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Sikorsky S-75“先进复合材料机身计划”(ACAP)直升机

   日期:2019-04-30     来源:微博@yikecat    浏览:140    
核心提示:根据与美国陆军应用技术实验室USARTL(AVRADCOM)签订的合同,西科斯基飞机公司进行了“先进复合材料机身计划”(ACAP),以展示先进复合材料的重量和成本节约潜力,最大限度地利用设计的直升机机身满足严格的军事需求。最初的初步设计研究合同由西科斯基,贝尔直升机,波音-伏托尔,休斯和卡曼于1979年9月至1980年5月间实施。在当时,复合材料的应用主要局限于二级结构,如控制舵、整流罩和舱门,但没有主要机身结构。在初步设计研究之后,贝尔直升机和西科斯基飞机公司获得了两项后续合同,用于设计、制造、测试和飞
 

​​(本段文字系微博@yikecat “仙猫藏图”翻译的英文资料,转载自微博@yikecat “仙猫藏图”系列,在此对其表示感谢)

背景

根据与美国陆军应用技术实验室USARTL(AVRADCOM)签订的合同,西科斯基飞机公司进行了“先进复合材料机身计划”(ACAP),以展示先进复合材料的重量和成本节约潜力,最大限度地利用设计的直升机机身满足严格的军事需求。最初的初步设计研究合同由西科斯基,贝尔直升机,波音-伏托尔,休斯和卡曼于1979年9月至1980年5月间实施。在当时,复合材料的应用主要局限于二级结构,如控制舵、整流罩和舱门,但没有主要机身结构。在初步设计研究之后,贝尔直升机和西科斯基飞机公司获得了两项后续合同,用于设计、制造、测试和飞行技术验证。西科斯基验证机被命名为S-75,它是S-76商用直升机的衍生产品(见图S75-1)。S-75使用了S-76的动力系统(发动机,旋翼,传动装置和飞行控制系统)。

■图S75-1,S-75源自于自S-76

为支持设计,进行了广泛的次组件风险降低开发试验,随后制作了工具校样样机、静力试验样机和飞行器。整个项目在5年内以2900万美元的价格完成。

初步设计

初步设计研究开始于制造一架军用S76直升机,基于当前技术发展水平的结构,占主导地位的还是用于主结构的金属。图S75-2展示了纳入军用基准的特征。

然后合成了三种改型的初步设计,分别针对最大重量节省、低雷达可探测性和防弹生存能力进行了优化。然后创造了体现平衡优化所有属性的最终概念。图S75-3所示的风洞模型在联合技术研究中心进行了测试,以评估成形机身和固定起落架的气动效应。

■图S-75-2,军用S-76的基准特征

■图S75-3,S-75风洞模型

与军用金属基准直升机相比,主要计划目标包括节省22%的重量,节省17%的制造成本,降低20%的运营成本。下面列出了其他属性。

属性:目标

总重:8470磅

主要任务:两名全副武装的士兵@2000英尺高度,95˚F,持续2.3小时

替代任务:6名士兵@海平面标准

防弹耐受性:尽量减少易受特定实心子弹和爆炸物燃烧威胁的薄弱部分

耐撞性:MIL-STD-1290

雷达截面积:从金属基准减少15分贝

先进航空电子设备,目标锁定系统:空间,重量和动力

概述

图S75-4是S-75的三视图,图S75-5是纵剖面图。图S75-6展示了S-75于1984年8月16日在西科斯基西棕榈滩飞行试验中心首飞期间的悬停。西科斯基S-75比竞争对手贝尔D-292 ACAP直升机提前飞行了一年多。

■图S75-4,S-75三视图

■图S75-5,S-75纵剖面图

■图S75-6,S-75在西科斯基西棕榈滩飞行试验设施的首飞

机身的结构分解如图S75-7所示。进行了广泛的权衡,以优化机身各个部分的设计和制造过程。因此,机身由一系列新颖的设计概念和制造工艺组成。这些主要子组件的独特特性将在后面的章节中讨论。

