顧文標，張 偉，鄒 靜，潘春蛟

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

某型導彈由前后兩個滑塊通過鎖扣固定在直升機的武器掛架上。導彈結構包含控制艙、彈藥艙、滑塊、連接螺栓等部分，其中導彈體的材料為鋁合金，滑塊和連接螺栓為鋼，導彈自重大于200kg，最大設計使用過載6.1g，要求機上掛裝安全起降次數(shù)不小于100次。

圖1為導彈控制倉及滑塊結構的三維視圖，兩者通過螺栓連接。

從導彈的結構尺寸和最大使用載荷來分析，導彈不存在靜強度破壞的可能，但由于直升機使用環(huán)境多樣，使用過程中，導彈承受著較復雜的氣動、慣性及振動載荷，這些載荷引起的疲勞問題不容忽視。

為了保證導彈的結構設計能夠滿足研制技術要求的飛行掛裝安全，采用安全壽命方法對導彈各關鍵部位進行疲勞分析，驗證其選材、結構設計尺寸的合理性。

圖1 導彈控制倉及滑塊

1 疲勞強度分析思路

導彈疲勞強度分析采用安全壽命方法，即導彈相關結構在不進行檢查和修理的前提下，在規(guī)定的使用時間期限內，因疲勞載荷作用發(fā)生破壞的概率極小(10-6破壞概率)。

安全壽命方法包含三個基本要素：

1)疲勞特性，即包含結構安全疲勞極限信息的疲勞特性S-N曲線，代表結構抗疲勞的能力；

2)疲勞載荷譜，代表結構使用中承受的疲勞載荷和單位小時載荷作用的循環(huán)次數(shù)；

3)MINER線性累積損傷理論，用于壽命計算。

結構的疲勞特性一般采用全尺寸結構的疲勞試驗確定，載荷譜采用飛行載荷測量結果編制，當兩項試驗條件不具備時，則采用偏安全的計算方法來完成相應的疲勞分析工作。若分析的安全壽命不滿足設計壽命指標要求，則須針對薄弱環(huán)節(jié)進行結構完善設計并重新分析疲勞強度，直到安全壽命滿足設計指標的要求。

某型導彈不進行全尺寸結構疲勞試驗，也不開展飛行載荷測量，因此采用分析方法進行疲勞強度評估，主要過程包括：

1)確定疲勞考核部位及其疲勞特性；

2)受載形式分析；

3)簡化飛行譜、狀態(tài)載荷計算；

4)建立有限元分析模型，編制計算應力譜；

5)設計壽命驗證。

疲勞分析的思路見圖2所示。

2 疲勞強度分析

2.1 疲勞考核部位及疲勞特性

導彈的本體、滑塊連接區(qū)、滑塊及連接螺栓在掛裝使用中任一區(qū)域出現(xiàn)疲勞破壞都可能影響任務的執(zhí)行，根據(jù)導彈的結構特點及其機上連接形式，確定的疲勞考核部位共有6個：

1)導彈控制艙及其螺栓連接區(qū)；

2)滑塊及其螺栓連接區(qū)；

3)連接螺栓的螺桿和螺紋。

這6個部位的材料分別為鋁合金和鋼，可能的破壞模式有四種：

鋁合金無擦蝕(D-)、有擦蝕(D+)破壞模式；鋼無擦蝕(A-)、有擦蝕(A+)破壞模式。

圖2 疲勞強度驗證思路

確定結構疲勞危險部位后，依據(jù)各部位材料的平均疲勞極限，考慮表面處理系數(shù)、強度減縮系數(shù)、擦蝕系數(shù)等影響系數(shù)，給出以應力表示的結構安全疲勞極限。

兩種材料的平均疲勞極限為：

鋁合金7175：150MPa；

鋼30CrMnSiA：510MPa。

考慮表面處理系數(shù)：鋁合金0.8，鋼0.75。

強度減縮系數(shù)按未做疲勞特性試驗取值3，擦蝕系數(shù)也取3，最后確定的各考核部位的安全疲勞極限：

D-模式 40MPa；

D+模式 13.3MPa；

1-模式 127.5MPa；

A+模式 42.5MPa。

根據(jù)材料的疲勞特性S-N曲線形狀參數(shù)和考核部位的安全疲勞極限，確定各考核部位全范圍的疲勞特性S-N曲線方程。全范圍疲勞特性S-N曲線見圖3。

2.2 導彈受載狀態(tài)及載荷[1-2]

