直升机尾减速器连接寿命的确定

门坤发　夏双满　孙恒　何龙龙

摘要： 按照新的适航规章确定直升机尾减速器连接寿命，并给出结构检查周期.利用有限元分析结合Miner线性累积损伤理论对结构连接按照设计目标寿命进行详细尺寸定义；利用结构疲劳试验结合Miner线性累积损伤理论给出结构连接寿命；载荷谱分别选用有限元计算疲劳载荷谱和实测疲劳载荷谱，同时按照相应的准则将材料的平均SN曲线转换为计算安全SN曲线和试验安全SN曲线.

关键词： 直升机； 尾减速器； 疲劳； 螺栓； 试验； 应力； SN曲线； 破损安全

中图分类号： V215.56； V216.3文献标志码： B

Safe life confirmation of helicopter tail gearbox link

MEN Kunfa， XIA Shuangman， SUN Heng， HE Longlong

（Aircraft Design and Research Institute， Harbin Aircraft Industry Group Co.， Ltd.， Harbin 150066， China）

Abstract： The safe life of a helicopter tail gearbox link is determined in terms of the new airworthiness regulation and the inspection interval is given. According to the target safe life for design， the detailed structure link size is confirmed by finite element analysis in combination with Miner linear cumulative damage theory； the safe life of the structure link is confirmed by structure fatigue test in combination with Miner linear cumulative damage theory； the load spectrum is selected respectively as finite element calculation load spectrum and measured fatigue load spectrum， and the average SN curve of material is converted to calculation safe SN curve and testing safe SN curve on basis of the corresponding criterion.

Key words： helicopter； tail gearbox； fatigue； bolt； test； stress； SN curve； failsafe

收稿日期： 2016[KG*9〗02[KG*9〗20修回日期： 2016[KG*9〗03[KG*9〗16

作者简介： 门坤发（1979—），男，吉林蛟河人，高级工程师，研究方向为直升机结构强度，（Email） menkunfa@163.com0引言

疲劳破坏是航空结构件、零件的主要失效形式之一，疲劳分析在航空产品设计初期占据非常重要的地位.[13]直升机的结构及其飞行特点，决定其许多动部件如旋翼、尾桨等经常处于非对称流场中，这些零部件及其连接件承受严重的交变载荷，直接导致直升机主要动部件及其相邻结构在高循环、低应力幅值的振动疲劳载荷环境下工作.承受高周疲劳载荷作用的零部件若是直升机的重要零部件，其破坏将直接导致直升机的不正常飞行甚至坠毁，因此其结构必须在严格的设计要求和相应条款下进行设计，其中疲劳试验是直升机所有试验中最重要的，疲劳寿命决定整个直升机的使用寿命.

某直升机支撑尾减速器的结构由前梁、上支撑肋、下支撑肋及中间蒙皮构成，连接区域承受尾桨较大的交变疲劳载荷.在对结构进行设计和结构评定时，对于关键和重要的零部件疲劳强度的评定需要按照中国民用航空规章第29部第29.571条“结构的疲劳评定”进行结构设计试验.[4]其设计思路是：首先，在初步给定的疲劳载荷谱下按目标寿命对结构进行尺寸定义，利用有限元法评估结构部件的疲劳寿命；然后，根据测定的实际飞行载荷谱，通过疲劳试验给出部件的寿命.一般情况下，初步设计用于计算的疲劳载荷谱要比实际飞行的载荷谱严重，最后通过疲劳损伤容限试验给出尾减速器连接件检查周期.

1有限元计算确定尾减速器连接寿命

1.1结构传力

尾减速器通过4个连接螺栓固定在垂尾结构上，见图1.尾减速器的交变载荷作用到这4个连接螺栓，通过螺栓连接区域将载荷扩散出去.1号和2号螺栓的拉压载荷通过下支撑肋传递，3号和4号螺栓的拉压载荷通过上支撑肋传递；4个螺栓的剪力通过前梁固定螺栓的耳片和上下支撑肋进行传递；尾减速器在结构中产生的剪流通过左右蒙皮进行扩散.

图 1机尾减速器连接结构

Fig.1Structure of tail gearbox link

1.2疲劳载荷谱

为确保安全，计算采用的载荷谱参考同级别飞行器的载荷谱，要比实测的载荷谱严重.有限元计算所用的尾减速器连接4个连接螺栓载荷谱见表1；试验结果评估时参照实际飞行时采集整理的疲劳载荷谱，见表2，取Ffatigue=0.5×F±0.5×F.

1.3材料性能

垂尾前梁及上下支撑肋的材料为高强度铝合金，牌号为7010 T7451，材料的弹性模量E=71 000 MPa，屈服强度σ0.2=430 MPa，拉伸强度σb=490 MPa，疲劳极限强度f=140 MPa.[5]考虑到直升机受力复杂，材料表面处理和尺寸，有无摩擦，以及金属取向等可使材料的疲劳极限强度降低，计算安全SN曲线时按平均SN曲线进行减缩，减缩方法见文献[6]，减缩后计算安全SN曲线见图2.

1.4疲劳寿命计算

取4个连接螺栓的主要支持件进行寿命计算，计算结果代表整个尾减速器的连接寿命.对尾减速器连接区域划分详细网格，[7]为确保计算的精准，同时考虑计算的效率，对网格的划分原则为：前梁和上下支撑肋的有限元网格为体元TET10单元；左右外蒙皮为面元QUAD8单元；4个连接螺栓连接用刚体元RBE2单元；在RBE2位置施加载荷；对受载严重区域、耳片连接位置和上下支撑件的前部位置进行网格细化.整个有限元模型中共有4个RBE2单元，434 672个其他单元，703 241个节点.最终尾减速器连接的有限元模型和载荷约束见图3.