■图S75-7,S-75机身结构分解

材料使用情况如图S75-8所示。主要结构材料是石墨环氧树脂,凯夫拉环氧树脂,以及诺梅克斯和铝蜂窝材料。环氧石墨呈单向编织形式,采用低流动性Narmco 5240树脂体系。低流动性树脂体系消除了与早期低粘度树脂体系相关的难以渗漏的控制手段。其他材料包括尾部整流锥纵梁中的Rohacell®高性能硬质泡沫,支撑燃料箱的防弹泡沫,以及用于防雷击的铝网。机身重量的82%为复合材料。金属部件仅限于耐火发动机舱板、防火墙、小配件、托架和五金制品。根据需要,可从西科斯基数据库、供应商和专门的鉴定测试中获得材料性能。

图S75-9展示了正在评估的各种导电涂层系统的电气性能。将导电涂料涂在外壳上,以进行雷击防护。

■图S75-8,机身材料

■图S-75-9,导电涂层系统评估

 

雷达散射截面积缩减

初步设计被概念化,以探索减少雷达散射截面积的不同的方法,并确定重量、成本和性能、属性。主要的设计考虑是机身整形和雷达吸波材料的使用。从这些研究中,选择性特征被纳入最终的S-75设计中。它们包括机身整形,导电涂层透明,和选择性地使用雷达吸波夹层结构。机身侧面倾斜并涂上导电涂层,以使入射雷达波偏离发射接收机。雷达吸波材料应用仅限于主旋翼螺旋架的侧面和垂直尾翼面。在飞行中的S-75的正面视图中,倾斜的机身侧面很明显,如图S75-10所示。

■图S75-10,S-75正视图

 

时间表

图S75-11展示了ACAP的5年开发时间表,从合同授予到最终交付飞行测试品给陆军。该项目由西科斯基飞机公司管理,由大力神公司、盐湖城公司和沃特公司作为主要分包商。大力神公司负责制造尾部整流锥,尾桨塔和水平尾翼。沃特公司在得克萨斯州达拉斯做了详细设计,并对下机身进行了风险降低开发试验。所有剩余的主要子部件均由西科斯基飞机公司在其位于康涅狄格州布里奇波特的复合材料工厂制造。总装和子系统集成在位于康涅狄格州斯特拉特福德的西科斯基开发制造中心进行。

西科斯基的主要人员包括; 吉姆·雷(项目经理),布鲁斯·凯(工程经理),吉姆·麦克维卡(设计总监),赫伯·加布(结构),乔·奥泽斯基(营运经理),丹·拉克(制造工程),休·科尔尼(试验),西德·格利(项目试飞员),杰克·特塞尼奥(机身设计),休·泰勒(M&P)和约翰·米尔纳(RCS分析)。陆军的项目工程师是丹尼·古德。图S75-12展示了在首次展示仪式上的一些ACAP团队知名人士。

■图S75-11,ACAP开发计划

■图S75-12,ACAP团队 (A–休·科尔尼,B-丹·拉克,C–布鲁斯·凯,D–丹尼·古德,E–乔·奥泽斯基)

 

设计

西科斯基首次使用了一些专门的软件程序来设计这架直升机。首先,也是最重要的,是使用西科斯基内部开发的计算机辅助交互设计系统(CAIDS)来进行详细设计和制造规划。这是CAD首次用于设计直升机及其相关工装。以前的直升机是使用墨水在聚酯薄膜图纸上设计的。图S75-13中提供了一个图表,展示了使用CAIDS执行的各种活动。按照今天的标准,这是一个原始的系统,但它代表了未来飞机设计方式的重大变化。除了学习如何使用新的CAD系统外,设计团队还必须接受复合材料设计方面的培训。这需要诸如材料,绘图格式,分析方法和制造过程等基础知识。设立了特别培训课程,并传播给设计团队。

■图S75-13,西科斯基的CAIDS应用

为了满足一些军事需求,获得并实施了新的软件计划。KRASH计划被用来评估机身在各种碰撞条件下的性能。图S75-14所示的KRASH模型模拟了飞机质量分布、机体刚度、起落架能量吸收和机身破碎特性。

■图S75-14,S-75的KRASH模型

用物理基础模型和HELISCAT计算机程序评估雷达信号特征。该模型用于计算S-75的雷达散射截面。图S-75-15展示了该模型。由于ACAP严格来说是一个机身研究计划,因此分析仅针对机身,而忽略了旋翼,发动机和起落架的任何RCS贡献。这是第一次考虑直升机的雷达散射截面。

