槳葉根部段靜強度試驗控制方法研究

陳淑平,曹發勝

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

槳葉根部段靜強度試驗控制方法研究

陳淑平,曹發勝

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

槳葉根部段靜強度試驗力控制方案中，由于各通道力載荷間存在交叉耦合現象，造成各方向作動器施加力載荷與試件實際受載情況不一致，試驗過程中需要對各通道控制載荷進行修正計算，存在試驗周期長，無法保證等比例加載等缺點。針對上述問題，選取某直升機復合材料槳葉根段結構，以其真實受載情況作為分析對象，以應變作為控制參數，在揮舞、擺振通道引入應變控制方式，提出力控制和應變控制相結合的聯合控制方案。通過對兩種控制方案進行對比試驗，得出結論：新方案控制參數穩定可靠，可有效縮短試驗周期，并能解決各級應變非等比例加載問題，可為以后同類型試驗的控制工作提供參考。

槳葉根部段；靜強度試驗；耦合；應變控制；聯合控制

0 引言

槳葉根部零組件較多、結構復雜，承擔著將槳葉上所有載荷傳遞到槳轂上的任務，是槳葉受力狀態最復雜的部位[1]，其靜強度是直升機研制過程中必須要研究的問題。

槳葉根部自重較小，故載荷設計和試驗時忽略其自身重力的影響，僅考慮離心力、揮舞彎矩和擺振彎矩3種載荷[2]。現行力控制方案試驗過程中，各通道施加的力載荷間存在交叉耦合現象，作動器施加載荷(載荷譜)與試件真實受載不一致，造成按理論力載荷譜加載時每級載荷下對應的實測應變與理論應變值誤差較大。基于上述因素，結合各剖面應變與彎矩的關系，試驗時應將應變(而非各通道施加的力載荷)作為彎矩考核的依據。而為達到應變測量要求，力控制方案需要對各載荷級數下的力控制載荷進行修正，以保證其對應的實測應變與理論應變接近或相等。針對上述問題，應尋求一種更有效的控制參數，該參數位于耦合效應終端，能反映試件的真實受載情況，且試驗人員可以直接獲取。應變控制以試件各方向應變橋路的輸出結果作為控制參數，而應變值反映的是試件在當前載荷下的真實受載情況，因此有效避開了耦合效應對試驗控制產生的困擾，且能保證按各級應變等比例加載。

1 試驗概述

選取某型機復合材料槳葉根部段為研究對象，確定直升機槳葉根部段的使用載荷，考核剖面為0剖面[3]，各載荷方向定義見圖1。

如圖1所示，在槳葉根段規定剖面處粘貼揮舞、擺振測試應變片，同時在試件上沿軸線方向布置軸向力測試應變片，并對擺振測試應變片進行物理解耦。

圖1中備用剖面應布置在槳葉根段最不易破壞的部位，且與加載夾具保持適當的距離，主要應用在聯合控制方案中。

1.1試驗標定

正式試驗前，先進行揮舞、擺振彎矩標定，得出揮舞載荷-應變、擺振載荷-應變擬合曲線，其標定方程見表1。表1中，x為力，單位為N；y為應變，單位為με。

其中，試件揮舞、擺振方向的標定載荷應結合試件設計載荷和變形情況制定，標定方程則應根據對應通道的控制方式設置為力-應變或彎矩-應變。

表1 標定方程

1.2數學模型

根據梁彎曲時橫截面上的正應力計算公式[4]，見式(1)，結合彈性范圍內的應力-應變關系——胡克定律，見公式(2)，將式(2)帶入式(1)可得出揮舞、擺振應變計算公式(3)。其中，E為材料的彈性模量。

對于某一被測剖面指定位置處粘貼的應變片，h、I為定值，結合公式(3)，可知其應變輸出與彎矩成正比。因此，可依據某方向應變輸出值檢驗對應方向彎矩是否達到指定值。

1.3試驗判據

試驗前，根據設計載荷、結合表1中的標定方程，計算出槳葉根段各剖面每級載荷下的揮舞、擺振理論應變值，并以1剖面的實測應變值達到理論應變值作為試驗判據。

2 系統結構

槳葉根部段靜強度試驗系統主要由加載控制系統、液壓伺服系統、載荷/應變傳感器、測量系統、槳葉根部段等部分組成，原理框圖如圖2所示[5]。其中，加載控制系統主要包括主控計算機、控制單元和控制軟件，具備參數設置、載荷譜編制、實時數據處理、多通道協調加載、試驗安全保護等功能。

