直升機(jī)復(fù)合材料受油探桿強(qiáng)度特性和損傷機(jī)理研究

任憲文，黃曉剛

(海裝上海局駐南京地區(qū)第四軍事代表室，江蘇 南京 211106)

0 引言

直升機(jī)可執(zhí)行反潛、反艦、支援登陸作戰(zhàn)、搜索救護(hù)、運(yùn)輸和預(yù)警等多種任務(wù)，在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中起著舉足輕重的作用。然而直升機(jī)的有效載荷及可攜帶燃油有限，限制了直升機(jī)的不間斷飛行距離和留空時(shí)間。直升機(jī)空中加油將大大提高直升機(jī)的不間斷飛行距離和留空時(shí)間，使其潛在作用得到最大限度發(fā)揮，具有重要戰(zhàn)略意義。

受油探桿多安裝在飛機(jī)頭部，是連接飛機(jī)燃油系統(tǒng)受油管路并實(shí)施空中加油的裝置。由于其形式為典型細(xì)長(zhǎng)梁結(jié)構(gòu)，并且與飛機(jī)機(jī)體存在交聯(lián)，因此受油探桿的力學(xué)性能成為了工程界及研究人員關(guān)注的熱點(diǎn)之一。蘇煜逢和盧學(xué)峰根據(jù)受油裝置的兩種狀態(tài)，分析了液壓載荷下結(jié)構(gòu)的載荷分配關(guān)系和傳力路線，討論了液壓載荷對(duì)結(jié)構(gòu)安裝形式和內(nèi)部受力的影響[1]。劉建付采用試驗(yàn)方法研究了固定式受油裝置在亞音速情況下的噪聲問(wèn)題，給出了理想條件下受油探桿的聲源模型，與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比驗(yàn)證了模型的正確性[2]。祝立國(guó)采用數(shù)值仿真方法研究了四種固定式受油探桿的流場(chǎng)特性，討論了截面形狀和傾角對(duì)結(jié)構(gòu)壓力脈動(dòng)的影響，從而提出降低結(jié)構(gòu)氣動(dòng)噪聲的方案[3]。劉東升應(yīng)用MSC/Patran軟件和地面共振試驗(yàn)研究了固定式受油裝置的振動(dòng)模態(tài)，結(jié)合激波和漩渦共振理論解釋了飛機(jī)產(chǎn)生受油裝置引起的振動(dòng)現(xiàn)象，研究發(fā)現(xiàn)在整個(gè)飛行包線內(nèi)受油裝置既不會(huì)發(fā)生抖振，也不會(huì)產(chǎn)生漩渦共振[4]。

隨著復(fù)合材料在航空領(lǐng)域應(yīng)用技術(shù)的不斷成熟，具備高功重比特性的復(fù)合材料受油探桿也應(yīng)運(yùn)而生[5,6]。與傳統(tǒng)金屬受油探桿相比，復(fù)合材料受油探桿在相同剛性的條件下具有更輕的重量，尤其適合在直升機(jī)上應(yīng)用。多份資料表明，美國(guó)的CH-53E“超種馬”、MV-22B“魚鷹”以及CH-47D“支奴干”等機(jī)型均配備了復(fù)合材料受油裝置。但由于復(fù)合材料的各向異性及鋪層多樣性，復(fù)合材料受油探桿的力學(xué)性能也更為復(fù)雜，目前關(guān)于其強(qiáng)度特性和損傷機(jī)理的研究還鮮有開展。

本文引入復(fù)合材料的失效判據(jù)和剛度退化模型，建立了基于Hashin準(zhǔn)則的復(fù)合材料受油探桿損傷力學(xué)模型，基于ABAQUS二次開發(fā)平臺(tái)將損傷力學(xué)模型內(nèi)嵌到復(fù)合材料受油探桿的有限元模型。根據(jù)有限元模型研究了彎曲載荷下受油探桿的強(qiáng)度特性與損傷機(jī)理，計(jì)算得到了受油桿的極限強(qiáng)度和結(jié)構(gòu)損傷的產(chǎn)生、擴(kuò)展過(guò)程。根據(jù)分析結(jié)果，本文提出了復(fù)合材料受油探桿的設(shè)計(jì)維護(hù)建議，為該類產(chǎn)品的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考。

