直升机风挡玻璃失效分析

门坤发，张洪侠

(哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 飞机设计研究所，哈尔滨 150066)

0　引言

航空有机玻璃是座舱重要的组成部件，作为直升机结构的主要组成部分之一，要求具有良好的光学性能、足够的结构强度及较长的使用寿命，以保证乘员的正常工作和安全，作为直升机结构的次要承力部件，一旦出现裂纹或者破坏也会影响到直升机的飞行安全[1-2]。直升机风挡玻璃(以下简称玻璃)在飞行过程中承受着交变的气动载荷、温差载荷，以及由于安装玻璃时在骨架结构与玻璃变形不协调或装配过程中存在贴合不好而强制装配的所产生残余应力，这些载荷和应力作用下在玻璃边缘位置产生较大的工作应力，再加上在服役过程中不可避免遭遇自然老化等不同形式的损伤和破坏，因此，疲劳破坏是直升机风挡有机玻璃失效的主要原因之一[3-6]。

直升机玻璃安装的是YB-2航空有机玻璃，是以甲基丙烯酸甲酯和增塑剂为主要原料，经本体聚合而成的板材[7]，从最近几年使用反馈信息得知，该型直升机的玻璃多次出现裂纹，尤其在冬季更为明显。本研究选取一块典型的带有裂纹的玻璃，通过对外观、裂纹断口宏观和微观观察，确定裂纹位置和原因，利用有限元方法建立玻璃有限元模型进行结构强度计算，根据计算结果结合对断口宏观和微观观察，找出玻璃出现裂纹的真正原因，为解决玻璃裂纹提供解决措施，同时也为其他型号直升机玻璃的安装设计以及计算分析提供借鉴。

1　断口分析

1.1　断口外观和宏观观察

从众多带有裂纹的玻璃中选取一块作为研究对象。该玻璃裂纹出现在1月份的北方，根据用户反映，玻璃在完成当天飞行任务时完好，然后将直升机放在机库中，第二天在机库中发现玻璃出现裂纹(图1)。该直升机出厂近5年，累计飞行603 h，2 403次起落，飞行状态一直良好，所有的维护工作都按相关文件要求进行。玻璃厚度5 mm，通过胶粘形式将其固定在复合材料前舱罩骨架结构上，在合页安装位置由于安装要求对玻璃进行了局部去除，粘接所用的胶层厚度约1 mm，粘接宽度20～30 mm，粘接完成后在四周粘接位置用螺栓进行加固。出现裂纹的玻璃位于航向左侧，从玻璃裂纹可见，裂纹出现在边缘粘接位置，且已经向中间位置扩展了200 多mm，同时从外观

检查发现，在玻璃底部粘接处有较多微小的裂纹和银纹。

选取玻璃的断口区域，裂纹断口的外观见图2，断口呈疲劳裂纹特征，裂纹起始于端边，整体呈由外表面向内表面倾斜扩展特征，端边与源区较粗糙，裂纹扩展区可见撕裂的层片状区形貌，断口中后部可见撕裂棱线形貌。

图1　玻璃裂纹和银纹Fig.1　Cracks and crazes of windshield

图2　玻璃断口形貌Fig.2　Fracture of the windshield

1.2　断口微观观察

玻璃裂纹断口源区低倍形貌见图3，裂纹起始于靠近端边的中部，点源特征，源区具有一定的高差，靠近外侧表面较光洁、靠近内侧表面可见层片状特征。对于图3的裂纹源之一进行放大，从扩展初期断口可见条纹状、泥纹状及层片状形貌，泥纹状特征表明玻璃受到了腐蚀，断口主要呈疲劳断裂特征。

裂纹垂直于端边，呈有序分布，断口上可见疲劳特征，这表明直升机玻璃裂纹主要是由于其所受疲劳载荷超过玻璃自身疲劳强度所致。该型直升机的大量玻璃在较短服役时间内，在多个服役地区出现特征相似的裂纹，也可说明玻璃开裂主要是由于其所受应力较大引起。裂纹在应力场作用下扩展，当应力强度因子达到构件材料的断裂

图3　玻璃断口SEM形貌Fig.3　SEM appearance of the fracture

韧度值时，裂纹就会发生快速扩展，直至断裂。裂纹开始快速扩展的尺寸就是临界裂纹尺寸，裂纹扩展速率也急剧加快，直至断裂，同时玻璃端边加工比较粗糙，是裂纹从端边起源的原因之一，另外，玻璃表面均可见麻点状腐蚀特征，可见，玻璃受到了腐蚀作用。

图4　疲劳源区形貌Fig.4　Fatigue source area appearance of the fracture

玻璃底部的银纹可能是溶剂银纹或者应力银纹。溶剂银纹在制造、贮存和使用过程中受到溶剂腐蚀作用就会产生溶剂银纹。应力银纹在成型、机加工、装配时受力不均或使用过程中受到一场大的应力作用都会产生应力银纹。应力-溶剂银纹则是在应力和溶剂的共同作用下产生的，其垂直于应力作用方向，呈有序分布，其门槛应力值低，容易产生；形成裂纹后常常导致灾难性的脆性断裂，由于应力银纹和腐蚀银纹共同的作用，在疲劳载荷的作用下从而引起了疲劳断裂[8-9]。

2　玻璃强度分析

YB-2有机玻璃的拉伸强度和拉伸弹性模量随温度降低逐渐降低[7]，基本上呈线性变化。在计算过程中，30～85 ℃的线膨胀系数8.86×10-5/℃，用于固定玻璃的前舱罩的材料是碳纤维复合材料线膨胀系数为6.0×10-6/℃。

