直升機主槳變距拉桿鳥撞驗證技術

潘春蛟，顧文標，鄒 靜，晏 鋒

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

直升機主槳變距拉桿鳥撞驗證技術

潘春蛟，顧文標，鄒 靜，晏 鋒

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

鳥撞對航空器的破壞往往是災難性的。作為低空域航空器的直升機發(fā)生鳥撞的概率很高，特別是其高速旋轉的旋翼系統(tǒng)部件如主槳葉變距拉桿，發(fā)生撞擊時與鳥的相對速度大，極可能產生導致功能失效的嚴重危害。按照民用航空器適航條款的規(guī)定，采用鳥撞仿真分析和試驗驗證相結合的方法，準確評估主槳變距拉桿的抗鳥撞性能。

直升機；主槳變距拉桿；鳥撞

0 引言

自從人類發(fā)明航空器以來，鳥撞就成為危害航空器飛行安全的一個重要因素，隨著航空器數(shù)量和飛行頻率的大幅增長，這個問題也日顯突出。據(jù)概略統(tǒng)計，目前全球每年大約會發(fā)生一萬余次的飛鳥撞擊航空器的事件，國際航空聯(lián)合會已經將鳥撞危害定為“A”類航空空難。鳥撞對航空器的破壞往往是災難性的，一只0.45kg的飛鳥與時速500km的飛行器相撞時，產生的沖擊力可達8000kg，足以造成航空器的被撞部位嚴重變形或斷裂，因此，航空器抗鳥撞的性能是適航驗證的關鍵項目之一。

直升機作為一種特殊的低空域航空器，主要的使用范圍在0到1000m高度之間，如某型機0～600m高度范圍的使用時間比率高達為40%，這一范圍正是飛鳥主要的活動區(qū)間，所以全球范圍內直升機發(fā)生鳥撞的事故量一直居高不下。雖然直升機屬于低速航空器，飛行時速度一般在300km/h以內，但相比固定翼飛機，它有著高速轉動的旋翼系統(tǒng)，一般直升機旋翼的轉速在200轉/分到400轉/分之間，尾槳的速度更高，因此如果鳥撞發(fā)生在旋翼系統(tǒng)，撞擊時的相對速度同樣很大。

直升機靠旋翼系統(tǒng)的產生升力、前飛動力和實現(xiàn)飛行操縱，且多為單路傳力結構，一旦某個環(huán)節(jié)出現(xiàn)失效，后果將是災難性的。作為直升機旋翼系統(tǒng)的關鍵性部件，變距拉桿一端連接槳葉，另一端連接操縱系統(tǒng)，與旋翼系統(tǒng)一起高速旋轉。飛行時直升機通過變距拉桿實現(xiàn)槳葉攻角和旋翼傾斜角的操縱，來獲得其飛行時所需的姿態(tài)、方向和速度，如果在飛行過程中出現(xiàn)鳥撞，輕則會引起直升機的強烈振動，重則使操縱功能喪失。

民用航空器適航JAR/FAR/CCAR29.631規(guī)定：旋翼航空器必須設計成，在0～2440m的高度范圍內，速度等于VNE或VH(取較小者)，受到1.0kg的鳥撞擊后能夠繼續(xù)安全飛行并著陸(對A類)或安全著陸(對B類)，必須通過試驗或在對有充分代表性的相似設計結構上進行的試驗的基礎上的分析來表明符合性。

本文依據(jù)適航條款的規(guī)定，通過某型直升機主槳變距拉桿鳥撞仿真分析和試驗驗證，給出了直升機主槳葉變距拉桿抗鳥撞性能評估的思路和方法。

1 主槳變距拉桿鳥撞技術狀態(tài)

某型直升機的主槳變距拉桿見圖1所示，包含鋁合金桿體、帶柄橡膠軸承和螺母、墊圈等，兩端的帶柄橡膠軸承工作面互相垂直。直升機在飛行過程中，變距拉桿隨旋翼一起旋轉。該型機變距拉桿承受的最大載荷為-8000N(受壓)，出現(xiàn)在最大過載下的俯沖拉起狀態(tài)。

