某大型民用直升机尾段缺陷容限仿真及试验验证技术

江西景德镇333001）（中航工业直升机设计研究所，

摘

要：按适航CCAR29.571条款对民用直升机结构的缺陷容限验证要求，建立了直升机复合材料尾段结构精细化建

并完成了带制造缺陷、模以及内部缺陷和冲击损伤缺陷的仿真分析方法，冲击损伤缺陷的复合材料尾段结构全尺寸缺陷结果表明，容限试验验证。试验结果与仿真分析结果非常吻合，某大型民用直升机复合材料尾段结构在安全寿命期限内，试验结果得到适航当局的认可。预置的初始缺陷和冲击损伤位置的缺陷不会扩展，尾段；缺陷容限关键词：直升机；复合材料；仿真分析；中图分类号：V215.5

文献标识码：A

文章编号：1672-5X（2019）02-0074-05

0引言

欧美先进直升机公期以来的民用直升机研

制和使用积累了丰富经验，在结构疲劳设计和疲劳缺陷评定中，缺陷容限设计思想已经得到广泛应用，

容限设计与试验验证技术实用、成熟且已成体系[1]。相对而言，国内民用直升机结构均采用安全寿命法进行疲劳设计和寿命评估，未考虑在制造过程中产生的制造缺陷以及使用过程中产生的意外损伤[2]。所以，为了保证给出的安全寿命具有较高的可靠性和

了结构件的生命潜置信度，往往采用安全系数，力，造成经济上的浪费[3]。

针对CCAR-29-R1《运输类旋翼航空器适航规

第29.571条款及FAAAC20-107B定》“复合材料飞

某大型民用直升机复合材料机结构”相关验证要求，尾段结构在制造过程中产生的制造缺陷、使用过程（目视勉强可中产生的低能量冲击损伤

见冲击损伤，简称BVID）下保证全寿命

周期内的使用安全，同时考虑了高能量（目视明显可见的冲击损伤，冲击损伤

简称CVID）下保证一个检查周期内的使用安全。

Z

1尾段缺陷容限仿真

1.1尾段有限元模型

某大型民用直升机复合材料尾段结构主要包括

平尾三部分。复合材料尾段结构试验件尾梁、斜梁、精细化有限元模型包括上墙端假件GFEM粗模型以

及试验件DFEM精细化模型，中间采用RBE3单元进行粗细模型过渡连接；有限元处理中加载点与模型连接采用RBE3单元，最终的加载方式如图1所示。

平尾加载点

斜梁加载点

X

尾梁加载点

图1尾段疲劳试验件安装示意图

收稿日期：2018-11-27

（1986-）硕士研究生，疲劳强度设计。作者简介：王玉合，男，河南省平顶山市人，工程师，主要研究方向：

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《装备制造技术》2019年第02期

1.2损伤容限缺陷有限元模型

疲劳损伤容限缺陷分为两种类型：制造缺陷和

冲击损伤缺陷。

制造缺陷预制：根据实验要求提供的制造缺陷位置，在尾段有限元模型中找出对应位置的局部模型，使用单元尺寸1mm按照缺陷大小做出相应直径的圆，并按照1mm单元尺寸细化缺陷中心周围

冲头，将冲击能量按照动能公式换算为相应的冲击速度，使用AbaqusExplicit进行冲击计算。由于冲头相对于复合材料结构是刚硬的，所以在冲击仿真中，将其约束为刚体，仅考虑节点与复合材料结构的冲

施击时的接触关系。根据参考能量折算的冲击速度，加于刚体约束的参考点，并通过冲击速度的分量实现冲头在冲击位置是正对着复合材料结构的。

损伤容限缺陷位置如图2所示，其中淤耀愚数字代表制造缺陷，舆耀12数字代表冲击损伤缺陷。

以100mm*200mm区域并在层间使用VCCT技术，

此作为分层裂纹扩展备用区域。

冲击损伤预制：按要求选取直径为16mm半圆

9

4

2

11

7

1

5

8

6

12

10

3

图2损伤容限缺陷有限元模型位置图

1.3疲劳分析准则

基于疲劳裂纹扩展规律的Paris公式计算界面处的疲劳损伤分层的发生和生长，并将裂纹增长率da/dN与相对断裂能释放率驻G相关联：

其中，Gmax和Gmin是指结构加载到Pmax和Pmin时，对应的应变能释放率。Paris区域由Gthresh和Gpl给出；低于Gthresh的区域没有疲劳裂纹生成和增长；高于Gpl的区域，裂纹将以加速增长率增长；GequivC可以由用户指定的混合模式准则和界面的粘结强度计算得到。

