某型航空发动机反推平移门外筒风蚀前缘冲击剪切的有限元模拟探究

王威，张小波，邱运朋



某型航空发动机反推平移门外筒风蚀前缘冲击剪切的有限元模拟探究

王威，张小波，邱运朋

（中国南方航空股份有限公司南航工程技术中心，辽宁 沈阳 110169）

民用航空器在停场检修时，常会发现其发动机反推平移门外筒前缘处存在风蚀现象，层合结构出现明显的分层和脱胶，严重时会出现纤维剥离和缺失。风蚀会严重降低层合结构的粘接强度，加剧分层和裂纹的扩展，对发动机的安全运行造成隐患。而风蚀边缘抗冲击剪切性能急剧下降，更容易造成损伤扩展，且难以通过实验来进行观察和测量，因此，用有限元模拟的方法加以探究。

航空发动机；风蚀现象；复合材料；有限元模拟

1 研究背景

1.1 复合材料层合结构的风蚀损伤

由于飞机结构构型的设计缺陷，风扇整流罩前缘和反推平移门前缘的复合材料层合结构会直接遭受到高速气流的冲击剪切和气流中杂质的磨削，初期表现为防护漆层和密封层的裂纹、剥离与脱落，并使层合结构直接暴露于迎风面上；中期表现为层合结构间树脂层的点状凹坑，并逐渐连接成线，并向纵深方向进行扩展（纤维层较树脂层机械性能更佳、刚度强度更大，因此损伤最先出现在树脂层）；后期表现为脱粘裂纹的快速扩展以及纤维的弯折屈曲，并将进一步导致结构的失效[1-2]。

1.2 反推平移门的工作原理及主要工况

反推装置由C涵道、挡板门和平移门构成，飞机降落时，通过平移门的后移拉动挡板门组件并漏出排气格栅，拦截向后流动的高速外涵气流，使其折返到格栅中向斜前方喷出，产生向后的强大阻力，协助飞机减速制动。但此时，飞机接近地面，地面砂石极有可能会被瞬时的高速气流吸入裹挟并对平移门的前缘造成冲击剪切，急速加剧风蚀区域的损伤演化，脱粘区域的碳层会立即发生一定角度的弯曲变形，快速拉扯相邻的树脂层使其剥落，甚至可能会出现碳纤维层的多层剥离[3-4]。

1.3 ABAQUS有限元分析的选取

由于风蚀区域的中期损伤较为隐蔽，风蚀对树脂层的纵向损伤在1 mm以下，不易被及时发现和处理，在瞬时冲击剪切时存在较大的风险隐患。然而风蚀表面的瞬时冲击剪切难以通过具体的实验来加以观察、推测和验证，因此，我们运用ABAQUS有限元模拟的方法来进行推演和分析。

2 有限元模型的建立

我们以现有的平移门待修件为样本建立模型。部件维修手册显示，此处层合结构共有6层，均由同种预浸料铺叠而成，铺叠方向均为90°，我们以此为依据，设置好纤维层的铺叠顺序及纤维层的各项工程常数。为了获取纤维层和析出树脂层的厚度，我们利用制造/修理此层合结构的碳纤维环氧树脂基预浸料进行堆叠、铺层、固化，并切割打磨得到一个光滑平整的截面，置于激光显微镜下观察，通过测量，得出碳纤维层厚度约为0.3 mm，析出的树脂层厚度约为0.05 mm，层合结构截面显微图样如图1所示。

图1 层合结构截面显微图样

图2 中期风蚀损伤

对前缘损伤评估发现，保护漆层和密封物已经剥离，层合结构间树脂层出现缺失，并已连接成线，并向纵深方向进行了一定的扩展（外部3层树脂均出现缺失，扩展深度分别为1 mm、0.5 mm、0.25 mm，扩展长度为30 mm），且未表现出纤维的弯折屈曲，为典型的中期风蚀损伤。中期风蚀损伤情况如图2所示。树脂层材料设置为拉伸类型，折算刚度计算后为3 000 MPa、1 500 MPa、1 500 MPa，采用最大应力损伤准则，并选取多阶裂纹的损伤形式作为损伤演化的类型。网格类型设置为COH2D4：（4节点二维的粘接单元），沿厚度方向进行网格扫掠。风蚀前缘的有限元模型如图3示。

图3 风蚀前缘的有限元模型

冲击剪切模拟了细小颗粒物擦风蚀边缘而过，冲击剪切点位于风蚀边缘的脱胶层外侧，方向向上，响应时间设置为5 ms，冲击剪切载荷设置成三段式加载模式，即线性增长—保持震荡—快速衰减三段，载荷最大设为500 N。如图4所示，开始为线性接触阶段，冲击颗粒与脱胶边缘接触并逐渐贴合，此时，冲击颗粒接触并挤压脱胶边缘，并造成层合结构及胶层的弹性变形；之后为损伤扩展阶段，此时，层合结构不能继续进行弹性变形，会以塑性变形和失效破碎来吸收剩余的能量，导致树脂层的剥离脱胶和分层失效；最后为快速衰减阶段，冲击颗粒的能量耗尽，随气流快速滚落，冲击力急速卸载。