由于變距拉桿為兩端鉸支的二力桿，理論上當集中載荷作用在拉桿中間時，受力情況最為嚴酷，因此，根據(jù)危險性原則，鳥撞驗證偏保守地用重量1.0kg的鳥，沿與變距拉桿軸線呈90°夾角且垂直一個帶柄橡膠軸承的工作面撞擊變距拉桿的中間部位，撞擊時變距拉桿的工作載荷為-8000N，撞擊速度為直升機的速度VH疊加旋翼系統(tǒng)的工作轉速279.2轉/分鐘，即：100m/s。

2 鳥撞仿真分析

在實施真實結構鳥撞試驗前，先通過理論分析的方法確認變距拉桿是否可以承受鳥的撞擊，若分析認為不滿足適航要求，則須對其薄弱環(huán)節(jié)提出加強措施。

由于撞擊速度極高，鳥與結構的碰撞過程時間很短，一般在數(shù)毫秒至數(shù)十毫秒之內完成，這個過程中鳥的肌體會發(fā)生流動變形并最終解體飛散，沖擊產生的強大壓力足以對金屬結構造成大變形或破壞，結構的沖擊響應時間一般會持續(xù)100ms以上。解決鳥撞仿真的關鍵在于流體/固體的耦合分析，包括鳥的物理特性與流動變形如密度、粘度和可壓縮性、破碎參數(shù)等流體屬性，鳥與結構的接觸(至分離前的變形)算法以及結構的大變形、侵切和破壞過程等。顯式非線性瞬態(tài)動力學有限元軟件如Radioos、Dytran等具有強大的流體功能，適用于在高速撞擊下結構的動態(tài)響應分析。

2.1結構有限元模型

在CATIA中建立變距拉桿幾何模型，清理模型中影響有限元網格劃分的小孔和外尖邊倒角，避免網格形態(tài)不佳影響計算結果。將處理過的幾何模型導出為有限元軟件Hypermesh可讀的格式文件，利用軟件中的geometry cleanup、edit surface等工具進行預處理，再采用實體單元對模型進行網格劃分。網格的邊長一般為2mm左右，局部應力集中處的網格大小約為0.6mm，以保證有限元模型精度足夠、網格總量不至過大，變距拉桿的有限元模型如圖2。

變距拉桿兩端橡膠軸承外環(huán)材料為鋼材，屈服極限930MPa、強度極限1080MPa，變距拉桿桿體為鋁材，屈服應力290MPa、強度極限440MPa，其它部件為鋼材，建模時選用分段線性彈塑性材料模型。

2.2鳥體有限元模型

鳥體選用SPH粒子模型，材料為RADIOSS粘性流體材料/MAT/LAW6。鳥體質量1kg，鳥體密度9.6E-7 kg/mm3，動態(tài)粘度0；流體常數(shù)體積模量C1=2.16GPa；液體系數(shù)為C0=C2=C3=0；理想氣體系數(shù)為C4=C5=0；氣穴壓力為-1E-4GPa。

鳥體模型共計12803個節(jié)點，12803個單元，鳥體有限元模型見圖3。

2.3初始條件及接觸定義

按某型機變距拉桿的載荷實測結果，飛行過程中最大載荷為-8000N(受壓)。在受壓狀態(tài)下，變距拉桿中間受到鳥的撞擊，比受拉狀態(tài)下更容易失穩(wěn)，因此出于偏安全的考慮，鳥撞分析時沿變距拉桿的軸向施加與最大壓載荷相對應的強制位移，即將變距拉桿的一端鉸支，在另一端軸承圓孔的所有節(jié)點上施加沿拉桿軸線方向的強迫位移，節(jié)點上的其它兩個自由度釋放，位移對應最大壓縮載荷下的變形，在鳥撞擊到變距拉桿前幅值一直保持不變。

鳥體與變距拉桿接觸類型采用*CONTACT_AUTOMATIC_NODE_TO_SURFACE，鳥體為從屬節(jié)點，變距拉桿為主接觸面。

2.4鳥撞仿真結果

鳥撞發(fā)生前拉桿上僅有受壓縮載荷造成的強迫位移，最大值發(fā)生在變距拉桿的一端，最大應力在內徑上約為67MPa。

圖4為鳥撞仿真時變距拉桿的載荷歷程，鳥體沖擊產生的最大載荷約為12200N，最大載荷大約發(fā)生在t=0.91ms時刻，從位移和應力云圖上看(圖5)，拉桿的最大位移在鳥體撞擊的中點位置，桿體的最大應力也出現(xiàn)在鳥撞區(qū)域。

