倒錐連接形式復合材料槳葉根段強度評估初探

奚佳凱

( 中航工業直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

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倒錐連接形式復合材料槳葉根段強度評估初探

奚佳凱

( 中航工業直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

此文作為一個初步探索，主要是對一種槳葉根部段進行強度分析。通過有限元建模分析、網格劃分、繪制應力和變形云圖及試驗結果對比，首次對這種槳葉根部段進行強度評估。數值計算結果與試驗結果對比分析顯示，數值計算結果與試驗結果基本吻合，數值計算結果真實有效，同時初步認定該結構具有較好的靜強度。

新型槳葉；有限元；強度評估；牽引力模型

0 引言

目前國內直升機現有和在研的復合材料旋翼槳葉根部大多采用傳統雙銷的連接形式。這種連接形式的槳葉結構設計時，翼型段的幾何參數是總體確定的，如槳葉的弦長、展長、翼型及其翼型配置、幾何扭轉、弦長分布等。而槳根段的幾何參數，包括槳葉與槳轂連接的襯套孔距、孔徑和大梁帶尺寸等參數，要根據槳根的載荷和疲勞特性要求，通過結構和強度分析來確定。

雙銷接頭廣泛用于國內外各種型號的直升機槳葉上，而且由于槳葉接頭剖面的結構復雜性和受載嚴重性，國外直升機公司在設計槳葉根部時是非常慎重的，相當噸位的直升機，一般都不太改變已有的成熟槳根構型設計，這樣可以降低槳葉的研制風險。所以4噸級的“海豚”槳葉和2噸級的“小松鼠”槳葉采用了一樣的槳根接頭設計技術[1]。

目前，傳統雙效接頭技術已經比較成熟，能夠在多種類直升機上正常工作，但是當直升機的旋翼尺寸較大時，如果采用傳統雙銷的結構，大梁帶可能難以承受如此高的壓縮強度。本文討論一種接頭形式，這種槳葉接頭之前一直在大型螺旋槳槳葉中使用，特別是在風機葉片中使用較為廣泛。與傳統的雙銷接頭相比，本文介紹的該種接頭主要由金屬接頭、膠膜、展向大梁帶、蒙皮和橫向纏繞大梁帶組成，其中展向大梁帶、蒙皮和橫向纏繞大梁帶組成了復合材料鋪層區域，復合材料鋪層區域與金屬部分通過膠膜相連。而傳統雙銷接頭主要由金屬襯套、根部堵蓋、接頭填塊、纏繞大梁帶、填充和蒙皮等構成，傳統雙銷接頭結構外形圖如圖1所示。

