，歸納起來主要有材料本質(zhì)及零件狀態(tài)，如表1所示。零部件材料的表面狀態(tài)對(duì)疲勞強(qiáng)度有較大的影響。通常疲勞裂紋都從零件表面開始，這是因?yàn)橥獗砻娴膽?yīng)力水平往往最高，外表面的缺陷往往也最多，另外，表面層材料的約束小，滑移帶最易開動(dòng)。由于零部件的表面層對(duì)疲勞強(qiáng)度有著重要的影響，直升機(jī)動(dòng)部件可采用各種表面處理工藝來提高表面層的疲勞強(qiáng)度，常用的方法有：表面滲碳、滲氮、表面淬火、表面激光強(qiáng)化、表面冷作變形等。以上方法可行，具體實(shí)施技術(shù)難度及所需經(jīng)費(fèi)均能接受。

表1 影響疲勞強(qiáng)度的因素[1]

1.2 優(yōu)化疲勞評(píng)估方法

直升機(jī)動(dòng)部件壽命評(píng)估方法是通過少量(一般4-6件)結(jié)構(gòu)件全尺寸疲勞試驗(yàn)確定具有一定存活率和置信度的結(jié)構(gòu)件疲勞特性，也就是安全壽命評(píng)定方法。該方法有兩個(gè)不足:①給出的使用壽命未必可靠，原因在于未考慮結(jié)構(gòu)在加工、裝配過程中可能存在的缺陷以及使用過程中造成的損傷；②為了保證給出的使用壽命具有較高的可靠度和置信度，試驗(yàn)時(shí)僅考慮裂紋形成壽命，同時(shí)計(jì)算分析時(shí)采用較高的安全系數(shù)也導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的壽命潛力沒能充分挖掘。目前，國外各大直升機(jī)公司主要采用安全壽命和損傷容限兩種方法，以及以安全壽命為基礎(chǔ)的裂紋容限方法和以損傷容限為基礎(chǔ)的缺陷容限方法。因此，延壽時(shí)采用安全壽命與損傷容限相結(jié)合的定壽方法，應(yīng)既按安全壽命原則確定其使用壽命，又按損傷容限原則確定其檢修周期，然后按照概率關(guān)系把兩者結(jié)合起來，確定在一定檢修周期下的使用壽命，以保證在給定的使用壽命期和按檢查程序規(guī)定的檢查時(shí)間間隔內(nèi)，結(jié)構(gòu)發(fā)生災(zāi)難性疲勞破壞的概率極小。

1.3 改善外部環(huán)境

對(duì)于外部使用環(huán)境影響，動(dòng)部件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)可通過增加有效防護(hù)涂層或采取相應(yīng)工藝等手段抵抗潮濕、鹽霧等對(duì)結(jié)構(gòu)疲勞性能有較大影響的使用環(huán)境。

對(duì)于載荷環(huán)境影響，首先，可在槳尖形狀變化、旋翼尾跡及載荷預(yù)估、渦槳干擾、動(dòng)力學(xué)參數(shù)優(yōu)化和剪裁設(shè)計(jì)、振動(dòng)主動(dòng)控制、氣彈耦合穩(wěn)定性等方面有大的發(fā)展，從而緩解直升機(jī)動(dòng)部件上嚴(yán)重的交變載荷及振動(dòng)水平；其次，通過記錄直升機(jī)在實(shí)際使用中的有關(guān)參數(shù)或經(jīng)歷的循環(huán)載荷，編制使用任務(wù)譜或使用載荷譜，用以確定和驗(yàn)證機(jī)隊(duì)或單機(jī)的實(shí)際使用壽命的損耗量，或?qū)υO(shè)計(jì)定型階段給出的使用壽命進(jìn)行修正。

