直升機復合材料波紋梁結構抗墜毀設計技術研究

盧致龍，常 成

(中航工業直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

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直升機復合材料波紋梁結構抗墜毀設計技術研究

盧致龍，常 成

(中航工業直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

復合材料波紋梁作為吸能元件，應用到直升機抗墜毀設計中，由于其在直升機設計中的重要性和復雜性，對復合材料波紋梁結構元件的研究在提高直升機抗墜毀性能方面仍是一個重點。從材料特性、波紋梁結構尺寸、薄弱環節的設置以及鋪層對吸能的影響等角度出發，闡述了波紋梁結構元件的設計思想以及設計之初需重點考慮的幾個方面，分析了誘角設置、鋪層等對提高比吸能能力的貢獻。

直升機；抗墜毀設計；復合材料；波紋梁

0 引言

復合材料一般是脆性材料，材料自身的能量吸收能力相對比較弱，碳纖維增強復合材料的失效應變是鋁合金的4%，能量吸收能力僅為鋁合金的2%左右[1]。復合材料結構吸能主要是依靠選用一些特殊的結構型式來實現，如波紋梁、開縫圓管、方管以及蜂窩結構等。根據國外相關研究，設計良好的復合材料結構元件的抗墜吸能效果優于鋁合金材料結構件。同樣幾何尺寸的試件試驗對比，每千克復合材料試件吸收的能量是鋁合金試件的2.7倍，每單位長度吸收的能量是鋁合金試件的1.33倍[2]，如圖1所示。因而，通過合理的復合材料吸能結構設計可以替代金屬材料滿足直升機上抗墜毀設計的需求，并達到減重效果。

圖1 材料比吸能能力對比圖

波紋梁結構作為典型的抗墜毀設計，在直升機抗墜毀結構設計中具有重要的使用價值，已經應用到國內外相關型號的直升機抗墜毀設計中。因此，研究波紋梁的設計技術對直升機結構的抗墜毀設計具有重要意義。

1 波紋梁結構型式

“波紋形”復合材料梁作為目前直升機下部機身復合材料抗墜毀結構中的重要抗墜毀元件，其構型為類正弦波腹板與上下緣條結合型式，由于其法向剛度好，有利于在其上面安裝其他系統件，以及連接性較好等優點，在工程實際中應用較多，目前國內外已有波紋梁吸能能力試驗研究的相關報道[3-5]。典型的波紋結構型式及波紋梁型式如圖2、圖3所示。

圖2 波紋結構型式

2 復合材料波紋梁吸能特性概述

復合材料的力學性能比較復雜，失效形式多種多樣，導致影響復合材料結構吸能性能的因素很多，其吸能機理是通過發生多種形式的宏細觀損傷破壞來吸收能量，包括纖維折斷、屈曲，基體破碎，層間分離等。通常，設計中通過控制宏觀設計值來達到波紋梁的吸能要求，這包括波紋梁結構的幾何尺寸(如波紋梁結構中波長/幅值比、波長/高度比等)、鋪層角度及鋪層順序、誘發角大小及材料體系的選擇等對吸能的影響。

圖3 波紋梁結構型式

分析波紋梁結構的吸能特性，需要從以下幾個方面去權衡考慮：

1)峰值載荷，即結構在壓潰瞬間測出的最大載荷值。該載荷值的發生需保證乘員在載荷脈沖作用下可存活，例如，根據《Crash survival design guide》[6]相關描述，為保證95百分位乘員的可存活性，脈沖的峰值需控制在一定范圍內，在垂直撞擊吸能情況下，過載加速度不超過48g。

2)平均載荷，也稱為持續載荷。其相關脈沖描述表明，一定的脈沖時間段內平均載荷值不超過建議值，否則無法保障乘員的安全。

3)載荷效率，是峰值載荷與平均載荷的比值，當達到理想值1時，能量吸收效率最高。

4)行程，結構壓潰變形的位移。這受限于直升機機體結構空間。

5)能量吸收值EA(Energy Absorbed)，結構撞擊過程中吸收的總能量，數值上等于載荷-位移曲線的積分值，即EA=∫Fdl。

6)比吸能能力值SEA(Specific Energy Absorption)，為單位壓潰質量的復合材料所吸收的能量。復合材料結構的抗墜吸能能力可以用SEA來表達。