图 3尾减速器连接区域有限元模型和载荷约束

Fig.3Finite element model and load constraint of tail gearbox link area

按表1给出的计算载荷谱进行寿命计算.采取疲劳损伤累积理论：当材料或结构承受高于疲劳极限的循环应力作用时，每一应力循环都产生一定的损伤，而这种损伤能够累积，当累积到临界值时就会发生破坏.对直升机零部件采用Miner线性累积损伤理论[89]，某载荷工况下尾减速器连接区域最大主应力的有限元计算结果见图4.

a）整体视图

b）局部视图1

c）局部视图2

图 4某工况下尾减速器连接区域有限元计算结果

Fig.4Finite element calculation results of tail gearbox link area in a certain load case

在计算疲劳寿命时，需要结合下面的公式对寿命进行计算. σsta=σmax+σmin2 （1）

σdyn=σmax-σmin2 （2）

σequ=Kt×σdyn1-Kt×σstaσ0.2 （3）

D=n1N1+n2N2+……+niNi=niNi （4）

L=1D （5）式中：σmax为结构应力云图中得到的最大主应力，MPa；σmin为最小主应力，MPa；σsta为平均应力，MPa；σdyn为交变应力，MPa；σequ为疲劳计算用的等效应力，MPa；Kt为应力集中因数，根据结构的几何形状和尺寸进行选取，由于有限元计算结果中已经考虑结构的应力集中系数，因此在计算连接寿命时取Kt=1.0；σ0.2为结构所用材料的屈服强度，取430 MPa；Ni为结构破坏时的循环次数；D为结构在载荷谱作用下的总损伤；L为结构的计算寿命寿命，h.

有限元计算计算结果见表3.根据安全寿命有限元计算公式h=1/niNi计算可知，尾减速器连接区域有限元疲劳寿命为20 160 h，满足设计指标2万h的要求.表 3根据有限元计算得到的寿命

Tab.3Safe life calculated according to finite element calculation工况ni/（次/h）Ktσmax/MPaσmin/MPaσsta/MPaσdyn/MPaσeq/MPaNi/次（ni/Ni）/h-110.9901.014440.192.0551.9567.23201 3784.92E-0624.1421.014436.590.2553.7569.16195 2872.12E-0530.9001.014455.399.6544.3558.82312 8712.88E-0641.8721.0144072.0072.0087.5790 8712.06E-05

2疲劳试验确定疲劳寿命

2.1尾减速器连接的疲劳试验

试验采用安全寿命与破损安全相结合的方法，其思路为：采用安全寿命设计方法确定不同风险率对应的安全寿命，采用破损安全设计方法确定不同风险率对应的检查间隔，然后将两者结合起来，利用总风险率的概率组合关系确定在一定检查间隔条件下的使用寿命，保证结构发生疲劳破坏的概率极小.本方法的突出优点是在保持总风险率不变的情况下可有效提高结构的使用寿命，或在保持相同使用寿命的情况下可有效降低结构的风险概率.这是因为：一方面采用破损安全确定的检查间隔，可有效防止因漏检而存在的损伤或缺陷对直升机飞行安全带来的威胁；另一方面采用较低可靠度确定安全寿命，因而可较大幅度地提高使用寿命.

尾减速器连接试验安装图见图5.尾减速器连接安全寿命疲劳试验参数见表4.疲劳试验载荷选区表征试验载荷.在第1级载荷情况下进行10万次循环后结构如果未出现裂纹时，加大一级载荷继续进行疲劳试验，依次类推.根据对试验结果的评估，在完成三级疲劳载荷后，经过载荷及循环次数评估，结构满足寿命指标要求.

2.2根据试验结果确定尾减速器连接寿命

将尾减速器重心位置的载荷分配到对应的4个连接螺栓上，选取其中最为严重的3号连接螺力和剪力组合后进行尾减速器的连接寿命计算，从而给出试验安全SN曲线.疲劳极限计算计算方法为：将图2疲劳曲线中材料的平均SN曲线，按照等比进行换算，将纵向坐标换成螺栓载荷N，即σd=（σ105-σ0.2）（lgN×106-lg 105）（lg 105-lg 103）+σ105，

103

σ105=f1+A105γ （7） 式中：A和γ为疲劳曲线形状参数，A=0.482 8，γ=0.5；σ0.2为材料的屈服强度；f为螺栓的疲劳极限破坏载荷；σd为表4中的等效载荷；σ105是对应105的拉伸载荷.

联立式（6）和（7）并组合式（4）和（5），对3号连接螺栓进行求解，得到螺栓等效拉伸疲劳极限f=1 280 N.这样将材料的疲劳曲线转换为受载最严重的3号连接螺栓的等效拉力情况下的平均SN曲线，见图6.试验安全寿命的曲线的确定方法见文献[6]：安全寿命曲线90%的置信度下，考虑破坏风险的概率为10-6次情况，安全寿命曲线的形状根据试验件的数量确定.根据疲劳试验件的材料和试验件的数量，由于本次试验中只针对一件进行试验，K2=0.34，K3=9，随着试验件的数量的增加，2个因数会有所调整.据此，将图2的平均SN曲线折算得到试验安全SN曲线，见图6.