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引言
随着经济的发展和工程科技的进展，直升飞机逐渐成为一种有效的运输工具，直升飞机升降平台开始广泛应用于工程和社会机构中，例如近海勘探和油气平台以及远洋轮船上，或医院和公司大厦的顶层。直升飞机目前的应用已经不限于货物、人员的运输、交流和流通，更多的是用于应急抢险和救援、物资投送和人员疏散，因此，在直升飞机的使用环境中，在危险状态下完成任务的能力备受考验。在直升飞机平台的设计和建造中，火灾条件下的救援安全是一个不容忽视的问题，大量的实践表明，相应的直升飞机平台应具备火灾的防范和应急处理功能，否则灾难环境下可能导致更大的损失。然而对于直升飞机平台发生火灾后，在高温和火焰剧烈燃烧的环境下，飞机平台是否具备足够的安全性，需要考察直升飞机平台的高温热强度，及其热冲击的耐受能力，这些都需要进行飞机平台结构的热应力分析。本文在已有的直升机模拟平台燃烧温度场测试数据的基础上，对某一小型模拟直升飞机升降平台进行了燃烧过程的温度场重建，并尝试用 ANSYS 软件对其进行了热-结构耦合分析。
分析结果表明，对于这种复杂结构的直升飞机升降平台，利用现场测试的温度数据重建温度场，并由此展开热分析，从而达到进一步对结构耐高温性能和安全性能的深入分析和评估是可行的，这种分析过程的实现主要难点在于如何利用有限的实测温度数据重建温度场，从而实现结构热分析（建立结构的温度场），同时利用 ANSYS 的耦合场分析功能实现结构高温强度的分析（建立结构的热变形和热应力场），避免结构高温热强度测试困难及其后续数据处理的困难（一般要完成高温应变计的热输出测试，应变计现场布置及其现场测试，数据修正、测试点变形和应力的评估等工作），由于一般的测试很难准确确定最大应力和变形点，因此，利用有限点的温度数据插值获得重建的温度场，进而通过软件分析建立该温度场对应的热变形场和热应力场就十分重要，对于工程应用具有很重要的意义。
1 飞机平台燃烧测试试验
直升飞机的燃烧测试试验是在12 米×12 米的直升飞机模拟平台上（为实际平台的1/4 尺寸）上完成的, 用一个位于指定位置的油箱（模拟油槽），将150 到200 升点燃后的航空燃油注入平台指定位置，模拟直升飞机平台受到火灾的现场。由于直升飞机测试平台上开有泄流孔，因此燃油一边燃烧，一边从泄流口流向汽油收集口，直至火焰完全熄灭，通过在飞机平台的各层面的指定测试点安装温度传感器，获得这些测试点处燃烧状态下金属壁面温度随时间的变化曲线，同时可以用目视或俯视拍摄的方法估算火灾现场的火焰高度及直接受火区域的大小，从而获得飞机平台在燃烧过程中温度变化情况以及燃烧区域的变化。试验用的直升飞机模拟平台及温度测试点的位置分布如图1 所示。观察和分析测试得到的典型测点温度随时间变化情况可知，在燃烧状态下，不同测点记录的温度大小随时间变化，峰值温度表明燃烧区域前缘的变化情况，从温度记录数据看，高温区域大致限定在一个区域内部，而区域之外，温度的改变并不显著。
图1 试验直升飞机模拟平台及测试点的位置分布
2 建立有限元模型
2.1 模型的建立
为方便用ANSYS 进行快速分析，结构模型采用2.5 米×2.5米大小的模拟小型飞机升降平台。同时对结构模型进行了合理的简化。简化的小型飞机模拟平台由表面、中面和底面以及侧面组成，另外还在底面下创建了用于支撑飞机平台的结构。由于假定小型飞机平台是对称结构，因此建立1/2对称模型。图 2 为有限元网格模型。
图2 有限元网格模型 图3 直升飞机模拟平台表面的温度分布
图4 直升飞机模拟平台中面的温度分布 图5 直升飞机模拟平台底面的温度分布
2.2 热分析加载和边界条件
在利用ANSYS 对直升飞机模拟平台进行热—结构耦合分析研究中，耦合分析的方法是采用间接耦合，即先对结构进行热分析，然后将热分析所得到的节点温度施加到结构的节点上，对结构进行热应力分析。首先分析已有的直升飞机模拟平台火灾试验的温度数据，找到在最高温度时刻，表面、中面、底面中所有测点的温度数据，利用 Origin 数据处理软件对这些数据进行插值计算，得到三维的表数组矩阵，形成温度面载荷。对直升飞机模拟平台的三层面用表参数加载后进行热分析，得到模型的温度分布。直升飞机模拟平台表面、中面、底面的温度分布图如图 3-图 5 所示。由于飞机平台在发生火灾时，先从上表面起火，然后再延伸至中面和底面，因此，上表面各节点温度大于中面各节点温度，中面各节点温度大于底面各节点温度。
2.3 结构热应力分析的加载和边界条件
