直升機在俯沖拉起狀態下的主槳葉實測載荷分析

王澤峰 ，李清龍

中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089

俯沖拉起是直升機典型的飛行譜設計動作之一，在實際使用中具有非常重要的戰術意義。在型號定型試飛過程中，法向過載包線驗證試飛屬于必須完成的內容，也是通過直升機俯沖拉起試飛來進行的。在執行該動作過程中，直升機可能會出現極限的法向過載，此時旋翼槳轂系統部件尤其是直升機槳葉，都會承受大的載荷，嚴重者可能會出現結構損壞的情況。因此，無論從直升機旋翼部件結構強度的角度，還是從直升機試飛安全的角度考慮，都非常有必要研究直升機俯沖拉起過程中旋翼載荷的變化規律。

本文基于某型直升機旋翼載荷試飛，實測了直升機主槳葉在俯沖拉起試飛科目中的揮舞、擺振彎矩，分析其變化規律。

1 理論分析

以主槳葉揮舞為例進行說明。圖1所示為主槳葉運動過程中的受力分析[1-6]。由圖中可以看出，槳葉微段在運動過程中主要受升力ΔT，重力ΔG以及離心力ΔF。三個力均對揮舞方向構成彎矩，最終在三個方向力的合成作用下，反映在結構上就是主槳葉揮舞方向的彎矩Mf，即：

式中：升力構成的彎矩為重力構成的彎矩為離心力構成的彎矩為

圖1 槳葉揮舞方向受力分析Fig.1 A typical helicopter dive and pull-up motion

對于MG、MF而言，主要受質量分布和旋翼轉速的影響，升力彎矩項的影響因素與槳葉升力的影響因素相關，可由葉素理論進行分析。葉素示意圖如圖2所示。

圖2 直升機在垂直下降時的葉素分析Fig.2 Blade model while helicopter vertical drop

圖2中，V為直升機垂向速度；v1為旋翼誘導速度；φ為槳葉安裝角；ε為來流角；α為槳葉迎角。考慮俯沖拉起動作過程中的旋翼迎角αs及前飛速度V0的影響，在槳葉方位角ψ處的槳葉上，徑向r處的相對氣流速度為：

式中：Vr為軸向相對氣流速度分量，Vc為徑向相對氣流分量。

又槳葉迎角

由升力計算公式可得：

由式（3）可以看出，在直升機俯沖拉起動作過程中，槳葉升力主要受直升機前飛速度、旋翼迎角、誘導速度、旋翼轉速等因素的影響，而在整個俯沖拉起動作過程中，前飛速度、旋翼迎角、誘導速度、旋翼轉速均為變量。因此，主槳葉升力也是一個動態變化過程，升力構成的彎矩也是動態變化的，最終體現在主槳葉上的結構揮舞彎矩[7～9]載荷值上也是動態變化的，且同樣受上述因素的影響。擺振方向彎矩結果類似。

2 試飛方法

依據GJB720.7A中3.2.10條款，直升機俯沖拉起試飛方法為：試驗機應在要求的高度上，在不同重量、重心位置、旋翼轉速組合下，以不同速度進行穩定平飛、下降或俯沖，在規定的時間內使操縱機構勻速移動，直到產生規定的法向過載。在達到規定的過載值后，在規定的時間內勻速返回，直到平飛所要求的位置。

以某直升機載荷譜試飛為例，由于該型機旋翼轉速為恒定轉速，故旋翼轉速不作變量考慮。在試驗機選取起飛重量m1、m2兩個重量，每個重量選取縱向前重心、縱向正常重心、縱向后重心，共計6種構型，每種構型下選取低、中、高（壓力高度1000m，2000m，3000m）三個高度，以規定表速進行俯沖拉起。典型的俯沖拉起動作[10]過程如圖3所示。可以看出，試飛動作分為以下幾個步驟：穩定平飛段→進入俯沖段→穩定俯沖段→拉起段→改出平飛段。其中，在該型機試飛過程中，由進入俯沖段開始到改出平飛段動作結束，直升機總距全程固定，通過縱向推拉桿和航向修正來完成該俯沖拉起動作。