導彈掛裝在直升機上執(zhí)行任務時所承受的載荷主要包括氣動載荷、飛行過載和振動引起的慣性載荷三種類型。

圖3 全范圍疲勞特性S-N曲線

確定用于導彈強度評估的載荷狀態(tài)時，保留大速度、大過載狀態(tài)，對氣動載荷及慣性載荷貢獻較小的懸停、小速度、小過載等飛行狀態(tài)可以篩除。對同類型的狀態(tài)再進行合并，即載荷偏重狀態(tài)替代偏輕狀態(tài)，時間比例合并。

基于上述原則，導彈的載荷狀態(tài)譜依據(jù)某型直升機初步飛行譜[3]簡化確定。該直升機每小時的飛行起落次數(shù)為4次，飛行譜中每個狀態(tài)的執(zhí)行時間長度參照其它類似直升機飛行實測的統(tǒng)計結果給出。

簡化后的導彈載荷狀態(tài)譜共20個狀態(tài)，見表1。含垂直起飛、轉彎、俯沖拉起、著陸等典型機動狀態(tài)以及左右回轉、爬升、前飛、偏航等穩(wěn)定狀態(tài)，每個狀態(tài)給出對應的法向過載、時間百分比和機動的時間長度，通過時間比例及機動時長，得出每種狀態(tài)單位小時內出現(xiàn)的次數(shù)。

導彈承受的載荷按簡化后的載荷狀態(tài)譜計算。

表1 簡化載荷狀態(tài)譜

2.2.1 氣動載荷

氣動載荷是直升機在執(zhí)行任務的過程中，導彈與來流相對運動而受到的氣動阻力。

氣動阻力直接與飛行速度和導彈的迎風截面相關，因此從簡化載荷狀態(tài)譜中選取了中、高速的前飛、高速俯沖及帶側滑俯沖、側飛等6種狀態(tài)計算導彈的氣動載荷，表2給出了對應狀態(tài)下所承受的航向Fx、側向Fy和法向Fz氣動載荷包。

表2 導彈氣動載荷計算結果

2.2.2 飛行過載

直升機執(zhí)行任務時,轉彎、加減速、俯沖拉起等機動飛行是常見的動作，機動過程會引起導彈產生一定的法向過載。而直升機在著陸過程中，從有一定下降速度到速度為0也會引起導彈的過載。該直升機為前三點式起落架,由于著陸姿態(tài)存在隨機性,故單點、雙點、三點起落架著陸模式均需考慮。

依據(jù)該型機最大起飛重量時的簡化飛行譜對應狀態(tài)計算導彈的飛行過載，對左內側、左外側、右內側、右外側導彈的三方向慣性過載(航向、側向、垂向)分別進行計算，計算的最大側向和法向過載出現(xiàn)在三點水平左側移著陸狀態(tài)，分別達到-1.876g、-4.503g，最大航向過載出現(xiàn)在兩點水平著陸(有阻力)狀態(tài)，為-1.783g。

對計算結果進行分析，多數(shù)狀態(tài)下，處于機身外側的導彈其慣性過載明顯高于內側導彈，而右外側略大于左側。為了保證用于疲勞分析的載荷相對保守，導彈的慣性過載取右外側的計算值作為后續(xù)分析的依據(jù)。

2.2.3 振動引起的慣性載荷

由于導彈掛架剛度較大，直升機振動引起的彈性變化量很小，因此振動引起的慣性載荷基本可以忽略。

2.3 導彈計算載荷譜

從氣動載荷計算結果看，航向最大值為70.2N，側向最大為88.1N，相比慣性載荷，氣動載荷的量值很小，故除了最大速度左右側飛外(慣性載荷與氣動載荷疊加)，其他狀態(tài)均忽略氣動載荷的影響。