■图S75-15,S-75的HELISCAT程序RCS模型

制造了三架S-75,一架工具校样机身,一架静力试验样机和一架飞行样机。图S75-16展示了总装夹具中的工具校样样机。工具校样样机用于检查工装,然后破坏性地拆除选定区域以评估质量。拆卸检验包括从复合材料构件中切割部分,以检查层压板的质量是否存在诸如气孔、空洞、脱层、纤维起皱等缺陷。还对标本进行了机械试验,以比较“制造”的强度性能和设计容许值。然后对工具校样样机进行弹道试验。图S75-17展示了在弗吉尼亚州尤斯蒂斯堡的陆军弹道试验靶场内试验之前的工具校样样机。

■图S75-16,总装夹具中的S-75工具校样样机

■图S75-17,在弗吉尼亚州尤斯蒂斯堡的陆军弹道试验靶场内的S-75工具校样样机

为了验证S-75机身的结构完整性,制造了一架全尺寸的静力试验样机。由于复合材料具有高度的正交各向异性(定向)强度性能,结构测试对复合材料结构尤其重要,即使在今天也是如此。与平面性能相比,层间性能非常低,因此,在结构分析中未考虑的任何小的平面载荷都会产生极其虚弱的效果。试验样机经受了临界飞行和着陆载荷环境。此外,还开发了专门的测试技术,以解决因长时间温度/湿度暴露导致的材料环境退化问题。然后,这架静力测试样机在弗吉尼亚州兰利的NASA碰撞试验设施进行了受控碰撞试验。测试结果将在本文后面讨论。图S75-18展示了在进行挡风玻璃压力加载试验之前,在静力试验设备中的机身。请注意这张照片中非常窄的挡风玻璃柱。挡风玻璃柱将在本文独特的设计特色部分进行讨论。

■图S75-18,S-75机身在静力试验设备中

 

风险降低开发试验

在设计阶段同时进行了广泛的风险降低试验。由于ACAP是一个技术验证计划,目的是表明复合材料的性能可与传统金属结构相当或优于传统金属结构,因此,风险降低开发试验是开发和证实这些能力的关键步骤。其中一些试验和验证对于理解复合材料在严格的军用条件下如何表现,开发满足这些需求的技术以及最终验证需求合规性是必要的。采用了一种构件试验方法。测试范围包括基础材料鉴定取样试验,元件试验,可生产性验证,全尺寸次组件试验,最后是飞机地面和飞行试验。其中一些试验是作为并行的西科斯基机身IR&D计划的一部分进行的。

■图S75-19。模拟燃料舱外壳防弹试验

 

新的产品特点

如前所述,对机身的每个部分进行了分析,以满足军事规格要求,然后根据其独特的几何形状、应用负载和接口要求,对机身的重量和制造成本进行了优化。逐步发展的是许多非常独特、新颖的设计和以前从未使用过的制造工艺。下面的段落将讨论机身的每一部分是如何设计和制造的,从机头开始,一直到尾部。

 

机头部分

机头部分是不采用任何先进技术的例外。它只是一个手糊成型的复合材料结构,采用与其母型S-76相同类型的结构。图S75-20展示了正在敷设的机头部分。这种结构包含一个整体式头锥框架,以及用于下座舱窗和设备舱门的模压嵌入式后退。

■图S75-20,正在敷设机头部分

 

挡风玻璃柱

为了给飞行机组提供无阻碍的能见度,挡风玻璃柱宽度不应超过2英寸,这是眼球之间的距离。任何宽度超过2英寸的东西都会形成一个加宽的锥形障碍物。为满足这一要求,设计并制造了一种窄梯形拉挤石墨柱。拉挤是一种自动化制造工艺,在这种过程中,增强纤维被浸渍树脂并通过模具拉出,,以提供切成一定长度的长条材料。它类似于金属的挤压过程。柱子不仅要承受挡风玻璃的压力载荷,而且还要加载受压以支撑机舱顶部。它的材料主要是单向石墨,在乙烯基酯树脂中,与随机纤维亚光层混合,以最大限度地减少单一材料的分裂。该挡风玻璃柱结构于1983年在德克萨斯州休斯顿举行的塑料工业协会增强塑料/复合材料协会竞赛中获得了飞机/航空航天类别的最高奖项。图5中展示了一段5英尺长拉挤成型的照片。

