陳亞萍,喻濺鑒,胡磊,王宇堂

中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所,景德鎮(zhèn) 333001

疲勞載荷是直升機(jī)動(dòng)部件疲勞設(shè)計(jì)、驗(yàn)證的重要依據(jù),直升機(jī)疲勞載荷及各載荷之間的關(guān)系極其復(fù)雜。除了理論分析計(jì)算獲得外,采用飛行載荷測(cè)量是獲取疲勞載荷的重要途徑之一。

近年來(lái),人們對(duì)直升機(jī)載荷的理論分析、載荷的來(lái)源、測(cè)試結(jié)果對(duì)理論模型的修正等方面進(jìn)行了研究。習(xí)娟等建立了一種直升機(jī)旋翼和尾槳載荷的分析模型,獲得了各飛行條件下的槳葉、槳轂和操縱載荷[1]?？芨卉姺治隽酥鄙龣C(jī)旋翼軸載荷響應(yīng)來(lái)源,并研究了如何通過(guò)飛行試驗(yàn)測(cè)量直升機(jī)旋翼軸載荷響應(yīng)來(lái)確定直升機(jī)槳轂力和力矩[2]。習(xí)娟等研究了根據(jù)直升機(jī)旋翼載荷飛行測(cè)試結(jié)果對(duì)載荷理論計(jì)算模型的修正[3]。

由于直升機(jī)載荷,特別是旋翼、尾槳等動(dòng)部件疲勞載荷理論計(jì)算的復(fù)雜性,理論計(jì)算的準(zhǔn)確性難以保證,國(guó)內(nèi)外開(kāi)展了大量的疲勞載荷測(cè)量和分析技術(shù)研究。在載荷標(biāo)定、監(jiān)控和測(cè)量技術(shù)研究等方面,劉福華和劉丙坤研究了直升機(jī)尾槳?jiǎng)硬考d荷的測(cè)試技術(shù)[4]；李永壽和唐麗芳采用應(yīng)變電測(cè)方法實(shí)現(xiàn)了直升機(jī)飛行狀態(tài)下傳動(dòng)系統(tǒng)的載荷測(cè)量[5]；盧京明和孫詳研究了某機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)試驗(yàn)中動(dòng)態(tài)操縱情況下的應(yīng)變測(cè)量以及試驗(yàn)載荷監(jiān)控[6]；吳志剛和秦強(qiáng)研究了通過(guò)貼片及組橋方式解決旋翼軸載荷耦合的方法,并分析了不同貼片角度的對(duì)測(cè)試結(jié)果的影響[7]；段垚奇等提出了一種處理載荷標(biāo)定試驗(yàn)數(shù)據(jù)的多元回歸選元方法[8]。在載荷測(cè)量和分析方面,章海紅和寇富軍研究了某直升機(jī)旋翼軸載荷測(cè)量技術(shù)和隨飛行速度變化規(guī)律[9]；張新民和鄭甲宏研究了液壓阻尼器飛行載荷測(cè)試方法和動(dòng)載荷特點(diǎn)[10]；張永峰等研究了螺旋槳軸1P載荷的測(cè)試方法,并分析了不同飛行狀態(tài)下1P載荷的規(guī)律[11]。在測(cè)量載荷的分析方面,人們進(jìn)行了大量的研究。潘春蛟等研究了飛行載荷與旋翼構(gòu)型關(guān)系、影響因素、分布規(guī)律及與故障相關(guān)性等應(yīng)用范圍[12]。顧文標(biāo)等采用動(dòng)靜分離法,對(duì)實(shí)測(cè)載荷進(jìn)行了測(cè)試數(shù)據(jù)有效性判斷[13]。林軍通過(guò)對(duì)直九H425傳動(dòng)系統(tǒng)的測(cè)量數(shù)據(jù)的分析,給出了4種常見(jiàn)的數(shù)據(jù)失效類(lèi)型及處理方式[14]。張功虎等通過(guò)飛行載荷的重復(fù)性和相關(guān)載荷的動(dòng)力學(xué)特性分析,研究尾槳系統(tǒng)故障識(shí)別方法[15]。柳文林等研究了某型直升機(jī)主、尾槳葉實(shí)測(cè)載荷譜的飛行動(dòng)作時(shí)間比例改變對(duì)疲勞損傷的影響[16]。穆志韜等研究了直升機(jī)某動(dòng)部件實(shí)測(cè)載荷的分布及各飛行狀態(tài)造成的損傷情況[17]。Mark等研究了一種新型變距控制系統(tǒng)下的變距載荷設(shè)計(jì)[18]。王建等研究了基于飛行測(cè)量數(shù)據(jù)對(duì)彈性軸承試驗(yàn)載荷譜修正和壽命評(píng)估方法[19]?？祵幍妊芯苛四承秃娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片高低周復(fù)合疲勞試驗(yàn)中振幅與動(dòng)應(yīng)力的關(guān)系[20]。