圖1 雙銷接頭示意圖

1 接頭構型介紹

槳葉根部接頭剖面鋪層示意見圖2。

1) 槳葉采用橢圓倒錐形梳狀接頭，梳狀部分通過兩根槳葉銷與槳轂相連；

2) 槳葉的錐形部分形成一個倒楔形，整個橢圓面延展向鋪放的大梁帶形成大梁；

3) 在槳根處用大梁帶橫向纏繞加強。

圖2 槳葉根段構型示意圖

2 槳根計算方式

槳葉根部考核及分析主要是通過使用ABQUES有限元分析軟件對槳葉根部段進行應力應變計算分析。

分析步驟如下：①金屬梳狀接頭和復合材料建模；②對金屬和復合材料屬性進行定義；③施加載荷；④定義邊界條件；⑤對部件分別劃分網格；⑥提交計算。

由于金屬梳狀接頭和復合材料直接通過粘膠的方式連接，同時考慮這層膠的厚度很薄，在對這層膠進行建模的過程中使用了ABAQUS中的牽引分離建模方法。

同時，為了驗證計算結果，我們設計了一個靜強度試驗，給試驗件施加與計算相同的載荷，對比軟件計算結果和試驗結果來對結構強度進行分析。

2.1 建模

對金屬梳妝接頭和復合材料分別進行建模，可以使用ABAQUS軟件自帶的建模工具，也可以在其他CAD/CAE建模軟件中將模型建好再導入到ABAQUS中。

2.2 對金屬和復合材料屬性進行定義

對金屬和復合材料進行屬性定義，主要定義材料的彈性、密度等基本信息，復合材料還需要考慮纖維的各向異性問題。

2.3 施加載荷

對模型施加離心力、揮舞方向和擺振方向的彎矩，載荷大小如表1所示。

表1 軟件計算載荷

2.4 定義邊界條件

對金屬梳妝接頭0剖面位置進行六個方向的綁定約束，其中考慮粘膠對金屬和復合材料接觸位置起到的強化固定作用，對膠結這一特殊結構使用牽引分離建模方法進行定義。

2.5 牽引分離建模方法[2]

基于牽引分離的建模，模擬厚度可以忽略的膠，通常用于復合材料中的綁定界面建模。膠的材料特別薄，甚至被認為是零厚度(圖3)。

在這種情況下，膠材料的宏觀性能并不直接同問題相關, 有關的問題必須利用斷裂力學來解決，比如斷裂釋放能量。粘結單元建立初始載荷、損傷以及損傷進展，最后導致界面破壞。

我們可以使用粘結單元來模擬裂紋的擴展。但是，此模型不需要有初始的裂紋，裂紋是由計算得到的。裂紋嚴格從粘結單元處擴展，不影響周邊的材料。

使用牽引力模型來模擬膠材料需要對膠的屬性進行定義，其中包括了三個方向上的強度指標，包括垂直于膠結平面的拉伸強度和兩個平行于膠結平面的剪切強度。

除了膠結的強度指標外，還需要定義膠材料抗損傷的材料屬性，如圖4所示。

圖3 牽引力典型建模

圖4 膠結的抗損傷材料屬性

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這個時候膠材料的損傷啟動。

當膠材料的損傷啟動以后，應力對膠材料有一個線性損傷演化的過程，演變過程如圖5所示。

圖5 膠結的材料損傷演變屬性

當膠材料任意一個方向上的應力超過了塑性范圍內的最大值，隨著位移的增大，應力減小。如果這個時候載荷下降，膠材料的剛性下降，應力和位移應該由虛線下降；當載荷再次增大的時候，應力和位移應該由剛性下降后的路線上升。

2.6 網格劃分

完成建模以后我們需要對模型進行網格劃分，分別對金屬梳妝接頭和復合材料進行網格劃分，劃分好的網格如圖6所示。

圖6 網格模型

2.7 提交計算

將劃分完網格的模型進行提交計算，得到最后的應力云圖。

2.8 應力分析

結構整體應力情況見應變云圖(圖7)。

金屬接頭的總應力云圖顯示，金屬材料接頭前段即接頭與槳葉銷連接部位應力較小，金屬接頭的前段即接頭與復合材料膠結部位的應力值較大，其中尤其以50剖面附近的應力值偏大，最大值為231MPa。

金屬材料接頭強度分析：靜強度分析中取安全系數為1.5。

金屬材料接頭的極限應力：

σult=(σs+σd)×1.5

靜強度裕度：

M.S.

金屬材料的強度極限：σb=895MPa.

經過計算,金屬材料接頭在拉彎試驗載荷加載的情況下，接頭的靜強度裕度為158%,金屬接頭在拉彎試驗載荷加載的情況下靜強度較大。

圖7 整體應力云圖

復合材料鋪層應力云圖如圖7b所示。我們可以觀察到，應力最大值點位于150剖面上，最大值為34MPa。

復合材料鋪層靜強度分析：靜強度分析中取安全系數為1.5。

重型直升機主槳葉臨界剖面材料的極限應力：

σult=(σs+σd)×1.5

靜強度裕度：

M.S.

通過觀察，我們得知應力最大值點位于蒙皮中的玻璃布區域，其中玻璃布的安全極限強度Rm-kq=266MPa.

