航空科学技术
Aeronautical Science &Technology
Jan.252021Vol.32No.0183-88
付裕1，*，刘牧东2，吴堂珍2，唐兴中1
1.中国航空研究院，北京100029
2.中国直升机设计研究所，江西景德镇330011
摘要：针对直升机复合材料结构的服役环境和外场使用经验，分析了复合材料结构在交变气动环境下所呈现出的高周疲
劳载荷特征，指出复合材料疲劳在直升机复合材料结构设计中的必要性。对直升机复合材料结构疲劳定寿体系中涉及的疲劳载荷谱编制方法、损伤失效机理、寿命预测方法及疲劳试验验证4项关键技术的研究 进展进行了概述，在此基础上，根据当前复合材料疲劳寿命评定技术的研究瓶颈和发展水平，展望了未来直升机复合材料疲劳设计领域的研究重点和发展趋势。
关键词：
复合材料；疲劳载荷谱；失效机理；寿命预测；疲劳试验中图分类号：V233.1文献标识码：A DOI ：10.19452/j.issn1007-5453.2021.01.014
复合材料由于具有强度高、重量（质量）轻、抗腐蚀、耐疲劳、可设计等诸多优点，广泛应用于直升机结构中。随着复合材料设计、加工、制造技术的发展和使用经验的增多，复合材料用量在直升机结构的比重逐渐增加（见图1），有些典型结构甚至采用全复合材料（如复合材料桨叶），而且越来越多的复合材料用于直升机主承力结构中[1]
（如机身隔框、桨叶大梁等）。传统的直升机复合材料结构强度设计中，往往只考虑飞机结构在各种极限工况下的静强度性能，尤其对于直升
机机体结构的疲劳设计，甚至采用“静强度覆盖疲劳”的设计理念。然而，对于直升机复合材料桨叶结构，其服役环境为复杂交变的气动环境，存在着剧烈的气弹耦合效应，导致桨叶振动载荷包含复杂的周期成分，其低阶成分造成旋翼桨叶疲劳载荷呈现出低幅值、高频次的特征[2-3]，使得复合材料的高周疲劳问题十分突出。外场的使用经验表明，直升机复合材料桨叶在使用一段时间后，经常会出现由于疲劳载荷导致的蒙皮和泡沫大面积脱黏、结构整体刚度下降、蒙皮表面损伤等现象。因此，直升机复合材料结构强度设计过程中，不能仅考虑结构的静强度性能，必须密切关注复合材料疲劳问题，以保证飞机结构的安全性。氯化氢压缩机
直升机复合材料结构的疲劳寿命评定是一项系统性工程，疲劳定寿流程贯穿了打样设计阶段、详细设计阶段、科研试飞和设计定型阶段的全过程，涉及疲劳载荷谱编制、疲劳损伤失效机理、疲劳寿命预测方法及疲劳试验验证等关键技术。本文将重点介绍直升机复合材料疲劳寿命评定技术中的4项关键技术的发展概况、工程应用中所面临的困难和挑战。基于当前的技术发展现状，总结了未来技术的发展方向，
并给出后续研究的建议。
图1
直升机复合材料应用情况
直流系统绝缘监测装置
Fig.1
The application of compsoite material in helicopters
收稿日期：2020-09-15；退修日期：2020-10-30；录用日期：2020-12-15*通信作者：Tel.：************
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在线预约系统引用格式：Fu Yu ，Liu Mudong ，Wu Tangzhen ，et al.Development and trend on fatigue life evaluation of helicopter composite structure ［J ］.
Aeronautical Science &Technology ，
2021，32（01）：83-88.付裕，刘牧东，吴堂珍，等.直升机复合材料结构疲劳寿命评定技术的研究进展与发展趋势［J ］
.航空科学技术，2021，32（01）：
83-88.
