某型直升機機載發射架梁體斷裂疲勞分析

劉 越，余文成

(1.北京機電工程研究所，北京 100074；2.北京特種機械研究所，北京 100143)

0 引言

直升機機載發射架(裝置)用于武器的懸掛和發射。因直升機掛載能力及飛行任務需求，設計中對發射架尺寸、重量均有嚴格的要求。發射架多采用鋁合金材料作為發射架本體及導軌基材，以實現輕量化設計。但設計中的載荷預估不準確、細節設計不合理等情況，會導致應用的鋁合金等輕質材料出現強度及疲勞問題。

1 問題由來

發射架在載機上的帶飛疲勞壽命、可靠性指標等研制要求，均在地面環境試驗中進行考核。在長時間振動試驗中，如果產品結構不盡合理，被考核產品在壽命期內會發生提前斷裂現象。本型發射架在進行直升機條件的垂向耐久振動掛載彈體狀態試驗時，梁體便出現了疲勞斷裂問題，如圖1。

圖1 梁體斷裂圖

對斷裂的梁體進行了斷口金屬金相分析。如圖2所示，500倍斷口圖晶界未見粗化，也沒有見到復熔三角現象，無過熱過燒現象；100倍斷口形貌可見明顯撕裂嶺存在；50倍斷口可見到韌窩存在，是典型的韌性斷裂特征，依此判定為疲勞斷裂情形。

圖2 梁體斷口金屬金相放大圖片

2 機理及分析方法

2.1 疲勞斷裂原因

在振動試驗中，影響裝備結構壽命的主要因素有材料、材料缺陷、振動產生的循環載荷、振動時間的長短等。材料在振動中應力幅或者應力范圍是影響結構疲勞的決定因素，振動時間對應的應力循環周期數不斷累加也對結構疲勞壽命產生直接影響。

鋁合金、高強度鋼之類不存在應變時效硬化的材料，理論上沒有疲勞極限，隨著疲勞循環數逐漸增加，材料的應力幅

σ

連續降低。預計當達到一定循環周時，鋁合金材料將出現結構到壽現象，即發生疲勞斷裂。

疲勞大概率出現于結構應力集中點、載荷循環交變頻繁處、兩剛性結構振動接觸點等位置。結合本次問題，應力集中點和載荷循環交變頻繁導致的疲勞問題不能排除。

2.2 疲勞評定方法綜述及選取

2.2.1 評定方法綜述

隨機載荷疲勞分析方法主要有3種：第一種是基于統計計數的應力時域分析方法；第二種是基于功率譜密度的頻域分析方法；第三種是基于有限元的功率譜分析方法。應力時域分析方法首先通過結構分析或實際測量得到結構危險點的應力(應變隨時間的變化關系)；采用適當的計數方法，得出不同應力(應變)水平的幅值和均值的分布情況；然后選擇適用的損傷累計準則及破壞判據，進行疲勞分析壽命估算。頻域分析方法是通過有限元分析或實際測量得到結構危險點的應力功率譜密度，然后利用統計原理獲得相應功率譜的相關統計參數，結合應力幅值的概率密度函數，選取適用的損傷累積準則及破壞判據，進行疲勞及壽命預估。基于有限元的功率譜密度分析方法是對裝備實體進行有限元建模，在模型中獲得結構模態，對振動輸入點加載振動試驗(隨機或正弦激勵)條件，獲得結構的動力學應力等參數，與材料性能對比，判定結構疲勞的裕度。

2.2.2 評定方法選取

在早前的專項分析中，以有限元功率譜密度分析結構疲勞。雖然模型體現了結構的模態振型等相關參數，在結構振動輸入點加載了隨機振動密度譜，但由于直升機振動條件固有的隨機+正弦耦合振動條件，有限元功率譜分析無法實現耦合振動條件設置，獲得的結果只是隨機或正弦振動條件下的結構疲勞結果。以文獻[3]為代表的機載導軌疲勞壽命預估中，多采用頻域分析方法對產品壽命進行預估。但分析中要求隨機振動是穩定的，隨機振動激勵基本符合高斯分布，結構響應也是穩定的隨機過程。對于直升機機載發射架振動試驗，由于試驗條件必須耦合主槳頻率(正弦激勵)、主槳倍頻及疊加隨機振動，發射架結構在正弦頻域區出現明顯響應和功率譜密度幅值，如圖3。針對本文研究對象，在設定模型計算條件時，隨機疊加正弦振動條件中難以在均勻區間內設定功率譜密度。另外，在發射架懸掛約束點進行功率譜輸入，在考慮結構間非線性接觸等實際工況、結構阻尼、危險點功率譜密度實值以及確定相關疲勞參數時，模型參數設置存在不確定性或較寬限的選取范圍，危險點的疲勞壽命估算可能存在一定偏差。