其中，ρ為結構材料密度，A為壓潰結構的截面積，l為壓潰位移。

總的說來，復合材料元件最直接的吸能能力參數，體現在峰值載荷、持續壓潰載荷(平均載荷)以及比吸能能力等方面，合理的抗墜毀吸能結構優化設計，應能使這些指標值滿足相關需求。

3 材料特性對吸能的影響

復合材料元件的細觀吸能機理包括：纖維斷裂、纖維屈曲、基體開裂、基體壓碎和層間脫粘(分層)等。不同復合材料的纖維、基體種類和體積比，以及粘膠量多少對材料吸能能力有不同的影響。但需要指出的是，纖維和基體各自的優異性能并不能簡單疊加增加復合材料結構的吸能能力，只有二者的性能匹配良好，才能獲得最佳的吸能能力。

3.1 復合材料波紋梁破壞形式

對于復合材料來講，破壞模式有如下幾種類型：

1)整體壓潰(包含部分局部失穩)，見圖4。

2)分層后纖維布堆疊破壞。

3)纖維布分層后撕裂、折斷，見圖5。

圖4 整體壓潰(局部失穩)

圖5 纖維布分層后撕裂，折斷

綜合考慮復合材料波紋梁吸能特性，可預見波紋梁壓潰的理想狀態表現為穩定漸進的脆性斷裂破壞模式。薄弱環節首先被壓碎而形成壓潰區，隨后試件進入穩定壓潰階段。

3.2 增強纖維的影響

在同種樹脂基體的情況下,不同材料性能與纖維排列方式會導致結構的失效模式和吸能性能有很大的差別。對于鋪層結構的壓潰過程，0°鋪層，主要受壓縮和彎曲載荷；90°鋪層主要受由于結構開裂而產生的拉伸載荷；45°鋪層主要受拉壓載荷；而90°和45°纖維在拉壓載荷作用下失效，進而產生斷裂。

對于文獻[7]所述的試驗情況，作如表1的材料體系對比，T700的0°鋪層在彎曲載荷作用下沒有彎斷，而是隨著壓縮行程的增大向上翻卷，在拉壓作用下斷裂的90°和45°鋪層則夾雜在0°鋪層中一同向上翻卷；而T300在彎曲載荷作用下逐漸彎曲斷裂，在拉壓作用下斷裂的90°和45°鋪層與0°鋪層一起脫落，形成鱗片狀或羽毛狀碎片。試驗結果表明，同種樹脂基體的情況下，纖維含量高的，縱向壓縮強度和壓縮模量高，要提高壓縮結構縱向壓縮性能，可增加縱向纖維數量，或調整鋪層角度，使纖維盡量平行縱向。

表1 5288/T300與5228/T700性能對比

3.3 樹脂基體的影響

同種碳纖維做增強材料的情況下，一般是韌性好的樹脂吸能效果好，反映在吸能比值上就是吸能比值較高。抗壓潰性能越好，基體失效應變越大，結構越不容易發生層間破壞，相應地，吸能能力也要強。

4 復合材料波紋梁尺寸設計分析與研究

波紋梁元件，類似于正弦波形。鑒于實際生產中不易加工正弦波型波紋梁，擬采用三角波加倒圓角的形式代替正弦波，示意圖如圖6。

理論分析采用三角波分析，示意圖如圖7。

計算三角波的慣量矩Ix：

對于波紋梁結構，總體失穩條件可近似等效為等截面桿失穩的邊界條件。根據等截面桿在中心軸向壓縮載荷作用下的臨界應力方程(歐拉公式)，有以下曲線圖(圖8)。

圖6 模擬正弦波形 圖7 三角波示意圖

圖8 材料臨界應力σcr與桿件長細比L/ρ的關系曲線

圖8表示某種特定材料臨界應力σcr與桿件長細比L/ρ的關系曲線。圖中FC部分桿件屬于長柱范圍，以彈性彎曲失穩破壞。EF部分桿件屬于中長柱(L/ρ為20-60)范圍，以塑性失穩破壞。AB部分桿件屬于短柱范圍，以塑性壓縮破壞，其破壞應力可達桿件材料的壓縮強度極限σb。

