直升機復合材料結構疲勞壽命評定技術的研究進展與發展趨勢

付裕 劉牧東 吳堂珍 唐興中

摘要：針對直升機復合材料結構的服役環境和外場使用經驗，分析了復合材料結構在交變氣動環境下所呈現出的高周疲勞載荷特征，指出復合材料疲勞在直升機復合材料結構設計中的必要性。對直升機復合材料結構疲勞定壽體系中涉及的疲勞載荷譜編制方法、損傷失效機理、壽命預測方法及疲勞試驗驗證4項關鍵技術的研究進展進行了概述，在此基礎上，根據當前復合材料疲勞壽命評定技術的研究瓶頸和發展水平，展望了未來直升機復合材料疲勞設計領域的研究重點和發展趨勢。

關鍵詞：復合材料；疲勞載荷譜；失效機理；壽命預測；疲勞試驗

中圖分類號：V233.1文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.01.014

復合材料由于具有強度高、重量（質量）輕、抗腐蝕、耐疲勞、可設計等諸多優點，廣泛應用于直升機結構中。隨著復合材料設計、加工、制造技術的發展和使用經驗的增多，復合材料用量在直升機結構的比重逐漸增加（見圖1），有些典型結構甚至采用全復合材料（如復合材料槳葉），而且越來越多的復合材料用于直升機主承力結構中[1]（如機身隔框、槳葉大梁等）。

傳統的直升機復合材料結構強度設計中，往往只考慮飛機結構在各種極限工況下的靜強度性能，尤其對于直升機機體結構的疲勞設計，甚至采用“靜強度覆蓋疲勞”的設計理念。然而，對于直升機復合材料槳葉結構，其服役環境為復雜交變的氣動環境，存在著劇烈的氣彈耦合效應，導致槳葉振動載荷包含復雜的周期成分，其低階成分造成旋翼槳葉疲勞載荷呈現出低幅值、高頻次的特征[2-3]，使得復合材料的高周疲勞問題十分突出。外場的使用經驗表明，直升機復合材料槳葉在使用一段時間后，經常會出現由于疲勞載荷導致的蒙皮和泡沫大面積脫黏、結構整體剛度下降、蒙皮表面損傷等現象。因此，直升機復合材料結構強度設計過程中，不能僅考慮結構的靜強度性能，必須密切關注復合材料疲勞問題，以保證飛機結構的安全性。

直升機復合材料結構的疲勞壽命評定是一項系統性工程，疲勞定壽流程貫穿了打樣設計階段、詳細設計階段、科研試飛和設計定型階段的全過程，涉及疲勞載荷譜編制、疲勞損傷失效機理、疲勞壽命預測方法及疲勞試驗驗證等關鍵技術。本文將重點介紹直升機復合材料疲勞壽命評定技術中的4項關鍵技術的發展概況、工程應用中所面臨的困難和挑戰。基于當前的技術發展現狀，總結了未來技術的發展方向，并給出后續研究的建議。

1疲勞載荷譜

直升機飛行過程中結構承受的疲勞載荷是一個連續的隨機過程，疲勞載荷峰谷值隨時間而變化，具體表現為不同飛行狀態下載荷隨時間變化的“載荷—時間”歷程[4]。疲勞載荷譜是直升機疲勞壽命評定技術的前提，疲勞分析理論和結構全尺寸疲勞試驗均以疲勞載荷譜為基礎，編制出能夠反映真實飛行狀態疲勞損傷的疲勞載荷譜直接關乎疲勞定壽的可靠性。工程研制過程中的疲勞載荷譜編制流程[5]如圖2所示，它主要包括載荷實測和數據處理分析兩個過程，主要目的是將實測得到的疲勞載荷（載荷—時間歷程）處理成可直接應用于理論分析和疲勞試驗的疲勞（載荷—作用次數）載荷。