航空科学技术Jan.252021Vol.32No.01
1疲劳载荷谱
直升机飞行过程中结构承受的疲劳载荷是一个连续的随机过程，疲劳载荷峰谷值随时间而变化，具体表现为不同飞行状态下载荷随时间变化的“载荷—时间”历程[4]。疲劳载荷谱是直升机疲劳寿命评定技术的前提，疲劳分析理论和结构全尺寸疲劳试验均以疲劳载荷谱为基础，编制出能够反映真实飞行状态疲劳损伤的疲劳载荷谱直接关乎疲劳定寿的可靠性。工程研制过程中的疲劳载荷谱编制流程[5]
如图2所示，它
主要包括载荷实测和数据处理分析两个过程，主要目的是将实测得到的疲劳载荷（载荷—时间历程）处理成可直接应用于理论分析和疲劳试验的疲劳（载荷—作用次数）载荷。
疲劳试验加速载荷谱编谱技术是在飞机实测载荷的基础上，基于疲劳损伤等效理论，将实际飞行中结构承受的高频次疲劳载荷转化成实验室可施加的有限周次疲劳载荷的一种编谱技术。复合材料由于导热性较差，无法通过提高试验频率来缩短疲劳试验时间，采用疲劳试验加速谱，能够极大程度降低直升机研制成本并缩短结构疲劳设计周期。熊峻江[6]等采用统计分析方法对某型号飞机的实测载荷谱进行统计分析，得到了疲劳损伤概率分布规律，基于Miner 损伤理论进行疲劳损伤等效，给出了作用次数只有原实测谱20%左右的加速谱。费斌军[7]等根据损伤等效原理，提出一种供随机疲劳试验用的加速载荷谱编制方法，通过疲劳试验证明，采用该编谱方法得到的加速谱疲劳寿命与原谱疲劳寿命相比，相对偏差在5%以内，而试验时间仅为原谱的1/4。董登科[8]等提出基于疲劳S —N 曲线和结构细节疲劳额定值（DFR ）两种不同疲劳性能表征模型的疲劳载荷谱加重方法
对基准疲劳载荷谱进行加速，通过疲劳试验证明了两种载荷加重分析方法的寿命精度在工程可接受范围内。杨乃宾[9]提出一种将载荷放大系数法与寿命分散系数法相结合的疲劳试验载荷确定方法，从而达到缩短复合材料疲劳试验时间的目的，同时还能保证疲劳定寿结果具有较高的可靠度和置信度。目
前，编制加速疲劳试验载荷谱的两种手段：一种为低载截除，即删除那些循环次数多但几乎不构成疲劳损伤的小幅载荷[10]，
采用这种方法可极大程度缩短疲劳试验时间，加速效率主要取决于低幅载荷在总载荷谱中的比例；另一种为载荷放大系数法，即利用载荷放大系数来整体增加疲劳载荷的幅值，从而达到加速的目的。谱载下疲劳载荷整体幅值的提升对疲劳寿命的影响有相应的规律，该方法对加速试验的影响程度取决于疲劳载荷放大系数。
2疲劳失效机理
20世纪70年代以来，人们对复合材料在疲劳载荷下的力学失效行为有了初步认识，发现了复合材料从完好至完全失效过程中，诸如基体开裂、层间分层、孔隙增长、纤维断裂、基体纤维剪切等诸多典型的损伤破坏模式[11]。Alif [12]等通过试验研究了平面编织复合材料在拉-拉疲劳载荷作用下的失效机理（见图3），发现纬纱和基体首先出现分层，同时基体富脂区会伴随基体微裂纹的出现；随着疲劳损伤的累积，纬纱分层进一步扩展，经向纤维内部出现横向裂纹，最终导致平面编织复合材料纤维发生整体断裂，结构失效。Wan [13]
等对比了碳纤维和玻璃纤维复合材料在拉-拉疲劳
图2直升机载荷谱编制流程图
［5］
Fig.2Flowchart of load spectrum drawing for helicopters [5]
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付裕等：直升机复合材料结构疲劳寿命评定技术的研究进展与发展趋势
载荷下的失效模式（见图4），图4（a)~图4(c)为玻璃纤维复合材料，图4(d)~图4(f)为碳纤维复合材料。发现碳纤维复合材料的疲劳损伤范围远大于玻璃纤维，这主要是由于碳纤维和树脂的刚度不匹配程度相较于玻璃纤维更高，导致碳纤维复合材料承载时会出现更为严重的应力集中现象。Kabir[14]等提出了复合材料的微观缺陷统计规律满足威布尔分布模型，指出短纤维复合材料疲劳失效主要是由纤维内部及纤维和基体界面的缺陷在疲劳载荷作用下的初始缺陷损伤扩展和疲劳损伤累积导致的。