在抗墜毀設計中，為了充分利用波紋梁材料的吸能能力，應設計合理尺寸使其發生壓潰破壞。這里以圖8曲線中的AB段作為設計滿足條件，使波紋梁結構件破壞發生在壓損區。

根據L/ρ壓潰區判別條件：

可得到：

其中，f2(A，ω，δ)為三角波計算面積：

則可以得到尺寸判別條件為：

若滿足波紋梁壓潰判別條件，則波紋梁進入壓潰失效區，波紋梁結構發生壓損破壞，否則有可能發生失穩后破壞。但這與薄弱環節的設計也有關系，若薄弱環節設計合理，使峰值載荷較低，也能避免在不滿足上述尺寸約束條件下的波紋梁結構尺寸發生失穩后破壞。

以下是某正弦波梁兩波件破壞過程中的撞擊瞬間圖片(該圖片從高速攝像中截取，拍攝角度為正面，拍攝范圍為全景)。其結構尺寸為：長296mm，寬50mm，高440mm，波幅14mm。超出尺寸約束范圍，且薄弱環節未匹配結構強度。導致試驗件發生失穩后破壞，最終試驗件完全破壞。

圖9 某正弦波梁兩波件破壞撞擊圖

5 薄弱環節研究

由于復合材料一般是脆性材料，如碳纖維增強復合材料的失效應變僅是鋁合金的4%左右，而能量吸收能力僅是鋁合金的2%左右，所以復合材料結構主要是通過結構件的優化設計來達到利用材料的壓損吸能的目的，而不像金屬材料結構主要是通過元件的屈曲失穩和材料的失效塑性變形來吸收能量。這要求復合材料波紋梁元件要有合理的破壞觸發機制，并通過合理的設計使復合材料結構以某種可控的形式發生破壞。這可以理解為設計某薄弱環節觸發復合材料件的失效，同時也可避免引起結構件在破壞時出現過高的峰值載荷，使傳遞到駕駛員身上的過載過大。具體反映到復合材料波紋梁結構設計中，可通過上、下端部過渡圓弧的半徑設計(端部誘角設置)、波紋梁端部厚度減弱(減少鋪層)及結構局部開槽或倒角的方法來實現。

這些設置的共同特點就是對結構局部的強度或剛度進行削弱，這種削弱對碰撞吸能是必須的。從前人所做的研究發現，復合材料結構元件或結構基本上都需要設置薄弱環節，來控制復合材料結構的破壞過程，從而降低峰值載荷，提高結構的耐撞性。如果沒有設置有效的薄弱環節，將會導致復合材料結構在碰撞時峰值載荷過高，可能使結構產生非穩定破壞，導致復合材料結構基本上不吸收能量。理想的引發機制，要求其尺寸小，盡量減少對結構整體性能的削弱，且能盡量減少峰值載荷，使得平均載荷和峰值載荷盡量一致，并降低對駕乘人員的沖擊。

如圖10、圖11，在復合材料結構的薄弱環節設計成結構兩端與凸緣之間小圓弧過渡形式，可以保證結構的初始破損從端部開始。

圖10 局部減少鋪層

圖11 端部誘角值

5.1 誘角值設計大小對波紋梁壓潰吸能的影響

R 角的設計值大小與破壞時的峰值載荷大小有直接關系。

R值過大，試件過于容易壓潰，導致靜強度不足，而且其后產生了二次峰值載荷；破壞機理為類分層破壞，產生的現象是初始峰值載荷較低，產生高的二次峰值載荷，與層間剝離強度接近。

