某型直升機導彈掛裝疲勞強度分析

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 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，在規定的使用時間期限內，因疲勞載荷作用發生破壞的概率極小(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次數；

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，則須針對薄弱環節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、滑塊及連接螺栓在掛裝使用中任一區域出現疲勞破壞都可能影響任務的執行，根據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；

2)滑塊及其螺栓連接區；

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，依據各部位材料的平均疲勞極限，考慮表面處理系數、強度減縮系數、擦蝕系數等影響系數，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：鋁合金0.8，鋼0.75。

強度減縮系數按未做疲勞特性試驗取值3，擦蝕系數也取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。

根據材料的疲勞特性S-N曲線形狀參數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 導彈受載狀態及載荷[1-2]

導彈掛裝在直升機上執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時，保留大速度、大過載狀態，對氣動載荷及慣性載荷貢獻較小的懸停、小速度、小過載等飛行狀態可以篩除。對同類型的狀態再進行合并，即載荷偏重狀態替代偏輕狀態，時間比例合并。

基于上述原則，導彈的載荷狀態譜依據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為4次，飛行譜中每個狀態的執行時間長度參照其它類似直升機飛行實測的統計結果給出。

簡化后的導彈載荷狀態譜共20個狀態，見表1。含垂直起飛、轉彎、俯沖拉起、著陸等典型機動狀態以及左右回轉、爬升、前飛、偏航等穩定狀態，每個狀態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，得出每種狀態單位小時內出現的次數。

導彈承受的載荷按簡化后的載荷狀態譜計算。

表1 簡化載荷狀態譜

2.2.1 氣動載荷

氣動載荷是直升機在執行任務的過程中，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種狀態計算導彈的氣動載荷，表2給出了對應狀態下所承受的航向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。

依據該型機最大起飛重量時的簡化飛行譜對應狀態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在三點水平左側移著陸狀態，分別達到-1.876g、-4.503g，最大航向過載出現在兩點水平著陸(有阻力)狀態，為-1.783g。

對計算結果進行分析，多數狀態下，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分析的依據。

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個非機動飛行狀態的垂向過載系數絕對值接近1g，其它方向過載系數接近0g，因此疲勞分析時可以不予考慮。

依照上述原則，簡化載荷狀態譜中取消VNE， VNE5°左/右側滑、最大連續功率平飛、Vy爬升等狀態的氣動載荷或過載，用于計算載荷譜編制的狀態剩余17個，由進入、退出時的載荷初始值和執行過程中的載荷極限值構成一次狀態載荷循環，航向、側向、垂向三方向的狀態—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)應力直接取自有限元模型計算結果。

導彈滑塊螺栓連接區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—應力譜，再采用“雨流”計數法將應力譜轉換為損傷等效的應力循環，即不同的應力幅值及出現的次數。

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

依據MINER線性累積理論計算各個狀態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：

根據計算結果，導彈滑塊本體、控制艙本體、連

接螺栓均為無限壽命，滑塊螺栓連接區和控制艙螺栓連接區壽命分別為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

根據統計數據，該型導彈批量裝備直升機后，單機帶彈的作訓次數均超過百余次，達到設計技術要求，經對導彈滑塊、控制艙連接區、連接螺栓等檢查，結構均未出現變形、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，計算結果是安全可信的。