經過計算，復合材料鋪層在拉彎試驗載荷加載的情況下，復合材料鋪層的靜強度裕度為421%,復合材料鋪層在拉彎試驗載荷加載的情況下靜強度較大，滿足強度條件[3]。

2.9 靜強度拉彎試驗

我們通過對槳葉根段進行拉彎靜力試驗來驗證這種槳葉根段結構的合理性及可靠性。試驗件如圖8所示。

圖8 槳葉根段試驗件示意圖即貼片位置

對試驗件施加與軟件計算相同的載荷，其中：離心力指向槳尖為正；揮舞彎矩是使槳葉的上表面受拉為正；擺振彎矩是使槳葉的前緣受拉為正。

在試驗進行的過程中，當加載到計算載荷100%時，試驗件未破壞，并且未見到明顯裂紋，加載到計算載荷的200%時，試驗件未破壞，試驗結束。

最后采集到的試驗數據中包含了試驗件在各剖面的應變值，即在加載揮舞彎矩和擺振彎矩作用下揮舞方向和擺振方向上的應變值大小。通過比較試驗和軟件計算得到的各剖面的應變值，可以在整體上比較數值模擬是否與試驗相接近，有限元模型是否正確。

將125剖面模型計算得到的試驗應變值與試驗應變值進行比較分析,應變比較值結果見表2、圖9、圖10。

從模型計算應變值和試驗應變值對比中我們可以看出，模型應變值和試驗應變值大致相等，反映出模型計算的真實有效。

表2 125剖面試驗和數值應變比較

圖9 揮舞應變值對比圖10 擺振應變值對比

3 結 論

本文通過有限元軟件計算和靜強度拉彎試驗來對這種新型結構進行強度評判。在有限元軟件應力應變云圖中，復合材料應力較大。在靜強度拉彎試驗中，金屬材料的應力最大值位于圓筒接頭跟端位置，最大值為231 MPa，考慮該處可能存在應力集中問題，所以該位置應力較大。復合材料的應力最大值位于150剖面，應力最大值為37.9MPa，結構靜裕度較大，滿足靜強度要求。

該結構的靜強度拉彎試驗采用了與有限元計算軟件相同的載荷，試驗過程中未發現試驗件存在強度問題。為了進一步驗證結構強度，對試驗件加載了計算載荷200%的試驗載荷，試驗過程中未發現強度問題，試驗結束以后試驗件未破壞。

通過有限元計算結果和試驗結果，我們可以發現，該種結構在承受離心力、揮舞彎矩和擺振彎矩載荷的情況下，應力水平較小，能夠較好地滿足靜強度要求。

本論文通過對一種槳葉根部段進行強度評估，依次對其進行有限元建模，定義材料屬性，定義邊界條件，劃分網格，繪制應力云圖，最后與試驗結果進行對比分析，對這種槳葉根部結構進行了一種強度上的首次分析。通過這次分析，我們了解到這種結構在拉彎靜載荷下有著較好的強度狀況,該結論同時可以為這種槳葉根部段以后的設計和使用提供參考。但是根據目前的數據我們也只能認為它在這種載荷情況下強度較好，如果要將這種槳葉根部段投入設計和使用，我們還需要對這種構型在承受扭轉載荷或者同時承受多種載荷的情況進行分析和試驗驗證，另外還需要對其疲勞壽命情況進行試驗和分析，這些工作還有待于今后繼續研究。

[1] 方永紅.復合材料槳葉根部設計[D].景德鎮:中國直升機設計研究所,2002.

[2] Rioa G, Laurent H, Bles G. Asynchronous interface between a finite element commercial software ABAQUS and an academic research code HEREZH[J].Advances in Engineering Software.2008,39(12).

[3] 穆志韜，曾本銀．直升機結構疲勞[M]．北京：國防工業出版社，2009.

Inverted Cone Connection Form Composite Propeller Blade Root Strength Assessment

XI Jiakai

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

In this paper ,we used the finite element modeling ,meshing，drawing stress patterns and the experimental results compared to assess the strength of a typical new roots of blade .According to the results of numerical calculation and test result of contrast analysis showed that the calculation result and experimental results were basically consistent, real and effective computing results. The results showed that the structure has good static strength.

new blade；finite element；strength assessment；traction separation based

2015-04-13

奚佳凱(1989-)，男，江西景德鎮人，碩士研究生，主要研究方向：直升機強度設計。

1673-1220(2015)03-020-05

V215.2

A