慣性載荷計算結果表明，爬升、前飛、側滑等4個非機動飛行狀態(tài)的垂向過載系數(shù)絕對值接近1g，其它方向過載系數(shù)接近0g，因此疲勞分析時可以不予考慮。

依照上述原則，簡化載荷狀態(tài)譜中取消VNE， VNE5°左/右側滑、最大連續(xù)功率平飛、Vy爬升等狀態(tài)的氣動載荷或過載，用于計算載荷譜編制的狀態(tài)剩余17個，由進入、退出時的載荷初始值和執(zhí)行過程中的載荷極限值構成一次狀態(tài)載荷循環(huán)，航向、側向、垂向三方向的狀態(tài)—過載譜見圖4。

圖4 航向、側向、垂向三方向的過載譜

2.4 載荷譜下的結構應力

將航向、側向、垂向三方向過載譜施加在導彈上，采用有限元和工程方法對導彈的關鍵部位進行應力分析。

采用CATIA 3D設計結構建立導彈滑塊和導彈控制艙的有限元模型，見圖5。在導彈的各個質心處建立質量點，在質量點施加載荷譜中的三方向慣性過載，連接螺栓采用梁單元模擬。

對導彈滑塊螺栓連接區(qū)域及連接螺栓，采用工程方法進行應力分析。

圖5 導彈結構有限元模型

1)導彈滑塊應力

導彈滑塊本體(非螺栓連接區(qū))應力直接取自有限元模型計算結果。

導彈滑塊螺栓連接區(qū)工程簡化為單孔耳片，見圖6。

螺栓剪切應力計算公式：

螺栓拉伸應力(引起截面彎曲)：

圖6 導彈滑塊螺栓連接區(qū)簡化

2)導彈控制艙應力

本體應力直接取自有限元計算結果(圖7)，控制艙螺栓連接區(qū)取其附近的有限元計算應力，考慮Kt=2.62后，計算等效應力。

圖7 導彈控制艙應力

3)導彈連接螺栓應力計算

取有限元模型中的螺栓的經(jīng)向載荷和軸向載荷，采用工程方法分別計算螺栓的螺桿、螺紋和螺紋根部的剪切和拉伸應力。

2.5 疲勞安全壽命計算

將導彈各關鍵部位的應力計算結果編制成對應的狀態(tài)—應力譜，再采用“雨流”計數(shù)法將應力譜轉換為損傷等效的應力循環(huán)，即不同的應力幅值及出現(xiàn)的次數(shù)。

采用全范圍疲勞特性S-N曲線方程確定應力譜中各狀態(tài)i的交變應力σi對應的破壞循環(huán)次數(shù)Ni，i=1,2……,18。

依據(jù)MINER線性累積理論計算各個狀態(tài)i造成的損傷，再進行損傷累計：

安全壽命為單位小時損傷的倒數(shù)：

根據(jù)計算結果，導彈滑塊本體、控制艙本體、連

接螺栓均為無限壽命，滑塊螺栓連接區(qū)和控制艙螺栓連接區(qū)壽命分別為968和147飛行小時，按直升機每小時起落4次計算，導彈的最低安全起落次數(shù)為147×4=588，即該型導彈至少能滿足500次飛行起落的掛裝安全。

3 總 結

根據(jù)統(tǒng)計數(shù)據(jù)，該型導彈批量裝備直升機后，單機帶彈的作訓次數(shù)均超過百余次，達到設計技術要求，經(jīng)對導彈滑塊、控制艙連接區(qū)、連接螺栓等檢查，結構均未出現(xiàn)變形、損傷等情況。

當直升機類似掛裝附件不進行疲勞試驗和飛行載荷測量時，依據(jù)結構材料的應力疲勞極限確定結構的安全疲勞極限；基于載機使用環(huán)境分析和導彈受載形式分析，確定結構壽命期內的掛裝工況；采用應力分析結果和累積損傷理論確定結構掛裝安全飛行的次數(shù)，計算結果是安全可信的。