某直升機復合材料槳葉疲勞試驗提前失效分析

陶憲斌+曾玖海+沈亞娟

摘 要：某直升機旋翼槳葉疲勞試驗考核中發生蒙皮斷裂，壽命遠低于設計要求。分析表明蒙皮模壓質量、泡沫對接縫對蒙皮應力影響較小，不足以造成槳葉疲勞試驗的提前失效。通過有限元模擬發現蒙皮厚度不均勻導致的應力集中是疲勞試驗提前失效的主要原因。采用改進后的旋翼槳葉完成另外兩件疲勞試驗。依據有限元分析計算出應力集中系數，結合第一件試驗結果得到的疲勞極限與第二件、第三件疲勞試驗的疲勞極限基本吻合。從試驗、計算兩方面均證明結構應力集中是疲勞試驗提前失效主要原因。

關鍵詞：旋翼槳葉；疲勞試驗；有限元；應力集中

1 概述

旋翼槳葉作為直升機的關鍵部件，在直升機定型前必須進行疲勞試驗驗證[1]。通常情況下，試驗目的有兩個：一是通過試驗獲得槳葉的疲勞特性，為槳葉的壽命評定提供試驗依據。二是通過試驗獲得槳葉疲勞破壞模式，以便后續改進結構及細節設計。對于旋翼槳葉試驗失效判定采用以下兩種標準[2]：

（1）試驗件考核部位出現裂紋、分層、開膠。

（2）試驗件剛度下降至不能恢復到原來的載荷。

某型直升機旋翼槳葉第一件疲勞試驗時按疲勞試驗載荷進行至29萬次循環時，槳葉上表面出現裂紋，如圖1所示。

通過疲勞分析計算，該狀態旋翼槳葉為200小時壽命，遠未達到某型機設計定型壽命要求。

對該裂紋區域解剖后進行檢查，結果如下：

（1）裂紋位置為根部段泡沫與翼型段泡沫對接位置，對接縫沒有明顯過大現象。

（2）根部段泡沫為細孔，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，內部鋪層褶皺。

2 蒙皮模壓質量影響分析

通常情況下，模壓壓力主要影響槳葉的外觀規整性。壓強較低時，樹脂不能充分流動，樹脂中的氣泡不能充分排出，槳葉的規整性不好，力學性能有所下降；壓強較高時脫模困難，容易使槳葉在脫模過程中產生損傷，影響槳葉的力學性能。試驗件槳葉在制造過程中，采用的是一體化成型工藝，模壓壓強不會有太大的差異。通過目視檢查可以得到剖壞剖面附近蒙皮表面質量沒有異常，在槳葉脫模過程中也沒有出現脫模困難的情況發生，這兩點說明槳葉在模壓成型過程中沒有模壓壓強過小或者過大的質量問題。造成蒙皮厚度不一致主要是由泡沫造成的。破壞剖面為泡沫對接縫位置，靠近根部段泡沫為細孔泡沫，靠近翼型段泡沫為粗孔泡沫，由于泡沫性質不同，槳葉鋪層在成型過程中模壓壓強存在略微差異，造成對接縫兩側槳葉蒙皮模壓質量有所不同。蒙皮在槳葉模壓成型過程中，細孔泡沫提供的模壓壓強大，蒙皮含膠量低，造成靠近根部段蒙皮薄；粗孔泡沫提供的模壓壓強小，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的全復合材料結構，蒙皮復合材料主要由纖維和樹脂機體構成[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體承載[4]。破壞剖面兩側蒙皮模壓質量不同主要是含膠量的不同，即樹脂機體含量不一致，槳葉鋪層纖維總量并沒有變化。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有變化的情況下，模壓質量對蒙皮的力學疲勞性能的影響不大[5]。并且破壞剖面產生在蒙皮厚度不一致的對接面，兩側蒙皮未破壞。因此破壞剖面兩側蒙皮吸膠量、模壓質量不一致并不是造成疲勞試驗提前失效的主要原因。

3 泡沫對接影響分析

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

破壞剖面位于根部細孔泡沫與翼型段粗孔泡沫的對接位置，需對泡沫對接縫的影響進行分析，針對破壞剖面建立有限元模型進行定性分析驗證。考慮到復合材料旋翼槳葉建模的復雜性，有限元模型需要一定的簡化。蒙皮用殼單元模擬，大梁帶及泡沫用實體單元模擬，約束及加載方式見圖3。

分別計算了有泡沫填充和無泡沫填充的破壞剖面應力結果如圖4、5所示：

分析結果表明，有泡沫填充的槳葉剖面應力為143MPa，無泡沫填充的槳葉泡面應力為145MPa，無泡沫填充狀態下的槳葉剖面應力比有泡沫填充的剖面應力提高約1.4%。因此可以得到泡沫對接縫的存在，會造成應力水平有所提高，但提高作用有限，不足以造成槳葉疲勞試驗的提前失效。