以往学者的研究成果表明，对于具体的复合材料结构，其疲劳破坏过程中表现出的失效机理可能是基体裂纹、界面分层、纤维断裂等典型疲劳破坏模式的一种、几种甚至全部的任意组合，很难精确地定量给出各种破坏模式对疲劳寿命的影响。图5给出了金属材料和复合材料疲劳损伤演化过程的区别[15]：金属材料在疲劳损伤扩展时会伴随疲劳裂纹扩展现象的出现，通过断裂力学的方法能够计算裂纹尖端处的应力强度因子，结合疲劳裂纹扩展试验得到的裂纹扩展速率曲线，能够准确预测金属材料的疲劳裂纹扩展路径和裂纹扩展寿命；复合材料疲劳损伤扩展宏观现象表现为刚度逐渐下降，包括基体裂纹扩展、基体-纤维界面分层损伤扩展、纤维损伤扩展等，损伤扩展过程中会有疲劳损伤耦合且相互影响，扩展规律十分复杂，现有疲劳理论无法定量描述损伤扩展规律。
复合材料结构失效机理复杂的原因归结为以下三个方面。
（1）本身材料特征
锚复合材料是一种由基体和增强体通过一系列复杂的物理和化学变化聚合而成的材料，基体和增强体本身的力学性能、纤维体积分数、纤维编织方式等因素都会造成复合材料的失效机理有显著区别。
（2）工艺制造缺陷
复合材料加工制造过程中不可避免引入各种缺陷（如孔隙率、纤维褶皱、基体微裂纹等），各种缺陷对复合材料的疲劳性能影响程度不一，在疲劳载荷作用下的损伤破坏模式也各不相同。
（3）结构的可设计性
复合材料结构设计中由于几何尺寸、铺层比例、铺层角、刚度裁剪形式等多种结构设计因素都会使得复合材料结构呈现出非常复杂的疲劳破坏机理。
3疲劳寿命预测模型
疲劳寿命的预测模型主要可分为两大类[16]：一类模型是基于宏观唯象的疲劳试验统计结果建立的经验模型，采用数理统计的方法获取复合材料的疲劳性能（S—N曲线）
、图5金属和复合材料疲劳损伤对比
Fig.5Comparison of fatigue damage between metals and
composites
图4碳纤维和玻璃纤维复合材料拉-拉疲劳失效模式［13］
Fig.4Failure modes of the carbon fiber and glass fiber
composite under tension-tension fatigue
loads
图3平面编织复合材料失效机理
耐高温润滑油Fig.3Schematic illustration of damage in woven fabric
composites
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利用疲劳累积损伤理论（工程上主要采用Miner理论）计算
得到复合材料的疲劳寿命。这类经验模型通常不需要考虑
复合材料结构在疲劳载荷作用下的破坏机理和损伤扩展过
程，模型简单实用，精度基本能够满足工程需求，应用范围
很广，缺点是需要进行大量疲劳试验，增加了研制周期长和热熔胶网膜
研制成本。目前，工程实际中的直升机复合材料结构疲劳
设计方法主要采用的就是这类经验模型，结合安全寿命[17]的概念，根据数理统计方法，基于疲劳试验结果，保证复合材料结构在安全寿命期以内发生疲劳失效的概率极小。
另一类疲劳寿命预测模型基于疲劳试验过程中真实的失效模式及疲劳损伤测量结果，将每一次疲劳循环载荷作用在复合材料上所导致的真实疲劳损伤进行渐进损伤分析，直至结构完全失效，计算得到结构的疲劳寿命[18]。复合材料承受交变疲劳载荷时会发生刚度和强度的退化，通过结构刚度或强度的变化能够在一定程度上定量反映真实的复合材料疲劳损伤，因而，这类渐进损伤模型的关键是建立剩余刚度或剩余强度随疲劳载荷作用次数增加而发生退化的定量表征模型。
