直升機(jī)主槳轂支臂疲勞試驗(yàn)技術(shù)研究

李清蓉，喻濺鑒，史斯佃，徐 新

(1.南京航空航天大學(xué)，江蘇南京 210016;2.中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

支臂是直升機(jī)球柔性槳轂中的典型復(fù)雜動(dòng)部件，槳葉傳來的載荷通過折疊接頭、連接件、彈性軸承傳遞到中央件上，同時(shí)平衡阻尼器力和變距拉桿力［1］。其受力情況復(fù)雜，疲勞破壞為主要的失效模式，其工作可靠性直接影響直升機(jī)的飛行安全。

某支臂疲勞試驗(yàn)為多動(dòng)部件組合試驗(yàn)，考核的主要?jiǎng)硬考羞B接件、折疊接頭、變距搖臂、彈性軸承大接頭、槳葉銷、連接件折疊接頭連接、連接件阻尼器連接、連接件變距搖臂連接、連接件彈性軸承連接等［2］。本文針對(duì)支臂試驗(yàn)結(jié)構(gòu)及載荷的特點(diǎn)進(jìn)行了疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證設(shè)計(jì)，討論了試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)、試驗(yàn)實(shí)施方案設(shè)計(jì)及試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析等內(nèi)容和方法。該設(shè)計(jì)方法解決了傳統(tǒng)“共振法”存在的不足，在型號(hào)研制中得到了成功的運(yùn)用。

1 疲勞試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

支臂所承受的力系如圖1所示。根據(jù)其結(jié)構(gòu)和載荷的特點(diǎn)確定疲勞試驗(yàn)的約束和加載要求:

1)在彈性軸承中心處進(jìn)行鉸支約束;

2)在槳葉側(cè)施加載荷模擬支臂槳葉對(duì)接面6力素;阻尼力和變距拉桿力直接施加;槳葉對(duì)接面不能直接進(jìn)行彎矩測量，根據(jù)主槳葉的特點(diǎn)(考慮與飛行實(shí)測載荷截面一致)，揮舞、擺振彎矩監(jiān)控截面確定為槳葉銷外200 mm截面(R200 mm);

3)采用約束控制支臂力系中的以下6個(gè)力:彈性軸承中心處3個(gè)力、R200 mm截面的扭矩和剪力FY、FZ;支臂力系中的其它力采取載荷監(jiān)控。

圖1 支臂力系

采用圖示載荷坐標(biāo)系:X沿支臂軸線朝槳葉方向，Z朝上，右手坐標(biāo)系。

阻尼器力和變距拉桿力的初始方向按典型狀態(tài)的方向或使用中較嚴(yán)酷的方向確定。各監(jiān)控力的相位關(guān)系按相似結(jié)構(gòu)的經(jīng)驗(yàn)確定，并采用飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行修正。

為了掌握結(jié)構(gòu)在外載荷作用下的響應(yīng)，試驗(yàn)時(shí)選取試驗(yàn)件上某些關(guān)鍵位置進(jìn)行載荷和應(yīng)變測量，如圖 1 中MB1、MB2、E01、E02 的測量。

根據(jù)飛行載荷的特點(diǎn)，低周疲勞分為以最大動(dòng)彎矩為特征的超扭狀態(tài)和以最大離心力為特征的超轉(zhuǎn)狀態(tài)，并依據(jù)狀態(tài)時(shí)間百分比確定出現(xiàn)的次數(shù)。結(jié)合易于試驗(yàn)實(shí)施的要求，編制100飛行小時(shí)低周試驗(yàn)載荷程序塊，包含:a)超扭飛行，495次循環(huán);b)最大速度自轉(zhuǎn)，5次循環(huán)。試驗(yàn)載荷見表1。

