直升機旋翼系統部件強度設計探討

曹欣

摘 要：在科學技術不斷進步的今天，人們對于飛行器的安全教育也逐漸重視起來，這樣就對飛機中各部件有著新的要求。該文闡述了在工程設計階段設計直升機旋翼系統部件的具體流程和具體方法。其中使用SIZINGLOAD處理方法將計算載荷譜、部件構型設計、設計目標期限等用一個值有效聯系，對結構優化設計出現的問題有效處理，提供更加方便、更加有效的處理手段。以試驗自動傾斜器不動環疲勞為主，對試驗中處理問題的思路簡單介紹，希望能夠對此類工程起到借鑒的作用。

關鍵詞：直升機 旋翼系統部件 強度設計

中圖分類號：V215 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2017）02（c）-0013-02

在整個直升機系統中，直升機旋翼系統扮演著重要角色，發揮著重要的作用，這也是飛行運動的基礎，對于飛行器來講，其自身的運動比較復雜，在此過程中所承擔的運行載荷也相對復雜，在此過程中，為了保證飛行器的安全運行，對各個部件將會提出更高的要求。在注重強度設計的基礎上，注重結構設計的方法，在其他國家直升機設計過程中廣泛應用，但在我國才開始引入，就是因為我國引入此方法時間較晚，導致我國直升機設計水平遠遠不及美國、德國等一些發達國家。該文首先分析了直升機旋翼系統部件強度設計的重要性，然后提出了引進SIZING LOAD設計概念的可行性，最后提出了處理部件疲勞試驗中問題的對策。

1 直升機旋翼系統部件強度設計的重要性

從當前直升機的初步設計階段來看，目前直升機的設計得到人們的重視，從設計目標和預估計設計載荷角度來看，目前直升機各部分的生產，例如工程設計、工程驗證等，都需要在各種試驗驗證之后，才能對其進行逐一落實。除此之外，直升機初步設計過程中，強度的設計和結構設計占據著重要的地位，其中在直升機設計過程中，直升機中的全部，零件都需要進行反復的試驗與驗證，對于旋翼系統中的部件，需要從旋翼轉動的角度來提高零件的疲勞強度。也要考慮到一些低周疲勞因素，但在傳統旋翼系統部件設計經驗的影響下，在設計中我國設計人員過度考慮高周疲勞因素，忽視了對低周疲勞因素的考慮，影響了我國直升機系統的設計水平。

2 SIZING LOAD設計

對旋翼系統部件進行設計時，主要采用安全壽命法，在此過程中需要對系統部件進行疲勞測試，從中確定出相關部件的疲勞極限f，同時用安全疲勞極限中的f/2來計算相應的疲勞強度。這時，就需要SIZING LOAD概念的引進。在設計旋翼系統強度的過程中，SIZING LOAD是很關鍵的概念，最初設計階段的設計荷載譜在材料的疲勞曲線作用下，將其轉變為設計目標壽命的當量載荷，這種載荷主要是相關部件接合的應力計算，以此可以從中確定出構型及部件的主要尺寸，這樣就可以保證部件的設計強度，這也被稱作SIZING LOAD。由材料S-N曲線表達式中，能夠看出S取何種載荷都沒有影響到曲線形狀，因此，首先應拋開具體結構帶來的影響，結合安全疲勞曲線，使用MNIER法計算期限。表1為計算載荷譜。

首先需要把安全疲勞曲線寫成F-N的形式，第一步我們主要確定和安全疲勞極限相互照應的載荷，其為Sinf，此荷載應結合部件在不同結構的應力下對其進行調整，在此過程中也需要有一個Sinf值，也就確定出一條疲勞曲線，如圖1所示。

主要把疲勞曲線和載荷譜計算所形成的FI循環數Ni和實際循環數值ni完成計算。這樣就能得出載荷譜的總損傷計算公式，在此過程中，主要的壽命表示的是總的損傷達到壽命的SL=I/D，主要是按照不同的Sinf來實現計算，這樣就能從中計算出安全壽命和Sinf之間的函數曲線。隨后根據曲線和構件目標中的壽命，從中確定出Sinfo，如果說某一部件中的主要部分出現了擦蝕，那么就需要對其進行計算。

