某型直升機尾段全尺寸結構適航驗證技術

潘春蛟，鄒 靜，顧文標，查丁平

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

0 引言

單旋翼帶尾槳式構型具有技術成熟度高、結構簡單、飛行操縱容易和維護方便等優點，是當今直升機的一種主流構型。這種構型的機身后面設計有尾梁和垂尾，尾槳布置在尾梁的端部或垂尾上，以降低旋翼下洗氣流的干擾。尾槳產生拉力或推力，如果斜置還能提供部分升力，平衡旋翼的反扭矩，實現直升機的航向操控。

直升機尾段結構作為減速器、傳動軸和尾槳等的支撐平臺，結構剛度和強度必須滿足承力、傳力的要求。因為全機重量、重心和慣性矩的限制，尾段常采用比強度、比剛度高，且易于整體成型的復合材料結構設計。

某型直升機尾段結構基于20000飛行小時使用壽命指標設計，主要由上垂尾、機身尾段過渡框、尾梁及平尾等部件組成。本文依據適航CCAR29§571等條款，針對該型機尾段結構形式和受載特性，確定尾段強度驗證方法和程序，采用一件試驗件在許用缺陷、極限受載(靜力)和循環受載(疲勞)、使用環境等多種條件的疊加下，驗證結構設計壽命期內的安全性。

1 適航驗證要求及流程

按照適航條款要求，設計壽命內，結構在載荷、環境、內在或意外缺陷等因素影響下，是否會因疲勞和靜強度破壞導致災難性事故，需通過全尺寸結構的地面試驗來驗證。

全尺寸尾段試驗件與適航取證設計狀態一致，除去平尾、整流罩、傳動軸、減速器等與驗證無關的系統和結構。

1.1 驗證載荷要求

直升機尾段需要驗證在以下三類載荷的作用下，結構適航條款的符合性：

1)旋翼系統引起的高頻振動載荷。這種載荷與旋翼的轉速和槳葉數量相關，但幅值相對較小。根據該型機的飛行實測結果，高頻振動載荷對應的結構應力遠低于尾段材料的疲勞極限，故在尾段結構試驗時予以忽略。

2)與結構的靜強度相關的載荷，包括結構不會產生永久變形的限制載荷和結構不會失效或破壞的極限載荷。限制載荷為結構在使用中可預見或實際遇見的最大飛行載荷，極限載荷為限制載荷考慮1.5倍的安全系數。對于尾段來說，主要的限制載荷狀態包括偏航和著陸等。

