某型航空發動機反推平移門外筒風蝕前緣沖擊剪切的有限元模擬探究

王威，張小波，邱運朋

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某型航空發動機反推平移門外筒風蝕前緣沖擊剪切的有限元模擬探究

王威，張小波，邱運朋

（中國南方航空股份有限公司南航工程技術中心，遼寧 沈陽 110169）

民用航空器在停場檢修時，常會發現其發動機反推平移門外筒前緣處存在風蝕現象，層合結構出現明顯的分層和脫膠，嚴重時會出現纖維剝離和缺失。風蝕會嚴重降低層合結構的粘接強度，加劇分層和裂紋的擴展，對發動機的安全運行造成隱患。而風蝕邊緣抗沖擊剪切性能急劇下降，更容易造成損傷擴展，且難以通過實驗來進行觀察和測量，因此，用有限元模擬的方法加以探究。

航空發動機；風蝕現象；復合材料；有限元模擬

1 研究背景

1.1 復合材料層合結構的風蝕損傷

由于飛機結構構型的設計缺陷，風扇整流罩前緣和反推平移門前緣的復合材料層合結構會直接遭受到高速氣流的沖擊剪切和氣流中雜質的磨削，初期表現為防護漆層和密封層的裂紋、剝離與脫落，并使層合結構直接暴露于迎風面上；中期表現為層合結構間樹脂層的點狀凹坑，并逐漸連接成線，并向縱深方向進行擴展（纖維層較樹脂層機械性能更佳、剛度強度更大，因此損傷最先出現在樹脂層）；后期表現為脫粘裂紋的快速擴展以及纖維的彎折屈曲，并將進一步導致結構的失效[1-2]。

1.2 反推平移門的工作原理及主要工況

反推裝置由C涵道、擋板門和平移門構成，飛機降落時，通過平移門的后移拉動擋板門組件并漏出排氣格柵，攔截向后流動的高速外涵氣流，使其折返到格柵中向斜前方噴出，產生向后的強大阻力，協助飛機減速制動。但此時，飛機接近地面，地面砂石極有可能會被瞬時的高速氣流吸入裹挾并對平移門的前緣造成沖擊剪切，急速加劇風蝕區域的損傷演化，脫粘區域的碳層會立即發生一定角度的彎曲變形，快速拉扯相鄰的樹脂層使其剝落，甚至可能會出現碳纖維層的多層剝離[3-4]。

1.3 ABAQUS有限元分析的選取

由于風蝕區域的中期損傷較為隱蔽，風蝕對樹脂層的縱向損傷在1 mm以下，不易被及時發現和處理，在瞬時沖擊剪切時存在較大的風險隱患。然而風蝕表面的瞬時沖擊剪切難以通過具體的實驗來加以觀察、推測和驗證，因此，我們運用ABAQUS有限元模擬的方法來進行推演和分析。

2 有限元模型的建立

我們以現有的平移門待修件為樣本建立模型。部件維修手冊顯示，此處層合結構共有6層，均由同種預浸料鋪疊而成，鋪疊方向均為90°，我們以此為依據，設置好纖維層的鋪疊順序及纖維層的各項工程常數。為了獲取纖維層和析出樹脂層的厚度，我們利用制造/修理此層合結構的碳纖維環氧樹脂基預浸料進行堆疊、鋪層、固化，并切割打磨得到一個光滑平整的截面，置于激光顯微鏡下觀察，通過測量，得出碳纖維層厚度約為0.3 mm，析出的樹脂層厚度約為0.05 mm，層合結構截面顯微圖樣如圖1所示。

圖1 層合結構截面顯微圖樣

圖2 中期風蝕損傷

對前緣損傷評估發現，保護漆層和密封物已經剝離，層合結構間樹脂層出現缺失，并已連接成線，并向縱深方向進行了一定的擴展（外部3層樹脂均出現缺失，擴展深度分別為1 mm、0.5 mm、0.25 mm，擴展長度為30 mm），且未表現出纖維的彎折屈曲，為典型的中期風蝕損傷。中期風蝕損傷情況如圖2所示。樹脂層材料設置為拉伸類型，折算剛度計算后為3 000 MPa、1 500 MPa、1 500 MPa，采用最大應力損傷準則，并選取多階裂紋的損傷形式作為損傷演化的類型。網格類型設置為COH2D4：（4節點二維的粘接單元），沿厚度方向進行網格掃掠。風蝕前緣的有限元模型如圖3示。

圖3 風蝕前緣的有限元模型

沖擊剪切模擬了細小顆粒物擦風蝕邊緣而過，沖擊剪切點位于風蝕邊緣的脫膠層外側，方向向上，響應時間設置為5 ms，沖擊剪切載荷設置成三段式加載模式，即線性增長—保持震蕩—快速衰減三段，載荷最大設為500 N。如圖4所示，開始為線性接觸階段，沖擊顆粒與脫膠邊緣接觸并逐漸貼合，此時，沖擊顆粒接觸并擠壓脫膠邊緣，并造成層合結構及膠層的彈性變形；之后為損傷擴展階段，此時，層合結構不能繼續進行彈性變形，會以塑性變形和失效破碎來吸收剩余的能量，導致樹脂層的剝離脫膠和分層失效；最后為快速衰減階段，沖擊顆粒的能量耗盡，隨氣流快速滾落，沖擊力急速卸載。