表1 支臂1.0倍低周疲勞試驗(yàn)載荷

1次低周循環(huán)如下述過程加載:a)加離心力;b)加其它靜載荷;c)加動(dòng)載1次循環(huán);d)除離心力外靜載歸零;e)離心力歸零。

高周疲勞載荷的靜載選擇超扭飛行的靜載，動(dòng)載的比例以模擬載荷分布為原則、以打樣設(shè)計(jì)載荷為手段，大小根據(jù)試驗(yàn)件的疲勞能力、壽命考核要求、各破壞部位和模式匹配考核確定，如表2所示。

表2 支臂1.0倍高周疲勞試驗(yàn)載荷

高周疲勞如下述過程加載:a)加離心力;b)加其它靜載荷;c)以余弦加動(dòng)載循環(huán)(1次循環(huán)為360°);d)除離心力外靜載歸零;e)離心力歸零。

支臂低、高周加載示意圖如圖2所示。

圖2 支臂低、高周加載示意圖

采用在相同試驗(yàn)件上同時(shí)進(jìn)行低周和高周試驗(yàn)的方法進(jìn)行疲勞試驗(yàn)。按低高周壽命逐步考核的原則和目標(biāo)壽命考核要求，合理安排低、高周試驗(yàn)順序。

由于支臂疲勞試驗(yàn)為多動(dòng)部件組合試驗(yàn)，疲勞危險(xiǎn)部位非常多。為了有效利用試驗(yàn)件，充分考核其疲勞性能，挖掘壽命潛力，提出如下試驗(yàn)要求:

1)若連接螺栓或變距搖臂發(fā)生破壞，則更換后繼續(xù)試驗(yàn);

2)若連接件變距搖臂連接耳片未破壞，則根據(jù)實(shí)際破壞情況合理固定試驗(yàn)件，繼續(xù)施加變距拉桿力進(jìn)行考核;

3)若連接件阻尼器連接耳片未破壞，則根據(jù)實(shí)際破壞情況合理固定試驗(yàn)件，繼續(xù)施加阻尼器力進(jìn)行考核;

4)變距搖臂未破壞，則在變距搖臂試驗(yàn)臺(tái)上，繼續(xù)施加變距拉桿力進(jìn)行考核。

2 疲勞試驗(yàn)實(shí)施方案設(shè)計(jì)

根據(jù)支臂疲勞試驗(yàn)要求和便于實(shí)施的原則，設(shè)計(jì)由支臂和模擬槳葉組成的雙鉸支梁式支臂疲勞試驗(yàn)實(shí)施模型。總體方案設(shè)計(jì)如圖3所示。

2.1 約束邊界模擬

2.1.1 試驗(yàn)件接口

設(shè)計(jì)中央件假件和槳葉假件分別與球彈性軸承小接頭和折疊接頭連接。為模擬［3］連接和載荷傳遞真實(shí)情況，接口設(shè)計(jì)與真實(shí)結(jié)構(gòu)一致，各組件的裝配與結(jié)構(gòu)裝機(jī)要求一致。

圖3 某支臂疲勞試驗(yàn)實(shí)施模型

2.1.2 硬化彈性軸承

為提高彈性軸承彈性體強(qiáng)度，避免在加速的高周疲勞試驗(yàn)載荷下過早破壞，在保持揮舞鉸、擺振鉸、變距鉸三鉸合一功能的條件下，彈性軸承疲勞試驗(yàn)件采用硬化橡膠件。

2.1.3 模擬槳葉端部揮舞、擺振鉸支點(diǎn)

在模擬槳葉端部設(shè)計(jì)揮舞、擺振鉸支點(diǎn)，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)簡圖如圖4。該鉸支點(diǎn)與彈性軸承一起使試驗(yàn)件和模擬槳葉成為雙鉸支梁，便于試驗(yàn)載荷施加和模擬。在揮舞、擺振鉸支點(diǎn)機(jī)構(gòu)中設(shè)置揮舞、擺振測力桿，其具有以下功能:

1)通過施加揮舞、擺振剪力，根據(jù)揮舞測力桿、擺振測力桿可以驗(yàn)證設(shè)計(jì)的揮舞、擺振鉸支點(diǎn)功能;