圖3 俯沖拉起典型動作示意圖Fig.3 A typical helicopter dive and pull-up motion

3 主槳葉載荷實測與分析

3.1 主槳葉載荷實測

主槳葉作為主要升力面和操縱面，在實際飛行中主要承受揮舞彎矩和擺振彎矩，根據主槳葉靜力計算和試驗結果，確定強度較弱的剖面。本次主槳葉實測載荷，選取三個關鍵剖面（分別為距離槳葉根部110mm、1600mm、3639mm三個剖面），采用電阻應變計法進行揮舞彎矩和擺振彎矩的飛行實測。

由圖4、圖5可以看出，槳葉110mm、1600mm、3639mm剖面實際承受的是交變載荷，周期性強，從頻譜分析結果可以看出，揮舞彎矩和擺振彎矩的基頻為4.3Hz，等于該型機旋翼轉速，其他各階頻率為基頻的整數倍。從動力學角度考慮，符合槳葉揮舞運動和擺振規律。

圖4 揮舞彎矩時間歷程Fig.4 Time history curve of fl apping moment

圖5 1600mm剖面擺振彎矩頻譜分析Fig.5 Spectrum analysis of 1600mm position lagging moment

3.2 載荷分析

從交變載荷的角度入手，統計各動作段的動載荷，對其進行規律分析。

式中：Smax、Smin為旋翼轉一圈內的載荷最大值、最小值，Sd為旋翼轉一圈的動載荷。

式中：Sdi為旋轉第i圈內的動載荷，N為動作段旋轉圈數，S為動作段內的動載荷均值。

選取主槳葉1600mm剖面揮舞、擺振彎矩，繪制俯沖拉起動作全程時間歷程曲線，如圖6和圖7所示。

圖6 槳葉1600剖面揮舞彎矩俯沖拉起全程變化趨勢Fig.6The whole change trend of 1600mm position flapping moment while helicopter dive and pull-up

由圖6和圖7可以看出，在轉入俯沖的過程中，主槳葉揮舞、擺振彎矩動載荷都有減小趨勢；在穩定俯沖過程中，主槳葉揮舞彎矩動載荷有明顯增加趨勢；在拉起段過程中，主槳葉揮舞、擺振彎矩的動載荷增大，基本達到整個俯沖拉起過程中的最大值；在改平飛過程中，主槳葉揮舞、擺振彎矩動載荷減小。即穩定俯沖和拉起段時為整個俯沖拉起過程中槳葉的嚴重受載段。

圖7 槳葉1600剖面擺振彎矩俯沖拉起全程變化趨勢Fig.7 The whole change trend of 1600mm position lagging moment while helicopter dive and pull-up

這主要是由于在轉入俯沖過程中，直升機低頭，旋翼槳盤前傾，旋翼升力減小，故動載荷減小；在穩定俯沖過程中，槳葉迎角一定的情況下，直升機速度增大，槳葉相對來流速度也增大，旋翼升力增大，故動載荷增大；在拉起過程中，槳葉迎角增大，旋翼升力增大，達到最大值，故動載荷也相應增大，達到最大值；在改平飛過程中，旋翼槳盤再次前傾，旋翼升力減小，故動載荷再次減小。

統計不同法向過載下的主槳葉揮舞、擺振彎矩動載荷值，如圖8、圖9所示。

從圖8、圖9可以看出，在同一重量、重心構型下，110mm、1600mm兩個剖面的實測揮舞彎矩、擺振彎矩動載荷值隨法向過載的增大，也呈增大趨勢。這主要是由于大的法向過載意味著大的旋翼拉力，也即大的主槳葉升力，故動載荷值也增大。在包線范圍內的最大法向過載俯沖拉起狀態下，槳葉揮擺彎矩實測動載荷值接近最大限制值，即1h疲勞限制值。

圖8 同一構型下，110mm剖面實測動載荷值隨過載的變化Fig.8Under the same configuration， the dynamic load measured in the 110mm section varies with the overload

圖9 同一構型下，1600mm剖面實測動載荷值隨過載的變化Fig.9Under the same configuration， the dynamic load measured in the 1600mm section varies with the overload

4 結論

通過飛行試驗，可以得到以下結論：

（1）在整個俯沖拉起動作過程中，主槳葉在穩定俯沖和拉起段時受載嚴重，在試飛過程中，應重點監控這兩個時間段的槳葉載荷值。

（2）主槳葉剖面的揮舞、擺振彎矩動載荷值隨法向過載增加而增大。對于直升機大法向過載的俯沖拉起應關注槳葉的揮舞、擺振彎矩。

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