■图S75-21,拉挤挡风玻璃柱

 

下机身

下机身由纵梁,横向加强框架和有加强肋的凯夫拉蒙皮组成,如图S75-22所示。主要的功能性需求包括支撑前起落架,机组人员和乘客座椅,货舱地板和货物束缚。此外,该结构设计用于通过受控破碎来减弱碰撞能量。这一独特功能的开发将在本节末尾进行描述。

■图S75-22,下机身结构布置

蒙皮剪切载荷相对较低,因此,弯曲、斜拉应力设计方法提供了最低的重量。此外,由于凯夫拉和石墨具有相似的拉伸强度,而凯夫拉的密度较低,因此选择凯夫拉作为首选材料。图S75-23展示了下部蒙皮,带有石墨帽,用于与蒙皮整体固化的横梁,框架和纵桁。然后将复合材料纵桁粘合在石墨帽上。

■图S75-23,下部蒙皮

图S75-24展示了纵向主梁的敷设。主梁的长度与客舱的长度相同,并包含一个支撑前起落架的凸起加强部分。

■图S75-24,正在敷设主梁

 

吸能结构机身开发试验

陆军抗撞设计指南此前曾显示,金属直升机机身可以通过机身破碎来吸收坠毁能量。这种能力是常规金属机身结构所固有的。在ACAP之前,人们担心由于复合材料,特别是石墨纤维没有屈服强度(线性应力应变至失效),它们无法吸收能量。因此,为了减轻这种担忧,开发了几种设计方法以实现能量吸收。然后进行了一系列测试,以量化这种能力。

图S75-25展示了代表下机身结构的试样。该图展示了部件上下颠倒,包含相交的框架和横梁,以及一段蒙皮。框架和横梁的上部由高强度石墨环氧树脂制成,而下部和蒙皮则是凯夫拉环氧树脂。图S75-26展示了下部的凯夫拉部分如何挤压吸收能量,而上部石墨部分保持结构完整。然后将这些测试量化的能量吸收输入KRASH程序,该程序用于评估系统在指定的组合或滚动、俯仰和下沉速度下的性能。

■图S75-25,下机身挤压样品

■图S75-26,挤压试样

图S75-27展示了在负载作用下支撑前起落架的大梁结构的子组件试验。在大梁下部以珠装饰的凯夫拉裙边部分很容易看到斜拉应力皱褶。

■图S75-27,前起落架支撑结构子组件试验

 

客舱顶部

客舱顶部支撑主传动装置,发动机和飞机操纵系统。图S75-28展示了完整的客舱顶部组件。纵梁包含主传动装置的附件,其将飞行载荷从旋翼系统传递到机身中。这是一种全黏合组装,从未尝试过的用于传递来自旋翼系统的高疲劳载荷的主要结构。

■图S75-28,顶部结构组装

图S75-29展示了安装框架和横梁之前的顶部蒙皮。与下部蒙皮相似,弯曲结构用于轻负载蒙皮壁板。在这里,蜂窝夹层结构蒙皮加强肋一目了然。在存在高剪切载荷的情况下,表皮是由石墨制成的,石墨是较暗的壁板。在蒙皮中央部分的一段蜂窝夹层结构,被用作安装在主旋翼螺旋架内的飞行控制伺服系统和液压设备的安装基座。使用胶黏剂粘接来组装顶部结构。使用图S75-30中所示的夹具提供的机械压力对黏合接头施加压力。加热的方法是把整个单元放在烤箱里。

■图S75-29,客舱顶部蒙皮

■图S75-30,顶部粘接夹具

通过子组件试验验证了机身的疲劳强度。图S75-30展示了旋翼载荷如何施加于子组件顶部结构。顶部结构静载荷加到设计极限载荷的128%。然后进行70,000次地-空-地(GAG)载荷循环,相当于10,000飞行小时。然后故意切断其中一根主传动装置支撑梁,并施加额外的2,000个GAG循环。因为在疲劳循环期间没有发生损伤扩展,随后将样品加载至失效。失效发生在设计极限载荷的160%,这比该条件要求的载荷高出60%。

■图S75-31,顶部子组件疲劳试验

 

