推進式螺旋槳振動應力特性飛行試驗與分析

牛宏偉, 郭海東, 張永峰

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

飛機螺旋槳是將發動機輸出功率轉換為拉力的關鍵部件，螺旋槳振動應力由飛行中的穩態載荷和交變載荷共同引起，是造成高周疲勞損傷的主要載荷，一旦發生疲勞斷裂，將造成災難性后果[1-2]。螺旋槳振動應力受飛機和發動機結構影響很大，目前尚無合理的理論模型，飛行實測是首選的確定方法[3]。中國民航規章《運輸類飛機適航標準》(CCAR-25-R4)[4]和《航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求》(GJB 243A-2004)均對此提出明確要求[5]。

美國國家航空咨詢委員會(NACA) Langly實驗室是最早開始螺旋槳振動應力研究的機構。等測量了來流馬赫數0.95條件下一種超聲速螺旋槳彎曲和扭轉應力，并研究了不同數量槳葉的失速顫振現象[6]。漢密爾頓標準公司的Richard開發了16通道感應供電遙測系統，使用自溫度補償的應變計，同時還測量了高度和空速等參數[7]。美國國家航空設備試驗中心(NAFEC)的Marvin分別對M20E、PA31飛機螺旋槳進行地面和飛行中的振動應力測量試驗，研究了相似構型螺旋槳-發動機結構振動應力影響因素的共性與差異[8]。隨后學者的關注點逐漸轉移到槳扇上來。美國國家航空航天局聯合技術研究中心(NASA UTRC)開展SR5先進渦槳葉片試驗項目以建立后掠螺旋槳葉片的結構動力數據庫，通過真空旋轉試驗和UTRC數據縮減模型來獲取轉子集成結構的變形、模態、和頻率[9]。NASA Lewis研究中心針對槳扇結構動力特性進行了大量研究。Prem通過三種進氣道模型風洞試驗研究了發動機進氣道對SR-3槳扇葉片振動應力的影響[10]；Mehmed等[11]在風洞中測量了槳扇在非軸向來流失諧下兩個對稱葉片的振動應力，表明人為構造失諧可有效改善槳扇轉子氣動彈性響應，而固有失諧會引起無法直觀預測的大幅振動；文獻[12-13]在灣流GⅡ載機平臺上開展SR7槳扇結構完整性和噪聲驗證試驗，表明彎曲應力主要是空速的函數，同時受短艙傾斜角及臨界轉速的影響；屈玉池等[14]提出一種通過監測葉尖振動來獲取螺旋槳振動應力的間接方法；孫瑞杰等[15]提出了一種利用復合疲勞試驗和外場故障數據反推葉片實際振動應力的方法；田傲等[16]通過測試表明某通用飛機螺旋槳各部位振動應力小于許用值；趙沖等[17]在低速風洞開展實驗，研究了低雷諾數情況下螺旋槳振動對自身氣動性能的影響規律。

目前，對螺旋槳振動應力研究還不夠充分，尤其是在飛行條件下振動應力試驗方法和變化規律尚不明確。為此，根據某型飛機單發推進式螺旋槳結構與載荷特征，利用有限元靜應力分析和模態分析確定振動應力測點，設計和研制無線電遙測系統，開展不同飛行狀態、發動機和螺旋槳狀態的飛行試驗，獲得螺旋槳振動應力變化規律，并分析了螺旋槳在旋轉狀態的共振特性，能夠促進該型螺旋槳結構動力特性設計優化，并為航空螺旋槳的產生機理和評估方法研究提供基礎。

1 試驗方法

對航空螺旋槳等高速旋轉件，應力測量的關鍵是實現信號從轉子到靜子部件的傳輸，表1為主流測試方法及其優缺點。

表1 旋轉件參數測量方法Table 1 Parameter measurement method of rotating parts

考慮對高頻響應和精度的要求，采用無線電遙測方式進行測量，試驗流程如圖1所示，通過有限元分析確定測點，研制專用無線電近距遙測系統，在飛機上進行一系列測試改裝和驗證試驗，最終開展飛行試驗和分析。