在热—结构耦合分析中使用了两种相互对应的热分析和结构分析单元：热分析单元选用SHELL57 单元，转换单元类型后，结构分析单元选择具有六个节点自由度的SHELL63。结构分析的载荷是将热分析所得到的节点温度作为体积载荷施加到对应的节点上，节点的温度体载荷如图6 所示。对于纵向对称面则设置位移对称条件；对于飞机模拟平台最下面的支撑面上全部约束自由度为零。
3 结果分析
直升飞机模拟平台的结构热应力分布如图7-图10所示。由图中所示的变形和热应力可知，直升飞机平台发生火灾时，在高温情况下，由于表面、中面、底面的材料温度不同，高温区域的材料产生热膨胀受到低温区域的材料的阻碍，因此会出现温差变形，一般而言，高温区域产生外鼓（凸）的变形，造成平台翘曲。这种翘曲变形一般预示着温差产生弯曲变形，形成弯曲热应力，如果飞机平台的底座支撑有效，还可能产生热膨胀不均匀导致的膜应力状态。热应力的大小主要取决于温差，温差大的地方弯曲热应力大，在温差低的地方弯曲热应力较小。以本文研究的模拟小型飞机平台为例，在所选择的具有最高测试温度的重建温度场载荷作用下，最大的等效热应力发生在平台的上表面，最大值发生在温度最高的区域，约300MPa 。对于铝合金材料而言，这样高的局部应力已经足可以导致局部屈服破坏的发生。
图6 飞机平台有限元模型的节点温度体载荷 图7 飞机平台有限元模型的Von Mises 应力分布
图8 飞机平台有限元模型的X方向应力分布 图9 飞机平台有限元模型的Y方向应力分布
图10 飞机平台有限元模型的Z方向应力分布 图11 飞机平台表面路径图
在直升飞机模拟平台表面定义两条路径，如图11所示。路径1和路径2的热应力分布如图12-图13。
图12 表面上温度由低到高沿路径1的应力分布 图13 表面上温度由低到高沿路径2的应力分布
由图 12 可见，随着温度的升高，飞机平台表面横向路径上，X方向和Y方向的热应力都是呈现波浪形，总体趋势是升高的，波浪的数目与路径通过的支撑数目有关，一般而言，梯形梁与底座接触的地方，热传导性良好，热应力下降，而在梯形梁不与底座接触的空档区域，热传导变差，热应力增大。由于飞机平台是由空心的梯形梁组成，其带泄流孔的上表面、中面、底面以及侧面组成了空心梁形构件，表面、中面和底面由侧面连接起来。那么上表面在这些地方受到的约束大，而其它地方约束较小，热应力就会表现明显。X方向出现最大压缩应力约为270MPa，Y方向出现最大压缩应力约为115MPa 。Z方向的热应力不变。
由图 13 可见，随着温度的升高，飞机平台表面纵向（2）路径上，X方向的热应力在温度较低的地方变化不大，在温度突然上升到较高的地方，X方向的热应力出现两个波浪形变化。这两个波正好出现在温度最高区域附近，两边对称的波提示温度低的部位，并没有多少燃料，实际提示这里相应为油注入平台的中心部位，是燃油倾注的地方，由于倾注区域附近才是燃油积聚最多的地方，也就是燃油层最厚，燃料量最多的地方，也就是燃烧最剧烈的地方，即火焰温度最高的地方。研究表明高温区域的热膨胀会受到附近低温区域的约束，从而产生约束热应力，温度差越大的地方，所造成的热应力更大。Y方向的热应力随着温度的升高，不断上升，又随着温度的降低不断下降。Z方向的热应力不变。
4 结论
从以上分析结果可以看出，通过对已有实验测试的温度数据进行插值运算，生成随X坐标和Y坐标变化的温度表数组，作为面载荷加载，最终可以得到重建后的温度场。利用热—结构耦合分析技术进行耦合场分析，分析中考虑飞机平台各面的相互约束关系，建立简化分析模型，就可以根据重新构建的温度场实现直升飞机平台的热应力和热变形的数值分析。
通过对飞机平台的热应力和热变形分析，可知在温度高的地方，材料的热膨胀受到附近区域相对低温材料的约束，不能自由膨胀，相当于高温区域受到附近低温区域的压缩载荷，因此高温区域将产生较大的压缩热应力和压缩热变形，相应地温度较低的区域就会产生拉伸热应力和拉伸热变形，同一部位如果随着燃烧过程的发展和火焰前缘的推进，时而进入高温区，时而进入低温区，反复作用则会引起飞机平台局部反复的拉伸和压缩变形，多次重复后，可能导致局部热疲劳裂纹，从而造成飞机平台在火灾时发生局部断裂破坏，此时飞机平台的安全性就出现问题，而飞机平台上密布的泄油孔由于可以将未燃烧的油不断送走，造成火焰前缘无法因燃油的淤积和波动形成反复的局部拉伸和压缩热变形，从而即使局部经历了少数反复拉压变形，也对飞机平台的高温安全性能无大的影响。可以此为依据对直升飞机平台进行火灾安全性分析，对保障火灾条件下，飞机平台的热强度和安全性及其使用寿命具有很重要的意义。
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