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]。祝立國采用數(shù)值仿真方法研究了四種固定式受油探桿的流場特性，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)因損傷程度過于嚴(yán)重而完全破壞，無法提供一定剛度繼續(xù)承載，曲線呈下降趨勢。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)生與演化過程。

結(jié)構(gòu)承載過程中，法蘭過渡處纖維失效的損傷演化過程如圖4所示。圖中灰色部分表示結(jié)構(gòu)沒有產(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程

法蘭過渡處基體失效的損傷演化過程如圖5所示。

圖5 基體失效損傷演化過程

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渡處。本文研究對(duì)象的承載能力滿足設(shè)計(jì)要求，無需進(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)合材料無損檢測手段優(yōu)先檢測本文分析所得的三種失效模式損傷路徑，減少檢測時(shí)間，提高檢測效率。

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)加載過程中，復(fù)合材料受油探桿在法蘭過渡處產(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)，建議在法蘭過渡處增加金屬襯套以提高局部的剛度和強(qiáng)度，無損檢測時(shí)應(yīng)首先在結(jié)構(gòu)的損傷路徑上進(jìn)行檢驗(yàn)。