圖1 試驗方案流程Fig.1 Test program flow chat

1.1 測點確定

螺旋槳振動應力是典型的疲勞載荷，由靜應力σs和動應力σd組成，通過槳葉有限元靜應力分析和模態分析綜合確定振動應力危險部位。某螺旋槳為3葉正向自動變距螺旋槳，可調轉速和順槳，圖2 為槳葉網格模型，采用二階四面體單元劃分網格，模型包含146 497個單元，244 801個節點，在槳根相應接觸部位根部位施加與裝機結構相同的位移約束。槳葉材料為LY11，楊氏模量E=72 GPa，泊松比ν=0.31，密度ρ=2 800 kg/m3。螺旋槳最大轉速為2 200 r/min，氣動力分布根據計算流體力學(computational fluid dynamics，CFD)計算結果給出，如圖3所示，采用無量綱化的參數，r/rmax為相對半徑，Fa/ΣFa為該半徑處微元段所受氣動力與槳葉總氣動力的比值，沿葉高方向積分為1。

圖2 槳葉有限元網格模型Fig.2 Finite element model of the blade

圖3 氣動力沿葉高分布Fig.3 Distribution of dynamic force along blade height

選取起飛狀態的氣動載荷和轉速作為模型輸入，此時螺旋槳處于最大功率狀態，圖4為徑向靜應力云圖，葉盆以拉應力為主，葉背以壓應力為主。

圖4 槳葉徑向靜應力云圖Fig.4 Static stress contour of the blade in radial direction

圖5為徑向模態應力云圖，一階模態為一彎，固有頻率56.60 Hz，二階模態為二彎，固有頻率 111.91 Hz，根據螺旋槳工作轉速范圍，主要考慮前兩階模態應力。靜應力和模態應力的危險區域均位于葉型截面最大厚度附近。

圖5 槳葉前兩階模態徑向應力云圖Fig.5 First two order modal stress contour of the blade in radial direction

通過頻率測定試驗驗證有限元計算的準確性，試驗現場如圖6所示，通過掃頻測得槳葉1階靜頻為25.3 Hz，有限元計算值為24.7 Hz，相對誤差僅為-2.37%。

圖6 槳葉頻率測定試驗Fig.6 Frequency measurement test of the blade

綜合靜應力和模態應力計算結果，共設置4個振動應力測點，如表2所示，r=487 500 562 mm測點各有1通道備份，r=900 mm測點有2通道備份。

表2 振動應力測點設置Table 2 Vibratory stress measuring point setting

1.2 測試方法

在槳葉上加裝應變片，組成1/4橋，采用B-711膠粘貼應變片，表面涂覆101膠對應變片和線纜進行防護，并在關鍵部位用織物加固，考慮到推進式螺旋槳受發動機尾氣加熱，對改裝后的槳葉進行溫度試驗，如圖7所示，溫度范圍為-40～80 ℃，試驗過程中各通道應變輸出正常，線纜線路和防護膠固定牢靠。

圖7 槳葉溫度試驗Fig.7 Temperature test of the blade

設計研制無線近距遙測系統，實現應變信號的轉靜傳輸，測試原理如圖8所示。應變信號進入遙測盤進行調制和混頻，進入發射天線進行發射，由安裝在發動機機匣端面上的接收天線接收，再通過遙測接收機解調，轉換為模擬信號輸出，圖9為測試系統硬件圖，遙測盤與發射天線結構采用一體化設計。