图4 冲击剪切载荷随时间的变化关系

该响应掀起了脱胶的碳纤维层下边缘，并使得下边缘围绕脱胶点产生了弯曲，并进一步产生裂纹扩展并撕裂树脂层（由于冲击载荷值较低，纤维较树脂刚度及剪切模量更大，并不足以对碳纤维本体产生强有力的冲击损伤及塑性变形，因此为了简便运算，不考虑其刚度退化及损伤演化）。

3 模拟结果及分析

我们从Mises等效应力、初始损伤判据（QUADSCRT）、刚度退化（SDEG）、位移时间曲线4个方面进行对比观察。观察图5可得，随着时间的推延，各脱胶点位置处的应力逐渐增大，并沿胶接面方向向纵深扩展，表层的应力集中现象最为严重，内层应力水平逐渐衰减，且损伤更为轻微。

初始损伤判据（QUADSCRT）在值小于1时，表现为无材料损伤，在值等于1时，表现为材料开始出现损伤。观察图6可得，随着时间的推延，各脱胶点位置处逐渐开始损伤破坏，并沿胶接面方向向纵深扩展，损伤尺寸快速增加，冲击结束时，1～3层胶接面损伤分别扩展7 mm，5 mm，4 mm，4～5层胶接面未出现明显的损伤。

图5 0 ms、1.5 ms、3 ms、5 ms时该模型的等效应力分布情况

图6 0 ms、1.5 ms、3 ms、5 ms时该模型的初始损伤分布

刚度退化判据（SDEG）在值由0变正时，表现为材料开始出现一定的刚度退化，在值等于1时，表现为材料开始出现彻底的刚度退化并失效。观察图7可得，随着时间的推延，各脱胶点位置处逐渐开始出现刚度衰减，并沿胶接面方向向纵深发展，刚度退化区域的尺寸快速增加，冲击结束时，1～3层胶接面刚度完全退化尺寸分别为6.5 mm，3 mm，1.5 mm，4～5层胶接面只出现了极其轻微的刚度退化。

图7 0 ms、1.5 ms、3 ms、5 ms时该模型的刚度退化分布情况

观察图8可得，冲击剪切力与位移的关系，可以大致分为3个阶段：①当位移处在0～0.15 mm范围内时，为线性接触阶段，冲击颗粒与脱胶边缘接触并逐渐贴合，此时，冲击颗粒接触并挤压脱胶边缘，并造成层合结构及胶层的弹性变形，并随着位移的增长而迅速增长；②当位移处在0.15～0.4 mm范围内时，为损伤扩展阶段，此时，层合结构不能继续进行弹性变形，会以塑性变形和失效破碎来吸收剩余的能量，导致树脂层的剥离脱胶和分层失效；③当位移处在0.4～0.67 mm范围内时，为快速衰减阶段，冲击颗粒的能量耗尽，随气流快速滚落，对结构的破坏效果骤减。

图8 冲击剪切力与位移的对应关系曲线

4 结论

在风蚀边缘的冲击剪切过程中，有如下结论：①各脱胶点位置处的应力逐渐增大，并沿胶接面方向向纵深扩展，表层的应力集中现象最为严重，内层应力水平逐渐衰减，且损伤更为轻微。②风蚀边缘快速产生损伤破坏，并沿胶接面方向向纵深扩展，损伤尺寸快速增加，冲击结束时，1～3层胶接面损伤分别扩展7 mm，5 mm，4 mm，4～5层胶接面未出现明显的损伤。③风蚀边缘逐渐开始出现刚度衰减，并沿胶接面方向向纵深发展，刚度退化区域的尺寸快速增加，冲击结束时，1～3层胶接面刚度完全退化尺寸分别为6.5 mm，3 mm，1.5 mm，4～5层胶接面只出现了极其轻微的刚度退化。④当位移处在0～0.15 mm范围内时，为线性接触阶段，冲击颗粒与脱胶边缘接触并逐渐贴合，此时，冲击颗粒接触并挤压脱胶边缘，并造成层合结构及胶层的弹性变形，并随着位移的增长而迅速增长；当位移处在0.15～0.4 mm范围内时，为损伤扩展阶段，此时，层合结构不能继续进行弹性变形，会以塑性变形和失效破碎来吸收剩余的能量，导致树脂层的剥离脱胶和分层失效；当位移处在0.4～0.67 mm范围内时，为快速衰减阶段，冲击颗粒的能量耗尽，随气流快速滚落，对结构的破坏效果骤减。⑤民用航空器在实际运行维护过程中，需要对易风蚀区域勤加检查，及时处理，避免风蚀边缘受到剪切冲击载荷的作用而迅速演化，造成航空器的延误及停场。

［1］张唐领，李中柱.波音737飞机垂尾高频天线前缘风蚀的预防与修理［J］.航空维修与工程，2016（11）：101-103.

［2］舒冠华.多相流下风机叶片复合材料力学性能及冲刷磨损行为研究［D］.乌鲁木齐：新疆大学，2015.

［3］虞浩清，龚友根，刘爱平.民用飞机迎风面复合材料构件的风蚀损伤及维修［J］.腐蚀与防护，2011，32（8）：661-663.

［4］王迪，张正礼.浅谈民用飞机尾翼前缘结构设计［J］.科技视界，2017（12）：202.

〔编辑：严丽琴〕

2095－6835（2018）19－0069－03

TG174.4

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10.15913/j.cnki.kjycx.2018.19.069

王威，高级工程师，主要从事民用航空结构维修研究。