1 復(fù)合材料受油探桿損傷力學(xué)模型

1.1 復(fù)合材料失效判據(jù)

本文考慮了復(fù)合材料的纖維失效、基體失效及分層失效，選用三維Hashin準(zhǔn)則[7]作為復(fù)合材料的失效判據(jù)。

纖維拉伸失效(σ11≥0)：

纖維壓縮失效(σ11<0)：

基體拉伸失效(σ22≥0)：

基體壓縮失效(σ22<0)：

拉伸分層失效(σ33≥0)：

壓縮分層失效(σ33<0)：

1.2 復(fù)合材料剛度退化模型

根據(jù)損傷判據(jù)判斷復(fù)合材料產(chǎn)生損傷后，在本構(gòu)方程中引入損傷狀態(tài)變量，模擬其承載能力的降低。

含損傷狀態(tài)變量的復(fù)合材料本構(gòu)方程為：

σ=Cdε

(2)

損傷剛度矩陣Cd的表達(dá)式[12]為：

(3)

本文在進(jìn)行剛度退化時(shí)損傷指標(biāo)di(i=1,2,3)參考文獻(xiàn)[8,9]的方法進(jìn)行選取，根據(jù)材料的失效模式，在對(duì)應(yīng)的系數(shù)中乘上λ，具體方案如表1所示。表中E為折減前的剛度系數(shù)，E′為折減后的剛度系數(shù)，λ統(tǒng)一取為0.01。

表1 復(fù)合材料剛度退化方案

2 復(fù)合材料受油探桿有限元建模

復(fù)合材料受油探桿如圖1所示，主要包含彎管、直管和連接法蘭三部分。受油探桿總長(zhǎng)度為3m，管路直徑200mm，徑向載荷施加點(diǎn)距探桿頭部300mm。

根據(jù)國(guó)軍標(biāo)要求，受油探桿在承受13500N的徑向工作載荷時(shí)不應(yīng)產(chǎn)生結(jié)構(gòu)破壞，分析時(shí)考慮1.5的安全系數(shù)。

探桿所用材料為T300/QY8911，力學(xué)性能見表2。管件的鋪層順序?yàn)閇0°4/±45°/0°4/±45°/0°4/±45°/902°]s的循環(huán)鋪層，單層厚度0.125mm。對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行分段網(wǎng)格劃分，利用ABAQUS中的Composite layup命令設(shè)置結(jié)構(gòu)鋪層。直管和彎管部分結(jié)構(gòu)外形規(guī)則，采用六面體單元進(jìn)行結(jié)構(gòu)離散；法蘭連接處采用六面體和四面體單元進(jìn)行過(guò)渡；受油探桿共包含285188個(gè)單元，如圖2所示。

圖1 復(fù)合材料受油探桿

表2 T300/QY8911參數(shù)

圖2 受油探桿網(wǎng)格示意

受油探桿安裝在飛機(jī)頭部，末端法蘭與機(jī)體管路法蘭之間采用螺栓連接，受油探桿直段與彎段之間的連接法蘭通過(guò)剛性卡箍與飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行固接。由于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的剛度特性未知，本文分析時(shí)考慮受油探桿單獨(dú)承載，采用產(chǎn)品進(jìn)行載荷試驗(yàn)的條件進(jìn)行模擬。試驗(yàn)時(shí)探桿的兩處法蘭面與結(jié)構(gòu)支撐墻分別進(jìn)行螺栓連接，直段和彎段連接法蘭通過(guò)卡箍與地面支撐采用螺栓固死，因此建模分析對(duì)連接位置(卡箍接觸端面、法蘭端面)采用固支約束處理，模擬支撐。該邊界條件下存在約束過(guò)強(qiáng)的情況，但該工況下結(jié)構(gòu)能夠滿足載荷要求，考慮飛機(jī)變形后其安全系數(shù)更大，適用于工程評(píng)估。