P

Pmax

驻G=Gmax-Gmin1.3.1疲劳分层的产生

f=

变能释放率上限；GequivC为临界等效应变能释放率。

疲劳裂纹的初始生长准则定义为：

N逸1.0

c1驻Gc2上图3中：a为裂纹长度；N为循环数量；G为应变能释放率；Gthresh为应变能释放率临界值；Gpl为应

其中，c1、c2为材料常数。在裂纹尖端的界面单元

除非上述的方程满足Gmax>Gthresh。将不会被释放，1.3.2疲劳裂纹增长

当分层裂纹增长准则在界面处满足要求，则裂

纹增长率da/dN可以通过驻G来求解；当Gthresh<

dadNParisRegime

Pmin

da=c驻Gc4

3

dNG

da=c驻Gc43dN其中，c3、c4为材料常数。Paris公式决定了疲劳裂纹增长。

1.4疲劳缺陷容限分析

尾段复合材料缺陷容限分析中，将预置缺陷位置区域的结构在细节有限元模型基础上进行细化，基于虚拟裂纹闭合技术的裂纹扩展分析，未出现分

GmaxGthreshGplGequivC

图3分层低周疲劳分析

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EquipmentManufacturingTechnologyNo.02，2019层或裂纹扩散现象。进而分析得出尾段复合材料结

在16000飞行小时安全寿命内，构件的疲劳寿命，预置的初始缺陷位置和冲击损伤位置的缺陷不会扩展，为后续的复合材料尾段全尺寸缺陷容限试验提

供了基础，大大降低了尾段缺陷容限试验的风险。

表1所示的疲劳试验谱块相当于2000飞行小时的疲劳寿命[4]。

表1尾段疲劳试验载荷谱块（载荷单位：N）

试验程序

试验工况停放

大重量后重心搜

（10个索救援任务重复1个谱块

任务系列=2000360次循环飞行小时寿命

…

平飞下滑平飞停放…

尾梁载荷Fy

04050230040500…

……

2试验载荷谱及加载

某大型民用直升机复合材料尾段全尺寸缺陷容限试验按每小时4次起落编制尾段低周疲劳寿命试

见表1，验载荷谱，低周疲劳取寿命分散系数fn=6。

在复合材料尾段全尺寸缺陷容限试验中用5个

如图4。加载做动缸模拟尾段承受的载荷，

平尾载荷F

尾桨Fz

尾桨Fy

刚性承力墙

尾梁Fy

尾梁Fz

图4尾段缺陷容限试验加载示意图

3尾段缺陷容限试验设计

3.1制造缺陷预制

初始制造缺陷和冲击缺陷均应预置在高应力水平，初始制造缺陷的类型和尺寸因以能够覆盖尾段

验收技术条件中规定的可接受的缺陷为原则。尾段疲劳试验件预制的初始制造缺陷位置见图5。

由于试验前尾段疲劳试验件蒙皮和泡沫芯之间预制的脱粘缺陷检测不到，需要在原蒙皮和泡沫脱粘缺陷处附近对蒙皮开准4孔，再按预制要求制准16的蒙皮和泡沫芯脱粘缺陷。3.2冲击损伤缺陷预制

采用冲击损伤试验用准16mm的半圆头冲击头，控制能量的方法对尾段疲劳及缺陷容限试验件进行避免冲击损伤。为了准确获得各冲击点的冲击能量，

w1

w2

w1

w4w5w6

X12800,Y50平台壁板组件蒙皮

脱粘缺陷

X127，Z1523.2左、右壁板内蒙皮脱粘缺陷

X13605，Z1672.5左、右壁板内蒙皮脱粘缺陷

w7

w8

w9

10

w13

X15786，Z1618.4中段右侧板件，

外蒙皮脱粘缺陷

图5尾梁制造缺陷位置示意图

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复合材料蒙皮被击穿，先在直升机尾段静力试验件上进行冲击能量标定，最终确定尾段缺陷容限疲劳试验件各冲击损伤位置及能量。

在进行缺陷安全寿命验证试验之前，先在试验

件上做冲击损伤试验（BVID）。在进行检查周期验证试CVID验时，需要先在试表2，冲击能量损做伤冲击结果损见伤验图试件验原6、。图冲击BVID7所损缺示伤陷。

位位置及置再能采用

量见表2冲击损伤位置及能量

冲击位置传动平台左壁板右壁板…BVIDA点BC点…CVID冲击冲击能能量，量，JJ11.059.98

4.32点4.6721.1621.97……A点正面A点背面B点正面B点背面

C点正面C点背面D点正面

E点正面E点背面F点正面

图6BVID冲击损伤结果

A点击穿B点击穿C点击穿

D点深1.00mm耀1.10mmE点击穿F点深0.50mm耀0.63mm

图7BVID冲击损伤结果

《装备制造技术》2019年第02期

4尾段缺陷容限试验

某大型民用直升机复合材料尾段全尺寸缺陷容

限试验分两个阶段进行，

如下：（1）第一阶段（缺陷安全寿命验证阶段）

：此阶段按表1所示载荷谱进行试验，此阶段完成16000h寿命考核，要求存在的初始缺陷无明显可检扩展；如未完成16000h寿命考核就发现初始缺陷扩展，则分析试验数据，确定是否在第二阶段试验之前重新进行尾段静强度极限载荷验证；