整個試驗系統的工作過程為：主控計算機按照編制好的試驗載荷譜對控制系統發出控制命令，加載控制系統將控制命令和載荷/應變傳感器反饋值進行比較，控制單元根據該比較結果輸出相應的電流值驅動液壓伺服系統對試驗件進行加載，載荷應變傳感器再將當前值反饋到控制系統端，該過程重復進行，直至控制命令與傳感器反饋值接近或相等。

3 力控制方案

每個控制通道均采用力控制模式，即在控制系統中將離心力、揮舞、擺振三個通道的反饋信號均設置為力傳感器信號。

3.1方案描述

力控制方案中，槳葉根段受載情況原理框圖見圖3。圖中，Fx,Fy,Fz為作動器在對應通道施加的載荷；FLXL、FHW、FBZ是槳葉根段在對應方向的實際受載。εx、εy、εz分別為1剖面離心力、揮舞、擺振方向應變橋路輸出值，vx、vy、vz則為這三個方向對應的位移輸出值。

各通道間耦合關系見式(4)，式中，λij(i=x…z，j=x…z)為Fi載荷在j方向的耦合影響系數，該值會隨試件變形的改變而變化。

因離心力載荷較大，試驗時忽略揮舞、擺振載荷對它的影響，僅在揮舞、擺振兩個方向考慮耦合現象。結合式(3)，可得出揮舞、擺振方向輸出應變與各通道施加載荷間的對應關系，見下式。

由式(5)可知，力控制方案中，各考核剖面揮舞、擺振橋路輸出應變與對應通道施加載荷并非呈一次線性，而是與各通道載荷均相關。

3.2試驗實施與載荷修正

由于交叉耦合效應，揮舞、擺振方向各級理論力載荷下的實測應變與理論應變存在較大誤差，試驗過程中需要對該兩方向的力載荷進行修正。基于公式(5)中λ值為變值，現階段載荷修正計算方法很大程度上是憑工程經驗確定，采用如下步驟④的方法。力控制方案中，試驗實施與載荷修正過程如下：

① 按照試驗要求，根據使用載荷、設計載荷編制理論力載荷譜；

② 結合理論力載荷譜，根據各剖面揮舞、擺振標定方程計算出各剖面理論應變譜；

③ 按照力載荷譜進行相應工況試驗；

④ 根據現有數據得出揮舞(擺振)力-應變(F-ε)一次、二次線性擬合方程，并配以一定的加權系數λ1、λ2，得出載荷修正公式，如式(6)所示。式中，λ1與λ2之和為1，ε為理論應變。

根據公式(6)，將修正后的揮舞、擺振力載荷值F′錄入控制載荷譜，重復步驟③、④，直至考核剖面各級載荷下的揮舞、擺振橋路實測應變與理論應變接近或相等。

4 力控制與應變控制聯合控制方案

4.1方案描述

因離心力載荷>>揮舞(擺振)載荷，試驗時忽略揮舞、擺振通道及試件變形的影響，其控制方式仍設置為力控；揮舞、擺振通道采用應變控制方式。

圖4所示為應變控制方式下揮舞、擺振通道工作原理框圖。如圖中所示，揮舞、擺振控制通道均設置3路輸入信號，2路為應變信號，1路為力信號。應變信號設置2路的目的是當1剖面應變橋路輸出信號異常時，可以將反饋信號及時切換到備用剖面相應橋路輸出，以最大程度地避免因控制信號異常而引起的系統失控。力信號設置的主要目的為監控當前力載荷，并便于通過力控進行試驗安裝和試驗調試，正式試驗時采用應變控制。

試驗前，先進行試驗標定，得出揮舞彎矩-應變、擺振彎矩-應變、1剖面應變-備用剖面應變線性擬合方程，并將備用剖面應變根據擬合方程換算至1剖面相同位階。

4.2可行性分析

相較于力傳感器信號，應變信號更易受外界因素影響，一旦應變輸出信號異常，控制系統必須具備相應的異常信號檢測及處理功能，否則將會引起系統失控。因此，必須對應變控制方式進行可行性分析，并制定詳細的試驗執行方案。下面主要從應變片粘貼和試驗安全保護兩個方面對應變控制的可行性進行分析。