主起落架支撑结构

主起落架减震支柱和承托梁由石墨框架和石墨舱壁支撑。图S75-32展示了模制成框架的加强点,图S75-33和S75-34分别是一体式框架的一半和舱壁的照片。只是简单地制造胶合层,然后将它们逐渐减少,以将载荷分配到结构中,代表了整个机身中最优雅的结构设计。

■图S75-32,主起落架支撑框架加强点

■图S75-33,主起落架支撑框架

■图S75-34,主起落架支撑隔板

装配的凸耳还具有局部破碎能力。这是通过使用主要为+/-45˚的层压材料结构实现的。此功能的主要目的是能够容纳有些变形的起落架附件,这样,当起落架在严重的碰撞条件下撞击时,它们不会过早地折断。图S75-35展示了从凸耳试样试验中获得的变形。

■图S75-35。图S75-35,凸耳挤压试样

 

预悬挂舱门

舱门安装问题一直是直升机长期存在的问题,导致漏水。为了解决这个问题,使用了类似于家用门上使用的预悬挂方法。舱门包围结构由一体式模压单元组成,该模压单元包括与门框和蒙皮整体模压的门侧柱。模压孔是刚性的,通过将柔性蒙皮固定到相邻的机身框架,而将该单元连接到机身上。由于蒙皮是柔性的,并且开口在结构上与机身结构隔离,因此机身装配公差不会影响舱门开口。在将其装配到机身之前。,舱门也会预先安装在其开口上。图S75-36展示了预悬挂舱门组件(黄色凯夫拉)如何固定到驾驶舱门框架和后客舱舱壁上。在这张照片中同样明显的是安装在黏合的蒙皮加劲肋(深色条纹)两端的“鸡紧固件”(chicken fasteners),以防止脱落。

■图S75-36,预悬挂货舱门总成

 

后机身

后机身包含燃料槽、主起落架和发动机支撑结构。基本的外壳结构是蜂窝夹层结构,除了机身飞行和地面载荷外,还设计用来承受燃料压力载荷。图S75-37展示了装配夹具中加载的一些主要结构部件。在这张照片中可以看到燃料槽紧邻的舱壁,主起落架支撑框架和尾梁连接的环形框架。舱壁较轻的外侧是以珠装饰的凯夫拉,设计用于在侧面碰撞条件下减弱能量。舱壁的下部用波纹结构制成。事实证明,这种波纹结构在承受燃料压力载荷方面比蜂窝夹层结构更轻。波纹之间的凹槽也提供了装满灭火剂粉末的空间,以减轻燃烧威胁引起的火灾。图S75-38展示了如何使用短纤维增强泡沫块来支撑燃料槽。泡沫块避免了在燃料槽周围的空隙(空间)中具有任何潜在的可燃气体,并且消除了在外部夹层蒙皮和侧面平坦的燃料槽之间增加结构部件的需要。

后机身夹层蒙皮被敷设在钢制外壳模具中,如图S75-39所示。钢制外壳模具的使用取代了以前用于此类部件的传统玻璃纤维环氧树脂模具。钢消除了与旧模具相关的热膨胀差和泄漏问题。模具底部的可拆卸芯棒被用来形成外部容器的整体外壳。

■图S75-37,后机身主结构

■图S75-38,增强泡沫燃料槽支撑结构

■图S75-39。后机身蒙皮外壳模具

 

尾梁

到目前为止,尾梁是制造S-75最具挑战性的部件。除了正常的结构和频率布局要求外,尾梁设计用于严格的高爆燃烧弹(HEI)和翻滚的防弹生存要求。如图S75-40所示,通过融合可承受显著损坏的大量冗余的纵梁和框架来提供此能力。然而,为了在HEI威胁的内部爆炸中存活下来,缓解内部压力的手段是必要的。这是通过在蒙皮上制造爆破补丁来实现的。一个网状的双倍条带被敷设在上面,并延伸到与蒙皮共固化的框架和纵梁之上。然后将狭窄的凹槽切入蒙皮,直到双倍层。因此,蒙皮只有通过与双倍层接合的共固化结合剂连接到底层结构上。该接合处足以承受蒙皮剪切载荷,但在受到内部爆炸物爆炸的平面压力载荷时会分离。在对工具校样样机进行全面防弹试验之前,子组件试验证明了这一概念的可行性。此外,尾梁的设计是为了在严重的碰撞中折断,以减少起落架必须支撑的机身重量。