3)直升機執行任務時從地面起飛，到機動飛行，最后著陸，尾段上會作用地—空—地循環載荷，這類載荷與直升機飛行譜給定的任務剖面密切相關，引起結構低周疲勞問題。

1.2 缺陷要求

結構在生產、使用過程中均可能出現類似機加劃痕、外物撞擊等損傷和某些特定的工藝缺陷，設計上必須考慮帶一定損傷的結構仍能安全使用，因此試驗驗證需覆蓋結構常見的缺陷。

該型直升機尾段采用半框(X13315框)和蜂窩夾層(尾梁)，框、梁和蜂窩夾層(垂尾)結構設計。蜂窩夾層結構由紙蜂窩芯體和不同板厚的雙面鋁合金面板粘合而成。

根據其構型特點，可預見尾段常見的缺陷為蜂窩夾層面板與蜂窩脫粘、鋁合金面板表面沖擊，以及框、梁機加刮痕等類型。

1.3 環境影響要求

受發動機尾流的影響，飛行中直升機尾段一直處于較高的環境溫度中。該型機的尾段設計溫度使用環境為：尾梁110 ℃，垂尾95 ℃。驗證時需要模擬結構所處的溫度環境。

1.4 驗證流程

帶缺陷全尺寸尾段結構試驗驗證流程(見圖1)為：

圖1 尾段試驗驗證流程

1)工藝分析、制造和使用統計，結合小試件試驗，建立結構許用缺陷標準(缺陷類型、缺陷尺寸及易出現位置等)；

2)根據飛行任務剖面、設計載荷、飛行實測載荷和結構材料特性，確定靜力試驗載荷和疲勞壽命試驗載荷譜；

3)設計制造全尺寸尾段試驗件，在試驗件的危險區域預制各類缺陷，包括內部缺陷和外部缺陷；

4)驗證試驗設計，確定試驗程序、邊界模擬、加載方式，標定及監控、檢查要求；

5)帶缺陷結構的靜力、疲勞和剩余強度試驗；

6)根據試驗結果評判結構是否滿足設計指標的要求。

2 尾段結構缺陷許用標準

現實中的尾段，缺陷既難以避免，也可能在任意可達區域出現。缺陷許用標準在于制定可忽略、需周期性檢查和必須修復的缺陷類型和尺寸，加以驗證后納入使用維護手冊中。

蜂窩夾層結構脫粘是常見的工藝性缺陷。超過25 mm的脫粘缺陷通常采用常規敲擊法容易檢出并跟蹤。

外物造成的面板沖擊缺陷可分為目視勉強可檢和明顯可檢兩類。目視距離檢測目標約2 m處，沖擊坑尺寸定為16 mm直徑、0.6 ～2.5 mm深度。

框梁劃痕多由機械加工引起，按照統計結果，尺寸一般不超過直徑0.15～0.25 mm、深度0.25 m。

不同類型缺陷的許用標準采用與尾段結構一致的帶缺陷和不帶缺陷小試件，通過四點彎曲靜強度、疲勞壽命和剩余強度對比試驗建立：

1)單個15 mm或相鄰間隔200 mm以上的15 mm脫粘缺陷，不影響使用安全。

2)面板沖擊缺陷直徑16 mm、深度0.8～1.0 mm的無需修補；深度超出上述尺寸但小于2 mm，需要持續跟蹤、定期檢查；不允許深度2 mm以上的缺陷存在。

3)劃痕缺陷做必要的圓滑處理。

3 尾段試驗載荷

尾段試驗載荷由尾槳側向力1和垂向力1(尾槳斜置設計)，垂尾側向氣動力2、平尾升力2及自身的慣性力3等組成，力的方向參照機體坐標系，向上、向右、逆航向為正，=1、2、3。

3.1 靜力試驗載荷

靜力試驗主要驗證直升機結構在整個壽命期內，能承受所有可能遇到的嚴酷載荷狀態而不破壞，試驗載荷的選取與尾段結構設計時所依據的載荷保持一致。

直升機尾段最嚴酷的載荷狀態，如偏航和著陸出現幾率都較低，實際使用中著陸甚至很難達到70%的設計載荷，而大多數型號的飛行譜也未包含偏航狀態。但現實中并不能排除超出飛行譜的粗暴著陸和偏航出現的可能，因此，靜力試驗采用著陸和偏航兩種工況，見表1。

表1 靜力試驗載荷(單位：N)(最大重量)

著陸工況側重驗證尾段垂向受載的能力；偏航主要驗證側向受載的能力。

3.2 疲勞壽命試驗載荷譜

直升機尾梁的疲勞載荷主要源于地—空—地循環及飛行過程中機動狀態的轉換，從地面停機狀態起飛，執行任務時空中機動，到著陸后地面停機，屬于低周疲勞問題，故疲勞壽命試驗載荷譜依據直升機的典型任務剖面確定。

任務剖面是直升機在整個壽命期內所所執行任務及其時間占比的描述，包括任務重量、任務高度、飛行狀態及其次序等隨時間的變化信息。

該型直升機的任務剖面一共11個，每個任務剖面包含的飛行狀態均來自型號的飛行譜，主要包括地面運轉、懸停、懸停回轉、爬升、右側滑平飛、左右轉彎、側滑、下降、進場、三點水平著陸等。

1)將任務剖面中的尾段受載嚴酷的所有飛行狀態對應的平衡載荷(來自旋翼、機體、尾梁、尾槳、平尾等)施加在全機有限元模型上，計算尾梁結構區域的應力分布，如圖2。

圖2 全機有限元模型和計算應力

2)根據應力分布確定尾段結構的主要危險區域，特別關注尾段和過渡段對接區、尾梁和斜梁對接區等，然后將各主要危險區域中的最大應力提取出來，按任務剖面中的飛行狀態順序將應力進行編排。

3)每個危險區域均編制對應的計算應力—飛行狀態歷程，對各應力—飛行狀態歷程進行“雨流”計數，結合尾段危險區域材料疲勞特性數據，采用全范圍疲勞特性S-N曲線和累積損傷理論進行疲勞壽命分析。

4)由于最終的結構疲勞壽命試驗譜不可能考核到所有危險區域，因此，需找出最薄弱的區域，即將壽命最短的危險區域所對應的應力—飛行狀態歷程作為尾梁疲勞壽命試驗譜的基礎。