疲勞試驗加速載荷譜編譜技術是在飛機實測載荷的基礎上，基于疲勞損傷等效理論，將實際飛行中結構承受的高頻次疲勞載荷轉化成實驗室可施加的有限周次疲勞載荷的一種編譜技術。復合材料由于導熱性較差，無法通過提高試驗頻率來縮短疲勞試驗時間，采用疲勞試驗加速譜，能夠極大程度降低直升機研制成本并縮短結構疲勞設計周期。熊峻江[6]等采用統計分析方法對某型號飛機的實測載荷譜進行統計分析，得到了疲勞損傷概率分布規律，基于Miner損傷理論進行疲勞損傷等效，給出了作用次數只有原實測譜20%左右的加速譜。費斌軍[7]等根據損傷等效原理，提出一種供隨機疲勞試驗用的加速載荷譜編制方法，通過疲勞試驗證明，采用該編譜方法得到的加速譜疲勞壽命與原譜疲勞壽命相比，相對偏差在5%以內，而試驗時間僅為原譜的1/4。董登科[8]等提出基于疲勞S—N曲線和結構細節疲勞額定值（DFR）兩種不同疲勞性能表征模型的疲勞載荷譜加重方法對基準疲勞載荷譜進行加速，通過疲勞試驗證明了兩種載荷加重分析方法的壽命精度在工程可接受范圍內。楊乃賓[9]提出一種將載荷放大系數法與壽命分散系數法相結合的疲勞試驗載荷確定方法，從而達到縮短復合材料疲勞試驗時間的目的，同時還能保證疲勞定壽結果具有較高的可靠度和置信度。目前，編制加速疲勞試驗載荷譜的兩種手段：一種為低載截除，即刪除那些循環次數多但幾乎不構成疲勞損傷的小幅載荷[10]，采用這種方法可極大程度縮短疲勞試驗時間，加速效率主要取決于低幅載荷在總載荷譜中的比例；另一種為載荷放大系數法，即利用載荷放大系數來整體增加疲勞載荷的幅值，從而達到加速的目的。譜載下疲勞載荷整體幅值的提升對疲勞壽命的影響有相應的規律，該方法對加速試驗的影響程度取決于疲勞載荷放大系數。

2疲勞失效機理

20世紀70年代以來，人們對復合材料在疲勞載荷下的力學失效行為有了初步認識，發現了復合材料從完好至完全失效過程中，諸如基體開裂、層間分層、孔隙增長、纖維斷裂、基體纖維剪切等諸多典型的損傷破壞模式[11]。Alif[12]等通過試驗研究了平面編織復合材料在拉-拉疲勞載荷作用下的失效機理（見圖3），發現緯紗和基體首先出現分層，同時基體富脂區會伴隨基體微裂紋的出現；隨著疲勞損傷的累積，緯紗分層進一步擴展，經向纖維內部出現橫向裂紋，最終導致平面編織復合材料纖維發生整體斷裂，結構失效。Wan[13]等對比了碳纖維和玻璃纖維復合材料在拉-拉疲勞載荷下的失效模式（見圖4），圖4（a）～圖4（c）為玻璃纖維復合材料，圖4（d）～圖4（f）為碳纖維復合材料。發現碳纖維復合材料的疲勞損傷范圍遠大于玻璃纖維，這主要是由于碳纖維和樹脂的剛度不匹配程度相較于玻璃纖維更高，導致碳纖維復合材料承載時會出現更為嚴重的應力集中現象。Kabir[14]等提出了復合材料的微觀缺陷統計規律滿足威布爾分布模型，指出短纖維復合材料疲勞失效主要是由纖維內部及纖維和基體界面的缺陷在疲勞載荷作用下的初始缺陷損傷擴展和疲勞損傷累積導致的。

以往學者的研究成果表明，對于具體的復合材料結構，其疲勞破壞過程中表現出的失效機理可能是基體裂紋、界面分層、纖維斷裂等典型疲勞破壞模式的一種、幾種甚至全部的任意組合，很難精確地定量給出各種破壞模式對疲勞壽命的影響。圖5給出了金屬材料和復合材料疲勞損傷演化過程的區別[15]：金屬材料在疲勞損傷擴展時會伴隨疲勞裂紋擴展現象的出現，通過斷裂力學的方法能夠計算裂紋尖端處的應力強度因子，結合疲勞裂紋擴展試驗得到的裂紋擴展速率曲線，能夠準確預測金屬材料的疲勞裂紋擴展路徑和裂紋擴展壽命；復合材料疲勞損傷擴展宏觀現象表現為剛度逐漸下降，包括基體裂紋擴展、基體-纖維界面分層損傷擴展、纖維損傷擴展等，損傷擴展過程中會有疲勞損傷耦合且相互影響，擴展規律十分復雜，現有疲勞理論無法定量描述損傷擴展規律。

