直升機旋翼軸彎矩特征及應用

陳亞萍,喻濺鑒,胡磊,王宇堂

中國直升機設計研究所,景德鎮 333001

疲勞載荷是直升機動部件疲勞設計、驗證的重要依據,直升機疲勞載荷及各載荷之間的關系極其復雜。除了理論分析計算獲得外,采用飛行載荷測量是獲取疲勞載荷的重要途徑之一。

近年來,人們對直升機載荷的理論分析、載荷的來源、測試結果對理論模型的修正等方面進行了研究。習娟等建立了一種直升機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]。寇富軍分析了直升機旋翼軸載荷響應來源,并研究了如何通過飛行試驗測量直升機旋翼軸載荷響應來確定直升機槳轂力和力矩[2]。習娟等研究了根據直升機旋翼載荷飛行測試結果對載荷理論計算模型的修正[3]。

由于直升機載荷,特別是旋翼、尾槳等動部件疲勞載荷理論計算的復雜性,理論計算的準確性難以保證,國內外開展了大量的疲勞載荷測量和分析技術研究。在載荷標定、監控和測量技術研究等方面,劉福華和劉丙坤研究了直升機尾槳動部件載荷的測試技術[4]；李永壽和唐麗芳采用應變電測方法實現了直升機飛行狀態下傳動系統的載荷測量[5]；盧京明和孫詳研究了某機全機主操縱系統試驗中動態操縱情況下的應變測量以及試驗載荷監控[6]；吳志剛和秦強研究了通過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測試結果的影響[7]；段垚奇等提出了一種處理載荷標定試驗數據的多元回歸選元方法[8]。在載荷測量和分析方面,章海紅和寇富軍研究了某直升機旋翼軸載荷測量技術和隨飛行速度變化規律[9]；張新民和鄭甲宏研究了液壓阻尼器飛行載荷測試方法和動載荷特點[10]；張永峰等研究了螺旋槳軸1P載荷的測試方法,并分析了不同飛行狀態下1P載荷的規律[11]。在測量載荷的分析方面,人們進行了大量的研究。潘春蛟等研究了飛行載荷與旋翼構型關系、影響因素、分布規律及與故障相關性等應用范圍[12]。顧文標等采用動靜分離法,對實測載荷進行了測試數據有效性判斷[13]。林軍通過對直九H425傳動系統的測量數據的分析,給出了4種常見的數據失效類型及處理方式[14]。張功虎等通過飛行載荷的重復性和相關載荷的動力學特性分析,研究尾槳系統故障識別方法[15]。柳文林等研究了某型直升機主、尾槳葉實測載荷譜的飛行動作時間比例改變對疲勞損傷的影響[16]。穆志韜等研究了直升機某動部件實測載荷的分布及各飛行狀態造成的損傷情況[17]。Mark等研究了一種新型變距控制系統下的變距載荷設計[18]。王建等研究了基于飛行測量數據對彈性軸承試驗載荷譜修正和壽命評估方法[19]。康寧等研究了某型航空發動機渦輪葉片高低周復合疲勞試驗中振幅與動應力的關系[20]。

旋翼軸彎矩是直升機旋翼中央件和傳動主槳軸、主減機匣等結構的關鍵載荷。對采用球柔性槳轂的直升機,本文從理論和飛行測量兩方面,對其旋翼軸彎矩進行規律和應用研究,形成了一種旋翼軸彎矩飛行測量數據有效性判別方法,以此獲得有效的旋翼軸彎矩實測載荷譜,為結構壽命評定提供依據。

1 旋翼軸載荷理論分析

1.1 旋翼軸載荷及坐標系定義

本文采用以下坐標系：① 機體坐標系OXYZ；② 旋翼坐標系oxyz；③ 旋翼各支臂坐標系oixiyizi。

中央件與旋翼軸相連,將旋翼載荷通過傳動系統傳遞到機身上。旋翼中心載荷是旋翼系統與傳動系統的接口載荷。在機體坐標系中,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滾轉力矩MX、俯仰力矩MY,其合力矩稱彎矩Mf；④ 航向載荷FX、側向載荷FY,其合力稱載荷T。