5)確定低于疲勞極限對結構不構成損傷的應力循環，將這些應力循環對應的飛行狀態剔除；考慮試驗周期的因素，可按損傷等效的原則對應力循環進行合并簡化。

6)其它危險區域可按試驗結果進行計算評估，若評估不夠，可考慮對結構薄弱區的破壞部位進行修補，再繼續試驗考核，以滿足每個危險區域的壽命驗證要求。

依據上述方法對該型機的11個任務剖面包含的應力譜進行計算，剔出對尾段不造成損傷的狀態，并進行損傷等效簡化后，確定尾段疲勞壽命試驗對應1000飛行小時所需施加載的荷譜，如表2所示，載荷方向與靜力載荷一致。

表2 部分疲勞壽命試驗載荷譜(單位：N)

4 尾段結構驗證試驗設計

4.1 試驗程序

分5個階段在一件試驗件上同時驗證靜強度、疲勞強度和剩余強度。考慮飛行中發動機尾流產生的高溫，試驗中尾段的溫度保持在110 ℃，上垂尾保持在95 ℃。

階段1：在全尺寸尾段試驗件上制造初始缺陷，模擬包括可能存在的工藝脫粘和外物沖擊坑。

階段2：高溫環境下限制載荷強度試驗。

階段3：進行一萬小時(半個壽命周期)的地—空—地載荷循環疲勞壽命試驗。

階段4：修復可能損傷，增加部分目視明顯可檢損傷，進行一萬小時疲勞試驗。

階段5：高溫環境下的1.2倍限制載荷靜強度試驗，繼續升級載荷，直到破壞。

4.2 缺陷預制及溫度環境模擬

試驗件上的缺陷預制偏保守地考慮較差的制造質量及較惡劣的使用情況，包括蜂窩夾層結構的大應力區、結構封邊框膠接區及封邊框和面板膠接區(Z型區域)，結構變形較大，易產生出現脫/漏粘的區域，以及容易受到外物沖擊的區域等。

大應力區和大變形區基于全機有限元模型，施加全機平衡載荷計算的結果；易受外物沖擊區域采用統計和預測的方式確定。

依據缺陷許用標準，在確定區域的面板與蜂窩之間或膠結區域結構之間放置15 mm特富龍片模擬脫粘缺陷；外部沖擊采用彈簧槍實施，沖擊能量由蜂窩夾層結構小試件的沖擊試驗確定；框梁劃痕用刮刀制造。標識試驗件上缺陷位置，進行尺寸檢測。

通過在尾段試驗件外表面覆蓋加熱毯的方式實現尾梁和垂尾加溫。

4.3 試驗件邊界模擬和加載

為了盡可能地模擬真實邊界，該型機尾段試驗件包含一部分過渡段結構(直升機機體7框到8框之間)。過渡段結構通過螺栓安裝在一個夾具上，夾具再與鋼架固定。

尾段上有4個加載點，其中尾減速器機匣接頭模擬件上施加尾槳拉力和升力；垂尾氣動中心施加垂尾氣動力；平尾升力通過平尾與尾段的連接接頭施加；尾段慣性載荷施加在尾梁的X13315框。加載示意見圖3。

圖3 試驗加載示意圖

多點加載時考慮變形協調，設計線系長度合適的加載系統，以保證5種載荷的峰谷值達到時間同步，并將載荷分量控制在給定的要求范圍內。

試驗加載消除尾梁重量的影響，并設置加載自動終止系統，及時應對試驗中的異常情況。

4.4 試驗件傳感器布置

在試驗件上布置應變和位移傳感器，用于試驗過程監控，并與尾段飛行實測和計算的應力及變形結果進行對比，確定施加的載荷及試驗加載過程符合實際使用情況，確保試驗結果的有效性。

在尾梁、垂尾、垂尾與尾梁連接等區域的主承力框、梁和接頭上沿主應力方向布置應變片，測量應力；在主承力框、梁之間的腹板上布置應變花。在尾梁、垂尾以及尾梁和垂尾的連接處安裝位移傳感器，記錄試驗中結構的垂向和側向變形。在尾段的尾梁上平臺、側面，垂尾的翼型面，結構連接區等區域均勻布置溫度傳感器，用于監視、控制試驗過程中試驗件不同區域的溫度。