旋翼軸彎矩是直升機(jī)旋翼中央件和傳動(dòng)主槳軸、主減機(jī)匣等結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵載荷。對(duì)采用球柔性槳轂的直升機(jī),本文從理論和飛行測(cè)量?jī)煞矫?對(duì)其旋翼軸彎矩進(jìn)行規(guī)律和應(yīng)用研究,形成了一種旋翼軸彎矩飛行測(cè)量數(shù)據(jù)有效性判別方法,以此獲得有效的旋翼軸彎矩實(shí)測(cè)載荷譜,為結(jié)構(gòu)壽命評(píng)定提供依據(jù)。

1 旋翼軸載荷理論分析

1.1 旋翼軸載荷及坐標(biāo)系定義

本文采用以下坐標(biāo)系：① 機(jī)體坐標(biāo)系OXYZ；② 旋翼坐標(biāo)系oxyz；③ 旋翼各支臂坐標(biāo)系oixiyizi。

中央件與旋翼軸相連,將旋翼載荷通過(guò)傳動(dòng)系統(tǒng)傳遞到機(jī)身上。旋翼中心載荷是旋翼系統(tǒng)與傳動(dòng)系統(tǒng)的接口載荷。在機(jī)體坐標(biāo)系中,旋翼中心載荷可分解為：① 旋翼軸軸向力FZ；② 旋翼軸扭矩MZ；③滾轉(zhuǎn)力矩MX、俯仰力矩MY,其合力矩稱(chēng)彎矩Mf；④ 航向載荷FX、側(cè)向載荷FY,其合力稱(chēng)載荷T。

對(duì)球柔性槳轂構(gòu)型的直升機(jī),中央件與支臂通過(guò)彈性軸承連接,槳葉產(chǎn)生的載荷主要通過(guò)支臂,在彈性軸承中心處以力的形式傳遞到中央件上。因而,旋翼軸載荷主要來(lái)源于彈性軸承中心處的力,可以分解為旋翼?yè)]舞力、擺振力和離心力。槳葉產(chǎn)生的載荷包括氣動(dòng)力和慣性力。由于直升機(jī)的飛行速度和周期變距操縱等,其槳葉是在旋翼每轉(zhuǎn)變化一次的氣動(dòng)環(huán)境中工作的,因而在槳葉上產(chǎn)生頻率為旋翼轉(zhuǎn)速Ω整數(shù)倍的1Ω、2Ω、3Ω……的持續(xù)氣動(dòng)力；通常情況下,氣動(dòng)力的1Ω諧波分量是主要成分。

1.2 旋翼中心彎矩Mf

旋翼軸的軸向力FZ、扭矩MZ相對(duì)容易獲得,以下主要研究彎矩Mf及相關(guān)的載荷T。根據(jù)中央件載荷的平衡關(guān)系,可知彎矩Mf由旋翼動(dòng)態(tài)揮舞力或各支臂揮舞力靜載的不平衡量產(chǎn)生。

在旋翼坐標(biāo)系下,假設(shè)各支臂1Ω動(dòng)態(tài)揮舞力的幅值相等為Fz,0,見(jiàn)圖1,在旋翼中心產(chǎn)生的力矩為

圖1 旋翼坐標(biāo)系中旋翼各支臂1Ω的揮舞力示意圖

(1)

(2)

式中：n為支臂數(shù)(即槳葉片數(shù))；L為揮舞鉸外移量;φ為載荷相位角;w為角速度;t為時(shí)間。旋翼各支臂揮舞力Fz在旋翼中心產(chǎn)生的合力矩為：機(jī)體坐標(biāo)系中的靜彎矩或旋翼坐標(biāo)系中頻率為的旋轉(zhuǎn)彎矩,其值為

(3)