4 結構應力集中影響分析

雖然槳葉破壞剖面區域表面蒙皮質量沒有異常，但兩邊泡沫孔大小不同、過盈量不匹配導致在泡沫對接位置蒙皮的厚度、含膠量、模壓質量突變，泡沫對接位置鋪層皺褶，影響了載荷傳遞，可能引起應力集中。

應力集中系數反應出結構應力集中水平，是一個比1大的系數，應力集中的地方是結構疲勞強度的薄弱的地方，任何結構和機械零件幾乎都有應力集中，應力集中系數是用名義應力法計算疲勞壽命的基礎。通常情況下取某一截面的最大應力？滓max和同一截面的平均應力？滓之比即為應力集中系數。如下所示：

獲取應力集中系數Kt通常有四種方法：實驗方法；工程圖表法；經驗公式法及有限元法[7]。

（1）實驗方法獲取的Kt和其他方法相比都更可靠、精確，可是因為耗資、耗時，和試驗設備等限制條件的影響，使得通過實驗方法得到的應力集中系數很難實現。

（2）按照結構的具體參數，在工程手冊中直接查取應力集中系數Kt，這是目前最普遍的方式。工程手冊中的圖表是依據大量的試驗直接獲得的，這樣得來的數據結果可信度較高。可是因為缺乏數據資源，可供參考的只有簡單的結構形式。對于不同結構和復雜受力方式的結構缺少合適的參考圖表可用，而且手冊中的數據圖表反映不出全部的實際情況。

（3）經驗公式是工程技術人員依據實際的工程，對于簡單的結構形式，通過曲線擬合、插值和數學手段進行建構的。這種方法使得查表過程更簡單，使用時比較簡便。可是工程實際能使用的經驗公式資源很少，存在人為誤差，具體應用時有一定的局限性。

（4）有限元方法補救了上述方法的不足，不受結構形狀、受力狀態的制約，通用、準確、可靠、省時、省力、節省費用。由于有限元計算方法的建立和不斷完善，利用有限元方法計算應力集中系數變得越來越接近實際結構。

考慮到復合材料槳葉有限元建模的復雜性，采用簡化計算模型對破壞部位的應力集中進行模擬。槳葉蒙皮主要承受拉載荷，因此采用平板拉伸模型進行模擬。

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

將平板的右端面設置為全約束，左端面施加大小為100N的拉力載荷，同時為消除附加彎矩影響對下端面采取對稱約束。通過有限元計算并排除加載端影響，得到如下應力云圖：

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

由有限元結果可以得到，應力集中是疲勞試驗提前破壞的主要原因。

5 試驗及計算驗證

針對1100剖面失效原因，泡沫廠家對旋翼槳葉泡沫進行了調整，將根部段的細孔泡沫調整為粗孔泡沫，翼型段保持原來的粗孔泡沫。同時對泡沫配方進行優化和改進，并對加工工藝進行微調，改善泡沫過盈量不匹配造成的蒙皮厚度差，避免應力集中。改進后的旋翼槳葉完成第二件、第三件疲勞試驗，兩件試驗件均完成兩級載荷共計150萬次循環。通過槳葉應力分析軟件計算得到槳葉5種材料的疲勞極限[7]，結果如表1所示：

經計算改進后的旋翼槳葉疲勞壽命已達到6000小時以上，達到了某型機定型壽命要求。

第一件疲勞極限計算及考慮應力集中后的疲勞極限如表2所示，考慮應力集中后疲勞極限與第二件、第三件平均疲勞極限對比見圖8。

疲勞極限對比可以看出，第一件考慮應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提前失效是由于應力集中的影響使得應力升高，達到結構本身的疲勞極限后而發生的疲勞破壞。

6 結束語

綜上所述，通過對蒙皮模壓質量、泡沫對接縫、結構應力集中影響分析，最終確定結構應力集中是造成旋翼槳葉疲勞試驗提前失效的主要原因，并通過試驗及計算獲得了驗證。

應力集中在槳葉疲勞強度計算時往往是我們所忽略的，對飛行安全造成了一定的潛在風險。因此，在后續槳葉設計工作中，要盡量避免對接縫兩端泡沫屬性不一致而導致的蒙皮的厚度、含膠量、模壓質量突變，減少應力集中現象的出現。

參考文獻

[1]楊乃賓，倪先平.直升機復合材料結構設計[M].北京：國防工業出版社，2008，11.

[2]孫濤，劉偉光，曾玖海，等.某復合材料旋翼槳葉疲勞試驗提前失效模式分析及改進[J].直升機技術，2011（02）：60-64.

[3]樊在霞，張瑜.GF/PP復合紗針織物預型機件熱壓成型的壓力對復合材料拉伸強度的影響[J].玻璃鋼/復合材料，2004（3）：36-37.

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[5]趙鵬飛，趙景麗，何穎.成型壓力對自粘性預浸料復合材料性能的影響[J].玻璃鋼/復合材料，2010（4）：65-67.

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