■图S75-40,单件纤维缠绕尾梁结构

满足这些苛刻的尾梁功能要求是最容易的部分。制造尾梁才是最困难的部分。为了满足苛刻的单位成本要求,尾梁被制造为单个共固化部件,采用自动纤维缠绕技术制造而成。纤维缠绕技术最终演变为纤维铺放技术。这是第一次使用纤维缠绕来制造这种复杂性的主要结构。图S75-41展示了在芯棒上装配内部结构。框架和纵梁之间的部分是活块,通过在热压罐中加热零件时熔化的粘合剂固定到位。照片显示一名工人在安装可拆卸部分,这些部分在粘合剂凝固时用带子暂时固定。图S75-42展示了±45˚蒙皮缠绕在已放置在芯棒上的纵梁和框架上。

必须克服的一些问题包括:固化后从结构中取出芯棒,固化后工具质量的冷却,挤压纵梁上的蒙皮(图S75-40中显而易见),芯和纵梁/框架腹板之间的空隙和间隙,以及尾梁连接法兰的分层。这些问题中的每一个都是依次解决的,随后为静力试验和飞行样机制造了优质零配件。最大的问题是,确保纵梁填充材料能够保持对纵梁/框架腹板的压力。最初使用蜂窝作为填充材料,但是后来改成了ROHACELL®泡沫,其可以通过预载安装进空腔中。

■图S75-41,尾梁纤维缠绕芯棒

■图S75-42,尾梁的纤维缠绕蒙皮

 

机尾

机尾由安装尾桨的垂直尾翼和水平尾翼组成。这两个组件都是由尾梁的延伸部分支撑的。垂直尾翼主要的圆翼梁通过简单的卡箍直接连接到蒙皮壳层结构上。这消除了对更复杂的隔舱壁结构拼接的需求。水平尾翼翼梁以类似的方式安装在蒙皮上,但实际是通过弹性隔振器连接的。图S75-43是一张展示了部件的子组件在静力试验的照片。

■图S75-43,机尾子组件静力试验

 

尾桨塔

尾桨塔的主要设计驱动因素是防弹生存性和低雷达截面。翻滚的子弹弹道威胁排除了使用常规的箱形梁主翼梁,因为对准翼梁或蒙皮的单发子弹可能会切断两个梁帽,完全丧失抗弯强度。垂直尾翼的几何形状太小,无法容纳多个、非对齐的翼梁,以抵御这种类型的威胁。解决方案是使用具有足够恒定圆周厚度的圆形翼梁,以承受来自任何方向的弹道划痕。通过在机尾子组件静力试验样机上引入模拟弹道损伤​​,成功地证明了这种能力。圆形横截面还凭借其固有的圆周张力能力,还提供了一种抵抗HEI超压的优良手段。简单的形状也提高了可生产性,因为它可以使用自动纤维缠绕设备很容易地敷设。纤维角度针对弯曲和扭转进行了优化,其中包括使用一些非常规的低角度纤维架构,如图S75-44所示。完整的翼梁如图S75-45所示。注意大的加强孔,以允许尾桨驱动轴通过。

最后,圆形翼梁的布置简化了适应机翼形雷达吸波蜂窝夹层结构外蒙皮的能力。图S75-46展示了这种布置。

■图S75-44,纤维缠绕尾桨塔翼梁

■图S75-45,完整的尾桨翼梁

■图S75-46,尾桨塔蒙皮组件

 

水平尾翼

水平尾翼是一个相当简单的三件式组件,由两块蒙皮和一个“M”形翼梁组成。“M”形翼梁消除了对肋条的需要,因为翼梁的中央“V”部分形成了连续的翼展方向桁架,其能够对弯曲和扭转载荷作出反应。如图S75-47所示,将翼梁粘合到蒙皮上。蒙皮的后缘是以珠装饰的,并且使蒙皮充分硬化以将空气动力载荷传递到主翼梁而不需要肋条。图S75-48展示了完整的尾翼。

■图S75-47,尾翼翼梁和蒙皮组件

■图S75-48,粘合尾翼组件

 

