直升機旋翼槳葉載荷標定新方法研究

韓玉旺，朱光明，陳功力

(中航工業(yè)直升機設計研究所，江西景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

旋翼是直升機最主要的部件之一，它既是唯一的升力來源，又是主要的飛行操作面。旋翼載荷顯然影響著直升機的性能和飛行品質(zhì)，同時也是直升機其他部件載荷的主要來源。從動力學與強度的觀點出發(fā)，旋翼載荷的計算直接關(guān)系到旋翼這一部件本身的壽命，關(guān)系到整個直升機的安全性、可靠性及壽命［1］。因此，直升機飛行載荷測量的準確性就顯得至關(guān)重要。

過去，我國直升機產(chǎn)業(yè)比較落后，直升機技術(shù)基礎(chǔ)比較薄弱，對旋翼載荷的標定方法沒有特別的研究。隨著科學技術(shù)的不斷發(fā)展和新型材料的不斷問世，先進復合材料在直升機槳葉上應用越來越多，槳葉上的載荷分布情況越來越不明確，因此，測量確定槳葉剖面載荷分布就顯得非常重要。

槳葉標定是直升機旋翼載荷實測前一個非常重要的環(huán)節(jié)，通過靜態(tài)直接加載，對槳葉進行全尺寸標定，最終得出揮舞彎矩、擺振彎矩、扭轉(zhuǎn)彎矩載荷工程量的轉(zhuǎn)換關(guān)系。

以往槳葉載荷標定方法的不足:

1)沒有標定槳葉預扭角，使用理論計算預鈕角;

2)標定時沒有消除揮舞對擺振的耦合影響，未能得出揮舞和擺振相互耦合系數(shù)，需要在實測數(shù)據(jù)處理時通過耦合矩陣計算，對測量數(shù)據(jù)提取、分離，消除揮舞對擺振的耦合。這種方法不僅計算量大，而且計算出的各剖面擺振彎矩誤差比較大。

本文提出了一種新的直升機旋翼槳葉載荷標定方法，在標定時找出槳葉的實際預扭角，有效消除了揮舞對擺振的耦合影響，減少了擺振彎矩的誤差，提高了旋翼載荷數(shù)據(jù)處理效率。由于槳葉的三種彎矩載荷(揮舞彎矩、擺振彎矩和扭轉(zhuǎn)彎矩)中只有揮舞彎矩對擺振彎矩的輸出影響較大，因此，本文重點介紹揮舞/擺振的解耦方法和標定方法。

1 槳葉貼片

直升機槳葉載荷測量主要有揮舞彎矩、擺振彎矩和扭轉(zhuǎn)彎矩測量。測量揮舞彎矩的應變片粘貼在中心線的上下表面，并排對稱平行組成全橋。圖1為某直升機旋翼槳葉各剖面貼片位置示意圖，圖2為某剖面應變片橋路組合示意圖。

圖1 主槳葉各剖面貼片位置示意圖

圖2 某剖面應變片橋路組合示意圖

這種應變片組橋方式可有效消除徑向拉伸和壓縮載荷的影響，并具有溫度補償功能［3］。測量擺振彎矩的應變片組橋方法和橋路組合與揮舞彎矩測量一樣，也粘貼在旋翼槳葉上下表面，并排平行組成全橋。為了提高揮舞/擺振解耦的效率，可多粘貼一到兩個擺振彎矩應變片(擺振片ε5，擺振片ε6)，見圖2所示。

2 確定預扭角

直升機的主槳葉和尾槳葉都存在結(jié)構(gòu)預扭角，即各剖面的最大剛度面(即擺振面)和最小剛度面(即揮舞面)之間存在一個夾角。各剖面的擺振面或揮舞面相對于槳葉0剖面的擺振面或揮舞面的夾角稱之為各剖面的“預扭角”［2］。槳葉的預扭角的大小在槳葉的理論外形圖上有標注。但是，理論預扭角與實際預扭角有所差異，這就需要在槳葉載荷標定時確定各剖面的預扭角。

根據(jù)槳葉理論外形圖查看各剖面的理論預扭角的范圍，確定輸入的角度及量級(一般量級為2°～3°)。例如，某直升機旋翼載荷試飛主槳葉標定剖面6個，分別是200剖面、1400剖面、2810剖面、3705剖面、4430剖面、5570剖面，旋翼槳葉理論外形圖確定各剖面的理論預扭角的范圍是 0.16°～10.79°，標定時輸入角度為-1°～14°，量級3°，分六級。通過專用的槳根接頭夾具將主槳葉安裝固定在分度盤上，并利用翼形夾具進行加載，分別測量記錄槳根平面與水平面成 -1°、2°、5°、8°、11°、14°時各個剖面的揮舞全橋電壓輸出，如表1所示。對表1中的得到的角度-剖面進行線性擬合，如圖3所示。此時，當揮舞輸出變化為0時所對應的角度即為該剖面的預扭角。各剖面的標定預扭角如表2所示。

理論預扭角和實際標定預扭角存在一定的誤差，如表3所示，誤差的原因在此不再詳細闡述。

表1 各剖面揮舞輸出變化(單位:mv)