圖8 振動應力測試原理Fig.8 Vibratory stress test principle

圖9 測試系統硬件Fig.9 Test system hardware

遙測盤與螺旋槳一起高速旋轉，還兼顧有固定槳帽的作用，其結構復雜，含有較多的小曲率圓角、凹槽和圓孔，須進行強度考核，采用循環對稱有限元模型計算危險點應力。建立遙測盤和槳帽1/3扇區有限元模型，如圖10所示，遙測盤材料為7075變形鋁合金，彈性常數與槳葉基本相同，屈服極限σs=400 MPa。在模型上施加循環對稱邊界條件、離心載荷、螺栓孔邊約束和模塊產生的離心力。

圖10 槳帽-遙測盤1/3扇區有限元模型Fig.10 Finite element model of the propeller fairing and telemetry disk

圖11為100%轉速下Von-Mises應力云圖，遙測盤端面凸出結構根部存在明顯應力集中，最大應力65.74 MPa。設計安全系數為材料屈服應力除以實際最大應力，即ns=σs/σmax，螺旋槳部件的通用設計準則為許用安全系數[n]>2，根據有限元計算結果，ns=6.08，遙測盤靜強度滿足要求。

圖11 遙測盤應力云圖Fig.11 Stress contour of the telemetry disk

通過旋轉試驗驗證強度考核結果，如圖12所示。在設計最大轉速(2 200 r/min)和2倍離心應力轉速(141%超轉，3 100 r/min)分別穩定旋轉30 min，試驗前后均進行磁粉探傷，未出現裂紋。

圖12 遙測盤旋轉試驗Fig.12 Rotation test of the telemetry disk

1.3 試飛科目

適航條款中“任何正常的使用條件”是指在飛行包線內可能出現的所有狀態，但實際中不可能對所有狀態充分遍歷，根據咨詢通告AC20-66B，螺旋槳振動應力來源如表3所示，影響因素主要包含外部大氣條件、飛機狀態、發動機和螺旋槳狀態等。結合飛機飛行包線和發動機工作包線，設計飛行試驗科目，主要包括起飛爬升、不同高度穩定平飛與盤旋、不同發動機狀態平飛、下滑著陸等，如表4所示。

表3 螺旋槳振動應力來源Table 3 Source of propeller vibratory stress

表4 飛行試驗科目Table 4 Flight test subject

2 試驗結果分析

經過3架次飛行試驗，完成所有規劃的試驗科目，總飛行時間9 h 44 min，螺旋槳振動應力采樣頻率為4 kHz，分別從振動應力的變化規律以及螺旋槳共振特性兩方面對試驗結果進行分析評估。

2.1 振動應力變化規律

起飛初始階段1#和3#測點振動應力波形如圖13 所示，取數據段的統計均值為σs，上下包絡線最小距離的1/2為σd，在短至1 s的時間內σs穩定，在此基礎上疊加振幅，符合螺旋槳振動應力的物理規律。

圖13 不同測點振動應力時域波形Fig.13 Vibratory stress waveform of different measuring points in time domain

選取4個典型飛行狀態，對比不同位置測點σs和σd分布規律，如圖14所示。不同測點σs差異較大，在速度Vi=180、200 km/h平飛狀態4#測點(r=500 mm)應力最大，而在爬升和Vi=250 km/h平飛狀態2#測點(r=562 mm)應力最大；對于動應力σd，槳葉中部的1#、3#、4#測點應力水平相當，1#測點應力最大，槳尖2#測點應力較小。

圖14 槳葉不同位置應力分布規律Fig.14 Stress distribution rule of the blade in different location

由于測點數較多，因此以較為危險的4#測點為代表，研究飛行參數對應力的影響。圖15為應力隨高度變化曲線。由圖15可知，給定不同速度的情況下，靜應力隨高度增加而顯著增大，動應力增大幅度較小。

圖15 應力隨高度變化曲線Fig.15 The curve of stress changing with altitude

圖16為應力隨速度變化曲線。由圖16可知，在相同高度，靜應力和動應力均隨速度增加均有明顯增大趨勢。

圖16 應力隨速度變化曲線Fig.16 The curve of stress changing with velocity

圖17為應力隨滾轉角變化曲線，由圖17可知，在高度 3 000 m，靜應力隨滾轉角增大明顯增大，在高度5 000 m，靜應力出現反復甚至下降；在不同高度和速度，動應力均隨滾轉角增大而小幅增大。

