某型直升机导弹挂装疲劳强度分析

顾文标，张 伟，邹 静，潘春蛟

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

0 引言

某型导弹由前后两个滑块通过锁扣固定在直升机的武器挂架上。导弹结构包含控制舱、弹药舱、滑块、连接螺栓等部分，其中导弹体的材料为铝合金，滑块和连接螺栓为钢，导弹自重大于200kg，最大设计使用过载6.1g，要求机上挂装安全起降次数不小于100次。

图1为导弹控制仓及滑块结构的三维视图，两者通过螺栓连接。

从导弹的结构尺寸和最大使用载荷来分析，导弹不存在静强度破坏的可能，但由于直升机使用环境多样，使用过程中，导弹承受着较复杂的气动、惯性及振动载荷，这些载荷引起的疲劳问题不容忽视。

为了保证导弹的结构设计能够满足研制技术要求的飞行挂装安全，采用安全寿命方法对导弹各关键部位进行疲劳分析，验证其选材、结构设计尺寸的合理性。

图1 导弹控制仓及滑块

1 疲劳强度分析思路

导弹疲劳强度分析采用安全寿命方法，即导弹相关结构在不进行检查和修理的前提下，在规定的使用时间期限内，因疲劳载荷作用发生破坏的概率极小(10-6破坏概率)。

安全寿命方法包含三个基本要素：

1)疲劳特性，即包含结构安全疲劳极限信息的疲劳特性S-N曲线，代表结构抗疲劳的能力；

2)疲劳载荷谱，代表结构使用中承受的疲劳载荷和单位小时载荷作用的循环次数；

3)MINER线性累积损伤理论，用于寿命计算。

结构的疲劳特性一般采用全尺寸结构的疲劳试验确定，载荷谱采用飞行载荷测量结果编制，当两项试验条件不具备时，则采用偏安全的计算方法来完成相应的疲劳分析工作。若分析的安全寿命不满足设计寿命指标要求，则须针对薄弱环节进行结构完善设计并重新分析疲劳强度，直到安全寿命满足设计指标的要求。

某型导弹不进行全尺寸结构疲劳试验，也不开展飞行载荷测量，因此采用分析方法进行疲劳强度评估，主要过程包括：

1)确定疲劳考核部位及其疲劳特性；

2)受载形式分析；

3)简化飞行谱、状态载荷计算；

4)建立有限元分析模型，编制计算应力谱；

5)设计寿命验证。

疲劳分析的思路见图2所示。

2 疲劳强度分析

2.1 疲劳考核部位及疲劳特性

导弹的本体、滑块连接区、滑块及连接螺栓在挂装使用中任一区域出现疲劳破坏都可能影响任务的执行，根据导弹的结构特点及其机上连接形式，确定的疲劳考核部位共有6个：

1)导弹控制舱及其螺栓连接区；

2)滑块及其螺栓连接区；

3)连接螺栓的螺杆和螺纹。

这6个部位的材料分别为铝合金和钢，可能的破坏模式有四种：

铝合金无擦蚀(D-)、有擦蚀(D+)破坏模式；钢无擦蚀(A-)、有擦蚀(A+)破坏模式。

图2 疲劳强度验证思路

确定结构疲劳危险部位后，依据各部位材料的平均疲劳极限，考虑表面处理系数、强度减缩系数、擦蚀系数等影响系数，给出以应力表示的结构安全疲劳极限。

两种材料的平均疲劳极限为：

铝合金7175：150MPa；

钢30CrMnSiA：510MPa。

考虑表面处理系数：铝合金0.8，钢0.75。

强度减缩系数按未做疲劳特性试验取值3，擦蚀系数也取3，最后确定的各考核部位的安全疲劳极限：

D-模式 40MPa；

D+模式 13.3MPa；

1-模式 127.5MPa；

A+模式 42.5MPa。

根据材料的疲劳特性S-N曲线形状参数和考核部位的安全疲劳极限，确定各考核部位全范围的疲劳特性S-N曲线方程。全范围疲劳特性S-N曲线见图3。

2.2 导弹受载状态及载荷[1-2]

导弹挂装在直升机上执行任务时所承受的载荷主要包括气动载荷、飞行过载和振动引起的惯性载荷三种类型。

图3 全范围疲劳特性S-N曲线

确定用于导弹强度评估的载荷状态时，保留大速度、大过载状态，对气动载荷及惯性载荷贡献较小的悬停、小速度、小过载等飞行状态可以筛除。对同类型的状态再进行合并，即载荷偏重状态替代偏轻状态，时间比例合并。

基于上述原则，导弹的载荷状态谱依据某型直升机初步飞行谱[3]简化确定。该直升机每小时的飞行起落次数为4次，飞行谱中每个状态的执行时间长度参照其它类似直升机飞行实测的统计结果给出。

简化后的导弹载荷状态谱共20个状态，见表1。含垂直起飞、转弯、俯冲拉起、着陆等典型机动状态以及左右回转、爬升、前飞、偏航等稳定状态，每个状态给出对应的法向过载、时间百分比和机动的时间长度，通过时间比例及机动时长，得出每种状态单位小时内出现的次数。

