直升機傳動系統(tǒng)復(fù)合材料機匣關(guān)鍵技術(shù)

■ 張志龍 孫炫琪 鄭青春 嚴(yán)岳勝 / 中國航發(fā)動研所

復(fù)合材料機匣是一種新型的直升機傳動系統(tǒng)構(gòu)件，相較于傳統(tǒng)的金屬或合金機匣，具有比強度高、質(zhì)量輕、耐腐蝕性好等優(yōu)點。與此同時，它在設(shè)計和制造中的關(guān)鍵技術(shù)也與傳統(tǒng)材料機匣差異較大，對其進(jìn)行研究是實現(xiàn)應(yīng)用的基礎(chǔ)。

復(fù)合材料是由兩種或兩種以上異質(zhì)、異形、異構(gòu)的材料，通過專門成形工藝復(fù)合而成的一種高性能的新材料體系，具有質(zhì)量輕、強度高、耐腐蝕及高溫尺寸穩(wěn)定性等優(yōu)點，被公認(rèn)為是一種理想的替代金屬材料制造結(jié)構(gòu)件的航空航天材料。盡管復(fù)合材料替代金屬材料制造的飛機結(jié)構(gòu)件已得到廣泛應(yīng)用，但這些結(jié)構(gòu)件的結(jié)構(gòu)和所受載荷大都相對簡單。而與之相比，直升機傳動系統(tǒng)機匣（如圖1所示）由于包含開孔、油路、軸承支撐等，結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，且承受載荷也更加多樣；另外，由于直升機傳動系統(tǒng)機匣作為發(fā)動機和旋翼軸之間的連接件，若用復(fù)合材料代替金屬材料制造機匣并保證傳動系統(tǒng)滿足其原有的功能和性能要求，還須考慮復(fù)合材料機匣設(shè)計過程中的相關(guān)接口保持不變。這些因素都對復(fù)合材料機匣的設(shè)計制造提出了很大的挑戰(zhàn)，因此復(fù)合材料的應(yīng)用也是直升機傳動系統(tǒng)向前發(fā)展必須邁出的重要一步。

導(dǎo)熱和結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)

復(fù)合材料機匣結(jié)構(gòu)設(shè)計和金屬機匣結(jié)構(gòu)設(shè)計不同，除了要考慮機匣受力方式和機匣相關(guān)接口，同時還要考慮復(fù)合材料機匣的成形特點以及傳熱結(jié)構(gòu)的設(shè)計。

直升機傳動系統(tǒng)運轉(zhuǎn)時，內(nèi)部齒輪、軸承等部件會產(chǎn)生大量的熱量。若潤滑、冷卻不充分或散熱結(jié)構(gòu)不合理，將導(dǎo)致零部件溫度過高，出現(xiàn)變形、膠合或熔化等問題。相較于傳統(tǒng)金屬材料，樹脂的熱導(dǎo)率較低，復(fù)合材料機匣的傳熱技術(shù)包括研究主減速器及其機匣的傳熱方式、溫度場分布、計算穩(wěn)態(tài)溫度分布時間、預(yù)測高溫危險部位等，同時傳熱技術(shù)研究也包括通過仿真分析得到機匣最佳散熱區(qū)域，設(shè)計高發(fā)射/低吸收、高比表面積的高效金屬微尺度結(jié)構(gòu)，并根據(jù)外部流場、環(huán)境輻射特性參數(shù)進(jìn)行適應(yīng)性優(yōu)化設(shè)計以達(dá)到復(fù)合材料機匣傳熱散熱的要求。

由于復(fù)合材料機匣的導(dǎo)熱性能較差，對軸承和齒輪運轉(zhuǎn)工況有一定影響，美國陸軍航空研究發(fā)展實驗室用碳纖維增強樹脂基復(fù)合材料(CFRP)機匣代替UH-1型直升機傳動系統(tǒng)鎂合金金屬機匣進(jìn)行了復(fù)合材料機匣導(dǎo)熱性能及結(jié)構(gòu)失效研究。結(jié)果表明CFRP機匣熱導(dǎo)率遠(yuǎn)小于鎂合金機匣，這意味著CFRP機匣的應(yīng)用需要強化減速器冷卻系統(tǒng)或改善CFRP的導(dǎo)熱性。同時，在直升機運轉(zhuǎn)過程中，機匣結(jié)構(gòu)失效主要出現(xiàn)在機匣主體與軸承支承環(huán)連接部位，結(jié)構(gòu)初始破壞出現(xiàn)在軸承支承環(huán)上部，并從上往下逐步失效，最終在拉力和彎矩的作用下，結(jié)構(gòu)徹底失效。結(jié)構(gòu)在載荷較低時發(fā)生破壞是由于機匣殼主體與主軸承支承環(huán)連接強度較差所導(dǎo)致，這一研究結(jié)果對后續(xù)復(fù)合材料機匣設(shè)計具有一定指導(dǎo)意義。