復合材料結構失效機理復雜的原因歸結為以下三個方面。

（1）本身材料特征

復合材料是一種由基體和增強體通過一系列復雜的物理和化學變化聚合而成的材料，基體和增強體本身的力學性能、纖維體積分數、纖維編織方式等因素都會造成復合材料的失效機理有顯著區別。

（2）工藝制造缺陷

復合材料加工制造過程中不可避免引入各種缺陷（如孔隙率、纖維褶皺、基體微裂紋等），各種缺陷對復合材料的疲勞性能影響程度不一，在疲勞載荷作用下的損傷破壞模式也各不相同。

（3）結構的可設計性

復合材料結構設計中由于幾何尺寸、鋪層比例、鋪層角、剛度裁剪形式等多種結構設計因素都會使得復合材料結構呈現出非常復雜的疲勞破壞機理。

3疲勞壽命預測模型

疲勞壽命的預測模型主要可分為兩大類[16]：一類模型是基于宏觀唯象的疲勞試驗統計結果建立的經驗模型，采用數理統計的方法獲取復合材料的疲勞性能（S—N曲線）、利用疲勞累積損傷理論（工程上主要采用Miner理論）計算得到復合材料的疲勞壽命。這類經驗模型通常不需要考慮復合材料結構在疲勞載荷作用下的破壞機理和損傷擴展過程，模型簡單實用，精度基本能夠滿足工程需求，應用范圍很廣，缺點是需要進行大量疲勞試驗，增加了研制周期長和研制成本。目前，工程實際中的直升機復合材料結構疲勞設計方法主要采用的就是這類經驗模型，結合安全壽命[17]的概念，根據數理統計方法，基于疲勞試驗結果，保證復合材料結構在安全壽命期以內發生疲勞失效的概率極小。

另一類疲勞壽命預測模型基于疲勞試驗過程中真實的失效模式及疲勞損傷測量結果，將每一次疲勞循環載荷作用在復合材料上所導致的真實疲勞損傷進行漸進損傷分析，直至結構完全失效，計算得到結構的疲勞壽命[18]。復合材料承受交變疲勞載荷時會發生剛度和強度的退化，通過結構剛度或強度的變化能夠在一定程度上定量反映真實的復合材料疲勞損傷，因而，這類漸進損傷模型的關鍵是建立剩余剛度或剩余強度隨疲勞載荷作用次數增加而發生退化的定量表征模型。

近年來，隨著復合材料疲勞理論模型的不斷完善和有限元仿真技術的發展，基于復合材料多尺度漸進失效分析的虛擬試驗仿真技術成為當前的研究熱點[19]。復合材料多尺度分析技術（見圖6）要求將復合材料從細觀組分、結構元件、主承力部件直至全尺寸結構的多個尺寸維度下的結構形式進行全面細致的建模仿真分析[20]，基于復合材料損傷擴展理論和不同結構尺度間的宏-細觀轉換矩陣[21]，充分考慮復合材料加工制造過程中的內部缺陷和工作服役狀態下的失效破壞模式，綜合全面評價復合材料結構的靜力和疲勞特性，更加科學合理地指導直升機旋翼系統復合材料結構設計，保證復合材料結構的完整性和安全性。目前，基于多尺度漸進失效分析的虛擬試驗仿真技術已經開始初步應用于直升機復合材料動部件強度設計中，并逐步減少甚至部分取代真實物理力學試驗，展現出了巨大的應用前景和工程價值。

4疲勞試驗

直升機旋翼系統強度試驗是直升機研制過程中非常重要的設計環節，隨著強度試驗技術的發展，強度試驗的目的不僅僅只是驗證結構強度設計方案的合理性，而且也為有限元力學模型建模、結構優化設計以及新材料應用的探索等方面提供設計指導[22]。

