李建阳   王红岩   迟宝山
（装甲兵工程学院，北京 100072）

　　摘  要: 空投装备在较恶劣工况下实施空投，技术状况会有一定程度的劣化。随着装备空降次数的增多，结构的累积损伤会严重影响装备的技术状况。为了对某型装备多次空投着陆冲击累积损伤进行评估，进行了铝合金材料损伤演化参数测定试验。运用RADIOSS求解装备多次空投着陆冲击动态响应，基于勒梅特损伤模型，对装备的着陆冲击损伤累积情况进行评估，并得出其损伤演化规律，为装备空投寿命预测提供基础。

　　关键词: 空投装备；RADIOSS；累积损伤；损伤演化规律

　　0引言

　　空投装备采用伞降和气囊系统来降低着陆速度，但是其仍要受到一定的冲击。从该装备的使用情况统计结果来看，有一些明显的故障与空投时所受的冲击有关[1]。装备在较恶劣工况下实施空投，技术状况会有一定程度的劣化。随着空投次数的增多，装备结构的累积损伤会严重影响其技术状况。因此，对空投装备受多次着陆冲击后的结构累积损伤进行评估具有重要的现实意义。

　　本文基于等效应变法进行铝合金材料损伤演化参数测定试验。采用HyperMesh软件建立某型空投装备的结构损伤分析模型，运用RADIOSS求解多次空投着陆冲击的动态响应，基于勒梅特损伤模型分析结构累积损伤，得出损伤演化规律。

　　1 损伤变量测量方法

　　损伤变量作为材料受损程度的代表，可以用试验的方法测量出来。用电磁方法测量试样有效面积的变化；或用光、声方法也可测量。由于损伤代表材料细观结构的恶化程度，因此在损伤过程中，其刚度、强度或韧性等代表材料特性的指标也会下降，可以用这些物理量的变化间接地测量损伤。本文采用等效应变法（测量弹性模量的方法）来测量损伤变量[2]。

　　等效应变原理为：应力作用在受损材料上引起的应变与有效应力作用在无损材料上引起的应变等效[3]。受损材料的本构关系可通过无损材料中的名义应力得到，即

　　式中 为有损伤材料的弹性应变，为无损伤材料的弹性模量。，为受损材料的弹性模量，称为有效弹性模量，由此得到

　　若测得在加载过程中，材料弹性模量的变化，则可以计算出材料的损伤演化。

　　2 损伤参数测定试验

　　本文采用等效应变法测量材料损伤值，计算损伤随塑性应变变化的情况，进而获取材料损伤演化参数。损伤特性参数测量试验主要采用INSTRON 8802试验系统，该测量系统本身能自动采集数据、自动处理数据，省去了数据记录、数据计算的过程，也避免了很多人为误差，使测量结果更准确。试验试样及其安装如图1所示。

图1 试验试样及安装

　　在试验机控制系统中输入载荷时间历程曲线，试验机自动运行直至试样拉断，系统自动记录试样的载荷-伸长曲线。根据试样的标距长度以及横截面积，将试验系统自动获得的载荷-伸长曲线转化为应力应变曲线。根据应变等价原理，计算试验过程中损伤值与塑性应变的关系，获得损伤演化曲线。数据处理过程如图2所示。

　　对同一批试样进行相同载荷工况下的试验，对多组试验结果进行一阶线性回归方法及多项式回归方法拟合效果分析，确定一阶线性回归拟合是最佳方案。拟合效果评价结果如表1所示。

　　因此，该铝合金材料损伤演化方程为：

图3 损伤演化曲线

　　由图中可知，损伤开始时的塑性应变，材料断裂时的塑性应变，材料断裂时的损伤值

　　3 基于应变累积的损伤评估

　　3.1 结构有限元模型

　　本文采用HyperMesh建立结构有限元模型。对空投装备结构进行适当简化：1）省略非承载件，如门、窗及内部挂饰等；2）去除细小的结构特征以便于网格划分，如小圆倒角等；3）对构件表面上的孔、台肩和翻边等进行圆整光滑处理；4）简化一些质量较大但不承载的部件，将其以质量点的形式配置。该装备结构有限元模型如图4所示。模型包括136277个单元，141750个节点。