此外，為了提高復(fù)合材料機匣導(dǎo)熱性能，朗克（Ronk）等發(fā)明了一種新型導(dǎo)熱復(fù)合材料，通過在樹脂中加入導(dǎo)熱材料從而提高復(fù)合材料的導(dǎo)熱性能；穆勒（Mueller）等人發(fā)明了一種新型的復(fù)合材料機匣結(jié)構(gòu)，通過在復(fù)合材料機匣頂部嵌入導(dǎo)熱管，實現(xiàn)復(fù)合材料機匣高效散熱，從而保證機匣及其連接部件在傳動系統(tǒng)運轉(zhuǎn)過程中的結(jié)構(gòu)熱穩(wěn)定性；麥克格朗（Mcglaun）等人發(fā)明了一種減速器輔助冷卻系統(tǒng)，通過在輸入軸軸線周邊設(shè)計一圈空心管道結(jié)構(gòu)，并在其中嵌入輕質(zhì)導(dǎo)熱材料，從而實現(xiàn)減速器熱量高效傳導(dǎo)和減少機匣頂部熱量。

強度和壽命分析技術(shù)

圖2 直升機與固定翼機應(yīng)力比較

復(fù)合材料的疲勞壽命可通過S—N（S為應(yīng)力幅值，N為破壞循環(huán)數(shù)）曲線法和累積損傷理論法來實現(xiàn)。常幅應(yīng)力下得到的復(fù)合材料S—N曲線方法是表征復(fù)合材料疲勞性能的重要方法，但是復(fù)合材料機匣的損傷擴展過程主要是基體開裂、基體/纖維界面脫膠、分層、纖維斷裂，以及這幾種損傷形式耦合作用的損傷累積過程，因此S—N曲線法無法描述承受復(fù)雜應(yīng)力的直升機傳動系統(tǒng)機匣的疲勞壽命。

復(fù)合材料機匣的強度和壽命分析技術(shù)就是在研究復(fù)合材料疲勞數(shù)據(jù)（S—N曲線）的基礎(chǔ)上，根據(jù)直升機傳動系統(tǒng)載荷譜、破壞假設(shè)以及循環(huán)次數(shù)等因素，系統(tǒng)地建立起復(fù)合材料機匣的疲勞安全壽命分析方法。

與固定翼飛機在飛行過程中所受的相對靜止的載荷不同，直升機的動部件（如旋翼、尾槳等）的高速運轉(zhuǎn)，直接導(dǎo)致直升機傳動系統(tǒng)主要在高循環(huán)、低應(yīng)力幅值的交變載荷環(huán)境工作，如圖2所示，其特點是載荷復(fù)雜、結(jié)構(gòu)特殊、飛行狀態(tài)復(fù)雜多變，加之傳動系統(tǒng)為單通道傳力的關(guān)鍵部件，一旦在飛行過程中發(fā)生疲勞破壞，往往會導(dǎo)致災(zāi)難性事故。

因此，在直升機傳動系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計中，除靜強度要求外，結(jié)構(gòu)的安全疲勞壽命和疲勞極限也是設(shè)計的一大重點。由于復(fù)合材料疲勞行為與金屬材料不同，金屬材料在疲勞載荷作用下，可以觀察到明顯的單一主裂紋的有規(guī)律擴展。而復(fù)合材料在疲勞載荷作用下，基體開裂、分層、界面脫膠和纖維斷裂等多種損傷形式相繼交錯出現(xiàn)，并按擇優(yōu)方向擴展，具體損傷出現(xiàn)的形式和程度與材料性能、層合板的鋪層順序以及疲勞加載類型等因素密切相關(guān)，且易受濕熱環(huán)境、沖擊損傷等影響，因此設(shè)計復(fù)合材料的安全疲勞壽命和疲勞極限是相當(dāng)困難的。