對球柔性槳轂構型的直升機,中央件與支臂通過彈性軸承連接,槳葉產生的載荷主要通過支臂,在彈性軸承中心處以力的形式傳遞到中央件上。因而,旋翼軸載荷主要來源于彈性軸承中心處的力,可以分解為旋翼揮舞力、擺振力和離心力。槳葉產生的載荷包括氣動力和慣性力。由于直升機的飛行速度和周期變距操縱等,其槳葉是在旋翼每轉變化一次的氣動環境中工作的,因而在槳葉上產生頻率為旋翼轉速Ω整數倍的1Ω、2Ω、3Ω……的持續氣動力；通常情況下,氣動力的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相對容易獲得,以下主要研究彎矩Mf及相關的載荷T。根據中央件載荷的平衡關系,可知彎矩Mf由旋翼動態揮舞力或各支臂揮舞力靜載的不平衡量產生。

在旋翼坐標系下,假設各支臂1Ω動態揮舞力的幅值相等為Fz,0,見圖1,在旋翼中心產生的力矩為

圖1 旋翼坐標系中旋翼各支臂1Ω的揮舞力示意圖

(1)

(2)

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

(3)

此彎矩值與旋翼坐標系中旋翼中心處各旋翼軸周向的1Ω動彎矩幅值相等。

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

(4)

(5)

合成彎矩為機體坐標系中頻率為knΩ的旋轉彎矩,彎矩值同式(3)。對其他揮舞力諧波分量,在旋翼中心產生的力矩相互抵消。

另外,各片槳葉的氣動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生的彎矩為：機體坐標系中的旋轉彎矩或旋翼坐標系中的靜彎矩。通常這部分旋轉彎矩明顯小于前一部分。

1.3 旋翼中心載荷T

根據中央件載荷的平衡關系,載荷T主要由旋翼動態擺振力、離心力動載或各支臂離心力的不平衡量產生。

對旋翼各支臂上1Ω的擺振力Fyi,假設其幅值均等于Fy,0,在旋翼中心產生載荷T為：機體坐標系中的靜載荷或旋翼坐標系中頻率為1Ω的旋轉載荷,其值T0為

(6)

對旋翼支臂上1Ω的離心力動載荷,假設其幅值均等于Fx,0,在旋翼中心產生載荷T為：機體坐標系中的靜載荷或旋翼坐標系中頻率為1Ω的旋轉載荷,其值T0為

(7)

通常,這部分載荷明顯小于前一部分。

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

另外,由于各片槳葉對旋翼軸線的質量靜矩不同引起旋翼支臂上離心力靜載的不平衡量,其在旋翼中心產生載荷T為：機體坐標系中的旋轉載荷或旋翼坐標系中的靜載荷，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,對旋翼坐標系中的1Ω動載荷：

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

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

2 直升機旋翼軸彎矩飛行測量載荷分析

2.1 測量方案制定

旋翼軸上端與中央件和自動傾斜器相連,下端與主減機匣相連,能夠實現貼片進行載荷測量的部位只有中部的一小段區域,見圖2。

為了獲得盡量準確的旋翼軸彎矩分布及旋翼中心彎矩,采取如下措施：

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

2)沿旋翼軸周向相隔90°各布置1組應變片,獲得雙份數據；則共測量4個彎矩,分別為M11、M12、M21和M22。

3)載荷測量前進行標定,確定彎矩和電壓值的關系。

測量4個彎矩獲得雙份數據,為進行充分的分析提供了數據,同時也為可能的測量異常提供了備份數據。

旋翼軸載荷T難以直接測量,一般通過彎矩測量結果進行分析計算獲得。

盡管采取了上述措施,從圖2可看出,相比整個旋翼軸,受結構限制的原因,彎矩測量剖面的距離還是較近,給彎矩插值精度帶來了一定的影響；同時受測量條件的限制,未能布置更多剖面的應變片。