2)揮舞測力桿、擺振測力桿可以驗(yàn)證離心力加載方向的準(zhǔn)確性:試驗(yàn)安裝完成后，施加離心力，調(diào)節(jié)設(shè)計(jì)鉸支點(diǎn)機(jī)構(gòu)長度，使兩支點(diǎn)測力桿輸出為零(試驗(yàn)臺(tái)自重除外)，從而保證離心力方向與支臂中心線方向一致。

圖4 模擬槳葉端部揮舞、擺振鉸支點(diǎn)設(shè)計(jì)示意圖

2.1.4 防扭機(jī)構(gòu)

試驗(yàn)件承受的扭矩主要由變距拉桿力產(chǎn)生，設(shè)計(jì)一套防扭機(jī)構(gòu)平衡該扭矩，如圖5所示。

圖5 防扭機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)示意圖

防扭機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)如下考慮:

1)與槳葉假件根部連接，使扭矩只傳遞至試驗(yàn)件上而不傳遞至試驗(yàn)夾具上，有利于試驗(yàn)臺(tái)的穩(wěn)定以及載荷的施加;

2)防扭桿平衡扭矩的力臂盡量長，以使防扭力盡量小，從而附加的揮舞彎矩較小。通過施加變距拉桿力，根據(jù)防扭機(jī)構(gòu)測力桿力輸出可以驗(yàn)證設(shè)計(jì)的防扭機(jī)構(gòu)功能。

2.2 載荷邊界模擬

離心力加載設(shè)計(jì):支臂一端通過彈性軸承、模擬中央件連接在試驗(yàn)臺(tái)架上，另一端通過槳葉銷、模擬槳葉假件與離心力加載鋼絲繩、作動(dòng)器、試驗(yàn)臺(tái)架連接，實(shí)現(xiàn)離心力加載。

阻尼力加載設(shè)計(jì):阻尼力通過固定在試驗(yàn)臺(tái)架上的作動(dòng)器與支臂上的阻尼器連接耳片連接實(shí)現(xiàn)加載。

變距拉桿力加載設(shè)計(jì):變距搖臂以裝機(jī)狀態(tài)與連接件連接，變距拉桿力通過固定在試驗(yàn)臺(tái)架上的作動(dòng)器與變距搖臂連接實(shí)現(xiàn)加載。

揮舞、擺振彎矩加載設(shè)計(jì):設(shè)計(jì)揮舞、擺振鉸支點(diǎn)和揮舞、擺振橫向剪力加載點(diǎn)，通過調(diào)試加載作動(dòng)器力，實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)要求剖面的揮舞和擺振彎矩。在模擬中央件、模擬槳葉上布置測量揮舞、擺振彎矩應(yīng)變片，通過插值計(jì)算出試驗(yàn)要求的監(jiān)控剖面彎矩。模擬槳葉上測量揮舞、擺振彎矩應(yīng)變片的位置根據(jù)測量精度最高的原則確定;揮舞、擺振橫向剪力加載點(diǎn)位置根據(jù)使夾具上載荷均衡分布的原則確定。

試驗(yàn)臺(tái)和連接夾具除應(yīng)考慮滿足功能要求外，其強(qiáng)度設(shè)計(jì)還應(yīng)考慮足夠的安全系數(shù)，避免在試驗(yàn)中提前破壞或造成試驗(yàn)件的損傷。

2.3 局部試驗(yàn)

根據(jù)試驗(yàn)件充分考核的要求，在試驗(yàn)件局部破壞的情況下，進(jìn)行載荷及約束方式的調(diào)整，繼續(xù)進(jìn)行其它一些部位的考核;設(shè)計(jì)變距搖臂和連接件阻尼器連接耳片單獨(dú)考核試驗(yàn)臺(tái)，在整體試驗(yàn)臺(tái)上沒有破壞的情況下，對(duì)其進(jìn)行補(bǔ)充考核。