导弹承受的载荷按简化后的载荷状态谱计算。

表1 简化载荷状态谱

2.2.1 气动载荷

气动载荷是直升机在执行任务的过程中，导弹与来流相对运动而受到的气动阻力。

气动阻力直接与飞行速度和导弹的迎风截面相关，因此从简化载荷状态谱中选取了中、高速的前飞、高速俯冲及带侧滑俯冲、侧飞等6种状态计算导弹的气动载荷，表2给出了对应状态下所承受的航向Fx、侧向Fy和法向Fz气动载荷包。

表2 导弹气动载荷计算结果

2.2.2 飞行过载

直升机执行任务时,转弯、加减速、俯冲拉起等机动飞行是常见的动作，机动过程会引起导弹产生一定的法向过载。而直升机在着陆过程中，从有一定下降速度到速度为0也会引起导弹的过载。该直升机为前三点式起落架,由于着陆姿态存在随机性,故单点、双点、三点起落架着陆模式均需考虑。

依据该型机最大起飞重量时的简化飞行谱对应状态计算导弹的飞行过载，对左内侧、左外侧、右内侧、右外侧导弹的三方向惯性过载(航向、侧向、垂向)分别进行计算，计算的最大侧向和法向过载出现在三点水平左侧移着陆状态，分别达到-1.876g、-4.503g，最大航向过载出现在两点水平着陆(有阻力)状态，为-1.783g。

对计算结果进行分析，多数状态下，处于机身外侧的导弹其惯性过载明显高于内侧导弹，而右外侧略大于左侧。为了保证用于疲劳分析的载荷相对保守，导弹的惯性过载取右外侧的计算值作为后续分析的依据。

2.2.3 振动引起的惯性载荷

由于导弹挂架刚度较大，直升机振动引起的弹性变化量很小，因此振动引起的惯性载荷基本可以忽略。

2.3 导弹计算载荷谱

从气动载荷计算结果看，航向最大值为70.2N，侧向最大为88.1N，相比惯性载荷，气动载荷的量值很小，故除了最大速度左右侧飞外(惯性载荷与气动载荷叠加)，其他状态均忽略气动载荷的影响。

惯性载荷计算结果表明，爬升、前飞、侧滑等4个非机动飞行状态的垂向过载系数绝对值接近1g，其它方向过载系数接近0g，因此疲劳分析时可以不予考虑。

依照上述原则，简化载荷状态谱中取消VNE， VNE5°左/右侧滑、最大连续功率平飞、Vy爬升等状态的气动载荷或过载，用于计算载荷谱编制的状态剩余17个，由进入、退出时的载荷初始值和执行过程中的载荷极限值构成一次状态载荷循环，航向、侧向、垂向三方向的状态—过载谱见图4。

图4 航向、侧向、垂向三方向的过载谱

2.4 载荷谱下的结构应力

将航向、侧向、垂向三方向过载谱施加在导弹上，采用有限元和工程方法对导弹的关键部位进行应力分析。

采用CATIA 3D设计结构建立导弹滑块和导弹控制舱的有限元模型，见图5。在导弹的各个质心处建立质量点，在质量点施加载荷谱中的三方向惯性过载，连接螺栓采用梁单元模拟。

对导弹滑块螺栓连接区域及连接螺栓，采用工程方法进行应力分析。

图5 导弹结构有限元模型

1)导弹滑块应力

导弹滑块本体(非螺栓连接区)应力直接取自有限元模型计算结果。

导弹滑块螺栓连接区工程简化为单孔耳片，见图6。

螺栓剪切应力计算公式：

螺栓拉伸应力(引起截面弯曲)：

图6 导弹滑块螺栓连接区简化

2)导弹控制舱应力

本体应力直接取自有限元计算结果(图7)，控制舱螺栓连接区取其附近的有限元计算应力，考虑Kt=2.62后，计算等效应力。

图7 导弹控制舱应力

3)导弹连接螺栓应力计算

取有限元模型中的螺栓的经向载荷和轴向载荷，采用工程方法分别计算螺栓的螺杆、螺纹和螺纹根部的剪切和拉伸应力。

2.5 疲劳安全寿命计算

将导弹各关键部位的应力计算结果编制成对应的状态—应力谱，再采用“雨流”计数法将应力谱转换为损伤等效的应力循环，即不同的应力幅值及出现的次数。

采用全范围疲劳特性S-N曲线方程确定应力谱中各状态i的交变应力σi对应的破坏循环次数Ni，i=1,2……,18。

依据MINER线性累积理论计算各个状态i造成的损伤，再进行损伤累计：

安全寿命为单位小时损伤的倒数：

根据计算结果，导弹滑块本体、控制舱本体、连

接螺栓均为无限寿命，滑块螺栓连接区和控制舱螺栓连接区寿命分别为968和147飞行小时，按直升机每小时起落4次计算，导弹的最低安全起落次数为147×4=588，即该型导弹至少能满足500次飞行起落的挂装安全。

3 总 结

根据统计数据，该型导弹批量装备直升机后，单机带弹的作训次数均超过百余次，达到设计技术要求，经对导弹滑块、控制舱连接区、连接螺栓等检查，结构均未出现变形、损伤等情况。

当直升机类似挂装附件不进行疲劳试验和飞行载荷测量时，依据结构材料的应力疲劳极限确定结构的安全疲劳极限；基于载机使用环境分析和导弹受载形式分析，确定结构寿命期内的挂装工况；采用应力分析结果和累积损伤理论确定结构挂装安全飞行的次数，计算结果是安全可信的。