试验与验证

除了之前阐述的子组件试验、拆卸、静力试验和弹道试验之外,还进行了可靠性和可维护性验证,全尺寸耐撞性试验和飞行试验。

 

可靠性和可维护性

复合材料结构消除了与腐蚀、紧固件相关的问题,提供了优良的疲劳强度,从而提高了结构的可靠性和可维护性。然而,易受冲击损伤和可修复性是令人关切的问题。为了解决冲击损伤,分析了潜在的风险,然后进行了冲击试验,以确定可减轻损伤的阈值材料层压板构型。还进行了修复验证,以展示如何修复小损伤。这通常是用湿铺工艺完成的。然而,对于因撞毁或弹道冲击造成的大规模损伤情况,开发了一种独特的模块化修复方法。由于机身是由大型共固化和粘合的部件制造的,拆卸和更换被认为过于繁重。模块化修复方案是将大型部件分成较小的部分,由组合的复合材料修复带固定。因此,如果在其中一个区域内发生大的损伤,受损的结构将沿着修复带被切割,一个新的模块将使用双倍带被机械地固定在组合修复带上。基本上,沿着虚线切割。图S75-49展示了如何切割大截面后机身,然后使用这种模块化修复方法重新安装。

■图S75-49,模块化维修验证

 

耐撞性

在弗吉尼亚州汉普顿的NASA兰利冲击动力学研究设施(IDRF)进行了全尺寸碰撞试验。IRDF是一个240英尺高的龙门结构,用于进行轻型飞机和直升机的全尺寸碰撞试验。图S75-50展示了直升机被如何悬挂到龙门上,当释放时,它以受控的速度和姿态摇摆到地面。

■图S75-50,NASA冲击动力学研究设施

在该设施进行了两次S-75碰撞试验。第一次试验是在静力试验样机上进行的,下沉速度为38英尺/秒,具有10度的滚转和俯仰。坠机被认为是可以存活的,客舱容积保持不变,即顶部没有塌陷,驾驶舱和客舱内的模拟人没有承受过大的减速力。随后在1999年对飞行器进行了一次碰撞试验,以收集更多数据并进行相关的碰撞分析。图S75-51展示直升机撞击地面,尾梁按预期折断。

■图S75-51,S-75碰撞冲击

 

飞行试验

进行了一次相对较短的飞行试验计划,以证明基本的飞行特性。这是一次极限载荷测量、振动和操纵品质评估的试飞。图S75-52展示了直升机飞越佛罗里达州西棕榈滩。

■图S75-52,佛罗里达州西棕榈滩的飞行试验

 

成就/成绩

达到或超过了所有ACAP技术要求和目标。下面总结了这些成绩。

目标 ——目的——达成

减轻重量——22%——23%

节省费用——17%——20%

可靠性改进——20%——25%

弹道脆弱性——减至最少——极小

有效载荷——360磅——708磅

最大速度(Vh)——140节——141节

可负担性是一个关键目标,降低制造成本主要通过减少零件和紧固件数量来实现。图S75-53将复合材料机身的零件和紧固件计数与其金属基准进行了比较。由此产生的人工和材料的单位制造成本,以1990年美元币值表示,如图S75-54所示。虽然材料成本确实增加了,但劳动力的减少抵消了这些成本的增加。

■图S75-53,零件和紧固件计数比较

■图S75-54,机身成本比较

 

后记

ACAP是一个非常成功的计划。它表明复合材料可用于主要机身结构,可减轻重量,降低单位和寿命周期成本,并满足所有军事需求。开发了各种各样的设计方法和制造工艺,可以应用于未来的应用。确定了复合材料的设计过程、程序和技术条件。同样重要的是,创建了一个熟练的产品开发团队。

为了充分认识到生产与常规金属结构相比更具成本竞争力的复合材料结构的能力,在西科斯基旗下创建了一家新的商业企业。西科斯基复合材料产品部门的成立是为了向通用航空和其他航空航天制造商提供复合材料部件。这一业务后来发展成为联合技术公司和陶氏公司的陶氏-UT子公司,随后被出售给了今天还存在的吉凯恩航空结构(GKN Aerostructures)公司。ACAP的技术也为波音-西科斯基LHX团队的计划提供了信心,然后为RAH-66直升机制造了复合材料机身。​​​​

 
 
 
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