R值過小，導致峰值載荷過大，使傳遞到駕駛員身上的過載過大。破壞機理為材料壓損破壞，出現一次過高的峰值載荷。

對于誘角設計合理的波紋梁元件，理想的結果是峰值載荷等于平均載荷，這可以使能量吸收率達到最高，同時使傳遞到直升機駕駛員身上的過載值降低。但實際中難以嚴格做到峰值載荷與平均載荷比值為1，實際載荷-位移工況圖接近圖12所示。

圖12 波紋梁撞擊載荷-位移工況圖

從圖12中可以看到，在壓潰的初始階段，載荷和位移基本成線性關系；當載荷達到峰值以后，壓潰區形成，載荷迅速下降；隨后載荷呈鋸齒形波動。

5.2 誘角值數值模擬研究

誘角值的不同對復合材料波紋梁吸能能力的影響也不一樣，基于Dytran仿真分析[8]，用數值方法分析五種誘角值：R=0(沒有設置薄弱環節)，R=1.5mm，R=2.5mm，R=3.5mm和R=4.0mm。計算發現，不同的誘角值設置對三種波紋梁的破壞過程、峰值載荷、平均載荷及吸能能力的影響不同。下表2是不同誘角值波紋梁破壞時的峰值載荷。

表2 不同誘角值波紋梁破壞時的峰值載荷

由于復合材料鋪層結構的纖維層軸向強度比層間強度高出很多，因此很容易在層間引發分層失效。在誘角值小的情況下容易發生壓潰失效，而誘角值大的情況下容易發生層間剝離破壞。

從上表數據可以看出，彎矩W1=1.5*38.7近似等于W2=2.5*24.8，W3=3.5*5近似等于W4=4*3.8。可以理解為R為1.5、2.5時波紋梁出現的是材料壓潰失效，R為3.5、4時出現層間剝離破壞。

6 鋪層對波紋梁吸能的影響

合理的復合材料鋪層順序優化，可提高其比吸能能力。鋪層角度的不同一定程度上影響了結構的能量吸收能力。

在撞擊過程中，對于0°鋪層，主要受壓縮和彎曲載荷影響而失效，當纖維鋪設角度在45°左右時，受剪切力作用，主要發生純剪切斷裂模式。90°鋪層主要受由于試件開裂而產生的拉伸載荷。此外，在相同鋪層角度相鄰的地方，由于層間應力比較大，在相同鋪層之間容易產生明顯的分層，這種層間分離對提高波紋梁結構的比吸能能力是不利的。

對于工程上用得較多的碳纖維-環氧樹脂復合材料波紋梁，外層玻璃纖維的鋪放層數對波紋梁的拉伸強度有影響，當玻璃纖維放置在外層，且達到一定的含量，材料的拉伸強度最好。但由于玻璃纖維延展性強于碳纖維，當波紋梁受撞擊壓縮時，壓縮強度主要取決于碳纖維的層數。因此，外層的玻璃纖維起的是增強穩定性的作用，對吸能影響較少。

7 結論

抗墜毀元件設計應用與直升機抗墜性能好壞有密切關系，本文著眼于提高波紋梁的抗墜毀吸能能力，理論上預見波紋梁以穩定壓潰而吸能效果最好。為使波紋梁穩定壓潰，需考慮尺寸滿足判別條件、薄弱環節設置合理等因素的影響。本文的分析研究為波紋梁元件設計提供了理論指導，對直升機抗墜毀設計具有重要意義。

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Study of Helicopter Composite Wave Beam Structure Anti-Crash Design Technology

LU Zhilong, CHANG Cheng

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001,China)

Composite wave beam has been used in helicopter anti-crash design as endergonic component. Studying composite wave beam structure component is still a pivot on developing helicopter anti-crash capability aspect, as its essentiality and complexity in helicopter design. This paper set out from material characteristic、wave beam structure dimension、weakness tache setting and layer in effect on energy absorption aspects, expatiated wave beam structure component design pensee and some aspects on design begin. Analyzed inducement angle and layer contribute to advance energy absorption capability.

helicopter；anti-crash design；composite；wave beam

2014-10-16

盧致龍(1989-)，男，江西贛州人，碩士研究生，主要研究方向：直升機結構設計。

1673-1220(2015)03-014-06

V229+.7

A