对于直升机玻璃，其所受的载荷如下：

1)在飞行过程中，前舱罩变形对玻璃或产生的强迫位移引起的应力；

2)在飞行过程中，气动载荷直接作用在玻璃上产生的气动压力载荷引起的应力；

3)在装配过程中存在残余变形引起玻璃的应力；

4)玻璃内外温差和玻璃与安装骨架的热膨胀系数不同所引起的温差应力。

根据以上载荷对玻璃进行强度计算发现，温差是玻璃产生大应力的主要因素[10-13]，结合飞行过程中产生的气动载荷，将两者叠加的载荷对玻璃进行强度计算。

直升机的驾驶舱是非封闭结构，在飞行过程中不考虑玻璃的内外压力差，而仅考虑在最大飞行速度情况下的气动载荷，平飞状态下玻璃受到的气动载荷最大，最大设计的飞行速度v=100 m/s，大气密度取国际标准ρ=1.225 kg/m3，空气阻力系数取Cx=1.0，玻璃受到的气动压力载荷

125 Pa

(1)

有机玻璃导热性差，热膨胀系数较大，当温度急剧变化时，容易产生较大的温差应力：直升机在冬季飞行过程中，玻璃的外部温度比内部温度低很多，从而形成玻璃的内外表面温度差，温度高的内表面，分子活动能力加剧，产生较大的膨胀；而温度低的外表面，分子活动能力小，则产生较小的膨胀。于是在玻璃表面上形成一个要膨胀，一个限制其膨胀，结果使玻璃表面承受拉伸应力，即温差应力。

这种温差应力在玻璃上分布基本上是均匀的，其值为：

(2)

式中：E为有机玻璃的弹性模量，从文献[7]中选取对应计算温度下的弹性模量，MPa；α为玻璃的线膨胀系数，取值8.86×10-5/℃；t1、t2分别为玻璃的内、外表面温度值，取值见表1。

表1直升机玻璃温度载荷谱

另外，在温度变化时，玻璃和玻璃连接框的线膨胀系数不同，其中玻璃的线膨胀系数是固定框所用复合材料膨胀系数的10倍以上，这样也会产生温差应力，假设玻璃完全固定于玻璃连接框上，这种温度应力，其值为：

σt=E×Δt×(α1-α2)

(3)

式中：Δt为装配后温度变化量，根据表1计算，℃；α1、α2为两种材料的线膨胀系数，1/℃。

通过以上分析可知，玻璃的边缘连接位置在受到较大的温差时，受到内外温差产生的应力和由于材料膨胀系数不同所产生的温差应力叠加，将会使玻璃的边缘位置产生较大的应力。

建立玻璃有限元模型时，为了使模型尽可能的与实际结构保持一致，模型中建立了玻璃和与之粘接所用的框架，另外建立其他框架，在框架的位置进行约束，有限元模型见图5。由于玻璃受到的温度影响引起的应力较大，根据表1的温度载荷谱选取2种工况：一种是极端情况，即玻璃的外部温度-54 ℃，内部温度4 ℃，温差取58 ℃；一种是循环次数最多的情况，温差取17 ℃。以上2种情况与气动载荷进行叠加进行计算，玻璃的力学性能取对应温度下的力学性能。

由图6应力云图可见，玻璃的最大应力是在玻璃与框粘接位置处，其中，在最严重的温差58 ℃情况下的最大应力达到29.2 MPa，在一般工况下(即温差17 ℃)情况下的最大应力为18.6 MPa。玻璃边缘处的最大应力是考虑边缘光滑情况，如果边缘存在打磨不光滑，边缘的粘接存在腐蚀情况，这样会大大降低玻璃的许用应力水平。参考文献[7]的YB-2有机玻璃的低周疲劳曲线，在应力集中系数kt=2.5、应力比R=-0.4情况下，105的疲劳寿命18 MPa左右；应力集中系数kt=4，应力比R=-0.4情况下，105的疲劳寿命12 MPa左右。从统计的玻璃裂纹的位置和飞行小时可知，裂纹起始位置都在边缘处，但具体位置可能不同，发现裂纹时的飞行小时数从几百到几千小时不等，从计算分析结果可以判断温差载荷作用的应力在一定的循环数下能够使玻璃产生裂纹和破坏。

图5　直升机风挡玻璃有限元模型Fig.5　FEM model of the helicopter windshield

图6　玻璃在极端工况和一般工况下的应力云图Fig.6　Windshield stress distribution under extreme and common service condition

3　改进措施

1)使装机所用的玻璃边缘尽可能的光滑，而且打磨方向与厚度垂直方向一致，建议打磨的要光亮一些。粗糙度尽可能的小；

2)边缘的应力应释放，改变粘接形式，将现有的胶结形式改成压边条形式；

3)装配过程中尽可能使玻璃带着压应力进行装配，如保证玻璃在低温情况下进行安装；

4)为了保证残余应力最小，将安装玻璃程序作为交机的最后一道程序进行。

4　结论

装机风挡玻璃边缘粘接位置存在缺陷，导致风挡玻璃的疲劳强度下降，粘接过程中溶剂与风挡玻璃相溶，在出厂和服役期间极易使风挡玻璃产生应力银纹和溶剂银纹，在飞行载荷和温差载荷等循环作用下，风挡玻璃产生了裂纹。

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