直升機(jī)旋翼彈性軸承失效影響分析

覃海鷹，賈良現(xiàn)，楊華高

(1.中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001;2.海軍駐景德鎮(zhèn)地區(qū)航空軍事代表室，江西景德鎮(zhèn) 333000)

0 引言

球面推力彈性軸承(彈性軸承)是星型柔性槳轂和球柔性槳轂的核心彈性元件，它取代了傳統(tǒng)鉸接式槳轂的揮舞鉸、擺振鉸和變距鉸，在承受槳葉旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的巨大離心力的同時(shí)實(shí)現(xiàn)槳葉的揮舞、擺振和變距運(yùn)動(dòng)。彈性軸承在槳轂上的應(yīng)用簡化了槳轂結(jié)構(gòu)，降低了槳轂制造成本，提高了槳轂的使用壽命，使槳轂的維護(hù)十分簡便。彈性軸承由大接頭、小接頭和金屬隔片與橡膠復(fù)合而成的彈性體疊層組成(圖1)。金屬隔片與橡膠通過粘結(jié)形成彈性體，大接頭、小接頭與彈性體疊層通過粘結(jié)形成一個(gè)整體。彈性軸承通過彈性體疊層的承受壓縮和徑向載荷的能力承受槳葉的離心力和揮舞擺振載荷，通過彈性體疊層中的橡膠的剪切變形實(shí)現(xiàn)大、小接頭間的相對(duì)扭轉(zhuǎn)和彎曲變形。

彈性軸承的關(guān)鍵部分是由金屬隔片和橡膠復(fù)合而成的彈性體疊層，彈性軸承承受的所有載荷均要通過彈性體疊層傳遞，承受的所有變形均通過彈性體疊層中的橡膠的剪切變形實(shí)現(xiàn)。其受力特點(diǎn)是能承受很大的壓縮載荷，幾乎不能承受拉伸載荷;在承受很大的壓縮載荷時(shí)，可以承受較大的徑向載荷;在承受較小的壓縮載荷時(shí)，可以承受的徑向載荷很小。彈性軸承在使用中會(huì)由于彈性體疊層的橡膠疲勞或是制造缺陷等原因發(fā)生失效，圖2為兩種典型的失效模式。彈性軸承失效后會(huì)對(duì)直升機(jī)造成怎樣的影響，是用戶及維護(hù)人員十分關(guān)心的問題。本文對(duì)彈性軸承在直升機(jī)幾種典型工況下的受力進(jìn)行了分析，分析了彈性軸承失效后對(duì)直升機(jī)的影響，提出了彈性軸承失效后相應(yīng)的處理措施和使用建議。

圖1 彈性軸承結(jié)構(gòu)

圖2 彈性軸承兩種典型的失效模式

1 彈性軸承受力分析

彈性軸承主要有旋翼不裝槳葉、裝槳葉旋翼不旋轉(zhuǎn)、裝槳葉旋翼旋轉(zhuǎn)三種典型工作模態(tài)，各工作模態(tài)彈性軸承受力有所不同。

1.1 旋翼不裝槳葉時(shí)彈性軸承受力分析

由于彈性軸承的彎曲剛度一般可以克服槳轂支臂重力引起的彎矩，此處假定槳轂支臂下限動(dòng)塊未與下限動(dòng)環(huán)接觸，下限動(dòng)裝置不起作用。圖3為彈性軸承在旋翼的受力示意圖，顯然在不裝槳葉的情況下，彈性軸承不承受壓縮載荷。彈性軸承的力平衡方程如下:

圖3中:F1:中央件支臂對(duì)彈性軸承小接頭的徑向支反力;G:槳轂支臂重力;M:彈性軸承彈性所受的彎矩;L:槳轂支臂重心到彈性軸承球心的距離。

圖3 彈性軸承受力分析(不裝槳葉)

1.2 旋翼裝槳葉不旋轉(zhuǎn)時(shí)彈性軸承受力分析

在槳葉重力作用下，下限動(dòng)塊與限動(dòng)環(huán)接觸，下限動(dòng)裝置起作用，圖4為彈性軸承在旋翼裝槳葉不旋轉(zhuǎn)時(shí)的受力示意圖，彈性軸承承受壓縮載荷，其大小等于F3。彈性軸承的力平衡方程如下:

圖4 彈性軸承受力分析(裝槳葉不旋轉(zhuǎn))

