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背景简介

由铝合金制成的传统螺旋桨叶片容易产生疲劳裂纹。一旦裂纹成核，由于叶片的高转速，裂纹会迅速扩展。这项研究使用混合模式疲劳裂纹分析来了解2017年美国海军陆战队C-130坠机事件中揭示的沿晶裂纹(IGC)和疲劳裂纹的平面外相互作用。开裂机制是连续的:IGC，接着是疲劳开裂，最终导致叶片的断裂。基于有限元法的应力分析阐明了从IGC到疲劳裂纹的转变。结果表明，IGC为疲劳裂纹的形核提供了足够的驱动力。使用应力和裂纹扩展分析进行基于蒙特卡罗模拟的风险分析。临界平面法用于确定裂纹扩展分析的等效应力强度因子。考虑到初始裂纹尺寸的较大变化，风险分析结果支持叶片的快速断裂。研究结果也清楚地表明了结构风险分析对规划检查和维护的必要性。

成果介绍

（1）ABAQUS用于确定54H60螺旋桨叶片在所有载荷情况下的应力分布并计算其应力强度因子。三种载荷条件下的应力分析结果如图1所示，IGCs引起的应力集中很容易识别。载荷情况1、2和3下的最大应力分别为195.4MPa、409.6MPa和204.5MPa。在每种载荷情况下，分别为5.252 MPa⋅m^1/2、8.081 MPa⋅m^1/2和5.428 MPa⋅m^1/2，如图2所示。这些值可能根据IGC相对于弯矩轴的位置而变化。同样，在载荷情况1和2中，应力集中发生在叶片的腐蚀带和叶片内表面上的衬套之间的边界处。这是因为随着腐蚀带厚度的减小，叶片和衬套之间的接触表面是不连续的。在结构上，接触表面上出现这种不连续性的区域是存在弯矩时应力集中的主要来源之一。

图1 通过考虑(a)载荷工况1、(b)载荷工况2和(c)载荷工况3中的IGC，从有限元获得的应力结果

图2 IGC存在时的最大应力和等效应力强度因子

（2）这里主要关注的是来自IGC或应力腐蚀开裂（SCC）的疲劳裂纹萌生。IGC周围的应力集中驱动裂纹萌生。此外，飞行过程中载荷条件之间的转换可能会加速疲劳裂纹的产生。通过使用AA7075-T6的应力水平和S-N曲线来估计裂纹萌生寿命。MMPDS（金属材料性能开发标准化）提供了基于统计的金属材料设计容许性能，并给出了AA7075-T6的S/N曲线方程。该方程使用不同的应力比和应力水平预测疲劳裂纹起始寿命。基于IGC存在时螺旋桨叶片的应力分析结果，考虑0.48的单一应力比（载荷情况1和2中最大应力的比值）作为裂纹起始。载荷工况1和2的最大应力比的另一种情况具有相似的应力比0.50。由于54H60螺旋桨叶片在运行期间暴露于载荷工况1、2和3，裂纹萌生寿命分布在2.545 × 10⁻¹和1.120 × 10²周期，如图3所示。这意味着，当IGC存在时，预计即将发生裂纹萌生。

图3 给定应力比(0.48)和载荷情况下，有IGC时螺旋桨叶片的疲劳裂纹萌生寿命

（3）图4显示了存在疲劳裂纹时的应力分析结果。载荷工况1、2和3中作用的最大应力分别为651.4 MPa、820.8 MPa和655.5 MPa，对应于这些载荷情况的等效应力强度因子大小分别为10.26 MPa·m^1/2、15.66 MPa·m^1/2和10.58 MPa·m^1/2。通过假设疲劳开裂而获得的最大应力大小大于通过单独假设IGC而获得的应力大小。此外，载荷条件的变化会导致应力水平的较大差异。这种应力集中作为疲劳裂纹的驱动力。单独通过疲劳裂纹获得的最大应力大小和应力强度因子值越大，表示叶片越容易受疲劳裂纹的影响。

图4 假设（a）载荷工况1、（b）载荷工况2和（c）载荷工况3出现水平疲劳开裂的应力分析结果（裂纹面的剖视图）

（4）IGC和疲劳裂纹位于内表面，它们向外延伸，如图5所示。因为IGC没有延伸到外表面，所以叶片沿厚度方向的某些部分没有被裂纹覆盖，主应力方向和垂直于叶尖方向的叶片横截面之间的角度从IGC叶尖到外径变化，在接近外径处接近90°，如图6所示。然而，主应力方向在叶片结构的外部区域倾斜。载荷情况2和3的应力方向比载荷情况1更倾斜，因为力矩倾向于横向移动应力。考虑到加载环境，裂纹尖端附近的主应力方向受裂纹的影响很大。主应力方向的趋势清楚地表明了裂纹的影响。在远离裂纹尖端的位置，该方向更垂直于叶片的横截面。

图5 叶片内部裂纹的形状

图6 应力方向和叶片横截面之间的角度

（5）螺旋桨叶片容易开裂，如疲劳裂纹和主要由SCC驱动的IGC。一旦产生裂纹，由于叶片的高转速，裂纹会迅速扩展，最终可能导致叶片脱落和灾难性的飞机故障。作为结构可靠性分析（SRA）的一部分，通过进行应力分析，然后进行混合模式疲劳裂纹扩展分析，研究了从IGC到疲劳裂纹的复杂转变。发现IGC周围的应力集中提供了裂纹萌生所需的驱动力。此外，飞行过程中载荷状态之间的转换可能会加速疲劳裂纹的萌生。由于螺旋桨叶片内部的复杂应力状态，需要对SRA进行复合型疲劳裂纹扩展分析。当裂纹纵横比（a/c）小于1时，观察到裂纹扩展所需的驱动力降低。使用所提出的混合模式疲劳裂纹扩展模型计算的结构风险可用于规划检查和维护作业。

致谢

本文第一作者：Namkyu Kim（Aero Technology Research Institute, Republic of Korea Air Force, Daegu 41052, Republic of Korea），通讯作者：Dooyoul Lee（epartment of Defense Science, Korea National Defense University, Nonsan 33021, Republic of Korea）。

本期小编：刘尧风（整理）

姚辰霖（校对）

王康康（审核）

王永杰（发布）