图4 空投装备结构有限元模型

　　3.2 多次冲击累积损伤分析

　　3.2.1 无初始损伤冲击损伤分析

　　采用动载荷模拟冲击的方法，对该装备进行极限工况下初次空投着陆冲击仿真。根据极限工况下的着陆冲击加速度（图5）计算动态载荷，极限工况下最大冲击加速度20g。

图5 极限工况下冲击加速度曲线

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　　计算结果如下：最大von Mises位于右后立柱底端，最大应力值为330.6Mpa，最大应力时刻应力分布云图和最大应力位置应力时间曲线如图6所示。

图6 最大应力时刻应力分布云图及最大应力时间历程曲线

　　在此基础上对结构损伤情况进行分析，图7为结构的塑性应变场云图。由塑性应变场分布云图可见绝大部分结构损伤都很小，存在较大损伤的位置主要集中在后部两立柱的底端支座部位，左后立柱的塑性应变值为2.3%，最大塑性应变值3.962%位于右后立柱。可见该装备在结构设计上比较合理，充分考虑到立柱处的承载较大，前部的两立柱虽然存在冲击损伤，但是损伤值较小，对结构的承载能力影响不大。但是考虑到提高结构强度和抗冲击能力，建议在四根立柱底端支座部位采取强化措施。

图7 塑性应变场云图

　　3.2.2 结构累积损伤分析

　　为了分析多次冲击动载作用下的结构损伤累积特点，采用损伤状态参量传递的方法，完成十次极限工况冲击动载荷作用下的结构损伤分析。各次冲击后结构最大塑性应变值如表2所示，根据本文中获得的损伤演化方程，计算得到对应的损伤值在表2中给出。多次冲击损伤值变化曲线如图8所示。由计算结果可以看出，在相同的冲击载荷作用下，结构同一位置的塑性应变值不是固定不变的，而是呈一定的趋势逐渐累积的。如图8所示，在同一工况多次冲击下，损伤值的增长可以近似看做线性增长的，这一规律对于结构损伤的评估和寿命预测有重要意义。

　　由于本文的研究目的在于建立空投装备着陆冲击下结构累积损伤的计算方法，初步分析结构损伤累积的特点，所以多次冲击的工况条件均选择极限工况。而在实际装备的损伤评定和装备保障中，则要根据实际装备所经历特定空投工况和环境条件下的试验数据来确定每次的载荷工况，这样计算得到的损伤才符合实际情况。

表3 累积冲击仿真最大塑性应变值及对应的损伤值

图8 多次冲击损伤值变化曲线

　　4 结论

　　根据本文的研究工作得出如下结论：

　　（1）根据等效应变原理，采用测量材料卸载弹性模量的方法，进行了损伤演化参数测定试验，获得该铝合金材料损伤演化参数。

　　（2）运用RADIOSS软件，进行了无初始损伤结构的单次冲击仿真，结果表明在极限工况下，该装备的大部分结构损伤都很小，后部两立柱的底端存在一定的损伤，最大损伤值0.144位于右后立柱底端。说明本仿真方法可以指出装备的薄弱位置，为结构的加强和减重提供理论依据。

　　（3）在无初始损伤结构的单次冲击损伤分析的基础上，通过建立损伤状态参量的传递途径，完成多次着陆冲击损伤分析，得出多次着陆冲击下结构累积损伤的变化规律。从计算结果分析得到，在同一工况多次冲击下，损伤值的增长可以近似看做线性增长。

　　5参考文献

　　[1] 罗方惠,丁骥. 天降铁甲的奥秘—伞降系统和缓冲系统[J].国外坦克,2005,(3),52-53.

　　[2] 刘宝琛. 实验断裂、损伤力学测试技术[M]. 北京:机械工业出版社,1994.

　　[3] 余天庆,钱济成. 损伤理论及其应用[M].北京:国防工业出版社,1993.

Studies on Assessment of Cumulative Damage for Airborne Equipment under Landing Impact

Li Jianyang    Wang Hongyan    Chi Baoshan

　　Abstract: Technical performance of airborne equipment would be deteriorated after airdrop impact. The times of impulsion the equipment suffered would determine the technical characteristics. For assessing the accumulate damage of the equipment after airdrop impact, the damage characteristic parameters of aluminium alloy were measured by test. The dynamic response of the airborne equipment was solved by RADIOSS. Based on the Lemaitre damage model, the accumulate damage was assessed and the damage evolution law was obtained. It was the foundation for airdrop life prediction.

　　Key words: airborne equipment; finite element; cumulative damage; damage evolution law