圖3 隨機加正弦振動條件發射架典型結構測點響應功率譜密度圖

應力時域法通過試驗獲得振動載荷產生的結構應力交變，提取結構的單軸應力參數，等代為結構的時域載荷譜。采用時域載荷中交變中雨流計數獲得應力范圍和平均應力，以確認載荷循環交變密度及循環次數；使用單軸應力S-N曲線計算疲勞損傷，計算累積損傷獲得預估壽命等結果。對于本次發射架壽命預估問題，在實現了導軌結構體振動條件中載荷的測量，記錄信號的雨流循環計數可統計后，回歸到應力循環損傷累計法開展研究工作，可更準確、直接地得到隨機+正弦耦合振動導致的累積結構損傷，從而獲得較精確的疲勞預估結果。

3 評定結果

3.1 梁體結構靜強度分析

梁體原材料為鋁板2024-T351，抗拉強度應為390MPa。經測試硬度，硬度值為HB110～120，對應的抗拉強度約為380～400MPa。

對發射架整體及梁體局部進行靜力分析，應力云圖如圖4、圖5所示。經分析，最大應力115MPa，位于梁體下面的5mm薄壁立面處；而在梁體圓弧面交界斷裂處應力為53MPa ～60MPa，應力并不大。按靜強度理論，鋁2024的屈服強度為265MPa，安全系數

n

=265/115=2.3，梁體靜強度滿足直升機飛行的過載條件。

圖4 發射架整體靜力分析

圖5 發射架梁體(對稱本體)局部靜力分析

3.2 疲勞分析

3.2.1 應變測量

按2.2.2節提出的應力時域法，開展本次問題的分析工作，以明析梁體疲勞問題的機理，驗證應力時域法應用的有效性。

選用試驗室應變測量設備開展結構應變測量。應變測量在結構受迫振動中隨載荷變化產生結構應變幅值。參考文獻[4]確定，低應變范圍內，6系列(常規)鋁合金為不敏感的材料，應變率對6系列(常規)鋁合金材料力學性能影響不大，可以通過應變采樣等代為應力幅值，同時認為對于延性金屬的鋁合金彈性應變與應力載荷是線性對應的。依此，鋁合金2024-T351采用應變測量獲得應力幅值是合理的。

試驗準備中，在梁體圓弧交界位置側壁結構上粘貼應變傳感器，以測量振動條件中結構的垂向應變。在試驗第一步，對梁體進行靜載條件的應變標校，以確定梁體應變片對應位置的立壁應變幅值與所受載荷的對應關系。在振動試驗開始時，按試驗時間記錄應變數據，采樣頻率1000Hz。

3.2.2 振動試驗條件

試驗臺振動采用平均控制方式，振動方向為垂向，寬帶隨機+正弦。輸入綜合均方根1.845g加載振動量級。發射架前后掛點處的傳感器控制試驗振動量級。

試驗中，振動的正弦條件按照直升機要求的主槳頻率(正弦激勵)及主槳倍頻正弦條件設置，隨機振動范圍為10Hz ～500Hz。

3.2.3 試驗時間

疲勞分析中，載荷循環交變視為單位時間條件，因此每個振動條件測量進行1min采樣，作用一個單位時間的載荷譜記錄。

3.2.4 試驗測量及載荷等代

試驗測量了梁體立壁處的垂向應變時域值，如圖6。

圖6 梁體立壁垂向應變測量時域圖(測量1min中的10s-12s)

結合靜態標定試驗的應變數據，計算獲得梁體立壁上一個應變變化單位等于5N(每應變單位)的靜態載荷。

3.2.5 有限元分析及結果

1)載荷加載

在Workbench中建立典型的梁體結構模型，選擇材料為鋁材。在梁體掛軌面上，加載等代垂向載荷。

2)應力集中系數

應力集中系數是在ANSYS中經對結構靜力分析獲得的局部最大應力值與結構應力均值的比值。參考文獻[5]，結構應力集中系數

Kt

取值為1～3。經上述有限元計算，梁體危險點典型結構的應力集中系數為2.5。

3)S-N曲線

S-N應力壽命曲線是表征材料疲勞性能的重要依據，一般由試驗得到。由參考文獻[6]可知，在中等疲勞壽命區，應力比

R

對疲勞壽命影響顯著，應力集中系數

Kt

也是導致疲勞破壞最直接的影響因素。因此，在確定了應力集中系數

Kt

和應力比

R

(-1～0.5)取值后，需修訂S-N 曲線。

由于此型發射架彈體自重小，掛裝載荷較小，梁體結構對應的平均應力在20MPa～70MPa之間。Workbench給出的S-N曲線疲勞極限對應值為83MPa(10e8)，不能滿足本次模型的計算需求。參考文獻[5]、文獻[6]在材料庫中補充超高周鋁合金材料的應力幅-循環曲線，以滿足超高周低應力幅的疲勞分析。修訂、補充的S-N曲線如圖7。