圖4中:F1:中央件支臂對(duì)彈性軸承小接頭的徑向支反力;F2:限動(dòng)環(huán)對(duì)限動(dòng)塊的支反力;F3:中央件支臂對(duì)彈性軸承小接頭的軸向支反力;G:槳葉(含槳轂支臂)的重力;M:彈性軸承彈性所受的彎矩;L1:槳葉(含槳轂支臂)重心到彈性軸承球心的距離;L2:限動(dòng)環(huán)對(duì)限動(dòng)塊的軸向支反力作用點(diǎn)到彈性軸承球心的距離。

1.3 旋翼裝槳葉旋轉(zhuǎn)時(shí)彈性軸承受力分析

圖5為彈性軸承在旋翼裝槳葉旋轉(zhuǎn)時(shí)的受力示意圖。為便于分析，進(jìn)行了一定簡化，沒考慮在槳葉升力作用下彈性軸承的彎曲變形。

當(dāng)槳葉離心力和升力未使下限動(dòng)塊與限動(dòng)環(huán)脫開時(shí)，彈性軸承承受壓縮載荷，其大小等于F1。彈性軸承的力平衡方程如下:

當(dāng)槳葉離心力和升力使下限動(dòng)塊與限動(dòng)環(huán)脫開時(shí)，彈性軸承承受壓縮載荷，其大小等于F1。彈性軸承的力平衡方程如下:

圖5中:F1:中央件支臂對(duì)彈性軸承小接頭的軸向支反力;F2:槳葉(含槳轂支臂)的離心力;F3:限動(dòng)環(huán)對(duì)限動(dòng)塊的支反力;F4:中央件支臂對(duì)彈性軸承小接頭的徑向支反力;G:槳葉(含槳轂支臂)的重力;M:彈性軸承彈性所受的彎矩;T:槳葉升力;L1:槳葉(含槳轂支臂)重心到彈性軸承球心的距離;L2:槳葉升力作用點(diǎn)到彈性軸承球心的距離;L3:限動(dòng)環(huán)對(duì)限動(dòng)塊的軸向支反力作用點(diǎn)到彈性軸承球心的距離。

圖5 彈性軸承受力分析(裝槳葉旋轉(zhuǎn))

2 彈性軸承完全失效后的影響分析

彈性軸承完全失效對(duì)直升機(jī)的影響顯然比局部失效要嚴(yán)重，為此針對(duì)彈性軸承的三種典型工作模態(tài)進(jìn)行彈性軸承完全失效的影響分析。

2.1 旋翼不裝槳葉時(shí)彈性軸承完全失效的影響

對(duì)于阻尼器且采用傳統(tǒng)布置的主槳轂，如1.1分析，在旋翼不裝槳葉時(shí)，彈性軸承不受任何壓縮載荷，當(dāng)彈性軸承發(fā)生類似膠層完全脫開的完全失效時(shí)，在槳轂支臂重力作用下，下限動(dòng)塊靠上下限動(dòng)環(huán)，此時(shí)彈性軸承的受力類似于旋翼裝槳葉不旋轉(zhuǎn)的情況，彈性軸承會(huì)較小的壓縮載荷，槳轂支臂不會(huì)從彈性軸承失效部位脫開，不會(huì)對(duì)安全造成影響。

對(duì)于采用粘彈阻尼器且采用臂間布置的主槳轂，在旋翼不裝槳葉彈性軸承完全失效后，彈性軸承會(huì)沿失效部位完全脫開，但也正是由于粘彈阻尼器彈性剛度約束，槳轂支臂不會(huì)從彈性軸承失效部位脫開，不會(huì)對(duì)直升機(jī)安全造成影響。

2.2 旋翼裝槳葉不旋轉(zhuǎn)時(shí)彈性軸承完全失效影響

對(duì)于阻尼器且采用傳統(tǒng)布置的主槳轂，如1.2分析，在旋翼裝槳葉不旋轉(zhuǎn)時(shí)，彈性軸承承受較大壓縮載荷，當(dāng)彈性軸承發(fā)生類似膠層完全脫開的完全失效時(shí)，在槳轂支臂和槳葉重力共同作用下，下限動(dòng)塊靠上下限動(dòng)環(huán)，彈性軸承會(huì)有較大的壓縮載荷，確保槳轂支臂不會(huì)從彈性軸承小接頭上脫開，不會(huì)對(duì)直升機(jī)安全造成影響。