t=1.0ms時，撞擊過程中的位移值最大，約為12.755mm，對應桿體上的應力極限值約為313MPa，隨著撞擊沖擊力的減小和消失，桿體中心位置的位移也將逐漸減小。t=2.0ms時，位移峰值約為12.2mm，桿體的最大應力約為209.5MPa。由于變距拉桿桿體為鋁材，其屈服應力為290MPa，拉伸強度為440MPa，因此，在鳥撞過程中，鋁材會發(fā)生局部若干單元的屈服，但不會發(fā)生破壞。

在鳥撞的過程中拉桿桿端各零件的最大應力約為844MPa。這些零件材料為鋼材，屈服應力為930MPa，不會發(fā)生屈服或破壞。

通過鳥撞仿真分析，可以看出主槳葉變距拉桿在受到1kg鳥撞擊后將產生變形但不會破壞。考慮到鳥撞后拉桿桿體存在較大變形，故進一步采取真實結構的鳥撞試驗來驗證使用安全性。

3 鳥撞試驗驗證

3.1鳥撞試驗[1]

設計鳥撞試驗臺，變距拉桿的下端夾具固定在試驗臺的地板上，上端夾具采用螺桿/螺母與試驗臺連接，通過旋轉螺桿上的螺母施加軸向力或軸向位移。變距拉桿由連接螺栓安裝在上、下夾具之間，安裝模擬裝機狀態(tài)，如擰緊力矩。

鳥撞時變距拉桿上施加軸向壓力以模擬飛行中槳葉產生的鉸鏈力。為了保證施加載荷的精度，在螺桿上粘貼4個應變片，變距拉桿安裝在試驗臺上之前進行滿量程的載荷標定，建立電壓和應變/載荷的關系。試驗件安裝到夾具上后，調節(jié)螺桿上的螺母對變距拉桿施加壓載荷，當應變輸出值到達標定對應的值即可。

選擇重量1kg左右的雞做鳥彈，以保證組織成分與飛鳥相近。鳥彈的發(fā)射采用空氣炮，在試驗臺前布置兩排激光測速系統(tǒng)，正式試驗前采用實彈發(fā)射的方法對撞擊速度進行調試，通過建立彈速和空氣炮壓力的關系將鳥撞速度控制在360±7.2 km/h以內。

試驗前在變距拉桿上標注彈著點，保證撞擊位置在拉桿的中間區(qū)域，將空氣炮加壓到正確的壓力，發(fā)射鳥彈。圖6為鳥撞的瞬間和撞擊后的變距拉桿照片。實際測得的環(huán)境溫度6.5℃，相對濕度71%，鳥彈重量1.0012 kg，鳥撞速度為366.9 km/h。

鳥撞試驗后，變距拉桿未斷裂，局部漆皮脫落，桿體有殘余變形。

鳥撞沖擊過程的應變數(shù)據(jù)見圖7，對應圖中拉桿的3號應變片。1、2號應變片撞擊瞬間脫離，無有效數(shù)據(jù)。由于數(shù)據(jù)采集器設定的測量范圍偏小，3號應變片記錄到的最大應變值為14000με后損壞。

從圖7的應變時間歷程可以看出，鳥彈從接觸桿體到解體后完全脫離桿體的時間大約為1.3ms左右，經推算最大的應變在16000με左右。查桿體材料對應的應力—應變曲線，對應的應力水平約為320MPa，大于材料的屈服極限，小于強度極限，符合桿體鳥撞后的損傷情況。

3.2試驗件檢查

對鳥撞試驗后的變距拉桿進行損傷檢查，包括測量桿體的變形量，檢查兩個桿端的帶柄軸承是否存在卡滯現(xiàn)象，檢查安裝螺栓的擰緊力矩變化，檢查變距拉桿可能存在的裂紋。

目視觀察鳥撞后的拉桿桿體可以看出其明顯的彎曲變形，采用三維數(shù)控測量機對變形情況進行精確測量，并與變距拉桿的三維數(shù)模進行對比。圖8給出了拉桿桿體距離桿端帶柄軸承中心孔軸線處的變形數(shù)據(jù)，最大變形為14.139mm，出現(xiàn)在L=169.438mm處，接近鳥撞點，鳥撞的沖擊力超出了結構的屈服極限。