以上方法可行，但具體實(shí)施技術(shù)難度及所需經(jīng)費(fèi)較大。

2 某型機(jī)金屬動(dòng)部件延壽典型案例

2.1 概述

某型機(jī)主槳轂是全鉸接式的金屬槳轂，軸頸是組成主槳轂軸向鉸的關(guān)鍵件，主要功用是與主槳轂軸向鉸軸套一起組成軸向鉸組件，傳遞由旋翼槳葉產(chǎn)生的氣動(dòng)力，并允許槳葉在操縱系統(tǒng)的操縱下實(shí)現(xiàn)對(duì)主槳葉的變距運(yùn)動(dòng)。該結(jié)構(gòu)承載較大，已采用性能優(yōu)良的結(jié)構(gòu)鋼，不存在可加強(qiáng)空間。型號(hào)定型時(shí)只能勉強(qiáng)給出幾百飛行小時(shí)的使用壽命，隨著直升機(jī)服役時(shí)間的增加，壽命不匹配問題突顯，結(jié)構(gòu)延壽要求迫在眉睫。改善外部環(huán)境的方案技術(shù)難度和經(jīng)費(fèi)要求較高，現(xiàn)采用提高疲勞抗力和優(yōu)化疲勞評(píng)估的方法來實(shí)現(xiàn)延壽目的。

2.2 提高疲勞抗力

經(jīng)對(duì)結(jié)構(gòu)及以往試驗(yàn)結(jié)果的分析，螺紋退刀槽處是結(jié)構(gòu)剖面尺寸面積最小的部位，同時(shí)也是車削加工容易進(jìn)刀出問題的地方，加工失誤容易產(chǎn)生疲勞源而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)壽命的降低。同時(shí)，根據(jù)以往其他型號(hào)類似結(jié)構(gòu)疲勞斷裂部位的統(tǒng)計(jì)和分析，進(jìn)一步確定了軸頸的薄弱部位位于其端部的螺紋和螺紋退刀槽。

表面強(qiáng)化常用的處理措施有：對(duì)零件表面噴丸強(qiáng)化和滾壓加工制造零件，其機(jī)理就是在零件表面形成壓應(yīng)力層，能有效增強(qiáng)零件的抗疲勞性能。螺紋不能通過表面噴丸強(qiáng)化的方法來提高抗疲勞性能，主要是由于噴丸容易使螺紋產(chǎn)生較大的變形而報(bào)廢。因此，本項(xiàng)目采用螺紋滾壓強(qiáng)化工藝，滾壓強(qiáng)化主要是針對(duì)螺紋根部和螺紋退刀槽底部及底部圓角來進(jìn)行的。

圖1 軸頸結(jié)構(gòu)示意圖

滾壓強(qiáng)化提高疲勞性能的基本原理是在結(jié)構(gòu)表面產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力，從而降低表面交變應(yīng)力，提高壽命。滾壓量不足、過量或不均勻，都會(huì)影響滾壓強(qiáng)化的效果，但壓縮量過大會(huì)導(dǎo)致表面硬度增加，使材料更脆，易產(chǎn)生表面裂紋，不利于性能的提高。滾壓量，滾壓速度、次數(shù)及時(shí)間，加工表面質(zhì)量等關(guān)鍵工藝參數(shù)的選取至關(guān)重要。對(duì)滾壓后的軸頸進(jìn)行了4件全尺寸疲勞試驗(yàn)考核，較滾壓前軸頸的疲勞性能提高約15%，安全壽命提高至850飛行小時(shí)，延壽結(jié)果不太理想。

2.3 優(yōu)化評(píng)估方法

2.3.1 評(píng)估方法分析

目前，直升機(jī)疲勞設(shè)計(jì)是通常采用安全壽命評(píng)定方法，該方法僅能確定結(jié)構(gòu)的裂紋形成壽命，實(shí)際上結(jié)構(gòu)的壽命是由裂紋形成壽命與裂紋擴(kuò)展壽命兩部分組成。安全壽命與損傷容限相結(jié)合的方法可以有效地考慮結(jié)構(gòu)的這兩部分壽命，因此，對(duì)不同風(fēng)險(xiǎn)率的滾壓前、后的軸頸疲勞壽命進(jìn)行分析，結(jié)果發(fā)現(xiàn)滾壓后的安全壽命提高至2000飛行小時(shí)左右，只需要將風(fēng)險(xiǎn)率提高至10-5即可，方案可行。

為了保證工作繼續(xù)開展，還需要對(duì)裂紋擴(kuò)展的壽命與風(fēng)險(xiǎn)率的關(guān)系進(jìn)行研究。具體的安全壽命結(jié)合損傷容限結(jié)合延壽工作流程如圖3所示。