圖4 沖擊剪切載荷隨時間的變化關系

該響應掀起了脫膠的碳纖維層下邊緣，并使得下邊緣圍繞脫膠點產生了彎曲，并進一步產生裂紋擴展并撕裂樹脂層（由于沖擊載荷值較低，纖維較樹脂剛度及剪切模量更大，并不足以對碳纖維本體產生強有力的沖擊損傷及塑性變形，因此為了簡便運算，不考慮其剛度退化及損傷演化）。

3 模擬結果及分析

我們從Mises等效應力、初始損傷判據（QUADSCRT）、剛度退化（SDEG）、位移時間曲線4個方面進行對比觀察。觀察圖5可得，隨著時間的推延，各脫膠點位置處的應力逐漸增大，并沿膠接面方向向縱深擴展，表層的應力集中現象最為嚴重，內層應力水平逐漸衰減，且損傷更為輕微。

初始損傷判據（QUADSCRT）在值小于1時，表現為無材料損傷，在值等于1時，表現為材料開始出現損傷。觀察圖6可得，隨著時間的推延，各脫膠點位置處逐漸開始損傷破壞，并沿膠接面方向向縱深擴展，損傷尺寸快速增加，沖擊結束時，1～3層膠接面損傷分別擴展7 mm，5 mm，4 mm，4～5層膠接面未出現明顯的損傷。

圖5 0 ms、1.5 ms、3 ms、5 ms時該模型的等效應力分布情況

圖6 0 ms、1.5 ms、3 ms、5 ms時該模型的初始損傷分布

剛度退化判據（SDEG）在值由0變正時，表現為材料開始出現一定的剛度退化，在值等于1時，表現為材料開始出現徹底的剛度退化并失效。觀察圖7可得，隨著時間的推延，各脫膠點位置處逐漸開始出現剛度衰減，并沿膠接面方向向縱深發展，剛度退化區域的尺寸快速增加，沖擊結束時，1～3層膠接面剛度完全退化尺寸分別為6.5 mm，3 mm，1.5 mm，4～5層膠接面只出現了極其輕微的剛度退化。

圖7 0 ms、1.5 ms、3 ms、5 ms時該模型的剛度退化分布情況

觀察圖8可得，沖擊剪切力與位移的關系，可以大致分為3個階段：①當位移處在0～0.15 mm范圍內時，為線性接觸階段，沖擊顆粒與脫膠邊緣接觸并逐漸貼合，此時，沖擊顆粒接觸并擠壓脫膠邊緣，并造成層合結構及膠層的彈性變形，并隨著位移的增長而迅速增長；②當位移處在0.15～0.4 mm范圍內時，為損傷擴展階段，此時，層合結構不能繼續進行彈性變形，會以塑性變形和失效破碎來吸收剩余的能量，導致樹脂層的剝離脫膠和分層失效；③當位移處在0.4～0.67 mm范圍內時，為快速衰減階段，沖擊顆粒的能量耗盡，隨氣流快速滾落，對結構的破壞效果驟減。

圖8 沖擊剪切力與位移的對應關系曲線

4 結論

在風蝕邊緣的沖擊剪切過程中，有如下結論：①各脫膠點位置處的應力逐漸增大，并沿膠接面方向向縱深擴展，表層的應力集中現象最為嚴重，內層應力水平逐漸衰減，且損傷更為輕微。②風蝕邊緣快速產生損傷破壞，并沿膠接面方向向縱深擴展，損傷尺寸快速增加，沖擊結束時，1～3層膠接面損傷分別擴展7 mm，5 mm，4 mm，4～5層膠接面未出現明顯的損傷。③風蝕邊緣逐漸開始出現剛度衰減，并沿膠接面方向向縱深發展，剛度退化區域的尺寸快速增加，沖擊結束時，1～3層膠接面剛度完全退化尺寸分別為6.5 mm，3 mm，1.5 mm，4～5層膠接面只出現了極其輕微的剛度退化。④當位移處在0～0.15 mm范圍內時，為線性接觸階段，沖擊顆粒與脫膠邊緣接觸并逐漸貼合，此時，沖擊顆粒接觸并擠壓脫膠邊緣，并造成層合結構及膠層的彈性變形，并隨著位移的增長而迅速增長；當位移處在0.15～0.4 mm范圍內時，為損傷擴展階段，此時，層合結構不能繼續進行彈性變形，會以塑性變形和失效破碎來吸收剩余的能量，導致樹脂層的剝離脫膠和分層失效；當位移處在0.4～0.67 mm范圍內時，為快速衰減階段，沖擊顆粒的能量耗盡，隨氣流快速滾落，對結構的破壞效果驟減。⑤民用航空器在實際運行維護過程中，需要對易風蝕區域勤加檢查，及時處理，避免風蝕邊緣受到剪切沖擊載荷的作用而迅速演化，造成航空器的延誤及停場。

［1］張唐領，李中柱.波音737飛機垂尾高頻天線前緣風蝕的預防與修理［J］.航空維修與工程，2016（11）：101-103.

［2］舒冠華.多相流下風機葉片復合材料力學性能及沖刷磨損行為研究［D］.烏魯木齊：新疆大學，2015.

［3］虞浩清，龔友根，劉愛平.民用飛機迎風面復合材料構件的風蝕損傷及維修［J］.腐蝕與防護，2011，32（8）：661-663.

［4］王迪，張正禮.淺談民用飛機尾翼前緣結構設計［J］.科技視界，2017（12）：202.

〔編輯：嚴麗琴〕

2095－6835（2018）19－0069－03

TG174.4

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10.15913/j.cnki.kjycx.2018.19.069

王威，高級工程師，主要從事民用航空結構維修研究。