兩個桿端的帶柄軸承無可視損傷，彈性體可以正常變形，不存在卡滯現(xiàn)象；兩個安裝螺栓的擰緊力矩也無任何變化；對撞擊脫漆區(qū)域進行著色滲透檢查未發(fā)現(xiàn)表面裂紋(圖9)。因此鳥撞除了導致桿體的彎曲變形外，對拉桿的連接部分不構成嚴重影響，變距拉桿仍可執(zhí)行操縱功能。

實際撞擊后變距拉桿的變形比仿真分析結果略大，但兩者得出的結構受損過程和趨勢較為相近。考慮到拉桿、鳥彈的實體模型、撞擊過程模擬、試驗分散性等與真實情況均存在一定差異，仿真結果依然可以為物理驗證提供參考。

4 鳥撞后結構安全性驗證[2]

為了保證主槳變距拉桿在鳥撞后不會影響直升機的安全著陸，除了對影響功能的確認外，還必須通過使用載荷下的疲勞壽命試驗以及剩余靜強度試驗驗證。

主槳變距拉桿通過雙耳接頭連接在試驗機上，軸向受拉為正，試驗安裝如圖9所示。

4.1 30分鐘疲勞壽命試驗

鳥撞后變距拉桿的變形較明顯，對旋翼系統(tǒng)的振動水平和操縱會產生顯著影響，飛行員應能得到及時反饋進入返航或應急程序，即直升機退出此前的任務狀態(tài)，采用水平飛行方式向目標著陸點靠近，期間通過轉彎、下降等機動調整航向和高度，在接近陸地點時持續(xù)下滑到達安全高度，通過消速拉平將速度降至零，最終實現(xiàn)著陸。

按JAR/FAR/CCAR/AC/CS29.631條款的要求，主槳變距拉桿鳥撞后能安全使用30分鐘，故對其采用疲勞壽命試驗的方法進行考核驗證。試驗偏安全地認為直升機在返場著陸過程中使用的是最危險飛行狀態(tài)：70%最大連續(xù)功率水平飛行—>速度80節(jié)、滾轉角45°螺旋轉彎—>VNE下降—>進場消速—>正常著陸，若變距拉桿能夠承受這些狀態(tài)對應的載荷作用30分鐘而不破壞，則認為滿足壽命要求。

主槳變距拉桿的工作頻率為1Ω，與旋翼系統(tǒng)的正常轉速(279.2轉/分)一致，考慮超轉105%正常轉速，和單件壽命試驗分散系數(shù)7，對應30分鐘飛行載荷總循環(huán)次數(shù)為61564次。

按照某型機的飛行實測結果，對應的5個飛行狀態(tài)的載荷見表1。

表1 30分鐘疲勞壽命試驗載荷譜

在30分鐘的壽命試驗結束后，主槳變距拉桿未出現(xiàn)破壞。為了對受損結構的安全使用能力進行摸底，再按表1試驗譜重復加載4次，繼續(xù)驗證2小時30分鐘。

當試驗進行到最后一個30分鐘的進場消速第一次循環(huán)時，變距拉桿一端布置的銀漆網報警，通過滲透顯影方法確定變距拉桿帶柄軸承與桿體螺紋連接區(qū)出現(xiàn)環(huán)狀裂紋，見圖10。按照試驗譜繼續(xù)加載，直至要求的加載次數(shù)，試驗過程中裂紋沒有繼續(xù)擴展，也未出現(xiàn)新裂紋。

裂紋出現(xiàn)在桿體螺紋連接區(qū)，裂紋穿透后，載荷由桿體遠離帶柄軸承的剩余螺紋連接部分傳遞，后續(xù)試驗中裂紋未進一步擴展，說明變距拉桿的帶柄軸承與桿體螺紋連接區(qū)具有一定的損傷容限特性。

4.2剩余強度驗證

鳥撞后主槳變距拉桿在經受2小時30分鐘的飛行小時載荷考核后未破壞，滿足JAR/FAR/CCAR/AC/CS29.631適航條款的要求。考慮到鳥撞后的飛行過程中有可能遇到突風等大載荷的情況，需要進一步驗證結構的剩余強度。