在使用過(guò)程中，徑向剪切載荷造成的彎曲是導(dǎo)致受油裝置破壞的主因。因此，本文在此主要考慮復(fù)合材料受油探桿在徑向剪切載荷下的極限強(qiáng)度和損傷機(jī)理。受油探桿分析時(shí)在加載點(diǎn)施加200mm徑向位移載荷模擬彎曲，結(jié)構(gòu)變形時(shí)載荷點(diǎn)和探桿前端端面處的位移基本相同，因此分析時(shí)忽略兩者的相對(duì)位移及受油探桿的變位影響，在加載處設(shè)置一個(gè)參考點(diǎn)，采用Coupling命令綁定參考點(diǎn)和端面三個(gè)方向的位移。

3 受油探桿承載能力分析

基于ABAQUS二次開發(fā)平臺(tái)，采用Fortran語(yǔ)言編寫損傷力學(xué)模型并導(dǎo)入分析軟件，計(jì)算復(fù)合材料受油探桿的極限承載能力，得到如圖3所示的位移-載荷曲線。

從圖中曲線可以看出：結(jié)構(gòu)承載初期，受油探桿沒(méi)有產(chǎn)生任何損傷，因此位移—載荷曲線呈線性。隨著載荷增大，受油探桿內(nèi)部部分單元的應(yīng)力分量滿足損傷判據(jù)，結(jié)構(gòu)產(chǎn)生損傷，剛度略有下降，但從曲線斜率上無(wú)明顯變化，分析中結(jié)構(gòu)產(chǎn)生損傷的彎曲位移加載為80mm，對(duì)應(yīng)載荷為39511N。當(dāng)損傷累積到一定程度時(shí)，結(jié)構(gòu)剛度明顯降低，曲線斜率降低，但仍可繼續(xù)承載，此時(shí)彎曲位移載荷為90mm。隨著載荷進(jìn)一步增大，纖維失效、基體失效和分層失效在結(jié)構(gòu)內(nèi)部迅速擴(kuò)展。當(dāng)端部的徑向載荷為74kN時(shí)，結(jié)構(gòu)承受的載荷達(dá)到最大。之后隨著位移載荷的增大，結(jié)構(gòu)因損傷程度過(guò)于嚴(yán)重而完全破壞，無(wú)法提供一定剛度繼續(xù)承載，曲線呈下降趨勢(shì)。位移—載荷曲線的峰值即復(fù)合材料受油探桿在徑向剪切載荷下的極限強(qiáng)度，計(jì)算結(jié)果為74kN。

圖3 位移-載荷曲線

根據(jù)國(guó)軍標(biāo)要求，受油探桿應(yīng)能承受13500N的徑向工作載荷，并考慮1.5的安全系數(shù)。因此結(jié)構(gòu)應(yīng)在20250N的載荷下不應(yīng)產(chǎn)生結(jié)構(gòu)斷裂破壞。本文計(jì)算的受油探桿極限承載能力為74kN，漸進(jìn)損傷分析中結(jié)構(gòu)的損傷起始載荷為39511N，均大于國(guó)軍標(biāo)要求的載荷，因此結(jié)構(gòu)滿足設(shè)計(jì)要求。

4 受油探桿漸進(jìn)損傷分析

在復(fù)合材料受油探桿的彎曲破壞過(guò)程中，結(jié)構(gòu)的彎矩由法蘭支撐面承受，因此法蘭支撐面與管路位置的變徑過(guò)渡處存在應(yīng)力集中，損傷也在該處產(chǎn)生。本文主要討論該部位損傷模式的產(chǎn)生與演化過(guò)程。

結(jié)構(gòu)承載過(guò)程中，法蘭過(guò)渡處纖維失效的損傷演化過(guò)程如圖4所示。圖中灰色部分表示結(jié)構(gòu)沒(méi)有產(chǎn)生損傷，黑色部分為結(jié)構(gòu)產(chǎn)生損傷的單元。