目前，直升機旋翼系統復合材料結構疲勞試驗方案采用“積木式”方法對結構的強度進行逐級驗證。通過樣件級力學性能試驗，采用ASTM試驗測試標準，得到復合材料疲勞性能，同時充分考慮應力集中、環境影響、沖擊損傷等因素[23]，獲取復合材料疲勞設計許用值。依據設計許用值對復合材料進行結構強度設計，并通過組件級和部件級試驗驗證結構是否達到目標設計值。經過Z8、Z10、AC311等多個軍、民用型號的發展和條件建設，國內目前在旋翼系統部件級試驗能力、試驗技術水平、設備手段進步明顯，突破了復合材料槳葉根部段揮舞和擺振載荷復合加載試驗技術、柔性梁結構大變形位移控制疲勞試驗技術、復合材料槳葉抗彈擊損傷容限驗證試驗技術等多項關鍵疲勞試驗技術，并逐步構建了直升機復合材料旋翼系統強度試驗的技術體系。

5總結與展望

本文就直升機復合材料結構疲勞壽命評定技術的相關研究情況進行了系統的論述和總結，對涉及的疲勞載荷譜編譜技術、復合材料疲勞損傷失效機理、疲勞壽命預測方法及疲勞試驗驗證等關鍵技術的研究進展和技術途徑進行了綜合分析論證，在此基礎上，展望未來直升機復合材料結構疲勞設計技術的發展趨勢。

（1）疲勞加速載荷譜編譜技術的標準化。目前，加速譜編譜技術中對于小損傷循環的認定、低載疲勞門檻值的選取以及高載疲勞截止值的確定，大多還是依靠經驗方法，尚未形成統一的標準和根據。針對直升機動部件結構疲勞載荷特點，考慮載荷作用次序的影響，建立統一的疲勞加速載荷譜編譜方法，形成直升機復合材料結構疲勞加速譜編譜的行業統一標準。

（2）考慮濕熱環境與疲勞載荷交互作用下的復合材料疲勞失效機理研究。目前人們已經明確了復合材料在疲勞載荷作用下的基本失效模式和破壞機理，甚至能夠定量描述和預測每種破壞模式對疲勞壽命和損傷擴展的影響。然而，復合材料在濕熱環境下的疲勞失效機理和力學行為以及疲勞載荷和濕熱環境的交互作用影響目前尚未明晰，這或許將會成為未來復合材料疲勞失效機理的重要研究方向。

（3）復合材料多尺度漸進失效分析技術的進一步發展和完善。迄今為止，直升機復合材料結構疲勞設計方案的驗證仍然主要依托于疲勞試驗，基于多尺度漸進失效分析技術的虛擬仿真試驗在一些特定的結構中已經部分取代了靜力試驗，未來需要進一步完善疲勞損傷失效理論和壽命預測模型，探索虛擬仿真試驗在復合材料結構疲勞設計的應用。

（4）全尺寸復合材料結構疲勞試驗技術的數字化和智能化。未來的疲勞試驗將能夠更真實準確地模擬旋翼工作環境，同時引入激光測試、智能化傳感器、自動化控制等更先進的測量手段，從而提高疲勞試驗效率和試驗水平。

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（責任編輯王為）

作者簡介

付裕（1988-）男，博士，高級工程師。主要研究方向：復合材料結構設計、疲勞可靠性。

Tel：010-57827846E-mail：buaafuyu@163.com

劉牧東（1990-）男，博士，高級工程師。主要研究方向：直升機結構疲勞和損傷容限設計。

E-mail：liumudong@buaa.edu.cn

吳堂珍（1985-）女，碩士，高級工程師。主要研究方向：疲勞設計。

E-mail：wutangzhenwtz@163.com

唐興中（1973-）男，碩士，研究員。主要研究方向：直升機總體設計。

E-mail：txz0305@163.com

Development and Trend on Fatigue Life Evaluation of Helicopter Composite Structure

Fu Yu1，*，Liu Mudong2，Wu Tangzhen2，Tang Xingzhong1

1. Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100129，China 2. China Helicopter Design and Research Institute，Jingdezhen 333001，China

Abstract： The mechanics characteristics of helicopter composite structure in the alternate aerodynamic environment was identified as a high-cycle fatigue load pattern， aiming at the service conditions and outside application experience on the composite structure， which leads to that the composite fatigue is very essential in the design of the composite structure. Four critical techniques such as the establishment of fatigue spectrum， fatigue damage and failure mechanism， fatigue life prediction and the certification of the fatigue test， which are involved in fatigue life evaluation， were presented in this manuscript. The focus and trend of the helicopter composite fatigue design in the future were pointed out based on the restriction and development level of that in the current time.

Key Words： composite material； fatigue load spectrum； failure mechanism； life prediction； fatigue test