對(duì)于采用粘彈阻尼器且采用臂間布置的主槳轂，當(dāng)彈性軸承發(fā)生類似膠層完全脫開的完全失效時(shí)，槳轂支臂和槳葉重力共同作用可以克服粘彈阻尼器的彈性約束，使彈性軸承依然產(chǎn)生一定的壓縮載荷，確保槳轂支臂不會(huì)從彈性軸承小接頭上脫開，不會(huì)對(duì)直升機(jī)安全造成影響。

停車，有陣風(fēng)情況下，槳葉產(chǎn)生一定升力使下限動(dòng)塊脫離下限動(dòng)環(huán)，槳葉和槳轂支臂的重力由槳葉升力和失效部位的摩擦力平衡，失效部位產(chǎn)生很小的錯(cuò)位，但槳轂支臂不會(huì)從彈性軸承小接頭上脫開，不會(huì)對(duì)直升機(jī)安全造成影響。

停車狀態(tài)進(jìn)行變距操縱，對(duì)于阻尼器采用傳統(tǒng)布置的主槳轂影響不大，對(duì)于采用粘彈阻尼器且采用臂間布置的主槳轂，由于槳葉重力引起彈性軸承金屬橡膠疊層承受的壓縮載荷僅能平衡操縱引起的彈性軸承受拉載荷，可能會(huì)導(dǎo)致失效部位錯(cuò)位，但不會(huì)有安全問題。

2.3 旋翼裝槳葉旋轉(zhuǎn)時(shí)彈性軸承完全失效的影響

2.3.1 飛行中彈性軸承完全失效后的安全性分析

彈性軸承結(jié)構(gòu)如圖6所示，靠近小接頭的膠層包角比大接頭大，因此靠近大接頭的膠層破壞對(duì)安全的影響最大，假定在飛行中靠近大接頭的膠層完全分層失效，在離心力作用下的彈性軸承受力分析如圖6所示。

以某直升機(jī)為例，將彈性軸承球面保守簡化為錐面，假定離心力為18.9噸，則

F11=F12=9.45 噸

F1=F2=F11/cos20≈10噸

F12=F22=F11×tg20≈3.6噸

查金屬與橡膠的摩擦系數(shù)為0.75，由于膠層分層后分層部位表面會(huì)有部分膠黏劑或橡膠，其摩擦系數(shù)還會(huì)大于0.75，計(jì)算仍取摩擦系數(shù)為0.75。

當(dāng)分層部位有錯(cuò)位趨勢時(shí)，其離心力可以認(rèn)為全部施加到阻止錯(cuò)位的半球，此時(shí)

F11或F12=18.9噸

F1或F2=F11/cos20≈20噸

F12或F22=F11×tg20≈7.2噸

分層部位出現(xiàn)錯(cuò)位必須克服的摩擦力為

f=F1或 F2×0.75≈15噸

失效部位出現(xiàn)錯(cuò)位必須克服的力為

F12 或 F22+f≈22.2 噸

根據(jù)彈性軸承載荷譜，飛行中加在彈性軸承大接頭上擺振方向的徑向載荷最大為3.2噸(過載3g俯沖拉起)，因此即使彈性軸承大接頭部位完全分層失效，彈性軸承功能不會(huì)喪失，不影響直升機(jī)的飛行安全。

圖6 離心力作用下彈性軸承大接頭分層失效受力分析

2.3.2 停車、開車過程中彈性軸承完全失效后的安全性分析

在停車和開車過程中旋翼轉(zhuǎn)速不高，彈性軸承承受的離心力載荷較小，如果進(jìn)行正常啟動(dòng)和制動(dòng)，彈性軸承完全失效對(duì)直升機(jī)安全性影響不大;如果緊急剎車或剎車啟動(dòng)，對(duì)于阻尼器采用傳統(tǒng)布置的旋翼，由于阻尼器的作用，彈性軸承會(huì)受到很大的徑向載荷，有可能導(dǎo)致失效部位錯(cuò)位，甚至完全脫開，影響直升機(jī)安全。對(duì)于阻尼器葉間布置的旋翼，無論彈性軸承是否失效，如果緊急剎車或剎車啟動(dòng)，旋翼整體扭轉(zhuǎn)，槳葉帶動(dòng)槳轂支臂產(chǎn)生較大的前擺或后擺運(yùn)動(dòng)，導(dǎo)致槳轂支臂的擺振限動(dòng)片與擺振限動(dòng)塊非正常撞擊，造成槳轂其他結(jié)構(gòu)件嚴(yán)重?fù)p傷。

