某型直升機全尺寸尾段結構強度試驗破壞分析

顧文標，查丁平，鄒 靜，虞漢文

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

0 引言

某型民用直升機采用單旋翼帶尾槳式構型，其中尾槳布置在尾段結構垂尾的上端部。該型機的尾段包含尾梁、平尾和垂尾三部分，由雙面鋁板內襯紙蜂窩的夾層框梁結構組成，外兩層鋁面板的厚度0.2～0.8mm，中間為Nomex蜂窩，面板與蜂窩之間采用Redux 322膠粘接為一體，中溫固化。飛行中尾段主要承受平尾升力、垂尾氣動力、尾槳拉力和升力、慣性力等載荷，受力情況復雜，一旦出現破壞將直接影響飛行安全。

按照適航FAR/CCAR27/29.571條的要求，涉及飛行安全的直升機關鍵結構必須通過全尺寸強度驗證來證明：由于疲勞(考慮到環境的影響、內在的離散缺陷或意外的損傷)所造成的災難性事故是可以避免的。尾段作為直升機的關鍵結構，工程上一般采用全尺寸的結構試驗來驗證設計是否符合適航條款的要求。

該型機尾段強度驗證試驗時，在一件試驗件開展靜強度、疲勞強度和缺陷容限特性的驗證。為滿足適航條款的要求，設計了以下試驗程序[1]：

1)在試驗件上預制初始缺陷；

2)高溫環境下限制載荷靜強度試驗(飛行和著陸工況)；

3)對應20000飛行小時(一個生命周期)的疲勞試驗(室溫環境)；

4)高溫環境下1.1倍極限載荷靜強度試驗；

5)修復結構損傷及增加目視明顯可檢損傷(CVID)，進行10000飛行小時疲勞試驗(室溫環境)(研究性試驗，非設計考核內容)；

6)高溫環境下1.2倍極限載荷靜強度試驗；

7)高溫環境下飛行工況靜強度試驗，直到破壞。

試驗中當進行到第4階段高溫環境下的1.1倍極限載荷靜強度試驗時，尾梁出現破壞，未達到試驗驗證預期。本文從理論計算、試驗測量、工藝檢查等角度對結構提前破壞的原因進行分析，為完善結構設計提供依據。

1 試驗現象描述

高溫環境下尾段的1.1倍極限載荷試驗共兩個工況：著陸和飛行。試驗載荷如表1所示。

試驗首先進行表1所示的載荷工況2(X420MDTF)，完成1.1倍極限載荷后，試驗一切正常。試驗過程中試驗件無明顯的響聲出現。

隨后進行1.1倍載荷工況1的試驗。按照試驗程序，試驗先完成了100%限制載荷試驗，保載30s，卸載到0。經對測試數據檢查，在100%使用載荷下，垂尾最上端的y向變形量與完成20000h疲勞試驗前的尾梁變形相當。據此判斷試驗件正常，開始0到165%限制載荷的載荷施加。當試驗進行到130%限制載荷時，尾梁突然失效，加載應急系統啟動，迅速卸載，試驗終止。整個試驗過程中試驗件直至破壞均未發出明顯的響聲。

表1 倍極限載荷

2 破壞試驗件檢查

拆除試驗件外表面覆蓋的加熱毯，待試驗件溫度恢復到室溫后，對試驗件的各個區域特別是破壞部位進行了目視檢查。從外部看，尾梁左側蒙皮和尾梁上平臺發生失穩破壞，破壞區域位于尾梁的中部。從尾段試驗固定端查看尾梁內部，與外部破壞對應的內蒙皮同樣出現失穩。失穩貫穿尾梁的上下結構，與航向呈現明顯的45°夾角，試驗件的其它區域無異常，屬于扭轉剪切破壞模式(見圖1)。

圖1 尾梁左側蒙皮內外面板、上平臺破壞圖

3 破壞原因分析

3.1 試驗載荷與飛行載荷

該型機尾槳布置在尾段的垂尾上部，尾槳產生的側向拉力和垂向升力通過尾梁與旋翼的反扭矩和彎矩平衡。此外，結構的慣性載荷也作用在尾梁上，即尾梁飛行中呈彎、扭、剪復合受載狀態。表2為尾梁8框對應試驗載荷與飛行載荷的力和彎矩。