圖17 應力隨滾轉角變化曲線Fig.17 The curve of stress changing with roll angle

2.2 螺旋槳共振特性

結合螺旋槳振動應力實測數據和固有頻率計算結果，評估螺旋槳在不同轉速的共振特性。螺旋槳常用工作轉速有：1 360 r/min(慢車)、2 000 r/min(巡航)、2 200 r/min(最大)，通過快速傅里葉變換(FFT)對典型穩態數據進行頻譜分析，圖18為針對圖13數據的分析結果，1#測點最主要頻率成分為轉速基頻(36 Hz)和2倍頻，3#測點為轉速基頻及其2、3、4倍頻。

圖18 不同測點頻譜分析結果Fig.18 Spectrum analysis results of different measuring points

對典型轉速各測點頻譜進行統計，如表5所示，不同槳葉上相同位置測點數據基本一致。各所有測點特征頻率全部為轉子前6倍頻，槳葉中部 1#、2#、4#測點頻率成分單一，時域曲線接近對稱循環應力，槳尖3#測點包含轉速的多階倍頻，這是由于槳葉為窄弦細長葉片，厚度自槳根至槳尖遞減，槳尖柔性較大，更容易受到不同頻率外力激振。

表5 各測點特征頻率Table 5 Typical frequency of each measuring point

基于1.1節有限元模態分析，得到槳葉前5階動頻，如表6所示。隨著轉速增加，槳葉應力剛化效應明顯，從0到最大轉速，前3階動頻分別增加了127.38%、40.57%、14.20%。

表6 槳葉動頻計算結果Table 6 Dynamic frequency calculation of the blade

根據頻譜分析和動頻計算結果，作出Compell圖(圖19)。由圖19可知，當倍頻線與動頻點較為接近時，即存在共振可能性。圖19中有兩處較為接近：①慢車1階動頻與轉子2倍頻接近；②最大轉速2階動頻與轉子3倍頻接近。針對這一現象，選取其他相同狀態4#測點數據進行頻譜檢查，如圖20、圖21所示。3次慢車狀態頻譜中均出現了2倍頻，幅值超過了1倍頻，成為最主要的頻率成分，存在共振危險，建議適當增大慢車轉速，使動頻點右移，同時倍頻線斜率增大，減小共振可能性。最大轉速狀態頻譜中未出現3倍頻成分，表明該高階振型難以激起，不構成共振危險。

圖19 槳葉Compell圖Fig.19 Compell diagram of the blade

圖20 慢車狀態頻譜檢查Fig.20 Spectrum inspection of idle state

圖21 最大轉速狀態頻譜檢查Fig.21 Spectrum inspection of maximum state

3 結論

通過飛行試驗方法研究了某型飛機單發推進式螺旋槳的振動應力特性，得到如下結論。

(1)在穩定狀態螺旋槳振動應力波形為在平均應力基礎上疊加振幅，槳葉不同位置測點應力有所差異，槳葉中部應力水平大于槳尖。

(2)在其他條件保持不變的情況下，靜應力基本隨高度、速度和滾轉角的增大成明顯增大趨勢，但在高度5 000 m靜應力隨滾轉角增大出現反復和下降，動應力隨速度增大明顯增大，隨高度和滾轉角增大緩慢增大。

(3)槳葉振動頻率成分為螺旋槳轉速及其前6階倍頻，通過Compell圖發現慢車狀態1階動頻與轉速2倍頻接近，多狀態頻譜分析表明在慢車狀態頻譜中轉速2倍頻是最主要的頻率成分，存在共振危險，建議適當增大慢車轉速以減小共振可能性。