2.3.3 彈性軸承完全失效對(duì)孤立旋翼動(dòng)力學(xué)的影響分析

對(duì)球柔性旋翼來說，其動(dòng)力學(xué)模型相當(dāng)于帶鉸偏置與彈簧約束的鉸接式旋翼，對(duì)于基階模態(tài)，包含在球柔性旋翼基階模態(tài)中的彎曲將是很小的，不考慮彈性變形以及揮舞與擺振的哥氏力耦合，其揮舞與擺振基階模態(tài)頻率如下:

其中:

從以上表達(dá)式可以看出，影響揮舞基階模態(tài)頻率的因素包括離心力與鉸偏置量以及彈性軸承的約束剛度;與揮舞相比，由于離心力的作用方式不同，離心力在揮舞平面為平行力系，而在擺振面為中心力系，因此影響擺振基階模態(tài)頻率的因素主要是鉸偏置量以及彈性軸承的約束剛度。

以某型機(jī)為算例，外伸量為4.418%，彈性軸承剛度為56.5N·m/°，旋翼轉(zhuǎn)速 212r/min，彈性軸承失效前后其揮舞、擺振基階頻率如下表:

擺振一階 揮舞一階有彈性軸承約束0.2671 1.0348無彈性軸承約束0.2628 1.0338

從算例可以看出，揮舞基階模態(tài)頻率主要是由離心力與鉸偏置量決定的，彈性軸承約束所起到的作用有限，即使在彈性軸承失效的極端情況下，對(duì)揮舞基階模態(tài)頻率的影響也很小。擺振基階模態(tài)頻率相比揮舞來比，彈性軸承約束所起的作用更大一些，但主要的因素還是鉸偏置量。

由此可以認(rèn)為彈性軸承失效對(duì)球柔性旋翼的動(dòng)力學(xué)特性影響很小。

2.3.4 停車、開車過程中彈性軸承完全失效對(duì)“地面共振”的影響分析

由于彈性軸承的擺振剛度相對(duì)于槳葉擺振約束剛度很小，當(dāng)彈性軸承部分或完全失效后，只是槳葉擺振約束剛度略有減小，對(duì)槳葉一階擺振頻率影響有限，在槳葉離心力的作用下，彈性軸承的球鉸功能依然有效，因此可以認(rèn)為停車、開車過程中彈性軸承部分或完全失效對(duì)“地面共振”分析的影響不大，原來進(jìn)行的“地面共振”分析有效，不會(huì)引起額外的動(dòng)力學(xué)不穩(wěn)定問題。

3 結(jié)論與建議

對(duì)于球柔性構(gòu)型旋翼，無論配裝的阻尼器是液壓阻尼器還是粘彈性阻尼器，無論阻尼器布置方式是傳統(tǒng)布置方式還是葉間布置方式，彈性軸承失效都不會(huì)危及直升機(jī)飛行安全，對(duì)孤立旋翼動(dòng)力學(xué)特性和全機(jī)動(dòng)力學(xué)特性影響很小，不會(huì)引起額外的動(dòng)力學(xué)不穩(wěn)定問題。但在直升機(jī)停車和開車過程中，對(duì)于阻尼器葉間布置方式的旋翼，緊急剎車或剎車啟動(dòng)會(huì)導(dǎo)致槳轂支臂與擺振限動(dòng)塊的非正常碰撞;對(duì)于阻尼器傳統(tǒng)布置方式的旋翼，會(huì)導(dǎo)致彈性軸承承受較大的徑向載荷，導(dǎo)致彈性軸承薄弱部位部分或完全失效、甚至失效部位完全脫開，影響直升機(jī)的安全。

建議在直升機(jī)使用中應(yīng)盡量避免緊急剎車或剎車啟動(dòng)，防止槳轂支臂與擺振限動(dòng)塊的非正常碰撞，防止彈性軸承薄弱部位部分或完全失效、甚至失效部位完全脫開，影響直升機(jī)安全。

［1］Belytschko T，Liu W K，Moran B.Nonlinear Finite Elements for Continua and Structures［J］.John Wiley ＆Sons，2000.

［2］Simo J C.On fully three-dimensional finite strain viscoelastic damage model:Formulation and computational aspects［J］.Comput.Meth.In Appl.Mech.Eng.1987，60:153-173.