首先，在沒有擦蝕的情況下，其中載荷主要是根據沒有擦蝕的曲線方程來確定；其次，當有擦蝕的情況下，其中載荷主要是由擦蝕的曲線方程來確定；在其使用過程中，需要確定相關的疲勞荷載數值。并計算出每一個部件對應的應力。應當根據相關的計劃安排來實現全尺寸的疲勞試驗，在此過程中，務必要將部件中的等效應力進行比較，其主要做出幾項必要的疲勞測試即可。其強度縮減系數可能會在0.5左右，并且若是正確估算飛行荷載譜預估算，就能獲得試用期限的目標值。在沒有擦蝕的狀況下，由疲勞打樣載荷算出的等效應力比較f/2。

3 零件中的疲勞試驗及相關對策

一般來講，系統中的各部分零件都要在疲勞試驗中來進行測試，并且保證必要的疲勞極限，例如自動切斜器不動環為主的試驗，圖2為自動傾斜器不動環示意圖。應先確定出試驗荷載，確定試驗荷載是以分析部件應力為主，結合應力分析構建起荷載-應力關系和材料S-N曲線，再確定出初級動載荷。在處理部件疲勞試驗中的問題時，應結合問題的實際情況，選擇出相應的處理對策，不能盲目地解決問題，避免問題擴大化，影響整個系統的正常運作。在處理部件疲勞問題時，可總結處理每次問題的經驗，記錄每次出現問題的原因，為下次妥善處理這類型的問題奠定堅實的基礎。

對于自動切斜器中的不動環來講，其第一級的實驗載荷主要是-27 500 N、±25 000 N，當其經過50 000次的不斷循環以后，在一個支臂上就會出現裂痕，所出現的這個結果和疲勞試驗中呈現的內容不一致。綜合分析來講，一般由部件自身存在的缺陷、施加了過高的荷載引發了這樣的結果。在出現這樣的結果后，不能視而不見，應該及時補救裂紋，避免裂紋擴大。

通過采用不同的方法，進一步尋找到了引起裂紋的主要原因，其主要是在不動環另一個完好的相似支臂中出現裂紋，其所貼的應變片，將會施加5 000 N的靜載荷盈利。得到微應變為400×10-6，取E=70 000 N，則=28 MPa，在分析應力結果后發現，對應SIZING LOAD載荷F=27500±8515N，=116±36 MPa。這樣就能夠看出來，計算結果與試驗測量結果對比，前者要比后者低，真實應力是=154±47.6 MPa。根據這個數值，就能分析得出裂紋出現并不是由于部件有缺陷造成的，而是試驗荷載過高引發的。為了深入證明這一結論，從中系統性地分析了不動環有限元的計算，其可以在計算所產生的數據中看到，其對應荷載F-=5000 N應力值為=35 MPa。

當逐漸掌握到了不動破壞的原因后，需要準確處理另一個問題，也就是能否正確對其進行應用。一般來講，在初步設計時，當確定其計算載荷以后，為了保證穩定性，通常都會使用保守的方法，這樣一來就可以借鑒其它機型之間的對比情況，其主要形式如表2所示。

從表2中的數據可看出，不動環上的SIZINGLOAD值是有些偏高的，這樣在飛行荷載測量過程中，會不斷降低。并且，在此過程中使用載荷譜估算不動環的使用壽命，從有關的數據結果來看，當飛行載荷在測試時，載荷水平就會達到載荷譜計算，可是部件壽命還在490個小時內容，在整個飛行安全檢測過程中，自動傾斜器不動環可利用在飛行載荷測量中，在確保飛行安全監測下，再進行設計和修改部件。但實事求是的來講，我國還缺少專業的直升機旋翼系統部件強度設計人員，這是我國直升機設計水平不高的真正原因，因此，我國急需要培養一大批專業的直升機部件設計水平，從而提高我國直升機系統設計水平，也能快速地解決在設計直升機旋翼系統部件強度中出現的問題。

4 結語

根據以上分析來看，主要對直升機旋翼系統中相關部件進行測試，并且從中也討論自動傾斜器不動疲勞試驗，在設計過程中，需要考慮以下幾個問題：一是使用科學有效的應力分析法，從中確定載荷和應力的主要關系，這是疲勞試驗載荷確定的首要工作。二是在其實驗部件中貼上應變片可以保證其實驗結果的準確性，并且還能掌握更多的載荷信息，便于及時處理出現的問題，通過研究后發現，這種方法很有效。同時，我國想要提高直升機旋翼系統部件設計強度，還可以借鑒其他國家的設計經驗和啟示，但這里所說的借鑒，并不是盲目的、一味的借鑒，而是應該結合我國國情和直升機旋翼系統部件設計強度實際情況，要有針對性、有目的性的借鑒，唯有這樣，才能真正地提高我國直升機旋翼系統部件設計強度，促進我國社會經濟更加快速的發展。

參考文獻

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