3 疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

疲勞試驗(yàn)獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)有:

1)試驗(yàn)監(jiān)控載荷、試驗(yàn)次數(shù);

2)對(duì)復(fù)雜動(dòng)部件，疲勞試驗(yàn)中通常會(huì)監(jiān)測危險(xiǎn)部位的載荷和應(yīng)力，并增加低、高周試驗(yàn)之外的一些特殊工況的載荷測量。

這些試驗(yàn)數(shù)據(jù)除用來計(jì)算結(jié)構(gòu)的疲勞性能［4-5］外，其用途還有:

1)驗(yàn)證有限元應(yīng)力分析模型的有效性;

2)確認(rèn)危險(xiǎn)部位;

3)檢驗(yàn)試驗(yàn)的正確性;

4)識(shí)別試驗(yàn)件的異常。

可采用理論分析、對(duì)應(yīng)驗(yàn)證等方法，根據(jù)不同結(jié)構(gòu)特點(diǎn)、結(jié)構(gòu)受載特點(diǎn)進(jìn)行疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析。以下對(duì)計(jì)算結(jié)構(gòu)的疲勞性能、檢驗(yàn)試驗(yàn)的正確性、識(shí)別試驗(yàn)件的異常進(jìn)行研究。

3.1 疲勞性能計(jì)算

支臂疲勞試驗(yàn)采取整體試驗(yàn)和局部考核相結(jié)合的方法進(jìn)行。疲勞性能計(jì)算也采用不同危險(xiǎn)部位、不同特征載荷的方法進(jìn)行。計(jì)算折疊接頭槳葉連接、連接件折疊接頭連接和連接件彈性軸承連接及附近本體時(shí)，取相應(yīng)耳片力為特征載荷;計(jì)算連接件阻尼器連接時(shí)，取阻尼器力為特征載荷;計(jì)算連接件變距搖臂連接時(shí)，取變距拉桿力為特征載荷。

支臂疲勞試驗(yàn)共進(jìn)行了3套，每套試驗(yàn)獲得了5～6個(gè)危險(xiǎn)部位準(zhǔn)確的疲勞試驗(yàn)結(jié)果及準(zhǔn)確、匹配的疲勞性能，試驗(yàn)件達(dá)到了物盡其用的效果。

3.2 試驗(yàn)正確性檢驗(yàn)

復(fù)雜動(dòng)部件疲勞試驗(yàn)是一項(xiàng)復(fù)雜的系統(tǒng)工程，疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)可用來檢驗(yàn)試驗(yàn)是否正確。

支臂第2套疲勞試驗(yàn)調(diào)試施加離心力時(shí)，揮舞彎矩～離心力變化關(guān)系如圖6所示。試驗(yàn)件上的揮舞彎矩隨離心力線性變化，與理論規(guī)律不符，其它各測量點(diǎn)揮舞彎矩未現(xiàn)異常。

圖6 揮舞彎矩～離心力變化關(guān)系圖

從以下幾個(gè)方面查找MB1異常的原因:

1)試驗(yàn)臺(tái)、試驗(yàn)件尺寸;

2)試驗(yàn)安裝、加載;

3)揮舞彎矩MB1的測量系統(tǒng)。

經(jīng)復(fù)查，1)、2)項(xiàng)未發(fā)現(xiàn)問題，3)項(xiàng)的復(fù)查情況如下。

采用全橋接線法測量揮舞彎矩MB1。加載離心力Fc=200000 N時(shí)，分別測量MB1的4個(gè)應(yīng)變片的應(yīng)變輸出，結(jié)果為:ε1=511με、ε2=718με、ε3=715με、ε4=544με。如圖 7a)所示。

由此，MB1異常原因可能是應(yīng)變片靈敏系數(shù)差異造成的。為了進(jìn)行驗(yàn)證，重貼MB1的4個(gè)應(yīng)變片，重新測量單個(gè)應(yīng)變片的應(yīng)變輸出，結(jié)果如圖7b)所示，各應(yīng)變片輸出基本相同，輸出正常。