從圖中可以發(fā)現(xiàn)，復(fù)合材料受油探桿的纖維失效擴(kuò)展過(guò)程存在以下特點(diǎn)：纖維失效首先產(chǎn)生在直管與法蘭連接過(guò)渡處的內(nèi)外管壁上。隨著載荷增大，內(nèi)外管壁處的損傷均沿著管件周向擴(kuò)展，與管件內(nèi)壁相比，外壁上的損傷擴(kuò)展速度較快。根據(jù)材料力學(xué)中的梁彎曲理論，相比于內(nèi)徑，管件外徑對(duì)彎曲載荷的承受貢獻(xiàn)較大，且管路與法蘭過(guò)渡面在外壁的變徑處存在應(yīng)力集中，所以結(jié)構(gòu)分析時(shí)該處應(yīng)力較其他位置更大。在本文向下作用的彎曲載荷條件下，管路與法蘭過(guò)渡位置的上部為拉應(yīng)力，下部為壓應(yīng)力。由于碳纖維的抗拉性能優(yōu)于抗壓性能，因此該處應(yīng)力集中位置的下部(受壓處)損傷較上部(受拉處)更為嚴(yán)重，擴(kuò)展速度也更快，分析結(jié)果與實(shí)際情況相符。當(dāng)直管外壁的纖維失效面積較大時(shí)，結(jié)構(gòu)完全破壞，無(wú)法繼續(xù)承載。受油探桿最終破壞時(shí)，直管外表面的纖維失效程度比內(nèi)表面嚴(yán)重。

圖4 纖維失效損傷演化過(guò)程

法蘭過(guò)渡處基體失效的損傷演化過(guò)程如圖5所示。

圖5 基體失效損傷演化過(guò)程

可以發(fā)現(xiàn)，基體失效的損傷擴(kuò)展情況與纖維失效基本相同，但是在某些細(xì)節(jié)方面存在差異：基體失效首先在法蘭過(guò)渡處的直管內(nèi)壁上產(chǎn)生。隨著彎曲載荷增大，內(nèi)壁處的基體損傷沿著管件周向迅速擴(kuò)展。由于碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料二方向(主要由基體決定)的力學(xué)性能較弱，拉伸強(qiáng)度為55MPa，壓縮強(qiáng)度為218MPa，因此相較于纖維失效，基體失效的擴(kuò)展速度更快。隨著彎曲載荷的進(jìn)一步增大，直管外壁也開始產(chǎn)生基體失效，但是其擴(kuò)展速度較慢。受油探桿最終破壞時(shí)，直管內(nèi)外表面均產(chǎn)生一定程度的基體失效，其中管件內(nèi)壁損傷面積較大，基體失效嚴(yán)重。

層合復(fù)合材料的橫向抗剪性能較差，因此受油探桿承受彎曲載荷時(shí)，復(fù)合材料層合板會(huì)在層間產(chǎn)生很大的剝離應(yīng)力和剪切應(yīng)力，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)產(chǎn)生分層失效。這種失效是桿件彎曲的典型損傷模式，損傷情況如圖6所示。

圖6 分層失效損傷演化過(guò)程

分層失效是三種失效中最早產(chǎn)生的損傷模式，該損傷初始出現(xiàn)于法蘭和直管的連接部位，與纖維失效分析時(shí)的應(yīng)力集中部位相同。隨著彎曲載荷增大，連接處的分層損傷沿周向擴(kuò)展，同時(shí)直管與彎管的整體連接法蘭端面也開始產(chǎn)生分層失效，該處損傷沿法蘭周向和厚度方向擴(kuò)展。雖然法蘭端面上的分層失效產(chǎn)生較晚，但是隨著載荷增大，其擴(kuò)展速度較快。最終法蘭上的分層失效與直管外壁上的分層失效相匯合，造成法蘭過(guò)渡處產(chǎn)生大面積損傷，結(jié)構(gòu)因喪失承載能力而完全破壞。結(jié)構(gòu)最終破壞時(shí)，分層失效的損傷面積最大，是結(jié)構(gòu)的主要損傷模式。