此彎矩值與旋翼坐標(biāo)系中旋翼中心處各旋翼軸周向的1Ω動(dòng)彎矩幅值相等。

類(lèi)似地可以推導(dǎo)mΩ揮舞力在旋翼中心產(chǎn)生的力矩。對(duì)m為kn-1、kn+1(k為正整數(shù))的那些揮舞力諧波分量,在旋翼中心產(chǎn)生的力矩為

(4)

(5)

合成彎矩為機(jī)體坐標(biāo)系中頻率為knΩ的旋轉(zhuǎn)彎矩,彎矩值同式(3)。對(duì)其他揮舞力諧波分量,在旋翼中心產(chǎn)生的力矩相互抵消。

另外,各片槳葉的氣動(dòng)外形或者安裝角的誤差引起旋翼各支臂上揮舞力Fz靜載的不平衡量,該不平衡量在旋翼中心產(chǎn)生的彎矩為：機(jī)體坐標(biāo)系中的旋轉(zhuǎn)彎矩或旋翼坐標(biāo)系中的靜彎矩。通常這部分旋轉(zhuǎn)彎矩明顯小于前一部分。

1.3 旋翼中心載荷T

根據(jù)中央件載荷的平衡關(guān)系,載荷T主要由旋翼動(dòng)態(tài)擺振力、離心力動(dòng)載或各支臂離心力的不平衡量產(chǎn)生。

對(duì)旋翼各支臂上1Ω的擺振力Fyi,假設(shè)其幅值均等于Fy,0,在旋翼中心產(chǎn)生載荷T為：機(jī)體坐標(biāo)系中的靜載荷或旋翼坐標(biāo)系中頻率為1Ω的旋轉(zhuǎn)載荷,其值T0為

(6)

對(duì)旋翼支臂上1Ω的離心力動(dòng)載荷,假設(shè)其幅值均等于Fx,0,在旋翼中心產(chǎn)生載荷T為：機(jī)體坐標(biāo)系中的靜載荷或旋翼坐標(biāo)系中頻率為1Ω的旋轉(zhuǎn)載荷,其值T0為

(7)

通常,這部分載荷明顯小于前一部分。

類(lèi)似彎矩Mf的推導(dǎo)方法,可以得到mΩ擺振力、離心力動(dòng)載荷產(chǎn)生的載荷T。對(duì)m為kn-1、kn+1(k為正整數(shù))的那些擺振力、離心力動(dòng)載荷諧波分量,在旋翼中心產(chǎn)生機(jī)體坐標(biāo)系中頻率為knΩ的旋轉(zhuǎn)載荷,載荷值分別同式(6)和式(7)；對(duì)其他擺振力、離心力動(dòng)載荷諧波分量,在旋翼中心產(chǎn)生的載荷相互抵消。

另外,由于各片槳葉對(duì)旋翼軸線(xiàn)的質(zhì)量靜矩不同引起旋翼支臂上離心力靜載的不平衡量,其在旋翼中心產(chǎn)生載荷T為：機(jī)體坐標(biāo)系中的旋轉(zhuǎn)載荷或旋翼坐標(biāo)系中的靜載荷，通常這部分載荷更小。

1.4 旋翼軸彎矩

上述旋翼中心彎矩Mf、載荷T決定了旋翼軸上的彎矩分布特點(diǎn),對(duì)旋翼坐標(biāo)系中的1Ω動(dòng)載荷：

1)若載荷T產(chǎn)生的彎矩與彎矩Mf同相位,則旋翼軸彎矩沿旋翼軸往主減機(jī)匣方向線(xiàn)性遞增；若反相位則線(xiàn)性遞減。

2)沿旋翼軸同一剖面不同的周向位置,其彎矩幅值相同,但相位相差一個(gè)角度,這角度與周向位置的夾角相等。

2 直升機(jī)旋翼軸彎矩飛行測(cè)量載荷分析

2.1 測(cè)量方案制定

旋翼軸上端與中央件和自動(dòng)傾斜器相連,下端與主減機(jī)匣相連,能夠?qū)崿F(xiàn)貼片進(jìn)行載荷測(cè)量的部位只有中部的一小段區(qū)域,見(jiàn)圖2。