試驗時關鍵部位的傳感器設置安全限制值，除靜力破壞試驗外，傳感器輸出值超出限制值時，暫停試驗，查明原因。

4.5 試驗合格判據

經過限制載荷、疲勞壽命、極限載荷試驗，尾段試驗件的過渡段，載荷施加點，尾梁和垂尾的內外表面、主承力框梁及連接區等，未出現破壞、不可恢復的變形和剛度明顯下降等情況，各預制缺陷未發展為不可修復的損傷。通過破壞試驗獲得結構真實的承載能力。

5 全尺寸結構試驗

正式試驗前，通過尾段上的4個加載點分別施加平尾升力、尾槳升力和拉力等5種載荷，標定試驗載荷與應變、位移傳感器輸出值之間的相互關系。

對比標定時各部位應變片的測量值與全機有限元計算值，兩者應力比值范圍在0.86到1.05之間，表明結構試驗與實際使用中的受載情況基本一致，試驗件安裝、加載和測量等滿足驗證試驗的要求。

5.1 疲勞壽命試驗

按照表2所示的尾段疲勞載荷譜進行疲勞壽命試驗，對應 20000飛行小時的結構疲勞壽命，載荷譜需重復施加20次，每個任務剖面對應一個加載循環，見圖4。

圖4 疲勞壽命試驗加載方式

每個加載循環中，平尾、尾槳、垂尾、13315 框4個加載點同步施加5種載荷。試驗過程中記錄每個加載荷循環應變、位移等傳感器的峰、谷值。

每完成 0.5 個疲勞試驗譜，檢查試驗件接頭連接區是否異常，尾段有無新增損傷，預制缺陷擴展與否。當結構新出現損傷，或預制缺陷擴展時，記錄對應的循環次數并暫停試驗，對試驗件進行修補后再繼續后續試驗。一旦試驗件某個單元失效，應暫停試驗，修理或者替換失效的單元后再繼續疲勞試驗。

5.2 靜力試驗

按表1中的工況順序，在尾段上的4個加載點同時施加對應載荷，施加過程中各載荷變化保持協調一致。施加每級載荷時，測量并監控應變和位移傳感器的輸出值。

5.2.1 限制載荷試驗

限制載荷靜強度試驗按以下程序執行：

1)施加20%限制載荷，然后卸載至0；

2)逐級加載到限制載荷，保載3 s；

3)繼續逐級加載至1.12倍限制載荷，保載3 s后卸載至0。

每級載荷增幅為20%的限制載荷。

5.2.2 極限載荷和剩余強度試驗

靜強度破壞試驗按以下程序執行：

1)逐級加載至20%限制載荷，然后卸載至0；

2)逐級加載至限制載荷，保載30 s，卸載至0；

3)暫停試驗，分析應變、位移等傳感器測量數據，檢查試驗件外觀、預制缺陷情況，保證測量數據滿足要求，試驗過程安全；

4)逐級加載到極限載荷，保載3 s；

5)繼續逐級加載，直到1.12倍極限載荷，保載3 s；

6)繼續持續加載，直至試驗件破壞。

每級載荷的增幅為10%的限制載荷。

5.3 試驗問題處理

試驗過程中，當實施偏航工況1.3倍限制載荷試驗時，試驗件尾梁中部提前破壞。破壞分析從試驗程序、測量值與理論值對比、工藝檢查等角度開展[7]。

試驗過程嚴格按試驗程序進行，加載無異常；測量值與有限元分析值對比表明，尾段試驗受載與實際受載一致；預制缺陷未見擴展，故結構破壞源于強度裕度不足。

檢查發現，尾梁蜂窩結構內側面板存在大面積波浪條紋狀初始缺陷，走向與結構失穩方向重合，條紋處于高應力區，導致蜂窩結構承載能力下降，引起提前破壞。

隨后對尾梁結構設計和工藝進行改進，完善后的試驗件順利通過后續各階段的疲勞壽命和靜強度試驗，驗證了尾段結構20000飛行小時設計壽命的安全性。

6 結論

直升機尾梁全尺寸結構適航驗證技術包括缺陷許用標準、靜力試驗載荷和疲勞壽命試驗載荷譜、試驗程序、安裝加載方式、標定等方面的設計。

試驗環境和條件應盡可能與直升機實際使用情況一致或接近；靜力試驗載荷可選取最大設計載荷；疲勞試驗載荷譜則依據型號典型任務剖面，通過應力分析、壽命計算、損傷等效等方法確定。

該型號建立起的直升機尾段結構試驗驗證技術，滿足適航相關條款符合性驗證的要求。