綜合上述分析，本文對(duì)復(fù)合材料受油探桿中三種失效模式的損傷路徑進(jìn)行總結(jié)，結(jié)論如下：

1) 受油探桿在彎曲載荷下，結(jié)構(gòu)的應(yīng)力集中部位為管路直段與法蘭連接位置的變徑過(guò)渡處，失效最早于該處產(chǎn)生。

2) 纖維失效主要產(chǎn)生在直管的外表面，損傷路徑為外表面圓周。

3) 基體失效主要產(chǎn)生在直管的內(nèi)表面，損傷路徑為內(nèi)表面圓周。

4) 分層失效主要產(chǎn)生在法蘭上，損傷路徑為法蘭周向和厚度方向。

5 設(shè)計(jì)維護(hù)建議

根據(jù)分析得到的復(fù)合材料受油探桿破壞機(jī)理和損傷路徑，對(duì)于該結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)和維護(hù)有如下建議：

1) 經(jīng)極限強(qiáng)度計(jì)算與破壞機(jī)理分析，受油探桿承受彎曲載荷時(shí)，結(jié)構(gòu)損傷多產(chǎn)生于根部應(yīng)力集中的法蘭與直管過(guò)渡處。本文研究對(duì)象的承載能力滿足設(shè)計(jì)要求，無(wú)需進(jìn)行補(bǔ)強(qiáng)。但對(duì)于承載能力不滿足要求的類似結(jié)構(gòu)，若重量允許可以在法蘭與管路連接的過(guò)渡位置增加金屬襯套以提高結(jié)構(gòu)的局部剛度、強(qiáng)度。

2) 由于纖維失效、基體失效和分層失效主要集中在損傷路徑上，因此對(duì)受油探桿進(jìn)行維護(hù)時(shí)，應(yīng)采用復(fù)合材料無(wú)損檢測(cè)手段優(yōu)先檢測(cè)本文分析所得的三種失效模式損傷路徑，減少檢測(cè)時(shí)間，提高檢測(cè)效率。

6 結(jié)論

本文基于ABAQUS二次開發(fā)平臺(tái)，建立了復(fù)合材料受油探桿的損傷分析模型，研究了彎曲載荷下受油探桿的強(qiáng)度和損傷特性，得到如下結(jié)論：

1) 基于連續(xù)介質(zhì)損傷力學(xué)和三維Hashin準(zhǔn)則建立了復(fù)合材料受油探桿的損傷力學(xué)模型，研究了彎曲載荷下復(fù)合材料受油探桿的強(qiáng)度特性，從理論上分析得到了結(jié)構(gòu)的極限承載能力為74kN。

2) 結(jié)構(gòu)加載過(guò)程中，復(fù)合材料受油探桿在法蘭過(guò)渡處產(chǎn)生纖維失效、基體失效和分層失效三種損傷模式，其中分層失效是導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞的主要失效模式，其失效面積最大，損傷情況最嚴(yán)重。

3) 根據(jù)受油探桿的損傷演化過(guò)程分析，得到了三種失效模式的損傷路徑。纖維失效和基體失效分別沿著直管的內(nèi)外表面擴(kuò)展，分層失效沿著法蘭周向和厚度方向擴(kuò)展。三種失效模式中，纖維失效和基體失效的擴(kuò)展速度較為接近，分層失效產(chǎn)生較早且擴(kuò)展速度很快。

4) 根據(jù)破壞機(jī)理分析結(jié)果，對(duì)與承載能力不滿足要求的類似結(jié)構(gòu)，建議在法蘭過(guò)渡處增加金屬襯套以提高局部的剛度和強(qiáng)度，無(wú)損檢測(cè)時(shí)應(yīng)首先在結(jié)構(gòu)的損傷路徑上進(jìn)行檢驗(yàn)。