為了獲得盡量準(zhǔn)確的旋翼軸彎矩分布及旋翼中心彎矩,采取如下措施：

1)在可貼片區(qū)域的兩端剖面分別布置彎矩測(cè)量全橋應(yīng)變片,使兩剖面的距離盡量遠(yuǎn)。

2)沿旋翼軸周向相隔90°各布置1組應(yīng)變片,獲得雙份數(shù)據(jù)；則共測(cè)量4個(gè)彎矩,分別為M11、M12、M21和M22。

3)載荷測(cè)量前進(jìn)行標(biāo)定,確定彎矩和電壓值的關(guān)系。

測(cè)量4個(gè)彎矩獲得雙份數(shù)據(jù),為進(jìn)行充分的分析提供了數(shù)據(jù),同時(shí)也為可能的測(cè)量異常提供了備份數(shù)據(jù)。

旋翼軸載荷T難以直接測(cè)量,一般通過(guò)彎矩測(cè)量結(jié)果進(jìn)行分析計(jì)算獲得。

盡管采取了上述措施,從圖2可看出,相比整個(gè)旋翼軸,受結(jié)構(gòu)限制的原因,彎矩測(cè)量剖面的距離還是較近,給彎矩插值精度帶來(lái)了一定的影響；同時(shí)受測(cè)量條件的限制,未能布置更多剖面的應(yīng)變片。

圖2 某直升機(jī)旋翼軸載荷測(cè)量應(yīng)變貼片示意圖

在測(cè)量的飛行狀態(tài)方面,根據(jù)飛行譜確定有代表性的1 000多個(gè)細(xì)化飛行狀態(tài),覆蓋直升機(jī)使用預(yù)期范圍內(nèi)的重量、重心、飛行高度和飛行動(dòng)作。

2.2 測(cè)量數(shù)據(jù)分析

旋翼軸共測(cè)得對(duì)應(yīng)圖2貼片位置處4個(gè)彎矩。對(duì)其進(jìn)行歸一化處理：

(8)

式中：ηi為歸一化載荷;Mi為旋翼軸各彎矩測(cè)量載荷;Mmax為旋翼軸各彎矩測(cè)量載荷最大值。以下分析均采用歸一化載荷。

測(cè)量的旋翼軸彎矩和槳葉揮舞彎矩Mb時(shí)域及頻率分析示意圖見(jiàn)圖3。槳葉揮舞彎矩與彈性軸承中心處的揮舞力密切相關(guān)。在旋翼坐標(biāo)系下,旋翼軸彎矩頻率成分以1Ω為主(該直升機(jī)1Ω頻率為4.3 Hz)；槳葉揮舞彎矩以1Ω為主,有較小的2Ω成分,其他成分均很小；該直升機(jī)支臂數(shù)為5,2Ω的槳葉揮舞彎矩在中央件上抵消,不傳遞到主軸上,因此測(cè)量的旋翼軸彎矩和槳葉揮舞彎矩具有較好的對(duì)應(yīng)關(guān)系。

圖3 旋翼軸和槳葉測(cè)量彎矩時(shí)域及頻率分析

不同飛行狀態(tài)下旋翼軸靜彎矩和動(dòng)彎矩測(cè)量載荷統(tǒng)計(jì)結(jié)果見(jiàn)圖4。各靜彎矩在0附近波動(dòng),見(jiàn)圖中矩形虛線(xiàn)框內(nèi)數(shù)據(jù)點(diǎn),遠(yuǎn)小于動(dòng)彎矩幅值,旋翼軸彎矩以動(dòng)彎矩為主。

圖4 旋翼軸彎矩靜載荷、動(dòng)載荷幅值統(tǒng)計(jì)

旋翼軸相同剖面沿周向相隔90°的2個(gè)彎矩時(shí)域曲線(xiàn)見(jiàn)圖5。2個(gè)載荷大小相當(dāng)、變化趨勢(shì)一致,但相位差90°。將相同剖面上的2個(gè)彎矩分量合成,則可知總載荷為大小相等、方向旋轉(zhuǎn)的彎矩。

圖5 相同剖面周向相隔90°的兩個(gè)旋翼軸彎矩時(shí)域

各狀態(tài)相同剖面不同周向位置的2個(gè)彎矩動(dòng)載荷相關(guān)性分析見(jiàn)圖6,圖中y=1.002 2x為擬合曲線(xiàn),R2為相關(guān)系數(shù)。其線(xiàn)性相關(guān)性較好,大小相當(dāng)。

圖6 相同剖面不同周向位置的兩個(gè)旋翼軸彎矩幅值相關(guān)性分析

2.3 測(cè)量數(shù)據(jù)有效性判別

直升機(jī)大量的載荷測(cè)量和試飛結(jié)果表明,由于嚴(yán)酷的工作環(huán)境,因應(yīng)變片、測(cè)量橋路損壞和外界干擾等眾多因素影響,測(cè)量數(shù)據(jù)中存在無(wú)效數(shù)據(jù)是大概率事件,因而有效性分析是一個(gè)重要的環(huán)節(jié)。