圖7 MB1的4個(gè)應(yīng)變片重貼前、后單片應(yīng)力～離心力變化關(guān)系

制成的電阻應(yīng)變片［6］的靈敏系數(shù)K除與金屬絲的靈敏系數(shù)K0有關(guān)外，還與基底、粘接劑層和敏感柵的尺寸和彈性模量等有關(guān)。目前靈敏系數(shù)的測定方法是采用抽樣實(shí)驗(yàn)測定平均值作為表征該批應(yīng)變片的靈敏系數(shù)特性。因此，為確保試驗(yàn)數(shù)據(jù)測量準(zhǔn)確性，應(yīng)選擇工藝性能穩(wěn)定的應(yīng)變片。

以上通過試驗(yàn)測量揮舞彎矩MB1的分析，排除了試驗(yàn)中存在的隱患，有效地保證了試驗(yàn)的正確性。

3.3 支臂偏心識(shí)別

支臂第1套疲勞試驗(yàn)調(diào)試施加離心力時(shí)，發(fā)現(xiàn)試驗(yàn)件及試驗(yàn)夾具上的揮舞彎矩隨離心力變化而變化，與理論規(guī)律不符。

離心力Fc=200000N作用下，兩端鉸支梁上(包括試驗(yàn)件和試驗(yàn)夾具段)揮舞彎矩～位置變化關(guān)系如圖8所示。

圖8 離心力Fc=200000N時(shí)揮舞彎矩～位置變化關(guān)系圖

從以下幾個(gè)方面查找揮舞彎矩異常的原因:

1)彈性軸承及模擬槳葉鉸支點(diǎn)功能驗(yàn)證;

2)模擬槳葉及試驗(yàn)件揮舞方向偏心檢查。

施加Fc=200000N時(shí)各揮舞彎矩清零處理，然后施加揮舞力Fb=1980N，揮舞彎矩分布為典型的雙鉸支梁分布，驗(yàn)證了彈性軸承及模擬槳葉鉸支點(diǎn)功能。

采用水平儀測量試驗(yàn)件及模擬槳葉(試驗(yàn)夾具)的揮舞方向形心位置，測量結(jié)果如圖9所示。

試驗(yàn)件和模擬槳葉設(shè)計(jì)的形心位置線性分布。在模擬槳葉段，測量的形心位置線性分布，與設(shè)計(jì)一致;但在折疊接頭位置，測量的形心有7mm左右的突變，與設(shè)計(jì)不一致;由此判斷揮舞彎矩異常的原因?yàn)檎郫B接頭偏心。

折疊接頭返廠復(fù)查確認(rèn)，由于制造工裝錯(cuò)誤，導(dǎo)致折疊接頭揮舞方向形心偏離設(shè)計(jì)值7.2mm，與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合。經(jīng)折疊接頭修理，修正其形心位置后，施加離心力，揮舞彎矩測量結(jié)果回復(fù)正常。

圖9 試驗(yàn)件和模擬槳葉揮舞方向形心位置

折疊接頭偏心被識(shí)別后，報(bào)廢了折疊接頭已制成的成品、受影響的半成品及錯(cuò)誤的制造工裝。該故障的及時(shí)排除，不僅避免了巨大的生產(chǎn)和研制周期浪費(fèi)，更重要的是消除了該型機(jī)的一大安全隱患，保障了飛行安全。

3.4 支臂未倒角識(shí)別

支臂的連接件折疊接頭連接耳片提前發(fā)生疲勞破壞，經(jīng)對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，試驗(yàn)考核的應(yīng)力疲勞極限約為設(shè)計(jì)值的60%。為此對(duì)破壞耳片進(jìn)行檢查，發(fā)現(xiàn)耳片內(nèi)孔未倒角，如圖10所示。支臂連接件為TB6高強(qiáng)度鈦合金材料，對(duì)應(yīng)力集中、表面加工狀態(tài)敏感。破壞耳片屬承受重復(fù)載荷的受拉區(qū)，孔的邊緣應(yīng)有光滑的倒角，未倒角明顯降低了耳片的疲勞性能。