剩余強度包括靜壓縮失穩(wěn)強度和靜拉伸破壞強度兩部分。由于僅有一個試驗件，故剩余強度試驗僅驗證靜拉伸破壞強度，壓縮失穩(wěn)強度通過分析計算給出。

4.2.1 試驗件失穩(wěn)強度分析

鳥撞后變距拉桿的最大殘余變形為14.4mm。將結構簡化為14.4mm變形的曲梁，梁滿足不失穩(wěn)的條件是極限壓應力小于歐拉失穩(wěn)臨界應力，歐拉失穩(wěn)臨界應力取計算值和材料屈服極限(290MPa)中的較小者，變距拉桿計算值大于290MPa，因此，歐拉失穩(wěn)臨界應力取290 MPa。

按飛行載荷實測結果，變距拉桿的工作載荷-628±5184 N，軸向最大載荷-5812 N，考慮1.5安全系數(shù)的極限載荷為-8718 N，則變形后的變距拉桿最大可能彎矩為125539 N·mm，將彎矩和軸力合并，按公式(1)確定極限壓應力：

極限壓縮應力為122 MPa，小于歐拉失穩(wěn)臨界應力，故變距拉桿在極限壓載荷作用下不會出現(xiàn)失穩(wěn)。

4.2.2 拉伸剩余強度試驗

將變距拉桿安裝在圖9所示的試驗臺上施加軸向拉伸載荷，載荷從0開始連續(xù)線性增加。試驗中拉伸載荷一直施加至87000N，遠大于結構承受的拉伸極限載荷6834N，試驗件仍未出現(xiàn)破壞，故拉伸剩余強度滿足要求，試驗停止。

4.3安全性驗證結論

根據(jù)疲勞壽命試驗和剩余強度驗證結果，鳥撞后的變距拉桿可以安全使用30分鐘，且剩余強度足夠，故該型機主槳變距拉桿鳥撞性能符合JAR/FAR/CCAR29.631適航條款規(guī)定的要求。

5 總結

直升機主槳變距拉桿的抗鳥撞性能驗證可采用以下步驟進行：

1) 確定鳥撞技術狀態(tài)，包括撞擊部位、速度、方向以及結構工作環(huán)境如載荷等；

2) 仿真分析建模，模擬飛鳥撞擊過程，根據(jù)受力和變形情況，給出結構是否需要加強以及物理驗證與否的評判；

3) 試驗室驗證：采用真實結構模擬嚴酷飛行條件下飛鳥的撞擊，鳥撞后計量結構變形，評估損傷影響；與仿真分析結果進行對比，修正仿真分析的誤差；

4) 撞擊后的疲勞壽命試驗：確定鳥撞發(fā)生后至直升機著陸的試驗載荷譜，包括飛行狀態(tài)、對應的載荷及其作用次數(shù)，按載荷譜進行試驗；

5) 疲勞壽命試驗后，若結構不出現(xiàn)影響安全使用的破壞，則進行剩余強度分析或試驗，驗證其可承受的最大靜載荷；

6)依據(jù)上述工作，評估主槳變距拉桿鳥撞與適航條款要求的符合性。

[1] CTC 主槳變距拉桿鳥撞試驗報告[Z].景德鎮(zhèn)：602所，2011.

[2] 孫云偉，等.主槳變距拉桿鳥撞后疲勞試驗報告[Z].景德鎮(zhèn)：602所，2011.

TheVerificationTechnologyofHelicopterMainRotorPitchControlRodDamagedbyBirdStrike

PAN Chunjiao,GU Wenbiao,ZOU Jing,YAN Feng

(China Helicopter Research and Development Institute,Jingdezhen 333001，China)

There were a lot of bird strike chances for the helicopter because of frequently flight in the lower airspace,and it was usually a disaster when unexpected bird strike happened especially on the high speed rotation parts for example Main Rotor Pitch Control Rod due to lose capacity after the high speed strike between the part and bird,it was necessary to evaluate the damage of bird strike according to the JAR/FAR/CCAR29.631.

helicopter;main rotor blade pitch rod;bird strike

2016-10-20

潘春蛟 (1972-)，男，黑龍江慶安人，碩士，高級工程師，主要研究方向：直升機疲勞強度。

1673-1220(2017)03-014-06

V328.1;V214.2

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