圖2 主槳轂軸頸滾壓前、后安全壽命與風(fēng)險(xiǎn)率的關(guān)系

2.3.2 損傷容限譜

載荷作用次序?qū)α鸭y擴(kuò)展壽命有顯著影響，因此必須根據(jù)某型機(jī)的實(shí)際使用情況編制任務(wù)剖面(圖4)，進(jìn)而編制損傷容限譜[2]。它是進(jìn)行結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展分析的重要數(shù)據(jù)，其編制結(jié)果的準(zhǔn)確程度直接影響裂紋擴(kuò)展壽命計(jì)算的準(zhǔn)確度。為了盡可能準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)主槳轂軸頸的裂紋擴(kuò)展情況，損傷容限譜的編制遵循以下基本原則：

1) 配制典型壽命歷程的任務(wù)次序；

2) 定義典型任務(wù)段的飛行狀態(tài)；

圖3 主槳轂軸頸安全壽命結(jié)合損傷容限結(jié)合延壽工作流程圖[3]

3) 定義每個(gè)飛行狀態(tài)每一個(gè)載荷級(jí)的循環(huán)次數(shù)；

4) 在每個(gè)飛行狀態(tài)中低-高-低排列載荷次序。

圖4 任務(wù)剖面編制流程圖

2.3.3 裂紋擴(kuò)展速率模型

結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展壽命是載荷環(huán)境、應(yīng)力強(qiáng)度因子、材料性能及裂紋起止長度的函數(shù)。軸頸螺紋裂紋擴(kuò)展分析采用專用計(jì)算軟件，其用于計(jì)算裂紋擴(kuò)展速率的公式是包括接近門檻值的低速擴(kuò)展區(qū)和接近臨界應(yīng)力強(qiáng)度因子的快速擴(kuò)展區(qū)的全范圍Forman公式，其表達(dá)式可寫成：

(1)

式中：N為循環(huán)次數(shù)，a為裂紋長度，R為應(yīng)力比，ΔK為應(yīng)力強(qiáng)度因子變程，ΔKth為應(yīng)力強(qiáng)度因子門檻值，C、n、p、q為材料常數(shù)，見表2；KIC為臨界應(yīng)力強(qiáng)度因子；f為裂紋張開函數(shù)；up為標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)偏量；σ為裂紋擴(kuò)展速率對(duì)數(shù)標(biāo)準(zhǔn)差。對(duì)軸頸材料，按標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)方法測(cè)定了這些材料的斷裂韌性、門檻值和裂紋擴(kuò)展速率。

表2 材料斷裂性能參數(shù)

對(duì)滾壓后的主槳轂軸頸進(jìn)行裂紋擴(kuò)展分析，確定了軸頸不同風(fēng)險(xiǎn)率的裂紋擴(kuò)展壽命，如圖5所示。

圖5 軸頸螺紋裂紋擴(kuò)展壽命與風(fēng)險(xiǎn)率的關(guān)系曲線

軸頸采用安全壽命結(jié)合損傷容限分析方法評(píng)定[3]，在保證總風(fēng)險(xiǎn)率不變的前提下，只要增加每

600飛行小時(shí)的相應(yīng)詳細(xì)檢查，使用壽命可以提高至2300飛行小時(shí)，延壽效果明顯。

3 結(jié)論

1) 直升機(jī)金屬動(dòng)部件延壽工作，可以通過優(yōu)化外部環(huán)境，提高自身疲勞抗力和采用優(yōu)化壽命評(píng)估方法三種措施進(jìn)行研究。

2) 部件或全機(jī)的總壽命應(yīng)是裂紋形成壽命與裂紋擴(kuò)展壽命之和。直升機(jī)金屬動(dòng)部件的通常采用的安全壽命評(píng)定方法只是考慮了裂紋形成壽命，損傷容限分析方法可以確定裂紋擴(kuò)展壽命，對(duì)原有的直升機(jī)動(dòng)部件定壽具有一定的補(bǔ)充作用。

3) 研究成果能為未來直升機(jī)的強(qiáng)度設(shè)計(jì)、可靠性研究、壽命研究等提供借鑒。

[1] 曾本銀，穆志韜.直升機(jī)疲勞[M].北京：國防工業(yè)出版社, 2009.

[2] 喻濺鑒，曾本銀.直升機(jī)飛行使用任務(wù)剖面編制方法[J].直升機(jī)技術(shù)，2004(2)：1-4.

[3] 曾玖海，曾本銀，史斯佃.直升機(jī)動(dòng)部件安全壽命和破損安全相結(jié)合定壽技術(shù)[J].直升機(jī)技術(shù)，2003(3)：15-20.