支臂耳片增加倒角工藝后重新驗(yàn)證，耳片疲勞性能大幅提高。

圖10 某支臂破壞耳片內(nèi)孔未倒角

4 與“共振法”支臂疲勞試驗(yàn)比較

傳統(tǒng)的直升機(jī)主槳轂支臂疲勞試驗(yàn)采用電機(jī)機(jī)械激振加載的“共振法”，具有如下不足:

1)較難準(zhǔn)確模擬支臂的彎矩分布，難以施加變距拉桿力，難以達(dá)到離心力精度要求;

2)部分試驗(yàn)連接區(qū)域，特別是鋼絲繩與滑輪連接處發(fā)熱嚴(yán)重，容易造成離心力加載鋼絲繩及連接夾具的斷裂;

3)試驗(yàn)環(huán)境噪音大，影響試驗(yàn)狀態(tài)的監(jiān)測。

由支臂和模擬槳葉組成的雙鉸支梁式支臂整體疲勞試驗(yàn)實(shí)施模型克服了以上的不足，準(zhǔn)確地模擬了支臂的邊界條件，試驗(yàn)臺(tái)穩(wěn)定，試驗(yàn)環(huán)境好;結(jié)合局部試驗(yàn)，獲得了支臂大部分危險(xiǎn)部位準(zhǔn)確的疲勞試驗(yàn)結(jié)果。根據(jù)載荷譜和疲勞試驗(yàn)結(jié)果，采用Miner線性累積損傷理論，支臂各危險(xiǎn)部位經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證的疲勞性能基本同步。

5 結(jié)論

1)支臂疲勞試驗(yàn)高周疲勞載荷的比例以模擬載荷分布為原則、以打樣設(shè)計(jì)載荷為手段確定，大小根據(jù)試驗(yàn)件的疲勞能力、壽命考核要求、各破壞部位和模式匹配考核確定;試驗(yàn)采取整體試驗(yàn)和局部考核相結(jié)合的方法進(jìn)行;疲勞性能計(jì)算采用不同危險(xiǎn)部位、不同特征載荷的方法進(jìn)行;試驗(yàn)獲得了各危險(xiǎn)部位準(zhǔn)確的疲勞試驗(yàn)結(jié)果及準(zhǔn)確、匹配的疲勞性能，達(dá)到了物盡其用的效果。

2)由支臂和模擬槳葉組成的雙鉸支梁式支臂整體疲勞試驗(yàn)實(shí)施模型準(zhǔn)確地模擬了支臂的邊界條件。

3)支臂疲勞試驗(yàn)監(jiān)測數(shù)據(jù)分析有力地保證了試驗(yàn)的有效性。

［1］穆志韜，曾本銀.直升機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2009.

［2］潘春蛟，顧文標(biāo)，曾本銀，等.直升機(jī)零部件疲勞試驗(yàn)試驗(yàn)規(guī)范［S］.602所規(guī)范，2005.

［3］李清蓉，喻濺鑒.直升機(jī)尾槳軸疲勞試驗(yàn)技術(shù)研究［J］.直升機(jī)技術(shù)，2009(3).

［4］曾本銀.直升機(jī)結(jié)構(gòu)標(biāo)準(zhǔn)S－N曲線制定規(guī)范［S］.602所，2003.

［5］柳文林，穆志韜.動(dòng)部件疲勞強(qiáng)度減縮系數(shù)確定方法研究［M］.海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào)，2007，22(4).

［6］張如一，沈觀林，李朝弟.應(yīng)變電測與傳感器［M］.北京:清華大學(xué)出版社，1999.