從表中可以看出，8框截面的試驗載荷中，Mx略大于飛行值，My大于飛行值，但相對于Mz來說，My是小量，因此整體上尾段試驗載荷與飛行載荷在量級上基本相當。

表2 試驗載荷與實際載荷對比

3.2 應力對比分析

為了驗證試驗載荷下的尾段結構與真實飛行中的尾段結構應力水平及應力分布相當，建立了兩種有限元模型進行對比分析。第一個模型為全機身有限元模型，涵蓋全機結構，施加全機平衡載荷。第二個模型為試驗結構有限元模型，只包含尾段，模擬試驗安裝的邊界約束條件，施加試驗載荷。

尾梁左側蒙皮破壞區域內、外面板的總體有限元模型和試驗有限元模型應力對比見圖2。從計算結果看，全機模型外蒙皮最大計算應力為-234.6MPa，內蒙皮-209.8MPa；試驗模型外蒙皮最大計算應力為-253.5 MPa，內蒙皮-234.3 MPa。即尾梁破壞區試驗時的載荷工況較飛行時略為嚴酷(應力比外蒙皮為1.08，內蒙皮為1.12)，試驗結果偏保守。

圖2 試驗有限元模型及計算應力

尾段試驗時因實時監測關鍵區域應力情況的需要，粘貼有應變片，見圖3。其中尾梁左側內、外蒙皮4個單向應變片為E06、E08、E09、E10。

圖3 破壞區域外蒙皮應變片

對應貼片部位，偏航工況下，試驗有限元模型計算的x向壓縮應力分別為：E06應變片處-172.0MPa、E08應變片處-176.5MPa、E09應變片處-209.1MPa、E10應變片處-202.4MPa。試驗中實際測量到的應力分別為：-131.9 MPa、-163.8 MPa、-168.8 MPa、-197.2 MPa。試驗有限元模型計算應力與測量應力比值為1.03到1.3，即尾梁破壞區域試驗測量應力較計算應力平均小20%左右，計算應力偏保守。尾梁右側受拉區的情況類似。

全尺寸尾段結構試驗前，采用元件級結構對，進行計算分析和試驗驗證，面板穩定性計算采用圖4中的計算模型和公式[4]。

圖4 面板穩定性計算模型和公式

試驗驗證采用四點彎曲法評估蜂窩夾層結構的靜強度[2]，試驗結果見表3。

理論計算結果與元件試驗的驗證結果基本一致。

按照表3的試驗結果，外蒙皮厚度(0.4mm)面板的壓縮失穩破壞應力平均值為327.3MPa，內蒙皮厚度(0.2mm)面板的壓縮失穩破壞應力為278.6 MPa。相比試驗有限元模型的計算值，破壞區域內外蒙皮的安全裕度分別為19%和29%；相比全尺寸結構試驗的測試應力值，安全裕度則分別達到約39%和49%。

表3 0.4mm、0.2mm厚面板破壞應力

因此，正常情況下，按照理論分析結果設計的尾段試驗，在試驗件無缺陷的前提下不會出現提前破壞的情況。

3.3 沖擊損傷影響

檢查試驗件，在外部面板破壞區內存在一處預制的目視勉強可以檢出(BVID)的沖擊損傷，見圖5。

BVID是指距離沖擊缺陷2m外，沖擊后的凹坑缺陷采用目測方式具有明顯的可視性，缺陷使用沖擊錘沖擊制造(能量法)，沖擊坑弧度直徑φ16mm、深度約0.8mm。

圖5 試驗件破壞區域的沖擊損傷

結構在生產、使用過程中均可能出現類似由工具磕碰、沙石撞擊造成的損傷，設計上必須考慮帶一定損傷的結構仍能安全使用，因此試驗前在關鍵應力區預制了類似沖擊和材料脫粘的兩類缺陷。

全尺寸尾段結構試驗前，同樣利用元件試驗評估了沖擊損傷對結構強度產生的影響，試驗包括靜強度試驗、20000h疲勞試驗及剩余強度試驗，試驗結果見表4。

表4 帶BVID缺陷0.4mm厚面板破壞應力

試驗結果表明，蜂窩夾層結構的靜強度對沖擊缺陷較為敏感，相對于無缺陷的試驗件，帶BVID缺陷的試驗件靜強度相對下降約20%，而在疲勞載荷環境中該類結構具有良好的可靠性，整個疲勞試驗中缺陷沒有擴展，且剩余強度較未經疲勞試驗的靜強度下降幅度約為2%。