測定不同狀態(tài)下復(fù)合材料的S—N曲線是研究復(fù)合材料疲勞性能最基礎(chǔ)的工作。大量試驗表明，復(fù)合材料不像金屬材料那樣有明顯的疲勞極限。因此需要定義一個條件疲勞極限，一般指循環(huán)壽命為5×106或5×107次時，試件不發(fā)生破壞的最大應(yīng)力值定義為復(fù)合材料的條件疲勞極限。雖然 S—N曲線法能夠預(yù)測復(fù)合材料的疲勞壽命，但曲線是在常幅應(yīng)力下得到的，只能提供復(fù)合材料基本的疲勞特性參數(shù)。而復(fù)合材料層板的損傷擴展過程主要是基體開裂、基體/纖維界面脫膠、分層、纖維斷裂，以及這幾種損傷形式耦合作用的損傷累積過程。S—N曲線法對于多級應(yīng)力以及復(fù)雜應(yīng)力下的疲勞過程的描述顯得乏力。而累積損傷理論是解決該問題的一個有效途徑。要確定部件的疲勞安全壽命應(yīng)主要考慮4個因素：材料和部件的疲勞數(shù)據(jù)（如S—N曲線）、載荷譜、破壞假設(shè)和循環(huán)次數(shù)。

圖3 不同成形工藝成本比較

成形技術(shù)

復(fù)合材料機匣制造中的關(guān)鍵技術(shù)包括：根據(jù)復(fù)合材料成形工藝的特點以及機匣的結(jié)構(gòu)特點，選擇合適的復(fù)合材料機匣成形工藝；針對典型的預(yù)浸料體系，研究成形中的主要缺陷類型和缺陷特征，分析纖維起皺、屈曲、斷裂等缺陷的權(quán)重；研究成形速度、壓力、溫度等工藝參數(shù)對典型缺陷形成的作用規(guī)律，揭示典型缺陷的形成機理和主控因素；建立包含典型缺陷類型和缺陷形成機理在內(nèi)的成形缺陷分析模型；建立復(fù)合材料機匣檢測方法以及缺陷評判準(zhǔn)則等。

與各向同性的金屬和合金材料成形只須考慮材料的選擇和結(jié)構(gòu)的設(shè)計不同，復(fù)合材料成形工藝的選擇還需要考慮增強纖維的含量、分布、取向及層合板的鋪層設(shè)計等。而且相同的復(fù)合材料經(jīng)過不同成形工藝（如手工成形、熱壓罐成形、注塑成形等）得到的產(chǎn)品，其力學(xué)性能（強度和剛度）及其他性能（抗化學(xué)腐蝕、內(nèi)部阻尼、熱傳導(dǎo)等特殊功能性能）可能會截然不同，制造成本也會相差很大（埃考德對幾種復(fù)合材料成形工藝成本進(jìn)行了統(tǒng)計，結(jié)果如圖3所示）。因此，復(fù)合材料成形工藝的選擇是直升機傳動系統(tǒng)復(fù)合材料機匣設(shè)計至關(guān)重要的環(huán)節(jié)。

手工成形作為最早的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)成形工藝，因其成本低、操作靈活，不受結(jié)構(gòu)尺寸和形狀限制，可以在產(chǎn)品任意部位任意添補增強材料，適宜制造結(jié)構(gòu)形狀復(fù)雜的產(chǎn)品，因此早期用于直升機復(fù)合材料機匣成形。圖4、圖5為手工成形工藝流程圖和示意圖。美國西科斯基飛機公司直升機部門用手工成形工藝制造了一款復(fù)合材料減速器機匣用于替換現(xiàn)有的鎂合金機匣。復(fù)合材料機匣選用環(huán)氧樹脂為基體，凱芙拉纖維為增強材料，纖維方向為±45°，以提高其剪切剛度，并在上部機匣設(shè)計了4根復(fù)合材料加強筋，機匣中部設(shè)計了26根相同的復(fù)合材料加強筋來承受由拉力和彎矩引起的軸向載荷，同時軸承環(huán)內(nèi)襯采用石墨環(huán)氧基復(fù)合材料來進(jìn)行局部加固。最終設(shè)計的復(fù)合材料機匣相比于原先的鎂合金機匣減輕質(zhì)量50.9%，效果顯著。

圖4 手工成形工藝流程圖

圖5 手工成形工藝示意圖

圖6 熱壓罐成形工藝流程圖

圖8 RTM成形工藝流程圖

雖然手工操作靈活，制造成本低。但通過該工藝成形的復(fù)合材料構(gòu)件纖維含量較低，通常在20%～35%，因此構(gòu)件的力學(xué)性能不理想。且手工操作一般在常溫下進(jìn)行固化，導(dǎo)致生產(chǎn)效率低、生產(chǎn)周期長。同時，產(chǎn)品質(zhì)量不易控制，產(chǎn)品性能很大程度依賴于作業(yè)者的熟練度。隨著直升機性能的不斷提升，對其傳動系統(tǒng)機匣的性能要求也日趨嚴(yán)格，為了優(yōu)化復(fù)合材料結(jié)構(gòu)性能，熱壓罐成形工藝受到越來越多的關(guān)注，經(jīng)過長期研究改進(jìn)，已成為目前主流成形工藝之一。