近年来，随着复合材料疲劳理论模型的不断完善和有限元仿真技术的发展，基于复合材料多尺度渐进失效分析的虚拟试验仿真技术成为当前的研究热点[19]。复合材料多尺度分析技术（见图6）要求将复合材料从细观组分、结构元件、主承力部件直至全尺寸结构的多个尺寸维度下的结构形式进行全面细致的建模仿真分析[20]，基于复合材料损伤扩展理论和不同结构尺度间的宏-细观转换矩阵[21]，充分考虑复合材料加工制造过程中的内部缺陷和工作服役状态下的失效破坏模式，综合全面评价复合材料结构的静力和疲劳特性，更加科学合理地指导直升机旋翼系统复合材料结构设计，保证复合材料结构的完整性和安全性。目前，基于多尺度渐进失效分析的虚拟试验仿真技术已经开始初步应用于直升机复合材料动部件强度设计中，并逐步减少甚至部分取代真实物理力学试验，展现出了巨大的应用前景和工程价值。
4疲劳试验
直升机旋翼系统强度试验是直升机研制过程中非常重要的设计环节，随着强度试验技术的发展，强度试验的目的不仅仅只是验证结构强度设计方案的合理性，而且也为有限元力学模型建模、结构优化设计以及新材料应用的探索等方面提供设计指导[22]。
目前，直升机旋翼系统复合材料结构疲劳试验方案采用“积木式”方法对结构的强度进行逐级验证。通过样件级力学性能试验，采用ASTM试验测试标准，得到复合材料疲劳性能，同时充分考虑应力集中
、环境影响、冲击损伤等因素[23]，获取复合材料疲劳设计许用值。依据设计许用值对复合材料进行结构强度设计，并通过组件级和部件级试验验证结构是否达到目标设计值。经过Z8、Z10、AC311等多个军、民用型号的发展和条件建设，国内目前在旋翼系统部件级试验能力、试验技术水平、设备手段进步明显，突破了复合材料桨叶根部段挥舞和摆振载荷复合加载试验技术、柔性梁结构大变形位移控制疲劳试验技术、复合材料桨叶抗弹击损伤容限验证试验技术等多项关键疲劳试验技术，并逐步构建了直升机复合材料旋翼系统强度试验的技术体系。
5总结与展望
本文就直升机复合材料结构疲劳寿命评定技术的相关研究情况进行了系统的论述和总结，对涉及的疲劳载荷谱编谱技术、复合材料疲劳损伤失效机理、疲劳寿命预测方法及疲劳试验验证等关键技术的研究进展和技术途径进行了综合分析论证，在此基础上，展望未来直升机复合材料结构疲劳设计技术的发展趋势。
（1）疲劳加速载荷谱编谱技术的标准化。目前，加速谱编谱技术中对于小损伤循环的认定、低载疲劳门槛值的选取以及高载疲劳截止值的确定，大多还是依靠经验方法，尚未形成统一的标准和根据。针对直升机动部件结构疲劳载荷特点，考虑载荷作用次序的影响，建立统一的疲劳加速载荷谱编谱方法，形成直升机复合材料结构疲劳加速谱编谱的行业统一标准。
（2）考虑湿热环境与疲劳载荷交互作用下的复合材料疲劳失效机理研究。目前人们已经明确了复合材料在疲劳载荷作用下的基本失效模式和破坏机理，甚至能够定量描述和预测每种破坏模式对疲劳寿命和损伤扩展的影响。然而，复合材料在湿热环境下的疲劳失效机理和力学行为以及疲劳载荷和湿热环境的交互作用影响目前尚未明晰，这或许将会成为未来复合材料疲劳失效机理的重要研究方向。
（3）复合材料多尺度渐进失效分析技术的进一步发展和完善。迄今为止，
直升机复合材料结构疲劳设计方案的验证图6复合材料结构的多尺度分析方法
Fig.6Multiscale modeling approach of composite structure
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付裕等：直升机复合材料结构疲劳寿命评定技术的研究进展与发展趋势
仍然主要依托于疲劳试验，基于多尺度渐进失效分析技术的虚拟仿真试验在一些特定的结构中已经部分取代了静力试验，未来需要进一步完善疲劳损伤失效理论和寿命预测模型，探索虚拟仿真试验在复合材料结构疲劳设计的应用。
（4）全尺寸复合材料结构疲劳试验技术的数字化和智能化。未来的疲劳试验将能够更真实准确地模拟旋翼工作环境，同时引入激光测试、智能化传感器、自动化控制等更先进的测量手段，从而提高疲劳试验效率和试验水平。
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