1（2）第二阶段（：此阶段按表考所核示检查周期，

要求的载荷CVID谱进缺行试陷无验明，

此验显阶证可段阶检完段扩展，成）

3获000得尾h寿段结命构的检查周期；

当发现CVID缺陷扩展，则需要进行载荷验证试验，验证尾段结构的剩余强度。

尾1）段将缺试陷验容件限安试装验在方过法渡是段：

安装在承力墙上，避免试验件和假承件力上墙，

过直接连接渡段假因件刚度不匹配导致试验件尾1框附近试验的应力水平不真实2）；

所示，各试设计验载专荷用试同步验协加载夹调加载；

具，试验载荷谱按表1

预置3缺）试陷验和过冲击程中损每伤完位成一置进个行试无验损谱检块查需对，同试时对验件

螺栓预紧力矩、连接接头等重点区域进行检查，

确保在试验过程中缺陷无扩展，

满足试验要求。5尾段缺陷容限试验分析

（1）缺陷安全寿命分析

某大型民用直升机复合材料尾段缺陷安全寿命

验证阶段共完成了48个疲劳试验谱块的寿命试验，

每个疲劳试验谱块相当于2000飞行小时的疲劳寿命，尾段低周疲劳取寿命分散系数fn=6，在试验过

程中缺陷无明显扩展，试验结果有效。因此，某大型民用直升机尾段48的缺伊陷2000安全寿命分析结果为：

Ld==16000（2）安全检查周期6飞行小时

分析

按CCAR29.571条破损安全（缺陷扩展后的剩余强度）评定要求，缺陷扩展后的剩余结构必须表明在规定的检查周期内仍能保持承受设计载荷而没有失效。

某大型民用直升机尾段检查周期验证试验，

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EquipmentManufacturingTechnologyNo.02，2019完成了9个劳试验谱块的寿命试验，每个疲劳试验

尾段低周疲劳取谱块相当于2000飞行小时的寿命，

寿命分散系数fn=6，在试验完成9个疲劳试验谱块

后发现B点的缺陷出现明显扩展，缺陷尺寸由33mm伊21mm扩展到37.5mm伊22mm，B点缺陷发现明显扩展后，按试验大纲的要求进行了表1所示

试验后检查未发现的1.0倍载荷剩余强度试验，

异常，表明缺陷扩展后剩余结构能够承受载荷，试验数据有效。因此，某大型民用直升机尾段检查周

期分析结果为：

Ld=9伊2000=3000飞行小时

6结果得到适航当局的认可。

（2）建立了大型复合材料尾段结构精细化建模以及复合材料尾段内部缺陷和冲击损伤缺陷的仿真分析方法。

（3）建立了含制造缺陷和冲击损伤的复合材料结构缺陷容限分析及试验验证方法，国内首次完成含制造缺陷和冲击损伤的复合材料尾段缺陷容限全尺寸试验，通过适航审查。

参考文献：

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韩福辰，金凯，

平.损伤容限法在直升机尾桨叶延寿

6结论

（1）试验结果表明，某大型民用直升机尾段的缺

陷安全寿命为16000飞行小时；尾段的检查周期为符合CCAR29.571条款要求，试验3000飞行小时，

邹[3]顾文标，喻溅鉴，

中的应用[J].海军航空工程学院学报，2003，18（5）：249-252.

曾本银.直升机结构疲劳[M].北京：[4]穆志稻，国防工业出版

社，2009援

技术研究[J].直升机技术，2013（1）：20-25.

等.直升机金属结构缺陷容限验证静，

SimulationandTestVerificationTechnologyforFlawTolerance

ofLargeCivilHelicopterTailSection

（ChinaHelicopterResearchandDevelopmentInstitute，JingdezhenJiangxi333001，China）

Abstract：AccordingtotherequirementsofairworthinessCCAR29.571fortheverificationoftheflawtoleranceofcivilhelicopterstructure，therefinedanalysisofthestructureofthetailsectionofhelicoptercompositesandthearecompleted.Verificationoffull-scaleflawtolerancetestofcompositetailsectionstructurewithimpactdamagedefects.Thetestresultsareingoodagreementwiththesimulationresults.Theresultsshowthattheflawsofthethesafetylife，andthetestresultsarerecognizedbytheairworthinessauthorities.

simulationanalysismethodofinternalflawsandimpactdamageflawsareestablished，andthemanufacturingflawsinitialflawsandimpactdamagelocationsofalargecivilhelicoptercompositetailsectionarenotextendedduringKeywords：helicopter；compositematerial；simulationanalysis；tailsection；flawtolerance

WANGYu-he，ZHUDing-jin，LIUXiao-tong

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