圖2 某直升機旋翼軸載荷測量應變貼片示意圖

在測量的飛行狀態方面,根據飛行譜確定有代表性的1 000多個細化飛行狀態,覆蓋直升機使用預期范圍內的重量、重心、飛行高度和飛行動作。

2.2 測量數據分析

旋翼軸共測得對應圖2貼片位置處4個彎矩。對其進行歸一化處理：

(8)

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

測量的旋翼軸彎矩和槳葉揮舞彎矩Mb時域及頻率分析示意圖見圖3。槳葉揮舞彎矩與彈性軸承中心處的揮舞力密切相關。在旋翼坐標系下,旋翼軸彎矩頻率成分以1Ω為主(該直升機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；該直升機支臂數為5,2Ω的槳葉揮舞彎矩在中央件上抵消,不傳遞到主軸上,因此測量的旋翼軸彎矩和槳葉揮舞彎矩具有較好的對應關系。

圖3 旋翼軸和槳葉測量彎矩時域及頻率分析

不同飛行狀態下旋翼軸靜彎矩和動彎矩測量載荷統計結果見圖4。各靜彎矩在0附近波動,見圖中矩形虛線框內數據點,遠小于動彎矩幅值,旋翼軸彎矩以動彎矩為主。

圖4 旋翼軸彎矩靜載荷、動載荷幅值統計

旋翼軸相同剖面沿周向相隔90°的2個彎矩時域曲線見圖5。2個載荷大小相當、變化趨勢一致,但相位差90°。將相同剖面上的2個彎矩分量合成,則可知總載荷為大小相等、方向旋轉的彎矩。

圖5 相同剖面周向相隔90°的兩個旋翼軸彎矩時域

各狀態相同剖面不同周向位置的2個彎矩動載荷相關性分析見圖6,圖中y=1.002 2x為擬合曲線,R2為相關系數。其線性相關性較好,大小相當。

圖6 相同剖面不同周向位置的兩個旋翼軸彎矩幅值相關性分析

2.3 測量數據有效性判別

直升機大量的載荷測量和試飛結果表明,由于嚴酷的工作環境,因應變片、測量橋路損壞和外界干擾等眾多因素影響,測量數據中存在無效數據是大概率事件,因而有效性分析是一個重要的環節。

根據載荷特征,可以建立旋翼軸彎矩測量數據的有效性判據：① 呈現的正弦/余弦樣式的光滑波形,見圖3；② 動彎矩遠大于靜彎矩,見圖4；③ 沿旋翼軸不同周向位置的彎矩幅值相近,見圖5、圖6。

某直升機飛行載荷測量過程中,應用判據 ①,發現如圖7所示M21彎矩波形異常。經檢查是由于應變片損壞所致,測量數據無效。應用判據 ③,發現圖8所示的測量數據異常；在2個時間段,其規律性出現差異；2015年測量數據M11與M12載荷大小應相當,與判據一致；而2016年測量數據M11是M12的1.283 5倍,與判據偏離,經檢查確認由于M12應變片性能下降,導致2016年測量數據無效。

圖7 載荷波形異常

圖8 載荷幅值規律性異常

2.4 旋翼軸彎矩實測載荷編制及應用

對測量試飛得到的載荷數據,在進行上述數據分析和有效性判別后,通過飛行狀態識別和統計、載荷雨流計數,結合各狀態及其比例,形成實測載荷譜。實測載荷譜根據需要,可以有多種表達方式,典型的包括一級譜和二級譜,二級譜示例見表1。

表1 M11二級譜

根據載荷測量方案,旋翼中心的彎矩Mf通過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定。

相關性分析結果見圖9,旋翼軸彎矩分布見圖10。則旋翼中心彎矩Mf,0可通過式(9)計算:

圖9 不同測量剖面彎矩動載荷幅值相關性

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。對該直升機,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主槳軸、主減機匣等結構的壽命驗證載荷譜。

根據前述分析,旋翼軸各剖面彎矩沿旋翼軸往主減機匣方向遞增,旋翼中心載荷T產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 論

通過理論和測量數據分析,某直升機在旋翼坐標系下：

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、離心力產生。

2)旋翼軸動彎矩遠大于靜彎矩,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。