預(yù)浸料熱壓罐成形一般是將復(fù)合材料預(yù)浸料、蜂窩夾心結(jié)構(gòu)或者復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)用真空袋密封在模具上，置于熱壓罐中，使得復(fù)合材料構(gòu)件在真空狀態(tài)下，經(jīng)過升溫、加壓、保溫、降溫和卸壓的過程,使結(jié)構(gòu)件成為所需要的形狀和狀態(tài)，其加工成形流程及示意圖如圖6、圖7所示。預(yù)浸料作為熱壓罐成形工藝原料，最早是從手工鋪層技術(shù)發(fā)展而來。由于自動連續(xù)預(yù)浸漬過程通?？梢詼p少復(fù)合材料內(nèi)空氣含量，降低氣孔率，同時預(yù)浸料生產(chǎn)過程允許高的增強纖維含量，因此使用預(yù)浸料作為復(fù)合材料成形原料可以提高構(gòu)件性能。然而，伴隨著復(fù)合材料性能的提升，熱壓罐成形的生產(chǎn)成本也會相繼增加。

圖7 熱壓罐成形工藝示意圖

圖9 RTM成形工藝示意圖

直升機的廣泛應(yīng)用及其在民用市場的應(yīng)用潛力，決定了制造成本成為復(fù)合材料機匣研制的重要考慮因素。熱壓罐成形工藝因設(shè)備投資大、預(yù)浸料原料成本及成形過程必須保持高溫高壓，導(dǎo)致其投資及運行成本相對較高，限制了在直升機中的擴大應(yīng)用。樹脂傳遞模塑成形（RTM）作為一種成本低、工藝靈活的復(fù)合材料成形工藝，在20世紀(jì)90年代廣泛應(yīng)用于汽車行業(yè)。由于RTM工藝可以制備出高增強纖維含量(高達(dá)65%)的復(fù)合材料，適用于剛度、強度和疲勞性能要求較高的飛機主要承力結(jié)構(gòu)，且可以設(shè)計制造結(jié)構(gòu)形狀復(fù)雜的結(jié)構(gòu)件。隨著這些年技術(shù)的發(fā)展，RTM已經(jīng)成為一種實用的航空航天復(fù)合材料成形工藝，其工藝流程圖和成形工藝如圖8、圖9所示。澳大利亞航空航天技術(shù)部（ASTA）首先將RTM應(yīng)用于制造航空航天結(jié)構(gòu)以降低生產(chǎn)成本，并已成功應(yīng)用于波音和空客飛機，如757和777的方向舵、空客A330/A340的起落架門、F/A-18的襟翼護罩和起落架門等結(jié)構(gòu)。相比于熱壓罐工藝，RTM復(fù)合材料結(jié)構(gòu)更加靈活、內(nèi)部質(zhì)量更易控制、制件變形控制及尺寸精度較高、固化時間及工藝成本明顯降低，是繼傳統(tǒng)的預(yù)浸料-熱壓罐成形工藝之后，航空復(fù)合材料高性能、低成本制造技術(shù)發(fā)展的主流技術(shù)之一，在直升機領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景。

結(jié)束語

復(fù)合材料機匣具有比強度高、質(zhì)量輕、耐腐蝕性好等優(yōu)點，而國內(nèi)在直升機傳動系統(tǒng)復(fù)合機匣部件的使用方面處于空白階段，開展復(fù)合材料機匣關(guān)鍵技術(shù)研究有著重要的意義。因此，有必要開展復(fù)合材料機匣關(guān)鍵技術(shù)預(yù)先研究，積累技術(shù)儲備；組織收集和吸收復(fù)合材料機匣相關(guān)資料，跟蹤先進(jìn)復(fù)合材料機匣研制進(jìn)展；立足國內(nèi)現(xiàn)有的技術(shù)基礎(chǔ)，圍繞復(fù)合材料機匣特有設(shè)計和關(guān)鍵技術(shù)，開展相關(guān)技術(shù)驗證，加快提升復(fù)合材料機匣自主研發(fā)能力。