圖7 應力集中系數Kt為2.5的鋁合金S-N曲線圖

在載荷條件中按譜域加載，采用Goodman應力疲勞理論開展計算，如圖8。材料初始壽命設置為2e8，材料疲勞強度因子

kf

設置為1。計算獲得的載荷譜雨流矩陣如圖9，梁體結構壽命和安全系數如圖10、圖11。

圖8 1min載荷譜域與應用疲勞應力理論圖

圖9 梁體處完整記錄1min載荷譜的雨流矩陣圖。

圖10 梁體(對稱半體)結構壽命云圖

圖11 梁體(對稱半體)疲勞安全系數云圖

經計算，1000Hz采樣頻率梁體疲勞壽命為104min。計算表明，在梁體下面5mm薄壁也就是應力集中點處最先出現結構疲勞。分析得出，隨著疲勞損傷累積，應力集中點產生裂紋，并向上面結構體擴散，直至梁體圓弧面交界處結構疲勞出現裂紋。試驗中圖1照片上的實體斷裂裂紋應是梁體結構疲勞斷裂的最終結果。

3.3 梁體改進對比

3.3.1 結構優化

梁體原方案采用螺釘由下向上固定到發射架本體上，為了預留螺釘頭及工具操作空間，梁體局部設計成5mm薄壁結構，圓弧交界處截面厚度僅12mm。結合本次問題，為提高結構強度，減少應力集中，提高抗疲勞能力，梁體采用螺釘由上向下固定，原結構梁體下面凹形槽填充平整，消除兩側5mm薄壁結構，梁體圓弧過渡處薄弱位置的截面厚度由12mm增大至26mm。結構優化前、后的梁體如圖12所示。

圖12 優化前、后的梁體結構圖

3.3.2 靜強度分析

通過靜載荷有限元分析，獲得優化設計后的梁體結構應力值：在梁體交界面應力為40MPa，在梁體下面曲面結構的應力也為40MPa，上下結構應力均勻。優化結構與原梁體結構出現的最大應力115MPa相比，應力明顯減小(圖13)。同時，優化結構消除了應力集中現象。

圖13 發射架優化后梁體局部靜力分析

3.3.3 疲勞分析

優化后的梁體結構應力集中系數

Kt

為1，應力比

R

(-1～0.5)。

S-N 應力壽命曲線見圖14。

圖14 應力集中系數Kt為1的鋁合金S-N曲線見圖

3.3.4 有限元分析及結果

梁體結構壽命和安全系數見圖15、圖16。

圖15 優化后梁體(對稱半體)結構壽命云圖

圖16 優化后梁體(對稱半體)疲勞安全系數云圖

經計算，結構優化后梁體在消除了應力集中危險點后，疲勞壽命顯著增加，可以達到不少于4500min，結構疲勞區域均勻分布在梁體圓弧交界處上下面中。

3.3.5 試驗驗證及結果

優化后的發射架重新進行振動試驗至結束，累計共進行了70h振動試驗，(合計4200min)，梁體未出現斷裂、裂紋現象。試驗證明結構優化措施有效。

4 結論與分析

通過疲勞分析方法比較，確認應力(應變)時域分析法更適合直升機正弦+隨機耦合振動條件的結構疲勞分析。基于工業部門的試驗設備，應變測量、靜力標定，可以在專項試驗中較容易實現。

通過試驗直接測量結構應變(應力)，獲得的時域載荷譜及應變幅循環計數，與結構實際疲勞工況更接近，真實性較高。依據已有文獻修訂鋁合金S-N應力壽命曲線，在有限元疲勞分析上是合理的。對比發射架振動試驗結果，結構疲勞壽命與估算結果較為一致，驗證了本文提出的結構疲勞估算方法的有效性和可信性。

對于在航空裝備研制中經常會出現的結構疲勞問題，在裝備方案設計中，試驗工作開展前，關注并避免結構應力集中，合理設計結構，預計裝備結構壽命，是順利開展航空裝備研制一項重要工作。