應變片粘貼：為保證應變片橋路輸出信號穩定可靠，應按應變片粘貼規范對應變片粘貼質量提出嚴格要求，并對應變片與測試導線連接點進行焊接固定。

試驗安全保護：為保證試驗安全，當用作反饋信號的應變橋路出現異常時，應先判斷試件是否破壞，并根據判斷結果分別執行如下動作：

1) 試件破壞，破壞瞬間力載荷會發生較大變化，會直接觸發系統力載荷誤差保護事件：Station Interlock，卸載系統壓力并將載荷卸載至0；

2) 試件未破壞，而僅僅是該橋路中的應變片損壞，此時應變片橋路輸出異常，輸出為滿量程值或變化幅度較大的應變信號，會直接觸發系統相應的通道應變極限保護或誤差保護事件:Mode Switch,將其反饋信號由1剖面切換至備用剖面對應橋路。同時，應在上述異常信號處理方案的基礎上采取人工干預，根據當前載荷狀態選擇不同的應對方案：①當前載荷≤使用載荷時，應執行載荷卸載命令，修復或替換1剖面損壞應變片；②當前載荷≥設計載荷時，應繼續加載直至考核載荷或試件破壞。

綜合以上內容，通過控制應變片粘貼質量和采取合理的異常信號處理方法，該方案切實可行。

5 試驗結果對比

表2、表3分別為揮舞、擺振方向在兩種控制方案下的試驗結果。表中，揮舞力、擺振力為作動器在對應方向施加的載荷。

表2 兩種控制方案下揮舞載荷及應變輸出

表3 兩種控制方案下擺振載荷及應變輸出

通過分析兩表中的數據可知，力控制方案中，雖對揮舞、擺振控制載荷進行了修正，其各級載荷下的實測應變與理論應變仍存在一定誤差，該誤差隨試驗載荷的加大而加大，且各級載荷下的應變輸出非等比例。同時，力控制方式時，需在離心力達到考核目標值后保載，同時對該兩通道的揮舞、擺振載荷進行手動修正(序號7以后)，直至其對應的實測應變與理論應變接近或相等。而應變控制方案中控制參數為應變，能較好地將每級載荷中的應變控制在誤差范圍內，且能保證按各級應變等比例加載，滿足試驗控制要求。

6 結論

通過對兩種控制方案試驗結果進行對比分析可知，對揮舞、擺振通道采用應變控制方式，能較大程度地簡化試驗過程，提高應變控制精度，且解決了力控制方案中各級應變間非等比例加載問題，符合試驗考核要求，能應用于各型號直升機同類型試驗的控制工作。

[1] 劉達經，方永紅,等.大型復合材料槳葉根部段抗疲勞設計研究[J].直升機技術，2007,(3):62-64.

[2] 程小全，高宇劍.含穿透損傷復合材料槳葉結構靜強度分析[J].失效分析與預防，2011,6(1):25-26.

[3] 趙 麗.某型機主槳葉根部段靜強度試驗報告[Z].中國直升機設計研究所，2011:2-5.

[4] 范欽珊，殷雅俊.材料力學[M].北京：清華大學出版社，2014:108-112.

[5] 李 健，趙俊杰.結構疲勞試驗控制系統關鍵技術[J].測控技術，2013,32(12):83-86.

StudyofControlMethodforBladeRootStaticTest

CHEN Shuping，CAO Fasheng

(China Helicopter Research and Development Institute,Jingdezhen 333001,China)

In the process of blade root static test force control method,cross coupling exists in each channel;the load imposed on test part by actuator in every direction is not equal to the real load in that direction.Therefore,it is necessary to recalculate the load of each control channel,the test process is so complex that it needs a long time to accomplish the test task.To solve this problem,selected the blade root as the test object and analyzed its structure during test process.Strain control modes were adopted in flap and lag control channels,force control mode reserved in control channel of axial force.Contrasted the two control methods,the combination control method could shorten the test period,ensured the load process in geometric proportion and served as a reference for later similar tests.

blade root;static test;cross coupling;strain control;combination control

2016-11-02

陳淑平(1985-)，女，山東泰安人，碩士，工程師，主要研究方向：直升機靜力試驗技術。

1673-1220(2017)03-055-05

V216.1+2

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