按照試驗有限元模型計算應力和元件試驗結果，尾段缺陷區域的外面板剩余強度為：251.7/253.5-1 ≈ 0%，即BVID沖擊損傷理論上會導致尾梁左側蒙皮提前失效。

考慮到試驗中測量的應力比計算應力平均小20%左右，即外面板的剩余強度裕度仍然有約20%左右，帶缺陷內蒙皮的對比結果也類似，因此實際上沖擊缺陷不是結構提前失穩破壞的誘因。

3.4 試驗件制造質量檢查[3]

為了確認試驗件結構面板的實際厚度是否與設計厚度一致，在試驗件破壞區域的兩側分別進行了切塊取樣，對切塊樣本的內外面板進行分離，表面除漆、除膠膜，計量厚度，實際厚度與設計厚度一致。

該型機尾梁由整塊蜂窩夾層結構制造成型，由于結構尺寸大，形狀不規則，面板薄，在整體成型過程中因工裝模具、工藝控制、搬運裝配等因素導致損傷的概率較高，在尾梁試驗件生產時，左側蒙皮頻繁出現超差的情況，典型的如面板膠接質量不達標、磕碰等。

詳細檢查試驗件后，發現試驗件的內面板存在明顯的波浪狀條紋，波紋走向與結構失穩的方向基本重合，與航向的夾角約45°，結構在制造成型的過程中存在明顯的變形不一致。

試驗件面板存在初始波紋，一方面因為蜂窩夾層毛坯尺寸偏大，工藝控制具有一定難度；另一方面說明面板的厚度偏小，抗剪能力相對較弱。

初始波紋是尾梁結構設計和驗證過程中未曾預見到的一類制造缺陷。在此前的元件級試驗中，元件均為平板結構，由于其尺寸不大，在制造時很難模擬尾梁生產時產生的波紋。

左側蒙皮內面板高應力區出現的波浪狀條紋使得內面板的承載能力顯著下降，導致理論計算與試驗結果不相符，也是尾梁出現提前失穩破壞的主要原因。

4 設計完善與驗證

4.1 尾梁設計完善

鑒于初始設計的蜂窩夾層結構面板偏薄，在尾梁的制造過程中質量難以控制，結合試驗分析和應力計算結果，對尾段采取加強措施：

1)左右側蒙皮的內面板厚度由原來的0.2mm增加到0.3mm，增加面板的抗剪能力；

2)左右側蒙皮外面板在拐角的高應力區域，厚度由原來的0.4mm增加到0.5mm，增加面板的抗壓縮能力。

對設計更改后的尾段采用試驗有限元模型重新進行了應力計算。從計算結果看，對應結構試驗破壞區域，內、外面板的應力水平下降幅度均超過20%，剩余強度裕度大于0。

設計完善后重新進行了生產，新試驗件內外面板未見條狀波紋，面板厚度的增加降低了生產工藝控制的難度。

4.2 設計完善后的試驗驗證[5]

新試驗件重新進行試驗驗證，試驗件安裝和加載方式與第一件相同。由于未設計更改前的試驗件通過了限制載荷靜強度試驗，因此新試驗件直接從疲勞試驗開始。

首先通過了室溫環境下帶初始缺陷的20000飛行小時疲勞試驗，結構未出現新損傷，預制的缺陷無擴展。

隨后進行100%限制載荷和1.12 倍限制載荷試驗，試驗件正常。

最后進入試驗件破壞性試驗。試驗包含偏航限制載荷和極限載荷兩個工況，試驗中逐級加載至100%限制載荷、100%極限載荷、1.12 倍極限載荷，試驗件無異常，然后持續加載直至試驗件破壞，試驗達到了設計驗證的要求。

5 結論

蜂窩夾層材料用于尾段等大尺寸結構整體成型設計，應充分分析尺寸、形狀、面板厚度等對加工工藝的影響，通過理論計算、試驗驗證等方式確保設計的結構有足夠的強度裕度。

同時，在生產、裝配和使用過程中還應盡量避免出現磕碰、撞擊、屈曲等情況的發生。如果發生此類問題，需要嚴格按照尾段結構的缺陷許用標準對損傷程度進行評估或修復，避免剩余強度大幅降低，影響使用安全。