圖3 各剖面揮舞輸出-各角度的線性關(guān)系

表2 各剖面的實際標定預扭角

表3 理論預扭角和實際標定預扭角誤差

3 加載標定

首先要確定標定載荷的大小，這是一項很復雜的工作，對于新設計的構(gòu)件通常是通過“有限元建模”進行數(shù)值分析計算，根據(jù)材料性能強度試推算出該結(jié)構(gòu)理論上的最大承載能力和應力分布情況，進而得出合理的標定載荷和加載點［4］。雖然標定載荷不是結(jié)構(gòu)的真實工作載荷，但也應具有一定的代表性，這樣獲得的標定系數(shù)才更能反映真實受載狀況。一般情況下，槳葉標定載荷按10%一級分五級進行逐級加載。為了抵消旋翼槳葉變形的不連續(xù)性和對小載荷的不敏感性等因素的影響，標定前要預加載到標定的最大載荷，再從10%開始分五級進行逐級加載，每種情況至少重復3次，保證試驗數(shù)據(jù)的線性和重復性。

3.1 揮舞/擺振解耦組橋

如前所述，用以往的方法(標定時沒有消除揮舞對擺振的耦合)在槳葉載荷實測時不僅計算量大，而且計算出的各剖面的擺振彎矩誤差也比較大。鑒于以往方法的不足，在此介紹一種在槳葉載荷標定時消除揮舞對擺振的耦合的方法(揮舞/擺振解耦處理方法)。

以主槳葉1400剖面為例，介紹揮舞/擺振解耦的方法及過程。槳葉在揮舞狀態(tài)下，將旋轉(zhuǎn)分度盤(安裝槳葉的夾具)的角度調(diào)整為1400剖面的預扭角(11.173°)。此時，加載方向與槳葉被測剖面的弦線垂直，測量零位和最大加載載荷時擺振片的輸出如表4所示。同理，槳葉在擺振狀態(tài)下，將旋轉(zhuǎn)分度盤(安裝槳葉的夾具)的角度調(diào)整為1400剖面的預扭角(11.173°)。此時，加載方向與槳葉被測剖面的弦線平行，測量零位和最大加載載荷時擺振片的輸出如表4所示。

如果表4中相對耦合系數(shù)＜3%，則消除了揮舞對擺振的耦合，如 ε1，ε2，ε3，ε4，組合的相對耦合系數(shù)為1.71%，滿足＜3%的要求，因此2810剖面擺振就用 ε1，ε2，ε3，ε4應變片組合即可。反之，如果表4中相對耦合系數(shù)≥3%，則說明沒有消除揮舞對擺振的耦合，應選擇相對耦合系數(shù)接近3%的組合來調(diào)整某個應變片的位置(調(diào)整的具體位置要根據(jù)計算結(jié)果確定)，重新粘貼應變片組橋，重復以上解耦步驟，直到消除揮舞對擺振的耦合(相對耦合系數(shù) ＜3%)。

3.2 標定

消除每個剖面揮舞對擺振的耦合后，按照標定步驟和事先確定的加載位置和加載級別對各剖面進行揮舞、擺振和扭矩的標定。在標定揮舞彎矩的同時監(jiān)測該剖面的擺振彎矩隨加載載荷變化的輸出變化情況，進而驗證解耦的準確性。以某直升機旋翼槳葉1400剖面揮舞彎矩和擺振彎矩為例，揮舞彎矩如表5所示，擺振彎矩如表6所示。加載揮舞彎矩與揮舞輸出電壓和加載擺振彎矩與擺振輸出電壓的擬合方程，分別如圖4、圖5所示。

表4 1400剖面揮舞/擺振解耦數(shù)據(jù)(單位:με)

表5 揮舞1400剖面標定數(shù)據(jù)

表6 擺振1400剖面標定數(shù)據(jù)

圖4 揮舞1400彎矩與電壓Mb～V關(guān)系曲線圖

圖5 擺振1400彎矩與電壓Mb～V關(guān)系曲線圖

4 結(jié)論

此直升機旋翼槳葉載荷標定方法在某直升機載荷測試中得到了全面應用，載荷測試結(jié)果證明此方法是科學、高效的。

通過此方法給出的標定載荷方程，可變換得到直升機在飛行過程中更為精確的實測旋翼槳葉的揮舞彎矩、擺振彎矩和扭矩彎矩的載荷時間歷程數(shù)據(jù)，為整個直升機在實際飛行過程中的載荷計算、載荷譜編制、旋翼各部件的損傷情況、旋翼槳葉部件的定壽提供更加精準的飛行載荷實測數(shù)據(jù)。

［M］.北京:航空工業(yè)出版社，1991.

［2］余詢.一種高效的槳葉載荷標定方法［J］.直升機技術(shù)，2001(2):18.

［3］劉正江，陳煥，等.模型槳葉標定技術(shù)研究［J］.直升機技術(shù)，2009(3).

［4］劉守慎.旋翼槳葉載荷確定技術(shù)［C］.CHS-05，1989:443～452.