根據(jù)載荷特征,可以建立旋翼軸彎矩測(cè)量數(shù)據(jù)的有效性判據(jù)：① 呈現(xiàn)的正弦/余弦樣式的光滑波形,見(jiàn)圖3；② 動(dòng)彎矩遠(yuǎn)大于靜彎矩,見(jiàn)圖4；③ 沿旋翼軸不同周向位置的彎矩幅值相近,見(jiàn)圖5、圖6。

某直升機(jī)飛行載荷測(cè)量過(guò)程中,應(yīng)用判據(jù) ①,發(fā)現(xiàn)如圖7所示M21彎矩波形異常。經(jīng)檢查是由于應(yīng)變片損壞所致,測(cè)量數(shù)據(jù)無(wú)效。應(yīng)用判據(jù) ③,發(fā)現(xiàn)圖8所示的測(cè)量數(shù)據(jù)異常；在2個(gè)時(shí)間段,其規(guī)律性出現(xiàn)差異；2015年測(cè)量數(shù)據(jù)M11與M12載荷大小應(yīng)相當(dāng),與判據(jù)一致；而2016年測(cè)量數(shù)據(jù)M11是M12的1.283 5倍,與判據(jù)偏離,經(jīng)檢查確認(rèn)由于M12應(yīng)變片性能下降,導(dǎo)致2016年測(cè)量數(shù)據(jù)無(wú)效。

圖7 載荷波形異常

圖8 載荷幅值規(guī)律性異常

2.4 旋翼軸彎矩實(shí)測(cè)載荷編制及應(yīng)用

對(duì)測(cè)量試飛得到的載荷數(shù)據(jù),在進(jìn)行上述數(shù)據(jù)分析和有效性判別后,通過(guò)飛行狀態(tài)識(shí)別和統(tǒng)計(jì)、載荷雨流計(jì)數(shù),結(jié)合各狀態(tài)及其比例,形成實(shí)測(cè)載荷譜。實(shí)測(cè)載荷譜根據(jù)需要,可以有多種表達(dá)方式,典型的包括一級(jí)譜和二級(jí)譜,二級(jí)譜示例見(jiàn)表1。

表1 M11二級(jí)譜

根據(jù)載荷測(cè)量方案,旋翼中心的彎矩Mf通過(guò)旋翼軸貼片位置的彎矩插值確定,用于中央件及旋翼軸等部件壽命評(píng)定。

相關(guān)性分析結(jié)果見(jiàn)圖9,旋翼軸彎矩分布見(jiàn)圖10。則旋翼中心彎矩Mf,0可通過(guò)式(9)計(jì)算:

圖9 不同測(cè)量剖面彎矩動(dòng)載荷幅值相關(guān)性

圖10 旋翼軸彎矩分布

(9)

式中：H1和H2是貼片位置距離旋翼中心距離。對(duì)該直升機(jī),H1=0.5 m,H2=0.15 m,則Mf,0=0.785 7M11,0。

此旋翼中心彎矩Mf,0即為旋翼中央件和傳動(dòng)主槳軸、主減機(jī)匣等結(jié)構(gòu)的壽命驗(yàn)證載荷譜。

根據(jù)前述分析,旋翼軸各剖面彎矩沿旋翼軸往主減機(jī)匣方向遞增,旋翼中心載荷T產(chǎn)生的彎矩與旋翼中心彎矩Mf同相位。則。

M11,0=Mf,0+T0×H1

(10)

即：T0=0.428 6Mf,0。

3 結(jié) 論

通過(guò)理論和測(cè)量數(shù)據(jù)分析,某直升機(jī)在旋翼坐標(biāo)系下：

1)旋翼軸彎矩以1Ω載荷為主,主要由旋翼各支臂1Ω的揮舞力和擺振力、離心力產(chǎn)生。

2)旋翼軸動(dòng)彎矩遠(yuǎn)大于靜彎矩,旋翼各支臂揮舞力靜載不平衡量和離心力靜載不平衡量較小。

3)旋翼軸合成彎矩呈大小相等的旋轉(zhuǎn)彎矩特征,相同剖面沿旋翼軸不同周向位置的彎矩幅值相近,相位差與周向的夾角相同。